無阻流板式葉柵反推性能試驗研究

史經緯，王占學，張曉博，劉增文

（西北工業大學 動力與能源學院，陜西 西安 710072）

0 引 言

隨著大型飛機運輸能力需求的不斷提高，用于大型飛機可靠、高效的大涵道比渦扇發動機反推技術成為急需解決的關鍵技術之一。目前，機械式反推仍是實現反推的主要途徑，包括抓斗式、折流板式和葉柵式等形式［1－6］。由于機械式反推裝置存在質量重、運動部件多、機構復雜、密封性要求高等缺點［7－9］，近年來國外眾多研究機構逐漸將研究重點轉向質量輕、結構簡單的流動控制式反推技術。吸取流動控制領域的技術成果，提出基于二次流噴射控制的反推技術，即無阻流板式葉柵反推［10］。利用高壓二次氣流在特定位置，以一定的角度噴射入外涵道，以改變涵道中氣流方向，使其進入反推窗口的葉柵通道，偏轉的氣流逆向（向前）噴出從而產生反向推力。該技術降低了機械復雜性、減輕了裝置的重量對于大型飛機具有廣闊的應用前景。

無阻流板式葉柵反推概念始于20世紀90年代，Gilbert B等人驗證了無阻流板式葉柵反推概念的可實施性［11］，Marconi F等人采用數值模擬的手段完成了無阻流板式葉柵反推的部分氣動幾何參數的影響研究［12］，NASA Langley研究中心 Asbury S C等人提出六種新概念反推技術，將無阻流板式葉柵反推作為一種重要研究內容，并完成了部分工況下反推的測力試驗。鑒于流體反推力技術研究的重要性及國內相關技術的研究較少且尚不完備［14－16］，本研究從基礎機理驗證試驗的角度出發，以無阻流板式葉柵反推裝置為研究對象，對基于二次流噴射控制推力反向的技術進行了研究，詳細地分析了風扇出口壓比、二次流壓比、二次流噴射位置及噴射角度等氣動參數的變化對反推性能的影響。

1 試驗裝置及試驗方法

1.1 無阻流板式葉柵反推結構

本研究中無阻流板式葉柵反推結構見圖1，該模型通道基于某型發動機外涵道模型，為1∶10縮比模型。其中二次射流孔位于底板，射孔寬度為0.72mm，射孔位置分別為：38.77mm、58.77mm、78.77mm、98.77mm、118.77mm，為研究不同射流角度對反推性能的影響，射流角度分為30°、45°、60°、90°。三排等厚度葉柵形成四通道反推窗口，寬度為36.15mm。外涵通道喉部位置位于x＝170.6mm處，喉部高度21.78mm。涵道出口高度28.24mm，氣流經此排入大氣。

圖1 無阻流板式葉柵反推裝置的幾何結構圖Fig.1 Geometry of lockerless cascade thrust reverser

1.2 試驗設備及原理

本試驗在跨／超聲速葉柵試驗器上完成，試驗臺架示意圖如圖2，試驗氣流在反推裝置中的流動情況見圖3。主、次流分別由低、高壓氣源提供，進行冷態地面試驗。試驗件主流管路包括閘閥、調節閥、噴管流量測量計（量程為0.6～2.6kg／s），次流流路包括閘閥、主調節閥、精細調節閥（為保證次流調節精度）、噴管流量計（量程為0.06～0.24kg／s）以及穩壓箱。在試驗前首先采用標準亞聲速噴管流量計對主、次流噴管流量計進行了校驗，各流量計測量精度優于1%。壓力測量采用PSI電子掃描測壓閥測量，各測量通道總不確定度小于0.3%（不同量程），溫度測量采用Pt100電阻溫度計，總測量不確定度為0.79%。

圖2 雙流路試驗臺架Fig.2 Dual－flow simulation system

圖3 試驗氣流在反推裝置中的流動情況Fig.3 Flow－distribution of experimental blockerless cascade reverser mode

主、次流流量分別由對應噴管流量計測得，對于出口流量，采用探針測量校準方式獲得探針－流量校準曲線，通過測量壓力反算出口流量，運用流量平衡算出反推葉柵窗口出口氣流量。

