CN103625639A - 飞机前缘缝翼噪声控制方法 - Google Patents

飞机前缘缝翼噪声控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN103625639A
CN103625639A CN201310442703.5A CN201310442703A CN103625639A CN 103625639 A CN103625639 A CN 103625639A CN 201310442703 A CN201310442703 A CN 201310442703A CN 103625639 A CN103625639 A CN 103625639A
Authority
CN
China
Prior art keywords
slat
leading
piezoelectric
edge
piezoelectric transducer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201310442703.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103625639B (zh
Inventor
谢里
孙一峰
党铁红
陈迎春
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Original Assignee
Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute, Commercial Aircraft Corp of China Ltd filed Critical Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Priority to CN201310442703.5A priority Critical patent/CN103625639B/zh
Priority to PCT/CN2013/088751 priority patent/WO2015043074A1/zh
Publication of CN103625639A publication Critical patent/CN103625639A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103625639B publication Critical patent/CN103625639B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/005—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by other means not covered by groups B64C23/02 - B64C23/08, e.g. by electric charges, magnetic panels, piezoelectric elements, static charges or ultrasounds
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2220/00—Active noise reduction systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/14—Boundary layer controls achieving noise reductions
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Electrical Machinery Utilizing Piezoelectricity, Electrostriction Or Magnetostriction (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明提供一种用于飞机前缘缝翼的被动降噪方法，该方法包括如下步骤：在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器以利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并转化为电能；提供压电分流电路模块使其与所述第一压电传感器电连接从而将所述电能以热的形式耗散。本发明还提供一种用于飞机前缘缝翼的主动降噪方法和一种主被动一体降噪方法。本发明可在不对常规增升装置设计产生较大改变的前提下实现缝翼气动噪声的有效控制，不会对增升装置的气动性能和飞机安全性产生影响。

