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低速增压风洞测力试验异常数据检测专家系统设计研究

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电子测量技术 2024年第6期47卷 123-130页

作者：战慧强张琦梅家宁孙晓宇林沐姚顺禹航空工业空气动力研究院哈尔滨150001 低速高雷诺数航空科技重点实验室哈尔滨150001

针对低速增压风洞测力试验,分析气动特性曲线的原始数据源,以天平信号、流场状态和模型姿态为主要对象,结合试验控制流程,从单点数据向量、单车次数据矩阵和同期多车次数据集等维度,研究试验数据的异常检测方法策略,并以此为核心知识库... 详细信息

针对低速增压风洞测力试验,分析气动特性曲线的原始数据源,以天平信号、流场状态和模型姿态为主要对象,结合试验控制流程,从单点数据向量、单车次数据矩阵和同期多车次数据集等维度,研究试验数据的异常检测方法策略,并以此为核心知识库,完成异常数据检测专家系统设计开发。试验过程中系统推理机自动在线执行,经过数据识别、规则推理、逻辑推理和知识迭代,实现原始数据的预检测和预诊断。试验应用结果表明,专家系统对天平桥压异常、线性段跳点和零点检测等异常类型检测敏感度高,为异常数据分析指引方向,提升问题数据排查效率。

关键词：增压风洞测力试验异常数据检测专家系统

基于虚拟点的反应流Navier-Stokes特征边界条件及其应用

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北京理工大学学报 2024年第4期44卷 348-358页

作者：赵俊琪钱琛庚王成孙远翔北京理工大学爆炸科学与技术国家重点实验室北京100081 中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室辽宁沈阳110034

针对通风条件下大尺度加氢站事故模拟,从一维局部无黏特征分析出发,发展了使用虚拟点的三维反应流Navier-Stokes无反射特征边界条件,通过引入横向项和化学反应源项,有效消除了火焰面、亚声速流场与计算域边界相互作用时产生的非物理反射... 详细信息

针对通风条件下大尺度加氢站事故模拟,从一维局部无黏特征分析出发,发展了使用虚拟点的三维反应流Navier-Stokes无反射特征边界条件,通过引入横向项和化学反应源项,有效消除了火焰面、亚声速流场与计算域边界相互作用时产生的非物理反射,实现了计算域边界处通风条件的无反射施加,提高了开放空间数值模拟的计算效率.通过开展51 m×51 m×10 m加氢站中长管拖车、加注机意外氢气泄漏扩散的数值模拟,给出了多种风况下可燃气云扩散结果,探究了通风条件及复杂环境对可燃气云发展规律的影响,对潜在危险区域进行了定量分析,并选取最危险氢气泄漏扩散结果开展高度非均匀气云爆炸的数值模拟,对不同设备处接收的超压和冲量进行了定量转化,完成了加氢站典型事故的风险评估.

关键词：无反射边界条件高压氢气泄漏非均匀气云爆炸数值模拟

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共轴刚性旋翼气动特性试验与分析

科学技术与工程 2024年第14期24卷 6082-6088页

作者：刘向楠邵天双刘实刘少腾陈宝中国航空工业空气动力研究院哈尔滨150001 低速高雷诺数航空科技重点实验室哈尔滨150001

共轴刚性旋翼直升机是高速直升机的主要发展方向之一,为了深入了解前进比及升力偏置对共轴刚性旋翼气动特性的影响,在航空工业气动院FL-52风洞开展了共轴刚性旋翼气动特性风洞试验,通过合理的操纵与配平策略,实现了共轴刚性旋翼配平,并... 详细信息

共轴刚性旋翼直升机是高速直升机的主要发展方向之一,为了深入了解前进比及升力偏置对共轴刚性旋翼气动特性的影响,在航空工业气动院FL-52风洞开展了共轴刚性旋翼气动特性风洞试验,通过合理的操纵与配平策略,实现了共轴刚性旋翼配平,并对悬停、多种前飞状态下气动特性及升力偏置对旋翼操纵特性及性能的影响机理进行了研究。结果表明,试验取得了比较好的配平效果,桨毂力矩、合扭矩及升力偏置配平误差分别优于±2 N·m、±0.5 N·m、±0.01;悬停状态扭矩配平与非配平状态下,上旋翼效率都大于下旋翼,差动总距效率随联动总距的增大而增大;前飞状态升力偏置可有效提升大前进比时旋翼气动效率而小前进比时则并不明显,升力偏置的增大会使上下旋翼的桨毂滚转力矩大幅增加。

