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基于IDDES数值模拟的双发螺旋桨相位控制降噪研究

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航空动力学报 2024年

作者：何慧娴王跃宋文萍韩忠华刘松曹德松西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室中国航空工业集团有限公司惠阳航空螺旋桨有限责任公司

螺旋桨相位控制技术是一种有效的涡桨飞机主动控制降噪方法。目前，针对该技术的研究主要依赖于理论分析和试验研究，这些方法在揭示流场细节和理解降噪机理方面存在一定的局限性。采用改进延迟分离涡模拟（IDDES）结合FW-H方程的声类... 详细信息

螺旋桨相位控制技术是一种有效的涡桨飞机主动控制降噪方法。目前，针对该技术的研究主要依赖于理论分析和试验研究，这些方法在揭示流场细节和理解降噪机理方面存在一定的局限性。采用改进延迟分离涡模拟（IDDES）结合FW-H方程的声类比方法，对某型涡桨飞机的双桨缩比模型开展了相位控制降噪研究，详细分析了不同相角差对双螺旋桨系统降噪性能的影响，并深入探讨了螺旋桨相位控制的流动机理。研究结果表明，本文采用的数值方法能够有效模拟双发螺旋桨的相位控制降噪效果。通过调整螺旋桨间相角差，在特定观测点实现了噪声水平的显著降低。以双桨桨盘平面的桨轴连线中点为例，当相角差设置为30°时，相较于0°相角差，该观测点的总声压级降低了15.37dB。该点处压力和密度脉动幅值显著减小，显示出高压区与低压区干涉相消的典型相位控制降噪特征。桨盘平面的压力脉动和密度脉动分布呈现涡旋花瓣状的辐射特征。进一步分析表明，随着双桨间相角差的增加，双桨中心连线中点处的厚度噪声和载荷噪声分量先减少后增加，在相角差为30°时达到最小值。

关键词：相位控制降噪双发螺旋桨 IDDES数值模拟 FW-H声类比相角差流动机理分析

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大型结冰风洞热气供气防除冰试验技术

航空动力学报 2024年第5期39卷 11-17页

作者：赵照熊建军冉林易贤中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室四川绵阳621000

在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段,为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求,中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究,自主研制... 详细信息

在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段,为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求,中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究,自主研制了热气供气防除冰试验系统。设计并研制了数字阀流量控制单元、电加热器单元、流量控制单元等试验子系统,建立了试验流程与方法,构建了完善的多路热气供气防除冰试验技术,并对某小型航空发动机进气道部件开展了双路防除冰试验验证,试验结果表明:热气供气防除冰试验系统可模拟真实压气机引出的热气,具备多路热气供气试验能力,温度控制精度可达±1℃,流量控制精度可达±1%,性能指标优异,为下一步我国飞行器防除冰试验系统设计与适航审定提供了有力支撑。

关键词：大型结冰风洞多路热气供气防除冰试验技术飞行器适航审定

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基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验

航空学报 2024年第3期45卷 105-120页

作者：李国强宋奎辉覃晨赵光银吴霖鑫杨永东国防科技大学空天科学学院长沙410073 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000

针对旋翼动态失速导致的非定常载荷增加和失速颤振问题,开展了基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验,试验雷诺数Re=7.0×10^(5),减缩频率k=0.097。采用动态压力测试手段,重点分析了后缘小翼不同振荡相位差、幅值、平衡迎角对翼型动... 详细信息

针对旋翼动态失速导致的非定常载荷增加和失速颤振问题,开展了基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验,试验雷诺数Re=7.0×10^(5),减缩频率k=0.097。采用动态压力测试手段,重点分析了后缘小翼不同振荡相位差、幅值、平衡迎角对翼型动态失速的影响规律。结果表明,后缘小翼能以振荡周期T的1/2为时间间隔,周期交替地改变翼型的气动性能,在后缘小翼与翼型振荡相位差为0°的条件下,实现了俯仰力矩峰值降低54.9%的控制效果,同时更大的后缘小翼振荡幅值能实现更好的非定常载荷控制效果,但过大的振荡幅值有可能导致失速颤振。后缘小翼振荡平衡迎角的引入能起到调节升力系数、气动阻尼的作用。

关键词：后缘小翼动态失速失速颤振气动阻尼旋翼

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舰载直升机主动甲板着舰气动载荷特性

北京航空航天大学学报 2024年第7期50卷 2206-2217页

作者：谭剑锋邢肖兵崔钊武杰张卫国南京工业大学机械与动力工程学院南京211816 中国飞行试验研究院技术中心飞机所西安710089 中国空气动力研究与发展中心旋翼空气动力学重点实验室绵阳621000

