专利名称：风洞模拟实验中涡轮动力模拟器短舱唇口及其设计方法
技术领域：
本发明涉及高速风洞带动力模拟实验领域，本发明公开了风洞模拟实验中涡轮动力模拟器短舱唇口及其设计方法。
背景技术：
国内外大量研究表明将飞机推进系统与气动外形作为一个整体进行优化将使飞机性能显著提高，这项工作被称为推进/机体一体化研究(propulsion/airframeintegration, PAI),尤其是发动机和机翼的一体化研究对提高飞机性能,提高飞机的经济性和环保性意义重大。目前的大型飞机绝大部分均采用大涵道比或超大涵道比涡扇发动机，并采用翼吊形式安装在机翼前下方的发动机短舱内，如图I所示的大型飞机示意图。这类发动机尺寸相对较大，会给机翼带来强烈干扰气流，而大型飞机普遍采用的超临界机翼对干扰气流十分敏感，严重影响飞机整机的气动性能，如图2所示的发动机与机翼相互干扰示意图。因此需要精确预测和评估的动力系统与机身干扰影响，尤其是发动机同机翼之间的干扰影响。参考文献王斌等.大飞机机翼气动设计技术.航空制造技术.2010/24。J. W. Kooij L. de Haijj G. H. Hegen. Engine Simulation with TurbofanPropulsion Simulators in the German-Dutch Wind Tunnels. AIAA-2002-2919, 22nd AIAAAerodynamics Measurement Technology and Ground Testing Conference, St. LouisMO，USA, 2002。S. P. Spekrei jse, J. C. Kok. Semi-Automatic Doma in Decomposition Basedon Potential Theory.Presented at the 7th International Conference onNumerical Grid Generation in Computational Field Simulations, ed. B. K. Sonie. a. , Whistler, Canada, 2000. Also issued as NLR-TP-2000-366。为了精确预测和评估动力系统与机身之间的相互干扰，通常采用风洞试验来模拟。这种风洞试验主要包括两大类，一类是采用不通气的发动机模型，另一类则采用通气的发动机模型，很显然后者更接近飞机飞行时的真实情况，能够模拟得更加准确，称之为发动机进排气模拟试验。该类试验是一个比较复杂的特种风洞试验项目，技术难度大，需用设备多，由于润轮动力模拟器设备(Turbofan Propulsion Simulators,简称TPS系统)是用于该项风洞试验的最主要设备，因此发动机的进排气模拟试验也称之为TPS特种试验。目前，在世界许多主要高速风洞中，TPS试验已作为例行的服务项目在使用。TPS系统在TPS试验中的重要性在于它能最好地模拟发动机的内外流动，可以较为准确的模拟翼身与发动机之间的相互干扰，评估涡轮风扇发动机的气动性能。因此在高速风洞试验中，TPS系统为发动机安装位置的优化设计提供最直接的风洞数据，对于飞机设计发挥了重要作用。然而，在真实情况下涡扇发动机内外涵道气流都是来自于发动机进气道，但是TPS系统通过缩比的发动机外形加驱动风扇的形式模拟真实发动机的流动情况，TPS风扇是通过机翼内部管道引入的压缩空气进行驱动，即发动机内涵道气流通常是由TPS管道引入而非从进气道引入，与真实发动机流量相比较相当于缺少了流入核心机的内涵道气流量(参考文件 J. W. Kooi, L. de Haij, G. H. Hegen. Engine Simulation with TurbofanPropulsion Simulators in the German-Dutch Wind Tunnels.AIAA-2002-2919, 22ndAIM Aerodynamics Measurement Technology and Ground Testing Conference, St. LouisMO, USA, 2002.)。因此试验时进气道处的气流流量较与真实情况小，这就产生了 TPS试验的系统误差。例如，产生短舱外表面压力分布的差异，尤其是在发动机进气道唇口处的有很明显的压力畸变，从而降低TPS试验精度，影响发动机性能的评估。

