低速風(fēng)洞引射短艙動(dòng)力模擬技術(shù)新進(jìn)展

章榮平王勛年晉榮超

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力學(xué)研究所,四川綿陽 621000)

低速風(fēng)洞引射短艙動(dòng)力模擬技術(shù)新進(jìn)展

章榮平*,王勛年,晉榮超

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力學(xué)研究所,四川綿陽 621000)

引射短艙可以模擬發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的噴流影響,并部分模擬進(jìn)氣影響,能用于研究發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)翼及增升裝置的氣動(dòng)干擾特性,且具有研制周期短、造價(jià)低等特點(diǎn),是在風(fēng)洞中開展飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)研究的一種重要試驗(yàn)技術(shù)。本文介紹了氣動(dòng)中心低速所在引射短艙設(shè)計(jì)技術(shù)和試驗(yàn)技術(shù)方面的新進(jìn)展。采用商業(yè)軟件對(duì)引射短艙進(jìn)行了三維流場(chǎng)數(shù)值模擬,獲得了引射短艙性能和三維流場(chǎng)信息。對(duì)引射短艙內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行了分析和研究,對(duì)引射噴嘴數(shù)量、位置進(jìn)行了優(yōu)化,增加了引射短艙的進(jìn)氣流量,改善了尾噴口流場(chǎng)均勻度,明顯提高了引射短艙性能。發(fā)展了空氣橋技術(shù),采用有限元方法進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì),對(duì)空氣橋和天平進(jìn)行一體化設(shè)計(jì),并進(jìn)一步發(fā)展了空氣橋影響修正技術(shù),解決了供氣管路對(duì)天平測(cè)力的影響問題。發(fā)展了高精度流量測(cè)量控制技術(shù),采用了數(shù)字閥、流量控制單元、短艙內(nèi)部測(cè)量耙等技術(shù),提高了流量的控制測(cè)量精度及測(cè)量不確定度,流量控制精度達(dá)到了0.1%,流量測(cè)量不確定度達(dá)到了0.3%,引射短艙落壓比控制精度優(yōu)于0.01。研制了短艙移動(dòng)支撐裝置,能夠?qū)崿F(xiàn)引射短艙的獨(dú)立支撐,并實(shí)現(xiàn)短艙前后和上下位置的變化,用于開展短艙位置優(yōu)化研究。最后,介紹了引射短艙的地面性能測(cè)試及風(fēng)洞試驗(yàn)應(yīng)用,給出了性能測(cè)試與數(shù)值模擬的對(duì)比結(jié)果和典型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果,試驗(yàn)結(jié)果表明動(dòng)力影響使得飛機(jī)0°迎角升力減小,升力線斜率增大,失速迎角推遲。

引射短艙;動(dòng)力模擬;動(dòng)力影響;數(shù)值模擬;空氣橋;流量測(cè)量控制;數(shù)字閥

0 引 言

我國(guó)自主研制的大型飛機(jī)都采用翼吊渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。增升裝置的氣動(dòng)特性受翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的進(jìn)氣和噴流的影響顯著。在飛機(jī)設(shè)計(jì)的選型階段,通過飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì),優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)短艙相對(duì)機(jī)翼的安裝位置,不僅能夠減小發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的進(jìn)氣和噴流對(duì)增升裝置的不利影響,還能利用發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的進(jìn)氣和噴流提高增升效果[1-3]。

數(shù)值模擬[4]和風(fēng)洞試驗(yàn)是進(jìn)行飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要手段。在低速風(fēng)洞中模擬渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力影響常見的有兩種方式:引射短艙和TPS (Turbofan Powered Simulator)短艙。TPS短艙是目前最先進(jìn)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)模擬方式[5],能夠同時(shí)比較準(zhǔn)確地對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣和噴流進(jìn)行模擬,但是造價(jià)也昂貴,配套設(shè)備很多,試驗(yàn)準(zhǔn)備周期長(zhǎng),一般用于定型階段的試驗(yàn),獲得動(dòng)力影響數(shù)據(jù),進(jìn)行性能計(jì)算。引射短艙可以模擬發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的噴流影響,并部分模擬進(jìn)氣影響,能用于研究發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)翼及增升裝置的氣動(dòng)干擾特性,且具有研制周期短、造價(jià)低等特點(diǎn),適合用于飛機(jī)研制選型階段,進(jìn)行飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究[6]。在國(guó)外,俄羅斯中央流體動(dòng)力研究院、烏克蘭安東諾夫集團(tuán)、德國(guó)宇航研究院等在低速風(fēng)洞廣泛應(yīng)用這種技術(shù)進(jìn)行運(yùn)輸機(jī)的動(dòng)力影響研究,取得了成功。

