涡扇发动机配装反推力装置综合影响分析

黄敬杰，马晓健，张 鑫，杨树楷，刘立平

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）

0 引言

飞机着陆速度的提高不仅满足了飞机的气动性能而且满足了复飞安全的要求，但这必然增加着陆的滑跑距离。而在适航条款中对民航飞机的跑道着陆安全距离有明确规定。为此对飞机着陆减速性能提出了更高的需求。为提高减速性能，缩短滑跑距离，需使用必要的专用减速装置。反推力装置作为飞机减速系统的一部分广泛应用于现代民航客机中。反推力装置通过改变气流方向，在着陆过程中提供额外的反向推力，进而能有效提高飞机的减速效率，缩短飞机的滑跑距离，尤其在极端天气条件下的湿滑结冰跑道上效果更为明显。

然而反推力装置的使用对航空发动机的总体性能、短舱设计、飞机气动性能及维护成本等方面产生影响，其设计需要协同飞机与发动机双方，并涉及多专业学科。针对反推力装置的相关研究，主要集中于部件试验和整机试验，以获得其部件设计关键参数及性能。随着计算机技术的发展，可借助CFD技术完成对流场的模拟分析及设计。在1955年，Povolny等[1]开展了反推力装置的专项研究，以获得其性能的影响因素；Yetter[2]对民用航空飞机进行调研，讨论了该飞机使用反推力装置的需求及优缺点；Yetter等[3]又针对大涵道比涡扇发动机6种新型概念反推的缩比模型试验进行了详细的探讨。此外，还进行了一些零部件和整机试验[4-5]及CFD流场数值仿真分析[6-9]。但涉及反推力装置对发动机影响的研究较少，主要包括气流再吸入对发动机稳定性的影响[10]和反推力装置性能对飞机、发动机的影响分析[11]，以及一些与反推力装置相似的可变面积喷管对发动机性能影响的研究[12]。

鉴于此，本文以CFM56发动机为基础，主要针对反推力装置配装发动机的综合影响进行分析，为配装反推力装置的航空发动机概念设计提供思路。

1 设计方法及流程

航空发动机概念设计阶段流程如图1所示[13]。从图中可见，其流程为：需求分析→功能分析→需求分配→折中研究→可行性评价→设计评审。对于航空发动机而言，是否采用反推力装置，通常在发动机概念设计阶段即可确定。

图1 概念设计流程[13]

用户基于安全需求提出着陆减速距离的要求，研究方根据要求配装反推力装置，以提供高效减速所需反向推力。在设计过程中可对发动机的性能及反推力装置的性能要求分别设计。然而反推力装置的使用，不可避免带来流路气动损失、质量及成本的增加，因此需要对质量及成本进行估算，必要时加以设计优化，经过可行性分析及设计评审，制订可行的高效低损的设计方案。

因此本文主要从要求分配和折中研究层面，对发动机性能、反推力装置性能、推进系统质量及成本预估的研究方法进行分析及论述。

2 发动机模型建立及循环参数优化

借助克兰菲尔德大学总体性能软件Turbomatch建立并优化发动机模型。该软件是其大学内部模拟软件，代码最早由W.L.Macmillan基于Fortran编写而成，可完成单轴到多轴发动机设计点与非设计点总体性能的模拟分析[14]。

基于CFM56-7B发动机模型与涵道比（BPR），建立具有分开排气系统的双轴风扇发动机总体性能分析模型，如图2所示。

图2 发动机模型

本文研究的发动机模型包括以下假设：

（1）忽略发动机引气与功率提取；

（2）涡轮前温度（TET）作为控制参数；

（3）在最大反推状态时发动机涡轮前温度与最大起飞状态的相同。

民用涡扇发动机通常具有低耗油率、低排放、低噪声、高推力的设计要求，因此通常采用单级风扇达到降噪要求。考虑到单级风扇的压缩能力及最低耗油率的情况，在保持涡轮前温度与总压比一定的条件下，更改风扇压比，获得耗油率随风扇压比的变化规律，进而得到最低耗油率对应的最佳风扇压比，如图3所示。从图中可见，最佳风扇压比PRfan选为1.8。从而确定发动机循环参数及总体性能评估模型。发动机设计点性能参数见表1。