发明内容
针对上述在进行TPS风洞试验时，如果发动机短舱按照真实外形缩比成TPS短舱的话，用TPS模拟发动机流动时，发动机内涵道气流通常是由TPS管道引入而非从进气道引入，而在真实情况下发动机内外涵道气流都是来自于发动机进气道，因此试验时进气道处的气流流量较与真实情况小，产生TPS试验的系统误差，从而影响对发动机性能的评估。本发明公开了风洞模拟实验中涡轮动力模拟器短舱唇口及其设计方法，来解决在TPS风洞实 验中，发动机短舱外部的压力分布与真实情况存在差异的问题。本发明的目的通过下述技术方案来实现风洞模拟实验中涡轮动力模拟器短舱唇口设计方法，其具体包含以下步骤获取真实发动机短舱的压力分布并获取涡轮动力模拟器短舱的实际压力分布A,以真实发动机短舱的压力分布卢^^为目标，修正涡轮动力模拟器的短舱外形，得到最优的涡轮动力模拟器短舱外形设计参数，使得该涡轮动力模拟器短舱外形的短舱压力分布最接近于真实发动机短舱压力分布。优选地，上述真实发动机短舱的压力分布和涡轮动力模拟器短舱的实际压力分布具采用数值模拟的方法计算得到,所述数值模拟方法具体为通过数值方法求解描述流动问题的控制方程，得到P 和P优选地，上述使得该涡轮动力模拟器短舱外形的短舱压力分布最接近于真实发动机短舱压力分布具体包括步骤I.设定涡轮动力模拟器短舱外形设计参数为A，令i=0，并给出初始设计参数4*
步骤2.根据设计参数成,得到涡轮动力模拟器短舱的压力分布步骤3.判断具与瓦_差值是否在允许的范围内，允许的范围可以根据不同的设计要求进行设定若否，令i=i+l，修改设计参数民，得到新的设计参数々％转向步骤2;若是，则设计参数^下的涡轮动力模拟器短舱外形就是最优的涡轮动力模拟器短舱外形，4pt 最后得到设计参数L该参数下的涡轮动力模拟器短舱压力分布是最接近真实
5，
发动机短舱的压力分布AargU。优选地，上述修改设计参数具体为釆用反设计方法求目标函数F成)的无约束最小值优化问题，目标函数F0)表示目标压力分布#_ 与实际压力分布A的差，其公式为
F(^-) = 0.5* JiC^target-j>, )2A.其中月为短舱外形设计向量，S为短舱物面。
if优选地，上述方法还包括对涡轮动力模拟器短舱外形进行参数化建模，采用修正的hicks-henne型函数对三个短舱剖面上剖面、下剖面和侧剖面进行外形参数化建模。优选地，上述方法还包括对三个短舱剖面上剖面、剖面和侧剖面进行参数化建模后，采用基于扰动的超限差值方法生成变形后的网格。优选地，上述方法还包括通过实验测量得到真实发动机短舱的压力分布，再分别加工出不同设计参数下涡轮动力模拟器短舱外形，并通过风洞实验，测量得到压力分布爲后进行比较，得到最优的的涡轮动力模拟器短舱外形设计参数。优选地，上述涡轮动力模拟器短舱唇口向内收缩。优选地，上述涡轮动力模拟器短舱唇口包括上唇口、下唇口及侧唇口。本发明的有益效果以真实发动机表面的压力分布为目标函数，提出一个反设计，通过对这个反设计的求解，得到一组最优的设计参数，从而得到最优TPS外形，该外形的短舱压力分布最接近于真实发动机短舱压力分布的，从而降低TPS的系统误差，提高TPS试验的精度，更为精确的评估发动机性能。


图I为大型飞机示意图。图2为发动机与机翼相互干扰示意图。图3为短舱计算网格示意图中模型附近的空间网格。图4为短舱计算网格示意图中物面网格。图5为上唇口和下唇口的压力系数分布曲线。图6为反设计优化得到的优化外形分布与原短舱外形结果的对比。图7为反设计优化得到的优化压力分布与原短舱外形结果的对比。