1.3 試驗工況

本試驗主要目的是研究不同幾何、氣動參數對無阻流板式葉柵反推性能的影響，分別針對不同風扇出口壓比FPR（風扇出口總壓與周圍大氣壓力之比）、二次流壓比SPR（二次流總壓與周圍大氣壓力之比）、二次流噴射位置Xj、二次流噴射角度θ（二次流噴射方向與逆風扇氣流方向的夾角）等因素進行了試驗，并研究了參數之間的關聯關系，試驗中所研究各參數的取值如下：

風扇進口壓比FPR：1.3、1.4、1.5、1.6、1.7；

二次流壓比SPR：1.0、2.0、4.0、6.0；

噴射位置Xj：38.77mm、58.77mm、78.77mm、98.77mm、118.77mm；

噴射角度θ：30°、45°、60°、90°。

試驗完成了上述各狀態下主次流、出口流量測量以及各工況下對應的反推性能的分析。

1.4 參數計算

無阻流板式葉柵反推效率：

其中Frev為反向推力、Ffan為風扇外涵道推力。由于所搭建葉柵試驗臺架無測力天平，本文采用反推流量比CFR（流經反推窗口的流量與風扇總流量之比）來表征反推效率，即：

并以二次流與風扇主流流量之比SFR作為衡量采用次流控制主流偏轉技術的指標：

2 試驗結果分析

2.1 風扇出口壓比（FPR）對反推性能的影響

研究了二次流噴射角度θ為30°、二次流噴射位置Xj＝38.77mm時，不同二次流噴射壓比（SPR）下，風扇出口壓比對反推效率的影響率。其中：

二次流噴射壓比（SPR）：2.0、4.0、6.0；

風扇出口壓比（FPR）：1.3、1.4、1.5、1.6、1.7。

圖4給出了反推流量比（CFR）及二次流與風扇主流流量之比（SFR）隨風扇出口壓比的變化規律。隨著風扇出口壓比（FPR）的提高，二次流出口背壓不斷上升，導致二次流與風扇主流流量之比（SFR）減小，特別是在二次流壓比較大（SPR＝6.0）的情況下，SFR的減小更明顯，如圖4（a）。在不同二次流噴射壓比（SPR）下，反推流量比（CFR）隨著風扇出口壓比（FPR）的變化規律相反，如圖4（b）。SPR較低時（SPR＝2），隨著FPR的增加CFR增大；在較大的SPR時（SPR＝4、6），CFR隨著FPR的增加而減小，但減小的趨勢隨FPR的增大而趨于緩慢。其原因如下，反推葉柵窗口氣流包含兩部分：二次流及風扇涵道流。在低的二次流噴射壓比時，風扇主流占主要部分，隨著風扇壓比的增大，風扇涵道氣流量增大，導致CFR增大；而在較高的二次流噴射壓比時，二次流流量占反推窗口流量比重較大，隨風扇出口壓比增大，二次流噴射背壓增大，相對二次流流量減小，使得反推流量比（CFR）減小。

圖4 風扇出口壓比對反推性能的影響Fig.4 Thrust reverser performance with different FPR

2.2 二次流壓比（SPR）對反推性能的影響

研究了二次流射流角度θ為45°、二次流噴射位置Xj＝38.77mm，不同風扇出口壓比（FPR）下，二次流壓比（SPR）對反推效率的影響，本組試驗各參數如下：

風扇出口壓比（FPR）：1.3、1.5、1.7。

二次流噴射壓比（SPR）：1.0、2.0、4.0、6.0。

圖5給出了對應工況下反推流量比（CFR）及次、主流量比（SFR）的變化規律，可以看出SPR、CFR隨著二次流壓比（SPR）增加而增大。在風扇出口壓比為1.3時，二次流壓比對SFR、CFR影響均較為劇烈，隨著SPR的增大，SFR、CFR迅速增加。從增長速率上來看，CFR增長速率相對較大，一方面由于隨著SPR的增大，二次流噴射深度加大，使得二次流噴孔后形成的回流區范圍擴大，即更大程度上阻塞了風扇涵道流道，使得更多的風扇主流氣體通過反推葉柵窗口流出；另一方面，隨二次流壓比增大，相對二次流氣流量增加，在回流區的堵塞情況下，一部分二次氣流也進入反推窗口，進而使得CFR出現大于1的狀況。圖中還比較清楚地反映了不同風扇出口壓比下，CFR隨在二次流壓比的變化程度的不同，在二次流壓比小于某個值（SPR＜2.5）時，風扇出口壓比越小，反推效果越不明顯，但當二次流壓比超過此數值時，隨著二次流壓比的增大，大的風扇出口壓比的反推效果反而變化較緩慢。

