民用飞机反推装置气动特性分析与验证

陈 功，胡仞与

民用飞机反推装置气动特性分析与验证

陈 功，胡仞与

（中国商飞上海飞机设计研究院，上海201210）

为验证国内某型民用飞机所用的格栅式反推装置设计方案是否满足适航标准，采用风洞试验对反推装置启动后指定速度区间范围内的反推效率、重吸入现象及其对静压测量的干扰进行了评估。试验结果表明：该套装置的反推效率在速度使用区间内能够维持在40%的水平以上，高于当前平均水平；通过监控温度场基本可以排除发生重吸入现象的可能性；反推气流会改变局部的流场及压力分布，但不会对静压测量造成明显干扰。此外，CFD仿真的结果与风洞试验的结论相互印证，再次验证了该反推装置设计方案的合理性。

反推装置；风洞试验；气动特性；CFD仿真；静压测量；民用飞机

0 引言

反推装置是民用涡喷发动机的重要组成部分，是应用于现代客机的必要设备。该装置一般在飞机着陆过程中使用，通过特殊机构引导发动机外涵道气流反向喷射产生反作用力，使飞机在短时间内迅速减速并制动。在民用飞机发展过程中，曾先后出现过抓斗式、花瓣式、格栅式等不同形式的反推装置。近年来，格栅式反推装置因其能够精准地控制反推气流方向，并显著降低能耗，被各国民用飞机设计研发机构所重视，逐渐成为民用飞机反推装置的主流选择[1]。反推装置的性能不但直接关系到飞机着陆时的安全性和稳定性，还关系到飞机对着陆场长度的需求[2-3]，而后者也是民用飞机适航标准中衡量飞机适用性和竞争力的重要指标[4-5]。因此，在最终冻结反推装置设计方案前，需通过可靠的手段对其重要气动特性进行评估和验证，确保其能满足飞机相关性能指标和对应的适航条款。

本文针对国内某大型民用飞机研发过程中评估发动机供应商提供的飞机反推装置设计方案时，采用风洞试验对其几个重要的气动特性进行了分析，将试验结果与设计指标进行比较，并采用CFD仿真的手段从侧面进行了检验。部分数据由相应符号代替，但不会对问题的分析及其结果造成影响。

1 反推装置气动原理

反推功能的实现依据牛顿第三定律，即通过临时改变发动机外涵道结构，使其原本向后喷射的气流发生折射，产生反作用力，从而实现飞机的减速和制动。国内某型民用飞机采用了当前主流的格栅式反推装置设计方案，其主要作动机构及运转原理如图1、2所示。

图1 正推构型（反推装置开启前）

图2 反推构型（反推装置开启后）

反推装置未开启时，发动机外涵道中气流自前向后正向流动，并从尾喷口正常喷出形成相应的正推力；反推装置开启后，反推门后移，露出格栅段。同时外涵道被阻断，气流只能经由格栅段向前喷出，形成相应的反推力。

格栅作为反推装置中最重要的气动部件，起到引导气流流动、控制气流喷射方向的作用，其外形、构造及力学原理如图3所示[6-9]。

图3 反推装置的结构及原理

单块格栅由许多导流叶片按一定规律阵列构成，每个导流叶片的出流角θ均不相同。反推气流以速度矢量v经导流叶片流出后可分为航向vx、法向vy、侧向vz3个矢量分量，同时产生相应的反推作用力fx、fy、fz。单块格栅上产生的反推力为所有反推气流在航向上产生的反作用力之和

若干块格栅周向环列在发动机短舱后部形成格栅段。所有格栅上产生的航向反作用力之和∑Fx即为反推力Ftr。设格栅数为m，则有

合理地设计各出流叶片的数量、角度以及反推格栅在发动机短舱上分布的形式和位置即可获得足够的反推力，确保飞机在规定的时间内实现减速和制动。

2 研究内容与试验方法

2.1 研究内容

反推装置涉及众多性能指标，而在气动方面以反推效率、重吸入现象及其对飞机静压测量的干扰尤为重要。

反推效率指在发动机额定功率下，反推装置开启前后，发动机产生正推力Ff与反推力Ftr的比值，是衡量反推装置将正推力转化为反推力能力的重要指标。

重吸入现象指反推气流喷出后被发动机从进气口重新吸入的情况。由于反推气流的温度较高，若被重新吸入发动机，则可能对发动机中的空气压缩机叶片造成损伤。“重吸入特性”是衡量反推装置安全性的重要指标。

