增升装置

摘要： 近年来,人们对飞机噪声的要求越来越严苛,适航标准对民用客机气动噪声水平提出更高的标准。首先介绍近年来在北京航空航天大学陆士嘉实验室D5气动声学风洞和D7气动声学风洞中所进行的多个典型气动噪声研究成果,其次以增升装置、起落架、腔体部件和钝体部件为研究对象,探究气动噪声产生机理和降噪技术,为提高该领域的认知和低噪声飞机机体设计提供科学依据和试验数据。

摘要： 随着航空运输业的蓬勃发展,飞机的噪声污染受到越来越多的关注。在大型飞机起降阶段,增升装置作为主要的机体部件,其辐射出的噪声量级已经占据飞机总体噪声的很大一部分,是未来飞机能否进一步降低噪声达到适航标准的关键性因素。针对增升装置多段翼型30P30N的气动噪声问题进行实验研究,实验在北航D5气动声学风洞中开展,使用Kevlar布和穿孔板对实验段进行了气动声学改造,以满足透声不透气的气动声学实验要求。通过远场传声器和麦克风阵列测量得到30P30N模型的远场气动噪声特性和定位主要声源位置,引进小波变换的信号分析方法得到噪声的时频特性,全面揭示多段翼型的气动噪声产生机理。

摘要： 在飞机的起飞着陆过程中,机体噪声是主要的噪声源,后缘襟翼侧缘噪声作为机体噪声的重要组成部分之一,其降噪技术的发展一直受到广泛关注。采用分离涡(Detached Eddy Simulation)湍流模型模拟襟翼侧缘的非定常流场,分析并探究了襟翼侧缘流场中双涡结构的产生及其演变过程的主要特征。基于上述结果,采用了被动流动控制法,在襟翼侧缘加装最大高度为一倍襟翼厚度的不规则挡板结构,应用FW-H方法计算了远场噪声频谱特性以及指向性并分析了与基准构型的差别,探究了加装襟翼挡板结构后对流场以及声场特性的影响。模拟结果表明,加装挡板结构对襟翼的气动特性影响较小,挡板结构改变了侧缘的流场形态和侧缘涡的结构,延迟了侧缘涡系的发展进程,使得涡系的融合位置后移,涡系融合破裂产生脉动压力的区域远离襟翼吸力面,从而达到降低噪声的效果。此外,加装挡板结构后,噪声仍然具有一定的偶极子指向特性,偶极子轴垂直于襟翼弦线,在襟翼的大部分方位噪声幅值降低1 dB~4 dB,降噪效果主要体现在中高频段的宽带噪声。

摘要： 大型飞机增升装置的研制不仅需要其提供足够的气动性能,也需要对噪声、舒适性等进行综合考量设计,而增升装置是提高大型飞机综合性能的重要系统,也是目前技术发展亟待研究和解决的重要问题.对于增升装置机构设计,通过设计较为简单的铰链襟翼机构来引导襟翼达到较优位置,然后选择气动性能较好的位置作为新的优化位置,求得较优机构位置.机构位置改变结合气动性能验证需要进行大量的迭代计算以及结果优化,因此以机构设计为基础,探究多目标优化计算的新方法,最终实现气动结构一体化设计目标.选用铰链式后缘襟翼为研究对象,综合考量后缘襟翼旋转与扰流板下偏联合运动对于气动性能影响,利用所研究方法,对其进行气动机构一体化设计并得出设计结果.

摘要： 更高、更快、减阻是飞机设计三大永恒的追求.传统的固定翼飞机在进行优化设计时需兼顾各种飞行条件,寻求一个折中的最优解,而变弯度机翼的概念能有效解决这个问题,符合上述飞机设计的三大追求.着重研究大型宽体客机后缘襟翼刚性变弯度对巡航气动效率及跨声速抖振边界的影响.首先基于下垂式铰链襟翼机构,编制了机构引导下带扰流板联合偏转的后缘襟翼运动仿真程序,以自动生成不同襟翼偏角的巡航构型.在此基础上对巡航构型进行非稳态气动计算,获得跨声速区机翼抖振边界.以该抖振边界作为约束条件,以襟翼偏角、迎角为双变量,获得Cl-K关系图,得到最优升阻比曲线.本文中襟翼偏角变化为0°～±3°,间隔1°;迎角范围为-2°～5°,间隔1°.计算结果表明,变弯度构型较不变弯度构型升阻比有所提高,抖振边界约提高10％;变弯度构型可提高不同设计点的气动效率,实现减阻省油;跨声速区机翼抖振边界的提高扩大了飞行包线,使得飞机能飞得更高、更快.