具体实施例方式本发明公开了风洞模拟实验中涡轮动力模拟器短舱唇口设计方法，其具体包含以下步骤获取真实发动机短舱的压力分布;高速风洞模拟实验中涡轮动力模拟器的短舱按照真实发动机短舱的外形缩比得到，并获取涡轮动力模拟器短舱的实际压力分布Pi ,以真实发动机短舱的压力分布Pu-为目标，修正涡轮动力模拟器的短舱外形，得到最优的涡轮动力模拟器短舱外形设计参数，使得该涡轮动力模拟器短舱外形的短舱压力分布最接近于真实发动机短舱压力分布。以真实发动机表面的压力分布为目标函数，提出一个反设计，通过对这个反设计的求解，得到一组最优的设计参数，从而得到最优TPS外形，该外形的短舱压力分布最接近于真实发动机短舱压力分布的，从而降低TPS的系统误差，提高TPS试验的精度，更为精确的评估发动机性能。在求解上述反设计问题时，需要不断获得各个设计参数下TPS短舱的压力分布。为了获得该压力分布我们可以直接加工出该组参数下的外形，通过风洞试验直接测量得到压力分布，但是这样的反设计过程不仅要加工很多的模型还要进行大量的风洞试验。因此我们采用数值模拟的方法来计算不同设计参数下TPS短舱的压力分布，将其应用于反设计过程。优选地，所述使得该涡轮动力模拟器短舱外形的短舱压力分布最接近于真实发动机短舱压力分布具体包括步骤1.提出一组涡轮动力模拟器短舱外形设计参数$，令i=0，并给出初始设计参数或;步骤2.采用数值模拟方法得到设计参数^下的涡轮动力模拟器短舱的压力分布
Al步骤3.判断A与是否在允许的范围内，允许的范围可以根据不同的设计要求进行设定若否，令i=i+l，按照反设计方法修改设计参数A，得到新的设计参数Is转向步骤2;若是，则设计参数g下的涡轮动力模拟器短舱外形就是反设计问题的解，Ui 最后得到设计参数L该参数下的涡轮动力模拟器短舱压力分布是最接近真实
发动机短舱的压力分布。优选地，所述得到最优的涡轮动力模拟器短舱外形设计参数
具体为采用反设计方法求目标函数的无约束最小值优化问题，目标函数巧表示
目标压力与实际压力&分布的差异，其计算公式为i^) = o.5^5(瓦A)2*,其
中#为短舱外形设计向量，S为短舱物面。优化计算采用基于梯度的优化算法，具体算法为序列二次规划算法(Sequential Quadratic Programming SQP)寻找最优点。SQP算法是拟牛顿法的(Quasi-Newton )扩展,其基本思想是进行优化设计时采用一系列二次规划的解去逼近非线性规划的解，在初始点处将非线性规划问题的目标函数和约束条件展开为泰勒级数，其中目标函数展开为泰勒级数时取至第二项，约束条件函数展开为泰勒级数时取至一次项，略去其余的高次项，从而把一个非线性规划问题转化为一个二次规划问题。如果所求得的解不满足精度的要求，则将原非线性规划问题的目标函数及约束条件在所求得近似解处重新进行泰勒级数展开，而后再求解新的二次规划问题。这样反复进行迭代直至得到最优解为止，它是目前所知道的非常强健的非线性规划算法。在具体实现本发明的过程中先对涡轮动力模拟器短舱外形进行参数化，而外形参数化可以采用多种函数进行建模实现。如本发明中可以采用修正的hicks-henne型函数对三个短舱剖面上剖面、下剖面、侧剖面进行外形参数化建模。具体采用hicks-heene型函数。对短舱内外剖面各关键点形状的影响平滑均衡，不仅满足外形大范围调整，而且保证了控制点与剖面整体形状的平滑过渡。基本型函数定义如下
权利要求
1.一种风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其具体包含以下步骤获取真实发动机短舱的压力分布P值热;并获取涡轮动力模拟器短舱的实际压カ分布爲，以真实发动机短舱的压力分布Pt^为目标，修正涡轮动力模拟器的短舱外形，得到最优的涡轮动カ模拟器短舱外形设计參数，使得该涡轮动カ模拟器短舱外形的短舱压カ分布最接近于真实发动机短舱压カ分布。
2.如权利要求I所述的风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其特征在于所述真实发动机短舱的压力分布Aargst和涡轮动力模拟器短舱的实际压カ分布爲采用数值模拟的方法计算得到，所述数值模拟方法具体为通过数值方法求解描述流动问题的控制方程，得到A 和六。
