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。     

发动机进排气效应对民机构型气动特性影响

基于非结构混合网格技术，通过数值求解Navier-Stokes方程，分析了航空发动机进排气效应对民机构型气动特性的影响。通过设置合适的进排气边界条件来模拟发动机进排气效应的影响，采用单独发动机短舱风洞试验模型，验证了计算方法的可靠性。在此基础上，分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响，结果表明:翼吊式民机构型发动机进排气效应对升力的干扰主要由发动机尾喷流的引射效应对机翼的干扰引起；尾吊式民机构型随着发动机进气流量的增大，机翼上表面压力逐渐减小，激波位置逐渐后移；不同发动机进气流量会对飞机的阻力特性产生较大影响，在飞机详细设计阶段需充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响。      

翼吊短舱形式发动机安装效应的风洞试验研究

为了确定实际飞行使用条件下,发动机状态变化时,进排气系统损失对飞机气动特性的影响,本文针对翼吊短舱形式的发动机开展了缩比模型风洞试验,分别进行了基本构型与起飞构型下,马赫数0.1、0.15、0.2,攻角0°~15°变化,5种不同发动机状态条件下的风洞试验,通过数据分析,明确了该类型发动机推/阻力划分的基本方法,分析了发动机状态变化时飞机气动特性的改变及修正方法。风洞试验结果表明：发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,飞机设计研发阶段不能仅对短舱通流模型,或单一发动机状态下的动力短舱模型进行损失修正,必须建立合理的推/阻划分体系,对实际使用条件下,发动机状态变化引起的进排气损失进行修正。     

翼吊短舱形式发动机推/阻划分的风洞试验研究

为了确定在实际飞行条件下,当发动机状态变化时,进排气系统损失对飞机气动特性的影响,针对翼吊短舱形式的发动机开展了缩比模型风洞试验,分别进行了巡航构型与起飞构型,马赫数0.1,0.15,0.2,攻角0°～15°,发动机外涵喷管落压比1.22,1.32,1.44,1.53,1.61等条件下的风洞试验。通过数据分析,明确了该类型发动机推/阻划分的基本方法,分析了发动机状态变化时飞机气动特性的改变及修正方法。风洞试验结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,必须建立合理的推/阻划分体系,对实际使用条件下,发动机状态变化引起的进排气损失进行修正,通过本文建立的推/阻划分体系,计算得到的发动机安装净推力与风洞试验结果最大偏差为1.6%。     

基于数值模拟的翼身融合布局飞机上悬式发动机布置技术

发动机进排气对飞机气动特性具有重要影响。为了评估翼身融合布局（BWB）飞机上悬式发动机不同布置方式对全机气动特性的影响，首先开展了发动机短舱进排气与全机流场耦合的数值模拟技术研究，验证了计算方法的正确性。在此基础上，针对发动机安装于翼身升力面之上的BWB运输类飞机，开展飞机巡航飞行条件下，发动机不同支撑高度下沿流向及展向不同安装位置的进排气与全机流场耦合数值模拟，评估发动机不同布置方式对全机气动特性的影响，形成发动机不同布置方式影响的规律性结论。     

动力失效对起飞纵向气动特性影响数值研究

研究民用飞机动力失效对飞机起飞阶段纵向气动特性的影响规律及其机理,对保证飞机有效操纵和安全飞行具有重要意义.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方程的数值方法,研究发动机动力失效对某民用飞机起飞构型纵向气动特性的影响.通过DLR-F11模型验证研究方法对民用飞机高升力构型气动特性的预测能力;针对安装动力短舱的某翼吊涡扇发动机民用飞机起飞构型,通过对比其发动机在正常工况和失效时飞机气动特性的差异,得出动力失效对飞机纵向气动特性的影响规律及机理.结果表明:动力失效后,不但溢流效应会使飞机阻力系数增大;还会导致发动机进、排气特性较正常工作状态明显不同,恶化短舱附近流场,对飞机的升力、失速特性带来不利影响.     