另外，考慮基于二次流噴射控制的反推需從核心機引入高壓氣流，因此存在引氣量的限制，必然存在一個限制SFR的閥值，該閥值的確定取決于下一步的引氣量對發動機總體性能的研究。

圖5 二次流壓比對反推性能的影響Fig.5 Thrust reverser performance with different SPR

2.3 射流位置（Xj）對反推性能的影響

噴射孔的位置是無阻流板式葉柵反推的一個重要幾何參數，本節，研究了相同二次流壓比（SPR）、一組風扇壓比（FPR）下，不同二次流噴射位置對反推效率的影響，其具體氣動、幾何參數如下：

二次流噴射壓比（SPR）：2.0、4.0；

風扇出口壓比（FPR）：1.3、1.5、1.7；

二次流噴射角度（θ）：30°、45°、60°；

二次流噴射位置：38.77mm、58.77mm、78.77mm、98.77mm、118.77mm，下文用N1～N5分別來代替。

圖6～圖8給出了CFR、SFR隨二次流噴射位置的變化規律，從圖中可以看出，在相同的二次流射流壓比、風扇出口壓比及噴射角度下，存在某一噴射位置，使得流經反推葉柵窗口質量流量比（CFR）最大，即最佳噴射位置，位于第二、三噴射位置之間（58.77mm≤Xj≤77.87mm）。并且可以得出，不同的噴射角度、二次流壓比及風扇出口壓比時的最佳位置有所不同。

圖6 噴射位置對反推性能的影響（θ＝30°）Fig.6 Thrust reverser performance with different injection positions（θ＝30°）

圖7 噴射位置對反推性能的影響（θ＝45°）Fig.7 Thrust reverser performance with different injection positions（θ＝45°）

圖8 噴射位置對反推性能的影響（θ＝60°）Fig.8 Thrust reverser performance with different injection positions（θ＝60°）

二次流噴射位置從前向后移動的過程中，次、主流量比SFR變化較小，主要由于風扇涵道流道面積變化緩慢，在FPR、SPR等為定值時，風扇涵道中靜壓變化不明顯（作為二次噴射的背壓），因此對二次流量也就無較大影響。CFR在2、3號噴射孔附近存在最大值，隨著噴射位置的的后移反推效果減弱，并且逐漸趨于平穩，也就是說當噴射位置超過4號位置時，已經對流動控制不存在明顯的影響。

2.4 射流角度（θ）對反推性能的影響

采用二次流噴射控制主流時，噴射角度是影響射入深度以及回流區大小的重要因素，本小節主要分析固定位置噴射孔（2號）、二次流壓比（SPR）下，不同風扇出口壓比（FPR）、，噴射角度（θ）對反推性能的影響，其中主要參數如下：

二次流噴射位置（Xj）：58.77mm；

二次流噴射壓比（SPR）：2.0；

風扇出口壓比（FPR）：1.3、1.5、1.7；

二次流噴射角度（θ）：30°、45°、60°、90°。

圖9給出了本組試驗工況下的CFR與SFR隨噴射角度的變化。從圖中可以看出，在2號位置、次流壓比SPR＝2、不同的風扇出口壓比FPR下，存在最佳的二次流噴射角度使得反推窗口流量與風扇主流之比CFR達到最大值，該角度為60°。噴射角度較大或較小時，二次流在風扇順風或逆風方向存在較大的動量分量，使得二次流射入深度受到限制，即形成較小的回流區，對風扇主流的偏轉作用減小，導致反推流量減小，風扇反推效果減弱。

