翼身融合布局飞机分布式推进边界层吸入效应影响研究

翼身融合布局是指机翼和机身高度融合的全升力面飞机外形,在提升巡航效率和减排降噪等方面展现出明显的性能优势和发展潜力.采用雷诺平均Navier-Stokes方法结合基于叶素理论的体积力模型,针对翼身融合布局民机分布式推进边界层吸入(BLI)效应影响下的绕流流场进行了数值研究.首先,将翼身融合布局民机分布式BLI推进构型简化为涵道风扇-机翼段耦合构型,计算涵道风扇质量流率小于1、等于1以及大于1的3个工况,对比分析了滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型法的流场细节、计算精度以及计算效率.其次,建立分布式BLI推进-机翼耦合构型,对此构型不同转速下的绕流流场进行对比分析,探究并验证所建立的分布式BLI推进系统抑制分离的能力.最后,将分布式BLI推进安装于翼身融合布局飞机概念方案NPU-BWB-300机翼与机身的融合段,探究其对NPU-BWB-300绕流流场的影响.研究结果表明:滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型方法均可以较好地刻画涵道风扇边界层吸入效应的流场细节;所建立的分布式BLI推进系统具备抑制分离的能力,将其应用于NPU-BWB-300也可以取得较为明显地改善分离流场的效果.

基于边界层抽吸的埋入式进气道性能优化研究

埋入式进气道具有隐身性能好、飞行阻力低等优点,此类进气道通常具有低速性能优良、高亚声速性能偏低的基本特征。为了提升飞机巡航状态下(H=11000m、Ma=0.6)的进气性能,在进气道前设计加装了边界层抽吸孔,重点分析了边界层抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响规律。数值仿真结果表明,在进气道前适当位置进行边界层抽吸能够排出部分近壁面低能量气流,从而提高进气性能;随着边界层抽吸流量的增大,进气道性能逐渐增加;抽吸流量一定时,边界层抽吸位置对进气性能影响较小。因此,在进气道前设计边界层抽吸装置是提升埋入式进气道高速阶段进气性能的有效手段。

进口边界层吸入对S弯进气道流场影响的数值研究

采用三维数值模拟方法对S弯进气道流场特性进行了研究。通过对比S弯进气道有无进口边界层吸入的不同条件,分析了进口边界层吸入时进气道内部流场结构的变化。结果表明,无边界层吸入时,进气道流场均匀,底部无分离现象;有边界层吸入时,进气道进口出现了马蹄涡,底部存在较大的低压区,并在出口位置形成典型的对涡结构。进一步研究发现,改变进气道出口马赫数,将导致进气道进口流场结构、内部流场以及出口对涡结构变化。

基于圆柱绕流的容积式机械吸入能力优化设计方法研究

针对圆柱绕流的减阻、增速等现象,结合边界层分离理论,提出了一种容积式流体机械进口结构优化设计方法。以提高吸入能力为目的,建立绕流流线优化模型。运用图形和解析相结合的方法,结合容积式流体机械进口结构特性,完成了容积式流体机械进口结构优化,揭示了容积式流体机械进口结构特性与吸入能力的相互影响关系。最后,以螺杆泵为例,求解了优化模型并进行了仿真验证。结果表明:在容积式流体机械进口端面设置合适的流线型体可以增大流体进入泵腔速度,提高螺杆泵吸入能力,螺杆泵吸入能力提高26.46%以上。研究结果可为容积式旋转流体机械向高转速方向发展提供理论参考。

基于绿色能源的分布式混合电推进系统性能分析

基于绿色能源的电推进飞行器是是航空运输业实现碳中和的重要技术途径。本文旨在利用理论分析和数值计算的手段,研究基于绿色能源的分布式混合电推进系统的性能,重点关注锂电池和固体氧化物燃料电池(SOFC)在航程和载荷方面的影响。本研究构建了一个包含多种能源形式的混合电推进系统架构,并基于能量流建立了功率传递模型,推导出综合考虑部件特征参数、能量分配参数、飞行气动参数的电推进系统航程方程和载荷方程。研究结果显示,在航程方面,锂电池的能量分配系数和能量密度对飞机航程有显著影响,特别是在能量密度阈值之上,增加锂电池的能量分配系数对提升航程有正收益。此外,SOFC的能量分配系数和效率的增加也提高了飞机航程,特别是在其高值区域。在载荷方面,上述锂电池和SOFC参数对飞机零燃料质量(MZF)和有效载荷具有重要影响,尤其在高能量密度、高效率和高能量分配系数的情况下飞机的载荷性能改善最佳。参数敏感性分析揭示了升阻比、边界层吸入(BLI)风扇效率、锂电池荷电状态(αsoc)和氢燃料剩余状态(αsoh)对航程的显著影响,其中在以往研究中较少出现的αsoc和αsoh的敏感性分析不容忽视,对其进行更为精确和可靠的状态估计有助于优化航程和载荷的性能表现。

