基于变桨与襟翼协同的降载特性研究及机理分析

研究了尾缘襟翼长度、偏转角和攻角对翼型降载特性的影响,并分析其影响机理。结果表明:变桨与尾缘襟翼的协同控制可有效实现挥舞方向上的降载;尾缘襟翼长度越大,尾缘偏转角越小,攻角越远离临界值,降载性能越佳;偏转角增大会导致临界攻角位置前移;为实现快速降载,在正偏转角、大攻角下优先选择尾缘控制,其他情况下均优先选择变桨控制;降载特性与翼型及翼缝流体分布密切相关,压差越小,降载性能越好。

襟翼参数对襟翼舵水动力特性的影响

为提升襟翼舵的水动力性能和船舶的操纵性,采用数值模拟方法对襟翼旋转轴位置和襟翼偏转角对襟翼舵水动力性能的影响规律进行研究。结果表明:在襟翼舵失速之前,随着襟翼旋转轴位置后移,襟翼舵的升力系数基本上呈减小的趋势,阻力系数也不断减小;襟翼舵在距襟翼舵前缘Xr为0.6倍弦长c时展现出较好的舵效,这是由于襟翼旋转轴位置更靠前,此处的压力面载荷出现跃升,使得整个襟翼舵的压力载荷增大;襟翼舵在Xr=0.9c时失速角最大,最大失速角为16°;襟翼舵在12°~18°攻角范围内的升力系数维持在较大范围内,升阻比最好,展现出较好的水动力性能。当襟翼旋转轴位于0.9c处,襟翼偏转角为15°时,襟翼舵展现出较好的升阻力性能,其失速角增大至16°,最大升力系数增大至1.61,相比襟翼偏转角为20°时的最大升力系数增大13.4%。

考虑磨损演化的铰链式襟翼机构动力学仿真研究

不同卡位的襟翼气动载荷差别很大,使得轴承在不同襟翼偏角下所承受载荷也存在明显差异,这导致在不同角度位置的轴承磨损深度不一致。因此,引入均匀磨损深度的方法难以适用于襟翼的动力学特性分析。为解决这一问题,提出了一种基于最小二乘法的动力学建模方法。根据襟翼翼面的连接特点利用C-B法对其进行柔性化,并采用RBE2单元建立刚柔耦合动力学模型。联合UAMP、DISP、UMESHMOTION子程序进行磨损演化仿真,获取铰链轴承的非均匀磨损数据,同时通过最小二乘拟合建立磨损深度和襟翼偏角角度以及摩擦因数的映射关系。将该映射关系以铰链轴承中心点的偏移量和轴承摩擦因数的方式更新刚柔耦合动力学模型,以获取在磨损影响下的襟翼机构动力学响应,验证了方法的适用性和有效性。结果表明,随着磨损的进行,襟翼内外侧轴承转轴同轴度逐渐降低,内外侧驱动力矩随之增加,增加幅度最大为15.08%。该方法可为襟翼机构的设计及轴承选型提供一定支持。

尾缘襟翼缝隙大小对风力机翼型气动性能的影响

分离式尾缘襟翼在制造时不可避免留有缝隙,针对缝隙会对翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了三种缝隙的S809分离式尾缘襟翼模型及不带缝隙的整体式尾缘襟翼模型。分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小分别为弦长的1‰、2‰、4‰。采用商用软件fluent对三种缝隙襟翼模型和无缝隙的襟翼模型进行多迎角下的升阻力特性数值计算,并对不同缝隙襟翼模型和无缝襟翼模型周边流场、流线及压力分布进行了分析比较。结果表明:缝隙的存在使带缝隙的翼型在一定迎角范围内升力系数降低,阻力系数增加;随着缝隙的增大,升力系数降低幅值增大,阻力系数增大幅值也增加;小迎角范围内,随着迎角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小。缝隙为1‰c时,分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致,缝隙对翼型气动性能的影响很小,襟翼结构设计时可以作为设计参考参数。

