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。

襟翼翼缝相对宽度对翼型气动性能影响研究

以NACA0018为基准翼型,采用Fluent数值模拟的方法,对比研究了襟翼相对长度和翼缝相对宽度对翼型流场结构及升、阻力特性的影响;分别选取襟翼相对长度分别为0.2、0.3和0.4和翼缝相对宽度分别为1.0%、1.5%以及2.0%,着重分析翼缝相对宽度对翼型气动性能的影响。数值结果表明,由于襟翼对翼型周围主涡发展和变化的影响,不仅改善了翼型的失速特性,同时也提高了翼型的气动性能。襟翼翼型的失速攻角在此次研究范围内均大于基准翼型,在攻角小于失速攻角时,襟翼翼型的升力系数均小于基准翼型,阻力系数均高于基准翼型,但升力系数的最大值均高于基准翼型;随着襟翼相对长度增大,翼型临界攻角逐渐减小;在攻角接近翼型失速攻角时,升力系数先增大后减小;襟翼长度相同时,随着翼缝相对宽度的增大,升力系数逐渐减小。在翼缝流体入口端,主翼末端存在一个涡,随着翼缝相对宽度增大,该涡流范围逐渐扩大;在襟翼前端有局部的压力升高,随着翼缝相对宽度增大,该局部高压范围扩大。

弯曲翼缝对垂直轴风力机气动性能的影响

通过改变椭圆长短轴比来构造不同曲率的翼缝,并研究了翼缝开口宽度和不同曲率对垂直轴风力机功率系数和启动特性的影响。结果表明:在低尖速比、大攻角下弯曲翼缝翼型使流体重新附着于吸力面,有效延缓了流动分离,使扭矩波动减小,且扭矩系数较原始翼型显著提高;与原始翼型相比,弯曲翼缝翼型的最佳尖速比较低,风力机运行环境更加稳定。

分离式尾缘襟翼翼缝影响机理及其改型研究

针对分离式尾缘襟翼翼缝对翼型气动性能与襟翼调控能力的影响,采用计算流体力学方法结合2种湍流模型从翼型宏观气动力与微观流场结构的角度对不同外形的翼缝进行了研究。在对比分析直翼缝与弯曲翼缝气动性能与流场结构的基础上,对翼缝外形进行了改进,并进一步分析了改进后翼缝的气动性能。结果表明:直翼缝在附着流时升力系数损失大于弯曲翼缝,而分离流时其延缓失速能力较强;改进翼缝能很好地贴合流体流动状态,相对于直翼缝,附着流时其升力损失较小;对于襟翼的载荷调控能力,未改进翼缝使襟翼调控能力有所减弱,改进翼缝不影响襟翼在正方向偏转时的调控能力。

翼腭缝宏观解剖及其发育模式研究

目的·利用锥形束计算机断层扫描(cone-beam computed tomography,CBCT)技术分析中国人群中翼腭缝(pterygopalatine suture,PPS)的解剖及宏观形态特征,并初步探讨其发育模式及其与矫正上颌发育不足之间的关联。方法·纳入2023年7月—8月在上海交通大学医学院附属第九人民医院拍摄的134例CBCT影像资料,根据年龄分为6组。以PPS标志点为依据,计算得出PPS整体的横向位置(transverse position of PPS,X_(PPS)),PPS整体的矢状向位置(sagittal position of PPS,Y_(PPS)),以及PPS的锥突嵌入角(insertion angle of PPS,IAP)、锥突嵌入宽度(insertion width of pyramidal process,IWP)和锥突嵌入深度(insertion depth of pyramidal process,IDP),并通过多平面观察确定翼上颌联合情况。采用回归分析评估各参数与年龄、性别的相关性,并通过两两比较确定参数变化的稳定年龄段。采用配对t检验及配对χ^(2)检验分析双侧参数的差异性。结果·Y_(PPS)、IDP与年龄无显著相关性,而X_(PPS)、IAP、IWP、翼上颌连接的发生率均与年龄呈显著正相关(P<0.01)。性别差异仅在X_(PPS)中显著,男性大于女性(P<0.01)。参数的年龄变化趋势分析表明:X_(PPS)在组1(6岁≤年龄<9岁)和组2 (9岁≤年龄<12岁)间差异显著(女性:P=0.006;男性:P=0.004);IAP在组2与组3 (12岁≤年龄<15岁)间差异显著(P=0.042),98.5%样本的IAP大于45°;IWP在组1与组3间差异显著(P=0.016);翼上颌联合情况在组1、2、3间差异显著(组1、2间P<0.001,组2、3间P=0.037,组1、3间P<0.001),成人发生率高于90%。各项指标双侧比较均未见统计学差异。结论·6岁以后Y_(PPS)及IDP未表现出明显改变,上颌骨与翼突趋于融合。PPS整体横向位置在12岁左右趋于稳定,而IAP及IWP持续增长,至15岁左右达到稳定且翼腭缝锥突嵌入翼切迹的方向偏向矢状向。