摘要： 为满足现代大型飞机先进增升装置多目标综合最优的设计目标,本文结合气动、机构并行设计思想,基于VB、Qt和Catia二次开发环境搭建了增升装置气动、机构综合设计软件.其中包括翼身组合体、巡航构型、起降构型和机构设计四个设计模块,用户可从不同翼身截面数据点,通过拉伸组合成用户所设计的干净构型;利用NURBS曲线使干净构型快速切割出带增升装置的曲面外形;根据缝道参数经验值和机构约束将所切增升装置偏转并设计出合适的起飞、着陆卡位模型,并配以对应卡位设计机构.本文通过对多架、多类别大型客机进行设计并按照预期设计完成切割,完成不同固定翼机型以及翼身组合体机型的切割.经过大量的设计实例验证,软件具有广泛的通用性,能够实现对任意飞机的增升装置进行快速设计.

摘要： 气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大.初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等.机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求;之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据,包括翼型、平面形状、飞机性能参数等;列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱-吊挂-机翼一体化设计等设计研究课题并简析.增升装置部分首先分析设计难点和问题,之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计,包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等.翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图.最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用情况.

摘要： 增升装置设计作为大型客机设计的关键技术之一,其设计水平的提升将极大提高飞机的整体性能.虽然先进增升装置方案朝着简单形式发展,但其设计目标将结合气动、机构、结构、噪声等复杂考虑因素,以达到最优的综合性能和提高飞行的安全性、经济性和舒适性,是个高难度多学科多约束耦合的设计问题.结合气动优化、机构设计、一体化研究等多方面增升装置设计难点进行论述,并提出相应解决方案,最终完成气动/机构一体化设计.分别回顾了干净构型到巡航构型的外形设计方法;起降构型的气动评估、优化方法;增升装置位置表达方法和机构设计研究现状.最后阐述了气动/机构一体化设计方法的思想,总结了国内外在该方向所进行的研究和取得的成果.

摘要： 增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点.以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50％部分实现柔性变弯.在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角.之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用“前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏”,进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速.

摘要： 采用试验件打孔法对某飞机的增升装置进行了压力分布飞行实测,获取了典型状态下缝翼和襟翼的压力分布曲线.实测结果表明,试验件打孔法可以准确适用于压力分布测量,能够为增升装置的载荷验证提供有效的数据支持.

摘要： 增升装置是关乎飞机起降气动特性的重要部件,其噪声也是飞机噪声的重要组成部分,准确预测增升装置的气动性能及其噪声在飞行器设计过程中具有重要的意义.本文采用RANS方法对一涡桨飞机增升装置的气动特性进行了细致的分析,结果和实验值吻合较好.另外,采用混合RANS/LES方法对增升装置的二维标准算例30P-30N翼型进行声学模拟,计算结果准确捕捉到了中频部分尖峰噪声频率,和实验吻合较好,验证了该方法预测增升装置噪声的有效性;然后采用该方法对涡桨飞机三维增升装置构型的气动噪声进行了初步预测,为进一步研究打下基础.

