反推气流对大涵道比涡扇发动机进口流场影响的数值模拟研究

赵海刚

(中国飞行试验研究院发动机所，西安 710089)

1 引言

反推装置通过偏转发动机的排气气流产生与飞机运动方向相反的力以实现飞机减速制动[1]，是民用航空飞机和大型军用运输机涡扇发动机的常设部件之一。与机轮刹车相比，反推装置在潮湿和有冰雪的跑道上也能为飞机提供有效制动力[2]，大大提高了飞机的着陆安全系数。在众多反推装置类型中，叶栅式反推装置因其集成度高、反推效果明显，而成为大涵道比涡扇发动机反推装置的首选形式[3-5]。但反推装置的使用也会对发动机造成潜在威胁。若反推气流被发动机再次吸入后会对发动机进口流场产生干扰，造成总压不均匀分布，即总压畸变；同时，由于反推气流来自经风扇增压后的外涵气流，其温度通常较自由流高约35℃以上，反推气流的再吸入也会在发动机进口形成总温畸变[6-8]，当流场畸变较为严重时可导致发动机出现失速、喘振等不稳定工作状态，威胁飞机安全。因此，与发动机的兼容性是反推装置设计需重点关注的问题之一。

CFD技术在反推装置与发动机的兼容性研究方面有着广泛应用。如Chen[9]介绍了采用全三维黏性流场数值模拟技术计算反推气流扰流流场细节的方法；Trapp等[4]采用CFD技术获得某民用飞机着陆滑跑过程中的反推气流流场，并通过试验验证了结果的可靠性；左志成等[6]采用CFD 技术模拟了民机着陆时反推力系统打开后的全机流场，研究了反推力系统工作时对发动机进口流场的影响；单勇等[10]采用FLUENT-CFD 软件对反推装置开启过程进行了非定常数值模拟，揭示了反推力装置开启过程的流场特征，获得了移动外罩和阻流门的运动规律对风扇出口压力的影响规律；陈著等[7]采用CFD 数值模拟方法研究了叶栅式反推装置开启后的流场特征，并分析了侧风对发动机进口重吸入特性的影响。

反推装置在飞机正常滑跑着陆过程中的最小使用速度(即临界使用速度)，是反推装置飞行试验的主要内容之一，它的确定与反推气流的重吸入特性密切相关；同时，飞机滑跑着陆过程中反推气流的运动状态，对临界使用速度确定试验设计具有重要参考意义。本文以某配装四台大涵道比涡扇发动机的飞机为研究对象，基于反推装置打开状态的一体化全机模型，采用CFD方法计算了不同着陆滑跑速度下的反推扰流流场，分析了反推气流分布随滑跑速度的变化特点及对发动机进口流场的影响，为反推装置临界使用速度确定试验方案和进气道流场测量方案设计提供了参考依据。

2 建模和网格划分

研究对象配装的四台发动机各配备有一套叶栅式反推装置，将各发动机外涵气流偏转而产生反推力。采用UG三维建模软件建立发动机反推装置打开状态的全机三维模型。发动机反推叶栅沿发动机短舱周向分布，建模时对其结构进行简化，忽略反推叶栅内部流道结构，采用给定排气方向的等效压力出口面表征叶栅结构对气流的偏折作用。发动机建模时不考虑发动机内部结构，仅对短舱外罩、进气道和内涵尾喷管流道建模。机体建模时忽略起落架、机翼襟副翼结构，仅保留飞机的整体外形结构。

该飞机模型沿中心平面对称，为节约计算资源、缩短计算周期，在反推装置全机三维流场计算时采用对称面一侧的机体结构建立计算域。计算域如图1所示，为一个1/4圆柱，长度为飞机长度的13倍，进口距飞机机头为5 倍飞机长度；计算域底部平面为地面。采用ICEM 软件对计算域划分四面体网格，对发动机短舱及附近地面网格进行加密，在进气道内壁面生成边界层网格，第一层网格为0.5 mm，增长比1.2，生成了10层网格。计算域网格总数约700万，机身附近的网格如图2所示。

图1 计算域网格Fig.1 Computational domain grids

图2 机身附近网格Fig.2 Grids around the fuselage

3 数值模拟条件和方法

由于反推力的作用，飞机在滑跑着陆过程中速度不断减小。本次计算将滑跑着陆的动态过程看作一系列的准定常过程，采用定常求解方法求解着陆减速过程中不同速度下的反推流场，从而获得整个滑跑过程中反推装置扰流流场和进气道出口流场的变化过程。

