航空声衬声阻抗实验提取技术研究进展

本文综述了航空声学环境下声衬声阻抗实验提取技术,介绍了多种方法的基本原理、实验布置、研究进展和优劣势。在低频平面波场下,介绍了阻抗管法、单模态法,以及目前主流的目标函数法和直接提取法,其中直接提取法因具有高效、准确的解析优势而受到认可,以上方法均受模态成分限制而存在频率上限。在高频多模态场下,介绍了原位测量法、三维目标函数法、多模态直接提取法、准三维直接提取法、镜像多模态直接提取法,这些方法解决了模态限制,可在不同程度上拓展频率上限。原位测量法的侵入性测量导致其误差和局限性大,三维目标函数法因需三维数值模拟和迭代而效率极低,多模态直接提取法因测点横向间距小而精度不足,准三维直接提取法因受最高阶模态限制而测点需求量大。镜像多模态直接提取法能较好地解决上述问题,它采用锯齿形阵列,基于声场周期性和镜像原理,先将物理阵列展开为多倍宽度等效声场中的对角映射阵列,再调用多模态直接提取法以多模态Prony算法进行声场分解,进而提取声阻抗。镜像多模态直接提取法打破了以往3 kHz的频率上限,能覆盖航空发动机风扇噪声0.2~10 kHz的主要频带,全频提取仅需1 min,比三维目标函数法的效率至少高3个量级,准确性和可靠性较高,且测点大幅减少,兼具宽频、高效、准确、测点少且无损的优势。

Er∶YAG激光SWEEPS双脉冲模式激活荡洗在自由水域中的气泡动力学观测

目的:探究Er∶YAG激光光子增强的光声流(SWEEPS)技术在不同脉冲间隔参数条件下的蒸汽气泡动力学效应。方法:Er∶YAG激光手具连接工作尖放置于自由水域模型中,设置SWEEPS模式,150~600μs脉冲间隔激活。高速摄像机(200 000 Hz)摄录Er∶YAG激光激活荡洗引起空穴效应的过程,matlab逐帧分析蒸汽气泡间的相互作用关系,及蒸汽气泡消失时刻气泡残余与激光工作尖之间的距离。实验数据经SPSS 19.0统计软件进行统计分析。结果:在自由水域中,Er∶YAG激光SWEEPS模式下,脉冲间隔设置的改变会引起两次脉冲激发的蒸汽气泡形成不同的相互作用关系,包括双气泡融合、双气泡撞击及双气泡脱离。其中,脉冲间隔设置为360~440μs时,双气泡撞击现象会使蒸汽气泡消失时气泡残余与激光工作尖之间达到最远距离。结论:在自由水域中,Er∶YAG激光双脉冲SWEEPS模式在不同的脉冲间隔设置下引起双气泡间形成不同的作用关系,该现象可能可以增强Er∶YAG激光空穴效应,强化激光激活荡洗的临床应用效果。

基于粒子图像分割的混合PIV-PTV算法

粒子图像测速法(particle image velocimetry,PIV)因其非接触场测量的特性,已成为空气动力学领域的主要测量工具。复杂流动的速度场往往具有非均匀性,示踪粒子难以在待测空间均匀分布。因此,在应用PIV互相关算法处理粒子稀疏区时,需要采用更大的查询窗口以降低测量的不确定度,但会带来空间分辨率低的实际问题。而粒子追踪测速法(particle tracking velocimetry,PTV)追踪单个示踪粒子的跨帧位移,具有比PIV更高的空间分辨率,但难以适用于粒子浓度高的稠密区。针对PIV、PTV各自的优点,本文发展了一种基于粒子图像分割的混合PIV-PTV测速技术。首先定义了基于维诺多边形的粒子局部浓度量度,用以计算示踪粒子在粒子图像上的局部浓度场;其次通过设定的浓度阈值对粒子进行二分类,使用基于高斯核函数的支持向量机寻找出最优的分类边界,从而实现对粒子图像的粒子稀疏区和稠密区的划分;最后对两个区域分别使用PIV和PTV进行速度场计算,并合并为完整的速度场输出。仿真结果表明,上述方法可实现对粒子图像中的示踪粒子稀疏区和稠密区的自动划分,有效提高速度场测量的空间分辨率。将该方法应用在马赫数Ma=6的湍流边界层近壁测量中,可有效解决高速条件下粒子因强剪切难以进入边界层近壁区的问题,显著提高对近壁流动的解析能力。