摘要： 在来流速度30m/s时,进行了GA(W)-1两段翼型增升装置基准气动特性和微秒脉冲等离子体激励对其气动性能影响的风洞实验研究.通过翼型表面静压和尾迹压力的测量,详细研究了襟翼偏角和缝道宽度对翼型气动性能的影响规律.结果表明:襟翼偏角和缝道宽度对翼型气动性能有重要影响,襟翼偏角为40°、缝宽为2％c(c为干净翼型弦长)时,翼型气动性能最佳.最佳襟翼状态时,在襟翼前缘布置等离子体激励器,研究了微秒脉冲激励对襟翼流动分离情况的改善作用.研究结果表明:在最佳襟翼状态下,等离子体激励对翼型的升力系数影响不大,但是能减小尾迹区域,在激励频率为1000Hz时翼型阻力系数最大减小量为22.5％,进一步提升了增升装置的效能.

摘要： 陆基飞机增升装置的研究已经积累了大量的设计经验并拥有众多权威的设计指导工具书,然而水陆两栖飞机(以下简称两栖飞机)和水上飞机增升装置具有与常规陆基飞机存在一定的差异,本文从两栖飞机特殊的使用环境,以及影响两栖飞机的水面起降、滑行、机动等使用模式,结合水动力特点分析了影响两栖飞机对增升装置设计的特殊因素,基于该因素对两栖飞机的特殊要求进行了较详细的剖析,总结了该类飞机增升装置的主要参数,并针对性地探讨了开展水陆两栖飞机增升装置设计的解决措施.

摘要： 由于特殊的起降环境和不同的使用模式,水陆两栖飞机的增升装置形式选择与常规陆基飞机不同,围绕大型水陆两栖飞机的增升装置类型的选择和设计展开研究,对比分析了其中两种具有代表性的增升装置的气动特性、飞行性能和结构系统等综合因素,并研究了风洞模型试验结果,通过综合论述和对比最终确定了该飞机的增升装置形式.

摘要： 使用遗传算法与序列二次规划对大型客机增升装置进行二维优化设计.通过改变前缘缝翼的缝道和偏角以及后缘襟翼的缝道和偏角,探索具有最优气动特性的增升装置二维外形.数据结果显示优化后气动特性显著改善,表明遗传算法的全局探索和序列二次规划的局部探索的结合对增升装置的优化设计是一种有效的方法.

摘要： 本文分析了增升装置对运输机的重要性,简述了增升的基本原理,论述了世界主要军用运输机增升装置的发展,对代表未来发展方向的C-17、A400M和AN-70的增升装置进行了介绍和分析.

摘要： 本文主要研究了多学科设计优化技术在飞机总体设计中的关键技术研究.首先介绍了多学科设计优化技术的概念、主要思想及优点.重点研究了多学科设计优化技术的关键技术建模方法、近似方法、设计空间搜索技术、多学科设计优化方法、耦合关系和集成环境,并将此技术应用在飞机增升装置设计中.最后总结了多学科设计优化技术对我国飞机研制的意义.

摘要： 针对民机增升构型失速特性的数值模拟,基于贪婪负载平衡算法的剖分工具对多块结构网格进行区域分割,在某新型超级计算机系统上完成求解软件的移植、优化和测试,采用2亿量级的计算网格开展大规模并行计算研究,测试完成了万核级负载平衡的网格区域分割,实现了增升构型失速特性的4096核数并行计算,并行效率达到50％以上,提高了工程应用中对复杂流动现象的数值模拟能力.数值模拟结果加深了对增升构型失速流动机理的理解,可以为增升装置设计优化提供有意义的参考依据.

摘要： 本文研究了一种从机翼下表面反向吹气的增升装置，阐述了该装置的增升原理，同时通过CFD方法研究了二维翼型在施加该吹气控制前／后的流场分布特点和气动力特性，结果表明施加吹气控制后升力系数显著提高，同时力矩特性也有明显改善。

摘要： 由流体力学Navier-Stokes方程导出的非齐次波动方程——Ffowcs Williams-Hawkings方程(以下简称FW-H方程),可以精确描述在静止流体中运动物体与流体相互作用的发声问题.以某多段翼型作为研究对象,基于CFD与声类比相结合的混合方法,在近场声源区采用CFD求解,获得流场信息,在远场声传播区,求解FW-H方程计算得到该多段翼型的远场频谱特性和总体声压级指向性.

