美《航空周刊》强力推介中国运12F

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针对轻型运输机市场,哈尔滨飞机公司提出了运12F。该机的研制过程极大地提高了哈飞公司计算流体力学的应用水平。


自中国的航空工业80年代早期开研制运12以来,该行业在按照西方客户标准研制民机方面取得了长足进步。运12F,作为一系列拟议或研制中的中国民机项目的一部分,充分展示了这种进步。


与此同时,一家私人的设计公司提出了一套从窄体到较小型的宽体客机的设计方案,以期在雄心勃勃的中国大飞机项目上分一杯羹。


乌克兰的安东诺夫设计局则同意为货运机型的设计提供帮助。该局还将和中航二集团合作设立研发中心。


中国的媒体更在谈论成立中航三集团的计划,以负责大飞机项目。


中航二集团的专项是直升机和通用航空。旗下的哈尔滨飞机工业集团负责研制涡桨多用途运输机运12F,计划于2008年首飞。除了名字,该机和运12的早期型号其实关系不大。


"2002年项目最初的时侯本来只打算在运12基础上进行改进,"项目总师黄岭才(音)说。"但是客户要求更大的航程,续航力和业载。所以我们决定从头重新设计。"


和其他同级别飞机一样,该型号除可以作为19座支线客机或者轻型货机使用,还可以改装用于天气监视,航测航拍等。哈飞还演示了其军事用途。与该机大小类似的西方同类飞机是西班牙制造的EASA CASA C-212。但是运12F在航程上更胜一筹,并且飞得更快。


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西班牙制造的CASA C-212


哈飞说运12F于同级飞机中首次采用损伤容限结构设计。黄总也认为这是设计上取得的一大技术成就。


包括方向舵,升降舵,副翼在内,复合材料占到全机7-10%的面积。


对哈飞最具意义的成就则在于设计上广范运用计算流体力学。黄总说应用计算流体力学取得的成果远远好于预期。因为以前从来没有如此大范围地运用过这项技术,初始的性能评估有意地采用了保守的估计。但是到了风洞试验阶段,发现几乎完全符合计算值。因此更放心地提高了飞机设计性能。最大速度从450公里/小时提高到了482公里/小时。起飞总重从7.7吨提高到8.4吨。


哈飞期望包括出口在内可以售出400架运12F。目前单机价格在450万美元。


该项目今年通过了初步评审。首飞定于2008年8月。2009年获得国内取证。这之后18个月取得FAA适航证。早期的运12取得过FAA证书。


该机是按照中国民用航空规章23部和美国FAR23部设计的。机体结构设计寿命5万飞行小时,或者6万起落,大修间隔6000飞行小时。勤务可用率保证99%。


和ARJ21一样,运12F的主要系统采用了西方承包商。发动机是普惠加拿大(Pratt & Whitney Canada) PT6A-65B - 大修间隔6000小时,驾驶舱围绕霍尼维尔(Honeywell)的Apex系统进行设计,螺旋桨由美国的Hartzell负责提供,哈飞自己负责起落架部分。


对运12F和运12IV型作个比较,可以看出25年间中国通用航空设计领域取得的进步。运12IV也是装用了PT6A发动机的型号。


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肯尼亚空军的运12IV


总重增加48%的基础上,运12F的业载增加了51%, 达到3吨;远程巡航速度提高了44%,达到375公里/小时;航程增大了137%,可以载19名乘客飞行1540公里;起飞滑跑距离从490米增加到了575米,但是对场地的要求没有变化,因为着陆距离还保持在630米没变。


运12F可以装运3个LD3型集装箱,运12的原型则做不到。


最显著的外形改变则在于,运12F是内部悬臂式机翼。而运12原型则需要外部支撑。还有就是新的运12起落架可以收放。


哈飞声称业载/最大起飞重量比很高,达35.7%。相比之下C-212在这方面稍好一点,是36.4%。


运12F仍然是非增压机舱。但是增压型的改型也在计划之中。


中航一集团也在考虑她自己的涡桨型号,70座的MA700。和新舟60不同,MA700应该是中国自己的原始设计。这些项目之外,还有中国的大飞机项目。安东诺夫设计局都有参与。安东诺夫设计局还将和中航二集团在北京设立有50名工程师的研发中心。其中半数工程师来自陕飞。中航二集团付总梁振河说这个研发中心的部分任务是设计中国大飞机项目的货运型号。大飞机研制已经被列为十一五规划的优先项目。所谓大飞机是指150座以上,起飞总重100吨以上的客机。