静压是飞机操稳、航电、飞控等系统的重要计算输入参数，而反推气流会导致机身周围流场的变化，可能干扰静压探测装置对静压的测量，导致系统作出错误响应，影响飞机正常着陆进程。

以上3个指标是衡量反推装置气动特性的重要指标，将通过风洞试验进行重点研究。

2.2 风洞试验设备

风洞试验是当前各大飞机设计研发单位用于研究发动机气动性能及喷流流场的主要方法。如图4所示，通过在风洞滚动地板上安装飞机模型模拟飞机着陆滑跑的状态，并使用天平、测压阀等测试设备获取飞机在不同反推状态下的受力情况和表面压力分布变化[10]。

图4 风洞试验设置

为了确保风洞试验结果真实可靠，试验中所使用的模型、反推格栅均按照飞机真实外形进行一定的缩比。综合考虑该型飞机真实大小及所在风洞试验段口径，模型缩比比例约为1∶7.5。

2.3 试验条件确定

民用飞机性能设计要求明确规定，反推装置在飞机3轮接地着陆后以额定功率P打开，此时飞机滑行速度VL通常为62～72 m/s；当飞机持续减速至VD(26～36 m/s)后，关闭反推装置。定义[VD,VL]为反推装置的速度区间[V]。为了验证反推装置在该速度区间[V]内不同阶段的“反推效率”、“重吸入现象”及其对飞机静压测量的干扰这3项性能是否达标，拟在风洞试验中模拟[V]=[V1,V2,V3,V4,V5]5个等差来流速度，其中令V1≈VL，V5≈VD，则有 V1＞V2＞V3＞V4＞V5。

2.4 相似准则与动力校准

为了在风洞试验中对发动机喷流进行准确模拟，选用合适的TPS(turbofan powered system)动力单元，并将其安装在缩比后的飞机模型的短舱内部。TPS单元是模拟发动机进/喷气的重要试验设备，由外壳、风扇和内部供油系统组成。如图5所示。

图5 TPS动力单元与模型短舱

由于试验中所使用的飞机模型经过缩比，为了满足发动机流量相似准则，通过控制TPS单元中的风扇转速，使试验中模型发动机的流量Lm与真实飞机发动机流量La满足以下关系

式中：K为试验中飞机模型相对于真实飞机的缩比比例。

3 试验结果讨论与分析

3.1 反推效率结果分析讨论

根据反推效率定义，在发动机额定功率下的反推效率可表示为

根据涡扇发动机工作原理可知，发动机以额定功率P正常运转时，正推力Ff与反推力Ftr均是飞机滑行速度的函数。在风洞试验中，飞机滑行速度近似由来流速度V替代，通过应变天平所测得的不同来流速度[V′]=[V1,V2,V3,V4,V5]下正、反推力对比关系及反推效率曲线如图6、7所示。

图6 正推力与反推力对比

图7 反推效率曲线

从图中可见，随着来流速度的下降，发动机额定功率状态下的正推力Ff与反推力Ftr均有所降低，但相同速度下Ff与Ftr绝对值的比例相对稳定。说明在该速度区间内，反推效率较稳定。

进一步分析反推效率曲线可知，虽然反推效率在给定速度区间内有所波动，但总体水平维持在40%以上[11]，高于当前民用飞机反推效率平均水平，满足飞机性能需求。

3.2 重吸入特性结果分析讨论

如图8所示，当反推装置开启后，飞机滑行的速度不断降低，前方来流对反推气流的抑制作用将逐渐减弱，反推气流向前流动的行程显著增加。当反推气流流抵发动机进气口附近，则可能发生重吸入现象[12]。

