本文關(guān)鍵詞：基于自適應(yīng)結(jié)構(gòu)的飛行器氣動(dòng)和噪聲特性研究

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【摘要】：飛行器的氣動(dòng)阻力和噪聲不僅影響到飛行安全和乘客的舒適度,還會(huì)增加飛行成本并引起機(jī)體結(jié)構(gòu)的聲疲勞,而傳統(tǒng)的增升結(jié)構(gòu)和控制方法難以滿足飛行器在氣動(dòng)特性和航空噪聲方面的要求,所以如何有效的減小飛行器的阻力并降低噪聲越來越受到科研人員的重視。本論文根據(jù)越來越苛刻的航空要求,深入研究了應(yīng)用于航空領(lǐng)域的壓電智能自適應(yīng)控制技術(shù)。該控制技術(shù)是在保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的基礎(chǔ)上,將智能壓電元件粘貼在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中形成的一種主動(dòng)振動(dòng)控制技術(shù)。基于智能壓電材料的控制技術(shù)不僅同時(shí)具備傳感和驅(qū)動(dòng)功能,還具有優(yōu)良的機(jī)電耦合性、質(zhì)量輕和高可靠性的特點(diǎn),在航空領(lǐng)域有著很好的應(yīng)用前景。本文針對各種自適應(yīng)控制技術(shù)在實(shí)踐中的應(yīng)用,致力于研究主動(dòng)振動(dòng)控制技術(shù),吹吸氣控制技術(shù)和鼓包控制技術(shù)對飛行器氣動(dòng)特性和噪聲的影響。主要研究工作和創(chuàng)新點(diǎn)如下:(1)分析推導(dǎo)了流體力學(xué)的基本方程,考慮不同的離散方式和湍流模型,給出了不同網(wǎng)格模型和自由來流的求解方法。分析動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)、湍流模型和離散方式的不同,并分析了不同運(yùn)動(dòng)形式所適合采用的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)。(2)針對在飛行器上建立基于反饋的主動(dòng)振動(dòng)控制系統(tǒng)將會(huì)大大增加飛行器質(zhì)量這一情況,本文創(chuàng)新性地提出了兩種不需要反饋的智能蒙皮局部主動(dòng)振動(dòng)控制技術(shù):正弦振動(dòng)和剛性振動(dòng),并深入研究了這兩種控制技術(shù)對模型流場特性的影響。其中:正弦振動(dòng)形式可以保證控制面與機(jī)體的光滑過度,通過智能材料可以實(shí)現(xiàn)這種振動(dòng)形式,其缺點(diǎn)是:智能材料工作溫度不高、強(qiáng)度不大。剛性轉(zhuǎn)動(dòng)形式在作動(dòng)器與機(jī)體的連接點(diǎn)是不光滑過度的,需通過直線驅(qū)動(dòng)器來實(shí)現(xiàn),在工程實(shí)踐中更容易應(yīng)用。其缺點(diǎn)是:質(zhì)量大、控制能耗大。在以往二維翼型研究的基礎(chǔ)上,本文將計(jì)算方法擴(kuò)大到三維模型。結(jié)果發(fā)現(xiàn):智能蒙皮局部振動(dòng)控制技術(shù)能夠出色地改善模型的氣動(dòng)特性,其中基于剛性轉(zhuǎn)動(dòng)的智能蒙皮主動(dòng)振動(dòng)控制能夠獲得更好的控制效果。在高速狀態(tài)下安裝在激波位置處的振動(dòng)作動(dòng)器起到了良好地減小激波強(qiáng)度推遲激波位置的作用。通過減小激波強(qiáng)度和推遲激波位置來有效地減小翼型上表面的流動(dòng)分離和增大負(fù)壓區(qū),由此使得正激波變?yōu)橐幌盗械男奔げāＴ诘退贍顟B(tài)下振動(dòng)控制通過向控制點(diǎn)下游注入加速流來延緩控制點(diǎn)后面的流動(dòng)分離。