广东昌盛飞机设计公司也在忙于大飞机项目,提出了几个设计草案,以响应国家鼓励民间参与大飞机项目的号召。昌盛公司说她已经延揽了国内航空领域的一些顶尖工程师。


昌盛的设计草案提出了2种基本型号:CS2010为窄体机,类似空客A320。宽体的CS2000则类似波音767。


昌盛公司成立于2006年,并没有自己的工厂。她估计一切顺利的话,研制成功也要10年时间。获得政府的支持是必不可少的,但是该公司打算目前仍然只依靠自己的力量进一步细化设计方案。昌盛的总经理周济生说,民营企业家邹锡昌基于其航空报国的信念投资成立了这家公司。


中航一集团和二集团对大飞机项目至今则未置一词。中航一集团和二集团拥有自己的设施和工程设计人员,自然不愿外人插手研制。这是明摆在昌盛公司面前的问题。对此周济生说,但是我们有国内最强的设计团队。尤其是在气动和总体方面。周本人就曾担任ARJ21项目的副总设计师。负责气动设计的常振亚说,借助于计算流体力学,该设计的升阻比高于现有的同级飞机,如A320。发动机安装位置比较靠近机翼,但是只对机翼的气动性能产生轻微的影响。


昌盛的系列设计中最小的型号是窄体的CS2010-100。两级座舱布局为129座位。CS2010-300是196座。CS2010-200则会成为最先研制的基本型号。CS2010-200ER最大重量为85吨,航程3000海里。CS2000为并排7座布局,起飞重量144吨到177吨。-100,-200,-300的两级座舱布局分别是189座,230座和271座。


CS2000-200ER重175吨,航程5200海里。CS2000和CS2010的客舱横截面分别比A320和B767都要宽大。复合材料会占机体结构的25%。增压舱隔板后段的整个尾部都是复合材料。发动机还是个未知数。


附:CFD技术在运-12F飞机设计中的应用


摘要:该文简要介绍了CFD技术的四个关键环节,即:数值建模、网格划分、计算求解和结果分析,举例说明了CFD技术在运-12F飞机方案设计阶段所发挥的重要作用,最后总结出应用CFD技术的前提条件和该项技术与风洞试验技术的相互依赖关系。


关键词:CFD 数值建模 网格划分 计算求解 结果分析


计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD),是一门用数值计算方法直接求解流动主控方程以发现各种流动现象规律的学科,它综合了计算数学、计算机科学、流体力学、科学可视化等多种学科。自20世纪60年代以来CFD技术得到了飞速的发展,目前已成为国际上飞机气动力布局优化设计的一个标准方法和必经的步骤。


运-12系列飞机是在20世纪80年代初开始研制的,气动力设计基本采用了工程估算和风洞试验两种方式。飞机气动力工程估算方法具有简单快捷的优点,但该方法的计算分析结果准确性较低,对飞机模型风洞试验只能起一个指导性的作用。因此,传统的飞机气动力设计的主要方法实际上是风洞试验。在风洞试验中,必须做大量的型号气动力选型和定型工作,因此传统的飞机气动力设计过程需要较长的研制周期,试验费用较高。


现代空气动力学的发展已基本掌握了精确支配流体运动(包括转捩、紊流等复杂现象)的方程,并且当前计算机的运算速度和存储容量已经基本允许进行复杂的大型计算,因此可以实现对飞机周围流场进行较准确的数值模拟。目前在国际上,CFD设计技术已经部分取代了模型风洞试验工作,相应地缩短了型号气动力的研制周期,降低了型号研制费用。


在运-12F飞机的方案气动力设计中,哈航集团首次引入了CFD设计技术,并取得了初步的成效。


一、 CFD设计技术的构成要素


CFD设计技术大致由4部分构成,即:数值建模、网格划分(前处理)、计算求解(求解器)和结果分析(后处理)。


1.数值建模


数值建模要求利用CAD软件首先建立飞机的数值几何模型,模型之外的空间是气流的流场,因此,飞机数值模型表面通常构成了流场的内边界。由于计算机不可能模拟计算空间无限广阔的流场,因此通常还需要给流场加上一个外边界。只要流场的外边界离飞机模型足够远,则内、外边界之间的气流流场可以模拟空间无限广阔的真实流场。