仿灰鲭鲨尾鳍襟翼的翼型气动性能数值研究

为进一步提高翼型的气动性能,基于灰鲭鲨尾鳍上尾叉型线结构,提出一种仿生襟翼结构。利用SST k-ω湍流模型模拟仿生翼型的气动性能和内流特征,分析了仿生襟翼相对位置和角度的影响,得到了气动性能最优的仿生襟翼翼型,并将其与格尼襟翼进行对比。结果表明:安装仿生襟翼后,翼型升阻比较原翼型显著提高;当襟翼相对高度不变时,减小襟翼安装角和增大襟翼与尾缘间的距离均导致翼型失速提前;安装角为45°且逆流向安装在尾缘处的仿生襟翼翼型气动性能最优,其升力系数较格尼襟翼翼型在失速前平均提高5.9%;安装仿生襟翼后流场结构更复杂,流场内涡的位置、数量及大小均有所改变。

S型翼缝与尾缘襟翼联合控制风力机翼型气动性能的研究

降低叶片气动载荷对于延长风力机叶片寿命极为重要,尾缘襟翼是降低叶片气动载荷的一种有效手段,然而其在大攻角下对翼型的气动特性控制效果减弱。通过在50%叶片弦长处添加S型翼缝,采用数值模拟方法研究S型翼缝与尾缘襟翼联合调节风力机叶片气动特性的作用。利用剪切应力输运(shear stress transport,SST)湍流模型,计算模拟了S809翼型在雷诺数106下,S型翼缝与尾缘襟翼联合控制对翼型气动特性的影响,并分析了S型翼缝与尾缘襟翼的协同控制机理。结果表明,尾缘襟翼的偏转可显著改变翼缝槽内的气体流量,并有效调节叶片中部的压差,这种联合控制策略可在大攻角下大幅改善翼型的失速现象,从而显著增强尾缘襟翼对升力系数的调控能力。

飞机襟翼阀控伺服作动系统动态性能分析

由于阀控伺服作动系统存在的非线性因素,传统的建模方法所建立的数学模型无法准确地反映系统实际情况。为提升液压系统的控制精度及动态响应性能,解决在实际系统试验中出现的动态特性超差问题,对可能引起的因素及关键参数进行研究,重点分析引起系统静态误差的主要因素,同时分析系统各关键元件的固有频率和阻尼比对系统动态性能的影响。利用Matlab/Simulink软件对系统进行非线性建模,理论推导计算及仿真结果分析表明,较高的系统各关键元件固有频率和阻尼比有利于提高系统动态性能。

基于变密度法的飞机襟翼拓扑优化设计

针对飞机襟翼的薄壁结构,基于可分离凸逼近对偶优化算法,在拓扑优化求解过程中提升优化效率,完成襟翼的轻量化设计目标。利用Fluent对襟翼结构进行动力学分析,得到襟翼在向下旋转最大偏角时的气动载荷,并通过Tecplot进行表面载荷提取,将得到的载荷曲线加载到Hypermesh软件中,还原极限工况的真实载荷。基于变密度法,以最小柔度为目标函数,设计域内材料的密度为设计变量,根据有限元分析方法,将域内材料离散化,采用可分离凸逼近对偶优化算法构建近似函数,求解在应力约束、位移约束以及制造性约束等多种约束下对襟翼肋板的材料最佳分布,实现襟翼质量减少23%,刚度增大的轻量化设计目标,大大减少了计算时间,提高计算效率。

直升机后缘襟翼压电驱动机构伺服控制研究现状

后缘襟翼主动控制(ACF)技术是指通过内嵌于桨叶的压电驱动器驱动后缘襟翼高频偏转产生改变桨叶上的气动升力或力矩,从而改变旋翼气动载荷,实现高频振动的有效抑制。此方法相较于其他主动振动抑制技术,具有驱动功率小、输出位移大、质量轻、结构紧凑、易于维护等优势,因此是当前直升机主动振动抑制技术的主流方向之一。

