等离子体抑制双柱绕流噪声实验研究

由于飞机起落架的很多结构可以简化为圆柱,可以通过研究等离子体抑制双柱绕流的噪声来研究等离子体抑制起落架气动噪声的可能性.实验在低速风洞中进行,来流速度分别为34、51、68和85 m/s,采用在上游圆柱体模型后半部的内外表面铺设四组等离子体激励器的方法,验证等离子体激励抑制双柱绕流气动噪声的效果.结果表明:应用等离子体主动流动控制技术,单频降噪量最大为6 dB,总声压级最大降低了3 dB,并对噪声峰值频率产生了影响,激励前的二阶频率约为390 Hz,激励后的二阶频率约为510 Hz.     

应用等离子体激励器抑制串列双圆柱噪声的数值仿真研究

针对等离子体激励下的串列双圆柱绕流噪声抑制问题，通过将等离子体体积力模型、脱落涡模拟、声比拟理论等技术相结合的数值模拟方法，研究不同来流速度下等离子体激励器安装位置对双圆柱分离流形态控制与远场噪声抑制效果的影响。结果表明，当所施加的等离子体激励位于圆柱流动分离点附近时，控制措施可有效减小分离涡尺度和湍流强度，并显著降低远场监测点的总声压级。随着来流速度增大，等离子体激励器的降噪效果增强，同时最优安装位置前移。当来流速度达到55m/s时获得最优降噪效果，其远场监测点声压级频谱峰值和总声压级分别降低11.5dB和8.3dB。而随着来流速度的进一步增大，等离子体激励器的降噪效果逐渐减弱。所得结果对于等离子体流动控制抑制串列圆柱噪声的实际应用有一定指导意义。     

现代大型飞机起落架气动噪声研究进展

起落架部件是现代大型飞机在起飞、着陆阶段时最主要的一类机体气动噪声源。本文主要概括了国内外利用风洞试验、飞行试验和数值模拟等手段在大型飞机起落架气动噪声研究领域所取得的研究成果和最新进展,主要包括起落架噪声的产生机理、起落架降噪的主要方法、风洞试验需要遵循的相似律和工程预测起落架噪声方法的发展等。已有的研究表明,起落架宽频噪声主要包括分离噪声和上下游部件相互干扰噪声两类,而纯音噪声主要来自空腔结构的声激振现象。使用整流罩、等离子体激励等主、被动控制技术抑制钝体分离和流动干扰现象,这些方法能够显著降低起落架噪声。文末还对起落架噪声的未来研究进行了展望。     

后壁倒角对空腔噪声的抑制效果

对不同后壁角度（δr）时长深比为9的空腔模型底面中心线上的声压级分布、不同测点声压频谱特性进行分析,着重研究了后壁倒角对空腔噪声的抑制效果。结果表明,无论是在亚声速还是在超声速,空腔后壁角度增大,使得空腔内不同测点的声压级都有所降低,特别是后壁处的声压级明显降低;对不同测点的声压频谱特性也有一定影响,特别是对空腔流激振荡峰值频率时的噪声声压级有较为明显的抑制效果。可见,增大空腔后壁角度对空腔噪声有一定的抑制效果。     

锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验

当前中国民用飞机高速发展，噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段，飞行高度较低且处于机场附近，其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大，成为研究的重点。此外，起落架在收放过程中，除自身脱落涡产生的噪声外，当起落架舱门开启时，舱体空腔内产生自持性振荡噪声，与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声，直接影响到整个着陆系统噪声水平，因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象，提出一种低马赫数（0.2Ma/0.25Ma）条件下，利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法，并在0.55 m×0.4 m航空声学风洞进行试验验证。首先，从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析，分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后，在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元，以改变自由来流状态，验证降噪措施；同时采用参数化研究方法，研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后，将起落架模型安装于舱体空腔内，分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明，锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用，在本试验条件下，30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。     

活塞式合成射流技术及其应用研究

设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明：合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。     

