低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展

章荣平王勋年晋荣超

(中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所,四川绵阳 621000)

低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展

章荣平*,王勋年,晋荣超

(中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所,四川绵阳 621000)

引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟,获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,增加了引射短舱的进气流量,改善了尾喷口流场均匀度,明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术,采用有限元方法进行了优化设计,对空气桥和天平进行一体化设计,并进一步发展了空气桥影响修正技术,解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术,采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术,提高了流量的控制测量精度及测量不确定度,流量控制精度达到了0.1%,流量测量不确定度达到了0.3%,引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,用于开展短舱位置优化研究。最后,介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用,给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果,试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。

引射短舱;动力模拟;动力影响;数值模拟;空气桥;流量测量控制;数字阀

0 引 言

我国自主研制的大型飞机都采用翼吊涡扇发动机。增升装置的气动特性受翼吊发动机短舱的进气和喷流的影响显著。在飞机设计的选型阶段,通过飞机/发动机一体化气动设计,优化发动机短舱相对机翼的安装位置,不仅能够减小发动机短舱的进气和喷流对增升装置的不利影响,还能利用发动机短舱的进气和喷流提高增升效果[1-3]。

数值模拟[4]和风洞试验是进行飞机/发动机一体化气动设计的主要手段。在低速风洞中模拟涡扇发动机动力影响常见的有两种方式:引射短舱和TPS (Turbofan Powered Simulator)短舱。TPS短舱是目前最先进的涡扇发动机模拟方式[5],能够同时比较准确地对发动机进气和喷流进行模拟,但是造价也昂贵,配套设备很多,试验准备周期长,一般用于定型阶段的试验,获得动力影响数据,进行性能计算。引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,适合用于飞机研制选型阶段,进行飞机/发动机一体化气动设计研究[6]。在国外,俄罗斯中央流体动力研究院、乌克兰安东诺夫集团、德国宇航研究院等在低速风洞广泛应用这种技术进行运输机的动力影响研究,取得了成功。

中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所(以下简称低速所)早在1995年就开展了引射短舱动力模拟试验技术研究,完成了一期半模动力影响引导试验,建立了引射短舱性能工程计算方法,积累了一定的经验和技术基础。近年来,低速所在发展TPS试验技术的同时[7],也同步发展了引射短舱动力模拟技术。在短舱设计方面,在传统一维近似理论的基础上,将三维数值模拟技术应用到引射短舱设计中,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,提高了引射短舱的性能。在引射短舱试验技术方面,发展了空气桥技术、高精度流量测量控制技术,研制了短舱移动支撑装置等,提高了引射短舱试验技术的精细化水平。

1 引射短舱设计技术新进展

引射短舱的性能取决于高压引射气流和被引射气流的混合过程,这个过程非常复杂。传统的一维近似理论没有考虑混合过程的损失,精确性受到一定限制,也难以准确估算三维引射短舱性能。近年来,快速发展的数值模拟技术,为引射短舱设计和优化提供了强有力的工具。

1.1 引射短舱的数值模拟

由于引射短舱喷嘴数量多,且喷嘴特征尺度与短舱特征尺度差别很大,如果对整个引射短舱进行完全模拟,计算网格数量将大大增加,求解存在困难。通常情况下,引射喷嘴出口马赫数大于1,引射喷嘴下游的扰动不会传递到上游。因此将引射短舱数值模拟分成2个步骤,首先进行引射喷嘴数值模拟,研究引射喷嘴在不同工作条件下的流动特性,获得引射喷嘴出口的边界条件,然后进行三维引射短舱数值模拟。进行三维引射短舱数值模拟时,不模拟引射喷嘴内部流场。

数值模拟软件采用商业软件Fluent。图1给出了三维引射短舱网格划分图,计算区域采用混合网格,并对引射喷嘴附近的网格进行加密,网格数量约为150万。湍流模型采用SST k-ω模型[8]。

