动力效应对民机起飞构型气动特性影响的数值研究

采用在点对点多块结构化网格系统上求解三维可压缩雷诺平均N-S（Navier-Stokes）方程的方法,研究了发动机动力效应对民机起飞构型气动特性的影响.首先,通过涡轮动力模拟器风洞试验模型及民机高升力构型标准模型,对研究方法进行了验证,计算和试验结果的良好吻合说明研究方法用于模拟发动机动力效应及预测民机高升力构型气动特性是可行的.其次,针对分别安装通气短舱和动力短舱的某翼吊涡扇发动机民机起飞构型,研究了发动机动力效应对其气动特性的影响规律.结果表明:在通气短舱基础上预测的起飞最大升力系数、失速迎角以及阻力和力矩,在考虑动力效应后会产生明显的不同.动力效应可使外形最大升力系数增大并延迟机翼失速,但同时也带来了低头力矩增大和升阻比降低的不利影响.建议在对机翼及其高升力装置设计结果的数值校核中使用考虑进排气的动力短舱代替目前常用的通气短舱,这能为设计改进提供更可靠的依据.      

民用航空涡轮发动机短舱高速风洞试验

为了获取三种不同型面的民用航空涡轮发动机短舱气动特性,开展了高速风洞试验与数值仿真研究,获取了短舱的压力分布及内流特性,并对比分析了风洞试验数据与仿真结果。结果表明:随着流量系数减小及攻角增加,短舱上唇口外流出现分离;随着流量系数增大,短舱内流下侧出现分离;采用的CFD方法在无分离情况下静压分布与试验结果吻合,但随着流量系数的减小,CFD结果先于试验出现了气流分离。      

翼身融合背撑发动机布局的动力短舱设计

为了解决翼身融合（BWB）背撑发动机布局的飞机-发动机流动干扰问题，依据BWB流场特征，提出背撑式动力短舱设计思想：采用轴对称短舱，结合可以减小短舱外部流动对机体影响的外罩型面和满足进气效率要求的进气道型面设计。基于本文构建的动力短舱参数化建模方法和多点优化设计方法，开展兼顾内外流的短舱综合优化设计研究，最后对设计方案安装状态流场进行分析。结果表明：提出的设计方法可以给出具有不同内外流气动特性、满足BWB背撑式发动机动力短舱多点设计要求的设计方案，巡航状态短舱外表面和全推力状态进气道最大马赫数最大可减小8.35%和11.81%，优化结果在最大推力和侧风起飞状态也具有良好的进气道性能；动力短舱安装状态消除了高速巡航飞行状态下短舱和机体之间的强激波和后体流动分离，低速大迎角状态机体外流能够为发动机提供均匀稳定的进气，进气道总压恢复系数满足设计要求。     

低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展

引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟,获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,增加了引射短舱的进气流量,改善了尾喷口流场均匀度,明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术,采用有限元方法进行了优化设计,对空气桥和天平进行一体化设计,并进一步发展了空气桥影响修正技术,解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术,采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术,提高了流量的控制测量精度及测量不确定度,流量控制精度达到了0.1%,流量测量不确定度达到了0.3%,引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,用于开展短舱位置优化研究。最后,介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用,给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果,试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。     

考虑三维流动效应的自然层流短舱压力分布反设计

针对三维流动效应下非轴对称自然层流（NLF）短舱设计困难的问题，发展了一种基于机器学习技术的压力分布反设计方法。短舱参数化建模使用自由曲面变形技术（FFD），通过求解RANS方程和基于SST(Shear Stress Trans‐port）湍流模型的■转捩模型实现自然转捩预测，利用生成拓扑映射（GTM）模型建立短舱外形及其压力分布数据集与低维隐空间变量的映射关系，全局优化算法在隐空间高效寻优，获得与目标压力分布匹配的短舱气动外形，实现自然层流短舱的反设计。GTM模型建立了数据集在高低维度间的高精度映射关系，优化设计过程中无需反复调用CFD求解器，设计效率大幅提升。利用该方法对通气短舱进行三维优化设计，设计所得非轴对称短舱外表面的自然层流区最大长度达当地弦长的40.5%，比优化前延长了12.2%，验证了该方法在考虑三维流动效应下NLF短舱的优化设计能力。     

