内涵喷管关键几何参数对巡航工况超大涵道比短舱气动性能的影响研究

为降低燃油消耗、污染物排放和气动噪声,民用涡扇发动机朝着超大涵道比(Ultra-High Bypass Ratio,UHBPR)方向发展。发动机尺寸增大导致的短舱阻力和质量增大会减小甚至抵消涵道比增大带来的收益。为进一步提升UHBPR短舱的气动性能,建立了评价巡航工况进气道、外罩和排气系统整体气动性能的参数,基于数值模拟研究了内涵喷管关键几何参数对短舱气动性能的影响规律,并分析了影响机理。结果表明:核心后罩收缩比和内涵喷管长径比对发动机安装推力损失的影响较大,最大变化量分别为10.77%和13.40%。核心后罩收缩比取较小值,内涵喷管长径比取值在0.9附近有利于减小发动机的安装推力损失。流场分析表明:核心后罩收缩比、内涵喷管长径比和出口角变化会影响外涵喷管出口下游的激波前马赫数、激波位置、强度以及其与附面层的相互干扰,也会影响尾锥附近的压力分布,还会影响内涵喷管出口马赫数,从而显著影响核心后罩推力、尾锥推力和内涵喷管推力。巡航工况下外涵喷管超临界而内涵喷管亚临界,内涵喷管几何参数变化几乎不会影响外涵喷管的性能,但会显著影响内涵喷管的流量和推力。内涵喷管流通能力的变化会影响发动机的流量,进而影响冲压阻力、附加阻力和外罩阻力。

短舱管道声传播仿真模拟研究

随着航空飞机的国产化,飞机发动机噪声问题备受关注。短舱噪声不仅会影响乘客的飞行体验,还会给正常飞行带来安全隐患,因此,解决短舱降噪问题刻不容缓。首先,整理了国内外短舱降噪研究的基本工作和现状,介绍了短舱管道内声传播的理论依据。其次,结合了管道内声传播的计算和实验,列举了国内外利用软件进行模拟仿真的实例。最后,提出了对该领域未来研究方向的展望,以期为相关研究提供经验指导。

短舱管路接头耐火试验数值仿真预测

防耐火性能是航空发动机零部件满足适航要求的基本指标之一,在短舱火区内输送可燃液体的管路是其中的关键考核部件。为预测短舱管路耐火试验结果,评价管路接头火焰耐受性能,提出了开展标准火焰燃烧仿真获取第三类边界条件,通过管路流热耦合换热获取传热稳定后的流体域及固体域温度场,作为热边界条件进行结构变形分析考察管路接头接触状态的数值分析方法。通过直管火焰冲击试验及管路接头耐火试验对相关结果进行了验证。结果表明:出口管路温度预测结果误差小于3%,管路接头泄漏预测结果与试验结果一致。

大型涡桨飞机发动机短舱对机翼气动影响及控制

为了研究大型涡桨飞机发动机短舱对机翼的气动干扰,首先分析短舱机翼的气动干扰对飞机失速特性和最大升力系数的影响,总结短舱机翼气动干扰的流动机理,然后结合实际案例进行工程应用分析。结果表明:短舱对机翼的气动影响主要表现在失速特性和最大升力系数方面;优化设计短舱控制剖面能有效改善飞机失速特性;通过精细设计调整短舱与机翼前缘涡流位置和强度,可以使短舱对机翼产生的气动影响符合设计预期。研究结果为改善大型涡桨飞机短舱对机翼气动干扰提供一定方法。

动力短舱多点气动优化设计

跨声速发动机短舱的设计过程十分复杂,其设计往往需要在相互矛盾的设计要求中进行权衡。本文针对带动力短舱多点气动设计问题,采用类别形状函数变换法(CST)进行几何外形参数化,结合Kriging代理模型、Pareto遗传算法和松散式代理模型管理框架,构建了动力短舱多点优化设计平台。在巡航状态,优化目标是降低短舱外表面最大马赫数使短舱阻力减小,提高外流性能;在最大推力状态,优化目标是降低进气道最大马赫数使进气品质提升,提高内流性能。与初始短舱相比,优化设计结果在两个设计点性能上均有所提高,最大马赫数在巡航状态最多降低5%,而在最大推力状态最多降低10%。参数影响规律表明,短舱头部参数对外流和内流性能影响较大,且影响规律不同,应作为短舱综合优化设计的主要参数,并采用不同的优化设计策略。Pareto前沿阵面可以给出满足不同工程设计要求的最优方案。研究结果表明,本文建立的优化设计平台为动力短舱设计提供了有效工具,优化设计结果具有工程参考价值。

