缝道流动的脉动参数对多段翼型升力特性的影响

采用风洞实验的方法,在不停风且固定迎角和几何构型的情况下,通过对比有、无人为脉动压力扰动时多段翼型升力特性的变化,证明多段翼型缝道流动的脉动参数(包括脉动速度和脉动压力)对其升力特性有着不可忽视的影响.人为扰动源为模型表面埋设的有源式蜂鸣器.蜂鸣器出口20mm处的声压级约为60dB.实验表明,在研究范围内,弱声学扰动可使翼型的升力系数降低.升力系数的减少量随扰动的位置、频率变化而变化,最大减少量为1.8%.提出在多段翼型的实验评估工作中需要注意风洞本底噪声、模型尺度、加工质量对缝道脉动压力和脉动速度等参数的影响以及相应升力特性的变化.     

低速航空声学风洞背景噪声测试技术研究

介绍了在国内第一个全新设计的0.55m×0.4m航空声学引导风洞开展风洞背景噪声测量的技术方案和方法,对电容式麦克风、脉动压力传感器、预极化和非预极化传声器、自由场和压力场传声器、传声器安装方式以及声学频谱算法进行了比较实验和分析.在初期实验过程中,根据测试结果优化了风洞降噪方案,达到了较为理想的风洞背景噪声指标.测试结果表明:采用电容式麦克风比采用脉动压力传感器得到的频谱和声压级精度高;在消声部段前后的同一侧洞壁上测量,可以得到消声部段传声损失;压力场和自由场传声器在修正后可以互换使用;为得到重复性较好的背景噪声频谱和有效声压级,采用频谱线性平均算法.实验结果对低速航空声学风洞背景噪声测试具有一定的指导意义.     

NACA0012翼型跨音速测压实验研究

本文为NACA0012翼型在NH-1风洞进行跨音速二维测压实验的研究报告。文中将本风洞的实验结果与国外大风洞的相应实验结果及国内某些理论计算结果作了比较。比较表明曲线规律一致,数据符合较好,说明按现行实验方法得到的本风洞跨音速测压数据是可靠的。本文还对参考点M数、洞壁干扰修正及激波位置等问题作了简要的分析。     

现代航空声学风洞技术现状与发展

随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点.指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题.论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术.阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展.结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5~25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10~15dB.在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展.突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用.     

航空声学风洞的声学设计研究

随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了航空声学风洞声学设计的基本要求、应考虑的主要问题,提出了航空声学风洞声学设计的方法等.并将这些研究成果应用于引导风洞研制中,得到了在开口试验段风速80m/s时,气流外2m测点处背景噪声76.5dB(A)的结果.     

跨音速变开闭比风洞的改进实验研究

如何选择变开孔壁板的最佳参数是风洞优化设计的重要课题之一。为此,我们对NH—1风洞跨音速变开孔壁继续进行了综合参数调试的实验研究,结果表明,改善了跨音速流场品质,达到了国内较先进水平。 在国内AT—1型风洞中,我们首次使用变开孔壁板,调试了M=1.35二元型面喷管,获得了较满意的结果,从而扩大了NH—上风洞跨音速试验范围,实验M数从原来的0.6～1.2改进为0.6～1.42。文中还结出了风洞校测参数ΔM的修正公式,从而提高了实验M数的准确性。     

基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究

根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度.通过数值仿真和在0.55m×0.4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力.研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验.最后还采用36通道的麦克风阵列在0.55m×0.4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性.     

NF-3风洞螺旋桨实验段的声学改造

在分析螺旋桨噪声特性和声学实验对风洞的要求的基础上,结合NF-3风洞的特点和声学工程设计经验,对该风洞螺旋桨实验段进行了声学改造。检测结果表明,改造的效果令人满意,NF-3风洞已初步具备声学实验能力。     

高超声速风洞来流扰动测量及数据后处理技术研究

来流扰动对高超声速风洞中开展的实验研究，如层/湍流边界层的不稳定性与转捩实验，有直接影响。为加深对高超声速风洞中边界层转捩实验的认识，需对高超声速风洞的来流扰动进行定性与定量的测量与分析。提出一种高超声速风洞扰动模态校测方法，使用热线风速仪和皮托管压力探头对高超声速风洞自由来流进行测量。在小扰动假设前提下通过模态离解分析，并结合直接数值模拟结果，获得风洞自由来流各扰动模态的幅值。运用德国不伦瑞克工业大学马赫数6 Ludwieg式高超声速风洞对该方法进行检验。实验结果显示:该风洞为典型噪声风洞，其来流扰动中声波模态高达扰动总模态的69%，涡波模态和熵波模态约各占15%。该扰动模态校测方法为高超声速风洞的流场扰动测量提供了一个思路，为基于高超声速风洞开展的实验提供了借鉴和参考。     