摘要： 本发明提供了用于飞行器的增升部件(4)、增升系统、用于调整飞行器的增升特性的方法和飞行器。增升部件(4)包括在至少一个侧面(8)上的至少一个中间密封件(33)，其中，该中间密封件(33)包括由弹性材料制成的至少一个中空体(30，32)，中空体(30，32)包括能够连接到流体源的流体入口(34)。可以灵活地以这种方式密封两个增升部件(4)之间的几何形状经受动态变化的间隙(10)。

摘要： 一种用于飞行器的增升系统包括驱动单元、增升表面和至少一个主驱动站，每个主驱动站均具有能够与驱动单元联接的轴连接件以及能够与增升表面联接的主杆。该增升系统还包括至少一个次单元，每个次单元均具有能够与增升表面联接的次杆。至少一个主驱动站中的每个主驱动站均适于在驱动轴连接件时使相应的主杆移动，并且至少一个次单元中的每个次单元均包括能够选择性地启动的制动器，使得次杆在制动器被停用时跟随至少一个增升表面中的一个增升表面的运动，以及使得次杆在制动器被启动时阻止至少一个增升表面中的一个增升表面的运动。因此，能够提供双负载路径，其中，次单元能够用于在飞行器的正常操作期间制动增升表面。

摘要： 本发明涉及一种具有主翼（12）的机翼（10）及实现调节增升体（14）相对于主翼（12）的运动的方法，该机翼具有布置在主翼（10）的前缘上的至少一个增升体（14），使得至少一个增升体能在初始调节位置与参照初始调节位置的最大变化调节位置之间移动；具有至少一个引导机构（16），通过该机构，增升体（14）能移动地耦接至主翼（12）；并具有用于实现调节增升体（14）的运动的驱动装置（50），其中，引导机构（16，36）的特征是：-调节杆布置，具有至少一个调节杆（21，41），其中，调节杆布置的至少一个调节杆耦接至增升体（14），-至少一个第一主翼杆（18，38），其通过第一主翼枢转接头（20，30）耦接至主翼（12），并通过第一调节杆枢转接头（22，42）耦接至至少一个调节杆（21，41），使得有效杆臂在第一调节杆枢转接头与增升体（14）之间形成，-至少一个第二主翼杆（19，39），其通过第二主翼枢转接头（26，46）耦接至主翼（12），并通过第二调节杆枢转接头（24，44）耦接至至少一个调节杆（21，41），使得有效杆臂在第二调节杆枢转接头与第一调节杆枢转接头（22，42）之间形成。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的增升系统，其包括：一个或多个增升襟翼(14a、14b)；具有启动功能的启动装置(60、160)，用以产生用于设定增升襟翼(14a、14b)的调节状态的位置指令；驱动装置(63、163)，驱动装置(63，163)与增升襟翼(14a、14b)相联并且设计成使其基于启动指令在缩回位置与延伸位置之间调节增升襟翼(14a、14b)，其中，启动功能基于输入值产生位置指令并且将其传送到驱动装置(63、163)用以调节增升襟翼(14a、14b)。启动功能包括用于在飞行期间使增升襟翼(14a、14b)自动缩回的功能，在增升襟翼(14a、14b)处于延伸位置的飞行条件下该功能同时考虑发动机推力和最小飞行高度来产生启动指令，增升襟翼(14a、14b)根据该启动指令缩回。

摘要： 一种增升部件（4），其包括在至少一个侧面（8）上的至少一个中间密封件（33），其中，该中间密封件（33）包括由弹性材料制成的至少一个中空体（30，32），中空体（30，32）包括能够连接到流体源的流体入口（34）。可以灵活地以这种方式密封两个增升部件（4）之间的几何形状经受动态变化的间隙（10）。