基于高斯过程回归的机翼/短舱一体化气动优化

为了解决机翼/短舱一体化气动设计的高维非线性优化问题,基于高斯过程回归(GPR)模型提出新型优化设计方法.采用类别形状函数变换(CST)方法对机翼/短舱一体化构型中的翼型进行几何参数化建模;通过控制机翼形状参数、短舱形状参数和短舱安装参数实现机翼/短舱构型变形,该参数化建模过程共计包含50个设计参数.通过GPR模型构建机翼/短舱设计参数与气动性能之间的代理模型,并采用贝叶斯优化(BO)算法实现代理模型的自更新和最优气动外形的获取.结果表明:优化后一体化构型的阻力系数下降了10.95%,通过流场分析发现机翼外形和短舱外形的优化改善了表面流场结构,短舱安装位置的优化减弱了机翼和短舱间的气动干扰.

超声速民机发动机短舱布局对声爆的影响

超声速民机较高的飞行速度导致发动机短舱与机翼机身存在强烈的气动干扰,且高速喷流会改变主流的激波系结构,进而影响声爆强度。以超声速民机为研究对象,对不同短舱布局开展数值模拟研究,揭示发动机短舱位置、数量对近场过压信号特性的影响规律。数值模拟运用有限体积法在直角网格上求解流体控制方程进行,通过伴随自适应网格加密生成高分辨率网格以精确捕捉近场过压信号。结果表明:发动机进气道唇口激波、尾喷口后缘激波及尾喷流与机体机翼引起的激波系存在强烈的相互干扰,一定程度上增加了近场过压幅值,从而增强了声爆强度。短舱沿弦向前移及置于机翼上方可以有效降低声爆强度,沿展向外移通过抑制尾部各激波的合并也可有效降低声爆强度;在相同总推力前提下,相比三发构型,双发构型能有效降低后体激波强度,但较大尺寸的短舱引起较强的进气道唇口激波。综合考虑喷流噪声和气动阻力因素,翼下双发布局对于新一代超声速民机并非最佳选项。

基于适航标准的短舱进气道迎角特性数值研究

为研究运输类飞机在爬升阶段因大迎角造成短舱进气道内流动分离对进气性能产生的影响,以大涵道比涡扇发动机DGEN380的短舱进气道为研究对象,对其在0°~40°飞行迎角情况下的流场进行数值模拟,发现飞行迎角增大引起短舱进气道内低动量流体堆积和气流分离是引起总压畸变的主要原因。研究结果表明:随着飞行迎角增大,总压恢复系数减小,进气畸变指数增大;在28°~40°飞行迎角范围内,因气流在进气道内发生不同程度的分离,总压恢复系数和进气畸变指数对飞行迎角和马赫数的变化更加敏感,且在该范围内,同一飞行迎角情况下,马赫数越大,气流越容易发生分离。

纳秒脉冲等离子体激励控制短舱侧风流动分离实验研究

短舱进气道在侧风工作状态下会发生流动分离,导致发动机进气畸变,甚至造成发动机喘振。等离子体流动控制技术在改善流场特性领域具有自身独特的发展优势,其主要难点在于等离子体激励能否与流场产生有效耦合作用实现流动控制目标,而高压脉冲等离子体技术以其功耗相对较低、对流场持续产生扰动等优势,在控制翼型/机翼流动分离中已取得显著成果,在短舱流动分离控制中存在巨大的潜力。首先探究了侧风影响下短舱进气道的基准气动规律,定量分析总压畸变程度,从而确定了等离子体激励工况,然后采用120°周向激励布局,在不同激励频率电压条件下,进行纳秒介质阻挡放电(NS-DBD)的流动控制效果验证和激励参数影响规律研究。结果表明:施加NS-DBD激励,总压损失系数降低,流动分离范围减小,总压畸变基本消失;随着激励频率的提升,总压畸变程度呈现先减小后增加的趋势;在激励过程中存在一个固有最佳耦合频率,在最佳耦合频率下,总压畸变改善效果最佳;在来流速度为25 m/s,来流偏角为10°的条件下,施加NS-DBD激励,使得平均总压损失系数减小了26.09%,畸变指数减小了31.48%;激励电压阈值上限为10 kV,阈值下限为8 kV;而通过改变激励电压,以改变激励能量的注入,对分离流场改善效果的提升不明显,因此,在实现分离流场控制的同时应尽可能降低激励电压至电压阈值下限,有助于降低能耗、提升寿命,促进等离子体流动控制技术的推广应用。