被动与主动流动控制可减小舰艇艉流强度,但直升机着舰甲板处仍存在明显回流现象,由此导致直升机气动载荷变化显著。提出了自动升降的舰艇主动甲板,建立基于格子玻尔兹曼方法 (LBM)的舰艇主动甲板流场分析方法,并结合单向耦合模型,嵌入... 详细信息

被动与主动流动控制可减小舰艇艉流强度,但直升机着舰甲板处仍存在明显回流现象,由此导致直升机气动载荷变化显著。提出了自动升降的舰艇主动甲板,建立基于格子玻尔兹曼方法 (LBM)的舰艇主动甲板流场分析方法,并结合单向耦合模型,嵌入旋翼黏性涡粒子法,研究直升机主动甲板着舰气动载荷特性。通过与SFS2舰艇流场试验、分离涡模拟(DES)方法、大涡模拟(LES)方法比较,验证了所建方法的准确性。随后研究主动甲板对舰艇流场和直升机着舰气动载荷的影响特性。结果表明:相比于标准SFS2舰艇,主动甲板有效抑制了直升机着舰甲板处回流,以及直升机旋翼拉力损失、滚转和俯仰力矩,最大降幅分别为21.6%、55.1%、74.6%。

关键词：主动甲板直升机旋翼舰艇艉流格子玻尔兹曼方法黏性涡粒子

内插缝Helmholtz共振腔吸声超结构的机理分析与优化设计

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物理学报 2024年第11期73卷 164-177页

作者：贾静肖勇王勋年王帅星温激鸿中国空气动力研究与发展中心气动噪声控制重点实验室绵阳621000 国防科技大学智能科学学院装备综合保障技术重点实验室长沙410073

低频噪声一直是噪声控制领域比较棘手的问题,近年来吸声超结构的蓬勃发展为低频噪声控制提供了新理念.本文提出了一种内插缝Helmholtz共振腔吸声超结构,建立了其吸声特性计算的理论解析方法,并与数值计算方法对比,验证了解析方法的有效... 详细信息

低频噪声一直是噪声控制领域比较棘手的问题,近年来吸声超结构的蓬勃发展为低频噪声控制提供了新理念.本文提出了一种内插缝Helmholtz共振腔吸声超结构,建立了其吸声特性计算的理论解析方法,并与数值计算方法对比,验证了解析方法的有效性.随后,从吸声曲线、简化等效模型、归一化声阻抗、声压云图与质点速度分布等多角度对吸声特性及吸声机理进行了深入分析.进一步,采用差分优化算法开展了多元胞并联耦合宽带优化设计,优化后典型超结构实现了90 mm厚度下在170—380 Hz低频段内平均吸声系数达到0.86的优异吸声效果.最后,制备了若干样件,开展吸声测试,实验结果与理论结果符合良好,验证了解析建模与优化设计方法的准确性.本文提出的内插缝Helmholtz共振腔吸声超结构具有结构简单、低频吸声性能好,且易于加工制造等特点,在低频噪声控制领域具有广阔的应用前景.

关键词：吸声超结构 Helmholtz共鸣器内插缝低频吸声

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小行星撞击地球危害评估研究进展

力学进展 2024年第3期54卷 563-605页

作者：党雷宁白智勇石义雷黄洁中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所四川绵阳621000 飞行器流体物理全国重点实验室四川绵阳621000

小行星撞击地球是人类生存和发展的潜在威胁之一。行星防御是国际上近20年来兴起的热点研究领域,也是我国重大安全需求.小行星撞击地球危害评估是行星防御重要研究内容.本文认为,小行星撞击地球危害具有概率低、危害大、随机性的特点,... 详细信息

小行星撞击地球是人类生存和发展的潜在威胁之一。行星防御是国际上近20年来兴起的热点研究领域,也是我国重大安全需求.小行星撞击地球危害评估是行星防御重要研究内容.本文认为,小行星撞击地球危害具有概率低、危害大、随机性的特点,存在超压、热辐射、地震、海啸、全球效应五种危害类型,危害评估有防御决策阶段、防御实施阶段、地面民防阶段三个应用场景。本文总结了五种危害类型的研究现状,从模型、方法与软件三个方面重点阐述了数值仿真与工程计算这两种危害评估手段的研究进展,介绍了危害评估的输入输出与典型案例,简要阐述了小行星撞击地球力学问题研究进展,指出当前研究存在的不足,并对未来工作进行展望。

关键词：小行星撞击地球危害评估模型与方法

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低可探测DSI进气道几何敏感性分析

空气动力学学报 2024年

作者：舒博文高正红黄江涛钟世东郑海波西北工业大学航空学院中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所飞行器基础布局全国重点实验室

低可探测DSI进气道（蚌式进气道）设计受多个几何参数的影响，单几何参数分析难以全面反映其对进气道性能的影响。本文采用非嵌入式多项式混沌方法对某低可探测DSI进气道开展研究，分析亚声速大攻角、最大飞行速度时，进气道性能对喉道... 详细信息