民用飞机涡扇发动机短舱TPS低速构型数值模拟

TPS(Turbofan Propulsion Simulator)本身的失速特性对于运输类飞机低速带动力风洞试验有着重要的影响,而当代大量的低速带动力试验均采用TPS来模拟涡扇发动机的喷流效应。通过对TPS初始构型和修形后两个构型的数值模拟,研究了TPS唇口下垂位置和头部半径对失速特性的影响。结果表明,TPS唇口处较高的负压峰值和较大的逆压梯度引起TPS构型本身的大面积分离;将TPS唇口下垂和增大唇口头部半径能够有效降低TPS唇口处的负压峰值和逆压梯度,明显改善TPS构型的失速特性。     

背撑发动机进排气对翼身融合民机气动特性影响

针对翼身融合(BWB)背撑发动机布局民机的发动机与机体流动干扰问题,以项目团队研究的某BWB布局民机方案为研究对象,采用CFD方法研究了发动机进排气对全机低、高速气动特性的影响规律及其流动机理。结果表明:进排气效应主要影响飞机的高速阻力特性,随着发动机进气流量的减小,机体/短舱之间流动干扰加剧,机体零升阻力增加；进排气效应对低速状态升力和俯仰力矩的影响主要由发动机的抽吸作用对机体表面流动的干扰引起。发动机不同的进气流量会对全机的升阻力特性产生较大影响,在BWB布局机体/发动机一体化设计中,要充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响,同时权衡不同进排气状态对机体和发动机当地流动的影响。      

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。     

进排气效应对飞翼布局无人机气动特性的影响

利用雷诺平均可压缩N-S方程和可实现K-ε模型,对飞翼布局无人机进行了内外流场的气动耦合计算,研究分析了进排气系统对飞翼动布局气动特性的影响.数值模拟结果表明,进排气效应明显影响了前后机身一定范围内的压力分布,使得全机升力、阻力和俯仰力矩增加,纵向静安定度有所减小;另外,低速比高速时的影响尤为明显,低速时进排气效应使得...     

民用飞机低速俯仰力矩特性改善研究

针对某民用尾吊飞机低速时俯仰力矩上仰的情况,研究了一种新型的改善措施——内侧缝翼截短。采用数值模拟方法对其基本着陆构型以及改善措施的气动特性进行研究,给出了在大迎角下工作的流场特征,分析了改善措施改善俯仰力矩特性的流动机理,并对改善措施对发动机进气畸变的影响进行了评估。研究结果表明:低速俯仰力矩形态取决于机翼的分离位置;分离从外侧开始会使飞机"抬头",分离从内侧开始会使飞机"低头";平尾提供的俯仰力矩决定了总的俯仰力矩;分离从内侧开始使飞机"低头"的主要原因是降低了机翼对平尾的下洗;改善措施在失速迎角内不会对尾吊飞机的发动机进气产生影响。     

考虑飞行器动力系统进排气效应的设计参数灵敏度分析研究

面向飞行器内外流一体化设计,基于自主研发的大规模并行化结构化网格RANS求解器以及离散伴随方程求解器,开展了考虑推进系统动力状态下进排气边界条件的变分研究,通过链式求导法则避免直接对守恒变量变分,进一步引入中间变量大幅度简化了进排气边界条件变分的难度,建立了考虑进排气效应的设计变量灵敏度高效分析方法,并通过TPS标准模型计算验证了进排气数值模拟精度,与有限差分对比验证了灵敏度计算精度,以翼上发动机气动布局进排气影响数值模拟为例,系统分析了低速、高速、定攻角、定升力状态,推进系统有无动力工况灵敏度的变化以及影响机理。     

发动机短舱对翼身组合体跨音速气动特性影响研究

为了达到增升减阻的目的,现代民用飞机设计越来越重视飞机各个部件之间的相互影响。部件之间的气动干扰影响着飞机的气动特性,合理的气动布局可以产生有利的气动干扰,获得满意的气动特性。针对民用飞机超临界机翼——翼吊式发动机短舱气动布局,通过数值模拟方法,研究了跨音速飞行时,发动机短舱对整机的气动特性影响。     