用于缝翼疲劳试验随动加载方法研究

某型飞机缝翼全尺寸疲劳试验属于结构疲劳适航验证试验,其主要目的是暴露缝翼结构的疲劳薄弱部位,验证缝翼是否满足广布疲劳损伤(WFD)的相关要求,为结构设计和制造工艺改进及制定飞机结构的有效性限制(LOV)和相关WFD敏感结构的结构更改点提供试验依据。试验过程中,缝翼翼面随试验载荷谱工况变化,打开角度发生变化。为模拟真实缝翼运动状态和受载情况,保证缝翼结构在不同构型下加载的准确性,本试验要求翼面随动加载。本文根据试验要求提出了一种随动加载方法,设计了一种随动加载机构,在缝翼收放过程中,通过控制随动加载机构,使加载作动筒的固定点跟随缝翼加载点同步运动,实现翼面偏转、加载点位置和加载力同步协调一致,最终实现缝翼载荷的随动加载。

增升装置缝翼噪声机理与控制研究进展

在飞机着陆过程中,增升装置中的缝翼是机体气动噪声的重要噪声源。近几十年来,国内外研究者针对缝翼噪声开展了大量风洞试验研究,对其噪声特性和机理已有深入认识,并在流动控制和降噪技术方面进行了诸多尝试。本文综述分析了二维翼型缝翼噪声风洞试验研究方面的主要进展,介绍了3种缝翼噪声成分(低频宽频噪声、高频离散纯音噪声和低频离散纯音噪声)的产生机理。缝翼噪声控制主要有3类思路:第一类是以凹腔填充为代表的整流方法,通过消除或限制回流的产生控制噪声,效果最为显著;第二类是在缝翼尖端干扰剪切层内相干结构的形成;第三类则是从工程可行性出发,通过优化缝道和缝翼结构参数或采用前缘下垂等新构型来控制噪声。未来研究需进一步借助先进测试手段和试验方案,深入认识缝翼凹腔剪切层流动的流声耦合及其与缝翼尾缘相互作用等复杂现象,以获得更为高效的噪声控制技术。

飞机前缘缝翼精准装配技术研究

该文主要探讨飞机机翼前缘与缝翼的数字化装配精准控制技术。从飞机的装配技术难点出发,结合机翼前缘与缝翼的数字化装配技术细致分析,深入讨论装配协调的各种方法及技术手段。该文最后提出一系列数字化装配协调的实施措施。期望此研究能为提升我国在飞机部件装配协调领域的技术水平提供有益的参考。

B737NG前缘缝翼指示故障保留对签派放行影响的研究

波音737NG经常会遇到飞机前缘装置位置指示故障保留,该保留会影响到飞机的运行限制、机组操作、管制指挥及应急程序等,评估不当容易出现超标准放行情况,发生不安全事件。本文从系统原理、MEL保留放行、放行依据三个方面进行论述,分析了该保留的衍生风险,总结该保留对运行的影响,对航班的安全、正常、高效运行具有重要意义。

