民机气源系统风扇进气入口气动外形设计方法.pdf

2023 年第 2 期总第 149 期 民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design&Research 2023 No.2Sum No.149http:/ myfj_(021)20866796DOI:10.19416/ki.1674-9804.2023.02.008民机气源系统风扇进气入口气动外形设计方法司文飞 黄晓聃 朱 禹(上海飞机设计研究院,上海 201210)摘 要:民用飞机气源系统风扇进气入口作为冷边引气的关键部件,其气动外形设计的优劣直接影响到发动引气系统的性能。总结了风扇进气入口的设计流程,采用参数化设计、三维流体力学仿真评估和风洞试验的步骤,实现了设计闭环。梳理了设计要求和设计点选取原则,确定了主要设计要素的理论计算方法,开发了一套参数化设计的程序,并通过仿真和试验的方法对设计结果进行了验证。对后续型号设计提供了指导和参考,提高了设计效率。关键词:气源系统;风扇进气入口;气动外形;参数化中图分类号:V211.48文献标识码:AOSID:0 引言民用飞机气源系统作为飞机的三大能源系统之一,从发动机引气,为下游空调、机翼防冰、惰化等系统提供气源。由于从发动机压气机引出的气体温度较高(最高时达到近 700),为了避免高温气体对下游用气系统的损害,气源系统通常采用预冷器对高温气体进行调温冷却,由发动机外涵道为预冷器提供冷却气源。风扇进气入口(简称 Scoop)作为连接发动机外涵道和预冷器冷边封头的进气通道,为预冷器输送冷却气体,实现对高温引气的调温。通过某型国产民用大型客机开展的地面台架试验发现,风扇进气入口的气动外形,对气源系统性能具有很大的影响,如果设计不合理,会导致内流场分布不均、极易引发共振导致设备破损的隐患,导致飞机安全性大幅降低。气动设计是民机型号研制中非常基础和重要的一环。参考文献1表明美国波音公司在研制波音 787 客机中广泛采用了 CFD 数值模拟技术进行发动机短舱的设计。参考文献2-8介绍了几种典型的飞行器气动外形设计方法,包括反设计方法、基于梯度的优化设计方法和基于进化的优化设计方法等,并分析了几种设计方法的特点。中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院围绕基础理论和关键技术难点,开展专项技术攻关,设计了多种构型的风扇进气入口9-11。本文结合多年的型号设计经验,提出一套新的风扇进气入口气动外形设计方法,并结合三维 CFD计算进行分析评估,经过试验验证后,设计结果符合预期。1 设计要求与流程Scoop 气动外形的设计需要满足如下要求:1)安装环境的要求:风扇进气入口的气动外形必须满足发动机的安装设计要求,如安装位置、尺寸和间隙要求等。2)稳态性能要求:要满足气源系统在各种工作状态下所需的进气量,尤其要满足在设计状态的进气量,不致影响气源系统的调温性能,通常以公式(1)所示的总压恢复系数衡量稳态性能。=PtoPti(1)式中,为总压恢复系数;Pto为 Scoop 出口总压,Pa;Pti为 Scoop 入口总压,Pa。64 通信作者.E-mail:siwenfei comac.cc引用格式:司文飞,黄晓聃,朱禹.民机气源系统风扇进气入口气动外形设计方法J.民用飞机设计与研究,2023(2):46-51.SI W F,HUANG X D,ZHU Y.Aerodynamic shape design method of fan bleed inlet for civil aircraft pneumatic systemJ.Civil Aircraft Design and Research,2023(2):46-51(in Chinese).2023 年第 2 期司文飞,等 民机气源系统风扇进气入口气动外形设计方法3)瞬态性能要求:当 Scoop 不引气时,即成为一个死腔,因此要保证在所有运行状态下,Scoop 内部不会出现过大的瞬时压力波动,以免造成结构的破坏。进气道种类按飞机的最大巡航飞行速度分为亚声速进气道和超声速进气道两大类。气源系统Scoop 安装于发动机风扇后的 BIFI 型面上,不属于发动机主进气道,同时,本文主要研究民用飞机的Scoop,其飞行状态均处于亚声速,因此参考亚声速进气道形式进行设计。Scoop 设计作为气源系统设计的一部分,应该遵循民用飞机设计的一般原则与流程,其气动外形设计需满足气源系统和发动机系统的设计需求和设计约束,Scoop 气动外形设计的流程包括需求和设计目标论证,气动布局、气动外形设计、验证评估、设计冻结等几个过程,如图 1 所示,下文将进行详细介绍。图 1 民用飞机气源系统 Scoop 气动外形设计流程2 设计点选取原则Scoop 的性能随飞机的飞行速度、飞行高度和发动机的工作状态而变化。在整个飞行包线内,Scoop 的设计不可能使进气道都具有良好的性能。通常在选取设计点时,选择整个飞行状态中 Scoop运行工况最严酷的状态点,即通过 Scoop 的流量最大时的状态点,此时,气流流速最大,对应的压降最大。