飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究

为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×10^6),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。

基于微秒脉冲激励的飞翼模型等离子体流动控制试验研究

为了改善飞翼布局的大迎角气动特性,采用飞翼全模和半模分别在低速和跨声速风洞中开展了微秒脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制的试验研究。通过流动显示和测力的试验方法研究了等离子体流动控制的主要作用机制和激励频率与激励电压等对飞翼模型失速特性的影响规律,验证了微秒脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术从低速到亚声速的有效性,有效的试验最高马赫数Ma达到0.6、雷诺数Re达到3.05×10^(6)。试验研究表明:微秒脉冲介质阻挡放电等离子体通过非定常微尺度压缩波扰动的形式作用于翼面流场,通过频率耦合机制减弱模型的前缘分离涡、抑制翼面的流动分离;无量纲频率F^(+)是影响等离子体流动控制效果的重要参数;在低速风洞试验风速V=30 m/s时,无量纲频率F^(+)=0.35~1.06的控制效果较好,可将模型的最大升力系数提高25%以上、失速迎角推迟4°;在跨声速风洞试验马赫数Ma=0.6时,无量纲频率F^(+)=0.22和F^(+)=0.44的控制效果较好,可将模型的最大升力系数分别提高4.72%、4.77%,失速迎角分别推迟2°、1°;激励电压越高激励强度越大、等离子体流动控制效果越好。

旋翼桨-涡干扰噪声特性风洞试验研究

在中国航空工业空气动力研究院FL–10风洞中开展了旋翼桨–涡干扰噪声传播特性试验,对BO–105主旋翼40%缩比模型中等前飞速度爬升、平飞、斜下降状态的气动噪声进行了测量。首先采用Heyson洞壁干扰修正方法确定风洞试验时的旋翼下滑角,通过气流内测量阵列移动获得了桨盘平面下方完整的噪声辐射场,然后对不同飞行状态下的桨–涡干扰噪声传播特性进行了分析,得到了典型状态的声压–时间历程、频谱和声压级云图。结果表明:旋翼斜下降飞行状态出现了明显的桨–涡干扰噪声,干扰较强时桨叶前行侧和后行侧都会产生桨–涡干扰噪声,且其传播具有明显的方向性,即前行侧指向桨盘上游和桨盘下方,后行侧指向桨盘下游。

低速增压风洞三点支撑系统的设计和验证

为提高大展弦比飞机模型和大载荷飞翼类模型风洞试验准度,提高支撑机构纵横向刚度和系统稳定性,有效降低试验模型失速后的抖动和机翼弹性形变,航空工业气动院在FL-9低速增压风洞开展了三点支撑试验系统的研究。以拟进行增压试验的某螺旋桨滑流模型为研究对象,对模型迎角运动机构、风挡逆向运动机构等进行了具体的设计分析及结构优化,按照试验模型姿态角对系统进行了验证。结果表明,该系统角度定位精度高,易于扣除支架干扰,风挡顺气流姿态保持良好,并且具备较高的纵横向刚度,对提高试验精准度有较大帮助。

涡轮空气马达单独螺旋桨试验系统设计与分析

为在FL-10风洞准确获得螺旋桨缩比模型拉力系数与试验风速、螺旋桨转速、桨叶角及螺旋桨效率的对应关系,本文简要介绍了涡轮空气马达驱动的单独螺旋桨试验系统,设计了高精度流量控制装置、螺旋桨驱动及传动机构、螺旋桨、旋转轴天平,在FL-9风洞进行了测试,测试结果表明,FL-10风洞的涡轮空气马达单独螺旋桨试验系统的核心结构设计合理,运行可靠,有效拓展了FL-10风洞在该领域的试验能力。

全尺寸涡桨飞机起落架气动噪声及控制试验研究

本文在2m航空声学风洞开展了全尺寸涡桨飞机起落架气动噪声风洞试验研究,研究内容包含有无噪声控制措施下的气动噪声特性,测量内容包含静压测量、脉动压力测量、表面声载荷、1/3圆弧线阵指向性测量、远场壁面线阵测量以及水平竖直面阵声源定位研究,采用多种测量手段从气动和噪声角度解释了起落架噪声控制措施对远场噪声特性的影响。试验结果表明,起落架凹腔填充可以有效控制空腔自激振荡引起的纯音,从而降低起落架噪声总体水平。

旋翼载荷自动配平风洞试验技术研究

针对直升机旋翼风洞试验载荷配平需求,发展了基于牛顿迭代法的旋翼风洞试验载荷自动配平方法。根据悬停和前飞不同的配平需求分别制定了相应的配平策略,并利用1.5m直径旋翼模型在FL-52风洞开展了悬停及前飞不同工况下的旋翼载荷自动配平验证试验。结果表明,不同悬停状态下,CT配平相对误差小于0.8%;不同前飞状态下,CT配平相对误差控制在3%,桨毂力矩Mx、Mz控制在1.5N·m以内,并且随着CT的增大,配平精度逐渐提高。可以看出该方法实现了配平过程的闭环控制,提高了配平的自动化水平,适用于旋翼风洞试验。

不同前缘翼型气动和噪声特性对比研究

多段翼增升装置的噪声与其前缘缝翼有很大的关系,凹腔内存在的涡-涡干扰、剪切层/壁面冲击等非定常现象以及缝翼尾缘的涡脱落是影响增升装置噪声的主要原因之一。利用定常得到的稳定场采用宽频噪声源方法分析翼型周围噪声源强度,然后使用分离涡方法(DES)结合FW-H声类比方法研究前缘下垂和前缘缝翼模型在迎角变化时的气动与噪声特性,研究发现前缘采用下垂的形式在一定迎角范围内能获得较好的降噪效果,并且能够提升翼型的气动性能。

飞翼模型纵向气动特性等离子体流动控制试验

为了改善大展弦比飞翼模型纵向操纵性和稳定性,在低速风洞中开展了等离子体流动控制技术的试验研究.采用粒子图像测速技术获取了等离子体对翼面流场的影响.采用静态测力技术获取了等离子体对模型气动力和升降舵舵效的影响.采用虚拟飞行试验技术获取了等离子体对俯仰角和俯仰角速度时间历程的影响.通过对粒子图像测速和测力试验结果的分析表明,等离子体能够抑制翼面流动分离,阻止气动中心前移,改善模型的大迎角纵向气动特性.通过分析不同舵偏角的测力数据,来流风速V=50 m/s时等离子体能够改善飞翼模型大迎角的升降舵舵效,在不同舵偏角时均使模型的最大升力系数提高约0.1、失速迎角推迟4°以上.通过分析虚拟飞行试验结果,等离子体能够将模型的临界俯仰角提高3.6°,能够改善飞翼模型的纵向飞行稳定性和操纵性.

基于压力反馈的等离子体主动流动控制试验

基于翼面压力分布与流动分离的对应关系,提出了一种用于等离子体激励抑制翼面流动分离的反馈控制方法,该方法通过模型表面特征点的压力判断流动分离情况,根据判断结果自动施加或取消等离子体控制。在NACA0015翼型和飞翼布局模型上分别对该方法进行了风洞试验验证,试验表明:基于压力反馈的等离子体流动控制方法能够实现对翼面流动分离的主动控制,通过控制能够改善模型的失速特性;在飞翼布局模型上,等离子体压力反馈控制与开环控制的效果基本一致,在来流风速为30 m/s时反馈控制与开环控制均能使模型的最大升力系数提高27%以上、失速迎角推迟4°。