大型客机机体噪声机理及控制技术

气动噪声问题不仅是大型客机适航取证的关键技术难题,更是关系到乘客舒适度的重要技术指标。增升装置噪声和起落架噪声是大型客机机体噪声的主要来源。本文针对我国大型客机研制中增升装置噪声和起落架噪声的产生机理及控制关键科学问题,开展噪声源、远场声辐射精细化数值模拟。针对噪声产生机理,发展了近壁面边界涡量流、拟涡能流等涡动力学过程与涡声理论相结合的噪声源分析方法;针对机体噪声控制难题,提出了缝翼凹腔小尺度波纹噪声控制方法和起落架支杆大尺度波纹噪声控制方法。数值模拟结果表明:缝翼凹腔是增升装置的重要噪声源之一;中低频噪声和纯音峰值主要来自缝翼凹腔和主翼前缘,后缘襟翼对噪声的贡献相对较小;起落架尾迹区域和轮胎空腔区域存在大量、复杂的大尺度湍流涡结构,是起落架的主要噪声源,起落架各部件噪声特性基本呈现宽频特性,支柱部件辐射噪声最大,轮胎次之,中间的连轴部件和扭杆部件辐射噪声相对较小;缝翼凹腔波纹噪声控制方法兼具减阻和降噪功效;起落架大尺度波纹噪声控制方法能有效降低远场辐射噪声。本文研究内容可为增升装置气动与噪声一体化设计、起落架降噪设计等提供技术支撑。

高速重载大行程运动升降平台设计及实现

[目的]为满足恶劣海况下舰船的大幅运动模拟需求,开展高速、重载、大行程运动升降平台的研发工作。[方法]针对运动平台的重载、高速及变参数特点,基于Adams仿真平台对采用重量平衡、4钢缆同步伺服驱动的高速升降平台进行动力学仿真分析,提出一种基于模糊PID控制的多电机同步驱动控制系统,并基于控制特性相似原理研制了1∶14的缩比高速升降平台。[结果]通过平台的响应特性试验,验证了控制系统具有同步性强、控制精度高的优点,运动平台可以良好地模拟恶劣海况下舰船的升沉运动。[结论]所设计的重量平衡、4钢缆同步伺服驱动的高速升降平台可填补舰船大幅升沉运动模拟领域的空白,并对类似运动模拟器的研发具有参考意义。

双升程电控喷油器多次喷射油量波动特性研究

为实现船用柴油机高压共轨系统喷射的柔性和稳定控制,提出一种双升程电控喷油器,基于搭建的喷油器AMESim仿真模型,探究了喷油器不同多次喷射模式下的油量波动特性.结果表明:大升程预喷模式下的主喷量标准差随预喷量的增加先上升后下降,而小升程预喷模式下的主喷量标准差随预喷量呈幅值逐渐降低的波动变化趋势.总体上,在预喷量为161~660 mm^(3)范围,小升程预喷模式在降低主喷量波动程度方面比大升程预喷模式更占优势.预喷射采用小升程喷射模式且预喷量一定时,升程切换延迟为0.2 ms的靴形主喷模式在降低主喷量波动程度方面略优于相同主喷脉宽或相同单次喷射油量的大升程主喷模式.大升程和小升程后喷模式下的后喷量标准差随主喷脉宽和目标后喷量均呈波动变化趋势,且小升程后喷模式下的后喷量标准差波动程度更小.与大升程后喷模式相比,小升程后喷模式在降低后喷量波动程度方面更占优势.

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。

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。

高升力控制计算机系统关键技术研究

高升力系统是现代大型飞机的重要组成部分,直接影响飞机的起飞、降落以及巡航阶段特定任务的执行。在介绍高升力系统现状的基础上,针对现阶段高升力系统控制计算机安全性设计不足以及集中式驱动架构存在的潜在问题,进行了关键技术研究。提出了一种满足高升力系统安全性需求的通道故障逻辑设计,在分析国内外高升力系统架构的基础上,提出了一种基于时间确定性网络的分布式架构。上述工作可为高升力系统设计提供参考。

高层建筑爬架施工及安全控制分析

为探讨高层建筑爬架施工及安全控制的要点,结合郑州市金水区美盛尚城星汇苑项目5#6#7#11#实际情况,从爬架安装、提升、拆除及转角处理4方面分析爬架在高层建筑施工中应用的要点及注意事项,并提出安全控制措施。分析表明,高层建筑高度大,规模大,采用爬架可为高层建筑各道工序的顺利开展营造良好的环境,并加强防倾覆及防坠落事故的安全控制,通过受力计算验证其安全性,以确保施工质量,可为高层建筑爬架施工提供科学合理的经验和启示,积累施工经验。