高超侧压式进气道简单唇口调节方案设计

为最大限度提高侧压式进气道流量系数,在定几何进气道基础上设计了一种唇口可调节的简单变几何方案。唇口设计成前伸的后掠三角形以完全挡住第二溢流窗同时排移侧板分离涡。利用Fluent软件研究了变几何进气道马赫6,马赫4下的气动性能,并与定几何直唇口进气道进行了比较。研究发现,简单的唇口调节措施能在显著改善进气道各项总体性能参数的同时获得更高的流量系数:马赫6设计状态下,可调进气道流量系数达0.93;马赫4非设计状态下,流量系数为0.71,能实现自起动。马赫5.3风洞试验结果表明,高马赫数来流条件下,可调进气道三角形尖唇口对改善下游隔离段内的流动结构具有明显效果。     

大涵道比涡扇发动机TPS短舱低速气动特性分析

为了评估民机低速带动力试验时进排气效应的影响,选取大涵道比发动机涡轮动力模拟器(TPS)短舱和真实发动机短舱作为研究对象,采用数值模拟方法对其起飞、进近状态的低速气动特性进行对比分析。结果表明:由于TPS流量低于真实发动机需求,其唇口、外罩流场特征和真实发动机短舱有所不同,阻力特性也有差别;在进气道处于亚临界状态时,TPS短舱阻力系数比真实短舱大了约1.7个阻力单位,又由于唇口当地气流攻角更大,使得TPS短舱失速攻角相对降低了约1.0°;当进气道工作于超临界状态时,TPS短舱虽然也可以反映真实短舱的流动特性,但由于捕获流管收缩情况和气流驻点随攻角的变化,使得在0°~20°攻角时TPS短舱的阻力系数高于真实短舱,而在20°~30°攻角时其阻力系数略低,差量最大约为1.8个阻力单位。对于研究的大涵道比发动机,未经唇口及外罩修正的TPS短舱其低速气动特性基本可以反映真实进排气效应的影响,但在气动特性分析中可以考虑进一步修正进气效应的影响。     

动力短舱多点气动优化设计

跨声速发动机短舱的设计过程十分复杂,其设计往往需要在相互矛盾的设计要求中进行权衡。本文针对带动力短舱多点气动设计问题,采用类别形状函数变换法（CST）进行几何外形参数化,结合Kriging代理模型、Pareto遗传算法和松散式代理模型管理框架,构建了动力短舱多点优化设计平台。在巡航状态,优化目标是降低短舱外表面最大马赫数使短舱阻力减小,提高外流性能;在最大推力状态,优化目标是降低进气道最大马赫数使进气品质提升,提高内流性能。与初始短舱相比,优化设计结果在两个设计点性能上均有所提高,最大马赫数在巡航状态最多降低5%,而在最大推力状态最多降低10%。参数影响规律表明,短舱头部参数对外流和内流性能影响较大,且影响规律不同,应作为短舱综合优化设计的主要参数,并采用不同的优化设计策略。Pareto前沿阵面可以给出满足不同工程设计要求的最优方案。研究结果表明,本文建立的优化设计平台为动力短舱设计提供了有效工具,优化设计结果具有工程参考价值。     

高速风洞带动力模拟试验TPS短舱唇口设计

利用计算流体动力学(CFD)技术分析了进气道质量流量差异对外表面压力系数分布的影响,并通过对发动机进气道唇口的反设计优化,使涡轮动力模拟器(TPS)试验时的外表面压力分布与真实质量流量下的压力分布基本一致.通过对发动机唇口修正,可提高2.4m跨声速风洞高速带动力模拟风洞试验的准度.      

跨声速自然层流短舱气动设计和风洞试验研究

层流控制技术是一个降低摩擦阻力的有效手段,为了设计出更经济、更环保的民用客机,需要开展层流技术的应用探索。随着飞机发动机技术的不断进步,涡扇发动机涵道比在不断增大,因此,短舱尺寸也在跟着加大,如果短舱上能够实现大面积的层流,就可以为全机带来较明显的经济性收益。本文总结了针对宽体客机开展的自然层流(NLF)短舱气动设计、数值计算和风洞试验验证工作。首先针对层流短舱外形进行气动设计,保证巡航点有一定的顺压梯度,随后采用带有γ-Reθ转捩模型的计算流体力学(CFD)工具对设计方案层流区域进行评估,最后开展风洞试验对设计方案和转捩预测工具进行校核验证。该试验在德国ETW跨声速风洞进行,对层流短舱高速气动性能进行校核,采用TSP进行转捩位置测量,结果表明层流区域长度占短舱外表面弦长的30%～55%。     