飞机机头和机尾对应的平面分别为风洞试验段的入口和出口,四周的平面则为风洞试验段的洞壁。这样,飞机模型表面和风洞试验段的六个平面就构成了一个封闭的有限空间流场。当利用CFD求解器模拟计算该空间流场时,只需在内、外边界上给出适当的边界条件,即可启动流体运动方程对空间流场进行模拟计算。


在运-12F飞机的CFD设计工作中,主要是运用CATIA软件来完成数值建模工作。


2.网格划分(前处理)


流体在空间的运动是连续的,CFD数值计算的首要工作就是要把流体在空间的流动进行离散化。即要把整个流动空间划分成无数细小的空间,每个小空间称作体单元。每个体单元中设有若干个控制点,CFD求解器仅在各个控制点上求解流体的运动特性,包括速度、压力和温度等流场参数。上述流场的离散化过程即称为网格划分,或CFD计算的前处理。


常用的网格类型有结构网格、非结构网格和自适应笛卡儿网格三种。目前,对于具有复杂外形的数值模型常采用非结构网格划分方法。由于非结构网格省去了网格节点的结构性限制,网格节点和网格单元可以任意分布且很容易控制,因而能较好地处理复杂外形问题。


这里采利用四面体网格对流场空间进行划分。为了改善机翼表面附近的网格质量,在机翼表面附近引入了紧贴物面的三菱柱网格。


网格划分不仅需要一定的技巧,还必须对流动机理有深刻的理解。CFD技术通常能准确地计算出模型的升力,但阻力计算结果的准确性常常较差,其中一个原因便是在网格划分时没有很好地理解和掌握模型表面边界层内气流的流动机理。当代的风洞试验研究成果和数学分析已经表明近物面处的流动状况可以划分成两层。内侧的流动称为粘性层,在该层内的流动基本为层流。外侧的流动层称为"对数"层,紊流在该层内起主导作用。为了较准确地预估阻力,在进行网格划分时必须在层流粘性边界层的高度内划分出至少10层以上的网格。


据统计,在目前的CFD工作周期中,网格划分所需的人力时间约占一个计算任务全部人力时间的60%左右,并且CFD计算的精度在很大程度上依赖于所生成网格的质量。


运-12F的全机表面和风洞壁上的四边形面网格。该流场内部空间的体单元为六面体网格,机翼表面附近的体单元是"O"型网格。六面体网格和"O"型网格与物面相接触时在物面上形成了如图所示的四边形面网格。


3. 计算求解(求解器)


计算求解功能即是运用支配流体运动的方程对离散化的流场空间进行数值求解。支配流体运动的基本方程是质量守恒、动量守恒和能量守恒定律在流体力学中的表达形式。目前认为最普遍、最精确的是纳维尔-斯托克斯(N-S)方程组。由于求解完整的N-S方程组过于复杂,因此,目前实际使用的计算模型均是对N-S方程组进行了不同程度的简化。


如果以是否考虑流体的粘性为标准进行计算模型的分类,则无粘计算模型主要包括欧拉方程组、全速势方程、小扰动速势方程等计算模型,该类模型的计算速度较快,但不能模拟物面附近的边界层流动,主要用于型号的方案论证。有粘计算模型主要是雷诺方程组,但针对各种复杂的流动情况,该方程组又可细分出代数雷诺应力模型、剪切应力输运模型和大涡模拟模型等多个计算模型。由于有粘计算模型考虑了近物面的边界层流动特性,因此不仅可用于型号的方案论证,还可用于型号的气动力精细化设计。


4. 结果分析(后处理)


结果分析功能主要是将求解器得到的流场计算结果进行各种可视化处理,使设计人员对流场及模型表面的压力分布、速度分布、温度分布等参数有一个直观的了解,供进一步的模型气动力优化设计。


二、CFD设计技术的可信度验证


在将CFD设计技术应用于运-12F飞机型号气动力设计之前,首先对运-12IV飞机机翼的气动力特性进行了CFD计算,并将CFD计算结果与风洞试验结果进行了对比分析,如图4和图5所示。在小迎角范围内,机翼的升力系数和阻力系数的CFD计算结果与风洞试验结果符合的很好。在失速迎角附近,二者间存在着一定的误差,造成计算误差的原因经分析如下:


(1)所采用的紊流计算模型为"剪切应力输运"模型,该模型对附着流动和较轻程度的分离流动均能进行准确的数值模拟,但对于严重的分离流动则需要采用非定常的"大涡"模型或"分离涡"模型。上述两种计算模型将要求使用超大容量的高速计算机。