如果要從根本上減小翼型的阻力,層流翼型將是個(gè)不錯(cuò)的選擇,這就需要加強(qiáng)對湍流邊界層的研究。針對這一情況,本文提出了主動(dòng)平板壁面振動(dòng)控制技術(shù),并研究了該控制技術(shù)對湍流的邊界層的影響。通過適當(dāng)?shù)难芯堪l(fā)現(xiàn),該技術(shù)可以有效的改變湍流邊界層的粘性底層和對數(shù)律層的法向位置。平板壁面振動(dòng)的振幅和頻率會(huì)嚴(yán)重影響控制點(diǎn)下游的壁面剪切應(yīng)力及噪聲。通過增大粘性底層的厚度減小邊界層的湍流強(qiáng)度可以較大程度上減小板的壁面剪切應(yīng)力和噪聲。壁面剪切應(yīng)力和噪聲的減小量隨著振動(dòng)振幅的增加是先增加后減小的,當(dāng)振幅超過某一臨界值時(shí),壁面剪切應(yīng)力及噪聲將會(huì)增加。壁面剪切應(yīng)力和噪聲的減小量隨著控制頻率的增加而增加的,并逐漸趨向于穩(wěn)定。(3)針對以往的吹吸氣控制技術(shù)研究大多是基于二維翼型,而忽略了機(jī)翼翼稍效應(yīng)這一情況,本文提出了基于三維NACA0012模型的局部展向吹吸氣控制技術(shù),并深入研究了該控制技術(shù)的不同位置對控制結(jié)果的影響。同時(shí),吹吸氣控制技術(shù)對結(jié)構(gòu)的損傷一直是限制其應(yīng)用的主要原因,本文所提出的局部展向吹吸氣控制技術(shù)可以很好的解決這一問題。研究結(jié)果表明:吹吸氣技術(shù)能夠有效地控制NACA0012翼型上表面的氣流分離并達(dá)到改善氣動(dòng)特性的目的。本文在縫翼流場研究的基礎(chǔ)上,有針對性的提出了,基于30P30N縫翼內(nèi)表面的吹吸氣控制技術(shù),并深入研究了吹吸氣控制技術(shù)對前緣縫翼流場及噪聲的影響。研究表明,吹吸氣控制技術(shù)不僅在升阻力控制方面效果明顯,在噪聲控制方面也同樣存在巨大的潛力。吹吸氣技術(shù)可以很好地控制縫翼空腔內(nèi)的流場,遠(yuǎn)場噪聲減小量超過20d B。縫翼空腔內(nèi)的速度和壓力顫振、渦量、湍流動(dòng)能、總聲壓級和Lamb矢量等參數(shù)都會(huì)被明顯改變。(4)針對被動(dòng)鼓包控制技術(shù)在非典型狀態(tài)下會(huì)引起負(fù)作用這一情況,本文設(shè)計(jì)了一種基于智能材料MFC的主動(dòng)鼓包控制技術(shù)。將計(jì)算方法從以往的二維翼型擴(kuò)展到三維模型,并對鼓包控制的展向位置進(jìn)行了優(yōu)化�；赗AE2822翼型的數(shù)值模擬表明,主動(dòng)鼓包可以有效的后移激波位置,減小激波強(qiáng)度,同時(shí)增加翼型的升阻比�？紤]機(jī)翼翼尖渦的影響后,基于三維模型的減阻效果小于二維模型的計(jì)算結(jié)果�；谥悄懿牧系闹鲃�(dòng)鼓包設(shè)計(jì)可以易于加工、使用和維護(hù),因此它是一種有潛力的控制技術(shù)。(5)在仿真計(jì)算的基礎(chǔ)上,本文深入開展了主動(dòng)振動(dòng)控制的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究。通過對平板湍流邊界層速度分布的測量,研究了主動(dòng)振動(dòng)控制在減小湍流邊界層的剪切應(yīng)力和后緣噪聲方面的作用。同時(shí)還研究了主動(dòng)振動(dòng)控制對標(biāo)準(zhǔn)翼型的升阻力的影響。研究發(fā)現(xiàn),主動(dòng)振動(dòng)控制在減阻降噪方面效果明顯。同時(shí)安裝在縫翼前緣的主動(dòng)振動(dòng)控制還可以有效的減小縫翼翼尖脫落渦與縫翼后緣之間的相互作用。
【關(guān)鍵詞】：主動(dòng)振動(dòng)控制 鼓包控制 吹吸氣控制 渦量 湍流動(dòng)能 湍流邊界層 智能材料
