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.      

CHN-T1标模的数值计算及气动特性研究

基于"第一届CHN-T1标模CFD可信度研讨会"的相关计算安排,采用CFL3D求解器结合组委会提供的结构网格进行CHN-T1标模的气动特性计算。对比发现CFL3D求解器的SST湍流模式相对SA模式具有更好的网格收敛性。对标模的抖振特性进行了分析,发现抖振起源于机翼中段的激波/边界层干扰,进入抖振状态后当迎角继续增大,激波将持续增强,同时外翼段的后加载减小,使得低头力矩下降,操纵特性变差。对静气弹效应进行了分析,发现该效应主要影响了变形较大位置的升力系数以及激波强度。大雷诺数下机翼截面压力分布后加载包围的面积增大,机翼上表面超声速区的吸力平台有所下降。     

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。      

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。     

大迎角下发动机尾吊布局公务机动力影响研究

本文针对高速公务机尾吊动力的气动干扰问题,利用基于雷诺平均N-S方程的高可信度求解方法,对该种动力布局形式的动力影响进行了研究。通过对短舱通气及施加进排气条件两种不同状态的全机气动特性仿真对比,研究了发动机尾吊布局动力效应对全机起降状态气动特性的影响。结果表明,该种动力布局形式对机翼及平尾气流分离、全机的失速特性影响较小,发动机吸气效应可增大机翼后上部的气流流速,从而使全机升力曲线发生平移,纵/横/航向静稳定性增强。     

翼/短舱/吊架气动特性及其动力影响数值研究

应用计算流体动力学(CFD)数值模拟方法对DLR-F6模型分别在通流及动力条件下翼/短舱/吊架(W-N-P)组合体部分的气动干扰特性进行研究.结果表明:组合体相互干扰引起的干扰通道附增激波及短舱后部逆压导致的涡流增加了短舱外罩阻力,降低了机翼升力;动力条件较通流条件,F6短舱外罩阻力降低,机翼升阻力特性在零度攻角时有所提高.      

激波控制鼓包对跨声速抖振影响的数值研究

在跨声速飞行时,激波控制鼓包不仅能够减弱机翼上表面的激波强度从而降低波阻,对跨声速抖振也有一定的改善作用。通过URANS方法数值模拟来探究二维激波控制鼓包对OAT15A超临界翼型跨声速抖振性能的影响规律,并研究以巡航设计点减阻与抖振状态减振2种目标设计的鼓包的区别。以巡航设计点减阻优化设计出的鼓包,在抖振条件下,能够推迟了翼型上表面的压力恢复,减弱了激波与边界层的相互干扰作用,达到减弱抖振幅度的效果,然而不能对抖振实现完全抑制。通过改变鼓包相对位置、高度和长度计算得到鼓包参数对抖振的影响规律,分析典型流场得到鼓包抑制抖振现象的工作机理是：鼓包减弱了激波强度的同时,阻碍了鼓包尾部边界层向上游移动与激波相互干扰,从而稳定了激波抖振现象。另外,基于巡航设计点减阻设计的2个鼓包相对参考位置距离分别为0.04c和0.10c(c为翼型弦长),与同等高度鼓包在抖振状态完全抑制抖振且不降低升力的位置范围的[-0.01,0.02]c和[0.01,0.08]c不同,二者位置最小相差0.02c,而鼓包这段距离差异对巡航特性和抖振性能都有着重要影响作用。总而言之,以巡航设计点减阻与抖振状态减振2种目标设计得到...     