Description

飞机前缘缝翼噪声控制方法
技术领域
本发明涉及飞机机体噪声控制领域，更具体地涉及用于降低缝翼气动噪声的飞机前缘缝翼噪声控制方法。
背景技术
缝翼噪声作为机体噪声的主要来源之一，其产生是复杂非定常气动现象耦合作用的结果。缝翼凹槽流场复杂气流漩涡运动以及缝翼后缘气流漩涡非定常脱落被认为是导致缝翼噪声的主要物理机制。在此基础上出现了一系列缝翼噪声控制的措施方法。
其中的一类通过在缝翼上安装“附加物”，改变缝翼几何形状，影响缝翼凹槽非定常流场，从而达到降噪的目的。这类工作中具有开创性的是在缝翼尖端安装延伸盖板，用以削弱凹槽涡系强度。延续这一思想后来又出现了一些工程上更加实际可行的延伸盖板方案。后来更是发展成完全填充缝翼凹槽，形成流线型外表面，从而使得缝翼噪声显著降低。另一类方案是通过降低湍流边界层能量向声波辐射能量的转化来实现降噪，主要应用于缝翼后缘，例如在后缘处替代使用多孔、泡沫材料，或者采用锯齿状后缘。此外，还有方案将声衬用于缝翼噪声控制，在缝翼凹槽面及主翼面合适位置安装声衬，吸收噪声能量。除了上述被动降噪措施，还有利用等离子体激励器来抑制缝翼尖缘气流漩涡脱落，从而达到主动降噪的目的。
目前关于缝翼噪声的降噪措施或对常规增升装置设计改动较大，或机构实现复杂。在降低噪声的同时，却会引起气动性能的下降以及飞机重量的增加，可能还会对飞机的安全性、可靠性产生影响，应用方面收益往往不抵代价。
发明内容
本发明提出一种能够减轻或消除上述至少一种不足的新型的缝翼噪声控制方法将是有利的。
为此，根据本发明的一个方面，提供一种飞机前缘缝翼噪声控制方法，该方法包括如下步骤：
在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器以利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并转化为电能；
提供压电分流电路模块使其与所述第一压电传感器电连接从而将所述电能以热的形式耗散。
在本发明的该方面，通过在缝翼凹槽表面安装压电器件，利用其压电效应带来机械能向电能的转化，从而实现基于压电效应的缝翼噪声被动控制。
优选地，所述第一压电传感器为压电片。
优选地，将所述压电片的响应频率设置成与所述前缘缝翼的缝翼尖端在飞机处于大功率运行状态下的噪声频率相匹配。
优选地，将所述压电片的响应频率设置成与所述前缘缝翼的缝翼尖端在飞机处于起飞和/或降落状态下的噪声频率相匹配。
优选地，根据所述前缘缝翼的外形将所述第一压电传感器安装在所述缝翼凹槽内表面上被所述气流漩涡撞击的位置上。
优选地，所述压电分流电路模块中设有散热电阻。
优选地，上述方法还包括如下步骤：
在所述前缘缝翼的缝翼尖端和/或缝翼后缘上安装第二压电传感器；
提供供电电路模块并使其与所述第二压电传感器电连接从而使所述第二压电传感器利用逆压电效应产生机械振动来影响所述缝翼尖端和/或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。
在基于压电效应的缝翼噪声被动控制的同时，还可实现基于逆压电效应的缝翼噪声主动控制。
根据本发明的另一个方面，提供一种飞机前缘缝翼噪声控制方法，该方法包括如下步骤：
在前缘缝翼的缝翼尖端和/或缝翼后缘上安装第二压电传感器；
提供供电电路模块并使其与所述第二压电传感器电连接从而使所述第二压电传感器利用逆压电效应产生机械振动来影响所述缝翼尖端和/或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。
在本发明的该方面，通过在缝翼尖端和/或缝翼后缘位置安装压电器件，利用其逆压电效应带来的电能向机械能的转化，从而实现基于逆压电效应的缝翼噪声主动控制。
优选地，所述第二压电传感器为压电片。
优选地，将所述压电片的机械振动频率设置成与所述缝翼尖端和/或缝翼后缘在飞机处于大功率运行状态下的气流漩涡脱落频率相匹配。
优选地，将所述压电片的机械振动频率设置成与所述缝翼尖端和/或缝翼后缘在飞机处于起飞和/或降落状态下的气流漩涡脱落频率相匹配。
根据本发明的再一个方面，提供一种飞机前缘缝翼噪声控制方法，该方法包括如下步骤：
在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器；
提供能量收集模块并使其一端与所述第一压电传感器电连接从而将所述第一压电传感器利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能转化成的电能收集起来；
在前缘缝翼的缝翼尖端和/或缝翼后缘上安装第二压电传感器并使其与所述能量收集模块另一端电连接从而利用逆压电效应产生机械振动来影响所述缝翼尖端和/或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。
