涡桨飞机螺旋桨气动噪声特性试验研究

随着航空公司短途航线由涡扇发动机转向涡轮螺旋桨发动机,以及机场周边噪声污染的限制越来越严格,商用螺旋桨飞机的声学特征正成为关键的设计参数。为研究螺旋桨的气动性能和声学特性,以某型涡桨飞机六叶螺旋桨为研究对象,在北京航空航天大学沙河校区D5气动声学风洞开展实验研究。实验中对螺旋桨在固定桨叶角设置和旋转速度条件下不同来流风速的组合工况进行测量,以获取不同工况下螺旋桨的天平测力数据和远场声压信号,经过快速傅里叶变换得到来流速度对螺旋桨远场噪声的影响规律。实验结果表明:在较大来流条件下离散部分噪声能激发出更高阶的谐波噪声,各阶谐波噪声幅值随着谐波数增大逐渐降低;当风速较低时宽频噪声声压级增大,这是由于在低前进比条件下,叶片处于失速状态,拉力系数处于非线性段,与叶片表面复杂流场引起的湍流噪声增加有关。通过指向性分析可知,位于桨盘上游位置的总声压级水平大于桨盘下游位置的总声压级水平,主要是因为螺旋桨桨盘前后的相对速度发生了变化,导致了声传播距离的延迟和加速现象。     

六自由度飞行实时仿真和功率谱法比较

大气紊流是飞机巡航状态中影响飞机运动的主要大气扰动现象,以奖状飞机和波音747为例,研究飞机受大气紊流影响所产生的飞行姿态变化。使用了两种方法进行飞行仿真,一种是基于六自由度飞行力学方程的实时仿真法,另一种是基于线性化小扰动方程组的响应频谱法。通过与试飞数据进行比较,分析两种方法的优缺点。研究表明,六自由度飞行实时仿真可以更好地模拟大型飞机大气扰动下的飞行状态,较准确地表征各项参数变化特性。     

大型客机机翼前缘缝翼气动及其机构一体化设计

前缘缝翼系统设计是一个涉及多目标、多学科综合的问题。针对这一复杂问题,首先解决了前缘缝翼支撑与驱动机构设计的诸多难点,然后利用CATIA二次开发技术,建立了一套气动和机构一体化设计平台,将前缘缝翼气动设计和机构设计有机地结合起来。大型客机前缘缝翼气动机构一体化设计子平台的功能是向用户提供前缘缝翼以及支撑与驱动机构设计参数的输入;然后驱动CATIA自动生成前缘缝翼起飞着陆状态的气动外形;在此基础上自动生成支撑与驱动机构零件,装配并仿真;最后通过高效的气动评估方法来评估前缘缝翼在机构引导下得到的起飞着陆性能是否满足总体设计要求。     

CJ828大型客机平衡场长分析

起飞性能是大型客机飞行性能技术要求的重要组成部分,从平衡场长角度对大型干线客机CJ828的起飞性能进行估算分析.在海平面和高原气候下,对“加速-起飞”和“加速-停止”两种情况的飞机起飞场长进行计算,计算不同情况下的平衡场长和失效速度.针对拉萨贡嘎机场,评价高原起飞性能.从起飞重量、机场高度、发动机推力和机翼面积四个角度分析平衡场长的影响因素.最终确定CJ828起飞性能.     

地效飞行器波浪地面飞行气动性能数值研究

 使用Fluent软件求解非定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和标准k-ε湍流模型，采用滑移网格技术数值模拟地效飞行器在波浪地面上方飞行的全机流场，研究波浪地面对气动性能的影响。在余弦波浪地面上方飞行，气动力呈现周期性，文中给出了一个周期内气动力的变化规律，分析了飞行高度和迎角对气动力平均值和气动力波动幅度的影响规律。一个周期内翼剖面的压力分布表明，波浪地面主要影响机翼下表面的压力分布，对机翼上表面的压力分布影响很小。     

Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究

通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析,探讨了绕流Re数对非对称涡结构和气动特性的影响,得出Re数不仅影响分离线位置和绕流流态结构,而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度,非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系。特别是在同种流态下,两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因;在两侧不同的流态下,转捩不对称是产生大侧向力的主要原因。     

细长旋成体大迎角绕流非定常特性的实验研究

在亚临界流动范围内,通过细长旋成体在无侧滑状态下的脉动压力测量,对大迎角细长旋成体多涡区域的轴向以及周向的压力脉动特性进行了研究,分析了旋成体周向压力脉动幅度及主频与背涡之间的对应关系,发现在多涡区存在一种完全不同于卡门涡脱落时的非定常现象,得到压力脉动主频的斯特劳哈数沿旋成体轴向有逐渐增大的趋势。     

不同后掠角三角翼的静态地面效应数值模拟

采用数值模拟的方法研究了不同后掠角三角翼的静态地面效应,通过对气动力和流场特性的分析发现,随着后掠角的减小,地面对迎风面下流动的阻滞作用增强,地效导致的迎风面气动力增量也随之增大。地效导致的背风面气动力增量同样随着后掠角的减小而增大,但在不同的后掠角范围内,地效诱导背风面气动力增量的机理不同:中大后掠角下,其主要通过增强前缘涡强度诱导更大的吸力,而小后掠角下,其主要通过促进前缘涡向内扩散增大吸力范围。      

平流层飞艇螺旋桨地面风洞试验

按照等雷诺数Re和等前进比λ相似准则,从平流层飞艇螺旋桨的运动和动力相似角度出发,建立了螺旋桨拉力系数、功率系数和效率等参数的相似公式,并在地面常规密度风洞中进行了螺旋桨的缩比模型试验.通过对有关试验结果与平流层原型桨的数值模拟和片条理论计算结果的对比分析可看出,三者基本吻合,从而说明地面风洞试验的环境密度大小基本不影响螺旋桨相似性参数,由此得到平流层飞艇螺旋桨可在地面常规密度风洞中按照等Re和等前进比相似准则进行缩比模型试验,而不必为此建立特制的昂贵的低密度环境风洞.同时,实验结果表明,在螺旋桨前进比小于0.3时的情况下,因滑流区侧向收缩大,片条理论计算的无量纲气动性能曲线需要进行侧收缩修正.      

地效飞行器近波浪地面大迎角飞行分离流动数值研究

数值模拟了地效飞行器近波浪地面大迎角飞行的分离流场,研究飞行高度和地面波浪对气动性能的影响.使用Fluent软件求解非定常可压缩流动的质量加权平均NS方程和标准k-ε湍流模型,使用滑移网格处理地效飞行器和波浪地面间的相对运动.飞行高度降低,机翼上翼面的附着流动转化为分离流动.波浪地面飞行气动力平均值和水平地面飞行气动力随飞行高度变化的规律完全一致.