马桶冲洗过程的流体力学模型

本文建立了一种虹吸式马桶的冲水过程水动力学数学模型,给出了评价马桶冲洗效果数学方法,计算了马桶冲水过程中水动力学特征量随时间的变化,分析了马桶结构参数对冲刷效果的影响。计算结果与实际冲水过程相符,说明了所建立的数学模型是可行的,对进一步没计研究节水型马桶具有指导意义。

水凝胶延迟水下回转体边界层自然转捩机理研究

水下航行体首部声纳探测能力与边界层转捩密切相关。本文开展了水凝胶超材料在延迟水下航行体边界层自然转捩方面的应用基础研究,并探究了其内在机理。在高速水洞中分别开展了刚性和水凝胶表面的SUBOFF模型总阻力系数与二维瞬时速度场大视场PIV实验测试,采用多路径积分算法对SUBOFF模型周围脉动压力场进行估算;结合刚性SUBOFF模型边界层流动线性稳定性分析与PIV流场测试结果,获得刚性SUBOFF模型边界层自然转捩特性;采用“比光强”算法,对低速水洞中水凝胶表面SUBOFF模型局部形变与近壁区速度场进行频谱分析,揭示水凝胶表面流−固耦合作用机制;基于法向瞬时速度分量的连续子波变换,对边界层瞬时流场间歇性进行分析,揭示水凝胶在流−固耦合作用下延迟SUBOFF模型边界层自然转捩的机理。

水下航行体边界层转捩流动结构实验研究

采用激光诱导荧光(Laser Induced Fluorescence,LIF)和粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,对自由湍流条件下SUBOFF模型转捩边界层中的流动结构进行精细测量。实验在北京航空航天大学大型低速回流水洞中进行,SUBOFF模型长度为1.436 m,基于模型长度和来流速度的实验雷诺数为3.35×10^(5)。采用流动显示灰度场和有限时间李雅普诺夫指数(Finite-Time Lyapunov Exponents,FTLEs)对转捩边界层中的涡结构进行识别,并对转捩过程中发卡涡、二次涡等典型拟序结构的生成演化过程进行分析。采用两点相关方法提取转捩区拟序结构,同时采用椭圆拟合方法计算相干结构倾角,计算结果表明,结构倾角沿法向先增大后减小,在边界层附近达到最大值。为深入研究转捩流动结构特性,发展了基于流动显示的湍流/非湍流界面(T/NT)识别方法,并对界面几何特性进行了研究。研究结果表明,在转捩过程中,界面的法向高度和分形维数沿程增长。

小翼羽掠角对机翼增升效果的影响

鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛(小翼羽)来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影响。风洞测力实验结果表明,相比于无前掠的小翼羽,适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好且不会增加机翼阻力。平面粒子图像测速和体视粒子图像测速实验表明,适当的前掠角能够增强小翼羽产生的前缘涡的强度,并扩大前缘涡增升的有效机翼迎角范围,最终导致适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好。

高效合成射流激励器研究进展及展望

合成射流作为一种具有优越控制效果的主动流动控制技术,在提升飞行器气动性能、减振降噪、强化元器件散热等领域具有重要的学术意义和应用价值.经过30余年的研究,人们建立了更准确的合成射流数学模型,合成射流具有高卷吸能力的物理机理也得到不断深化.进一步优化合成射流激励器,提高控制效率成为了研究的重点.本文主要从激励器结构型式、激励器结构参数以及激励信号三个方面,总结了近年来在提高合成射流控制效果方面取得的研究进展,并对未来的研究重点进行了展望.

反应性射流中湍流/非湍流界面附近标量输运特性

湍流/非湍流界面(turbulent/non-turbulent interface,T/NTI)层分隔开湍流区和非湍流区,研究T/NTI有利于加深对湍流区和非湍流区之间传质的理解。通过开展射流和环境流间发生二级非平衡基元反应(A+B→R)流场的数值模拟,研究了该流场中各组分在T/NTI附近的化学反应和标量输运特性。研究结果表明:反应性射流流场中对流项在湍流区域的标量输运中占主导地位。射流的上游处化学反应较为剧烈且随着流向逐渐减弱,在T/NTI层内及其附近均存在显著的化学反应,而下游T/NTI层附近的化学反应主要发生在远离T/NTI层的湍流核心区。在T/NTI层附近,反应物A和生成物R的输运机制呈现类似但相反的趋势。在无旋边界附近,反应物A和生成物R的输运主要由扩散和对流作用共同影响,但其浓度几乎不随时间发生变化。在T/NTI层内,反应物B的输运主要由对流作用影响,T/NTI附近的流动阻碍化学反应后所余较少的反应物B向无旋边界输运。