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力學(xué)研究所(以下簡(jiǎn)稱低速所)早在1995年就開展了引射短艙動(dòng)力模擬試驗(yàn)技術(shù)研究,完成了一期半模動(dòng)力影響引導(dǎo)試驗(yàn),建立了引射短艙性能工程計(jì)算方法,積累了一定的經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)基礎(chǔ)。近年來,低速所在發(fā)展TPS試驗(yàn)技術(shù)的同時(shí)[7],也同步發(fā)展了引射短艙動(dòng)力模擬技術(shù)。在短艙設(shè)計(jì)方面,在傳統(tǒng)一維近似理論的基礎(chǔ)上,將三維數(shù)值模擬技術(shù)應(yīng)用到引射短艙設(shè)計(jì)中,對(duì)引射噴嘴數(shù)量、位置進(jìn)行了優(yōu)化,提高了引射短艙的性能。在引射短艙試驗(yàn)技術(shù)方面,發(fā)展了空氣橋技術(shù)、高精度流量測(cè)量控制技術(shù),研制了短艙移動(dòng)支撐裝置等,提高了引射短艙試驗(yàn)技術(shù)的精細(xì)化水平。

1 引射短艙設(shè)計(jì)技術(shù)新進(jìn)展

引射短艙的性能取決于高壓引射氣流和被引射氣流的混合過程,這個(gè)過程非常復(fù)雜。傳統(tǒng)的一維近似理論沒有考慮混合過程的損失,精確性受到一定限制,也難以準(zhǔn)確估算三維引射短艙性能。近年來,快速發(fā)展的數(shù)值模擬技術(shù),為引射短艙設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供了強(qiáng)有力的工具。

1.1 引射短艙的數(shù)值模擬

由于引射短艙噴嘴數(shù)量多,且噴嘴特征尺度與短艙特征尺度差別很大,如果對(duì)整個(gè)引射短艙進(jìn)行完全模擬,計(jì)算網(wǎng)格數(shù)量將大大增加,求解存在困難。通常情況下,引射噴嘴出口馬赫數(shù)大于1,引射噴嘴下游的擾動(dòng)不會(huì)傳遞到上游。因此將引射短艙數(shù)值模擬分成2個(gè)步驟,首先進(jìn)行引射噴嘴數(shù)值模擬,研究引射噴嘴在不同工作條件下的流動(dòng)特性,獲得引射噴嘴出口的邊界條件,然后進(jìn)行三維引射短艙數(shù)值模擬。進(jìn)行三維引射短艙數(shù)值模擬時(shí),不模擬引射噴嘴內(nèi)部流場(chǎng)。

數(shù)值模擬軟件采用商業(yè)軟件Fluent。圖1給出了三維引射短艙網(wǎng)格劃分圖,計(jì)算區(qū)域采用混合網(wǎng)格,并對(duì)引射噴嘴附近的網(wǎng)格進(jìn)行加密,網(wǎng)格數(shù)量約為150萬。湍流模型采用SST k-ω模型[8]。

圖1 引射短艙網(wǎng)格劃分圖Fig.1 Grids of ejector nacelle

1.2 引射短艙的優(yōu)化

根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果,對(duì)引射短艙內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行分析和研究,對(duì)聲速噴嘴口徑和聲速噴嘴位置等設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。

1.2.1 不同聲速噴嘴口徑的對(duì)比

對(duì)采用兩種不同噴嘴口徑的引射短艙進(jìn)行了對(duì)比研究。第一種短艙內(nèi)設(shè)有16個(gè)直徑為7 mm的噴嘴,每個(gè)噴嘴耙上安裝4個(gè)7 mm的噴嘴,共4個(gè)噴嘴耙。第二種短艙設(shè)有40個(gè)直徑為4 mm的噴嘴,每個(gè)噴嘴耙上安裝5個(gè)4 mm的噴嘴,共8個(gè)噴嘴耙。圖2給出了引射短艙性能曲線,圖中縱坐標(biāo)m表示短艙進(jìn)氣流量,橫坐標(biāo)NPR表示短艙出口落壓比。從曲線可以看出,短艙出口落壓比相同時(shí),第二種短艙的進(jìn)氣流量更大,引射系數(shù)更大;短艙出口落壓比1.5時(shí),進(jìn)氣流量增加了約8%。

