民用飛機反推裝置氣動特性分析與驗證

陳 功，胡仞與

民用飛機反推裝置氣動特性分析與驗證

陳 功，胡仞與

（中國商飛上海飛機設計研究院，上海201210）

為驗證國內某型民用飛機所用的格柵式反推裝置設計方案是否滿足適航標準，采用風洞試驗對反推裝置啟動后指定速度區間范圍內的反推效率、重吸入現象及其對靜壓測量的干擾進行了評估。試驗結果表明：該套裝置的反推效率在速度使用區間內能夠維持在40%的水平以上，高于當前平均水平；通過監控溫度場基本可以排除發生重吸入現象的可能性；反推氣流會改變局部的流場及壓力分布，但不會對靜壓測量造成明顯干擾。此外，CFD仿真的結果與風洞試驗的結論相互印證，再次驗證了該反推裝置設計方案的合理性。

反推裝置；風洞試驗；氣動特性；CFD仿真；靜壓測量；民用飛機

0 引言

反推裝置是民用渦噴發動機的重要組成部分，是應用于現代客機的必要設備。該裝置一般在飛機著陸過程中使用，通過特殊機構引導發動機外涵道氣流反向噴射產生反作用力，使飛機在短時間內迅速減速并制動。在民用飛機發展過程中，曾先后出現過抓斗式、花瓣式、格柵式等不同形式的反推裝置。近年來，格柵式反推裝置因其能夠精準地控制反推氣流方向，并顯著降低能耗，被各國民用飛機設計研發機構所重視，逐漸成為民用飛機反推裝置的主流選擇[1]。反推裝置的性能不但直接關系到飛機著陸時的安全性和穩定性，還關系到飛機對著陸場長度的需求[2-3]，而后者也是民用飛機適航標準中衡量飛機適用性和競爭力的重要指標[4-5]。因此，在最終凍結反推裝置設計方案前，需通過可靠的手段對其重要氣動特性進行評估和驗證，確保其能滿足飛機相關性能指標和對應的適航條款。

本文針對國內某大型民用飛機研發過程中評估發動機供應商提供的飛機反推裝置設計方案時，采用風洞試驗對其幾個重要的氣動特性進行了分析，將試驗結果與設計指標進行比較，并采用CFD仿真的手段從側面進行了檢驗。部分數據由相應符號代替，但不會對問題的分析及其結果造成影響。

1 反推裝置氣動原理

反推功能的實現依據牛頓第三定律，即通過臨時改變發動機外涵道結構，使其原本向后噴射的氣流發生折射，產生反作用力，從而實現飛機的減速和制動。國內某型民用飛機采用了當前主流的格柵式反推裝置設計方案，其主要作動機構及運轉原理如圖1、2所示。

圖1 正推構型（反推裝置開啟前）

圖2 反推構型（反推裝置開啟后）

反推裝置未開啟時，發動機外涵道中氣流自前向后正向流動，并從尾噴口正常噴出形成相應的正推力；反推裝置開啟后，反推門后移，露出格柵段。同時外涵道被阻斷，氣流只能經由格柵段向前噴出，形成相應的反推力。

格柵作為反推裝置中最重要的氣動部件，起到引導氣流流動、控制氣流噴射方向的作用，其外形、構造及力學原理如圖3所示[6-9]。

圖3 反推裝置的結構及原理

單塊格柵由許多導流葉片按一定規律陣列構成，每個導流葉片的出流角θ均不相同。反推氣流以速度矢量v經導流葉片流出后可分為航向vx、法向vy、側向vz3個矢量分量，同時產生相應的反推作用力fx、fy、fz。單塊格柵上產生的反推力為所有反推氣流在航向上產生的反作用力之和

若干塊格柵周向環列在發動機短艙后部形成格柵段。所有格柵上產生的航向反作用力之和∑Fx即為反推力Ftr。設格柵數為m，則有

合理地設計各出流葉片的數量、角度以及反推格柵在發動機短艙上分布的形式和位置即可獲得足夠的反推力，確保飛機在規定的時間內實現減速和制動。

2 研究內容與試驗方法

2.1 研究內容

反推裝置涉及眾多性能指標，而在氣動方面以反推效率、重吸入現象及其對飛機靜壓測量的干擾尤為重要。

反推效率指在發動機額定功率下，反推裝置開啟前后，發動機產生正推力Ff與反推力Ftr的比值，是衡量反推裝置將正推力轉化為反推力能力的重要指標。

重吸入現象指反推氣流噴出后被發動機從進氣口重新吸入的情況。由于反推氣流的溫度較高，若被重新吸入發動機，則可能對發動機中的空氣壓縮機葉片造成損傷。“重吸入特性”是衡量反推裝置安全性的重要指標。

靜壓是飛機操穩、航電、飛控等系統的重要計算輸入參數，而反推氣流會導致機身周圍流場的變化，可能干擾靜壓探測裝置對靜壓的測量，導致系統作出錯誤響應，影響飛機正常著陸進程。

以上3個指標是衡量反推裝置氣動特性的重要指標，將通過風洞試驗進行重點研究。

2.2 風洞試驗設備

風洞試驗是當前各大飛機設計研發單位用于研究發動機氣動性能及噴流流場的主要方法。如圖4所示，通過在風洞滾動地板上安裝飛機模型模擬飛機著陸滑跑的狀態，并使用天平、測壓閥等測試設備獲取飛機在不同反推狀態下的受力情況和表面壓力分布變化[10]。

