基于自適應(yīng)結(jié)構(gòu)的飛行器氣動和噪聲特性研究.pdf

1、飛行器的氣動阻力和噪聲不僅影響到飛行安全和乘客的舒適度，還會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)中形成的一種主動振動控制技術(shù)?；谥悄軌弘姴牧系目刂萍夹g(shù)不僅

2、同時具備傳感和驅(qū)動功能，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)在實踐中的應(yīng)用，致力于研究主動振動控制技術(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。分析動網(wǎng)格技術(shù)、湍流模型和離散方式的不同，并分析了不同

3、運(yùn)動形式所適合采用的動網(wǎng)格技術(shù)。
　　(2)針對在飛行器上建立基于反饋的主動振動控制系統(tǒng)將會大大增加飛行器質(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振動控制技術(shù)：正弦振動和剛性振動，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現(xiàn)這種振動形式，其缺點(diǎn)是：智能材料工作溫度不高、強(qiáng)度不大。剛性轉(zhuǎn)動形式在作動器與機(jī)體的連接點(diǎn)是不光滑過度的，需通過

4、直線驅(qū)動器來實現(xiàn)，在工程實踐中更容易應(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)：智能蒙皮局部振動控制技術(shù)能夠出色地改善模型的氣動特性，其中基于剛性轉(zhuǎn)動的智能蒙皮主動振動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作動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分離和增大負(fù)壓區(qū)，由此使得正激波變?yōu)橐幌盗?/p>

5、的斜激波。在低速狀態(tài)下振動控制通過向控制點(diǎn)下游注入加速流來延緩控制點(diǎn)后面的流動分離。
　　如果要從根本上減小翼型的阻力，層流翼型將是個不錯的選擇，這就需要加強(qiáng)對湍流邊界層的研究。針對這一情況，本文提出了主動平板壁面振動控制技術(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。平板壁面振動的振幅和頻率會嚴(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

6、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，壁面剪切應(yīng)力及噪聲將會增加。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

7、位置對控制結(jié)果的影響。同時，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

8、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20dB?？p翼空腔內(nèi)的速度和壓力顫振、渦量、湍流動能、總聲壓級和Lamb矢量等參數(shù)都會被明顯改變。
　　(4)針對被動鼓包控制技術(shù)在非典型狀態(tài)下會引起負(fù)作用這一情況，本文設(shè)計了一種基于智能材料MFC的主動鼓包控制技術(shù)。將計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

9、明，主動鼓包可以有效的后移激波位置，減小激波強(qiáng)度，同時增加翼型的升阻比?？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算結(jié)果?；谥悄懿牧系闹鲃庸陌O(shè)計可以易于加工、使用和維護(hù)，因此它是一種有潛力的控制技術(shù)。
　　(5)在仿真計算的基礎(chǔ)上，本文深入開展了主動振動控制的風(fēng)洞實驗研究。通過對平板湍流邊界層速度分布的測量，研究了主動振動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。同時還研究了主動振動控制對標(biāo)準(zhǔn)翼型