图3 最佳风扇压比

表1 设计点性能参数

3 发动机性能

使用反推力装置将改变外涵流道的气动型线，使气流在折返过程中形成大量的漩涡。大规模漩涡的产生、发展、破裂及消散将导致气流流动不稳定，能量损失增加。此外在反推力装置内流道结构件的作用下，气流所受阻力及排气系统流道损失增加。

反推力装置改变了排气系统的特性，对发动机总体性能参数及部件的工作点均产生影响。不合理的设计可能导致压缩部件裕度降低，从而影响发动机气动稳定性[11]。因此需要对反推力状态下各部件工作点及安全性进行分析评估。

3.1 压气机性能

压气机的工作线是由涡轮及排气系统面积控制的。使用反推力装置不仅使流路压力损失增大，而且直接导致排气系统有效气动面积减小，从而影响发动机压缩部件的工作点。

排气系统在不同压力损失下，发动机压缩部件工作点的变化如图4所示。从图中可见，风扇工作点更易受压力损失影响而偏向喘振边界。较大的排气系统损失更易造成低压压缩部件（尤其是风扇）喘振裕度降低，从而使发动机气动稳定性降低的风险增大。

图4 排气系统在不同压力损失下压缩部件工作点（SLS，ISA，最大起飞）的变化

在保持压力损失不变的情况下，将排气系统排气面积进行相应调整，以探究反推力装置展开状态下排气系统设计面积的合理更改方向。排气系统面积增大及减小5%对风扇工作点的影响如图5所示。从图中可见，增大排气面积使风扇工作点远离喘振边界，提高喘振裕度。此外也会带来推力方面的收益，如图6所示。即使改变面积使燃油消耗率（SFC）小幅度增加，但增加数值不足3%，对于着陆过程短暂使用的反推力装置而言可以忽略。因此反推力装置的气动设计需要增大排气系统的排气面积。

图5 排气系统面积增大及减小5%对风扇工作点的影响

图6 改变排气系统面积后燃油消耗率与净推力的变化

为了弥补排气系统压力损失增大对压气机带来的负面影响，针对排气系统损失与面积变化的共同作用进行研究，确定在反推力状态下排气系统允许的最小压力损失，使得反推力装置展开前后的风扇工作点尽可能相近，从而使反推力装置的使用对发动机稳定性的影响最小。二者共同作用下的风扇工作点如图7所示。从图中可见，当排气系统压力损失为0.05时，风扇工作点为最靠近正推力状态。由此建立反推状态发动机总体性能分析模型。其中，外涵排气系统的设计要求为排气面积增大5%，压力损失在5%以内。

图7 排气系统损失与面积变化共同作用下的风扇工作点（反推力装置展开）

3.2 涡轮性能

需要对涡轮与压气机进行匹配设计，以满足其效率和性能的要求。若涡轮节流流量过小，其背压可能引起压气机喘振；相反，涡轮节流流量过大可能造成压气机阻塞。任何一种情况在设计过程中都可能引起发动机效率和性能的损失。鉴于发动机的设计过程是其各部件之间的迭代协同设计，对于反推力装置展开状态，也需要评估对涡轮工作点的影响。

正、反推力状态各典型发动机工况下涡轮的膨胀比见表2。从表中可见，高压涡轮在所有状态下均处于节流状态。除了在慢车状态下的膨胀比略有减小，在其他状态下高压涡轮膨胀比约为2.78～2.93，基本不受反推力装置展开影响。这是由于涡轮导向叶片几何结构不变，高压涡轮工作点也基本不变。而低压涡轮工作点在不同状态下略有不同。除了慢车状态，在其他状态下低压涡轮均处于节流状态，且最大膨胀比由内涵喷管流通能力所决定。在正、反推力状态下，涡轮工作点如图8所示。从图中可见，与正推力状态相比，反推力装置的使用对涡轮部件性能影响不大。