流阻渐变型后缘抑制BWB发动机噪声衍射实验研究

在翼身融合体（BWB）飞机外形布局中，利用机体部件对发动机噪声源的遮挡作用可以降低发动机对地面的噪声影响。流阻渐变分布的吸声材料可以有效抑制由于声压突然变化而导致的粒子振动速度变大，根据此边缘效应抑制机理，提出了一种新型流阻渐变型后缘来进一步降低BWB发动机对地面的噪声影响。为此，在具有全消声环境的0.55 m×0.4 m声学引导风洞中，利用"NACA0012翼型+旁侧圆柱"的简化模型类比翼身融合体飞机机体与背部发动机之间的外形布局，分别从经典声学和气动声学的角度探讨填充3种不同流阻率吸声材料的翼型后缘对旁侧噪声源衍射噪声的抑制效果，分析在不同来流风速下不同翼型后缘对另一侧声场噪声的不同影响。研究结果表明:旁侧噪声源在有翼型遮挡的情况下，噪声的声压级明显降低，最多能降低约5 dB；而将标准后缘分别更换为3种不同流阻渐变型后缘后，在不同程度上额外抑制了噪声组成中的衍射噪声，从而进一步降低了噪声；且降噪效果与流阻率正相关，其中流阻率最大的吸声材料降噪效果最好，能进一步降低噪声声压级约3 dB；可推测吸声材料流阻率在0~∞的范围中，降噪效果随流阻率r增加呈先增强后减弱的现象。     

声衬试验段环境下航空声学定位试验技术研究

针对在风洞闭口试验段对 C919、MA700等民机进行航空声学定位试验的需求,首先采用声衬试验段、波束形成麦克风相位阵列算法、对角移除反卷积方法和声压级积分方法等措施,解决闭口试验段存在的背景噪声较高、气流对麦克风测量干扰问题,然后采用 MA60飞机模型进行了验证性风洞试验。风洞试验结果表明,声衬试验段有利于在闭口试验段内安装传声器相位阵列、传声器线阵等测量设备,同时背景噪声较常规闭口试验段显著降低,降噪量达5~10dB;MA60飞机模型航空声学定位试验结果量级合理、规律正确,主要声源集中在襟翼位置。这表明,在 FL-9风洞闭口试验段建立了航空声学试验环境和噪声源定位试验技术,可以承担机体气动噪声定位、降噪技术验证等民机型号研制急需的航空声学试验。     

跨音速风洞变开闭比斜孔壁的初步研究

为了减轻跨音速风洞试验的洞壁干扰,改善跨音速风洞的流场品质,自行设计并研制了一套可连续调节开闭比的60°斜孔壁。开闭比变化范围为0～9.2％,在一个600mm×600mm的跨超音速风洞中使用这种变开闭比斜孔壁后,流场品质得到了改善。本文介绍这种变开闭比壁板的概况和M=0.6～1.2范围内的初步试验结果.     

锥柱旋成体跨音速脉动压力风洞试验研究

为研究同时具有"锥—柱"和"柱—裙"拐角的飞行器跨音速脉动压力载荷特征与分布规律,在NF-6风洞中对具有该特点的某旋成体模型开展了试验研究,获得了脉动压力总声压级沿模型纵向的分布规律,及其随来流Ma数与攻角的变化规律。进而通过调整风洞试验段总压改变Re数,获得了脉动压力总声压级在不同Re下的变化规律。结果表明,当来流Ma数达到0.89时,由于激波振荡使旋成体膨胀拐角处出现较强的脉动压力,攻角的增加使脉动压力总声压级有所减小,而Re数的增加使得脉动压力总声压级有所增大,但这种趋势随着来流Ma数接近于1而逐渐减弱。对旋成体跨音速脉动压力载荷的试验研究,为飞行器载荷环境设计提供了依据。     

开式流动腔体的流动机理与控制

本文利用数值模拟和风洞实验相结合的方法,研究了开式流动腔体的流动机理及设置圆柱控制杆后,腔体内声压级(SPL)的变化.数值模拟求解三维N-S方程,采用AUSM+计算格式和k-ω-SST湍流模型.实验在0.6m×0.6m超声速风洞进行,在腔体底部布置了40个静压测量点和15个动态测压点.结果表明,在外流为超声速流时,开式流动的腔体底部压力变化梯度不大,腔体内声压级和频率关系曲线中存在6个SPL的峰值,腔体后部的SPL值高于前部;实施圆杆控制,腔体底部的压力梯度与无控制状态变化不大,但SPL的峰值得到抑制,平均SPL值减小.     

