一种前后缘连续变弯度翼型气动特性分析

提出了一种基于厚度不变的翼型前后缘连续偏转变形规律,并以NACA0015翼型为例,实现了翼型变弯度的参数化。以柔性伸缩蒙皮支撑结构和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,验证了变形规律。以前后缘偏转角度为参数,计算并分析了各个变形状态下翼型扰流流场和气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理。研究结果表明:在大迎角下,前缘偏转角对翼型失速有一定的抑制作用;在中小迎角范围内,翼型升阻比随着后缘偏转角的增大而增大,且不论迎角如何变化,总可以通过前后缘偏转来获得较高的升阻比。     

襟翼高升力系统和结构部件飞机维修手册程序验证研究

目前,我国民用飞机维修手册验证工作尚无相关标准和规范,亟需开展相关研究工作,争取早日建立完备的手册验证体系。在国产某型客机试飞阶段,结合试飞改装工作进行大批量维修手册操作验证工作,提出手册验证操作的技术要求、操作流程和实施要点;以襟翼高升力系统和结构部件的飞机维修手册验证程序为例,从实际操作可行性和省时性角度出发,开展手册验证计划编排和验证实施方法设计,总结维修操作难度较大的襟翼拆装程序编写实施要点、注意事项、常见维修性问题及改进方法,为后续验证工作提出建议。     

基于拐点检测的椭圆弧叶型前后缘评定算法

叶片前后缘的形位对叶片气动性能有着显著影响,且其分割结果也严重影响特征参数的精密计算。现有的叶片前后缘分割算法大多基于拓延算法的实现与改进,但是拓延算法本身尚不能自适应叶型截面尺寸来分割点云,而后续的改进算法在轮廓线误差控制上仍有待加强。针对叶片截面线前后缘的点云精确分割问题,参照椭圆弧叶型的造型设计特点,提出了基于拐点检测的前后缘评定算法。通过对截面线点云旋转、截取、顺时针排序以及拐点检测处理,实现了在高精度测量条件下对叶片前后缘的精确分割。最后设计了对比实验,验证了本文算法可以定性地分割叶片前后缘,并在线轮廓误差上保持了较低水平;论证了在逐点拓延椭圆拟合过程中,从凹性点即开始影响线轮廓误差。     

SMA驱动变体机翼后缘结构力学分析

对基于形状记忆合金（Shape memory alloy,SMA）丝驱动器的多关节变体机翼后缘模型,在指定飞行工况下结构的整体极限偏转角度是最重要的设计指标。本文根据SMA驱动器的力学本构模型,建立了在控制回复状态下的SMA-弹簧模型。基于N S方程编制了2D流场求解器,并使用网格重构技术建立了后缘偏转时的多套流场网格,通过将后缘结构所受的气动载荷力矩对应施加于后缘结构的各个关节,在ANSYS静力分析模块中对后缘的偏转过程进行了数值仿真,考察了变体后缘的整体极限偏转角度。为验证仿真结果,对变体后缘结构进行了模拟加载实验。实验结果表明,本文使用的数值计算方法能够较为准确地预测变体后缘的整体极限偏转角度。     

基于CFD方法的主动襟翼控制旋翼翼型涡特性研究

基于计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)技术,建立了一个适用于旋翼二维主动襟翼控制(Active flap control,AFC)数值模拟的方法。在满足对翼型参数化分析的前提下,使用Euler方程求解以提高计算速度,并采用嵌套网格方法对AFC旋翼后缘襟翼进行运动控制。应用所建立的方法,首先进行了算例验证计算,然后着重对AFC旋翼翼型进行了数值模拟。在此基础上,进一步开展了AFC旋翼翼型主要参数对后缘涡影响的计算分析。结果表明:提高桨尖马赫数、增加后缘小翼摆动频率能加快涡产生速度;而提高桨尖马赫数、增大后缘小翼摆动幅度和后缘小翼长度能增大涡的强度;但增大后缘小翼与主桨叶缝隙间距仅在一定范围内能够增加涡强度。     