表2 涡轮膨胀比

图8 在正、反推力状态下的涡轮工作点

3.3 喷管性能

正、反推力下发动机各状态内、外涵喷管落压比见表3。涡扇发动机喷管面积由设计点的性能匹配结果确定。在高速巡航状态下，在进气冲压作用下使压气机输入功增大，导致喷管入口压力高，喷管落压比增大，从而大于地面低速滑跑状态下的落压比。一旦喷管在节流状态下工作，其落压比将不再与来流速度相关。这样设计的好处在于，涡轮与喷管之间存在流量的匹配性，因此高、低压涡轮的工作点均不会发生变化。在巡航状态下内、外涵喷管皆处于节流状态，涡轮的流量、膨胀比和工作参数可以近似保持不变。此外，在此状态下喷管出口截面静压高于环境压力，由此将产生1个额外的推力项。

表3 喷管压比

飞机在着陆过程中内、外涵喷管均处于非节流状态，如图9所示。与正推力状态相比，反推力装置的使用对排气系统部件性能影响不大。为了展开反推力装置，发动机需降为慢车状态，此时喷管的落压比大幅度减小。反推力装置展开后，发动机状态提高至最大反推状态，推力增大，喷管落压比也随之增大。

图9 在正、反推力状态下喷管工作点

4 反推力装置性能

反推力装置设计要求提供足够的反推力，确保机身机翼不受反向热气流冲击，以及控制排气气流再吸入。此外，反推力装置排气气流使飞机产生升力达到最小，由此实现最大化刹车效率。鉴于概念设计阶段不涉及反推力装置的排气流场及飞机的一体化设计，下面将讨论反推力装置的推力性能。

4.1 局部坐标系及使用状态

为评估反推力和反推效率，建立排气局部坐标系以描述特定区域（如叶栅块）的速度矢量[15]，如图10所示。从图中可见，假设排气流量与排气面积成正比，速度矢量分成轴向速度分量、径向速度分量和周向速度分量。其中周向速度仅影响气流周向喷射区域，并不直接产生反推力，因此在概念设计的过程中，可假设周向速度为零，以便估算反向推力。

图10 反向排气气流局部坐标系

在理想状态下，为提供飞机尽可能大的反向推力，轴向排气气流应全部与轴线平行，但这种情况在实际设计中并不可行。在通常情况下，外涵反推轴向排气气流角为40°～60°。借助CFD方法进行的反推力装置气动设计尽管达到更精确的排气角度，但也增加了较低滑跑速度下排气气流再吸入的风险。而排气角设计为45°可以平衡气流再吸入和反推效率之间的矛盾，最大程度保证发动机气动稳定性。因此该排气角度在设计过程中被广泛采用。

飞机常规着陆时反推力装置的使用操作如图11所示。由此选择不同的发动机工作点进行反推力数值的计算与评估。

图11 飞机常规着陆时反推力装置的使用操作

4.2 反推力计算

忽略短舱表面所受阻力，发动机在正、反推力状态下的净推力计算如下。

正推力状态

反推力状态

式中：FN为净推力；Ffan、Fcore、Fdrag分别为外涵推力、内涵推力及进气冲量造成的阻力；Frev与Ffanrev分别为发动机总反推力与外涵反推力；β为反推轴向排气角；σ为损失系数，在反推状态下，反映在受阻流门等结构件之间的间隙泄漏及摩擦影响造成一定的推力损失，通常假设为5%[11]。

在常规飞机着陆过程中，发动机的推力组成如图12所示。从图中所见，推力均表示为各推力项占起飞推力的百分比。由于喷管压比几乎保持不变，马赫数对外涵反推力的影响不大。发动机进气冲量带来的阻力效应是总反推力的重要组成部分，且滑跑速度越大，该项占比也越大。飞机在高滑跑速度下，反推力装置提供反向推力可达最大起飞推力的50%以上。

图12 在常规飞机着陆过程中发动机的推力组成

4.3 反推效率

总反推效率定义为总反推力与相同压比下总正推力的比值。尽管在反推力装置展开前后喷管压比略有不同，但在概念设计阶段可假设压比恒定不变，因此反推效率为

反推效率随飞机滑跑的速度变化曲线如图13所示。从图中可见，随着滑跑马赫数的减小，反推效率不断降低，考虑到较低滑跑速度再吸入气流的风险增大，因此需要在此速度下关闭反推力装置。

