DLR對短艙和機翼結(jié)合部主動流動控制風洞模型的數(shù)值模擬結(jié)果
AFLoNext項目關(guān)注兩類作動器：脈沖噴氣和合成射流。脈沖噴氣利用發(fā)動機引氣或者空氣壓縮機提供壓縮空氣，通過閥門的開、閉周期性地向流場注入能量。“合成射流就像是一個揚聲器，通過電力控制薄膜的振動產(chǎn)生氣流，這種方式無需氣源，”瓦利希表示，“我們將對兩種作動器進行風洞試驗比較它們的優(yōu)劣。前期的CFD研究雖然顯示了脈沖噴氣的優(yōu)勢，但我們還想進一步的對比。”
2016年，TsAGI(俄羅斯中央流體動力研究院)將對一個代表遠程飛機的6米長的集成了短艙、掛架和縫翼的機翼部段進行低速風洞試驗。小尺寸的測試將會在特拉維夫大學進行。
“于此同時，我們也將研究主動流動控制技術(shù)在短程飛機上的應(yīng)用。”瓦利希表示，“在A320這樣級別的飛機的有限的機翼空間內(nèi)集成作動器是非常困難的，如果要集成必須從一開始進行全新的設(shè)計。”
對于機翼后緣，主動流動控制技術(shù)預(yù)計可帶來1-2%的燃油消耗降低。射流格尼襟翼是目前的應(yīng)用設(shè)想之一。格尼襟翼是位于機翼后緣下表面的一段垂直于機翼表面的擾流板，長度大約占弦長的2%，平時可以貼翼面安裝，展開時可以起到增加升力的作用。射流控制可進一步增加機翼的環(huán)量，提高升力;另外，研究人員還考慮了利用科恩達效應(yīng)(流動附著效應(yīng))的控制裝置。
在機翼后緣方面，項目僅安排了小尺寸的風洞試驗。對于大多數(shù)AFLoNext項目中的單項技術(shù)，目標是提高到技術(shù)成熟度4-5，以便在潔凈天空2中通過集成驗證進一步提高到6級，而機翼后緣主動流動控制技術(shù)只進行一些基礎(chǔ)研究，目標是推進到成熟度2-3級。
在起落架和襟翼的被動降噪控制方面，主要包括兩項內(nèi)容，分別是主起落架和后緣襟翼之間的干擾消除以及襟翼外側(cè)邊緣的處理。一些降噪試驗已經(jīng)在德國布倫瑞克的DLR-AWB和DNW-NWB風洞中開展，篩選了一些起落架和襟翼的減阻構(gòu)型，結(jié)果比較樂觀。研究人員正在申請獲得飛行試驗的授權(quán)，如果一切順利計劃2016年第二季度在DLR的A320試驗機上進行降噪技術(shù)的飛行測試。
主起落湍流同襟翼之間的干擾產(chǎn)生了噪聲
襟翼降噪修形包括多孔的金屬泡沫，它能夠填充傳統(tǒng)襟翼邊緣的空洞，消除噪聲“共鳴器”。瓦利希表示，“這項降噪技術(shù)具有在現(xiàn)有飛機上進行改裝應(yīng)用的潛力。”起落架降噪修形包括覆蓋和屏蔽噪聲源，“這是很有挑戰(zhàn)的設(shè)計，理論上可行但是目前還未集成到飛機無人機上。”
在振動減輕控制技術(shù)方面，AFLoNext項目將提供一種在飛機早期設(shè)計階段預(yù)測振動水平的的氣動力學工具。雖然項目安排了一些飛行試驗，但并不計劃開發(fā)減振的裝置，只是用來驗證項目團隊開發(fā)的耦合了結(jié)構(gòu)有限元分析(FEA)的CFD計算模型。瓦利希表示，“歐洲此前并沒有類似工具，飛機設(shè)計時通過飛行試驗中發(fā)現(xiàn)的振動問題不斷修正，成本巨大。”AFLoNext項目將關(guān)注主起落架艙門的振動。目前，A320主起落架艙門的地面振動試驗已經(jīng)完成，預(yù)計2016年第二季度開始飛行試驗，完成CFD/FEA模型的驗證。
在AFLoNext項目之外，研究人員還為未來可能的研究設(shè)計了兩種起落架艙門振動減輕裝置。這些裝置包括類似渦流發(fā)生器、擾流板、格柵和減振器等。
?