宽体客机巡航机翼变弯度减阻技术

针对宽体客机可变弯度机翼,建立了适用于原理性研究的参数化模型,验证了方法的可行性。以CRM机翼为研究对象,开展了前后缘变弯度对气动力、压力分布和展向升力载荷分布的影响分析,研究了巡航速度多个升力状态下的最优变弯度,并对比了单独变后缘弯度和前后缘同时变弯度的差异。研究结果表明:宽体客机机翼前后缘小角度偏转可使气动特性产生较明显变化,其中后缘变弯度的影响更为显著;定升力状态下通过变弯度可改变机翼展向当地攻角及弯度分布,从而减小激波阻力或诱导阻力;在小升力系数时变弯度获得的减阻量不超过0.0001,而较大升力系数时可达0.0010,并同时降低翼根弯矩、改善激波诱导分离;相比于单独变后缘弯度,前后缘同时偏转可在进一步抑制抖振边界附近低头力矩增长的同时获得更大的减阻量。研究过程充分体现了建模方法在避免引入型面质量干扰、提高三维外形及网格生成效率上的优势,得到的原理性结论可为可变弯度机翼技术的工程应用提供参考。     

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.      

CAE-AVM标模巡航构型的设计和数据库应用

受计算流体力学（CFD）与风洞数据相关性研究以及新型远程飞机设计能力建设等需求驱动,巡航马赫数0.85量级气动标模的研发日益得到重视,并受益于先进CFD方法和风洞精细化试验验证技术的发展,得以顺利开展。本文介绍了民机标模CAE-AVM巡航构型及其原准机的总体布局和气动方案设计,给出了远程商务飞机和该速域下气动标模的设计特点分析,提出了气动标模风洞试验的特别要求和解决方案。文章同时给出了CFD与风洞数据的对比验证结果,以及CAE-AVM标模数据库建设状况和典型应用案例。研究表明,CAE-AVM标模在马赫数0.85、升力系数0.5、雷诺数2×107的设计状态下,升阻比为17.6,抖振升力系数和阻力发散马赫数等参数均满足设计要求。研究中实现了同步测力、测压、测变形和测转捩的精细化试验技术,试验前针对包含模型机翼气动弹性变形和支撑机构的真实试验外形的CFD预评估有效提高了试验效率。CAE-AVM数据库及其在CFD软件验证、CFD-风洞数据相关性研究、风洞动态和精细化试验技术开发以及民机设计分析方面的应用,表明了共用标模的必要性和实用性。     

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。     

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。     

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。      

CFD/CSD方法分析动力效应对民机气动特性影响

基于Reynolds average Navier-Stockes(RANS)的三维Navier-Stokes流场控制方程耦合结构静力学方程时域分析方法,研究了带有发动机的民用飞机其动力效应对全机气动性能的影响。首先采用数值方法对发动机进排气边界条件进行了模拟,分析了带动力的涡扇发动机模型的流场,并将计算结果与实验进行比较,验证边界条件处理的准确性;以此为基础,考虑结构弹性变形,采用计算流体动力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合的方法,分别对通气和带动力的翼吊发动机全机的气动性能进行了研究。结果表明:基于通气构型预测的升阻力系数,气动载荷和压心位置与考虑动力效应后的计算结果存在明显不同。弹性变形又会加剧这一差异,使得全机的升阻比下降约12.6%,升力系数下降约8.9%,压心位置后移。数值算例显示,在靠近发动机区域气动载荷受动力效应影响显著,远离该区域,弹性变形效应占主要影响因素,因此在进行带动力效应的民机气动性能分析时,考虑弹性变形的影响是十分必要的。      

翼身融合民机背撑发动机安装效应对推力影响研究

针对背撑发动机布置的翼身融合布局(Blend wing body,BWB)民机,为了研究机体对发动机周围流场的干扰和安装效应对有效推力的影响,通过对单独发动机短舱和飞机-发动机安装状态三维流场进行数值模拟,采用推阻力划分方法提取安装和非安装状态下发动机推阻力相关参数,获得了巡航状态和低速12°迎角状态下发动机安装效应对背撑式BWB民机推力的影响规律。结果表明:高速巡航状态,机体对发动机表面压力分布的影响导致短舱外表面吸力降低,发动机阻力增大是造成有效推力损失的主要原因;低速12°迎角状态,内、外涵喷流受机体流动影响压力降低,引起内推力减小,其降低量占有效推力安装效应影响的比例约95%,且机体边界层和分离流动并未影响发动机进气品质。在背撑式BWB民机设计中,需要考虑不同飞行状态下BWB机体对安装状态发动机流场的干扰,减小安装效应对有效推力的影响。