可变弯度导叶调节机构柔性多体仿真

为考察可变弯度导叶(VIGV)调节机构在运动过程中各零件的变形以及变形对调节精度、各叶片调节角度一致性的影响,利用有限元软件ABAQUS建立VIGV调节机构的柔性和刚性多体动力学3维模型。研究了柔性与刚体模型调节机构运动差异,并分析了变形量对叶片角度调节的影响。在此基础上,对联动环径向限位、驱动力加载速率以及运动副摩擦阻力对机构调节精度等影响进行分析。结果表明:在调节角度较小时,柔性模型与刚体模型分析结果基本相当,随着调节角度的增大,各零件的变形对调节角度的影响逐渐增大,当L形杆转动0.5 rad时,二者可调叶片调节角度相差约0.9。;在运动过程中,运动副摩擦阻力的增大将增大机构运动所需的驱动力,驱动力加载速率对叶片角度调节的影响在一定范围内可以忽略;联动环径向限位的取消或分布的不均匀均将引起叶片调节角度不同程度的差异,无联动环径向限位下,各摇臂之间的调节角度存在最大相差约0.3°的差异。

核心机驱动风扇级可变弯度导叶设计方法

为设计出适用于核心机驱动风扇级的可变弯度导叶,在基础叶型设计的基础上,采用数值计算方法详细分析了缝隙形式以及设计点的选取对可变弯度导叶性能的影响。计算结果表明:不同的气流转折角对应着不同的最佳基础叶型;在缝隙设计中采用Coanda型线可以有效提高泄漏流的附壁性能,抑制缝隙后附面层的发展,提高可变弯度导叶性能;可变弯度导叶出口气流角变化范围较大,设计点的选取对可变弯度导叶的性能有显著的影响。

民用客机可变弯度机翼优化设计研究

远程宽体客机在实际飞行状态下,机翼变弯度有效减阻能够提升客机性能和飞行品质。以全机配平构型为研究对象,基于襟翼、扰流板偏转建立变弯度模型;采用RANS方程实现阻力的精确求解并建立响应面模型,对不同升力系数、马赫数的多个飞行状态进行变弯度减阻优化;在此基础上,对实际飞行过程中变弯度操作需求及综合减阻性能进行分析,并采用布雷盖公式评估机翼变弯度后全航段综合巡航效率。结果表明:在巡航马赫数飞行时,采用两次变弯度设置即可在较宽的升力系数范围内获得减阻收益;在10 km定高巡航时,机翼变弯度可使整个航段综合减阻1.9 cts,航时、航程提高0.72%;在8和10 km进行一次阶梯巡航,机翼变弯度可使整个航段综合减阻2.9 cts,航时、航程提高1.19%。

前缘可变弯度翼型的跨声速数值模拟

以超临界翼型DFVLR R-4翼型为基本翼型,在前缘30%弦长处,对翼型进行正向(向下)偏转1°、2°和负向(向上)偏转1°、2°,得到4种变弯度翼型并进行跨声速下气动力数值分析。结果表明:在跨声速中,翼型正向偏转阻力发散特性得到改善,负向偏转阻力发散特性变差;在相同来流马赫数下,翼型正偏转升力系数减小,负向偏转,升力系数增大;翼型正向偏转时,失速迎角特性得到改善。综合分析得出,跨声速能够较好地运用前缘可变弯度翼型。

可变弯度导向器的基础叶型设计

为了设计出适用于核心机驱动风扇级中可变弯度导向器的基础叶型,采用数值计算方法详细分析了叶型弯角、最大挠度相对位置、最大厚度相对位置以及稠度等参数对基础叶型性能的影响。计算结果表明:叶型弯角和最大挠度相对位置对叶栅性能的影响相互关联;在低亚声速流动条件下,最大厚度位置越靠近前缘,叶栅性能越好;最大挠度位置向后缘移动,可有效实现载荷后移;稠度增大,叶栅的气流转折能力增大,最小损失也增大,不同的气流转折角对应着不同的最佳稠度。

