不同压比状态下超声速射流冲击斜板的声场/流场特性

为研究超声速射流冲击斜板的噪声特性及声源特性,针对不同压比下,超声速射流流场及声场分别进行了高频PIV(particle image velocimetry)测量与远场噪声测量.PIV测量结果可观测到激波格栅形成过程以及冲击斜板对它的影响.声场测量结果可捕捉到自由射流与冲击射流中不同的纯音频率随压比增加的转变过程.通过...     

某型民航客机改公务机应急出口变更适航符合性分析

民航客机改公务机后客座数会大幅降低,原有的应急出口布置存在超出适航要求的可能。研究了某型民航客机改为公务机后,对应急出口设置进行变更的可行性,分析了应急出口变更后对CCAR25.807条款的适航符合性,为今后民航客机改为公务机应急出口设计提供理论支持。     

复合材料在中型公务机结构中的应用研究

复合材料越来越广泛的应用于通用航空领域,很多小飞机都是全复合材料结构。本文针对中型公务机复合材料应用情况进行分析研究,包括应用的材料和应用的位置及现航空应用复合材料的情况,以及公务机应用复合材料的真正优势所在。     

发动机安装车设计问题解决方案

现代战斗机的发动机安装车是一种重要的飞机保障设备,设计要求高,技术较为复杂,实现难度较大,设计上需要解决多种技术问题。探讨发动机安装设计的相关问题,包括设计要求,与飞机发动机安装设计的协调,标准化、通用化、系列化和小型化设计,布局和结构形式选择,总体参数选择和优化,定位装置设计等。通过综合分析,分类列举国外安装车设计实例,数据统计分析,来说明相关设计问题的解决方案。     

发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内,较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明,发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上,发动机推力越大,引流效果越明显,且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值;而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下,发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时,必须考虑发动机引流对气动力的影响。

     

合成射流技术及其在流动控制中应用的进展

主动流动控制技术一直以来都是流体力学研究的前沿和热点。针对传统合成射流流动控制环境适应性差和能量效率不高的问题,发展了合成双射流及其流动控制技术。本文对其主要研究进展进行了综述。研究提出了基于能量综合利用和气体增压原理的合成射流激励器设计基本思想,发明了合成双射流、矢量合成双射流、合成双射流基连续射流、合成热/冷射流、自持式合成双射流等系列化新型合成射流激励器。合成双射流激励器解决了压载失效带来的环境适应性问题,且具有能量效率、可控频率倍增特性以及特有的矢量功能。开展了合成双射流分离流控制、矢量控制、超声速/高超声速进气道流场控制、气动热控制、散热冷却、防除冰、水下仿生推进等应用方向,验证了合成双射流控制效率倍增和应用于极端环境的新功能。     

发动机外罩波纹形尾缘降噪机理初探

喷气发动机的射流是起飞过程中主要的噪声源之一。发动机外罩外的流动和外涵道内的环形射流在尾缘下游形成一个强剪切层。由剪切层的不稳定性产生的大尺度结构是一个重要的噪声源。近年发现,一些现代航空发动机外罩采用了波纹形尾缘的设计,被认为是一种降噪的措施。本文采用简化模型,即一个分割两层流体的平板后缘形成的剪切层,从流动稳定性的角度探讨其降噪的机理。研究发现,对于平直尾缘的情况,尾缘后会产生二维的非定常涡,对应的是剪切层中最不稳定的模态。而对于波纹形尾缘的情况,则不存在二维模态。对三维平均流的全局稳定性分析显示,所得三维最不稳定模态的增长率显著小于平滑尾缘的情况。数值模拟结果也证实了这一结论。因此,波纹形尾缘降噪的机理可以归结为,波纹形设计降低了平均流的不稳定性,从而降低了大尺度结构的增长率和幅值,使得Lighthill声源项中雷诺应力的二阶导数项也相应大幅减小,从而降低了噪声。     

脉冲等离子体气力激励抑制翼型吸力面流动分离的实验

为了研究前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼气动性能的影响,通过在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式来改变缝翼尾缘处的剪切层。选取不同的喷流流量和流速等参数,利用CFD手段研究了喷流对缝道的速度分布以及多段翼各个翼面气动力的影响。多段翼二维非定常流场由有限体积法求解的二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程得到。分析结果得到：前缘缝翼尾缘添加喷流后对多段翼各个翼面压力分布和最大升力系数均有较大影响,其中,主翼最大升力系数、总的最大升力系数、前缘缝翼和后缘襟翼升力系数随着喷流动量系数增加而增加。     

微型三角楔超声速绕流特性的研究

为探索混合流动控制器对隔离段气动性能影响,对来流马赫数2.0条件下混合流动控制器的控制特性开展了数值模拟研究,着重比较了射流俯仰角和偏航角对流动控制的影响,结果表明：给定射流位置时,俯仰角的变化仅小幅度改变角区低速回流区的轴向位置,但对回流区范围以及角涡强度有较大影响,其中俯仰角取45°和60°时,回流区范围最小;由于微型涡流发生器上方高速流场的冲击,射流俯仰角越大,混合流动控制器形成的流向涡高度反而越低;偏航角取30°时,随着偏航角的增加,隔离段抗反压能力、流场质量先提升后降低,偏航角过大会导致流场的明显不对称,偏航角取45°时的综合性能最优异;采用较小的俯仰角和偏航角可有效降低总压损失。