短舱进气道热气防冰系统传热特性研究

为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响,进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt(Nu)数分布的影响。分析结果表明:射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内,进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高,随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。

飞机发动机短舱声传播预计方法研究

针对飞机发动机短舱的声传播预计方法开展研究。应用有限元方法求解时域线化欧拉方程方程,用Ingard边界条件模拟声衬;特别的,应用流动梯度去除方法抑制发动机排气道噪声预计中产生的Kelvin-Helmholtz不稳定波。针对飞机发动机短舱进气道噪声、排气道噪声在有/无声衬作用下的声传播开展了预测,通过与国际上公开的试验结果进行了对比。结果表明,数值预测噪声指向性与试验基本吻合,误差低于3dB,Kelvin-Helmholtz不稳定波被有效抑制。文章给出的飞机发动机短舱声传播预计方法精度高,结果可信,可用于短舱声传播研究。

翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果。结果表明:翼吊发动机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会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区。在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能。主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围。但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能。

大涵道比涡扇发动机TPS短舱低速气动特性分析

为了评估民机低速带动力试验时进排气效应的影响，选取大涵道比发动机涡轮动力模拟器（TPS）短舱和真实发动机短舱作为研究对象，采用数值模拟方法对其起飞、进近状态的低速气动特性进行对比分析。结果表明：由于TPS流量低于真实发动机需求，其唇口、外罩流场特征和真实发动机短舱有所不同，阻力特性也有差别；在进气道处于亚临界状态时，TPS短舱阻力系数比真实短舱大了约1.7个阻力单位，又由于唇口当地气流攻角更大，使得TPS短舱失速攻角相对降低了约1.0°；当进气道工作于超临界状态时，TPS短舱虽然也可以反映真实短舱的流动特性，但由于捕获流管收缩情况和气流驻点随攻角的变化，使得在0°～20°攻角时TPS短舱的阻力系数高于真实短舱，而在20°～30°攻角时其阻力系数略低，差量最大约为1.8个阻力单位。对于研究的大涵道比发动机，未经唇口及外罩修正的TPS短舱其低速气动特性基本可以反映真实进排气效应的影响，但在气动特性分析中可以考虑进一步修正进气效应的影响。

考虑变截面影响的航空发动机短舱声学模型及数值结果

针对航空发动机短舱声学设计的需要,发展一种快速计算方法——传递单元法(TEM),并与直接边界元方法相结合,计算发动机远场声辐射。TEM以等价分布源方法为基础,该方法的优势在于易于计算变截面管道内的声传播,同时,对管道内部声衬位置及长度没有任何限制。给出更接近于真实发动机形状的声辐射算例。

大型民用运输机短舱涡流片增升效率以及参数影响研究

采用经风洞试验验证的CFD计算方法和网格生成策略,以某型大型民用运输机基本三段增升装置着陆构型为对象,研究短舱涡流片及其参数对增升装置效率的影响。研究表明:短舱涡流片的流动机理与大后掠三角翼类似,其所诱导漩涡流动的强度、上下位置以及展向位置是影响增升效率的3个关键因素。空间涡下移、向机翼外侧移动或增加其强度均可以提高增升装置的效率。其中涡流片下偏会使空间涡下移且向机翼内侧移动,但是对机翼上方空间涡强度的影响并不是单调的;涡流片后移可以增强机翼上方空间涡强度并使其下移,但是也会造成空间涡向机翼内侧移动;增加涡流片的安装角或者倾角可以增强机翼上方空间涡强度并使其向机翼外侧移动,但是会造成空间涡上移;增加涡流片的后掠角(即减小其前缘附近的面积)使空间涡下移并向机翼外侧移动,但是会造成空间涡强度减弱。所以这些参数(上下位置、前后位置、安装角等)对全机升力系数的影响都不是单调的,需要大量的流场分析方能找到较优的参数组合。同时短舱涡流片还会受到巡航状态、发动机反推和结构等方面的约束,设计过程中需要综合考虑各种影响因素。