为了反映 Scoop 与气流流量的匹配性,以 Scoop修正流量最大的状态点作为 Scoop 的设计点。Scoop 修正流量如公式 2 所示:Wc=WTFANPFAN(2)式中:Wc为 Scoop 修正流量;W 为流过 Scoop 的实际流量,kg/s;TFAN等于 To/288.15,To为 Scoop 出口处的气流总温,K;PFAN等于 Po/101 293,Po为Scoop 出口处的气流总压,Pa。3 气动外形设计方法Scoop 的气动外形设计包括进口设计、出口设计和中间型面设计。3.1 进口面积设计入口面积的选取,按照质量连续方程,结合设计经验,计算公式如公式(3)所示:Ai=KWc242q(0)(3)式中:Ai为 Scoop 入口面积,m2;K 为考虑冷却射流及附面层吸除等流量放大系数,无量纲;Wc为Scoop 修正流量;q(0)为发动机风扇导流片后气流气动系数,无量纲,q(0)的计算公式如公式(4)所示:q(0)=+12()1-10 1-1+102()1-1(4)式中:0表示速度系数,00,0与马赫数的计算关系如公式(5)所示:02=+12Ma21+-12Ma2(5)式中:=1.4。公式(3)中,为 Scoop 流量系数,无量纲,其计74总体气动总第 149 期算公式如公式(6)所示:=A1A2(6)式中:A1为 Scoop 气流在远前方的预入流管总面积,m2;A2为 Scoop 唇口截面积,亦称进口捕获面积,m2;上述 A1和 A2均为垂直于自由流方向的截面积。确定入口面积以后,根据入口截面的类型,可以完成 Scoop 入口形状的确定。3.2 出口面积设计通常情况下,Scoop 下游与风扇空气活门连接,此时,Scoop 出口的尺寸和形状由风扇空气活门法兰盘所限定。当进行自由设计(无下游法兰盘和BIFI 型面限制),可参考公式(7)计算出口面积。Ao=24.731 1KWToPoq(0)(7)式中:Ao为 Scoop 出口面积,m2;K 为考虑冷却射流及附面层吸除等流量放大系数,无量纲,气源系统 Scoop 中气流不涉此项修正,可取 K=1.0;W 为流过 Scoop 的实际流量,kg/s;To为 Scoop 出口处的气流总温,K;Po为 Scoop 出口处的气流总压,Pa;q(0)为出口处的气动系数,无量纲,计算方法参见公式(4)。3.3 中心线设计进气通道由中心线及面积变化规律确定,因为Scoop 形状非规则,所以中心线在入口与出口之间具有纵向和横向偏距,其偏距的计算方式如公式(8)至公式(11)所示。y(x)=y0+y5i=1aixi(8)z(x)=z0+z5i=1bixi(9)A(x)=Ai+(Ao-Ai)5i=1cixi(10)x=(x-x0)/L(11)式中:y 为 Scoop 进出口纵向偏距;z 为 Scoop进出口横向偏距;x 为沿流向坐标;y(x)为中心线纵向坐标;z(x)为中心线横向坐标;L 为 Scoop 沿流向长度;Ai、Ao分别为 Scoop 进、出口面积;A(x)为Scoop 沿流向截面积;ai、bi和 ci为各公式的参数变量,需要满足公式(12)所示的关系:a1+a2+a3+a4+a5=1b1+b2+b3+b4+b5=1c1+c2+c3+c4=1(12)参考文献12,公式(12)中各参数变量的取值范围为:a2,b2,c1-3,3;a3,b3,c2-8,4;c3-3,3;a4,b40,6。为了保证 Scoop 内流能够更加合理,需要再对中心线进行一定约束,如在 Scoop 末端需要保持一段等值段,需要满足公式(13)至公式(15)的约束条件:1)入口连续性条件:yx=x0=0zx=x0=0(13)2)入口法向约束:dydxx=x0=入口法向 y 分量dzdxx=x0=入口法向 z 分量(14)3)中心线出口光滑性约束:dydxx=x0+L=出口法向 y 分量dzdxx=x0+L=出口法向 z 分量(15)4 几何参数化生成结合第 3 章所述设计方法,考虑基于 CATIA 软件进行二次开发,形成具备参数化设计的二次开发平台工具 AutoScoop,AutoScoop 是基于 CATIA 软件的 CAD 功能,采用 COM 基础之上的 Automation 技术,应用软件的编程接口(API),基于 VB 的 CATIA二次开发调用 CATIA API 函数,通过 API 与 CATIA通信,实现对 CATIA 的操控,驱动 CATIA 自动化的完成 Scoop 气动外形设计。AutoScoop 软件工具可以完成受发动机 BIFI 型面、下游风扇进气入口(FAV)法兰盘约束/不受约束的设计,不同入口/出口类型设计等。其主要技术特点包括:1)约束设计(发动机 BIFI 型面、下游风扇进气入口(FAV)法兰盘约束);2)自由设计;3)四边形入口+入口法向控制;842023 年第 2 期司文飞,等 民机气源系统风扇进气入口气动外形设计方法4)椭圆形入口+入口法向控制;5)带入口、出口约束的高阶 Scoop 中心线控制。