风力机叶片新型襟翼角锯齿降噪机理的数值研究

应用尾缘锯齿组件降低叶片表面的尾缘湍流噪声是风力机叶片降噪的有效手段。本文基于NACA643418风机翼型设计了一种新型圆角襟翼尾缘锯齿,并采用数值方法研究其降噪机理。应用大涡模拟(LES)方法计算来流风速为20 m/s、攻角为5°的基准翼型和锯齿尾缘翼型的流场,通过FW-H声类比方法分析尾缘附近的气动声学响应。计算结果表明,相比无尾缘锯齿的基准翼型,尾缘有襟翼角锯齿的翼型能有效优化翼型气动布局,提高升阻比和升力系数,新型圆角襟翼锯齿的气动性能优于传统的三角形襟翼锯齿。当襟翼角锯齿改变尾缘流场后,能将无襟翼角锯齿尾缘流场处的马蹄形涡流混合成为单涡流,使得相邻锯齿缝隙间的横流强度得到明显降低,从而对中高频噪声的抑制产生积极影响,同时圆角尾缘锯齿的降噪效果优于三角形尾缘锯齿。

某型飞机襟翼轴承失效问题改进研究

某型飞机在服役期限的后期,飞行中出现了襟翼收放不同步,甚至卡滞现象,经过反复观察和对襟翼悬挂系统进行了拆解,发现襟翼卡滞、不同步是由于悬挂系统两侧的轴承转动不灵活造成的。之后,经进一步对襟翼轴承进行了失效分析,发现襟翼出现此问题是由于襟翼轴承在氯离子的自催化酸化作用下,发生了严重的腐蚀造成的,基于此分析结论提出了对襟翼轴承双面密封的改进方案。

格尼襟翼对DU93-W-210翼型气动性能影响的实验研究

为研究格尼襟翼对风力机专用翼型DU93-W-210气动性能的影响,在有/无格尼襟翼情况下进行风洞实验(雷诺数为1×10~6)。实验研究高度为1.5%C、2.0%C、2.5%C格尼襟翼增升效果。研究表明:格尼襟翼能有效提高翼型的升力系数,襟翼高度越高,升力系数越大,相应的阻力系数也有所增大。格尼襟翼在中、高升力系数情况下效果较好;高度为1.5%C的格尼襟翼可获得较大升阻比。为了进一步减少阻力,对平板格尼襟翼开30°、45°、60°锯齿。结果表明,平板襟翼开锯齿能减小阻力;30°锯齿襟翼能在较大范围内增大升阻比,增升效果最佳。

四连杆铰链襟翼机构方案设计分析与优化

最新的大型宽体客机均采用了新型铰链襟翼形式,国内缺乏对铰链襟翼具体结构连接设计和驱动载荷分析方面的研究。为了使气动方案更好地落实到具体机构方案中,开展了四连杆铰链襟翼机构方案设计,包含运动副设计、机构参数设计,进行了机构传载分析。建立了动力学仿真分析模型,综合权衡驱动器位置、襟翼驱动点位置、驱动摇臂的长度和连杆的长度等参数对驱动载荷进行优化,优化后驱动载荷降低了约14%。襟翼机构设计方案确保了气动方案与结构方案的匹配性和可实现性,可指导国内自主开展铰链襟翼机构设计。

低雷诺数下双元素翼帆的襟翼几何参数对其推进特性影响研究

为了研究大型船舶在航行中翼帆对其推进性能的影响规律,建立了一种双元素翼帆模型,并采用雷诺平均N-S方程在定常和非定常工况下对襟翼几何参数变化的模型进行数值仿真。结果表明,双元素翼帆气动特性的改变体现了襟翼旋转轴位置、襟翼偏转角以及缝隙宽度之间的非线性耦合作用。襟翼旋转轴位置的前移实际上是增大了缝隙宽度,进而增加了流过缝隙的流体,避免了主翼尾流的流动分离。然而,襟翼旋转轴位置的前移距离也受到襟翼偏转角的限制,在襟翼偏转角为25°,攻角为6°,当襟翼旋转轴位置由90%前移到85%时,襟翼吸力面发生了大尺度流动分离。襟翼旋转轴位置不宜过于靠前或靠后,当相对缝隙宽度为2.4%时,襟翼旋转轴位置为85%较为合理。