参考文献[7]，在正常着陆状态下，飞机轮子接触地面时的起始滑跑速度约为0.22 马赫(标准大气条件)，在反推力作用下滑跑速度逐渐减小，在马赫数0.12左右关闭反推装置；而在应急使用(应急中断起飞和应急着陆)情况下，反推装置应允许一直使用到飞机完全停止。因此，本文数值模拟了海平面标准大气环境、最大反推状态下，飞机滑跑速度0.22、0.20、0.18、0.16、0.14、0.12、0.10、0.08、0.06、0.04、0.02马赫，共11个速度点的全机流场。

采用FLUENT 软件进行反推流场数值模拟，使用了Roe-FDS离散格式，参考文献[8]选取k-ε湍流模型进行计算。边界条件设置如图1 所示，计算域圆柱面和前后底面为压力远场边界条件，设置相对来流马赫数、大气静温和静压；计算域侧面为对称边界条件；底部为无滑移壁面边界条件，设置与相对来流大小相等方向相同的运动速度；进气道出口为压力出口边界，出口静压由发动机工作状态确定；内涵喷管进口为压力入口边界，给定对应发动机状态下的喷管进口总温、总压；各叶栅块为压力入口边界，给定对应状态下的外涵喷管出口气流总温、总压和叶栅排气方向(即矢量方向)。

4 数值模拟结果分析

图3 为部分滑跑速度的反推气流速度流线分布。可看出，该型涡扇发动机反推气流排气方向有一定特点，在发动机左侧(逆航向，下同)反推气流主要向斜上方和斜下方排出，发动机右侧反推气流排气方向分为上、中、下三个方向。反推气流斜向前喷出后受相对来流阻挡，导致气流速度逐渐减小，最终偏转流向下游。随着滑跑速度的减小，反推气流的折转点逐渐靠前，在发动机径向的影响范围也逐渐增大。根据计算结果分析发现，当滑跑速度在0.10马赫以上时，反推气流在机身周围的分布较为有序，对发动机前方进气环境基本无影响。随着滑跑速度的减小，发动机排出的反推气流对机体和地面造成冲击，回流气流对发动机进口前方流场造成严重干扰。当滑跑速度减小到0.08 马赫时，内侧发动机有明显的反推气流吸入现象，外侧发动机也吸入了内侧发动机相邻一侧的反推气流。随着滑跑速度的进一步减小，反推气流向前运动得更远，与自由来流相互掺混后在飞机周围和进气道前方形成复杂、紊乱的流场。当滑跑速度减小到0.04 马赫时，折转的反推气流几乎包裹了整个前机身和进气道进口前区域，大量反推气流被两台发动机再次吸入。

由于反推气流的温度要高于自由流温度，发动机进口温度场分布能更明显地反映反推气流的重吸入特性。图4 和图5 分别是内、外侧发动机进口面Δ和δT2FAV随飞机滑跑速度的变化曲线，图6是发动机进口面总温比(定义为发动机进口总温与自由来流总温之比)分布云图。从图中可以看出，在滑跑速度大于0.10 马赫时，内、外侧发动机进口的Δ、δT2FAV均接近于0，发动机进口温度场分布均匀，在该滑跑速度范围内、外侧发动机均没有吸入反推气流。滑跑速度等于0.10 马赫时，Δ和δT2FAV略微升高，此时内、外侧发动机均有少量的反推气流吸入。随着滑跑速度的减小(Ma＜0.10)，由于反推气流的吸入量逐渐增多，内、外侧发动机进口Δ和δT2FAV快速增大，发动机进口面出现明显的高温区。在滑跑速度等于0.08马赫时，内、外侧发动机进口Δ均达到最大值，内侧发动机进口δT2FAV达到最大值，外侧发动机δT2FAV较滑跑速度等于0.10 马赫时明显增大。随着滑跑马赫数的进一步减小，整个发动机进口面的总温均明显升高，温度场趋于均匀，使得内、外侧发动机进口Δ有所降低，而外侧发动机进口δT2FAV基本呈增大趋势。

图10为滑跑速度小于等于0.10马赫时内、外侧发动机反推气流流线分布。可以发现，外侧发动机吸入的反推气流主要来自内侧发动机右中部叶栅排出的气流。由于机翼后掠的原因，外侧发动机进口要比内侧发动机的偏后，内侧发动机右中部的反推气流会打在外侧发动机的短舱上，且随着滑跑速度的逐渐减小，这部分反推气流对外侧发动机的冲击位置逐渐向其进气道唇口移动。当滑跑速度减小至0.08马赫时，部分气流就被外侧发动机吸入，造成发动机进口靠近机身一侧出现明显的高温区，相应区域的总压也有所下降。当滑跑速度进一步减小时，外侧发动机吸入的反推气流更多，对发动机进口面的影响范围也更大，使得温度畸变强度明显增大，但温度畸变周向不均匀度有所降低。