风洞声学测量系统研制

作为5.5m×4m 大型低速航空声学风洞的重要组成部分,声学测量系统主要用于准确识别试验模型气动噪声产生的区域,同时完成不同条件下的风洞背景噪声测试。根据国内外声学测量技术的现状,结合气动声学试验的特殊要求,研制了一套高性能的声学测量系统,用于完成气动噪声源定位和风洞背景噪声的准确测量。试验结果表明,该测量系统能够满足风洞声学试验的测试要求。分布式测试结构提高了系统的可靠性和信噪比;即插即用测试技术的应用有效减少了系统的搭建、配置和编程工作,提高了系统的灵活性和可配置性;多线程并行处理算法的设计和 TDMS 技术的使用实现了153.6MB/s 的数据实时流盘,同时构建的分组存储技术为海量数据的有序存储和快速检索提供了保证。     

跨音速风洞的噪声机理

本文首先对跨音速风洞的噪声机理作了简单的综合介绍。作为实例,较详细地分析了“NH-1”风洞试验段的声学环境。从大量试验数据得知:跨音速试验段的斜孔壁板的噪声值高于直孔壁板的噪声值达十分贝;跨音速壁板的结构参数(δ和ΔH)对声学环境有一定影响,而壁板的开闭比参数(K)对声学环境的影响则甚大。 本文最后介绍一些降低噪声的方法,这是很重要的,因为过高噪声级的声学环境是不宜作动态试验的。     

跨音速非定常测压实验技术

本文描述了在 FL-1风洞中,对 NACA0012翼型进行的非定常跨音速压力测量实验。实验目的是研究在跨音速风洞中二元机翼非定常压力测量的实验技术问题,包括实验装置的设计、数据采集和处理等。并初步研究了 M 数、攻角、振幅和频率等参数对非定常压力分布的影响。     

常规闭口风洞相阵列气动声学试验

传统气动声学研究观点认为,精确的声学测量要求风洞背景噪声和洞壁反射足够低,传声器测量结果有足够高的信噪比,这是大多数风洞无法达到的要求.近些年,基于声纳和雷达技术发展起来的麦克风相阵列技术可以通过增加阵列的传声器数目从而大幅提高声学测量的信噪比,具有噪声源研究和定位能力,并被成功地应用于非声学固壁风洞噪声源测量和噪声物理机制研究.作者基于相阵列波束生成频域算法研制出常规闭口风洞相阵列系统及相关技术,在FD-09风洞尝试进行了相阵列校准试验和某民机噪声测量试验.结果表明:相阵列技术能够准确捕捉到真实的校准声源,并从技术上验证了相阵列系统在常规闭口风洞测量气动噪声是有效的.     

FL-7风洞M数的模糊控制方法

FL 7风洞是以三台航空发动机为动力的跨音速风洞 ,通过调节发动机转速、柔壁及旁路活门开度来实现对M数的控制。影响M数的因素较多 ,很难建立精确的数学模型 ,为了提高M数控制速度和精度 ,在新改造的FL 7风洞测控系统中 ,采用了模糊控制、自学习等控制策略 ,取得了良好的效果。笔者对控制方法和控制规则作了介绍。     

摇臂式起落架结构件气动噪声试验研究

在航空声学风洞中进行了摇臂式起落架结构件的气动噪声试验,获取起落架结构件气动噪声的频谱特性曲线,研究了起落架的噪声产生机制和噪声源特性.通过对起落架局部构型的调整,探索降低起落架噪声的方法.结果表明:摇臂式起落架部件辐射的噪声随着来流速度的增加而增大;噪声频谱呈现宽频的特性,频谱中具有明显的优势频率;噪声源具有偶极子声源性质,且具有一定的指向性;噪声频谱中所包含的某种纯音成分为起落架上某些孔洞所致的自激振荡噪声;封堵起落架上的这些孔洞或者减小起落架的长度能降低噪声声压级.