民用飞机增升装置气动噪声学风洞试验初步研究

采用模拟退火法阵列优化设计技术设计了对数螺旋麦克风阵列,开发了基于“波束成型理论冶的阵列试验数据处理软件。将风洞麦克风相阵列噪声识别技术用于SCCH模型增升装置气动噪声研究,开展了增升装置气动噪声源的远场定位探测和强度测量,并用数据处理软件对风洞试验数据进行处理。试验结果表明,随着观察频率的变化缝翼噪声声源的位置与强度会发生变化,襟翼侧缘噪声是一个宽频噪声,不同频率下其强度分布存在差异。同时也发现缝翼安装支架对缝翼和襟翼气动噪声声源有较大影响。文中也给出了多种工况下缝翼和襟翼噪声源分布。     

单通道窄体客机气动力设计技术分析

气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求;之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据,包括翼型、平面形状、飞机性能参数等;列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱-吊挂-机翼一体化设计等设计研究课题并简析。增升装置部分首先分析设计难点和问题,之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计,包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等。翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图。最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用情况。     

基于大弯角扩压静子叶栅的组合流动控制方法研究

为更好地控制叶中尾缘分离及角区分离,优化叶片吸力面流动分离结构,本文提出了全叶高槽道加全弦长端壁抽吸的组合流动控制方案。此外,本文还设置了全叶高开槽方案与端壁抽吸方案,以探究全叶高槽道射流与端壁附面层抽吸的相互作用机理。以一大弯角扩压静子叶栅为研究对象,本文对三种流动控制方案进行了详细的性能分析及对比。结果表明：组合控制方案对于原型叶栅叶中尾缘分离及角区分离的综合控制效果最佳,能够在全攻角范围内分别将原型叶栅的总压损失、气流转折角及静压升系数平均增大-38.4%、3.1°及16.2%。相比于全叶高开槽方案,组合控制方案的端壁抽吸槽有效抑制了全叶高槽道出口前端壁二次流的发展,进一步削弱了角区分离。相比于端壁抽吸方案,组合控制方案的全叶高槽道则有效消除了尾缘分离,避免了叶中流场的恶化。总体看来,组合控制方案有利于最大程度地拓宽叶片的可用攻角范围,提高其扩压能力。     

气波机在航空发动机高空模拟试验中的应用

简要介绍了气波机的结构、特点、设计参数及气波机空气降温系统;着重研究了气波机在航空发动机高空模拟试验中的应用,针对气波机运行调试过程中出现的典型故障进行分析并提出解决方案.初步掌握了气波机的性能,为试验进气温度调节提供经验.采用变频启动,可降低损耗、增强启动可靠性;在启动电机的电源线上增加制动电阻,可削弱反向电势的影响,避免运转过程中频繁停机.试验证明,气波机在航空发动机高空试验的应用是成功的.     

喷流流动控制增升效应数值模拟

飞机的增升系统是影响其起降性的重要因素,为了研究飞机下表面喷流流动控制增升效应,采用数值模拟方法与结构网格求解不可压Navier-Stokes方程,对NACA0012翼型和机翼进行研究。通过改变喷气口的参数来研究其对翼型和机翼气动特性的影响。对于翼型,主要研究喷气口速度和位置对翼型气动特性的影响;对于机翼,主要研究喷气口区域沿展向分布和喷气速度对机翼气动特性和能量利用率的影响。计算结果表明:采用喷气控制可以获得较好的气动特性,增升效果也比较明显,控制效果和上述几个参数均有一定关系。本次研究为机翼喷气口设计以及机翼局部喷气控制展向分布的选取提供了依据。     

三旋流燃烧室的数值模拟与试验

为研究三旋流高温升燃烧组织技术,借助CFD技术对三旋流单头部燃烧室进行了数值模拟,采用结构化网格生成技术、realizable k ε湍流模型、PDF（概率密度）燃烧模型等对其进行模拟计算,获得了燃烧室内流场和燃烧场分布及各方面的燃烧性能参数,同时试验研究了三旋流单头部燃烧室的火焰筒壁温、出口温度分布、燃烧效率、排气冒烟数。结果表明:三旋流燃烧室的温升高达1130K,燃烧效率超过99％,火焰筒壁温分布较好,冒烟数不高于20;所采用的数学模型合理、计算方法可行,与试验数据基本吻合,其结果可为三旋流燃烧室设计提供参考。      

航空电子器件超温使用分析及升额方法研究

对航空电子器件超温使用的现状以及危害性进行分析,结合国际标准IEC/TR62240,提出航空电子器件升额的器件参数特性重估法、应力配平法、参数一致性评估法及更高装配级测试法,为器件超温使用评估提供理论依据.     

涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计研究

对涡桨飞机增升装置设计的特殊性进行了分析,指出了传统增升装置设计方法在涡桨飞机增升装置设计上存在的问题。详细描述了涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计方法的流程,并对某涡桨飞机的多段翼型参数优化设计、短舱/三维增升装置一体化设计及风洞试验结果进行了简要介绍。相对于传统的增升装置设计方法,采用涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计方法显著提高了涡桨飞机起飞、着陆构型的气动性能。     

基于守恒型嵌合体技术的多段翼型缝道参数分段进化优化设计研究

在复杂外形流场模拟的嵌合体技术中引入守恒型MFBI算法,以改进传统嵌合体技术中子域间流场信息传递不守恒的缺陷,在标准遗传算法基础上采用分段进化的方式,同时以大迎角状态下的升力系数作为设计目标,针对基础构型的前后缘缝道参数,进行了遗传优化设计。最终的设计结果表明,相较于初始构型,其最大升力系数有明显的提升,且具有良好的失速特性。同时在增升装置嵌合体流场分析和优化设计表明,所采用的守恒型嵌合体技术,在大迎角流场优化中相较于传统的非守恒格式,具有更好的精度以及收敛特性,优化结果得到了一定的提高。     

低速增升装置失速特性预测研究

民机低速增升装置失速特性是具有挑战性的空气动力学难题之一,决定着飞机起、降阶段机翼处于流动分离或尾迹干扰状态时的操纵稳定性,是气动设计必须关注的重要方面。利用基于N-S方程的自研多块结构网格计算软件和混合网格计算软件,对NASA高升力梯形机翼标准模型开展了失速特性计算研究,系统评估了计算软件、计算网格、湍流模型等主要因素对失速特性的影响,获得了有效预测高升力构型失速特性的计算方案,并将其成功应用于工程实际,为增升装置失速特性计算评估提供了有意义的参考。