大涵道比翼吊发动机喷流气动干扰研究

研究了涡扇动力翼吊布局飞机考虑动力效应时的流场数值模拟和气动干扰的若干问题。在数值模拟方法方面,介绍了便于实际工程应用的发动机进排气边界状态参数设定算法;通过设定无总温总压增量的喷口边界模拟发动机的无动力状态,避免了研究喷流效应时由通气短舱和喷气构型之间的几何外形差异带来的网格差异对计算结果的影响,提高了复杂构型流场数值模拟结果的可信度。通过数值模拟发现,发动机喷流的引射虽然可使气流加速从而降低翼面压力,但发动机做功导致的翼面压力抬升亦不可忽视。发动机喷流可能引发强烈的挂架气动干扰,其原因是由机身、发动机、机翼和挂架构成的收缩-扩张流道引起的气流加速。通过适当延长和增厚挂架可以削弱这种干扰。     

飞翼布局无人机进排气效应风洞试验研究

飞机进排气会对全机气动性能产生明显的影响.采用引射式动力模拟器对飞翼布局无人机开展进排气效应模拟,分析进排气对全机气动特性的影响.试验结果表明:进排气对飞翼布局升力影响不明显,对阻力影响量比较大,可使全机最大升阻比降低1～4左右,而喷流能使全机最大升阻比下降1～1.8左右,进排气效应使得全机俯仰力矩增加,但纵向静安定度基本不变;进排气对全机横航向特性影响不大,对襟翼效率影响也甚微.可作为飞翼无人机气动布局设计的参考.     

航空快递

C919飞机DDP阶段全机低速测压风洞试验顺利完成C919飞机DDP阶段全机低速测压风洞试验从2012年12月17日开始,于2013年2月8日在荷兰DNW-LLF风洞顺利完成。试验得到了C919飞机DDP阶段全面的压力分布和低速气动特性数据,为C919飞机在低速构型下气动载荷的计算,飞行性能的验证及操控稳定性的评     

8米×6米风洞TPS反推力试验技术

TPS(涡扇动力模拟器)试验技术是风洞中模拟发动机反推力状态最有效的手段.开展反推力试验的目的是获得反推力发动机对飞机气动特性的影响,确定反推力发动机的再吸入速度边界.为满足我国大飞机研制的试验技术需求,中国空气动力研究与发展中心在8米×6米风洞发展了全模TPS反推力试验技术.自主研制了TPS反推力试验专用的高精度六分量杆式应变天平、大流量空气桥和流量控制单元、TPS监视报警系统、数据采集系统、综合显示系统等TPS反推力试验系统,制定了试验模拟准则、试验流程和试验方法,建立了完善的全模TPS反推力试验技术.利用TPS反推力试验技术,开展了国内首期全模TPS反推力风洞试验,研究了某型飞机反推力发动机的再吸入特性,获得了反推力发动机的再吸入速度边界.     

C919飞机第二轮低速补充测力风洞试验圆满完成

2012年1月底，C919飞机第二轮低速补充测力风洞试验项目在华盛顿大学气动实验室（UWAL）圆满完成。试验得到了C919飞机最新低速构型的气动力参数和表面流态照片，结果表明，C919飞机在试验情况下的宏观测力结果和表面流态的对应情况良好，为全机低速气动特性评估提供了可靠的依据。     

双发布局短距/垂直起降飞机外流气动特性研究

针对YAK-141和F-35B两种不同推进系统构型的短距/垂直起降飞机,利用流场仿真软件,研究了双发布局短距/垂直起降飞机,分别采用升力发动机+转向喷管和升力风扇+转向喷管推进系统构型时,飞机短距/垂直起降工况下的外流气动特性,包括高温燃气回吸、地面效应和环境影响等。结果表明,升力风扇+转向喷管推进系统构型的短距/垂直起降飞机,在高温燃气回吸和环境影响等方面具有一定的优越性;不同推进系统构型的短距/垂直起降飞机,在短距/垂直起降时存在不同的喷泉流,其位置和气动特性对机身下表面的温度和压力分布有影响。     

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.