章榮平王勛年晉榮超

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

低速風(fēng)洞引射短艙動力模擬技術(shù)新進展

章榮平*,王勛年,晉榮超

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

引射短艙可以模擬發(fā)動機短艙的噴流影響,并部分模擬進氣影響,能用于研究發(fā)動機短艙與機翼及增升裝置的氣動干擾特性,且具有研制周期短、造價低等特點,是在風(fēng)洞中開展飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計研究的一種重要試驗技術(shù)。本文介紹了氣動中心低速所在引射短艙設(shè)計技術(shù)和試驗技術(shù)方面的新進展。采用商業(yè)軟件對引射短艙進行了三維流場數(shù)值模擬,獲得了引射短艙性能和三維流場信息。對引射短艙內(nèi)部流場進行了分析和研究,對引射噴嘴數(shù)量、位置進行了優(yōu)化,增加了引射短艙的進氣流量,改善了尾噴口流場均勻度,明顯提高了引射短艙性能。發(fā)展了空氣橋技術(shù),采用有限元方法進行了優(yōu)化設(shè)計,對空氣橋和天平進行一體化設(shè)計,并進一步發(fā)展了空氣橋影響修正技術(shù),解決了供氣管路對天平測力的影響問題。發(fā)展了高精度流量測量控制技術(shù),采用了數(shù)字閥、流量控制單元、短艙內(nèi)部測量耙等技術(shù),提高了流量的控制測量精度及測量不確定度,流量控制精度達到了0.1%,流量測量不確定度達到了0.3%,引射短艙落壓比控制精度優(yōu)于0.01。研制了短艙移動支撐裝置,能夠?qū)崿F(xiàn)引射短艙的獨立支撐,并實現(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試及風(fēng)洞試驗應(yīng)用,給出了性能測試與數(shù)值模擬的對比結(jié)果和典型的風(fēng)洞試驗結(jié)果,試驗結(jié)果表明動力影響使得飛機0°迎角升力減小,升力線斜率增大,失速迎角推遲。

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

0 引 言

我國自主研制的大型飛機都采用翼吊渦扇發(fā)動機。增升裝置的氣動特性受翼吊發(fā)動機短艙的進氣和噴流的影響顯著。在飛機設(shè)計的選型階段,通過飛機/發(fā)動機一體化氣動設(shè)計,優(yōu)化發(fā)動機短艙相對機翼的安裝位置,不僅能夠減小發(fā)動機短艙的進氣和噴流對增升裝置的不利影響,還能利用發(fā)動機短艙的進氣和噴流提高增升效果[1-3]。

數(shù)值模擬[4]和風(fēng)洞試驗是進行飛機/發(fā)動機一體化氣動設(shè)計的主要手段。在低速風(fēng)洞中模擬渦扇發(fā)動機動力影響常見的有兩種方式:引射短艙和TPS (Turbofan Powered Simulator)短艙。TPS短艙是目前最先進的渦扇發(fā)動機模擬方式[5],能夠同時比較準(zhǔn)確地對發(fā)動機進氣和噴流進行模擬,但是造價也昂貴,配套設(shè)備很多,試驗準(zhǔn)備周期長,一般用于定型階段的試驗,獲得動力影響數(shù)據(jù),進行性能計算。引射短艙可以模擬發(fā)動機短艙的噴流影響,并部分模擬進氣影響,能用于研究發(fā)動機短艙與機翼及增升裝置的氣動干擾特性,且具有研制周期短、造價低等特點,適合用于飛機研制選型階段,進行飛機/發(fā)動機一體化氣動設(shè)計研究[6]。在國外,俄羅斯中央流體動力研究院、烏克蘭安東諾夫集團、德國宇航研究院等在低速風(fēng)洞廣泛應(yīng)用這種技術(shù)進行運輸機的動力影響研究,取得了成功。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力學(xué)研究所(以下簡稱低速所)早在1995年就開展了引射短艙動力模擬試驗技術(shù)研究,完成了一期半模動力影響引導(dǎo)試驗,建立了引射短艙性能工程計算方法,積累了一定的經(jīng)驗和技術(shù)基礎(chǔ)。近年來,低速所在發(fā)展TPS試驗技術(shù)的同時[7],也同步發(fā)展了引射短艙動力模擬技術(shù)。在短艙設(shè)計方面,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)計中,對引射噴嘴數(shù)量、位置進行了優(yōu)化,提高了引射短艙的性能。在引射短艙試驗技術(shù)方面,發(fā)展了空氣橋技術(shù)、高精度流量測量控制技術(shù),研制了短艙移動支撐裝置等,提高了引射短艙試驗技術(shù)的精細(xì)化水平。