襟翼缝隙对风帆船气动性能的影响

为推进无人帆船在海洋数据收集和生态保护方面的应用,针对某型无人帆船设计一款带嵌入式襟翼帆的风帆系统,并对翼缝对风帆气动性能的影响进行研究。首先建立无襟翼帆以及翼缝宽分别为主翼帆弦长0‰、1‰、2‰、3‰和4‰的六种风帆模型,用Fluent软件进行CFD仿真计算,分析不同翼缝下的襟翼帆翼面周围的压力和流场分布情况;并对六种风帆在多攻角和多襟翼帆偏转角下的升阻力特性进行比较分析;研究不同相对风向角下翼缝大小对无人帆船推力特性的影响。结果表明:襟翼帆的存在提高了无人帆船风帆的气动性能和无人帆船的推力特性。在一定攻角范围内,翼缝使带襟翼帆的翼型升力系数和升阻比减小、阻力系数提高、无人帆船的推力系数降低和侧推力系数提高;随着缝隙的增大,升阻力系数和升阻比变化的幅值增大;随着攻角的增大,翼缝大小对主翼帆升阻力特性的影响幅值减小;随着襟翼帆偏转角的增大,翼缝大小对主翼帆升阻比特性的影响幅值减小。

基于干涉接触的前缘缝翼尾缘结构设计与分析

前缘缝翼是大型飞机起飞与降落阶段重要的增升装置,但受自身结构刚度及其支持刚度影响,承受气动载荷时缝翼易发生翘曲变形,与翼盒产生缝隙,影响到机翼的气动效率。为消除巡航状态缝翼的变形,提高机翼气动效率,提出前缘缝翼干涉尾缘结构设计技术。对影响前缘缝翼结构法向和弦向变形的主要因素进行理论分析。以国内某大型飞机前缘缝翼为研究对象,针对蒙皮等各结构尺寸对前缘缝翼本体刚度的影响,从质量和变形两方面进行详细论述。在保持原有前缘缝翼结构尺寸、质量的前提下,进行前缘缝翼干涉尾缘结构的设计。结果表明:所提的前缘缝翼干涉尾缘结构在巡航工况气动载荷下,可以保持与机翼不分离的状态,提高气动性能,且有效避免了质量的增加。

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置,大迎角飞行时,前缘缝翼上表面可能出现流动分离,造成缝翼尾迹流区迅速增厚,加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用,导致各翼段环量减小、升力下降,最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题,本文基于有限体积RANS方法,研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现:前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生,抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混,减缓对襟翼流动的不利影响,显著改善增升装置失速特性;开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显,应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案,以便获取更好的气动性能收益。

民机前缘缝翼后缘台阶对气动特性的影响研究

民机前缘缝翼收起后与固定翼形成的后台阶破坏了机翼的气动外形,影响飞机的气动特性。基于某超临界翼型,采用CFD数值模拟方法研究了缝翼后缘台阶对干净翼高速气动特性的影响,计算对象为光顺翼型机翼和带后台阶翼型机翼,计算来流马赫数为0.711。数值模拟结果表明:后台阶的存在导致机翼升力减小、阻力增大,但仅对后台阶附近区域的压力分布产生明显影响。

全尺寸缝翼疲劳试验随动加载技术

缝翼及其支承结构的疲劳试验是民用飞机适航取证的一项重要工作,其难度在于需要在试验件运动过程中同步施加载荷,完成对缝翼翼面及其支承结构载荷的考验。过大的同步偏差及不当的异常处理会造成试验件的非预期损伤,是一项风险极高的地面强度试验。在试验方案中采用了控制系统与驱动系统的双驱动方式,在国内首次在翼身组合体真机环境中完成了缝翼疲劳试验,真实还原了缝翼实际运动场景,试验通过对试验运动轨迹的仿真指导随动加载框架的安装,极大地提高了活动翼面随动加载试验在翼面活动时的同步性和加载精度,同时创新的同步偏差实时监控和防错设计保障了试验的顺利运行,为该型号飞机的缝翼设计提供了更具参考价值的试验数据及试验结果。

基于适航要求的襟缝翼控制计算机硬件架构设计与实践

本文分析了民用适航规章当中对于襟缝翼控制计算机的适航要求,提出了针对襟缝翼控制计算机硬件架构和余度设计要求,以及选用复杂电子硬件的额外设计要求。以某型襟缝翼控制计算机硬件架构设计为例,详细阐述了硬件架构和余度设计要求的实现与落实,为襟缝翼控制计算机的设计工作提供了参考与借鉴,也为飞控系统控制计算机的设计提供了思路与指导。

襟翼翼缝相对宽度对翼型动态气动性能的影响!