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V211
【目錄】：

• 摘要4-6
• ABSTRACT6-22
• 第一章 緒論22-32
• 1.1 減阻降噪的意義22-23
• 1.1.1 減阻的意義22
• 1.1.2 降噪的意義22-23
• 1.2 飛機(jī)氣動(dòng)特性控制技術(shù)23-26
• 1.2.1 自適應(yīng)智能蒙皮振動(dòng)控制技術(shù)24-25
• 1.2.2 吹吸氣控制技術(shù)25-26
• 1.2.3 鼓包控制技術(shù)26
• 1.3 飛機(jī)噪聲控制技術(shù)26-28
• 1.3.1 主動(dòng)控制技術(shù)26-28
• 1.3.2 被動(dòng)控制技術(shù)28
• 1.3.3 主被動(dòng)相結(jié)合控制技術(shù)28
• 1.4 飛機(jī)機(jī)體氣動(dòng)噪聲的計(jì)算28-30
• 1.4.1 純理論方法28-29
• 1.4.2 混合方法29
• 1.4.3 半經(jīng)驗(yàn)方法29-30
• 1.4.4 純數(shù)值法30
• 1.5 本文研究目標(biāo)與內(nèi)容安排30-32
• 第二章 非定常氣動(dòng)力及噪聲的計(jì)算方法32-43
• 2.1 引言32
• 2.2 動(dòng)網(wǎng)格控制技術(shù)32-33
• 2.2.1 動(dòng)態(tài)網(wǎng)格層變技術(shù)32
• 2.2.2 彈性體變形網(wǎng)格調(diào)整技術(shù)32-33
• 2.2.3 局部網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)33
• 2.3 流動(dòng)控制方程33-34
• 2.4 湍流模型34-37
• 2.4.1 S-A單方程湍流模型35
• 2.4.2 SST k-ω 兩方程湍流模型35-37
• 2.4.3 大渦湍流模型37
• 2.5 離散方法37-42
• 2.5.1 空間離散方法37-40
• 2.5.2 時(shí)間離散方法40-42
• 2.6 本章小結(jié)42-43
• 第三章 主動(dòng)振動(dòng)控制對模型氣動(dòng)特性的影響43-78
• 3.1 引言43
• 3.2 計(jì)算方法分析43-47
• 3.2.1 計(jì)算網(wǎng)格模型44-45
• 3.2.2 計(jì)算方法45
• 3.2.3 方法驗(yàn)證45-46
• 3.2.4 控制機(jī)理的討論46-47
• 3.3 基于 2D NACA0012翼型的正弦振動(dòng)控制47-53
• 3.3.1 低馬赫數(shù)下振動(dòng)參數(shù)的影響47-50
• 3.3.2 高馬赫數(shù)下振動(dòng)參數(shù)的影響50-53
• 3.4 基于 3D NACA0012翼型的正弦振動(dòng)控制53-56
• 3.4.1 三維無翼梢對稱機(jī)翼53-54
• 3.4.2 三維有翼梢對稱機(jī)翼54-56
• 3.5 基于 2D非對稱翼型的正弦振動(dòng)控制56-58
• 3.6 基于 3D非對稱無翼稍模型的正弦振動(dòng)控制58
• 3.7 基于 2D0012翼型的剛性轉(zhuǎn)動(dòng)控制58-61
• 3.7.1 低馬赫數(shù)下振動(dòng)參數(shù)的影響59-60
• 3.7.2 高馬赫數(shù)下振動(dòng)參數(shù)的影響60-61
• 3.8 主動(dòng)振動(dòng)控制對湍流邊界層的影響61-76
• 3.8.1 數(shù)值模型和計(jì)算方法61-62
• 3.8.2 數(shù)值仿真62-63
• 3.8.3 方法驗(yàn)證63-67
• 3.8.4 主動(dòng)控制對減阻的影響67-70
• 3.8.5 主動(dòng)控制對噪聲的影響70-76
• 3.9 本章小結(jié)76-78
• 第四章 主動(dòng)振動(dòng)控制對翼型噪聲的影響78-93
