反推气流对大涵道比涡扇发动机进口流场影响的数值模拟研究

以一架配装有叶栅式反推装置的四发飞机为研究对象,数值模拟了不同着陆滑跑速度下的反推气流全机扰流流场,分析了反推气流在机身附近分布随滑跑速度的变化特点,和对内、外侧发动机进口流场的影响。结果表明:随着着陆滑跑速度的减小,反推气流对机身周围的影响区域逐渐扩大。当滑跑速度小于0.10马赫(约122 km/h)时,内、外侧发动机均会吸入反推气流,在发动机进口形成总温、总压畸变。该型反推装置的临界使用速度约为122 km/h,在反推装置飞行试验设计时应着重在该速度附近验证反推装置与发动机的匹配性;发动机进口流场总温分布能反映出反推气流的重吸入特征,测量方案设计应重点考虑发动机进口温度场的测量。     

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。     

民用飞机迎角传感器及静压探测器布局验证方法

主要针对民用飞机迎角传感器及总静压探测器布局方案的设计及验证方法进行阐述。通过CFD仿真计算确定了适合的安装区域,并通过风洞试验对设计方案进行了验证。从迎角传感器的纵向特性及侧滑角的敏感性、静压测量的纵/ 横向变化规律分别对其进行了比较分析,获得了可靠的结果。     

民机涡扇发动机重吸入特性风洞试验

民机在滑跑减速阶段一般会使用发动机的反向推力来提高其减速性能和滑跑安全性,当滑跑速度较低时使用该装置,从发动机排出的向前方喷射的气流存在被发动机重新吸入的可能,该喷流受发动机风扇的压缩做功,喷流的温度比环境温度高,如果此气流被发动机重新吸入,将会导致发动机进气气流的温度畸变,而该畸变将会引起发动机风扇叶片的颤振,影响发动机的寿命和安全性。故对于一个使用涡扇发动机的新型飞机,有必要通过风洞试验来得到其在各工况下的重吸入特性,并且根据其重吸入特性,设定截止使用反推力的滑跑速度。本文主要论述通过风洞试验获得发动机重吸入特性,并且确定反推力使用截止滑跑速度的方法。     

戽斗式反推力装置气动特性数值仿真研究

在发动机短舱系统上设计反推力装置是民用飞机减小着陆滑跑距离、减轻起落架刹车系统负担的重要手段,对于主体不易更改的发动机而言,戽斗式反推力装置具有原理简单、实施方便等优点,是较好的设计选择形式。 戽斗包角是此类反推力装置设计中的重要参数,对反推性能有较大影响。 为了全面研究不同戽斗包角对反推性能的影响规律,基于某型涡轮风扇发动机设计了戽斗式反推力装置初步方案,并对反推力装置工作时的流场分布进行了数值仿真研究,着重分析了反推力及反推效率的变化情况。 研究结果表明:在所研究的角度范围内,随着戽斗包角逐渐增大,反推力及反推效率先增大后减小,包角为 110°时,反推效率最高;但是,在接近于停机状态的小速度条件下,戽斗包角相对较小时,反向排气流会被大量吸入进气道内,从而影响发动机的正常工作;通过对比不同方案的计算结果,给出了戽斗包角的设计建议值,可为反推力装置的详细设计及后续工程应用提供参考。     

着陆滑跑状态下的反推力装置重吸入特性数值模拟

对大涵道比涡扇发动机叶栅式反推力装置,利用CFD技术,展示了叶栅式反推力装置开启后的流场流动特征,计算分析了飞机着陆滑跑马赫数和侧风速度对发动机进气道重吸入特性的影响.结果表明:在无侧风影响时,进气道对反推力气流的重吸入现象随着滑跑马赫数的增加而逐渐减弱并消失,重吸入特征参数值随着滑跑马赫数的增加而减小并达到允许值,该临界滑跑马赫数为0.08;在侧风环境中,侧风使得反推力气流在发动机一侧进入发动机进气道,导致风扇进口截面的总温畸变增大,重吸入特征参数值随着侧风速度的增加而增大,侧风的存在使得反推力装置关闭的临界滑跑马赫数从不存在侧风时的0.08提高到0.12.      