压气机可变弯度静子叶片特性的试验研究

为省去进口导叶和复杂的防冰系统,可将风扇/压气机的静子设计成可变弯度,这样既能保持静子攻角,又能改善中低转速性能。为了获得可变弯度静子叶栅的性能,对开缝、堵缝叶栅,以及四种弯度叶栅进行了试验研究。研究结果表明:叶片弯角小于一定值时,叶栅的总压损失和出口气流落后角保持在可接受的范围,能达到调节气流出口方向的目的;弯角超过一定值时叶栅性能会恶化。

可变弯度导叶缝道优化设计及分析

为满足先进航空发动机对进口导叶的需求,对可变弯度导叶缝道形式进行优化设计,利用数值模拟方法对不同工况条件下不同缝道形式可变弯度导叶的性能进行了详细的考察。计算结果表明新型可变弯度导叶总压损失更小,可承受更大的来流马赫数和后叶转角,同时攻角特性也不同。良好的缝道形式使得出口射流的大小和方向更加合理,进而抑制后叶吸力面附面层的发展,较小的前缘曲率则可以有效降低后叶前缘的压力系数。新型可变弯度导叶的性能更优,可用工作范围更大。

后缘可变弯度翼型在跨声速中气动特性分析

为了研究后缘可变弯度翼型在跨声速中应用,对超临界翼型DFVLR R-4翼型后缘弯度向下分别偏转1°、2°、3°,得到3种变形翼型,对其进行跨声速下气动力数值研究。结果表明:随着后缘弯度增加,翼型的临界马赫数提前,阻力发散特性变差,但其升力系数增加以及激波失速前升阻比增加,且翼型的失速迎角特性得到改善;翼型变化量在1°时,在跨声速中的气动特性较好,翼型升力系数提高了21.12%,升阻比提高9.2%。得出后缘可变弯度翼型能够较好的运用到跨声速中。

带可变弯度零级导向叶片的风扇性能最佳化的试验研究

本文介绍了带可变弯度零级导向叶片(VIGV)寻找双涵低压多级跨音速风扇在非设计转速下性能最佳化的试验方法。同时给出了试验工作原理以及典型的试验结果,其试验方法及试验结果可供开展先进多级跨音速风扇调试时参考。

核心机驱动风扇级可变弯度导叶的试验研究

为获得核心机驱动风扇级可变弯度导叶在实际流场中的气动性能,开展了有效的叶栅试验。将试验结果与计算结果进行对比,一方面验证了设计方法的可靠性,另一方面为可变弯度导叶的优化设计提供了详实的试验数据支撑。试验结果表明:核心机驱动风扇级可变弯度导叶设计方法可靠,气动性能满足设计要求,远优于不变弯度导叶的性能,与形状自适应叶型性能相当。

可变弯度导叶不同缝隙结构形式特性分析

通过数值模拟手段对VIGV不同缝隙结构形式进行了比对分析。发现不同缝隙结构形式对VIGV的性能有很大的影响。研究结果表明当VIGV后叶无转角时,缝隙形式带来的影响较小,后叶转角增大时,影响增大。整体而言圆弧形缝隙形式在全工况下均有良好的性能。70°楔形缝隙在后叶大转角的情况下,在吸力面出口会形成小股高速射流,从而改善后叶吸力面的流动。后叶的转轴位置的不同对VIGV性能有较大的影响,选择合适的转轴位置,形成良好的缝道形式能有效提高VIGV的性能。