圖2 聲速噴嘴口徑對(duì)短艙性能的影響Fig.2 Comparison between different diameter of sonic nozzles

1.2.2 聲速噴嘴位置優(yōu)化

聲速噴嘴分布通常按照環(huán)面積相等的原則分布。但由于短艙內(nèi)型面的收縮,噴嘴高速射流的初始動(dòng)能較大,會(huì)造成短艙內(nèi)部摻混不均勻、短艙出口流場(chǎng)不均勻、靠近壁面總壓偏大的現(xiàn)象,如圖3(a)所示。為了使得短艙出口的流場(chǎng)更加均勻,對(duì)聲速噴嘴位置進(jìn)行了優(yōu)化,在環(huán)面積相等分布的基礎(chǔ)上,將聲速噴嘴向短艙中心調(diào)整,并反復(fù)優(yōu)化。圖3(b)為噴嘴分布優(yōu)化后的短艙出口壓力分布?？梢钥闯?優(yōu)化后的短艙出口壓力分布均勻度有明顯改善。

圖3 短艙出口總壓分布Fig.3 Total pressure distribution of the outlet

2 引射短艙試驗(yàn)技術(shù)新進(jìn)展

為了提高引射短艙動(dòng)力模擬技術(shù)的精細(xì)化水平,低速所發(fā)展了空氣橋技術(shù)、高精度流量測(cè)量控制技術(shù),并研制了短艙移動(dòng)支撐裝置。

2.1 空氣橋技術(shù)

引射短艙采用高壓空氣驅(qū)動(dòng),驅(qū)動(dòng)空氣壓力最大可達(dá)6 MPa。為了驅(qū)動(dòng)引射短艙,需要采用專用高壓供氣管路傳輸高壓空氣。當(dāng)供氣管路與測(cè)力天平并行連接時(shí),必須要解決的難題是管路既要能輸送高壓空氣,又對(duì)天平測(cè)力的影響較小且穩(wěn)定,并且同時(shí)還能克服高壓空氣的內(nèi)力、溫度效應(yīng)。通常采用迷宮盤、空氣軸承、空氣橋等技術(shù)解決這個(gè)難題,其中空氣橋是目前最先進(jìn)的解決方案[9-13]。

空氣橋技術(shù)是在供氣管路中連接若干如圖4所示的內(nèi)壓式柔性節(jié),讓供氣管路在所需要的方向上剛度較小,對(duì)天平測(cè)力影響很小。內(nèi)壓式柔性節(jié)主要由金屬波紋管和浮動(dòng)環(huán)等組成。柔性節(jié)具有兩個(gè)角度自由度,可以繞y、z軸作小角度旋轉(zhuǎn)。

圖4 內(nèi)壓式柔性節(jié)Fig.4 Cardan link with bellow under internal pressure

采用有限元方法對(duì)空氣橋關(guān)鍵受力梁進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。對(duì)空氣橋和天平進(jìn)行一體化設(shè)計(jì),如圖5所示,評(píng)估了空氣橋?qū)μ炱綔y(cè)力的影響,優(yōu)化了空氣橋和天平的位置關(guān)系,并使得空氣橋和天平剛度更加匹配[]。

圖5 空氣橋/天平組合體計(jì)算Fig.5 Air bridge balance assembly numerical simulation

為了進(jìn)一步減小空氣橋?qū)μ炱綔y(cè)力的影響,發(fā)展了空氣橋影響修正技術(shù),對(duì)空氣橋附加剛度影響(見圖6)、壓力效應(yīng)、溫度效應(yīng)和流動(dòng)影響進(jìn)行了修正。修正后,空氣橋?qū)μ炱捷S向力的影響量在0.05%以內(nèi)[]。

圖6 空氣橋剛度影響修正Fig.6 Calibration of air bridge-balance assembly

2.2 高精度流量測(cè)量控制技術(shù)

