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。     

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。      

民用飞机尾吊发动机安装效应对推力影响研究

为准确分析并确定飞机气动力从而获取飞机气动特性,根据民用飞机研制和性能飞行试验的研究需求,采用数值模拟方法对飞机和发动机带动力三维流场进行了计算,分析了安装和非安装状态下发动机附近流场和其推力参数的变化,初步获得了发动机安装效应对尾吊式民机推力预测的影响。结果表明:本文采用的基于流管假设的推阻力划分方法和数值模拟分析方法,可以获得发动机安装前后的总推力、净推力、安装推力和各推力分量,其结果与发动机性能模型预测基本一致;在带动力条件下,对飞机可用推力的预测需仔细分析安装效应对发动机安装推力的影响,和非安装状态不同,安装状态下喷管气流易受机体/机翼/吊挂流场干扰,其上产生较为明显的压缩-膨胀-再压缩过程;对发动机安装和非安装状态内外涵喷管流动分析表明,出口气流的压力损失和摩阻差异可能是导致推力分量产生变化的主要原因。     

大涵道比发动机通流短舱阻力特性修正数值研究

为准确获取大涵道比发动机气动特性,根据民用飞机研制需求,对民用干线飞机的发动机短舱三维流场进行数值模拟,对比了通流短舱和真实发动机短舱流场特征,分析了通流短舱的气动特性和阻力修正方法。结果表明:大涵道比发动机通流短舱的流场特征、气动力和真实发动机较为接近,但是由于发动机内流通道气动力一般计入推力和无法完全模拟发动机进排气效应,有必要对通流短舱进行考虑内部阻力在内的气动特性修正;通过对大涵道比发动机推阻力划分理论进行分析,获得了与真实发动机一致的通流短舱气动力分解方法,并可以较好地应用到通流短舱内部阻力修正上;通过对通流短舱阻力修正(含内阻修正和溢流阻力修正),在巡航状态下修正后的通流短舱与发动机动力短舱阻力特性差异降低了约46%;在高速巡航状态,阻力修正后的通流短舱气动特性可以更好地反映真实发动机工作的影响,但依然有必要对发动机动力喷流影响开展进一步的分析工作。     

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。     

翼吊布局民机短舱位置气动影响

高涵道比发动机使得飞机/发动机近距耦合,造成气动力特性恶化。本文使用CFD方法对孤立通气短舱、某型民机机翼/机身组合体以及机翼/机身/短舱组合体构型进行黏性绕流数值模拟,分析流场特征,得出短舱安装干扰阻力水平;分别改变短舱安装的前伸量、下沉量、俯仰角、内撇角等参数,研究短舱不同在翼位置对高速巡航升阻特性的影响,支持短舱在翼位置气动优化。     

翼吊长涵道发动机短舱内偏角优化和机理研究

翼吊式发动机短舱是现代大中型飞机最常采用的气动布局形式,发动机短舱及挂架相对于机翼的展向位置、弦向位置、垂向位置、内偏角、安装角均会对它们之间的流场产生影响,进而影响全机的气动特性。本文采用CFD数值计算的方法,对翼吊长涵道发动机短舱的内偏角进行优化分析。对比分析了不同内偏角时,高速巡航状态的干扰阻力和低速大迎角状态的失速特性,研究了高速巡航时挂架内侧出现高负压峰值的机理,以及不同剖面形状的挂架对内偏角优化的影响。计算结果表明：内偏角-0.5°、0°和0.5°时,干扰阻力及升力损失较小,不同剖面形状的挂架不会对内偏角优化结果产生较大影响,但可以减小挂架内侧的负压峰值。本文得出的结论对工程上翼下吊挂外挂物有一定的指导意义。     

翼吊布局长涵道发动机短舱气动布局优化研究

采用CFD数值计算的方法,对翼吊发动机长涵道短舱相对于机翼的前伸量和下沉量进行优化分析。分析了发动机短舱不同前伸量、下沉量时,飞机在高速巡航状态的干扰阻力和升力损失,以及满足低速平飞最小可用升力下,大迎角状态的失速特性,并计算分析了马赫数对优化结果的影响。计算结果表明,前伸量X/C=0.1时,干扰阻力及升力损失较小;下沉量变化5%的短舱最大直径时,仅引起不到1个阻力单元的变化;前伸量及下沉量的优化结果,不会随飞机巡航马赫数的变化而产生不同结论。     

分排涡扇发动机冲刷阻力对标准净推力影响的数值计算

为了确定分排涡扇发动机短舱、吊挂及内、外涵排气尾流造成的冲刷阻力,明确其对发动机标准净推力的影响,以某分 排涡扇发动机为研究对象,选取控制体对发动机内、外部冲刷阻力及安装推力进行受力分析,开展不同飞行状态及不同发动机状 态下的数值仿真计算,总结各类冲刷阻力的影响因素及变化趋势,在发动机标准净推力的基础上给出了安装推力的计算结果。结 果表明：分排涡扇发动机的冲刷阻力主要来源于被排气尾流浸润的吊挂、内涵喷管外壁面、内涵排气中心锥、外部吊挂及短舱冲刷 阻力,各部分冲刷阻力随飞行高度、飞行马赫数及发动机状态变化而变化;在发动机大状态下,冲刷阻力造成的推力损失可达2%~ 3%;在慢车状态下,冲刷阻力造成的推力损失可达10%以上。     