AutoScoop 人机界面如图 2 所示,图 3 为通过AutoScoop 生成的基于自由设计的某型号飞机气源系统 Scoop。图 2 AutoScoop 人机界面图 3 基于自由设计的某型号飞机气源系统 Scoop5 仿真与试验评估按照图 1 所示流程,对图 3 所示的 Scoop 气动外形进行三维 CFD 仿真评估,验证 Scoop 的稳态和瞬态性能对设计要求的符合性。将图 3 所示 Scoop安装于某型号发动机短舱内,结合短舱理论外形,对模型进行简化处理后,采用 Fluent 软件进行三维仿真分析,边界条件设定方法详见表 1。图 4 为 Scoop 进口和出口处的总压云图,通过对 Scoop 进出口总压进行计算,可以得出总压恢复系数,将计算数据与设计要求值进行对比,可以确定 Scoop 稳态性能是否符合设计要求。表 1 边界条件边界名称边界类型发动机外涵道入口压力入口发动机外涵道出口压力出口Scoop 出口稳态计算:压力出口瞬态计算:固壁其他固壁面固壁图 4 Scoop 进出口总压云图图 5 Scoop 出口中心点处总压变化曲线(仿真结果)图5 为经过 CFD 仿真计算的 Scoop 出口中心点处总压随时间的变化曲线,图 6 为上述 Scoop 进行相同工况下的风洞试验得出的同样位置处的总压变化曲线,通过对比可以发现,仿真值和试验值在压力波动的幅值和频率方面,吻合度较好,说明仿94总体气动总第 149 期真方法可以准确反映实际情况。同时,由下图数据可知,总压的波动幅值控制在 1 psi 以内,可以满足Scoop 瞬态性能的要求。图 6 Scoop 出口中心点处总压变化曲线(试验结果)6 优化研究与讨论基于上述工具和方法,对影响 Scoop 性能的各几何参数进行优化研究,提炼各几何参数对 Scoop性能的影响结果,进而对 Scoop 设计提供工程建议与参考。由于篇幅所限,本章仅讨论入口中心点位置、入口长宽比对 Scoop 性能的影响。图 7 Scoop 入口中心点位置对总压恢复系数的影响图 7 反映了 Scoop 入口中心点位置对总压恢复系数的影响。从图 7 可以看出,入口中心点 y 坐标(飞机航向)对总压恢复系数影响较小;总压恢复系数(,无量纲)受到 x 坐标(垂直方向)分布的影响较大,x 坐标越小,总压恢复系数越大。图 8 为 Scoop 入口长宽比(CBK)对总压恢复系数(,无量纲)的影响。将 Scoop 入口长宽比从17 区间进行取样,进行计算后,得到 13 组计算结果,从图 8 可知,入口长宽比对 Scoop 总压恢复系数的影响规律明显,长宽比在 26 范围时,总压恢复系数随长宽比线性增长,当长宽比大于 6 时,总压恢复系数降低。图 8 Scoop 入口长宽比对总压恢复系数的影响7 结论本文主要介绍了民用飞机气源系统风扇进气入口气动外形的设计流程和方法。明确了 Scoop的设计要求,提出了 Scoop 入口面积、出口面积和中心线的计算方法。采用几何参数化建模的方式,基于 CATIA 软件二次开发了 Autoscoop 程序,该程序能够将 Scoop 的性能要求,转换成气动外形的物理参数,并且调用 CATIA 软件,直接生成 Scoop 的气动外形。随后通过仿真和试验的方法,对生成的Scoop 进行性能评估,实现了 Scoop 气动外形设计的闭环。通过对影响 Scoop 性能的几何参数进行优化研究,得出了 Scoop 入口中心点位置和入口长宽比对总压恢复系数的影响规律,可以为后续工程设计提供参考和指导。实践证明,通过该方法设计的Scoop 气动外形,能够很好地满足 Scoop 的性能要求,大大提高了设计效率。参考文献:1 JAMESON A.Computational fluid dynamics and air-plane design:its current and future impactR.Cincin-nati:Lecture in University of Cincinnati,2008.2 高正红,王超.飞行器气动外形设计方法研究与进展J.空气动力学学报,2017,35(4):516-528;454.3 钱瑞战,乔志德,宋文萍.基于 N-S 方程的跨声速翼型多目标、多约束优化设计J.空气动力学报,2000,18(3):350-355.4 MARTINS J R R A,STURDZA P,ALONSO J J.The 052023 年第 2 期司文飞,等 民机气源系统风扇进气入口气动外形设计方法complex-step derivative approximationJ.ACM Transac-tions on Mathematical Software,2003,29(3):245-262.5 ANDERSON W K,NEWMAN J C,WHITFIELD D L,et al.Sensitivity analysis for the Navier-Stokes equations on unstructured meshes using complex variablesJ.AIAA