在8 m×6 m風(fēng)洞、4 m×3 m風(fēng)洞和?3.2 m風(fēng)洞都配套了高壓供氣系統(tǒng)[16]。系統(tǒng)主要由22 MPa高壓氣源、過濾器、數(shù)字閥、空氣加熱器等部件構(gòu)成,如圖7所示。數(shù)字閥主要用于流量的一級(jí)控制,由15路開關(guān)式電磁閥和聲速噴管構(gòu)成。15路聲速噴管喉道面積按照按二進(jìn)制依次遞增,以提高流量的調(diào)節(jié)精度。高壓供氣系統(tǒng)流量控制精度為0.1%。引射短艙落壓比控制精度優(yōu)于0.01。

圖7 高壓供氣系統(tǒng)Fig.7 High pressure air supply system

在模型內(nèi)部安裝流量控制單元,對(duì)流量進(jìn)行二級(jí)分配,并精確測(cè)量供氣流量。流量控制單元由針閥和高壓文氏管組成,如圖8所示。為了提高控制精度,針閥頂桿剖面外形采用拋物線曲線,使得針閥頂桿位置變化與喉道面積變化成線性關(guān)系。采用高壓文氏管測(cè)量供氣流量,流量測(cè)量不確定度為0.3%。

引射短艙內(nèi)部布置了測(cè)量耙,分別用于測(cè)量進(jìn)氣流量、出口落壓比等。如圖9所示,引射短艙主要由短艙前段、短艙中段、短艙后段、噴嘴耙和測(cè)量耙等組成。短艙入口安裝了4個(gè)壓力測(cè)量耙和2個(gè)溫度測(cè)量耙,用于獲得短艙入口總壓、靜壓分布及計(jì)算短艙入口流量。短艙出口安裝了1個(gè)壓力測(cè)量耙和2個(gè)溫度測(cè)量耙,用于測(cè)量出口總壓、靜壓分布及計(jì)算短艙出口落壓比、出口流量。

圖8 流量控制單元Fig.8 Mass control unit

圖9 引射短艙測(cè)量耙Fig.9 Measurement rakes of ejector nacelle

2.3 短艙移動(dòng)支撐裝置

在4m×3 m風(fēng)洞和8m×6m風(fēng)洞分別研制了短艙移動(dòng)支撐裝置,能夠?qū)崿F(xiàn)引射短艙的獨(dú)立支撐,并實(shí)現(xiàn)短艙前后和上下位置的變化,以用于開展短艙位置優(yōu)化研究。短艙移動(dòng)支撐裝置移測(cè)架采用V型滑塊加絲杠螺母驅(qū)動(dòng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),短艙移動(dòng)到位后通過螺釘鎖緊定位;設(shè)計(jì)了兩組移測(cè)架,實(shí)現(xiàn)內(nèi)外短艙位置的獨(dú)立控制,如圖10所示。移動(dòng)支撐裝置與通氣支桿連接,能夠?yàn)橐涠膛搨鬏敻邏嚎諝?。主要技術(shù)參數(shù)如下:

1)4 m×3 m風(fēng)洞短艙移動(dòng)支撐裝置:

支撐短艙最大數(shù)量:2;

短艙位置變化形式:兩發(fā)聯(lián)動(dòng);

x向移動(dòng)范圍(短艙前后):150 mm;

z向移動(dòng)范圍(短艙上下):75 mm。

2)8 m×6 m風(fēng)洞短艙移動(dòng)支撐裝置:

支撐短艙最大數(shù)量:2;

短艙位置變化形式:獨(dú)立運(yùn)動(dòng);

x向移動(dòng)范圍(短艙前后):300 mm;

z向移動(dòng)范圍(短艙上下):150 mm。

圖10 移動(dòng)支撐裝置Fig.10 Moving support system

3 主要應(yīng)用

在地面調(diào)試間對(duì)研制的引射短艙進(jìn)行了性能測(cè)試。某引射短艙測(cè)試試驗(yàn)照片如圖11所示。圖12給出了數(shù)值模擬和試驗(yàn)測(cè)量獲得的性能對(duì)比曲線。從圖12中可以看出數(shù)值模擬結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果吻合較好,規(guī)律一致。引射短艙模擬落壓比達(dá)到了1.8,進(jìn)氣流量最大達(dá)到了1.76 kg/s,達(dá)該真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)縮比流量的80%以上,能夠較好地在風(fēng)洞中模擬發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的進(jìn)氣和噴流的影響。

圖11 引射短艙地面性能測(cè)試Fig.11 Performance test of ejector nacelle

圖12 數(shù)值模擬和試驗(yàn)對(duì)比曲線Fig.12 Comparison between test results and CFD results

