大型运输机动力增升喷流效应数值模拟

参照C-17运输机发动机安装位置,考虑内、外涵道分开排气,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型以及相应的巡航构型.采用结构化多块网格技术,基于雷诺平均Navier-Stokes方法,分别对全机增升构型和单独发动机动力喷流进行数值模拟验证,在此基础上对外吹式襟翼动力喷流效应展开研究.对于低速动力增升构型,发动机喷流大部分直接冲刷襟翼下表面而后向下偏转,部分高速气流经襟翼缝道引射并加速后吹向襟翼上表面,两部分气流在襟翼后缘汇合并向下游延伸,喷流冲刷襟翼时存在明显展向横流特征.在动力喷流影响下,不仅襟翼环量大幅增加,缝翼和主翼上的环量也均有所增加,全机可用升力系数和最大升力系数均突破了机械式增升装置的极限,达到4.0以上.同时,全机低头力矩大幅增加,为纵向配平带来额外的压力.对于相应的高速巡航构型,发动机喷流主要影响机翼下表面的压力分布,使得全机升力减小,阻力明显增大.动力增升构型在基本翼设计过程中应充分考虑喷流的影响.      

外吹式襟翼动力增升效果评估方法

外吹式动力增升襟翼可以有效地缩短运输类飞机的起降距离,其增升效果评估方法是运输机动力增升设计的关键技术之一。本文采用基准气动力耦合速度修正方法,发展了一套适用于外吹式襟翼动力增升效果快速评估的计算方法;该方法充分考虑了动力增升飞机性能计算对气动力数据的需求,解决了传统推力系数法的小速度大推力系数求解限制问题、无法准确求解离地速度以及多速度点气动力求解引起的计算效率问题。以某运输机为例,分析了其气动力及起飞性能,对其外吹式襟翼动力增升效果进行了评估,验证了方法的正确性。研究表明:通过优化动力增升襟翼偏转角,起飞滑跑距离最大减小量可达到25%;过大的襟翼偏转角将显著地增加飞机阻力,不利于缩短起飞滑跑距离。研究工作对运输机的外吹式动力增升襟翼设计,具有一定的工程指导价值。     

民用飞机增升装置中的流动控制技术

传统的增升装置设计受到各种约束条件的限制,难以充分发挥增升效果,甚至无法达到飞机对增升效果的需求,而流动控制技术可以弥补这些缺陷。通过搜集大量文献,阐述了襟翼涡流发生器、主翼后缘偏折技术、ZHU’s襟翼、自激励运动襟翼、零质量射流、等离子体技术、MEMS技术以及动力增升等各类主动控制技术的工作原理,增升效果分析以及具体应用情况等。结果表明,这些流动控制新技术对于进一步提高民用飞机的增升效果具有巨大的潜力。     

外吹式动力增升技术在大型运输机上的应用研究

介绍了机械式增升装置和动力增升装置的工作原理与技术途径,描述了外吹式襟翼系统构型设计和操纵机构设计,研究了该系统的空气动力特性、飞行品质和发动机短舱、机翼展弦比、后掠角等参数的影响,并提出外吹式增升装置设计中若干需要解决的问题,认为外吹式襟翼装置是常规布局大型运输机的最佳选择.     

外吹式襟翼动力增升数值模拟方法研究

针对某运输机简化模型,采用数值模拟分析的方法开展了外吹式襟翼动力增升效能分析研究。本文首先对单独的发动机模型和不带动力装置的增升模型进行数值模拟,计算结果均与实验值吻合良好,表明动力增升效能分析所采用的边界条件处理方法、网格生成策略以及流场计算方法的合理性及适用性。在此基础上对动力增升构型在带发动机喷流效应和通气短舱的两种情况进行数值模拟与对比分析。结果显示其增升效果显著、流场结果合理。表明本文所形成的计算方法与技术思路可靠的、有效的,方法对大型运输机外吹式襟翼动力增升系统的设计分析具有一定的应用价值。     