面向驱动格尼襟翼应用的压电悬臂梁位移分析

为了设计格尼襟翼的驱动机构,本文对压电悬臂梁自由端的位移及其影响参数进行了研究。采用EulerBernoulli悬臂梁模型给出了压电悬臂梁自由端的位移表达式,并采用有限元法研究了压电悬臂梁的基体厚度和压电片的布置位置等参数对悬臂梁自由端位移的影响。通过两种方法分析了压电悬臂梁自由端的位移变形,研究结果表明,通过解析法和有限元法分别计算得出的压电悬臂梁自由端的位移最大误差不超过3.6%。在其他条件一定的情况下,减小基体厚度、将压电片布置于悬臂梁根部以及选择合适的压电材料能够使自由端获得相对较大的位移。由于压电悬臂梁的位移不能满足格尼襟翼的驱动要求,需采用放大机构进一步放大自由端位移。     

悬停状态电控旋翼噪声主动控制试验

为研究电控旋翼襟翼高阶谐波噪声控制规律,在电控旋翼综合试验台上进行了悬停状态下的噪声主动控制试验。首先搭建了用于旋翼噪声测量和襟翼控制的测控系统,基于该系统,施加了不同谐波阶数下的襟翼幅值、相位控制,通过对试验数据的分析表明:旋翼转速为500r/min时,旋翼噪声声压级最多可降低4dB;最佳的旋翼噪声控制襟翼谐波阶数为2/rev,襟翼谐波的最优控制幅值小于6°,最优控制相位在180°~300°之间。     

基于螺旋襟翼的喷流偏转实验研究

基于阿基米德螺旋线理论,通过逐渐增大曲率半径的方法,设计了一种新型的流动控制襟翼——螺旋襟翼。研究了螺旋襟翼的起始半径、对齐半径等关键控制参数对上表面喷流偏转的影响规律,并与传统基本襟翼的控制效果进行了对比,对二者的控制机理进行了分析。结果表明:所设计的螺旋襟翼最大平均推力偏转角约为19.6°;与基本襟翼相比,螺旋襟翼在大落压比下的平均推力偏转角更大,推力效率更高,这说明改变曲率型面可以促进喷流的流动附着,提高上表面吹气系统性能。     

被动喷气襟翼对风力机性能影响的实验研究

对风力机叶片的NACA4424翼型附加了被动喷气襟翼,研究其提高风力机功率系数Cp的可能性.在翼型(NACA4424)压力面95％弦长处开缝,使得气体以与弦线成45°的角度向后喷出,模拟Gurney襟翼的作用.通过对有、无喷气襟翼的风力机模型进行风洞对比实验,表明被动喷气襟翼显著提高了风力机的性能.这说明对于实际有扭曲叶片的风力机,在尖、中、根部采用被动喷气襟翼提高其性能是一项有很好应用前景的新技术.     

尾缘改型对风力机翼型性能的影响研究

针对风力机工程常用翼型,采用有限元法的SIMPLE算法,对NACA4412翼型、加装2%弦长Gurney襟翼的NACA4412翼型及对应尾缘厚度为2%弦长的钝尾缘翼型进行了以来流风速为9.5m/s、攻角为0°～25°的气动性能数值计算。结果表明,改型后的钝尾缘翼型在流场中产生了强烈的下洗作用,明显改变了翼型表面的压力分布,使其升力系数、升阻比等较原型有显著改善,同时大大推迟了翼型的失速现象。通过翼型噪声机理的研究,对上述三种翼型分别采用在时间域上积分的方式进行了频谱特性的分析,气动声学研究表明,翼型噪声具有很强的指向性,改型后的翼型声级有明显降低,为低噪声风力机的优化设计和噪声预测提供了可靠的理论依据。