1 引射短艙設(shè)計技術(shù)新進展

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)計和優(yōu)化提供了強有力的工具。

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,如果對整個引射短艙進行完全模擬,計算網(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不會傳遞到上游。因此將引射短艙數(shù)值模擬分成2個步驟,首先進行引射噴嘴數(shù)值模擬,研究引射噴嘴在不同工作條件下的流動特性,獲得引射噴嘴出口的邊界條件,然后進行三維引射短艙數(shù)值模擬。進行三維引射短艙數(shù)值模擬時,不模擬引射噴嘴內(nèi)部流場。

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,計算區(qū)域采用混合網(wǎng)格,并對引射噴嘴附近的網(wǎng)格進行加密,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,對引射短艙內(nèi)部流場進行分析和研究,對聲速噴嘴口徑和聲速噴嘴位置等設(shè)計參數(shù)進行了優(yōu)化。

1.2.1 不同聲速噴嘴口徑的對比

對采用兩種不同噴嘴口徑的引射短艙進行了對比研究。第一種短艙內(nèi)設(shè)有16個直徑為7 mm的噴嘴,每個噴嘴耙上安裝4個7 mm的噴嘴,共4個噴嘴耙。第二種短艙設(shè)有40個直徑為4 mm的噴嘴,每個噴嘴耙上安裝5個4 mm的噴嘴,共8個噴嘴耙。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,第二種短艙的進氣流量更大,引射系數(shù)更大;短艙出口落壓比1.5時,進氣流量增加了約8%。

圖2 聲速噴嘴口徑對短艙性能的影響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能較大,會造成短艙內(nèi)部摻混不均勻、短艙出口流場不均勻、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更加均勻,對聲速噴嘴位置進行了優(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 引射短艙試驗技術(shù)新進展

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

2.1 空氣橋技術(shù)

引射短艙采用高壓空氣驅(qū)動,驅(qū)動空氣壓力最大可達6 MPa。為了驅(qū)動引射短艙,需要采用專用高壓供氣管路傳輸高壓空氣。當(dāng)供氣管路與測力天平并行連接時,必須要解決的難題是管路既要能輸送高壓空氣,又對天平測力的影響較小且穩(wěn)定,并且同時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)解決這個難題,其中空氣橋是目前最先進的解決方案[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,對天平測力影響很小。內(nèi)壓式柔性節(jié)主要由金屬波紋管和浮動環(huán)等組成。柔性節(jié)具有兩個角度自由度,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

采用有限元方法對空氣橋關(guān)鍵受力梁進行了優(yōu)化設(shè)計。對空氣橋和天平進行一體化設(shè)計,如圖5所示,評估了空氣橋?qū)μ炱綔y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/天平組合體計算Fig.5 Air bridge balance assembly numerical simulation

為了進一步減小空氣橋?qū)μ炱綔y力的影響,發(fā)展了空氣橋影響修正技術(shù),對空氣橋附加剛度影響(見圖6)、壓力效應(yīng)、溫度效應(yīng)和流動影響進行了修正。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,對流量進行二級分配,并精確測量供氣流量。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。采用高壓文氏管測量供氣流量,流量測量不確定度為0.3%。