高速压气机叶栅纳秒脉冲等离子体流动控制仿真研究

为研究纳秒脉冲等离子体气动激励在高亚声速来流条件下抑制压气机叶栅流动的分离机制,建立了基于唯象学的模拟纳秒脉冲介质阻挡等离子体气动激励特性的热源模型,在微秒量级时间尺度上分析研究了纳秒脉冲等离子体气动激励对叶栅通道流动结构的影响机制,并初步探究了纳秒脉冲等离子体气动激励的流动控制规律。研究结果表明:基于唯象学的热源模型能够较好地模拟纳秒脉冲等离子体气动激励诱导产生冲击波的气动特性;纳秒脉冲等离子体气动激励诱导产生的冲击波在高亚声速来流条件下能够对叶栅通道流动结构产生较大影响,其影响规律与激励特征和流场特性有关;高亚声速来流条件下,在叶栅通道中施加纳秒脉冲等离子体气动激励能够降低通道出口总压损失,改变流场结构。     

脉冲放电等离子体控制火箭发动机高频燃烧不稳定性机理

为研究等离子体对火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响,提出了一种基于脉冲激励准直流放电等离子体的控制方案,采用数值仿真方法研究了脉冲放电等离子体对燃烧室流场平均参数及动态特征的影响规律。结果表明:脉冲激励下燃烧室平均温度和压力都较定常激励下有所降低,对整个燃烧室的影响可以忽略。与定常激励相似,等离子体可以在一段时间内抑制高频压力振荡,而且在特定控制参数下其对不稳定燃烧的抑制效果优于定常激励方式;从功率谱密度分析可知脉冲激励下燃烧室压力振荡特征频率由燃烧室固有声学频率和脉冲激励频率两者共同决定,提高激励频率则特征频率幅值有所降低。脉冲激励方式与定常激励一样不改变燃烧室压力-释热耦合特征,但是通过降低释热率能够改变压力振荡幅值,进而实现对高频不稳定燃烧的抑制。在所研究工况中,激励频率为50 kHz、占空比为20%的脉冲控制参数下等离子体的抑制效果最佳。      

某矩形空腔在马赫数3的气动噪声特性研究

文中针对某矩形空腔在马赫数3时的空腔气动噪声特性,进行了数值计算与风洞试验研究。数值研究中使用非线性噪声分析(NLAS)方法进行空腔气动噪声计算,可有效捕捉空腔流动的主要特征,例如剪切层、主频等。试验研究表明,在马赫数3时空腔流场中出现比较明显的脉动偏振,且随站位后移,此现象明显加强;长深比5时有比较明显的反馈激励现象,4阶、8阶主频峰值较高易察觉,其他阶主频不强烈;随长深比增加,空腔逐渐变为闭式空腔,主频峰值基本消失,噪声降低明显。     

脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验

 为了提高等离子体气动激励控制附面层的能力,进行了脉冲等离子体气动激励抑制NACA 0015翼型失速分离的实验,研究了等离子体气动激励电压、位置、占空比和脉冲频率等对流动分离抑制效果的影响。在来流速度为72 m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离,翼型的升力增大约35%,翼型的临界失速迎角由18°增大到21°。实验结果表明：分离越严重,来流速度越大,有效抑制翼型失速分离的阈值电压越大;等离子体气动激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;调节占空比,可以在控制效果相当的情况下,降低等离子体气动激励所消耗的功率;当脉冲频率使斯特劳哈尔数等于1时,控制效果最佳。     

武器舱气动噪声主动流动控制技术风洞试验研究

针对飞机弹舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性等问题,以高速风洞动静态压力测量技术为研究手段,开展了基于脉冲射流激励器（Powered Resonance Tubes,PRTB）的武器舱气动噪声抑制技术试验研究。试验结果表明,试验模型具有典型的开式空腔流动特点,武器舱内部非定常流动引起的声载荷可达到150dB。PIV 试验结果研究表明空腔前缘布置主动脉冲射流激励器对剪切层施加激励,会改变武器舱上部剪切层的流动特性,对这种高强度的声载荷起到一定的抑制作用。     

