本文選題：引射短艙　切入點：動力模擬　出處：《空氣動力學學報》2016年06期 　論文類型：期刊論文

【摘要】：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,是在風洞中開展飛機/發(fā)動機一體化設計研究的一種重要試驗技術。本文介紹了氣動中心低速所在引射短艙設計技術和試驗技術方面的新進展。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,采用有限元方法進行了優(yōu)化設計,對空氣橋和天平進行一體化設計,并進一步發(fā)展了空氣橋影響修正技術,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,采用了數(shù)字閥、流量控制單元、短艙內(nèi)部測量耙等技術,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,能夠實現(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洞試驗應用,給出了性能測試與數(shù)值模擬的對比結果和典型的風洞試驗結果,試驗結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。
[Abstract]:The ejector can simulate the jet effect of the engine chamber and partly simulate the air intake effect. It can be used to study the aerodynamic interference characteristics of the engine cabin, the wing and the lifting device, and has the characteristics of short development period and low cost. It is an important test technology for the research of aircraft / engine integrated design in wind tunnel. This paper introduces the new development of design technology and test technology of ejector in low speed pneumatic center. The three-dimensional flow field of the ejector is numerically simulated. The internal flow field of the ejector is analyzed and studied, the number and position of the ejector nozzle are optimized, the inlet flow rate of the ejector is increased, and the uniformity of the flow field of the tail nozzle is improved. The air bridge technology is developed, the finite element method is used to optimize the design, the air bridge and balance are designed integratively, and the influence correction technology of air bridge is further developed. The problem of the influence of air supply line on the balance force measurement is solved. The high precision flow measurement control technology is developed, and the digital valve, flow control unit, short cabin internal measuring rake and so on are adopted. The accuracy and uncertainty of flow control are improved. The accuracy of flow control is 0.1, the uncertainty of flow measurement is 0.3, the control precision of drop pressure ratio of ejector is better than 0.01. It can realize the independent support of the ejector, and the change of the position before and after, up and down, which can be used to carry out the optimization research of the short cabin. Finally, the ground performance test of the ejector and the application of the wind tunnel test are introduced. The comparison between performance test and numerical simulation and typical wind tunnel test results are given. The experimental results show that the lift force at 0 擄angle of attack decreases, the slope of lift line increases and the stall angle of attack is delayed.
【作者單位】： 中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力學研究所;
【分類號】：V211.74

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本文編號：1625630