低可探测DSI进气道（蚌式进气道）设计受多个几何参数的影响，单几何参数分析难以全面反映其对进气道性能的影响。本文采用非嵌入式多项式混沌方法对某低可探测DSI进气道开展研究，分析亚声速大攻角、最大飞行速度时，进气道性能对喉道面积、喉道位置、鼓包马赫数、鼓包前移量、唇罩前伸量、唇口前缘半径以及进气道收缩量的敏感程度，并开展了选型设计。结果表明，进气道性能对唇罩前伸量最敏感，鼓包马赫数和收缩量对亚声速大攻角下的进气道性能也有所贡献，并存在最佳的唇罩前伸量与进气道收缩量。选型设计后，进气道在亚声速大攻角时总压恢复系数提升4.6%，稳态总压畸变指数下降10.9%；在最大飞行速度时总压恢复系数提升3.1%，稳态总压畸变指数降低35.5%。合理的选择几何参数，减弱或消除进气道唇口处以及激波后的分离能够有效提升进气道性能。

关键词： DSI进气道敏感性分析总压畸变总压恢复非嵌入多项式混沌

等离子体合成射流激励器阵列破除翼前缘三维冰特性

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航空学报 2024年第12期45卷 43-53页

作者：程盼景向嵘罗振兵高天翔周岩邓雄孙乾国防科技大学空天科学学院长沙410073 中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室绵阳621000

无人机结冰将严重影响其安全性,机翼前缘更容易结冰及积冰,对无人机气动性能影响更为严重,而机翼前缘结冰形状具有三维特性,亟须发展有效破除机翼前缘三维冰的低能耗、快响应除冰技术。分别根据NACA0012、NACA0018及NACA00243种翼型前... 详细信息

无人机结冰将严重影响其安全性,机翼前缘更容易结冰及积冰,对无人机气动性能影响更为严重,而机翼前缘结冰形状具有三维特性,亟须发展有效破除机翼前缘三维冰的低能耗、快响应除冰技术。分别根据NACA0012、NACA0018及NACA00243种翼型前缘曲率制作了3种不同弧度的冰型,基于等离子体合成射流激励器响应快、能耗低、射流强度高等优点,开展了单个及阵列布置激励器破除三维形态冰特性研究,分析了45°和90°两种不同方向出口对破冰特性的影响,阐明了等离子体合成射流激励器的破除冰机理及规律。结果表明:放电总能量为16.66 J时,在单个激励器作用下,对于翼前缘类似NACA0012的曲率半径较小的冰,射流冲击应力易在前缘驻点处集中,在翼前缘驻点线处能产生长达20 cm的贯穿裂纹,从而实现有效破除冰;对于曲率半径较大的冰,破冰半径约5 cm。保持放电总能量16.66 J不变,激励器采用沿驻点线的“一字型”阵列布置时对3种弧度的冰都能产生贯穿裂纹实现破除冰,表明激励器阵列能有效拓展破除冰面积,具备低能耗、大面积破除冰能力。研究成果可为无人机低能耗、大面积破除冰提供理论及实践参考。

关键词：无人机除冰等离子体合成射流激励器激励器阵列破除冰特性三维冰

基于高阶谐波控制的倾转旋翼近场气动噪声主动控制试验

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航空学报 2024年第9期45卷 229-239页

作者：马锦超陆洋王亮权宋奎辉无锡职业技术学院机械工程分院无锡214121 南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室南京210016 中国空气动力研究与发展中心旋翼空气动力学重点实验室绵阳621000

倾转旋翼飞行器的桨尖靠近机身,其近场气动噪声问题严重,理论研究表明,高阶谐波控制能够调整桨盘载荷分布,从而降低倾转旋翼对机身表面的气动噪声辐射。通过试验研究验证了高阶谐波控制(HHC)对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的抑制效果。... 详细信息

倾转旋翼飞行器的桨尖靠近机身,其近场气动噪声问题严重,理论研究表明,高阶谐波控制能够调整桨盘载荷分布,从而降低倾转旋翼对机身表面的气动噪声辐射。通过试验研究验证了高阶谐波控制(HHC)对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的抑制效果。研制了一套用于模型倾转旋翼的HHC伺服控制系统,及倾转旋翼飞行器缩比机身模型;进一步在消声室环境下搭建了倾转旋翼飞行器近场气动噪声主动控制的HHC主动控制试验系统,开展了直升机模式下的噪声主动控制试验研究;验证了HHC对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的主动控制效果。试验结果表明2Ω的HHC控制输入的降噪效果最好,在直升机模式下,机身顶部观测点处的近场气动噪声最多可降低4.5 dB。

关键词：倾转旋翼高阶谐波控制近场气动噪声主动控制