关键词：共轴刚性旋翼风洞试验气动特性旋翼配平升力偏置

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一种高升阻比非常规翼身融合燕尾气动布局

航空学报 2024年第6期45卷 90-103页

作者：刘柳向先宏张宇飞陈海昕魏闯朱剑杨普海鹰航空通用装备有限责任公司北京100074 清华大学航天航空学院北京100084 航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室沈阳110034

未来高性能先进飞行器研发不仅对升阻比、最大升力系数等气动性能大幅提升提出了迫切需求,还面临更为严苛的总体/结构/隐身/飞控等各专业设计约束和要求。从飞行器平台总体顶层设计角度和工程应用背景出发,基于大有效容积隐身机身和高... 详细信息

未来高性能先进飞行器研发不仅对升阻比、最大升力系数等气动性能大幅提升提出了迫切需求,还面临更为严苛的总体/结构/隐身/飞控等各专业设计约束和要求。从飞行器平台总体顶层设计角度和工程应用背景出发,基于大有效容积隐身机身和高升力大展弦比隐身自然层流机翼,结合同时对机身/机翼、后体/燕尾进行几何和气动高效一体化融合等设计思想,开展了一种高升阻比非常规翼身融合燕尾气动布局设计优化与性能测试研究。CFD计算和风洞试验结果表明设计方案在马赫数0.194、雷诺数5.2×105工况下最大升阻比约31.2,气动性能较为优异,同时基本纵向/横航向气动特性以及燕尾舵效等可满足飞控需求;红外转捩测量试验结果显示其自由转捩位置与层流翼型/机翼气动计算结果符合较好;表面流动分离丝线试验结果显示燕尾受到机翼下洗影响较为显著,后续可进一步开展深入研究。

关键词：未来先进飞行器大展弦比高升力非常规翼身融合燕尾气动布局风洞试验

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8m×6m低速风洞动导数试验系统研制

机床与液压 2024年

作者：谭浩陈昊王建锋牟伟强卜忱中国航空工业空气动力研究院气动研究与试验四部低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室

动导数是飞行器设计必须参考的重要气动力参数，主要用于开展飞行器动态特性、操稳特性分析和控制律设计等工作。为解决我国风洞动导数试验由于模型尺寸小、试验风速低导致试验雷诺数低而影响动导数试验数据精准度的问题，满足我国大型... 详细信息

动导数是飞行器设计必须参考的重要气动力参数，主要用于开展飞行器动态特性、操稳特性分析和控制律设计等工作。为解决我国风洞动导数试验由于模型尺寸小、试验风速低导致试验雷诺数低而影响动导数试验数据精准度的问题，满足我国大型客机、大型运输机等大展弦比飞行器研制对高精度动导数试验数据的迫切需求，航空工业气动院基于 8 m ×6 m 大型低速风洞研制了具备 5 种振荡模态的大尺寸模型低速风洞动导数试验系统。系统以电液伺服驱动控制技术为路线，利用摆动马达和液压缸作为动态运动的驱动单元，具有机械传动间隙小、控制精度高、系统自动化程度高等特点。系统可实现最大4m量级翼展模型的动导数试验，最大试验风速60 m/s，迎角范围-10°～40°，侧滑角范围-30°～30°。利用3m量级翼展的动态试验标准模型对本系统开展动导数验证试验，结果表明系统获得的动导数试验数据规律准确，试验数据重复性精度提升至4%以内，可为我国大展弦比飞行器的研制提供高精准度的风洞动导数试验数据。

关键词：大型低速风洞动导数试验液压伺服驱动复合控制

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基于压力反馈的等离子体主动流动控制试验

航空动力学报 2024年第3期39卷 69-76页

作者：牛中国刘捷胡秋琦梁华中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数航空重点实验室哈尔滨150001 哈尔滨工业大学(深圳)实践与创新实践教育中心广东深圳518000 空军工程大学航空航天工程学院西安710038

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... 详细信息

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°。

关键词：流动控制等离子体流动分离反馈控制风洞试验

带延长颈亥姆霍兹共振器的宽带声衬设计与验证

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噪声与振动控制 2024年第3期44卷 276-281页

作者：顾鑫周国成徐文强陈宏清祁春晖陈宝航空工业空气动力研究院低速高雷诺数航空科技重点实验室哈尔滨150001 航空工业空气动力研究院黑龙江省空气动力噪声及其控制重点实验室哈尔滨150001