采用Fluent数值模拟的方法,以NACA0018对称翼型为基准翼型,分析了尾缘襟翼翼缝相对宽度不同时,襟翼动态摆动对翼型流场以及升阻力特性分析。选取襟翼相对长度为0.2,襟翼翼缝相对宽度分别为1.0%、1.5%和2.0%,当襟翼最大摆角θ为15°时,分析翼型动态气动性能。数值结果分析表明:襟翼的摆动导致原本对称的翼型不再是对称翼型,改变了翼型的弯度,翼型升力和阻力系数的最大值均增大;相同摆角下,翼缝相对宽度越大,其翼型升力系数值愈大;襟翼在摆角θ为10°~15°时,在襟翼下表面出现尾缘回流涡;当襟翼摆角θ为-10°^-15°时,襟翼上表面出现回流涡,且随着襟翼摆角的增大,该回流涡范围逐渐扩大。

带缝翼多段翼型气动特性的实验研究

首先对测力和测压两种翼型的实验方法作了对比研究,在此基础上用测压法对多段翼型前缘缝翼气动特性进行了实验研究。结果表明,测力和测压两种方法均可用于翼型的实验研究,前缘缝翼缝道的不同构型对多段翼型的增升效果和气动效率(升阻特性)都有极大的影响。具有前缘缝翼最佳优化缝道多段翼型的最大升力系数CL max可达3.900,失速迎角α为31°,它比普通缝道多段翼型的最大升力系数(2.790)增加了39%,失速迎角增大了23°。

一种襟缝翼控制计算机余度架构设计

针对高升力系统中襟缝翼控制计算机的余度架构进行基础技术研究,设计了一种可靠性高、可抑制共模/共域故障、成本合适的新的余度架构。提出了襟缝翼控制计算机的通道结构与驱动分系统结构紧耦合,分析了3种主流余度模型,从而确定了襟缝翼控制计算机余度架构的通道结构和支路结构:新余度架构采用双通道模式,满足驱动分系统的驱动方式需求,每个通道内部将襟翼和缝翼功能进行物理隔离,功能通道内部由2个支路构成命令-监控结构。同时设计了新余度架构的工作方式,并使用广义随机Petri网分析了新余度架构的可靠性。

多段式翼型增升装置失速特性改善研究

为实现现代大型商用飞机的安全起降,复杂的多元增升装置得到了广泛应用。尽管如此,在大攻角工作状态下,一些多段式翼型的前缘缝翼还是可能遭遇流动分离现象,这一现象不仅在缝翼尾迹区域扩大,还会使缝翼与主翼段、主翼段与后缘襟翼之间的气流交混变得复杂。而这一现象不仅会导致翼段局部环量下降,而且会引发翼型升力减少,甚至可能导致机翼的失速,出现事故。为了改善多段式翼型的起降性能,本文研究选用典型多段式翼型30P30N,并采用基于有限体积的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法,对前缘缝翼的开缝位置及其对增升装置失速特性的影响进行了探讨。研究发现,选择适当位置和尺寸开缝的前缘缝翼能够有效延缓各个翼段流动分离的出现,抑制翼型尾迹区的发散,并减少缝翼与下游翼段边界层气流的分离与交互,从而显著改善飞机在低速起降过程中的气动性能。

基于CFD模拟的A320襟缝翼气动特性分析

利用CFD仿真软件Fluent软件包,对A320NEO机翼的空气动力特性进行了数值模拟分析,采用K-omegaSST模型建立二维湍流模型,通过研究空气绕流的流动情况,得到A320机翼襟翼缝翼关闭、打开20°和打开38°三种不同情况下压力分布图及速度矢量图,研究表明襟缝翼对机翼气动力学性能有着显著的影响,襟缝翼打开时会引起机翼表面的压力分布变化,从而提高机翼的升力性能。