民机低速风洞试验通气发房设计

通气发房是民机风洞试验中模拟发动机效应的一种有效手段。通过调整通气发房出口面积,可以对通过发房的流量进行控制,实现所需模拟的流量系数,保证进气流场的几何相似性。失速特性是民机的一个重要的性能指标,大量的低速风洞试验工作都着眼于着落构型下失速特性的研究;而在失速特性的适航审定试飞时的发动机将处于慢车功率状态,因此以模拟慢车流量系数作为低速风洞试验通气发房的设计目标,有助于在风洞试验中对失速特性进行预测。慢车功率时,由于发动机风扇压比很小,如保留外涵喷口形状,通气发房还能近似模拟风扇的喷流效应。发动机在慢车功率下的流量系数在0.5附近,为实现这一流量系数,在设计通气发房时,需调整内涵出口面积,使发房的总出口面积接近唇口面积的一半。CFD计算证明这种设计方法得到的通气发房基本能够实现预期的流量系数。     

涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术

为满足大飞机的反推力风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心发展了涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术。在FL-12风洞建立了反推力校准试验平台,利用推力天平测量反推力短舱实际推力,通过空气桥减少高压供气管路对天平测量影响,通过安装在短舱进口和喷口之间的隔板解决短舱进排气对风洞气流的诱导及反向喷流被短舱重新吸入的问题。发展了反推力校准试验方法和试验数据修正方法。为验证反推力校准试验技术可靠性,分别在FL-12风洞和FL-13风洞开展了某型号反推力校准试验和全机反推力风洞试验,试验结果表明:随排气压比增大,反推力短舱流量和速度的计算值与标定值之间的差异逐渐减小；校准试验精度优于0.5%,满足反推力风洞试验对校准试验的精度要求。      

翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果.结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区.在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能.主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围.但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能.     

动力效应对民机高速抖振特性影响数值研究

民机的高速抖振通常是由机翼上激波诱导的分离所致,而发动机动力效应可能会对机翼上激波的强度带来明显影响.基于经过TPS标模及DLR-F6标模算例验证的、在多块结构化网格系统上求解雷诺平均N-S方程的数值方法,结合通过定常计算结果判定抖振发生原因及起始升力系数的方法,研究发动机动力效应对某民机巡航构型高速抖振特性的影响.结果表明:动力效应给基于通气短舱设计外形的高速抖振特性带来了不利影响,使其抖振起始升力系数降低约1.3％总升力系数.     

民用飞机反推力格栅出流模式设计与试验

通过给定各块格栅上气流的折流角,反推力格栅出流模式描述了反推气流方向沿发房周向的分布。出流模式的定义需要考虑使反推系统满足反推效率,重吸入特性和有效面积方面的要求,还应使反推气流对机体气动特性的影响最小化。格栅出流模式设计是否满足反推效率和有效面积的要求,可由单独反推系统的静态试验来进行验证,而重吸入特性和发动机/飞机气动干扰则必须通过全机反推力风洞试验来进行考察。     

进排气对尾吊短舱布局飞机气动特性影响研究

在尾吊短舱式布局飞机设计中,发动机进排气对其他部件的气动影响是需要关注的重要问题,为了全面研究发动机进气与喷流对全机气动特性的影响,在某尾吊舱短舱布局飞机巡航条件下(H=11 000m、Ma=0.78)对流场开展了数值仿真研究,重点分析了短舱通气模型与带进排气模型的全机升阻力特性及流场分布情况。计算结果表明:采用近距尾吊短舱布局的飞机,发动机进排气对全机气动特性的影响主要体现在短舱与机翼的气动干扰方面,在所研究的迎角范围内(-2°～8°),发动机进气所带来的抽吸作用改变了机翼及短舱表面的压力分布,使得机翼上表面的负压区面积增大、短舱上唇口激波强度减弱,导致全机升力系数增加、阻力系数减小、升阻比提高,但这一气动特性的改善趋势随着迎角的增大而逐渐减缓。