针对大涵道比涡扇发动机低频风扇噪声的宽频降噪需求,开展可吸收低频宽带噪声的声衬结构研究,并加工样件进行声学性能验证。该声衬由不同尺寸的带延长颈亥姆霍兹共振器组成,通过耦合不同参数的共振器引入多个共振峰,实现共振频率的拓宽... 详细信息

针对大涵道比涡扇发动机低频风扇噪声的宽频降噪需求,开展可吸收低频宽带噪声的声衬结构研究,并加工样件进行声学性能验证。该声衬由不同尺寸的带延长颈亥姆霍兹共振器组成,通过耦合不同参数的共振器引入多个共振峰,实现共振频率的拓宽。首先,根据传递矩阵理论建立带有延长颈的亥姆霍兹共振器的表面声阻抗模型,在此基础上,建立不同共振器耦合后的非均匀声衬吸声性能预测模型。然后,以该模型为基础,将宽频噪声的平均吸声系数作为目标函数,利用粒子群算法对共振器的参数进行反演,寻找针对该频段噪声的共振器最优参数。最后,加工制作950Hz的传统声衬和800Hz~1kHz的宽带声衬样件,通过阻抗管试验对比两者的吸声性能。结果表明,宽带声衬的测试结果与预测结果在整体吸声趋势上保持一致,证实了预测模型的有效性和优化结果的准确性,比较吸声系数大于0.8的带宽,传统声衬为100Hz,宽带声衬为230Hz,宽带声衬的吸声频带拓宽113%。

关键词：声学声衬亥姆霍兹共振器延长颈宽带降噪

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直升机机体表面声载荷试验研究

实验流体力学 2024年

作者：刘少腾刘向楠邵天双丁存伟于文凯中国航空工业空气动力研究院空气动力噪声及其控制黑龙江省重点实验室中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数航空科技重点实验室

为了获得复杂流场下直升机机体表面声载荷的特性，在机体外表面不同位置处布置16个传声器，利用高速并行采集系统以40.96 kHz的采样频率对所有通道进行同步采集。采用旋翼/机身干扰模型在航空工业气动院FL-10低速回流式风洞中开展了机... 详细信息

为了获得复杂流场下直升机机体表面声载荷的特性，在机体外表面不同位置处布置16个传声器，利用高速并行采集系统以40.96 kHz的采样频率对所有通道进行同步采集。采用旋翼/机身干扰模型在航空工业气动院FL-10低速回流式风洞中开展了机体表面声载荷测试试验。试验结果表明：直升机机体表面声载荷随着总距及前飞速度的增大而逐渐增大；在直升机机体表面可以明显捕捉到由于桨叶周期性运动所产生的旋转噪声和宽带噪声；当直升机处于斜下降状态时，在机体表面可以明显测得桨涡干扰噪声。

关键词：直升机机体表面声载荷风洞试验

航空发动机风扇管道径向声模态模拟与识别技术

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声学技术 2024年第1期43卷 68-76页

作者：徐文强周国成祁春晖陈宝李元首梁宁远中国航空工业空气动力研究院黑龙江哈尔滨150001 低速高雷诺数航空科技重点实验室黑龙江哈尔滨150001 黑龙江省空气动力噪声及其控制实验室黑龙江哈尔滨150001

针对航空发动机风扇管道径向声模态模拟与测试问题,研究了径向声模态模拟技术以及径向声模态识别技术。采用基于径向排布的声源阵列形式,调节阵列预设的各扬声器幅值及相位实现径向模态声源模拟。建立声源管道下游多圈环形阵列,根据阵... 详细信息

针对航空发动机风扇管道径向声模态模拟与测试问题,研究了径向声模态模拟技术以及径向声模态识别技术。采用基于径向排布的声源阵列形式,调节阵列预设的各扬声器幅值及相位实现径向模态声源模拟。建立声源管道下游多圈环形阵列,根据阵列位置信息构造求解模态的传递函数矩阵,运用Tikhonov正则化方法减小传递函数矩阵的条件数,从而实现径向声模态识别能力。通过理论推导和数值计算,设计风扇管道径向声模态试验装置,并在消声室进行试验验证。通过试验验证了该系统具备周向4阶以内,径向2阶以内的径向声模态模拟与识别能力。

关键词：航空发动机径向声模态管道声模态模拟管道声模态识别传递函数