可变弯度机翼后缘形态重构光纤监测技术

可变弯度机翼是一种变翼型变体飞行器,在飞行过程中可根据不同的飞行环境自适应调整机翼弯度来提高飞行效率,从而适应复杂多样的任务环境。针对可变弯度机翼后缘形态与偏转角度实时监测需求,研究了一种基于光纤布拉格光栅传感器的机翼后缘形态重构方法。采用数值仿真方法分析可变弯度机翼后缘的形态变化特征,得到可变弯度机翼后缘偏转位移与偏转角度之间关系。给出光纤布拉格光栅传感器布局形式,构建了基于应变和曲率信息递推位移重构原理的机翼后缘形态和偏转角度监测系统。基于光纤布拉格光栅传感器的机翼后缘形态重构相对误差约为6.39%,偏转角度辨识相对误差约为7.47%。研究结果表明,所提方法能够为可变弯度机翼后缘形态感知、姿态自适应调整以及气动外形优化提供技术支撑。

可变后缘弯度机翼柔性蒙皮的变形特性分析

应用面元法和有限法建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的流固耦合分析方法。数值仿真结果表明:位于变形后缘上表面的柔性蒙皮在气动载荷作用下将被"吸"成鼓包形状,且这个局部变形对翼型后缘部分的压力分布具有很大影响。在此基础上,研究了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形随其弹性模量、厚度和初始预应变的变化规律。可以得出,柔性蒙皮的变形量随着翼型后缘偏角的增加而先增大后减小,并不是随着后缘偏角的增加而增大;增加蒙皮的厚度可以减少柔性蒙皮的最小弹性模量和最小拉伸刚度,但蒙皮的厚度受限于机翼的结构空间;满足Jacobs形变准则的蒙皮最小拉伸刚度随着蒙皮预应变的增加而降低。

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。

变弯度机翼准定常流动分离特性的实验研究

研制了一种可实现弯度主动变形的机翼模型,搭建了相关的风洞测力及流场显示实验平台.低速风洞测力实验揭示了机翼弯度连续准定常变形下的流动分离特性,发现其与固定弯度下的流动分离有着显著区别,采用前缘和尾缘两种分离机制分析和解释了造成这种差异的原因.相关的流场测量结果验证了上述解释.在流动分离条件下,研究表明可变形飞行器外围流场结构不仅与当前时刻的飞行器外形及来流条件有关,而且还和流场变化的历史过程相关.

低Re数下变弯度机翼的非定常气动特性实验研究

利用变弯度机翼模型及相关的风洞实验平台，开展了以弯度变化速率影响为重点的机翼非定常特性研究。实验结果显示，在低Re数（～10^5）下，机翼弯度非定常变化得到的升阻力系数曲线与准定常条件下的结果存在显著差异。具体表现为：准定常状态下，曲线表现出明显的可逆性；而弯度非定常变化时，曲线在弯度递增区和递减区之间存在明显的迟滞效应，而且随着变形速率的增加，这种迟滞也越明显。流场显示结果表明，这种小St数下出现的流动迟滞是由于弯度变形导致的流动分离的分离点相对机翼运动迟滞所造成的。这说明弯度变化时，分离流场结构的响应时间尺度与弯度变化周期相当，也揭示了该条件下机翼弯度变化对流动的抑制作用主要是通过改变分离区的大小来实现的。

进口导叶形式对核心机驱动风扇级的影响

以某变循环发动机(VCE)所用核心机驱动风扇级(CDFS)为研究模型,数值模拟了CDFS在真实边界环境下的流动特性,分析了单/双涵道工作模式下,不同形式的可调进口导叶(IGV)对CDFS流动特性及性能的影响机理。结果表明:不同工作模式时,CDFS靠导叶角度的开闭实现大范围的流量调节。单涵道(SB)工作模式时,不同形式的可调进口导叶(VIGV)对CDFS性能的影响差异很小;双涵道(DB)工作模式时采用常规可调导叶(CIGV)会在其吸力面产生较大的流场分离,且流通能力和流量调节范围大大降低。可变弯度导叶通过可转动部分的开闭实现CDFS对流量调节的需求;通过固定部分保证CDFS导叶进口气流攻角基本不变,同时在固定部分和可转动部分连接处所形成的收缩通道的加速效应显著抑制了导叶吸力面的流动分离。可变弯度导叶是适用于CDFS在不同工作模式下性能参数及流量调节需求的可调导叶的形式。