引射短艙內(nèi)部布置了測量耙,分別用于測量進氣流量、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、噴嘴耙和測量耙等組成。短艙入口安裝了4個壓力測量耙和2個溫度測量耙,用于獲得短艙入口總壓、靜壓分布及計算短艙入口流量。短艙出口安裝了1個壓力測量耙和2個溫度測量耙,用于測量出口總壓、靜壓分布及計算短艙出口落壓比、出口流量。

圖8 流量控制單元Fig.8 Mass control unit

圖9 引射短艙測量耙Fig.9 Measurement rakes of ejector nacelle

2.3 短艙移動支撐裝置

在4m×3 m風(fēng)洞和8m×6m風(fēng)洞分別研制了短艙移動支撐裝置,能夠?qū)崿F(xiàn)引射短艙的獨立支撐,并實現(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。短艙移動支撐裝置移測架采用V型滑塊加絲杠螺母驅(qū)動的結(jié)構(gòu)設(shè)計,短艙移動到位后通過螺釘鎖緊定位;設(shè)計了兩組移測架,實現(xiàn)內(nèi)外短艙位置的獨立控制,如圖10所示。移動支撐裝置與通氣支桿連接,能夠為引射短艙傳輸高壓空氣。主要技術(shù)參數(shù)如下:

1)4 m×3 m風(fēng)洞短艙移動支撐裝置:

支撐短艙最大數(shù)量:2;

短艙位置變化形式:兩發(fā)聯(lián)動;

x向移動范圍(短艙前后):150 mm;

z向移動范圍(短艙上下):75 mm。

2)8 m×6 m風(fēng)洞短艙移動支撐裝置:

支撐短艙最大數(shù)量:2;

短艙位置變化形式:獨立運動;

x向移動范圍(短艙前后):300 mm;

z向移動范圍(短艙上下):150 mm。

圖10 移動支撐裝置Fig.10 Moving support system

3 主要應(yīng)用

在地面調(diào)試間對研制的引射短艙進行了性能測試。某引射短艙測試試驗照片如圖11所示。圖12給出了數(shù)值模擬和試驗測量獲得的性能對比曲線。從圖12中可以看出數(shù)值模擬結(jié)果和試驗結(jié)果吻合較好,規(guī)律一致。引射短艙模擬落壓比達到了1.8,進氣流量最大達到了1.76 kg/s,達該真實發(fā)動機縮比流量的80%以上,能夠較好地在風(fēng)洞中模擬發(fā)動機短艙的進氣和噴流的影響。

圖11 引射短艙地面性能測試Fig.11 Performance test of ejector nacelle

圖12 數(shù)值模擬和試驗對比曲線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期動力影響試驗,試驗?zāi)Ｐ途鶠榘肽?短艙采用移動支撐裝置獨立支撐。試驗照片如圖13所示。圖14給出了某飛機起飛構(gòu)型動力影響結(jié)果曲線。由圖14可知,動力影響使得飛機0°迎角升力減小,升力線斜率增大,失速迎角推遲。試驗還獲得了不同短艙位置對翼身組合體氣動特性的影響,對短艙位置進行了初步優(yōu)選,研究了動力短艙對機翼流態(tài)的影響。

圖13 某運輸機動力影響試驗照片F(xiàn)ig.13 Photograph of the wind tunnel test

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

4 結(jié) 論

低速所在引射短艙動力模擬設(shè)計技術(shù)和試驗技術(shù)方面都取得了新進展,為渦扇飛機研制選型階段進行飛機/發(fā)動機一體化氣動設(shè)計研究提供了可靠的技術(shù)手段。

(1)對引射短艙內(nèi)流場進行了數(shù)值模擬,對聲速噴嘴口徑和聲速噴嘴位置等設(shè)計參數(shù)進行了優(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)、高精度流量測量控制技術(shù),并研制了短艙移動支撐裝置,提高引射短艙動力模擬技術(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)用于多期型號試驗,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)洞動力模擬試驗技術(shù)研究.E-mail:rpzhang@qq.com

章榮平,王勛年,晉榮超.低速風(fēng)洞引射短艙動力模擬技術(shù)新進展[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,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.