气动升力对高速磁浮列车速度的影响分析

文章首先分析高速磁浮列车运行阻力和气动升力随列车速度的变化规律;然后,通过分析气动升力、列车悬浮力和牵引力三者之间的关系,得到在气动升力影响下牵引力的变化曲线;最后,以上海高速磁浮系统为例,分析气动升力对列车运行速度的影响。结果表明,为应对气动升力的增加,悬浮磁场悬浮力相应调节减弱,导致在相同的牵引电流条件下直线电机输出的牵引力减小,最终降低列车所能达到的最高运行速度。

增升装置中的流动控制技术

阐述了襟翼涡流发生器、主翼后缘偏折技术、Zhu’s襟翼、自激励运动襟翼、零质量射流、等离子体技术以及动力增升等各类主动控制技术的工作原理及其增升效果分析和具体应用情况.结果表明,这些流动控制新技术对于进一步提高民用飞机的增升效果具有巨大的潜力.

低压高负荷燃气透平叶片边界层分离转捩数值模拟与流动控制

采用剪切应力输运(shear-stress-transport,SST)湍流模型耦合γ-Reθ转捩模型,通过求解三维定常雷诺时均Navier-Stokes方程(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)对典型的低压高负荷燃气透平叶片PakB吸力面边界层分离转捩流动进行数值模拟,计算结果显示,该方法能较准确地预测低压高负荷叶片吸力面边界层的分离转捩发展过程。此外在PakB叶片吸力面发展了一种展向呈矩形的被动控制结构。研究表明,该控制结构可以使叶片吸力面边界层分离泡的分离点和再附点向上游移动,并使边界层提前转捩,减小了分离泡的尺度,从而降低叶片的总压损失系数。

等离子体合成射流改善翼型气动性能实验研究

等离子体合成射流(PSJ)是一种新型主动流动控制激励器,目前研究大多集中于激励特性,对于流动控制的应用研究还明显不足。为了深入探究PSJ翼型流动分离的控制能力与规律,以高升力翼型为载体,在翼型前缘施加等离子体合成射流激励(PSJA),研究激励器对升力特性的影响。结果表明:在翼型前缘施加PSJA,可以有效抑制流动分离;近失速迎角状态下,各个激励频率下都能产生良好的控制效果;过失速迎角状态下,低频效果最好,随激励电压增加,有效频率范围变宽;激励效果随来流速度增加而减弱,当来流速度20m/s时,翼型的失速迎角提高5°,最大升力系数提高8.1%;当来流速度为40m/s时,失速迎角提高3°,最大升力系数提高4.5%。

高负荷低压涡轮内部非定常流动机理及其控制策略研究进展

低压涡轮湍流问题是制约高性能航空发动机研制的难点之一。为了理清低压涡轮内部湍流流动机理,并掌握相应的控制策略,获得计及非定常流动特征的高负荷低压涡轮气动设计方法,基于课题组长期从事高负荷低压涡轮的研究基础之上,结合国内外低压涡轮大量研究工作,系统地介绍了尾迹扫掠下低压涡轮叶片吸力面附面层发展演化过程、端区二次流非定常特征变化以及相应的流动损失机制及其抑制方法。优化叶片载荷分布在一定程度上能够减小叶型损失和二次流损失;尾迹扫掠能够诱导吸力面附面层发生转捩从而减小叶型损失,同时也有助于抑制端区二次流的发展,但在不同雷诺数下,尾迹的作用效果可能不同;对于高/超高负荷低压涡轮,特别是在低雷诺数条件下,需要借助有效的流动控制手段来抑制分离。

超高负荷低压涡轮叶型边界层被动控制

应用商用流体计算软件求解定常雷诺平均N-S方程组耦合Lantry-Menter转捩模型,对来流湍流度1.5%,不同进口雷诺数下,前加载超高负荷低压涡轮叶型进行了数值模拟。在与相关实验数据对比的基础上,研究了三种被动控制方式的控制效果与控制机理。结果表明:弧形凹槽的最佳开槽位置在分离点,最佳深宽比为0.15,表面拌线和矩形条的最佳加载位置在速度峰值点与分离点的中点;控制方式能否有效与其增加的掺混损失和减少的分离损失有关;三种控制方式均通过产生小漩涡来增加低能流体与高能流体之间的交换,从而加速转捩减小分离泡降低叶型损失。

翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果。结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区。在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能。主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围。但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能。

稠油热采低成本采油技术优选与研究

辽河油田稠油油藏由于存在油品性质差、黏度高、密度大等特点,主要采用蒸汽吞吐、蒸汽驱、SAGD等热采方式,随着稠油热采区块自然递减加大、措施效果逐年变差,而在当前成本紧张的形势下,措施投入相应减少,有必要加大低成本、高增油技术措施的现场应用力度,确保原油产量稳定。通过对稠油热采措施产量贡献度、年单井措施增油量和吨油利润的对比分析,结合油田开发形势和生产实际,尤其是在目前国际原油价格下跌、油田生产成本紧张的形势下,吨油利润成为措施选择的重要指标,以此为依据确定出稠油热采措施的下步发展潜力及存在的问题,进而优选出高温大排量泵举升技术、高温调剖封窜技术和水平井找堵水技术。为进一步提高这三项技术的增油效果,进行了技术改进与完善,现场应用均取得较好增油效果。

采用动网格技术的合成射流控制叶栅流动分离数值研究

采用大涡模拟,利用动网格技术,通过求解三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,对零质量合成射流进行了数值模拟。研究的合成射流最大速度为6.5m/s,激励频率为80Hz。结果表明:吹气过程,振动薄膜向前运动气流在射流出口形成剪切层,剪切层向外卷起形成涡环;在吸气过程,振动薄膜向后运动,涡环继续向下游运动,射流出口处的气流被吸入腔体;射流出口处速度呈正弦分布。合成射流可以有效抑制叶栅吸力面的流动分离,控制后分离区域由原来的28.60%轴向弦长(Cax)减少到了17.23%Cax。合成射流的各个过程都可以抑制流动分离,但吹吸气交替过程以及吸气过程的控制效果有所减弱。

民用飞机增升装置中的流动控制技术

传统的增升装置设计受到各种约束条件的限制,难以充分发挥增升效果,甚至无法达到飞机对增升效果的需求,而流动控制技术可以弥补这些缺陷。通过搜集大量文献,阐述了襟翼涡流发生器、主翼后缘偏折技术、ZHU’s襟翼、自激励运动襟翼、零质量射流、等离子体技术、MEMS技术以及动力增升等各类主动控制技术的工作原理,增升效果分析以及具体应用情况等。结果表明,这些流动控制新技术对于进一步提高民用飞机的增升效果具有巨大的潜力。

民用飞机襟/缝翼手柄设计过程研究

该文具体分析了民用飞机襟/缝翼手柄设计过程。襟/缝翼手柄是飞控高升力系统的一个典型机械操纵器件,它的设计过程是一个复杂的过程,需要综合考虑功能接口、机械接口、电子接口、人机工效、适航性、安全性、可靠性和维修性等因素。文中系统的对襟/缝翼手柄的设计过程进行了分析研究,并通过对不同机型的手柄进行比较,使得其设计过程变得清晰明了,便于设计者进行借鉴。

飞机高升力控制系统传动效率测量技术研究

针对飞机高升力控制系统的工作环境和特点,对传动效率的在线测量技术进行了深入研究,在详细分析扭力杆扭矩测量的基础上,介绍了高升力控制系统扭力杆扭矩在线测量的原理,给出了实现在线测量系统的组成结构,说明了在线测量软件的设计开发,对实现测量和数据分析处理的软件组件模块进行了详细描述,实际应用证明,该方法不但提高了测试精度,而且缩短了试验周期。

大型飞机增升装置气动噪声研究进展

对于现代大型商用飞机而言,在飞机进场和降落阶段,由于飞机发动机处于低功率状态而起落架和增升装置全部打开,此时的机体噪声十分明显,在飞机总的噪声中所占的比重不容忽视。近几十年的大量研究,已经对增升装置的气动噪声特性和机理有相当程度的认识,并在流动控制和降噪技术方面取得丰硕成果。本文主要介绍国内外在大型飞机增升装置气动噪声领域所取得的研究成果和最新进展。增升装置的噪声主要是由前缘缝翼凹槽产生的低频离散噪声、襟翼侧缘的中频宽带噪声和前缘缝翼尾缘涡脱落的高频离散噪声三部分组成。目前,降噪技术主要分成被动流动控制降噪技术和主动流动控制降噪技术两类,被动降噪技术有前缘凹槽遮挡、前缘凹槽填充、前缘下垂等;主动流动控制手段有吹吸气、等离子体激励器等。