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

1、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(lái)越受到科研人員的重視。本論文根據(jù)越來(lái)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)?；谥悄軌弘姴牧系目刂萍夹g(shù)不僅

2、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(duì)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(duì)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(lái)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

3、運(yùn)動(dòng)形式所適合采用的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)。
　　(2)針對(duì)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(duì)模型流場(chǎng)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(guò)度，通過(guò)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(guò)度的，需通過(guò)

4、直線驅(qū)動(dòng)器來(lái)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(guò)減小激波強(qiáng)度和推遲激波位置來(lái)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?/p>

5、的斜激波。在低速狀態(tài)下振動(dòng)控制通過(guò)向控制點(diǎn)下游注入加速流來(lái)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(duì)湍流邊界層的研究。針對(duì)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(duì)湍流的邊界層的影響。通過(guò)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(duì)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(guò)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(dòng)振幅的增加是先增加后減小的，當(dāng)振幅超過(guò)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(duì)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(duì)控制結(jié)果的影響。同時(shí)，吹吸氣控制技術(shù)對(duì)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(wèn)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(chǎng)研究的基礎(chǔ)上，有針對(duì)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(duì)前緣縫翼流場(chǎng)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(chǎng)，遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲減小量超過(guò)20dB?？p翼空腔內(nèi)的速度和壓力顫振、渦量、湍流動(dòng)能、總聲壓級(jí)和Lamb矢量等參數(shù)都會(huì)被明顯改變。
　　(4)針對(duì)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(duì)鼓包控制的展向位置進(jìn)行了優(yōu)化。基于RAE2822翼型的數(shù)值模擬表

9、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。考慮機(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(kāi)展了主動(dòng)振動(dòng)控制的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究。通過(guò)對(duì)平板湍流邊界層速度分布的測(cè)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(duì)標(biāo)準(zhǔn)翼型