风力机尾缘襟翼气动特性及减振性能研究

通过风洞试验研究风力机尾缘襟翼的气动特性,分析尾缘襟翼对翼型绕流的影响,得到尾缘襟翼对翼型气动参数的调节规律。尾缘襟翼具有对高频荷载敏感,响应速度快的特点,可有效补偿风力机变桨距控制的不足。设计了风力机独立变桨距与尾缘襟翼协同控制策略,独立变桨距控制环主要用于减缓低频荷载及振动,尾缘襟翼控制环主要用于减缓高频荷载及振动,并通过风力机模拟仿真分析控制策略的作用效果。研究结果表明尾缘襟翼与独立变桨距协同控制可同时减缓叶片低频和高频的荷载及振动,降载减振控制效果良好,具有较好的工程应用前景。

襟翼长度对翼型水动特性影响

针对日益受到关注的潮流能水轮机中叶轮所用翼型水动力问题,采用CFD数值模拟方法,以NACA0018为基准翼型,对比分析了带襟翼翼型和原始翼型的流场变化,以及襟翼长度对翼型水动特性及表面静压力系数分布的影响。数值计算结果表明:襟翼可以使翼型失速攻角延后,且在达到失速攻角后可比原始翼型对应攻角时的升力系数有所提高;在小攻角下,襟翼对翼型压力分布影响较小,襟翼长度为0.3c(c为翼型弦长)时,压力系数改变最为明显;当攻角接近失速攻角时,襟翼长度为0.2c时,在所研究范围内,翼型水动特性最优;达到失速攻角后,襟翼对翼型流场及静压系数分布影响较大,翼型前缘吸力面低压区范围增大,压力面高压区范围均匀分布,且当襟翼长度为0.2c时翼型水动特性最优,其升力系数较原始翼型升力系数均有较大提升,阻力系数变化不大。

襟翼舵卡舵故障技术分析

由于舵效好,襟翼舵被公务船广泛使用。公务船因工作性质特殊、靠泊时间多,停靠期间船载设备的日常检视和维护对船舶安全至关重要。分析靠泊期间由于保养缺失造成的舵失效实例,通过改进襟翼舵传动机构的连接形式提高安全性,并提示管理者按要求定期开展检视保养,以提高设备安全运行时间,降低故障率。

襟翼改型对风力机专用翼型气动特性的影响研究

采用数值模拟方法研究襟翼改型对S809翼型气动特性的影响,并对襟翼的增升机理进行探讨。研究结果表明,在中小攻角范围内,安装角度为90°和60°的襟翼具有一定的增升效果,可使最大升力系数分别提高5.66%和3.95%;通过分析翼型压力系数分布,发现尾缘附近压力面压力变大,导致升力系数提高;但是在大攻角下改型襟翼导致升力系数减小。

基于Altair Inspire的飞机襟翼支架轻量化优化设计

飞机襟翼支架是与其机翼连接的重要运动部件,为优化飞机襟翼支架结构,运用Altair Inspire软件对襟翼支架进行轻量化设计。在满足飞机机翼使用性能的条件下选用襟翼支架的材料为AL2014-AREO,依据10%、15%、30%体积约束目标下襟翼支架的优化结果,通过Poly NURBS自动拟合和手动拟合对优化模型进行几何重构与强度校核,得到最优轻量化模型。优化后的飞机襟翼支架的质量为46.31 g,比优化前下降了77.59%,极大地减轻了飞机襟翼结构的整体质量,并且优化后飞机襟翼支架的位移量、安全系数、米塞斯等效应力均符合设计要求。该研究为飞机襟翼支架的设计与改进提供了一种新思路。

737NG飞机后缘襟翼剪刀差的故障诊断研究

737NG飞机后缘襟翼剪刀差现象严重影响飞行安全与操控性能,针对737NG飞机后缘襟翼剪刀差故障频发问题,通过深入分析机械部件、液压系统及电子控制三大故障源,系统探讨了故障诊断方法,包括外观、液压、电子系统检测及综合评估。以此提高飞行安全与维护效率,解决现有故障诊断流程中存在的模糊性和低效性,为飞机维护提供科学参考。