3.如权利要求2所述的风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其特征在于所述使得该涡轮动カ模拟器短舱外形的短舱压カ分布最接近于真实发动机短舱压カ分布具体包括 步骤I.设定涡轮动カ模拟器短舱外形设计參数为_，令i=0，并给出初始设计參数為 步骤2.根据设计參数萬，得到涡轮动力模拟器短舱的压力分布爲； 步骤3.判断爲与‘差值是否在允许的范围内，允许的范围根据不同的设计要求进行设定若否，令i=i+l，修改设计參数4，得到新的设计參数,转向步骤2 ;若是，则设计參数4下的涡轮动カ模拟器短舱外形就是最优的涡轮动カ模拟器短舱外形，4^=4 ；最后得到设计參数，该參数下的涡轮动力模拟器短舱压カ分布是最接近真实发动机短舱的压力分布兵_。
4.如权利要求3所述的风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其特征在于所述修改设计參数具体为采用反设计方法求目标函数及请)的无约束最小值优化问题，目标函数F(_)表示目标压カ分布爲_与实际压力分布爲的差，其公式为F0i) = O.5*-ls(pmm-pifds ;其中-力短舱外形设计向量，S为短舱物面。
5.如权利要求4所述的风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其特征在于所述方法还包括对涡轮动カ模拟器短舱外形进行參数化建模，采用修正的hicks-henne型函数对三个短舱剖面上剖面、下剖面和侧剖面进行外形參数化建模。
6.如权利要求5所述的风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其特征在于所述方法还包括对三个短舱剖面上剖面、下剖面和侧剖面进行參数化建模后，采用基于扰动的超限差值方法生成变形后的网格。
7.如权利要求I所述的风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其特征在于所述方法还包括通过实验測量得到真实发动机短舱的压力分布#，再分别加工出不同设计參数下涡轮动カ模拟器短舱外形，并通过风洞实验，測量得到压カ分布A后进行比较，得到最优的的涡轮动カ模拟器短舱外形设计參数。
8.如权利要求I所述的风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其特征在于所述涡轮动力模拟器短舱唇ロ向内收缩。
9.如权利要求8所述的风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ设计方法，其特征在于所述涡轮动力模拟器短舱唇ロ包括上唇ロ、下唇ロ及侧唇ロ。
10.一种风洞模拟实验中涡轮动カ模拟器短舱唇ロ，其特征在于所述涡轮动力模拟器短舱唇ロ向内收缩。
全文摘要
本发明涉及高速风洞模拟实验领域，本发明公开了风洞模拟实验中涡轮动力模拟器短舱唇口设计方法，其具体为获取真实发动机短舱的压力分布；并获取涡轮动力模拟器短舱的实际压力分布，以真实发动机短舱的压力分布为目标，修正涡轮动力模拟器的短舱外形，得到最优的涡轮动力模拟器短舱外形设计参数，使得该涡轮动力模拟器短舱外形的短舱压力分布最接近于真实发动机短舱压力分布。以真实发动机表面的压力分布为目标函数，提出一个反设计，通过对这个反设计的求解，得到一组最优的设计参数，从而得到最优TPS外形，该外形的短舱压力分布最接近于真实发动机短舱压力分布，从而降低TPS的系统误差，提高TPS试验的精度，更为精确的评估发动机性能。
文档编号G01M9/04GK102650565SQ20121012122
公开日2012年8月29日 申请日期2012年4月24日 优先权日2012年4月24日
发明者刘光远, 张兆, 林俊, 熊能, 郭旦平, 陶洋 申请人:中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所