图8 反推重吸入现象

由于反推气流的温度通常高于来流，因此在风洞试验中使用温度传感器监测不同来流速度情况下短舱进/出口处的温度，通过观察短舱进气口温度场分布定性地判定重吸入现象存在可能性。同时，为了定量地分析重吸入现象的严重程度，引入温度畸变系数ξ[13-14]

式中：Tmax、Taver分别为进气口温度场中最高温度与平均温度；ΔTfan为发动机风扇前后的温度差，对于给定的发动机，ΔTfan为定值。

由此可知，ξ越大，即发动机进气口的温度场越不均匀，重吸入现象发生的可能性越大。

试验测得不同来流速度条件下温度谱如图9所示，对应的温度畸变系数ξ见表1。

图9 短舱进口温度变化

表1 反推气流对静压系数相对干扰

从图中可见，当飞机以较高的速度滑行时，来流速度也相对较高，发动机短舱进气口截面温度低且均匀；当滑行速度逐渐减低后，进气口截面温度以很小的幅度均匀升高；当滑行速度持续降低至V6时，进气口截面温度分布开始出现不均匀现象，最大温差约5 K。

从表中可见，在规定的速度范围[V]内，温度畸变系数ξ的值及变化幅度均较小，约为0.02～0.03；当速度持续减小至V6时，ξ倍增至0.19。

综合图9与表1中的结果可见，在规定速度区间[V]内，发动机短舱进气口截面温度及其变化率较低，温度畸变系数ξ很小，说明在该区间内几乎可以排除重吸入现象发生的可能性；当速度继续减小至约15.4 m/s时，截面温度变化梯度显著增大，在对应状态下的温度畸变系数ξ亦明显增大，说明重吸入现象发生的可能性大大提高。但根据飞机本身性能指标，V6≈15.4 m/s已不在规定的速度区间[V]内[15]，即此时反推装置已关闭，反推气流消失，无需考虑重吸入现象对飞机的影响。

3.3 反推气流对静压测量的影响

静压探测装置作为精密仪器，对流场变化十分敏感，其受反推气流干扰的可能性需彻底排除。静压探测器安装位置应尽量位于飞机机头等截面段的最大等宽度线附近，因为该处的飞机表面外形的曲率较为平缓，可最大程度地避免流场畸变对静压测量造成的影响，同时确保安装与飞机内部结构件（框、梁、肋）及线路不发生干涉[16]。

试验中通过压力传感器测得飞机表面A、B、C 3点的静压系数在反推气流影响下的变化情况如图10所示，并计算其相对干扰ε=ΔCp/Cp来分析静压测量是否受反推气流影响及其程度。其中B点是该型号飞机静压探测器实际安装位置；同时测量位于B点上、下游等间距处的A、C 2点的静压变化情况作为对照，以此研究反推气流在航向上对静压的影响范围及程度。

图10 静压孔布置位置

在速度区间[V]内通过静压传感器与扫描阀等仪器测得的结果见表2。

表2 反推气流对静压系数相对干扰

从表中可见，当来流速度较大时，其动能较大，阻挡了反推气流持续向前发展，因此该区域内的流场几乎不受反推气流影响，静压系数的测量未受干扰；当来流速度逐渐减小，其动能也相应减少，反推气流所受阻挡效果减弱而持续向前发展，受影响的流场区域前移直至探测器安装区域，导致部分静压测量受到干扰。但进一步分析表中的数据可知，即使在速度降低至V5，反推气流造成最严重的干扰量级也仅约为0.2%，远小于该型号飞机设计指标中关于静压测量误差的要求，因此在工程中可忽略不计。由此可认为，在规定的速度区间[V]内，反推气流不会对静压的测量造成影响。