前缘高频振动对亚声速开式空腔内强噪声影响的数值研究

空腔流动现象广泛存在于各类航空飞行器中,对其包含的多种复杂物理现象的研究具有十分重要的工程及实际意义。采用大涡模拟方法对开式空腔噪声进行数值仿真,并研究了腔体前缘壁面施加高频振动后对腔体内部纯音噪声及模态的影响。研究发现随着壁面振动频率的提高,腔体内部的纯音噪声峰值逐渐降低,当腔体前缘壁面振动频率达到4000 Hz时,腔体内部1阶与2阶模态的纯音噪声峰值分别降低15 dB和17 dB。因此在腔体前缘壁面施加高频振动能显著地降低腔体内部的纯音噪声,为扩展开式空腔的工程应用奠定了良好的理论基础。     

空腔噪声及扰流板控制措施研究

空腔噪声及其相关技术的研究在现代战机研发中具有重要意义。本文采用数值模拟的方法计算了长深比L/D=6的空腔在亚音速下的流动,分析了其发声的机理,以及空腔不同位置处声压的幅频和总声压级特性,研究了在腔体前缘加装扰流板以抑制噪声的流动控制措施,并在此基础上进行了风洞试验验证,计算及试验结果表明：该方法效果良好,且结构简单、...     

Leading-edge flow separation control over an airfoil using a symmetrical dielectric barrier discharge plasma actuator

In order to promote an in-depth understanding of the mechanism of leading-edge flow separation control over an airfoil using a symmetrical Dielectric Barrier Discharge(DBD) plasma actuator excited by a steady-mode excitation, an experimental investigation of an SC(2)-0714 supercritical airfoil with a symmetrical DBD plasma actuator was performed in a closed chamber and a low-speed wind tunnel. The plasma actuator was mounted at the leading edge of the airfoil.Time-resolved Particle Image Velocimetry(PIV) results of the near-wall region in quiescent air suggested that the symmetrical DBD plasma actuator could induce some coherent structures in the separated shear layer, and these structures were linked to a dominant frequency of f0= 39 Hz when the peak-to-peak voltage of the plasma actuator was 9.8 kV. In addition, an analysis of flow structures without and with plasma actuation around the upper side of the airfoil at an angle of attack of18° for a wind speed of 3 m/s(Reynolds number Re = 20000) indicated that the dynamic process of leading-edge flow separation control over an airfoil could be divided into three stages. Initially, this plasma actuator could reinforce the shedding vortices in the separated shear layer. Then, these vortical structures could deflect the separated flow towards the wall by promoting the mixing between the outside flow with a high kinetic energy and the flow near the surface. After that, the plasma actuator induced a series of rolling vortices in the vicinity of the suction side of the airfoil, and these vortical structures could transfer momentum from the leading edge of the airfoil to the separated region, resulting in a reattachment of the separated flow around the airfoil.     

Aerodynamic performance enhancement of a flying wing using nanosecond pulsed DBD plasma actuator

Experimental investigation of aerodynamic control on a 35 swept flying wing by means of nanosecond dielectric barrier discharge(NS-DBD) plasma was carried out at subsonic flow speed of 20–40 m/s, corresponding to Reynolds number of 3.1 · 105–6.2 · 105. In control condition, the plasma actuator was installed symmetrically on the leading edge of the wing. Lift coefficient, drag coefficient, lift-to-drag ratio and pitching moment coefficient were tested with and without control for a range of angles of attack. The tested results indicate that an increase of 14.5% in maximum lift coefficient, a decrease of 34.2% in drag coefficient, an increase of 22.4% in maximum lift-to-drag ratio and an increase of 2 at stall angle of attack could be achieved compared with the baseline case. The effects of pulsed frequency, amplitude and chord Reynolds number were also investigated.And the results revealed that control efficiency demonstrated strong dependence on pulsed frequency. Moreover, the results of pitching moment coefficient indicated that the breakdown of leading edge vortices could be delayed by plasma actuator at low pulsed frequencies.     