在4 m×3 m風(fēng)洞、8 m×6 m風(fēng)洞開展了4期動(dòng)力影響試驗(yàn),試驗(yàn)?zāi)Ｐ途鶠榘肽?短艙采用移動(dòng)支撐裝置獨(dú)立支撐。試驗(yàn)照片如圖13所示。圖14給出了某飛機(jī)起飛構(gòu)型動(dòng)力影響結(jié)果曲線。由圖14可知,動(dòng)力影響使得飛機(jī)0°迎角升力減小,升力線斜率增大,失速迎角推遲。試驗(yàn)還獲得了不同短艙位置對(duì)翼身組合體氣動(dòng)特性的影響,對(duì)短艙位置進(jìn)行了初步優(yōu)選,研究了動(dòng)力短艙對(duì)機(jī)翼流態(tài)的影響。

圖13 某運(yùn)輸機(jī)動(dòng)力影響試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.13 Photograph of the wind tunnel test

圖14 典型動(dòng)力影響結(jié)果Fig.14 Typical results of power effect

4 結(jié) 論

低速所在引射短艙動(dòng)力模擬設(shè)計(jì)技術(shù)和試驗(yàn)技術(shù)方面都取得了新進(jìn)展,為渦扇飛機(jī)研制選型階段進(jìn)行飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究提供了可靠的技術(shù)手段。

(1)對(duì)引射短艙內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬,對(duì)聲速噴嘴口徑和聲速噴嘴位置等設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化,使得引射短艙性能有了明顯的提高。

(2)發(fā)展了空氣橋技術(shù)、高精度流量測(cè)量控制技術(shù),并研制了短艙移動(dòng)支撐裝置,提高引射短艙動(dòng)力模擬技術(shù)的精細(xì)化水平。

(3)引射短艙模擬技術(shù)已經(jīng)成功應(yīng)用于多期型號(hào)試驗(yàn),獲得的結(jié)果規(guī)律合理。

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Development in ejector nacelle simulation testing in low speed wind tunnel

Zhang Rongping*,Wang Xunnian,Jin Rongchao
(Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang Sichuan621000,China)

The ejector nacelle has the capability to simulate the effect of jet flow and partly to simulate the effect of inlet flow,so it can be used to study the aerodynamic interference characteristic of engine on wing and high lift systems.Because of the advantages of short testing period and low cost,the ejector nacelle becomes a key testing technique for aircraft-engine integration research in wind tunnel.This paper presents the recent development in ejector nacelle simulation testing in low speed wind tunnel in China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC).The flow field and characteristics of the ejector nacelle are simulated by computational fluid dynamics software.Based on numerical simulation results,the diameter of sonic nozzles and the position of sonic nozzles are optimized,the inlet mass flow is increased,the uniformity of outlet flow field and the performance of the nacelle are improved.The air bridge technique is developed and optimized by finite element analysis.The rigidity of the air bridge and the balance are matched basing on air bridge and balance assembly numerical simulation.The rigidity effect,the pressure effect,the temperature effect and the mass flow effect of the air bridge are corrected by serial tests.This correction further minimizes residual force of the air bridge.The high accuracy flow measurement and control techniques including the digital valves,the mass control units and the measurement rake are adopted in the ejector nacelle simulation testing.These techniques improve the precision of the control and the uncertainly of the flow measurement.The precision of the mass flow control is within 0.1%,the uncertainty of the mass flow measurement is 0.3%and the precision of pressure ration 0.01.The moving support system is developed for engine position optimization research.The performance test and wind tunnel test using the ejector nacelle are introduced.The test results show that the effect of the engine increases the slope of lift curve,increases the stall angle of attack,decreases the zero angle lift coefficient.

ejector nacelle;engine simulation;power effect;numerical simulation;air bridge;flow measurement and control;digital valve

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0136

0258-1825(2016)06-0756-06

2015-07-23;

2015-11-16

章榮平*(1981-),男,安徽廬江人,副研究員,研究方向:低速風(fēng)洞動(dòng)力模擬試驗(yàn)技術(shù)研究.E-mail:rpzhang@qq.com

章榮平,王勛年,晉榮超.低速風(fēng)洞引射短艙動(dòng)力模擬技術(shù)新進(jìn)展[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2016,34(6):756-761.

10.7638/kqdlxxb-2015.0136 Zhang R P,Wang X N,Jin R C.Development in ejector nacelle simulation testing in low speed wind tunnel[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):756-761.