摘要：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。

摘要：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。

摘要：为了在设计初期开展气动/飞行/控制一体化研究,缩短研制周期,降低研发成本,在FL-10风洞开口试验段建立了水平风洞自由飞试验系统。该系统根据尺寸、质量及转动惯量相似准则设计缩比验证机模型,建立飞行控制系统,在此基础上对系统建模仿真,设计闭环增稳控制律,实现配平迎角稳定飞行。试验结果显示:根据相似准则设计的飞行控制律结构及参数,仿真配平迎角为5°,配平升降舵舵偏为-4.5°,风洞试验迎角控制在(5±0.2)°范围内,由于供电、信号线缆会给试验模型一个正向俯仰力矩,升降舵舵偏控制在-3.2°左右,略小于仿真配平升降舵舵偏。

摘要：为研究后视镜镜臂对其产生的气动噪声的影响,针对某SUV后视镜采用脱体涡(detached eddy simulation)方法分析其流场和近场噪声特性。通过改变镜臂外形设计了两种降噪模型,在航空工业气动院FL-53风洞开展了3个后视镜模型的气动噪声风洞试验。结果显示:通过改变镜臂周围曲率,能够减小涡的尺度,改变涡脱落的方向,降低后视镜尾流区域近场噪声,且风速会影响部分频段的降噪效果;从远场指向性看,3个后视镜在尾流区声压级较大,降噪模型没有改变远场指向性。

摘要：基于中国航空工业空气动力研究院FL–52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究。对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性。分析了噪声随桨尖马赫数的变化规律,结果显示涵道尾桨气动噪声符合载荷噪声特性。对比了桨叶沿桨毂周向分布规律对气动噪声频谱特征的影响。获得了悬停和前飞状态下涵道对噪声传播的遮蔽效果影响,悬停状态下尾桨旋转平面内噪声降低约2 dB,前飞状态下尾桨旋转平面内噪声降低5~8 dB。

摘要：风洞试验是进行民用飞机机体噪声研究的重要手段。为了满足航空飞行器低噪声设计在大型风洞中进行气动噪声试验的需求,中国航空工业空气动力研究院建设了FL-10大型低速风洞全消声室。通过在FL-10风洞试验大厅壁面安装吸声尖劈、对洞体外表面进行声学处理、对支撑系统进行隔声处理、对消声换气窗进行降噪处理等手段,建成了气动噪声风洞试验所需的声学环境。按照国家标准中给定的方法,利用张线方法实现了校准声源的布置,测量了消声室内沿不同路径、不同频率噪声的衰减规律,表明FL-10风洞消声室自由场特性达到了相应标准的要求,为后续在该风洞中进行大尺寸机体模型噪声试验奠定了基础。

摘要：机体噪声控制是当前民用飞机降噪技术研究的热点,增升装置的襟翼边缘噪声是机体噪声的重要组成。为了研究增升装置降噪技术,以L1T2翼型增升装置为对象,设计了两种不同偏角下的连式襟翼模型,通过声学风洞试验对其降噪效果进行研究。采用传声器相位阵列以及远场线阵等测试设备,结合波束形成、声压级积分、频谱分析等分析方法,研究了不同襟翼偏角和迎角下L1T2增升装置气动噪声特性以及连式襟翼的降噪效果。研究表明:襟翼偏角0°/30°时,襟翼边缘噪声成为L1T2翼型襟翼噪声的主要噪声源,并随着迎角的增大而增大;襟翼偏角为0°/20°和0°/30°时,连式襟翼均能产生明显的降噪效果,且偏角越大,降噪效果越明显;此外,连式襟翼的降噪效果随着迎角的增大略有减小。

摘要：离心叶轮叶片在高速旋转时容易因裂纹扩展出现断裂破坏。由于叶片几何形状和载荷均很复杂,采用公式法计算I型裂纹的应力强度因子不可避免地存在着误差。扩展有限元法分析应力强度因子虽精度较好,但一般要花费大量的计算时间且有时收敛困难。首先基于ABAQUS软件扩展有限元法模块,仿真分析了不同的裂纹起始位置和裂纹长度下的叶片裂纹尖端应力强度因子,得到其与裂纹长度和起始位置的关系。接下来,基于断裂力学理论知识,检验了公式法估算应力强度因子的准确度。最后,以扩展有限元法的仿真结果为训练数据,以叶片裂纹位置和裂纹长度为输入参数,建立了裂纹尖端应力强度因子的多层反向传播人工神经网络(back propagation artificial neural network, BP-ANN)。算例表明,BP-ANN的预测精度优于公式法,并可有效减少扩展有限元法的仿真次数,推进断裂力学在离心叶轮可靠性设计中的应用。

摘要：为了在低速增压风洞中开展战斗机大迎角气动特性试验研究,有效避免对模型的近场干扰并减小支架干扰量,结合该风洞试验段特点,航空工业气动院在FL-9低速增压风洞研制了能够模拟飞机模型大范围迎角变化的张线支撑试验系统,由于增压状态会极大影响系统刚强度,因此目前仅考虑常压试验。该系统可以实现的迎角及侧滑角范围较大,为了验证该支撑系统稳定性及精准度,以某飞机模型为研究对象,对主吊点机构、迎角运动机构、张线位移自动化调整机构等进行了具体的设计分析及结构优化,验证试验及某机选型试验结果表明,该系统支撑形式干扰小,可以稳定控制模型各姿态角,有效避免模型在大迎角发生抖动,且具备较高控制和测量精度,可以满足国军标要求。

摘要：低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度,掌握支架干扰影响规律,在FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架,利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验,并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正,进而提高试验结果的准度。