介质阻挡放电对增升装置气动性能的影响

增升装置是传统构型飞机的重要组成部分,对飞行器气动性能有重要影响。将高效、简便、节能的介质阻挡放电(Dielectric Barrier Discharge,DBD)等离子体激励器布置在增升装置附近,通过对流场进行控制来达到提高增升装置气动性能的作用。选取二维翼型GAW-1及其29%襟翼作为研究对象,在分析基础流场的基础上,固定激励器放电频率等参数不变,将单级介质阻挡放电激励器放置在几个不同位置,用数值模拟的方法研究其对翼型总体气动特性的影响。仿真结果表明,主翼上表面后缘处的激励器增升效果最好,增升达12.8%且将失速迎角推迟约2°,主翼下表面后缘的升阻比增加可达15%。     

翼型动态失速等离子体流动控制试验

针对动态失速引起的翼型气动性能恶化的问题,利用小型化的激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,借助动态压力测量和外触发式粒子图像测速（PIV）等手段开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,提高翼型气动效率,减小气动力随迎角变化的迟滞区域。等离子体诱导出前缘附近的贴体翼面涡,促进分离流再附;增加了上翼面0.2~0.4弦长区域的吸力,减小了升力系数功率谱密度（PSD）分布的二、三、四阶能量幅值,在研究工况下实现了平均升力系数增加7.1%、失速迎角推迟1.3°和迟滞区域减小4.5%的明显控制效果;4°~9°迎角段,等离子体使得翼型平均阻力系数减小40%。此外,振荡频率增加使翼型绕流的非定常性增强,较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制,均需要增加等离子体激励强度才能达到较好的控制效果。     

前缘直板扰流对高速空腔的降噪效果分析

高速空腔复杂流动和噪声一直是航空航天领域所关注的问题,高强度的空腔噪声不仅影响腔内仪器设备的正常运行,还会对其自身的结构产生疲劳破坏,进而影响飞行器的飞行安全和品质,因此空腔噪声的抑制研究和典型控制方法的降噪效果分析对提高飞行器结构安全性意义重大。本文通过开展高速风洞试验研究跨超声速（Ma=0.9和Ma=1.5）来流条件下前缘直板装置对空腔（长深比为6）流动和噪声的控制机理,通过对比多种前缘直板控制条件下的腔内噪声声压级（SPL）分布,确定直板控制参数的优化选择方法及最优参数;利用静态/动态压力传感器和油流试验采集腔内静压、脉动压力和壁面流谱,着重分析前缘直板对腔内流动结构、声压级和声压频谱的影响规律。结果表明：前缘直板可以大幅度抬高剪切层的位置,使得后缘的撞击区域后移,从而削弱流体进入腔内的流量和强度;可以有效降低腔内静压、减小回流强度和范围,对腔内声压级和峰值噪声也具有显著的抑制效果,Ma=0.9和Ma=1.5时后缘声压级降低幅值可达11.13 dB和8.0 dB。前缘直板流动控制为高速来流条件下空腔噪声的抑制提供了一种新的方法,可有效应用于飞行器上空腔结构的流动/噪声控制,具有重要的工程应用价值和前景。     

软性多孔材料圆柱降噪特性实验研究

空腔噪声为气动噪声领域中重要的一部分,声衬作为一种有效的降噪措施,其原理为微穿孔板吸声体,即多个亥姆霍兹共鸣器并联,通过激发背腔共振吸收声能。声衬的吸声效果受到多个结构参数的影响,针对低速空腔气动噪声问题,通过微穿孔板吸声体原理对声衬进行多参数混合设计,并将其加装到空腔中,对比加装声衬前后空腔噪声的频谱特性,评估声衬在空腔噪声问题中的降噪效果,分析加装声衬对空腔噪声的自激振荡及声共振产生的影响。     

毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验

在来流速度为30m/s时,进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘,峰峰值电压为9.5kV时,放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明:等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性;在最佳无量纲脉冲激励频率F+≈1时,临界失速迎角由14°提高到17°,最大升力系数提高10%;占空比对流动控制效果影响较大,减小占空比可以降低能耗,实验中最佳占空比为5%;俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性.