(2)在网格划分技术方面还不成熟。计算机的存储容量限制了网格划分的总量,因此需要根据模型的几何特征和预估的流场参数变化梯度来合理地采用网格类型和分配网格密度,这样才能准确地模拟模型的几何特征并捕捉流场的流动特征。


三、CFD技术在运-12F中的应用


1.机翼翼型配置的选择


根据运-12F飞机设计重量和巡航设计特点的需要,初步确定了飞机机翼的平面形状和尺寸等参数,然后确定选择美国NASA的高升低阻系列翼型,并形成了两种机翼翼型的配置方案,供CFD技术在两者之间进行优化选型。


机翼第一设计方案是翼根配置NASA LS(1)0417翼型,翼尖配置NASA LS(1)0413翼型,中间段是过渡翼型。第二设计方案是翼根配置NASA MS(1)0317翼型,翼尖配置NASA MS(1)0313翼型,中间段为过渡翼型。通过CFD计算,得到两种方案的机翼升力系数、阻力系数和绕机翼1/4弦线的俯仰力矩系数曲线,结果显示:


两种方案的机翼升力线斜率基本一致,第二种方案的最大升力系数略高;在同样的升力系数下,第二种方案的机翼阻力系数略小,即机翼的K值较高,有利于提高飞机的爬升性能与巡航经济性;第二种方案的机翼低头力矩系数较第一种方案约低1/4,表明可在一定程度上减轻水平尾翼的配平压力,飞机配平阻力将会较小。


以上三点,可以初步确定第二种机翼设计方案具有较好的高升低阻特性,主要气动力指标均高于第一种方案。同时,MS系列翼型、LS系列翼型的风洞试验也表明,MS系列有更高的临界马赫数,更适应运-12F飞机提高飞行速度的需要。


2. 机翼扭转角的确定


飞机机翼不仅要有良好的升阻特性,还要有满意的失速特性。良好的失速特性要求随着机翼迎角的不断增加,机翼应翼根首先失速,最好伴随失速产生大的低头力矩。这样才能保证飞机在接近失速速度时,或在失速后的俯冲加速过程中,处于机翼外侧的副翼仍然有操纵能力,以保证飞机不发生失速滚转。


第二种飞机机翼设计方案最初是没有展向扭转角的,但在对该方案作进一步的CFD计算分析时,发现机翼外侧首先出现失速。


因此,针对第二种机翼设计方案进行了机翼展向扭转,并利用CFD技术对扭转后的机翼进行气动特性分析。通过对比分析不同展向扭转角的机翼气动力计算结果,初步确定第二种设计方案的机翼将采用2°的展向扭转角,即翼尖处的机翼安装角相对于翼根处的机翼安装角小2°,中间段为线性过渡。该2°的机翼展向扭转角确保失速首先发生在翼根附近。流谱显示2°展向扭转的机翼在18°迎角时翼尖后缘上表面的失速分离区明显小于翼根后缘上表面的失速分离区。


3. 机翼安装角的确定


根据运-12F飞机的巡航飞行状态,利用CFD技术模拟了不同机翼安装角情况下的全机升力特性,计算结果表明,在2°机翼安装角下,机身迎角为0°。因此,初步确定运-12F机翼的安装角为2°。


四、CFD技术的应用总结


在运-12F飞机的气动力设计工作中,CFD技术充分体现了自动化程度高、计算结果较准确,并可针对某一设计参数的选取进行优化的优点。但是要正确使用好CFD技术需要有一定的前提条件,即:CFD技术的使用者必须是有较高理论水平、设计经验丰富的气动力专业人员;CFD技术与风洞试验技术应该是相互依存的关系。


尽管CFD技术在飞机气动力设计中的地位已经越来越重要,但由于计算机计算容量、计算速度的限制,物体模拟环境的多样性和人类对流体运动本质认识的局限性,CFD技术还不能完全取代风洞试验技术。CFD设计技术应与风洞试验技术形成如下的相辅相成关系,即:采用CFD技术对大量的设计方案进行对比分析,筛选出少量较好的几个设计方案,然后进行风洞试验验证,最后确定一个最优的设计方案;在新型号试飞中出现的问题,可以利用CFD方法进行诊断分析,找出修改方案,然后再通过风洞试验(或飞行试验)验证,进行确认。



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