分布式边界层吸入推进系统的建模与分析

机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。

边界层吸入对方转圆进气道、风扇耦合影响

针对方转圆S弯进气道及风扇部件吸入进口边界层的影响问题,采用定常与非定常CFD数值模拟方法模拟并分析了进口吸入不同高度边界层时进气道、风扇部件的总体特性和流场特征,数值结果表明:随着进口边界层吸入厚度增加,进气道出口稳态周向总压畸变指数增大,风扇进口畸变区总压亏损增加、流量系数降低、相对气流角增大。但畸变区范围没有明显增加,进气道和风扇总体性能受进口边界层增厚影响不明显。受风扇增压作用影响,出口气流参数沿周向的畸变度得到有效削弱。

BLI效应下整流罩设计对翼型气动特性的影响

边界层吸入(BLI)效应对飞行器气动特性的影响比较显著,而整流罩的设计会进一步影响BLI效应下的翼型气动特性。为了揭示BLI效应下整流罩的主要设计参数对翼型气动特性的影响及其原因,本文采用计算流体力学(CFD)和Morris敏感度分析相结合的方法对该问题进行了详细研究,得到了整流罩主要设计参数对翼型气动特性的敏感度排序和耦合影响程度排序;对敏感度较高和耦合影响较大的参数进行了流动分析。结果表明:在巡航和起飞2种状态下,对气动系数影响相对较大的设计参数是整流罩最大厚度和进气边界弦向位置,整流罩最大厚度对翼型气动特性影响的主要原因是整流罩背风面会发生局部分离,且其还会改变阻力-流量系数曲线的趋势;整流罩最大厚度和进气边界弦向位置对翼型气动特性的耦合影响作用较强。

分布式动力系统参数对翼身融合布局无人机气动特性的影响

以耦合分布式动力系统的边界层吸入(BLI)翼身融合(BWB)布局无人机为研究对象,研究了动力系统参数对全机在巡航/起飞条件下的气动影响。使用动量源方法(MSM)对NASA涵道螺旋桨模型进行了数值计算,验证了文中数值计算方法的可靠性。采用结构网格及S-A湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的方法,对装配D80涵道风扇的全机构型在巡航状态下的气动特性进行了数值计算,验证了BWB布局飞行器在分布式动力系统影响下具有增升的气动效果,并与不同动力系统尺寸参数的构型进行了对比。研究了动力系统推力大小对起飞状态下全机的气动影响。研究表明,由于分布式动力系统的抽吸作用,有效提高了机身附近的流速,同时一定程度上抑制了气流的展向流动,使得全机的升力系数提高了16%,升阻比提高了10%;在同等推力的条件下,D80涵道风扇桨盘载荷更大,使得进出口静压较小,气流流速较大,相比于D150涵道风扇,全机升阻比提高了15%;起飞时增大动力系统推力可以降低机身上表面气流分离的可能性,具备提高起飞质量的能力。

关于二元风洞侧壁抽气的讨论

本文研究了二元风洞侧壁抽气问题。文[1]曾考虑了抽气对风洞内无粘主流和有粘边界层的双重作用。本文研究则进一步包含了侧壁开孔率和开孔方向的影响,更为全面地描述了有侧壁抽气时风洞内的流动,并从理论上探讨了消除侧壁干扰的抽气控制问题。

基于分布式动力的翼身融合飞机整流罩气动设计

整流罩设计对基于分布式动力的翼身融合(BWB)飞机气动特性会产生显著影响。为了揭示在边界层吸入(BLI)效应下整流罩的设计参数对飞机气动特性的影响及其原因,采用计算流体力学(CFD)方法和Morris敏感度分析法对此布局飞机气动特性进行了详细研究,得到了整流罩主要设计参数对飞机气动特性影响的敏感度和耦合关系,并对典型设计参数下的流动特性进行分析。结果表明:对飞机气动特性影响较大的参数是整流罩特征截面2和3的最大厚度,这是因为其增大了当地截面的厚度和弯度,进而影响了整流罩表面的压力分布;在流量系数减小和进气边界弦向位置前移时,最大厚度增大会造成背风面发生局部分离;整流罩特征截面2和3的最大厚度对气动特性具有较强的耦合影响。

翼身融合运输机分布式电推进系统设计及油耗评估

针对翼身融合运输机开展了分布式电推进系统的总体设计与油耗评估。通过数值计算完成了70t载质量翼身融合飞机的气动设计与优化。在巡航马赫数为0.80和10km高度的设计点,最大升阻比达到了24。通过求解积分边界层方程组,完成了电推进系统的总体设计。电推进系统包含10个推进风扇,风扇直径为1.45m,压比为1.35,巡航功率为2.94MW。建立了考虑燃烧过程的发动机一维性能模型,对发动机油耗进行了评估,获得了不同发动机循环参数下燃油消耗。建模结果表明,基于翼身融合布局和分布式电推进技术,可使运输机的油耗较C-17节省近50%。