在本发明的该方面，通过在缝翼凹槽表面、缝翼尖端和/或缝翼后缘位置安装压电器件，利用其压电效应、逆压电效应带来的机械能和电能之间的相互转化，从缝翼噪声产生、传播的流动物理上对缝翼噪声加以抑制，实现了基于自封闭压电系统的缝翼噪声被动、主动一体控制。
总体来说，相对目前缝翼噪声控制措施，本发明可在不对常规增升装置设计产生较大改变的前提下实现缝翼气动噪声的有效控制，不会对增升装置的气动性能和飞机安全性产生影响，因而应用前景广阔。
通过参考下面所描述的实施方式，本发明的这些方面和其他方面将会得到清晰地阐述。
附图说明
本发明的结构和操作方式以及进一步的目的和优点将通过下面结合附图的描述得到更好地理解，其中，相同的参考标记标识相同的元件：
图1示意性地示出了现有前缘缝翼的横截面图，其中现有前缘缝翼相对机翼处于展开状态；
图2示意性地示出了图1中飞机前缘缝翼的噪声产生机理；
图3为根据本发明第一优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法在缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器的立体示意图；
图4为图3中飞机前缘缝翼噪声控制方法的被动降噪原理示意图；
图5为第一优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法的流程图；
图6为根据本发明第二优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法在缝翼尖缘内表面安装第二压电传感器的示意图；
图7为图6中飞机前缘缝翼噪声控制方法的主动降噪原理示意图；
图8为第二优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法的流程图；
图9为根据本发明第三优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法进行压电主被动一体降噪的原理示意图；
图10为第三优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法的流程图。
具体实施方式
根据要求，这里将披露本发明的具体实施方式。然而，应当理解的是，这里所披露的实施方式仅仅是本发明的典型例子而已，其可体现为各种形式。因此，这里披露的具体细节不被认为是限制性的，而仅仅是作为权利要求的基础以及作为用于教导本领域技术人员以实际中任何恰当的方式不同地应用本发明的代表性的基础，包括采用这里所披露的各种特征并结合这里可能没有明确披露的特征。
下面首先参考图1和图2介绍一下现有前缘缝翼101在现有大升力系统中的作用及其噪声产生机理。现有大升力系统可包括前缘缝翼101以及副翼(图未示)，它们共同作用来改变机翼103的形状，进而形成额外的气动升力。如图1所示，前缘缝翼101相对机翼103处于展开状态。现有前缘缝翼101构造成与机翼103的前缘匹配，因而通常在后侧具有凹入形状形成缝翼凹槽110。当环境气流围绕现有前缘缝翼101流动时，缝翼凹槽110导致环境气流的再循环即气流漩涡120，如图2所示。在飞机起飞和降落操作过程中，正是环境气流的这种气流漩涡成为大量噪音的来源。不仅如此，缝翼凹槽110内的气流漩涡120也不是空气动力最优的，其导致飞机气动性能的降低。
下面，将对根据本发明三种优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法进行介绍，它们分别涉及被动降噪、主动降噪以及主被动一体降噪三种降噪方式，其中：
被动降噪
缝翼噪声产生的机理之一是，缝翼尖端流动剪切层脱落形成气流漩涡，撞击缝翼凹槽内表面，从而形成噪声，见图2。
在缝翼凹槽内表面适当位置安装压电片作为压电传感器，利用压电效应可以将机械能转化为电能的特性，吸收气流漩涡撞击的机械能，将其转化为电能，并通过压电分流电路模块的设置，将电能以热的形式耗散，从而实现降噪的目的，见图3和图4。
主动降噪
与之前提及的被动降噪相反，主动降噪是利用压电材料的逆压电效应，即从电能向机械能的转化。
缝翼尖端、缝翼后缘是缝翼噪声的来源，从控制声源的角度考虑，在上述位置安装压电片作为压电作动器，并通过供电电路模块对其进行供电，使得压电作动器在有能量输入时产生微振动，从而影响这些位置的气流漩涡流动以实现从声源角度对噪声的主动控制，如图6和图7所示。
主被动一体(耦合)降噪
考虑将被动降噪和主动降噪耦合，通过提供能量收集模块，使得被动降噪压电片吸收的能量供给到主动降噪压电片，从而形成能量采集和利用的闭环，见图9。
术语解释
所谓被动降噪中的适当位置：在所关心的前缘缝翼工作状态例如飞机起飞和降落状态下，缝翼尖缘形成漩涡气流(气流漩涡脱落)并撞击缝翼凹槽内表面，是形成气动噪声的主要原因之一。对应在撞击位置安装压电材料，吸收撞击能量。