反推气流对发动机进口流场影响的数值研究

通过求解三维雷诺平均的Navier-Stokes(N-S)方程,获得了某大型运输机降落滑跑过程中,在不同滑跑速度下的反推气流扰流流场细节.单台发动机反推气流扰流流场的计算结果表明,在任何状态下,反推气流都不会被发动机重新吸入.飞机/发动机一体化计算结果表明:随着相对来流马赫数的减小,反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大.当相对来流马赫数减小到0.1时,反推气流会被外侧发动机重新吸入,此时,发动机进口截面出现了明显的流场畸变,周向稳态总压畸变指数增加明显.当相对来流马赫数减小到0.05时,两台发动机都会吸入反推气流.当相对来流马赫数减小到0时,反推气流没有被重新吸入发动机,但是反推气流会干扰吸入发动机的自由流,降低自由流的总压,从而也会造成发动机进口的流场畸变.      

声爆近场空间压力风洞测量技术

针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验，发展了近场空间压力精确测量技术，以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例，开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞，其试验马赫数范围为0.3~4.2，试验段尺寸为1.2 m×1.2 m，单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点，设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针，大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析，验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验，采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据，试验测量结果与CFD计算结果一致性较好，验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。     

双发进气道风洞试验系统的设计与应用

为全面满足进气道试验不同工况性能匹配和相互干扰试验的需求,同时解决流量控制能力不足和流场畸变较大时流量测量误差大等问题,在FL-12风洞研制了一套双发进气道试验系统。采用光滑外形的整流罩和由蜂窝器、阻尼网组成的整流装置,以提高流量计的流场品质和测量精度;采用单台大流量柱形分布式引射器,以满足双发进气道流量需求;采用基于RTEX网络协议的控制系统,以实现节流锥位置的闭环控制和精确定位。通过校准试验和风洞试验验证了流量计的性能和参数,测试了试验系统的综合能力。试验结果表明：流量计的流场均匀性相对于进气道有明显提升,在常用节流锥行程范围内,其综合测量精度可达到0.1%,同时能准确模拟进气道需要的吸入流量。因此,该系统能全面满足双发进气道风洞试验的需求,为飞行器进气道的设计和优化提供重要支撑。     

抓斗式反推装置打开时反推性能参数计算

根据共形映射理论建立了抓斗式反推装置二维流动数学模型,得到抓斗式反推装置打开时反向气流喷射角ф与抓斗式反推装置几何参数间的关联关系.将该模型和涡扇发动机性能计算模型耦合,得到了抓斗式反推装置打开时反推参数的计算模型.以某型涡扇发动机为例,计算了着陆时反推气流角和反推装置几何参数,以及反推力随马赫数、发动机转速的变化关系,并与测量数据进行了对比分析.表明给出的抓斗式反推装置打开时反推性能计算模型具有较好的计算精度.      

大型回流边界层风洞的气动与结构设计

大型边界层风洞是开展风工程研究的必备装备。以浙江大学ZD-1边界层风洞的研制为背景,详细介绍了大型回流边界层风洞气动设计和立式结构设计中的关键问题,在风洞气动设计时采用了收缩比为4∶1的单回路单试验段气动轮廓,在试验段中设置了0．22°的当量扩散角,对拐角导流片外形作了特殊处理,并采用钢结构与混凝土结构相结合的立式结构。流场校验结果表明,大型回流边界层风洞的气动与结构设计能满足设计要求,某些指标甚至达到航空风洞的标准,在试验段中设置扩散角有利于降低轴向静压梯度,立式结构设计对提高试验段气流的水平均匀性有一定的作用,可为今后类似风洞的研制提供参考。     

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。      

天平与波纹管系统结构设计与有限元分析

为满足某飞机后机身风洞试验需求,研制了一种用金属波纹管密封测力天平的新型测力装置。利用密封原理,该装置的波纹管结构能有效地隔断风洞流场压力波动,使其内腔压力平衡,确保天平精确测量作用在飞机后机身上的气动载荷。通过对天平与波纹管系统进行合理的结构设计,以及应用有限元方法进行详尽的静态和动态力学分析,该装置得到了较为理想的设计结果。天平地面校准和风洞试验结果表明,波纹管密封效果好,对天平测力干扰小,达到了预期的试验要求。     

吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计与试验

针对吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的问题,以总体指标为约束,采用数值设计手段开展了前体/进气道一体化设计,并对高超声速飞行器进行测压/测力试验,考核了前体/进气道的一些主要性能,结果表明:①设计状态下,数值计算结果表明前体/进气道性能符合总体指标要求,设计手段有效;②数值手段模拟结果和风洞试验结果吻合良好,流量系数最大误差为4％,总压恢复系数最大误差为42％,数值算法有效;③前体/进气道的附加阻力随来流马赫数的增大而减小,0°攻角下,在来流马赫数为4时,附加阻力占总阻力的172％,在总体设计时应予以考虑;④在进行吸气式高超声速飞行器通流测压/测力试验设计时,应充分考虑进气道不起动的试验预案,防止由于进气道不起动导致整个试验的失败.      

一种基于光固化快速成型的飞机静弹性风洞试验模型设计方法

高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明：基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。     

襟翼气动载荷测量方法优化

襟翼是飞机的重要增升翼面。为获取准确的襟翼气动载荷,需要在襟翼上布置测压孔并进行风洞试验。基于CFD仿真结果分析了某型襟翼压力分布规律,并基于此优化该型飞机襟翼的低速风洞试验测压孔布置方案,研究了不同插值方法对垂向力和铰链轴力矩测量结果准确性的影响。结果表明,靠近前缘处压力非线性较强,弦向比例0.15～0.3,0.3～0.5,0.5～0.8,0.8～1接近分段线性分布;对该型襟翼可取弦向比例为0.04,0.07,0.15,0.3,0.5,0.8来布置测压孔;对压力分布进行分段线性插值得到的垂向力及铰链轴力矩测量误差不高于-13%;用三次样条插值方法的误差不超过-6%,明显小于前者。提出的测压孔布置方案可显著提高襟翼低速风洞试验气动载荷测量准确性,在襟翼风洞测压试验设计及气动载荷测量领域具有一定的参考意义。     

低速风洞进气道试验柱形分布式引射器优化设计

为适应低速风洞发动机进气道试验的大流量模拟的迫切需要，介绍了适用于4 m量级低速风洞的柱形分布式引射器的设计方案。通过ANSYS-CFX软件采用有限体积法对引射器内流场进行了数值模拟,重点优化了引射器的引射面积比、离散的喷嘴分布方式和喷嘴出口设计点总压、马赫数等参数。综合考虑引射器在风洞中的使用条件限制和吸入流量技术指标要求,完成了引射器设计。优化后的引射器方案解决了小体积、大吸入流量需求之间的矛盾。在FL-14风洞的验证试验表明,优化后引射器的最大吸入流量达到9.07 kg/s,满足4 m量级低速风洞进气道试验大流量模拟需求。     

椭圆数字滤波器在动态风洞试验中的应用

由于动态风洞试验比常规静态试验有更多的噪声和干扰,传统的数据处理方法不能满足要求,因此综合考虑动态风洞试验数据的特点,比较不同类型数字滤波器的性能,选择运用椭圆数字滤波器,对动态风洞试验数据进行处理。给出了设计椭圆数字滤波器时所需要的近似求解雅可比椭圆函数的方法,并简单介绍了椭圆数字滤波器的设计过程,给出了必要的设计公式。根据某项目动态风洞试验的试验数据设计了一款低通椭圆数字滤波器,有效地减少了信号中的噪声和干扰,并已成功地用于项目中。     

高超声速风洞扩压器试验研究与分析

扩压器是高超声速风洞的关键部件,主要作用是提高出口气流的静压。在某高超声速风洞扩压器上布点测量壁面静压和近壁面皮托压力,并在出口布置尖劈测量出口气流参数,评估扩压器的性能。结果表明：扩压器内的核心流区由于存在逐步衰减的激波-膨胀波系,使气流出现“减速-加速-再减速-再加速”的流动过程;该扩压器能保证风洞正常启动以及试验段流场不受背压的影响;该扩压器的效率与国外类似风洞扩压器效率相当,前室总压较低时,扩压器能起到良好的减速增压的效果,前室总压较高时,扩压器增压效果不明显,扩压器出口气流马赫数偏高。