图3 部分滑跑速度的反推气流速度流线分布(逆航向)Fig.3 Reverse thrust airflow velocity distribution of partial aircraft taxing velocities(front view)

图4 发动机进口温度畸变周向不均匀度随滑跑速度的变化Fig.4 The inlet Δ of different taxing Mach numbers

图5 发动机进口温度畸变强度随滑跑速度的变化Fig.5 The inlet δT2FAVof different taxing Mach numbers

图6 发动机进口面总温比分布云图(逆航向)Fig.6 Temperature ratio distributions of the engine inlet section(front view)

图7 发动机进口稳态周向总压畸变指数随滑跑速度的变化Fig.7 The inlet Δ of different taxing Mach numbers

图8 发动机进口面平均总压恢复系数随滑跑速度的变化Fig.8 The inlet σavof different taxing Mach numbers

图9 发动机进口面总压恢复系数分布云图(逆航向)Fig.9 Total pressure recovery coefficient distribution of the engine inlet section(front view)

内侧发动机吸入的反推气流主要来自反推气流打在飞机机身上的回流气流。内、外侧发动机左下方反推气流排出后打在相邻机身上，并在来流作用下在机身旁边形成一个旋涡区。当滑跑速度大于等于0.10 马赫时，旋涡区气流从内侧发动机下方沿地面流向后方。当滑跑速度减小至0.08 马赫时，旋涡区影响范围增大，其上部回转气流被内侧发动机从右下方吸入，使得内侧发动机进口右下方区域温度骤升，总压损失增大，周向总温畸变、面平均相对温升等都明显增大。随着滑跑速度的进一步减小，旋涡区位置更加靠前。在滑跑速度为0.06 马赫时，旋涡区已移至机头前方，由于与自由流的相互作用，折返气流总温有所下降，使得内侧发动机进口面最大总温下降，加之内侧发动机大部分区域被反推气流占据，其总温畸变较滑跑速度为0.08 马赫时明显减小。随着滑跑速度的继续减小，与外侧发动机的一致，内侧发动机吸入的反推气流基本覆盖了整个发动机进口面，使得温度畸变周向不均匀度明显降低，但温度畸变强度仍保持较高水平。

图10 发动机反推气流流线分布Fig.10 Engine reverse flow streamline distribution

反推装置与发动机匹配性试飞，一般采用逐渐逼近的方法获得发动机的不稳定工作速度点：试验时逐渐减小反推装置收起时的滑跑速度，直至捕捉到发动机工作不稳定或飞机完全停止。根据本文流场仿真结果，该型发动机反推装置的临界使用速度约为0.10 马赫，空速约为122 km/h。针对该型发动机的反推装置试验设计时，应在该速度附近选取较小的速度间隔以准确确定反推装置的临界使用速度。发动机进口流场总温分布能更好地反映反推气流的再吸入特征，故在反推装置试验进气道流场测量时应对其进行重点测量。

5 结论

通过对飞机着陆滑跑过程中反推流场的数值模拟，获得了不同滑跑速度下反推气流的分布特点和对发动机进口流场的影响，主要得出以下结论：

(1)该型飞机发动机反推装置的反推气流分不同方向斜向前排出，受自由流阻碍，其速度逐渐减小并最终折返向下游运动，且随着滑跑速度的减小，折返点更靠前，反推气流的轴向和径向影响范围逐渐增大，对发动机进口前方的流场干扰也越强烈。

(2)当滑跑速度大于等于0.10马赫时，内、外侧发动机均没有吸入反推气流，进口流场分布均匀；当滑跑速度小于0.10 马赫且逐渐减小时，发动机吸入的反推气流量逐渐增多，在初始吸入阶段，内侧发动机吸入的反推气流主要来自于机身之间的回流区，外侧发动机吸入的反推气流来自内侧发动机相邻的反推叶栅。

(3)该型飞机发动机反推装置的临界使用速度约为0.10马赫(即122 km/h)，在反推装置飞行试验时应在该速度附近采用较小的速度补偿以准确确定临界使用速度。

(4)反推气流的吸入会造成发动机进口流场总温、总压畸变，发动机进口流场总温分布能更好地反映反推气流的再吸入特征，反推装置试验进气道流场测量方案设计应重点考虑发动机进口流场总温分布的测量。