气流漩涡脱落频率：气流漩涡脱落不是一个稳态的过程，且气流漩涡的大小尺度不一，脱落频率跟气流漩涡尺度有关，因此频率存在一个范围。气流漩涡气流撞击凹槽表面也是非稳态的，相应地产生的噪声也存在一个频率范围，其中某些频率噪声最强。
响应频率：压电材料在外界激励(如气流漩涡撞击)产生压电效应，其对不同频率(这里是非稳态的气动撞击力)的外界激励响应程度不一样，因此需要选择压电材料的响应频率与噪声最强的频率一致。
如图3至图5所示，根据本发明的一个方面，通过提供一种改进后的前缘缝翼201来提供一种根据本发明的第一优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法，该方法包括如下步骤：
S11：在前缘缝翼201的缝翼凹槽210内表面211上安装第一压电传感器203以利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并转化为电能；
S12：提供压电分流电路模块205使其与所述第一压电传感器203电连接从而将所述电能以热的形式耗散。
优选地，所述第一压电传感器203为压电片。
优选地，将所述压电片的响应频率设置成与所述前缘缝翼201的缝翼尖端230在飞机处于大功率运行状态下的噪声频率相匹配。
优选地，将所述压电片的响应频率设置成与所述前缘缝翼201的缝翼尖端230在飞机处于起飞和/或降落状态下的噪声频率相匹配。
优选地，根据所述前缘缝翼201的外形将所述第一压电传感器203安装在所述缝翼凹槽210内表面211上被所述气流漩涡撞击的位置上。
优选地，所述压电分流电路模块205中设有散热电阻250，通过该散热电阻250将电能转化为热能从前缘缝翼201的耗散出去。
如图6至图8所示，根据本发明的另一个方面，通过提供一种改进后的前缘缝翼301来提供一种根据本发明第二优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法，该方法包括如下步骤：
S21：在前缘缝翼301的缝翼尖端330上安装第二压电传感器303；
S22：提供供电电路模块305并使其与所述第二压电传感器303电连接从而使所述第二压电传感器303利用逆压电效应产生机械振动来影响所述缝翼尖端330上的气流漩涡的流动。
在本实施方式中，第二压电传感器303为压电片。
优选地，将所述压电片的机械振动频率设置成与所述缝翼尖端330在飞机处于大功率运行状态下的气流漩涡脱落频率相匹配。
优选地，将所述压电片的机械振动频率设置成与所述缝翼尖端330在飞机处于起飞和/或降落状态下的气流漩涡脱落频率相匹配。
应当理解的是，上述第二压电传感器303也可安装在前缘缝翼301的缝翼后缘340，或者也可以同时在缝翼尖端330和缝翼后缘340上安装第二压电传感器303。
还应当理解的是，上述两个实施方式可以如上单独使用，也可以一同使用，也就是说，第一优选实施方式中可进一步通过在前缘缝翼的缝翼尖端和/或缝翼后缘上安装第二压电传感器303来提供一种根据本发明第二优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法。
如图9至图10所示，根据本发明的再一个方面，提供一种根据本发明第三优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制方法，该方法包括如下步骤：
S31：在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器203；
S32：提供能量收集模块405并使其一端与所述第一压电传感器203电连接从而将所述第一压电传感器203利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能转化成的电能收集起来；
S33：在前缘缝翼的缝翼尖端上安装第二压电传感器303并使其与所述能量收集模块405另一端电连接从而利用逆压电效应产生机械振动来影响所述缝翼尖端和/或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。
需要说明的是，尽管在第三优选实施方式中仅说明在缝翼尖端上安装第二压电传感器303，可以理解的是也可改为在缝翼后缘上安装第二压电传感器303，或者在这两个位置同时安装。
应当理解的是，上述压电片可以是条带形状，也可以是多个条带状压电片组合在一起，从而实现一定范围的宽频噪声控制。
本发明的技术内容及技术特点已揭示如上，然而可以理解，在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述结构和形状作各种变化和改进，包括这里单独披露或要求保护的技术特征的组合，明显地包括这些特征的其它组合。这些变形和/或组合均落入本发明所涉及的技术领域内，并落入本发明权利要求的保护范围。需要注意的是，按照惯例，权利要求中使用单个元件意在包括一个或多个这样的元件。此外，不应该将权利要求书中的任何参考标记构造为限制本发明的范围。