图13 反推效率随飞机滑跑速度变化曲线

5 推进系统质量估计

除了性能方面的影响，使用反推力装置还会带来其他方面的问题，比如增加了推进系统质量。由此需对包含反推力装置在内的推进系统质量进行计算分析。

质量估计是发动机设计的重要环节，也是科技经济环境风险分析的重要方面[16]。不考虑推进系统中挂架的质量，推进系统总质量可分为发动机干质量及短舱组件质量。其中，反推力装置和喷管质量包含在短舱组件中。由于反推力装置结构复杂，成附件较多，配装反推力装置将会增加推进系统额外的质量。研究表明，反推力装置的质量可达发动机干质量的15%～20%[17]。质量的增加不仅改变了推重比，也会使飞机及推进系统的重心及惯性改变，从而影响飞机减速距离。

对于分开排气系统所配备的反推力装置，外涵反推工作在相对较低的温度和压力下，因此可以使用相对先进的轻质材料以降低反推力装置的质量，复合材料就是广泛应用的材料之一[18]。

5.1 发动机质量估计

发动机质量估计方法主要分为基于整机和基于部件的2种方法。Periklis Lolis[16]对估计方法进行了详细总结与研究；Guha等[19]针对Rolls Royce、Gener⁃al Electric、Pratt & Whitney、及CFM International的30种发动机进行研究，提出了基于风扇直径的发动机质量的初步估算方法，从而得出发动机长度和质量的估算公式

式中：Lengine和Wengine分别为发动机长度与质量；Dfan为风扇直径。

5.2 短舱质量

NASA研究报告中的质量计算方法是基于风扇直径及涡轮直径[20]，与Guha对发动机质量估计方法相近。短舱组件结构如图14所示。主要包括整流罩（风扇舱和蒙皮）、外涵反推装置及内涵喷管3部分。

图14 短舱组件[21]

短舱组件质量为

式中：Wnacelle、Wcowl、Wfan-exhaust、Wcore-exhaust分别为短舱质量、风扇舱及蒙皮质量、外涵和内涵排气系统质量。

短舱质量估算所需的主要参数如图15所示。

图15 短舱质量估算主要参数[22]

将整流罩及排气系统简化成圆柱，其表面积与等效面密度的乘积可以用于质量的初步估计。表面积可根据下述公式求得式中：Linlet、LF、LFX、LC、LCX分别为发动机进气道、风扇舱、反推力装置、核心舱蒙皮与内涵喷管轴向长度；Dfan与Dturbine分别为风扇直径与涡轮出口直径。

风扇舱的等效面密度为17.1~19.6 kg/m2，反推力装置的则为73.2 kg/m2[20]。包含反推力装置在内的推进系统总质量见表4，其中配装反推力装置后短舱质量增加73%，推进系统总质量增加约为12%。

表4 推进系统总质量

6 价格

对发动机价格的估算涉及到很多因素，Jenkin⁃son等对其进行简化，建立了以巡航推力及SFC为变量，近似线性的价值预测模型。

式中：VF为价格因子；Fcr为巡航推力，kN；SFC为巡航耗油率，g/（kN·s）；M为发动机价格，百万美元。

此外，发动机短舱的价格可以通过短舱与发动机质量比和发动机裸机价格进行简单估算[19]。以发动机裸机价格为基准，配装外涵喷管与反推力装置后整个推进系统的估算价格见表5。配装反推力装置后，推进系统价格增加约13%。

表5 推进系统价格比

7 结论

（1）通过对反推力装置在展开状态下发动机各工作点的分析，确定发动机总体性能对反推力装置（包括流通面积及流动损失）设计的要求。

（2）对飞机常规着陆过程中，在正、反推力状态下的推力进行初步估算，在高速滑跑状态下，由反推力装置获得反推力可达最大起飞推力的50%以上。

（3）对包含反推力装置在内的推进系统质量及价格进行估算，配装反推力装置可使推进系统质量增加12%，成本增加13%。

本文的研究内容为航空发动机概念设计阶段反推力装置与发动机总体性能一体化设计以及初步的质量估算工作提供了方法和思路。