生活中多孔材料在航空降噪方面应用试验研究

近年来,航空旅行人数急剧增加,民航客机的地位显得愈加重要,而飞机噪声是限制飞机速度的一个重要因素,因此降低飞机噪声成为了目前非常有研究价值的问题.在飞机的一次完整航程中,起落架所产生的噪声所占比例最大,因此研究起落架降噪则能在很大程度上解决飞机噪声问题.本文通过采用日常生活中常见的5种多孔材料中包裹起落架,在声学风洞中进行气动声学降噪试验.由试验结果可以得知,所有多孔材料的降噪效果在280Hz到700Hz的频率中最突出,其中大颗粒防滑布在减噪方面取得最大成效,与对照(无材料)相比,平均声压级降低了6.67dB.试验中发现的各种材料性能也可以作为其他领域降噪的参考指标.

小肋减阻的飞行试验方法、结果和分析

气动设计水平既是评价飞机先进性的重要指标之一,也是提高大型客机竞争力的关键,其主要目标包括增升与减阻两个方面。为满足工程应用实际需求,本文开发了一种可用于评估减摩阻效果的无接触式测量技术,用以测量高雷诺数下飞行试验中小肋的减阻效果。结果表明流经小肋壁后的来流机械能损失更少,且相较于光滑壁具有更小的流向摩阻及更高的流向速度。此外小肋抑制了机翼上表面的展向速度脉动,并推测其在小肋膜下游分布的展向条状强脉动区域与气流流经小肋膜所产生的流向涡有关,在此基础上小肋膜的流向减阻效果与展向速度脉动抑制有所关联。

合成射流激励器能量转换效率的参数影响规律及优化研究

压电式合成射流激励器具有无气源、射流速度高、响应快等特点,在流动控制领域应用广泛。射流出口速度峰值和能量转换效率是衡量压电式合成射流激励器性能的重要指标。在获得较高出口速度时,现有压电式合成射流激励器能量转换效率偏低。为提高压电式合成射流激励器性能,利用热线风速仪和功率计测量了其出口速度和功率,研究了出口长度、出口深度、腔体高度和陶瓷片厚度等参数对其性能的影响规律。研究发现:不同参数下,压电式合成射流激励器出口速度峰值随平均功率变化的趋势相似。通过对压电式合成射流激励器构型进行优化设计,提高了射流出口速度峰值,提升了能量转换效率(最大提升了233.3%),有效降低了能耗。

输电线雾凇覆冰的工程估算方法

为克服目前输电线覆冰数学模型存在各种上缺陷的问题,利用输电线雾凇覆冰的数值模拟方法系统探讨了输电线覆冰过程中过冷却水滴撞击输电线表面的碰撞特性,分析总结了各碰撞特性参数之间的相互依赖关系并导出了简单有效的碰撞特性估算公式,分析结果表明,水滴与筒状物的总碰撞率可由Finstad经验公式描述,局部碰撞率沿冰面为抛物线分布。在碰撞特性估算公式基础上分别给出不同状态下输电线雾凇覆冰的工程估算方法,估算结果表明,圆筒状雾凇覆冰估算工程模型结果与实验结果比较相符,表明估算方法正确有效;固定导线雾凇覆冰工程估算方法结果与数据模拟结果相较,覆冰质量估算的误差较小,但覆冰外形有一定的差别,需要进一步改进外形估算方法。

高升力系统外形的数值模拟计算

分析和讨论了高升力系统外形无黏和黏性流动的物理特征,表明了流动现象的复杂性和求解的艰难性。深入研究了二维和三维高升力外形空气动力数值模拟计算的雷诺平均N S(RANS)方程方法、计算结果、以及它们和实验数据的比较。二维结果表明压强分布、速度型等计算值和实验值吻合很好,但最大升力系数两者仍有差异。三维计算最大升力系数的结果与二维类似。还分析了影响计算结果的各种因素,包括计算网格、湍流模型、外形的几何模拟的逼真度等。特别指出了转捩模型研究对提高计算准确度的重要性。文中解释了研究高升力系统外型的数值模拟方法,以及同时发展能估算CLmax的工程半经验方法的重要性和迫切性。