Claims (12)

1.一种飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器以利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并转化为电能；
提供压电分流电路模块使其与所述第一压电传感器电连接从而将所述电能以热的形式耗散。
2.根据权利要求1所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，所述第一压电传感器为压电片。
3.根据权利要求2所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，将所述压电片的响应频率设置成与所述前缘缝翼的缝翼尖端在飞机处于大功率运行状态下的噪声频率相匹配。
4.根据权利要求2所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，将所述压电片的响应频率设置成与所述前缘缝翼的缝翼尖端在飞机处于起飞和/或降落状态下的噪声频率相匹配。
5.根据权利要求1所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，根据所述前缘缝翼的外形将所述第一压电传感器安装在所述缝翼凹槽内表面上被所述气流漩涡撞击的位置上。
6.根据权利要求1所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，所述压电分流电路模块中设有散热电阻。
7.根据权利要求1所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，所述方法还包括如下步骤：
在所述前缘缝翼的缝翼尖端和/或缝翼后缘上安装第二压电传感器；
提供供电电路模块并使其与所述第二压电传感器电连接从而使所述第二压电传感器利用逆压电效应产生机械振动来影响所述缝翼尖端和/或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。
8.一种飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
在前缘缝翼的缝翼尖端和/或缝翼后缘上安装第二压电传感器；
提供供电电路模块并使其与所述第二压电传感器电连接从而使所述第二压电传感器利用逆压电效应产生机械振动来影响所述缝翼尖端和/或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。
9.根据权利要求8所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，所述第二压电传感器为压电片。
10.根据权利要求9所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，将所述压电片的机械振动频率设置成与所述缝翼尖端和/或缝翼后缘在飞机处于大功率运行状态下的气流漩涡脱落频率相匹配。
11.根据权利要求9所述的飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，将所述压电片的机械振动频率设置成与所述缝翼尖端和/或缝翼后缘在飞机处于起飞和/或降落状态下的气流漩涡脱落频率相匹配。
12.一种飞机前缘缝翼噪声控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感器；
提供能量收集模块并使其一端与所述第一压电传感器电连接从而将所述第一压电传感器利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能转化成的电能收集起来；
在前缘缝翼的缝翼尖端和/或缝翼后缘上安装第二压电传感器并使其与所述能量收集模块另一端电连接从而利用逆压电效应产生机械振动来影响所述缝翼尖端和/或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。
CN201310442703.5A 2013-09-25 2013-09-25 飞机前缘缝翼噪声控制方法 Active CN103625639B (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310442703.5A CN103625639B (zh) 2013-09-25 2013-09-25 飞机前缘缝翼噪声控制方法
PCT/CN2013/088751 WO2015043074A1 (zh) 2013-09-25 2013-12-06 飞机前缘缝翼噪声控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310442703.5A CN103625639B (zh) 2013-09-25 2013-09-25 飞机前缘缝翼噪声控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103625639A true CN103625639A (zh) 2014-03-12
CN103625639B CN103625639B (zh) 2017-12-05

Family

ID=50207178

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310442703.5A Active CN103625639B (zh) 2013-09-25 2013-09-25 飞机前缘缝翼噪声控制方法

Country Status (2)

Country Link
CN (1) CN103625639B (zh)
WO (1) WO2015043074A1 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3090952A1 (en) * 2015-03-31 2016-11-09 Rolls-Royce Corporation Engine nacelle
CN107010206A (zh) * 2015-12-01 2017-08-04 波音公司 前缘高升力装置及降低噪声的方法
CN108281131A (zh) * 2018-01-10 2018-07-13 常熟市浙大紫金光电技术研究中心 全空间的有源噪音抑制器件及其制备方法
CN109850129A (zh) * 2019-04-18 2019-06-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 用于飞机起落架与舱体的降噪结构及其飞机及其控制方法

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113859296B (zh) * 2021-10-26 2024-03-26 同济大学 一种带有被动扰流结构的排障器及其应用

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09184497A (ja) * 1995-12-28 1997-07-15 Daikin Ind Ltd ファン騒音低減装置
US5901928A (en) * 1996-06-14 1999-05-11 Aptek, Inc. Active turbulence control technique for drag reduction
US5983944A (en) * 1998-03-20 1999-11-16 Niv; Shaul E. Apparatus for active fluid control
US6454219B1 (en) * 2000-12-04 2002-09-24 Rohr, Inc. Aircraft wing and method for reducing airframe-generated noise
CN101263051A (zh) * 2005-08-09 2008-09-10 波音公司 空气动力学气流系统和相关方法
CN101264798A (zh) * 2008-05-08 2008-09-17 上海交通大学 三维空腔共振脉动压力及气动噪声抑制装置
CN101415605A (zh) * 2005-08-09 2009-04-22 波音公司 升力增加系统以及关联的方法
US20120126665A1 (en) * 2010-11-24 2012-05-24 Jaroslaw Leszek Szwedowicz Method for influencing, damping, or suppressing mechanical vibrations occurring during operation in a turbomachine blade, a turbomachine blade useful for carrying out the method, and a piezoelectric damping element
CN102991666A (zh) * 2012-11-26 2013-03-27 中国商用飞机有限责任公司 具备流动控制和防除冰功能的叠层板飞机蒙皮
CN103101615A (zh) * 2011-11-14 2013-05-15 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种单晶片压电片式振动扰流片装置
CN103147925A (zh) * 2013-03-22 2013-06-12 南京航空航天大学 尾涡噪声发电装置