内外流耦合对分布式涵道风扇影响的机理

内外流耦合效应对分布式涵道风扇的气动性能有显著影响。为了进一步揭示分布式涵道风扇部件在爬升、巡航过程中内外流耦合效应对气动性能和流动机理的影响规律,通过三维RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)数值、试验方法对该问题进行详细探讨。结果表明:不同飞行状态中转子叶片和唇口壁面对风扇推力影响显著。随着无量纲质量流量率的提高,转子进气方向由负迎角往正迎角改变,推力系数增加。爬升时存在最佳进气迎角,气动效率最高。巡航状态的唇口摩擦阻力最小,推进效率最高。过大或过小的无量纲质量流量率会使得唇口的摩擦阻力和压差阻力增大,从而降低推进效率。      

Nacelle-airframe integration design method for blended-wing-body transport with podded engines

Strong shock waves and flow separation often occur during the integration of nacelle and airframe for blended-wing-bodies with podded engines. To address this problem, this paper presents an integration method with numerical simulations. The philosophy of channeling flow and avoiding the throat effect on the nacelle and airframe is established based on the analysis of flow interference in the initial configuration. A parametric integration design method is proposed from twodimensional plane to three-dimensional space with control mechanisms and selection principles of the key parameters determined by their influences. Results show that strong shock waves and flow separation can be successfully eliminated under the influence of both the reshaped channel and decelerated inflow below the nacelle. Supersonic regions around the nacelle are effectively reduced, concentrating mainly on the lip position. Thus, a significant cruise drag reduction(8.7%) is achieved though the pressure drag of the nacelle increases.     

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。     

Numerical optimization of transonic natural laminar flow nacelles

Natural laminar flow nacelle is a promising technology for drag reduction. In this paper,an optimization platform is established for the design of transonic axisymmetric and threedimensional natural laminar flow nacelles for large civil aircraft. The platform adopts the class/shape transformation method for geometric parameterization, a four-equation transition model for transition prediction, and the differential evolution algorithm combined with the radial basis function surrogate model as the...     

一种翼身融合飞行器的失速特性研究

翼身融合（BWB）布局飞行器作为下一代商用飞机的主要构型之一，越来越受到重视。对于翼身融合飞行器的研究主要针对其巡航状态的特性，而对其失速特性的研究较少。对一种翼身融合客机构型进行风洞试验研究，采用测力试验方法对其无增升装置的构型，以及具有翼梢小翼、前缘缝翼和机身上部双吊舱的组合部件构型下的纵向特性进行研究，特别是对其失速特性的分析，并通过二维粒子图像测试技术以及油流试验对其失速过程的流动机理进行研究。结果表明，无增升装置的基本构型下，翼身融合飞行器可以保持低速飞行，而各组合构型都具有提高最大升力系数的作用。对失速过程的分析表明，随着迎角的增大，飞机表面流场分离区域从翼梢开始逐渐向翼根以及机身发展，当外翼段完全处于分离区域时，飞机并不会马上失速，因为中心体同样具有提供升力的作用，且中心体的流动分离较外翼的流动分离更晚，所以当外翼在失速迎角出现升力损失时可以通过中心体的升力进行补偿，维持其低速飞行状态，真正的失速发生在中心体出现流动分离之后。     

Drag prediction method of powered-on civil aircraft based on thrust drag bookkeeping

A drag prediction method based on thrust drag bookkeeping(TDB) is introduced for civil jet propulsion/airframe integration performance analysis.The method is derived from the control volume theory of a powered-on nacelle.Key problem of the TDB is identified to be accurate prediction of velocity coefficient of the powered-on nacelle.Accuracy of CFD solver is validated by test cases of the first AIAA Propulsion Aerodynamics Workshop.Then the TDB method is applied to thrust and drag decomposing of a realistic aircraft.A linear relation between the computations assumed free stream Mach number and the velocity coefficient result is revealed.The thrust losses caused by nozzle internal drag and pylon scrubbing are obtained by the isolated nacelle and mapped on to the in-flight whole configuration analysis.Effects of the powered-on condition are investigated by comparing through-flow configuration with powered-on configuration.The variance on aerodynamic coefficients and pressure distribution is numerically studied.     

螺旋桨滑流与机翼气动干扰的非定常数值模拟

基于动态面搭接网格,求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程模拟螺旋桨滑流与机翼的干扰流动.分别对3种构型,即:单独螺旋桨十短舱构型、螺旋桨十短舱十机翼构型以及短舱十机翼构型进行流场数值模拟,对比分析了机翼对螺旋桨滑流流动结构的干扰,在滑流作用下机翼气动特性的改变以及机翼对螺旋桨桨叶气动力的影响.模拟结果表明:...     

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.