4 CFD仿真计算对试验结果的验证

除了风洞试验，CFD仿真计算也是研究民用飞机发动机反推装置气动特性的重要手段。由于当前硬件条件和计算资源的限制，CFD仿真计算虽无法获得推力、温度等参数的精确值，但可以宏观地获得反推装置开启前后流场的变化，有助于定性地分析问题，从而对部分试验结果进行检查与验证。

从第3.2、3.3节中的结果可以看出，在反推气流来流速度较低时，发生重吸入现象及静压测量受影响的可能性较大。因此CFD仿真计算时来流速度边界条件取 V=V5≈50 m/s。

CFD仿真计算所获得的反推气流流场分布及趋势如图11所示。反推气流从短舱后部格栅段中喷出后，在来流的阻碍下，动能减弱并向四周扩散，部分反推气流扫掠地面，其余则与机翼、中机身发生干涉。流场结果显示，反推气流基本未扩散至发动机短舱进气口附近，未发生重吸入现象。同时，与机身发生干涉的反推气流扫掠区域均远离静压探测装置安装位置，基本可以排除反推气流对静压测量产生重大干扰的可能性。

图11 反推气流流场显示

CFD仿真计算的结果与第3.2、3.3节中的结论一致，从侧面验证了试验结果的可靠性。

5 结束语

本文主要通过风洞试验对国内某型大型民用飞机反推装置设计方案的主要气动特性进行了分析和评估，并采用了CFD仿真计算的方案对部分试验结果进行了验证。试验方法的应用及试验条件的设定充分考虑了该型号反推装置实际使用情况，并结合相似理论建立试验修正体系。试验及计算结果表明，当前反推装置设计方案的主要气动特性满足设计要求及相关适航标准。

尽管通过风洞试验可以较准确获得反推装置的各项气动特性，但由于受试验设备和条件的限制，来流速度V无法实现在规定区间内[V]连续变化，只能以离散状态的形式出现，使试验的相似性和关联性受到了影响。随着风洞试验技术和设备的不断更新和发展，该问题将得到改善，从而使风洞试验结果的质量获得提升。

国内大型民用飞机设计与研发正处于起步阶段，对于反推装置气动特性的研究与欧美先进国家有不小差距。本研究为民用飞机格栅式反推装置气动性能验证和分析提供了1套可行的方法，并为后续民用飞机反推装置的工程设计、特性分析、性能验证方面提供了方法和经验。

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Analysis and Validation of Thrust-Reversers Aerodynamic Characteristics for Civil Aircraft

CHEN Gong,HU Ren-yu
（COMAC Shanghai Aircraft Design and Research Institute,Shanghai 201210,China）

In order to validate whether the cascade thrust-reversers design scheme of a civil aircraft is satisfied with airworthiness standard or not,the wind tunnel test was carried on to estimate aerodynamics characteristics such as thrust-reversers efficiency,"re-ingestion"phenomenon and disturbance to static pressure measurement within the range of required velocity.The test result shows that efficiency of the thrust-reversers is more than 40%,which is beyond current average standard,and occurrence of"re-ingestion"is almost eliminated by monitoring temperature-field.In addition,although the flow-field and pressure distribution are somewhat affected by thrust-reverse flow,static pressure measuring will not be disturbed.Besides,the result of CFD simulation is accorded with that of wind tunnel test,which is re-validate the feasibility of the thrust-reversers design scheme.

thrust reversers;wind tunnel test;aerodynamic characteristics;CFD simulation;static pressure measuring;civil aircraft

V 233.7

A

1 0.1 3477/j.cnki.aeroengine.201 7.02.009

2016-08-25 基金项目：科技部973重点计划（2014CB744800-5）资助

陈功（1986），男，工程师，在读博士研究生，主要从事气动设计及风洞试验方面工作；E-mail:chengong@comac.cc。

陈功，胡仞与.民用飞机反推装置气动特性分析与验证[J].航空发动机，2017，43（2）：56-61.CHEN Gong，HU Renyu.Analysis and validation of thrust-reversersaerodynamic characteristics forcivilaircraft[J].Aeroengine，2017，43（2）：56-61.

（编辑：栗枢）