• 4.1 引言78
• 4.2 噪聲控制方法分析78-82
• 4.2.1 模型及網(wǎng)格79-81
• 4.2.2 Lamb矢量分析81
• 4.2.3 渦量分析81-82
• 4.3 圓柱噪聲分析82-84
• 4.4 振動(dòng)控制對流場特性的影響84-91
• 4.4.1 總聲壓級的改變84-85
• 4.4.2 湍流動(dòng)能的改變85-86
• 4.4.3 近場區(qū)域內(nèi)的速度顫振的改變86-87
• 4.4.4 近場區(qū)域內(nèi)的壓強(qiáng)顫振的改變87-88
• 4.4.5 三分之一倍頻程圖的改變88
• 4.4.6 渦量云圖的時(shí)間序列的改變88-90
• 4.4.7 Lamb矢量的改變90-91
• 4.5 增升和降噪的綜合優(yōu)化91-92
• 4.6 本章小結(jié)92-93
• 第五章 其它自適應(yīng)結(jié)構(gòu)對翼型氣動(dòng)特性的影響93-120
• 5.1 引言93
• 5.2 基于NACA0012模型的吹氣控制研究93-101
• 5.2.1 控制方程和湍流模型93-94
• 5.2.2 計(jì)算條件及工況94
• 5.2.3 物理模型及網(wǎng)格的劃分94-96
• 5.2.4 方法驗(yàn)證96
• 5.2.5 吹氣控制機(jī)理96-97
• 5.2.6 吹口在弦向位置的確定97-98
• 5.2.7 吹氣展向位置的影響98-101
• 5.3 基于 30P30N模型的吹吸氣控制技術(shù)101-110
• 5.3.1 模型及網(wǎng)格101-102
• 5.3.2 吹吸氣控制設(shè)計(jì)102
• 5.3.3 數(shù)值方法102-103
• 5.3.4 壓力驗(yàn)證103
• 5.3.5 渦量驗(yàn)證103-104
• 5.3.6 吹吸氣控制對氣動(dòng)特性的影響104-110
• 5.4 二維鼓包控制技術(shù)研究110-116
• 5.4.1 主動(dòng)鼓包設(shè)計(jì)和模型110-111
• 5.4.2 計(jì)算方法111-112
• 5.4.3 方法驗(yàn)證112
• 5.4.4 結(jié)果分析112-116
• 5.5 三維鼓包控制技術(shù)研究116-117
• 5.6 本章小結(jié)117-120
• 第六章 主動(dòng)振動(dòng)控制的實(shí)驗(yàn)研究120-139
• 6.1 引言120
• 6.2 主動(dòng)振動(dòng)控制對湍流邊界層的影響120-127
• 6.2.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備120-122
• 6.2.2 測試方法122-123
• 6.2.3 結(jié)果討論123-127
• 6.3 主動(dòng)振動(dòng)控制對翼型氣動(dòng)特性的影響127-130
• 6.3.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/span>127-128
• 6.3.2 測試方法128
• 6.3.3 結(jié)果討論128-130
• 6.4 主動(dòng)振動(dòng)控制對多段翼型噪聲的控制130-137
• 6.4.1 油流法確定撞擊點(diǎn)131-132
• 6.4.2 撞擊點(diǎn)頻譜分析132-137
• 6.5 本章小結(jié)137-139
• 第七章 總結(jié)與展望139-142
• 7.1 研究總結(jié)139-140
• 7.2 研究展望140-142
• 附錄142-144
• 參考文獻(xiàn)144-154
• 致謝154-155
• 在學(xué)校期間的研究成果及學(xué)術(shù)論文155
• 攻讀博士學(xué)位期間參加的科研項(xiàng)目情況155

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