摘要： 一种用于飞行器的增升系统包括驱动单元、增升表面和至少一个主驱动站，每个主驱动站均具有能够与驱动单元联接的轴连接件以及能够与增升表面联接的主杆。该增升系统还包括至少一个次单元，每个次单元均具有能够与增升表面联接的次杆。至少一个主驱动站中的每个主驱动站均适于在驱动轴连接件时使相应的主杆移动，并且至少一个次单元中的每个次单元均包括能够选择性地启动的制动器，使得次杆在制动器被停用时跟随至少一个增升表面中的一个增升表面的运动，以及使得次杆在制动器被启动时阻止至少一个增升表面中的一个增升表面的运动。因此，能够提供双负载路径，其中，次单元能够用于在飞行器的正常操作期间制动增升表面。

摘要： 本发明涉及一种具有主翼（12）的机翼（10）及实现调节增升体（14）相对于主翼（12）的运动的方法，该机翼具有布置在主翼（10）的前缘上的至少一个增升体（14），使得至少一个增升体能在初始调节位置与参照初始调节位置的最大变化调节位置之间移动；具有至少一个引导机构（16），通过该机构，增升体（14）能移动地耦接至主翼（12）；并具有用于实现调节增升体（14）的运动的驱动装置（50），其中，引导机构（16，36）的特征是：-调节杆布置，具有至少一个调节杆（21，41），其中，调节杆布置的至少一个调节杆耦接至增升体（14），-至少一个第一主翼杆（18，38），其通过第一主翼枢转接头（20，30）耦接至主翼（12），并通过第一调节杆枢转接头（22，42）耦接至至少一个调节杆（21，41），使得有效杆臂在第一调节杆枢转接头与增升体（14）之间形成，-至少一个第二主翼杆（19，39），其通过第二主翼枢转接头（26，46）耦接至主翼（12），并通过第二调节杆枢转接头（24，44）耦接至至少一个调节杆（21，41），使得有效杆臂在第二调节杆枢转接头与第一调节杆枢转接头（22，42）之间形成。

摘要： 公开了一种用于飞行器的增升装置和增升方法。用于飞行器的增升装置(1)可包括：连接支架(10)，所述连接支架用于将所述增升装置连接至所述飞行器的机翼(2)；固定在所述连接支架上的前翼段(3)和后翼段(5)，所述前翼段与所述后翼段分离以在所述前翼段与所述后翼段之间形成缝道，所述前翼段具有朝向所述缝道的第一表面且所述后翼段具有朝向所述缝道的第二表面；位于所述后翼段上的第一盖板(4)；以及作动器(7)，所述作动器能控制所述第一盖板伸展至所述前翼段与所述后翼段之间的缝道中。还公开了包含机翼的飞行器和用于飞行器的增升方法。

摘要： 本发明公开了一种机翼增升装置及机翼增升方法，包括机翼上表面、机翼下表面、机翼后缘与机翼增升结构，所述机翼增升结构包括设在机翼上表面与机翼下表面之间的第一射流腔与第二射流腔，以及设在第一射流腔与第二射流腔之间的隔离板；机翼增升结构还包括设在机翼后缘上的第一射流口与第二射流口，第一射流口与第一射流腔连通，第二射流口与第二射流腔连通，第一射流腔位于机翼上表面与隔离板之间，第二射流腔位于机翼下表面与隔离板之间，以构成合成双射流激励器的结构。基于合成双射流技术产生柯恩达效应与虚拟后缘襟翼的双重效果，将传统环量增升技术与虚拟后缘襟翼效应组合，达到增升目的，并提高传统环量增升技术的增升效率。

摘要： 公开了一种用于飞行器的增升装置和增升方法。用于飞行器的增升装置(1)可包括：连接支架(10)，所述连接支架用于将所述增升装置连接至所述飞行器的机翼(2)；固定在所述连接支架上的前翼段(3)和后翼段(5)，所述前翼段与所述后翼段分离以在所述前翼段与所述后翼段之间形成缝道，所述前翼段具有朝向所述缝道的第一表面且所述后翼段具有朝向所述缝道的第二表面；位于所述后翼段上的第一盖板(4)；以及作动器(7)，所述作动器能控制所述第一盖板伸展至所述前翼段与所述后翼段之间的缝道中。还公开了包含机翼的飞行器和用于飞行器的增升方法。