图1 引射短舱网格划分图Fig.1 Grids of ejector nacelle

1.2 引射短舱的优化

根据数值模拟结果,对引射短舱内部流场进行分析和研究,对声速喷嘴口径和声速喷嘴位置等设计参数进行了优化。

1.2.1 不同声速喷嘴口径的对比

对采用两种不同喷嘴口径的引射短舱进行了对比研究。第一种短舱内设有16个直径为7 mm的喷嘴,每个喷嘴耙上安装4个7 mm的喷嘴,共4个喷嘴耙。第二种短舱设有40个直径为4 mm的喷嘴,每个喷嘴耙上安装5个4 mm的喷嘴,共8个喷嘴耙。图2给出了引射短舱性能曲线,图中纵坐标m表示短舱进气流量,横坐标NPR表示短舱出口落压比。从曲线可以看出,短舱出口落压比相同时,第二种短舱的进气流量更大,引射系数更大;短舱出口落压比1.5时,进气流量增加了约8%。

图2 声速喷嘴口径对短舱性能的影响Fig.2 Comparison between different diameter of sonic nozzles

1.2.2 声速喷嘴位置优化

声速喷嘴分布通常按照环面积相等的原则分布。但由于短舱内型面的收缩,喷嘴高速射流的初始动能较大,会造成短舱内部掺混不均匀、短舱出口流场不均匀、靠近壁面总压偏大的现象,如图3(a)所示。为了使得短舱出口的流场更加均匀,对声速喷嘴位置进行了优化,在环面积相等分布的基础上,将声速喷嘴向短舱中心调整,并反复优化。图3(b)为喷嘴分布优化后的短舱出口压力分布。可以看出,优化后的短舱出口压力分布均匀度有明显改善。

图3 短舱出口总压分布Fig.3 Total pressure distribution of the outlet

2 引射短舱试验技术新进展

为了提高引射短舱动力模拟技术的精细化水平,低速所发展了空气桥技术、高精度流量测量控制技术,并研制了短舱移动支撑装置。

2.1 空气桥技术

引射短舱采用高压空气驱动,驱动空气压力最大可达6 MPa。为了驱动引射短舱,需要采用专用高压供气管路传输高压空气。当供气管路与测力天平并行连接时,必须要解决的难题是管路既要能输送高压空气,又对天平测力的影响较小且稳定,并且同时还能克服高压空气的内力、温度效应。通常采用迷宫盘、空气轴承、空气桥等技术解决这个难题,其中空气桥是目前最先进的解决方案[9-13]。

空气桥技术是在供气管路中连接若干如图4所示的内压式柔性节,让供气管路在所需要的方向上刚度较小,对天平测力影响很小。内压式柔性节主要由金属波纹管和浮动环等组成。柔性节具有两个角度自由度,可以绕y、z轴作小角度旋转。

图4 内压式柔性节Fig.4 Cardan link with bellow under internal pressure

采用有限元方法对空气桥关键受力梁进行了优化设计。对空气桥和天平进行一体化设计,如图5所示,评估了空气桥对天平测力的影响,优化了空气桥和天平的位置关系,并使得空气桥和天平刚度更加匹配[]。

图5 空气桥/天平组合体计算Fig.5 Air bridge balance assembly numerical simulation

为了进一步减小空气桥对天平测力的影响,发展了空气桥影响修正技术,对空气桥附加刚度影响(见图6)、压力效应、温度效应和流动影响进行了修正。修正后,空气桥对天平轴向力的影响量在0.05%以内[]。

图6 空气桥刚度影响修正Fig.6 Calibration of air bridge-balance assembly

2.2 高精度流量测量控制技术

在8 m×6 m风洞、4 m×3 m风洞和ϕ3.2 m风洞都配套了高压供气系统[16]。系统主要由22 MPa高压气源、过滤器、数字阀、空气加热器等部件构成,如图7所示。数字阀主要用于流量的一级控制,由15路开关式电磁阀和声速喷管构成。15路声速喷管喉道面积按照按二进制依次递增,以提高流量的调节精度。高压供气系统流量控制精度为0.1%。引射短舱落压比控制精度优于0.01。