Journal,2001,39(1):56-63.6 SQUIRE W,TRAPP G.Using complex variables to es-timate derivatives of real functionsJ.SIAM Review,1998,40(1):110-112.7 JAMESON A.Aerodynamic design via control theoryJ.Journal of scientific computing,1988,3(3):233-260.8 JAMESON A.Aerodynamic shape optimization using the adjoint methodJ.Vki Lecture Series on Aerodynamic Drag Prediction and Reduction,Von Karman Institute of Fluid Dynamics,Rhode St Genese,2003:3-7.9 中国商飞有限责任公司,中国商飞有限责任公司上海飞机设计研究院.风扇进气入口装置:中国,201721448422.0P.2018-07-27.10 中国商飞有限责任公司,中国商飞有限责任公司上海飞机设计研究院.风扇进气入口装置:中国,201721448204.7P.2018-08-17.11 中国商飞有限责任公司,中国商飞有限责任公司上海飞机设计研究院.一种风扇进气入口装置:中国,201710959680.3P.2020-02-11.12 LEE C C,BOEDICKER C.Subsonic diffuser design and performance for advanced fighter aircraft:AIAA 85-3073C/Aircraft Design Systems and Operations Meeting,October 14-16,1985,Colorado Springs,CO,U.S.A.Re-ston:AIAA,1985.作者简介司文飞 男,硕士,工程师。主要研究方向:民用飞机气源系统设计与验证。E-mail:siwenfei comac.cc黄晓聃 男,硕士,高级工程师。主要研究方向:民用飞机气源系统设计与验证。E-mail:huangxiaodan comac.cc朱 禹 男,硕士,高级工程师。主要研究方向:民用飞机气源系统设计与验证。E-mail:zhuyu comac.ccAerodynamic shape design method of fan bleed inlet for civil aircraft pneumatic system SI Wenfei HUANG Xiaodan ZHU Yu(Shanghai Aircraft Design and Research Institute,Shanghai 201210,China)Abstract:As an important component of cold side bleed for pneumatic system of civil aircraft,the fan bleed inlet directly affects the performance of the engine bleed air system.In this paper,the design process of the fan inlet was summarized,and the steps of parametric design,three-dimensional fluid dynamics simulation evaluation and wind tunnel test were adopted to achieve a closed design loop.The design requirements and design case selection princi-ples were sorted out,the theoretical calculation methods of the main design elements were determined,a set of par-ametric design programs were developed,and the design results were verified by simulation and experimental meth-ods.It provides guidance and reference for subsequent aircraft design,which can improve design efficiency.Keywords:pneumatic system;fan bleed inlet;aerodynamic shape;parameterization15 Corresponding author.E-mail:siwenfei comac.cc