相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示：利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。     

翼型伞力矩特性风洞试验研究

本文介绍在8m×6m低速风洞中进行的某研究型冲压式翼平力矩特性试验研究。给出试验方法及其典型的试验结果。通过应用这一风洞试验技术，可为翼型伞设计提供其他试验手段以得到的翼伞操稳特性气动参数。     

民用客机缝翼气动噪声数值模拟研究

空中应急离机系统是飞行试验过程中保证试飞机组人员安全的重要措施。对国外一些试飞飞机的空中应急离机系统进行介绍,并对空中应急离机系统的总体设计原则、组成、功能、设计理念及多种子系统设计方案进行研究及分析。     

气动噪声风洞试验技术发展概述

在大量查阅国内外相关技术文献的基础上,对风洞声学试验技术的发展历程进行了分析与总结,并对目前试验的两大关键技术领域——声学风洞与麦克风相阵列作了比较详细的介绍与讨论。通过对国内外气动噪声试验技术状况的调查研究,充分阐释了目前中国发展该项技术的必要性和迫切性,并提出了相应的建议。     

大型后掠自适应风力机叶片的气动扭角设计优化

针对大型后掠式自适应叶片(STB)中显著的气动/结构耦合现象,利用优化方法探讨了直叶片转化为后掠式自适应叶片后的气动扭角补偿优化,STB叶片没有不改变原直叶片的输出功率和结构强度。优化算法采用遗传算法,以功率为约束条件,扭角分布为优化变量,优化目标为叶片根部应力最小。建立了叶片的气动模型和六自由度铁摩辛科悬臂梁结构模型,叶片的气动特性分析采用了基于动量叶素理论的数值算法,结构特性分析采用有限元法,优化算法采用遗传算法。最后在额定风速条件下,完成了2.0MW叶片的气动扭角的补偿设计优化。分析结果表明,STB叶片通过扭角补偿后,可满足功率输出的要求,并大幅降低叶片的轴向推力。     

基于襟缝翼吹气技术的短距起降飞行器增升策略的数值模拟研究

边界层吹气是增加飞行器升力的有效措施.针对普通陆基起降飞行器,根据总体参数对其实现舰载起降的气动力特性需求进行分析并提出五组初步方案;同时对襟/缝翼定常吹气的增升潜力进行数值模拟研究.结果表明:襟/缝翼吹气能够使升力系数显著增加;襟翼和缝翼吹气存在相互干扰,升力增量的变化率随吹气动量系数的增加而减小;当吹气动量系数不大于6％时,襟/缝翼吹气最大升力系数最大可达1.85左右,α=15°时升力系数最大可达1.40左右,可满足所提五组气动力特性需求方案中的三组方案的舰载起降需求.     

大飞机机翼气动设计技术

就目前情况而言,CFD技术在大飞机设计中的大规模应用(包括大网格量级的计算和大批量的状态计算),都需要借助并行计算技术,如何在计算量增加的同时,提高并行计算效率是一个重要的研究课题。     

新一代超/高超声速带进气道飞行器气动力特性快速计算

新一代超/高超音速飞行器要求具有高空空气动力机动能力、长航程能力,使飞行器具     

乘波外形高超声速风洞测力试验研究

介绍利用气动设计方法构筑3种乘波外形模型在高超声速风洞中气动力测量的结果。试验Ma数为4.94、5.93和7.96,基于自由流条件的单位长度雷诺数分别为2.2×107/m、1.9×107/m和1.2×107/m。试验给出这3种构型模型在迎角范围-1°~8°下的力和力矩特性。讨论了Ma数和迎角变化对气动力和压力中心的影响,同时着重比较了3种乘波外形的升阻比特性。     

风洞阻塞度对起落架气动噪声测量影响的数值模拟研究

为了解风洞阻塞效应对起落架气动噪声测量的影响,用基于S-A湍流模式的延迟分离涡模拟(DDES)对四轮基本起落架模型进行了数值模拟。通过不同截面积的滑移壁面计算域模拟模型安装在不同截面积风洞中的效应,并通过将底面和侧面设为远场边界条件模拟了无风洞起落架的流动条件。阻塞度从0变化到8.8%,根据所得到的非定常流场计算了时均表面压力分布和表面声压级分布。计算显示表面声压级总体上随阻塞度增大而减小;存在一个4%~5%的阻塞度阈值范围,在此范围内表面声压级发生突然变化,大于或小于该阈值范围时表面声压级受阻塞度的影响不大;对阻塞度变化最敏感的部件为前轮,而后轮最不敏感。这说明不同阻塞度下模型的气动噪声特性与平均流动特性密切相关。