民用运输机短舱涡流片设计研究

采用已通过风洞试验验证的CFD流场数值模拟方法,从流动机理出发分析空间涡量的变化,研究了翼吊发动机短舱涡流片的安装位置对着陆构型升力特性的影响。数值模拟的结果表明:由于发动机短舱以及挂架的影响,缝翼下偏后会在主翼上留下的台阶以及缝翼的端面等,大迎角时诱导出许多空间涡系,容易引发主翼上表面的分离。短舱涡流片诱导的空间涡能够有效地抑制这些空间涡系和低速区,提高失速迎角和最大升力系数,对于文中着陆构型,失速迎角提高2°,最大升力系数提高0.15。短舱涡流片后移或者下移均会引起空间涡的下移,有利于抑制大迎角下主翼中段低速气流。但下移涡流片的同时会降低空间涡的强度,使其抑制作用减弱。因此,为了提高失速迎角和最大升力系数,在设计过程中需综合考虑短舱涡流片所诱导空间涡的强度和位置。针对某型民用运输机着陆构型中短舱涡流片因几何约束需对其位置进行重新设计的问题,根据上述研究结论,综合权衡空间涡的强度及位置,重新设计了短舱涡流片的位置。计算结果表明,重新设计涡流片的位置后,几何约束得到了满足,着陆构型的最大升力系数仅损失0.015,仍然能够满足设计指标。

多区域自由变形技术在短舱安装位置减阻设计中的应用研究

为了进行短舱安装位置参数的减阻优化设计研究,首先在NURBS样条基函数的基础上建立了多区域自由变形(FFD)技术,通过对FFD控制体框架边界条件的合理选取建立组合框架,实现了多个控制框架对复杂外形不同区域的自由变形参数化,采用多个控制框架的空间控制体对某型客机短舱安装位置进行减阻优化设计。试验设计取样之后应用随机权重粒子群算法和Kriging代理模型建立气动外形优化系统,对某型客机短舱水平位置和水平安装角进行气动优化设计。优化设计结果表明,设计后的短舱位置使得整个飞机在一定攻角范围内的阻力显著减小,从而证明了基于多区域自由变形技术建立的优化设计系统是合理和实用的。

发动机短舱冷却的计算研究

采用一维的方法对发动机短舱冷却进行了研究,介绍了两种不同的冷却形式,并且给出了这两种冷却形式中短舱冷却空气流量和换热的计算公式,对某型发动机短舱在四种不同状态下的流动及换热进行了计算,并对计算结果进行了分析。

发动机短舱对翼身组合体跨音速气动特性影响研究

为了达到增升减阻的目的,现代民用飞机设计越来越重视飞机各个部件之间的相互影响。部件之间的气动干扰影响着飞机的气动特性,合理的气动布局可以产生有利的气动干扰,获得满意的气动特性。针对民用飞机超临界机翼——翼吊式发动机短舱气动布局,通过数值模拟方法,研究了跨音速飞行时,发动机短舱对整机的气动特性影响。

翼吊短舱形式运输机进气道阻力特性分析方法研究

为了解决飞机/发动机一体化设计中进气道阻力确定的问题,以典型带动力装置运输机为研究对象,建立了其三维实体模型,开展了不同飞行高度、不同飞行马赫数及不同发动机状态的数值计算。根据计算结果,建立了进气系统阻力增量的确定方法,总结了附加前体力与短舱前罩力随捕获面积比、飞行高度、飞行马赫数的变化规律。结果表明:在AGARD-CP-150中的推力/阻力体系划分方法基础上,发动机状态及捕获面积比的改变会引起进气道阻力变化,飞行高度对短舱前罩力及附加前体力系数没有影响。