外吹式动力增升技术在大型运输机上的应用研究

介绍了机械式增升装置和动力增升装置的工作原理与技术途径，描述了外吹式襟翼系统构型设计和操纵机构设计，研究了该系统的空气动力特性、飞行品质和发动机短舱、机翼展弦比及后掠角等参数对系统的影响。提出外吹式增升装置设计中若干需要解决的问题。认为外吹式襟翼装置是常规布局大型运输机的最佳选择。     

机翼上表面吹气动力增升简化模型

利用安装在机翼上表面的发动机喷出的尾部高速气流增加机翼升力是一种有效的动力增升技术。不考虑流动分离的影响,建立从发动机尾喷口到襟翼前和沿襟翼偏折两部分流动的增升效果简化模型,根据伯努利方程和楔形流理论得到增升效果计算公式,获得升力系数增加范围。在此基础上,研究了发动机尾部气流速度、机翼上表面面积和襟翼角度的影响效果。研究结果表明,机翼上表面吹气可以很好地改善飞机的低速性能,实现飞机短距起降。     

翼身融合布局民机克鲁格襟翼设计

翼身融合（BWB）布局是"绿色航空"发展目标的下一代大型民用飞机的理想布局。由于高度融合的外形特点,BWB布局难以通过应用传统增升装置实现低速增升与配平的协调设计。本文采用开缝钝头克鲁格襟翼提高BWB布局低速失速特性。首先,构建了克鲁格襟翼二维参数化方法,该方法符合克鲁格襟翼运动机构特点,可准确描述几何外形与缝道配置。其次,开展克鲁格襟翼几何参数与偏转角度的影响规律研究,分析流动形态与增升机理,提出设计原则。综合考虑外形、运动机构与遮蔽效应等设计约束,以提高增升能力为目标,开展前缘开缝克鲁格襟翼优化设计。优化设计结果满足设计约束,数值分析表明其增升能力比初始外形与经典缝翼均有明显提高。最终,采用前缘开缝克鲁格襟翼与后缘简单襟翼构建BWB增升构型,数值模拟与风洞试验结果表明,增升方案能够实现升力系数要求,降低了对配平能力的需求,减小了增升装置和高升力配平设计压力。提出的克鲁格襟翼设计方法不仅适用于BWB布局,也为传统布局民机增升装置设计提供了技术支持。     

飞翼布局飞行器可伸缩腹部襟翼气动分析

研究可伸缩腹部襟翼对飞翼布局飞行器的增升作用,可以分析其对飞行器气动力的影响规律。以某飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值模拟方法针对可伸缩腹部襟翼伸展时的缝隙分布进行选型;在此基础上,分析腹部襟翼不同收起状态的全机气动力特性。结果表明：可伸缩腹部襟翼完全伸展时,山字形舵片之间的缝隙能够有效减轻其后方的气流分离,增强增升效果,并且当缝隙宽度和山字形舵片宽度一致时,增升效果最好;在可伸缩腹部襟翼收起过程中,俯仰力矩系数随腹部襟翼高度改变呈准线性变化趋势,并且可伸缩腹部襟翼的增升效果优于相同高度的无缝隙腹部襟翼。     

大型客机后缘铰链襟翼气动机构一体化设计研究

我国正在开展大型客机的研制工作,增升装置设计是其中的关键技术之一。借鉴A350和波音787的后缘增升装置及其机构特点,研究了后缘铰链襟翼气动和机构一体化的设计。后缘铰链襟翼,是利用简单铰链机构驱动的后缘单缝襟翼增升装置,该机构由于构造简单、维护方便、制造成本低等优点备受青睐。详细介绍了基于CATIA二次开发创建的后缘铰链襟翼气动机构一体化设计模块,并嵌入到原大型飞机增升装置气动机构一体化设计平台上,获得较好的效果,为我国未来大型客机增升装置设计奠定了技术储备。     

低速增升装置失速特性预测研究

民机低速增升装置失速特性是具有挑战性的空气动力学难题之一,决定着飞机起、降阶段机翼处于流动分离或尾迹干扰状态时的操纵稳定性,是气动设计必须关注的重要方面。利用基于N-S方程的自研多块结构网格计算软件和混合网格计算软件,对NASA高升力梯形机翼标准模型开展了失速特性计算研究,系统评估了计算软件、计算网格、湍流模型等主要因素对失速特性的影响,获得了有效预测高升力构型失速特性的计算方案,并将其成功应用于工程实际,为增升装置失速特性计算评估提供了有意义的参考。     

NLR-7301高升力翼型绕流评估计算

探讨了在二维高升力多段翼型绕流计算中附面层网格采用各向异性三角形网格的技术。通过对经典的NLR-7301两段翼型绕流的计算,从数值计算角度评估了自研混合网格雷诺平均N-S方程求解软件对该类型附面层网格的解算能力。通过与确认试验数据对比,在附面层采用各向异性三角形网格进行二维高升力多段翼型绕流计算,其结果具有较高的可信度。在此基础上,采用同样策略,评估了多段翼型绕流计算中翼型后缘的几何处理、湍流模型选取等关键CFD要素对计算结果的影响。     

翼身融合民机扰流板增升技术

为满足翼身融合（BWB）民机增升装置简单、高效的设计需求,以配置三段高升力系统的BWB民机增升构型为对象,采用数值模拟方法研究了下偏扰流板技术的增升机理与设计原则。研究结果表明,设计合理的下偏扰流板能够将BWB民机增升构型设计点升力系数提高约20%;其增升机理集中体现为对缝道射流、流场能量分布、环量及其分布的控制作用。其应用于BWB民机增升装置的设计原则为：扰流板偏转后上表面延长线应与襟翼上表面相切,控制缝道宽度使增升装置环量增大并前移,控制扰流板偏度避免扰流板内段过早分离。研究还表明,受增升装置三维效应影响,扰流板下偏翼型上洗作用越强,则相应三维增升装置升力损失越大,并呈近似线性变化规律。下偏扰流板改造简单,且有助于简化襟翼作动机构,是一种很有潜力的增升技术,具有深入研究的价值和良好的应用前景。     

Aerodynamic optimization of a high-lift system with adaptive dropped hinge flap

The Adaptive Dropped Hinge Flap(ADHF) is a novel trailing edge high-lift device characterized by the integration of downward deflection spoiler and simple hinge flap, with excellent aerodynamic and mechanism performance. In this paper, aerodynamic optimization design of an ADHF high-lift system is conducted considering the mechanism performance. Shape and settings of both takeoff and landing configurations are optimized and analyzed, with considering the kinematic constraints of ADHF mechanism, ...     

动网格技术在增升装置优化中的应用

将基于Denaulay背景图的动网格方法应用于增升装置二维缝道参数优化设计过程中。针对二维增升装置的构型特点和翼型运动的特点,采用了添加辅助点的双层Denaulay背景图动网格方法,并详细论述了辅助点添加、运动技术。为了进一步提高动态网格质量,提出了针对前后缘运动位置中比较极端的两种位置生成两个初始网格,并采用两种初始网格进行动态网格的生成。结果表明新动态网格方法可以为二维增升装置提供高质量的动态网格。     

Aerodynamic performance enhancement of co-flow jet airfoil with simple high-lift device

The present study performed a numerical investigation to explore the performance enhancement of a co-flow jet (CFJ) airfoil with simple high-lift device configuration, with a specific goal to examine the feasibility and capability of the proposed configuration for low-speed take-off and landing. Computations have been accomplished by an in-house-programmed Reynolds-averaged Navier-Stokes solver enclosed by k-ω shear stress transport turbulence model. Three crucial geometric parameters, viz., injection slot location, suction slot location and its angle were selected for the sake of revealing their effects on aerodynamic lift, drag, power consumption and equivalent lift-to-drag ratio. Results show that using simple high-lift devices on CFJ airfoil can significantly augment the aerodynamic associated lift and efficiency which evidences the feasibility of CFJ for short take-off and landing with small angle of attack. The injection and suction slot locations are more influential with respect to the aerodynamic performance of CFJ airfoil compared with the suction slot angle. The injection location is preferable to be located in the downstream of the pressure suction peak on leading edge to reduce the power expenditure of the pumping system for a relative higher equivalent lift-to-drag ratio. Another concluded criterion is that the suction slot should be oriented on the trailing edge flap for achieving more aerodynamic gain, meanwhile, carefully selecting this location is crucial in determining the aerodynamic enhancement of CFJ airfoil with deflected flaps.     

大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。