黄河河口水沙运动的二维数学模型

本文针对黄河河口河道水沙潮波的特点,从水流连续方程、运动方程,泥沙运动方程出发,补充了潮流挟沙能力的计算公式,建立了黄河河道河口二维数学模型。以1982年实测资料,从潮位过程、流速大小和方向及海底冲淤变形等方面对数学模型进行了验证计算。在此基础上开展了典型水沙条件下黄河河口泥沙运动规律的模拟研究。其结果揭示了黄河河口清水沟所处海域的潮流潮汐特性和泥沙输移规律。这些成果与实测资料以及卫星遥感分析结果一致,进一步表明了模型的可靠性。

排水性沥青混合料降噪性能测试研究

研制并开发沥青混合料吸声降噪性能室内测试的仪器,采用单传声器法对不同空隙率以及相同空隙率下不同最大公称粒径的沥青混合料进行吸声系数的测试,并对试验路段的降噪效果进行现场测试。分析空隙率、最大公称粒径对沥青混合料吸声性能的影响。发现空隙率尤其是有效空隙率是影响沥青混合料吸声系数的关键因素;最大公称粒径4 75mm级配的排水性沥青混合料吸声效果明显。结果表明,提高空隙率,采用较小最大公称粒径级配的方案都能有效提高沥青混合料的吸声降噪能力。

消力池底板块的失稳破坏机理及其防护措施

本文根据国内外一些高坝消力池和水垫塘失事破坏的调查资料 ,说明了脉动压力在引起破坏中的作用 .从理论上分析了脉动压力的基本特征及其分布规律、板块上脉动上举力的产生机理 ,论证了脉动上举力是导致消力池底板揭底破坏的主要原因 .论述了合理设置止水设施、排水设施以及锚固措施等对防止破坏的效果 ,讨论了计入脉动荷载的底板块稳定性设计准则 。

集成电动静液作动系统理论与技术

飞机多电化时代已经到来,飞机发动机、发电机、配电系统、用电系统、环控系统、作动系统、起降转弯刹车系统以及其他机载系统都在发生着多电化的变化。该文从多电化趋势阐述集成电动静液作动器的国外研发现状,介绍了集成电动静液作动系统的组成原理、相关理论和关键技术。

混合励磁同步电机弱磁控制

为了研究混合励磁同步电机在高速时的带载能力、速度控制性能与抗干扰能力,提出了基于模糊控制的励磁电流弱磁控制策略和自抗扰控制的速度控制策略。在分析了励磁电流与电枢电流弱磁控制特点以及弱磁控制与电机带载能力之间关系的基础上,以转速误差与负载观测值为模糊控制输入,实现给定励磁电流的动态调整,协调励磁电流在混合励磁同步电机控制中带载与弱磁扩速之间的矛盾,使在满足弱磁扩速要求的基础上,提高了带载能力与速度控制性能;为了克服混合励磁同步电机调速过程中的参数耦合及负载扰动等影响,采用自抗扰控制方法,提高了调速系统的抗干扰能力。最后,仿真验证了所提出控制策略的有效性和可行性,提高了系统在高速时的整体动态性能。

民机设计中的多学科优化和数值模拟

结合世界民机研制的历程,论述了未来民机产品的要求和应用先进技术的重要性。讨论了市场模式的变化,即要求航空工业界提供更高、更快和更远(技术驱动型)的产品转变为生产快、价格低而性能更好(市场驱动型)的产品。这种变化要求新的设计方法、工具和过程。传统的按序和迭代的飞机设计模式将逐渐走向新的更加综合性的、如虚拟产品或综合的产品和过程发展的设计方法。多学科优化设计是实现新的综合设计方法的关键技术。简要地讨论了此方法并介绍了工业界应用的要求。计算流体力学(CFD)起着推动走向综合设计过程的作用。详细说明了CFD对民机成功设计的中心作用,讨论了其分析和设计的功能,说明数值模拟是未来飞机设计和发展中的关键模型化和模拟技术,对于现代化的综合设计的成功应用是很重要的。