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2487051C2 (ru) * 2010-12-28 2013-07-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09184497A (ja) * 1995-12-28 1997-07-15 Daikin Ind Ltd ファン騒音低減装置
US5901928A (en) * 1996-06-14 1999-05-11 Aptek, Inc. Active turbulence control technique for drag reduction
US5983944A (en) * 1998-03-20 1999-11-16 Niv; Shaul E. Apparatus for active fluid control
US6454219B1 (en) * 2000-12-04 2002-09-24 Rohr, Inc. Aircraft wing and method for reducing airframe-generated noise
CN101263051A (zh) * 2005-08-09 2008-09-10 波音公司 空气动力学气流系统和相关方法
CN101415605A (zh) * 2005-08-09 2009-04-22 波音公司 升力增加系统以及关联的方法
CN101264798A (zh) * 2008-05-08 2008-09-17 上海交通大学 三维空腔共振脉动压力及气动噪声抑制装置
US20120126665A1 (en) * 2010-11-24 2012-05-24 Jaroslaw Leszek Szwedowicz Method for influencing, damping, or suppressing mechanical vibrations occurring during operation in a turbomachine blade, a turbomachine blade useful for carrying out the method, and a piezoelectric damping element
CN103101615A (zh) * 2011-11-14 2013-05-15 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种单晶片压电片式振动扰流片装置
CN102991666A (zh) * 2012-11-26 2013-03-27 中国商用飞机有限责任公司 具备流动控制和防除冰功能的叠层板飞机蒙皮
CN103147925A (zh) * 2013-03-22 2013-06-12 南京航空航天大学 尾涡噪声发电装置

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3090952A1 (en) * 2015-03-31 2016-11-09 Rolls-Royce Corporation Engine nacelle
US10273903B2 (en) 2015-03-31 2019-04-30 Rolls-Royce Corporation Engine nacelle
CN107010206A (zh) * 2015-12-01 2017-08-04 波音公司 前缘高升力装置及降低噪声的方法
CN108281131A (zh) * 2018-01-10 2018-07-13 常熟市浙大紫金光电技术研究中心 全空间的有源噪音抑制器件及其制备方法
CN109850129A (zh) * 2019-04-18 2019-06-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 用于飞机起落架与舱体的降噪结构及其飞机及其控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
WO2015043074A1 (zh) 2015-04-02
CN103625639B (zh) 2017-12-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103625639A (zh) 飞机前缘缝翼噪声控制方法
JP6254437B2 (ja) 可変幅空気力学的装置
US8695915B1 (en) Flap side edge liners for airframe noise reduction
Thomas et al. Plasma actuators for cylinder flow control and noise reduction
US6543719B1 (en) Oscillating air jets for implementing blade variable twist, enhancing engine and blade efficiency, and reducing drag, vibration, download and ir signature
Jukes et al. Flow control on a NACA 4418 using dielectric-barrier-discharge vortex generators
Caruana Plasmas for aerodynamic control
US11352126B2 (en) Mitigating transonic shock wave with plasma heating elements
Zhao et al. Control of vortex on a non-slender delta wing by a nanosecond pulse surface dielectric barrier discharge
CN101896401A (zh) 用于减小飞机的尾涡的翼尖延长部
CN103482055B (zh) 用于机翼减阻的主动控制方法的装置
CN103287575A (zh) 基于等离子体激励装置实现的减少表面阻力的方法
CN108001669B (zh) 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法
US10442539B2 (en) Anti-ice system for thermally fragile materials
Keller et al. Numerical investigation of engine effects on a transport aircraft with circulation control
Zhang et al. Unmanned air vehicle flow separation control using dielectric barrier discharge plasma at high wind speed
CN109436293A (zh) 一种激波控制装置
CN104661915A (zh) 气流改变护罩和方法
Chen et al. Investigation of vertical tail buffeting alleviation controlled by nanosecond plasma actuators
CN107972891A (zh) 一种利用等离子体流动控制技术的飞行器姿态控制方法和实现装置
CN106275366B (zh) 一种散热性能优良的轻小型无人机
Molinari et al. Design and realization of a compliant adaptable wing
Zainuddin et al. A review on dielectric barrier discharge (dbd) plasma actuator in aeronautics applications
EP3670332A1 (en) An aerodynamic surface for an aircraft
JP2009538773A (ja) 航空機に空気力学的抵抗を発生させる方法及び装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant