基于eN转捩预测方法的增升装置失速特性数值模拟研究

基于三维可压缩Navier-Stokes方程耦合e~N转捩预测方法,对30P30N二维多段翼型和DLR-F11三维增升装置进行了数值模拟研究。计算结果表明,e~N方法计算得到的转捩位置与试验值符合较好,增升装置翼面特别是主翼和襟翼下翼面存在大范围层流流动,为提高增升装置绕流计算准度,计算中考虑转捩的影响是非常有必要的。相比全湍计算,e~N转捩计算升力系数与试验值符合更好,提高了增升装置大迎角失速特性计算准度。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置,大迎角飞行时,前缘缝翼上表面可能出现流动分离,造成缝翼尾迹流区迅速增厚,加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用,导致各翼段环量减小、升力下降,最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题,本文基于有限体积RANS方法,研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生,抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混,减缓对襟翼流动的不利影响,显著改善增升装置失速特性;开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显,应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案,以便获取更好的气动性能收益。     

增升装置气动力特性及其应用

为缩短飞机起着陆滑跑距离，减小需用的跑道长度，提高起降的安全性，国内外航空界始终把增升装置气动力研究作重要的研究课课。本文评述了作为增升装置的几种后缘襟翼和前缘缝翼的气动力特性；并介绍了螺旋浆滑流对飞机起落特性的影响及后掠翼飞机增升装置的特点；同时还介绍了增升装置在起飞着陆中的应用情况，文中数据主要取自风洞和试飞结果。     

飞机增升装置气动力特性计算方法研究

本文给出了飞机增升装置气动力特笥的数值计算方法和计算结果，为了计算增升装置的缝隙效应和剪刀口效应，求解了粘性三维Navier-Stokes方程。为了正确 模拟大舵偏和阻力板后的大面积分离，采用了反映涡流特笥的新类型的两方程湍流模型。     

民用飞机失速特性研究

民用飞机失速特性和失稳特性的优劣直接影响飞机的安全性。从平尾修形、外侧缝翼缝道参数、内侧缝翼分离面等几个方面考虑,深入研究了失速特性和失稳特性的影响因素。本研究结果,为一般民用飞机失速特性设计提供切实有效的措施。     

翼吊发动机短舱对增升装置气动特性影响研究

增升装置的气动效率对于全机整体性能有重要影响,而当代大多数跨音速运输类飞机均采用翼吊发动机布局。通过对有、无翼吊短舱的两个三维增升装置的数值模拟,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响。结果表明,翼吊发动机短舱会严重恶化增升装置的气动性能。流动机理分析表明,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是造成增升装置气动性能恶化的两个主要原因。     

多段翼型失速分离特性的计算

本文用高阶奇点分布板块法(Panel Method》及边界层理论,对多段翼型的失速性能进行计算。采用分离尾迹的模型,按尾迹是流线用迭代法求出分离尾迹边界(此为内迭代)。在尾迹上配置奇点,然后把尾迹考虑在内进行粘/位流迭代(此为外迭代)。收敛后可得多段翼型空气动力特性,且可计算到失速以后的情况。算例有单段翼型GA(W)-1,NACA 4412,和F111飞机的三段翼剖面,所得结果与实验值能很好地符合。     

雷诺数对增升装置流动特性影响的计算研究Ⅰ——气动力特性和汇流边界层

在1×10~630×10~6的雷诺数范围内,马赫数为0.197的情况下,使用数值计算方法研究了雷诺数对NHLP-2D翼型的气动力特性和流动特性的影响。建立的数值模型考虑了汇流边界层的网格处理,与已有试验和计算结果对比分析表明本数值模型可信。计算结果表明,当雷诺数大于1.5×10~7时,雷诺数对气动力系数的影响明显减小,且小迎角下气动力随雷诺数呈线性变化趋势。汇流边界层高度随雷诺数增大而降低,缝翼和主翼产生的尾迹强度随雷诺数的增大而减弱,同时尾迹宽度逐渐减小。在高雷诺数下,襟翼尾缘处仍存在较强的缝翼尾迹,说明尾迹/边界层的相互融合作用随雷诺数增大而减小。本文为后续雷诺数对缝道流动特性的影响研究提供了基础。     

大型客机增升构型缝翼除冰状态失速特性

在防/除冰系统工作前提下翼面前缘残余积冰对全机失速特性的影响是评估系统效能是否达标的直接依据。针对中外翼区域重点防护的大型客机增升构型除冰方案,基于数值模拟方法对比分析了缝翼未结冰、未除冰、除冰状态下的失速特性。数值模拟结论表明虽然中外翼防/除冰防护区域较同类民机型号有所缩减,但仍能维持内翼始发分离流动形态、保证临界迎角附近的纵向力矩安定性、有效拓展失速边界。当前方案取消当地结冰防护的空气动力学依据是短舱外侧固有的下洗-展向流动综合效应已能充分削弱来流迎角影响,进而抑制局部结冰诱导的流动分离。研究结论可为防护区域设计优化及大型客机结冰适航取证提供理论依据。     

雷诺数对增升装置流动特性影响的计算研究Ⅱ——缝道流动特性

在1×106~30×106的雷诺数范围内,马赫数为0.197的情况下,计算并分析了NHLP-2D多段翼型的缝道流动规律,提出了依据缝道出口速度分布定义名义边界层厚度δ/c的方法。研究发现,δ/c随雷诺数的增大而单调减小,且减小速度随雷诺数的增大而明显减缓,符合雷诺数对边界层的影响规律,说明本文定义的δ/c可用于多段翼型边界层厚度的定量研究。对于缝翼缝道,主翼壁面处的δ/c高于缝翼尾缘处的,且二者随迎角的变化规律相反。襟翼缝道处于主翼的强下洗流场中,襟翼上的δ/c随迎角几乎不变。当1×106≤Re≤2×106时,缝道边界层总厚度δT/c随雷诺数有明显的变化,当Re≥3×106时,δT/c随雷诺数的变化率减小。本文研究范围内,δT/c都没有严格地进入雷诺数自准区。当Re≥15×106时,δT/c随雷诺数接近线性变化趋势,为雷诺数规律的外推提供了参考。     

民用飞机高升力系统设计载荷计算

民用飞机高升力系统是影响飞机起降性能的一个关键系统,根据高升力系统设计特点,探讨翼面气动载荷、驱动装置驱动能力、设备传动效率和阻力、卡阻、脱开故障与系统设计载荷关系,系统阐述由设计输入襟缝翼气动载荷计算高升力系统各设备的设计载荷计算流程,得到适用于工程应用的高升力系统载荷计算方法.     

对转压气机最先失速级的小扰动理论分析

 对转压气机(CRC)由于其独特的气动和结构优势而被认为是进一步提高航空发动机推重比的重要技术途径之一。在小扰动理论的基础上发展了对转压气机旋转失速的小扰动分析方法,并以实验室对转压气机为研究对象,采用小扰动理论和计算流体力学(CFD)数值模拟两种方法对不同转速匹配工况下的最先失速级位置进行了相应的研究,为对转压气机失速边界的预估探索一种快速有效的方法。研究结果表明:①旋转失速的小扰动分析方法可以较好地预估对转压气机失速边界和最先失速级位置;②小扰动分析方法和CFD计算结果均显示:转速匹配方案对对转压气机最先失速级位置存在明显的影响。当转速比大于或等于0.9时,转子2为最先失速级;当转速比小于0.9时,转子1为最先失速级;③由于小扰动分析方法进行了大量的简化,因而使得预估值同实际值之间存在相应的误差。同时,由于对转压气机级间存在较强的非定常性,进而使得相对误差进一步增大。     

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。     

飞机失速告警系统发展技术综述

目的论述飞机失速告警系统的组成、原理、功能和对飞行安全的重要性;方法介绍国内外在飞机失速告警系统和飞机过失速机动与告警方面的研究进展;结果分析国内在飞机失速告警系统研究方面与国外的差距;结论指出为尽快缩短国内外相关领域的研究差距,需从飞机失速告警理论上、设计思路上和试验验证手段上做出进一步努力。     

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。     

航空发动机过失速及退喘模型研究

针对涡喷和涡扇发动机,通过求解带源项的2维欧拉方程组,发展了模拟发动机整机过失速及退喘动态过程的理论模型,实现了2种发动机稳定状态-喘振/旋转失速-退喘动态过程的模拟。分析了某单轴涡喷发动机算例,模拟结果展现出喘振和旋转失速相应的基本特征;对某小涵道比双轴混排涡扇发动机进、退喘模拟结果进行分析,发现风扇与压气机均发生了喘振,且喘振频率相等,并最终都恢复至稳定状态。     

亚音轴流压气机近失速时叶尖流动的数值研究

以西北工业大学亚音轴流压气机实验台的孤立转子为研究对象,对其进行了单通道定常、非定常的全三维数值模拟,研究了轴流压气机近失速工况下转子叶尖流动特性。通过对比分析转子在最高效率工况和近失速工况下的定常模拟结果,发现在近失速工况下转子叶顶流线变得更加切向,来流攻角不断增大,最终导致失速的发生。非定常模拟指出,在失速先兆区转子叶顶出现了前缘溢流和尾缘回流的现象,这满足突尖型失速先兆出现的两个准则,所以压气机为突尖型失速。     

体现裕度定制思想的轴流压气机二维特性预估方法

为实施裕度定制,本文开发了能够体现裕度定制思想的轴流压气机二维特性预估方法。精细考虑了前后缘形状、最大弯度位置等,尤其是通过考虑叶片力而全面包含掠影响是本方法的重要特色。为初步验证本方法,对NASA37和NASA67转子进行了性能预估并与试验结果进行了对比。结果表明,本方法基本可靠,可以用于裕度定制目的。     

处理机匣情形下的轴流压气机转子失速

为了解在处理机匣作用下的压气机转子失速点流动,采用非定常模拟方法对跨声轴流压气机转子在带气室斜槽处理机匣情形下的流动进行了模拟研究,获得了高、低转速下的转子特性,并针对近失速点流场进行了分析.结果表明,在处理机匣的作用下,转子失速的主要产生原因与实壁情形不同.在失速点,处理机匣有效地抑制了叶尖泄漏流的负面作用,但由于不能更多地吸纳叶尖的低能流体,使得叶片吸力面附面层中向叶尖迁移的低流向动量流体堆积于叶尖吸力面尾缘处,形成严重的流动堵塞,从而导致转子叶尖失速.      

后缘襟翼对直升机旋翼翼型动态失速特性的影响

 针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型,考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性,探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明:后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境,并减缓动态失速发生;襟翼激励最优幅值在25°附近,最优激励范围在方位角为240°~360°之间;襟翼转轴后移导致襟翼运动时产生的凸起会使襟翼控制效果减弱;襟翼与桨叶的缝隙会影响翼型动态失速特性,但是缝隙的长度(弦长的2%以内)对襟翼控制效果的影响很小。