圖9 噴射角度對反推性能的影響Fig.9 Thrust reverser performance with different injection angels

3 結 論

本文試驗研究了基于二次流噴射控制的無阻流板式葉柵反推的氣動參數及噴射幾何參數對反推性能的影響，通過在不同試驗工況下對反推流量以及噴射流量的測量，可以得出：

（1）風扇出口壓比（FPR）、二次流噴射壓比（SPR）與反推效率的關聯關系復雜。二次流壓比小于某值時，隨著風扇出口壓比增加，反推流量比（CFR）增大；而二次流壓比超過此值時，隨風扇出口壓比的增加CFR減小。

（2）在FPR較小的工況下，SPR越大，對反推效果影響越明顯，但是由于二次流從發動機高壓部件引氣，因此必然存在二次流流量限制，該限制的確定仍需進一步研究。

（3）在不同的SPR、FPR、噴射角度θ下，最佳噴射位置有所不同，但是可以確定最佳位置位于第二、三噴射孔之間，即58.77mm≤Xj≤77.87mm。

（4）本文中給出的試驗工況下，得出最佳噴射角度θ＝60°，較大、較小的噴射角均會使得反推效果減弱。

［1］靳寶林，邢偉紅，劉殿春.飛機／發動機推進系統反推裝置［J］.航空發動機，2004，30（3）：48－52.（JIN B L，XING W H，LIU D C.Thrust reverserrs of aircraft／engine propulsion system ［J］.Aeroengine，2004，30（3）：48－52.）

［2］YETTER J A.Why do airlines want and use thrust reverserrs［R］.NASA TM－109158.

［3］HEGEN G H，KOOI J W.Investigation of aircraft performance with deployed thrust reverserr in DNW［R］.AIAA 2005－3702.

［4］ROMINE B M Jr.Performance investigation of a fan thrust reverserr for a high by－pass turbofan engine［R］.AIAA 84－1178.

［5］YAO H，RAGHUNATHAN S，COOPER R K，et al.Numerical simulation on flow fields of the nature blockage thrust reverserr［R］.AIAA 2005－631

［6］TRAPP L G，OLIVEIRA G L.Aircraft thrust reverserr cascade configuration evaluation through CFD［R］.AIAA 2003－0723，2003.

［7］HEGEN G H，KOOI J W.Investigation of aircraft performance with deployed thrust reverserrs in DNW［R］.AIAA 2005－3702.

［8］HALL S，COOPER R，RAGHUNATHAN S.Fluidic flow control in a natural blockage thrust reverserr［R］.AIAA 2006－3513.

［9］DONALD A D，ROGER W L.Experimental performance of cascade thrust reversers at forward velocity［R］.NASA TM X－2665，1973.

［10］LORD W K，MACMARTIN D G，TILLMAN T G.Flow control opportunities in gas turbine engine［R］.AIAA 2000－2234.

［11］GILBERT B，MARCONI F，KAKHORAN I.Innovatibe concept for cascade thrust reverserr without blocker door［R］.AIAA 1997－0823.

［12］MARCONI F，GILBERT B，TINDELL R.Computational fluid dynamics support of the development of a blockerless engine thrust reverserr concept［R］.AIAA 97－3151.

［13］ASBURY S C，YETTER J A.Static performance of six innovative thrust reverserr concepts for subsonic transport applications［R］.NASA TM－2000－210300.

［14］王占學，傅鵬哲，劉春陽.新型無阻流板反推裝置流場結構和影響參數研究［J］.航空發動機，2010，36（2）：155－158.（WANG Z X，FU P Z.LIU C Y.Investigation of flow field structure and effect parameter of new type blockerless thrust reverserr［J］.Aeroengine，2010，36（2）：155－158.）

［15］劉春陽.大渦扇發動機反推流場數值模擬與分析［D］.西安：西北工業大學動力與能源學院，2011.（LIU C Y.Numerical simulation research and analysis on flow field in thrust reverser condition for large turbofan engine［D］.Xi′an：Northwestern Polytechnical University，2011.）

［16］劉春陽，王占學，傅鵬哲.大涵道比渦扇發動機射流控制反推模型數值模擬［J］.航空動力學報，2010，25（8）：1811－1817.（LIU C Y，WANG Z X，FU P Z.Numerical simulation on thrust reverserr based on secondary flow for high－bypass－ratio turbofan engine［J］.JournalofAerospace Power，2010，25（8）：1811－1817.）