图7 高压供气系统Fig.7 High pressure air supply system

在模型内部安装流量控制单元,对流量进行二级分配,并精确测量供气流量。流量控制单元由针阀和高压文氏管组成,如图8所示。为了提高控制精度,针阀顶杆剖面外形采用抛物线曲线,使得针阀顶杆位置变化与喉道面积变化成线性关系。采用高压文氏管测量供气流量,流量测量不确定度为0.3%。

引射短舱内部布置了测量耙,分别用于测量进气流量、出口落压比等。如图9所示,引射短舱主要由短舱前段、短舱中段、短舱后段、喷嘴耙和测量耙等组成。短舱入口安装了4个压力测量耙和2个温度测量耙,用于获得短舱入口总压、静压分布及计算短舱入口流量。短舱出口安装了1个压力测量耙和2个温度测量耙,用于测量出口总压、静压分布及计算短舱出口落压比、出口流量。

图8 流量控制单元Fig.8 Mass control unit

图9 引射短舱测量耙Fig.9 Measurement rakes of ejector nacelle

2.3 短舱移动支撑装置

在4m×3 m风洞和8m×6m风洞分别研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,以用于开展短舱位置优化研究。短舱移动支撑装置移测架采用V型滑块加丝杠螺母驱动的结构设计,短舱移动到位后通过螺钉锁紧定位;设计了两组移测架,实现内外短舱位置的独立控制,如图10所示。移动支撑装置与通气支杆连接,能够为引射短舱传输高压空气。主要技术参数如下:

1)4 m×3 m风洞短舱移动支撑装置:

支撑短舱最大数量:2;

短舱位置变化形式:两发联动;

x向移动范围(短舱前后):150 mm;

z向移动范围(短舱上下):75 mm。

2)8 m×6 m风洞短舱移动支撑装置:

支撑短舱最大数量:2;

短舱位置变化形式:独立运动;

x向移动范围(短舱前后):300 mm;

z向移动范围(短舱上下):150 mm。

图10 移动支撑装置Fig.10 Moving support system

3 主要应用

在地面调试间对研制的引射短舱进行了性能测试。某引射短舱测试试验照片如图11所示。图12给出了数值模拟和试验测量获得的性能对比曲线。从图12中可以看出数值模拟结果和试验结果吻合较好,规律一致。引射短舱模拟落压比达到了1.8,进气流量最大达到了1.76 kg/s,达该真实发动机缩比流量的80%以上,能够较好地在风洞中模拟发动机短舱的进气和喷流的影响。

图11 引射短舱地面性能测试Fig.11 Performance test of ejector nacelle

图12 数值模拟和试验对比曲线Fig.12 Comparison between test results and CFD results

在4 m×3 m风洞、8 m×6 m风洞开展了4期动力影响试验,试验模型均为半模,短舱采用移动支撑装置独立支撑。试验照片如图13所示。图14给出了某飞机起飞构型动力影响结果曲线。由图14可知,动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。试验还获得了不同短舱位置对翼身组合体气动特性的影响,对短舱位置进行了初步优选,研究了动力短舱对机翼流态的影响。

图13 某运输机动力影响试验照片Fig.13 Photograph of the wind tunnel test

图14 典型动力影响结果Fig.14 Typical results of power effect

4 结 论

低速所在引射短舱动力模拟设计技术和试验技术方面都取得了新进展,为涡扇飞机研制选型阶段进行飞机/发动机一体化气动设计研究提供了可靠的技术手段。

(1)对引射短舱内流场进行了数值模拟,对声速喷嘴口径和声速喷嘴位置等设计参数进行了优化,使得引射短舱性能有了明显的提高。

(2)发展了空气桥技术、高精度流量测量控制技术,并研制了短舱移动支撑装置,提高引射短舱动力模拟技术的精细化水平。

(3)引射短舱模拟技术已经成功应用于多期型号试验,获得的结果规律合理。

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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

章荣平*(1981-),男,安徽庐江人,副研究员,研究方向:低速风洞动力模拟试验技术研究.E-mail:rpzhang@qq.com

章荣平,王勋年,晋荣超.低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展[J].空气动力学学报,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.