圖4 風洞試驗設置

為了確保風洞試驗結果真實可靠，試驗中所使用的模型、反推格柵均按照飛機真實外形進行一定的縮比。綜合考慮該型飛機真實大小及所在風洞試驗段口徑，模型縮比比例約為1∶7.5。

2.3 試驗條件確定

民用飛機性能設計要求明確規定，反推裝置在飛機3輪接地著陸后以額定功率P打開，此時飛機滑行速度VL通常為62～72 m/s；當飛機持續減速至VD(26～36 m/s)后，關閉反推裝置。定義[VD,VL]為反推裝置的速度區間[V]。為了驗證反推裝置在該速度區間[V]內不同階段的“反推效率”、“重吸入現象”及其對飛機靜壓測量的干擾這3項性能是否達標，擬在風洞試驗中模擬[V]=[V1,V2,V3,V4,V5]5個等差來流速度，其中令V1≈VL，V5≈VD，則有 V1＞V2＞V3＞V4＞V5。

2.4 相似準則與動力校準

為了在風洞試驗中對發動機噴流進行準確模擬，選用合適的TPS(turbofan powered system)動力單元，并將其安裝在縮比后的飛機模型的短艙內部。TPS單元是模擬發動機進/噴氣的重要試驗設備，由外殼、風扇和內部供油系統組成。如圖5所示。

圖5 TPS動力單元與模型短艙

由于試驗中所使用的飛機模型經過縮比，為了滿足發動機流量相似準則，通過控制TPS單元中的風扇轉速，使試驗中模型發動機的流量Lm與真實飛機發動機流量La滿足以下關系

式中：K為試驗中飛機模型相對于真實飛機的縮比比例。

3 試驗結果討論與分析

3.1 反推效率結果分析討論

根據反推效率定義，在發動機額定功率下的反推效率可表示為

根據渦扇發動機工作原理可知，發動機以額定功率P正常運轉時，正推力Ff與反推力Ftr均是飛機滑行速度的函數。在風洞試驗中，飛機滑行速度近似由來流速度V替代，通過應變天平所測得的不同來流速度[V′]=[V1,V2,V3,V4,V5]下正、反推力對比關系及反推效率曲線如圖6、7所示。

圖6 正推力與反推力對比

圖7 反推效率曲線

從圖中可見，隨著來流速度的下降，發動機額定功率狀態下的正推力Ff與反推力Ftr均有所降低，但相同速度下Ff與Ftr絕對值的比例相對穩定。說明在該速度區間內，反推效率較穩定。

進一步分析反推效率曲線可知，雖然反推效率在給定速度區間內有所波動，但總體水平維持在40%以上[11]，高于當前民用飛機反推效率平均水平，滿足飛機性能需求。

3.2 重吸入特性結果分析討論

如圖8所示，當反推裝置開啟后，飛機滑行的速度不斷降低，前方來流對反推氣流的抑制作用將逐漸減弱，反推氣流向前流動的行程顯著增加。當反推氣流流抵發動機進氣口附近，則可能發生重吸入現象[12]。

圖8 反推重吸入現象

由于反推氣流的溫度通常高于來流，因此在風洞試驗中使用溫度傳感器監測不同來流速度情況下短艙進/出口處的溫度，通過觀察短艙進氣口溫度場分布定性地判定重吸入現象存在可能性。同時，為了定量地分析重吸入現象的嚴重程度，引入溫度畸變系數ξ[13-14]

式中：Tmax、Taver分別為進氣口溫度場中最高溫度與平均溫度；ΔTfan為發動機風扇前后的溫度差，對于給定的發動機，ΔTfan為定值。

由此可知，ξ越大，即發動機進氣口的溫度場越不均勻，重吸入現象發生的可能性越大。

試驗測得不同來流速度條件下溫度譜如圖9所示，對應的溫度畸變系數ξ見表1。

圖9 短艙進口溫度變化

表1 反推氣流對靜壓系數相對干擾

從圖中可見，當飛機以較高的速度滑行時，來流速度也相對較高，發動機短艙進氣口截面溫度低且均勻；當滑行速度逐漸減低后，進氣口截面溫度以很小的幅度均勻升高；當滑行速度持續降低至V6時，進氣口截面溫度分布開始出現不均勻現象，最大溫差約5 K。

從表中可見，在規定的速度范圍[V]內，溫度畸變系數ξ的值及變化幅度均較小，約為0.02～0.03；當速度持續減小至V6時，ξ倍增至0.19。

綜合圖9與表1中的結果可見，在規定速度區間[V]內，發動機短艙進氣口截面溫度及其變化率較低，溫度畸變系數ξ很小，說明在該區間內幾乎可以排除重吸入現象發生的可能性；當速度繼續減小至約15.4 m/s時，截面溫度變化梯度顯著增大，在對應狀態下的溫度畸變系數ξ亦明顯增大，說明重吸入現象發生的可能性大大提高。但根據飛機本身性能指標，V6≈15.4 m/s已不在規定的速度區間[V]內[15]，即此時反推裝置已關閉，反推氣流消失，無需考慮重吸入現象對飛機的影響。

3.3 反推氣流對靜壓測量的影響

靜壓探測裝置作為精密儀器，對流場變化十分敏感，其受反推氣流干擾的可能性需徹底排除。靜壓探測器安裝位置應盡量位于飛機機頭等截面段的最大等寬度線附近，因為該處的飛機表面外形的曲率較為平緩，可最大程度地避免流場畸變對靜壓測量造成的影響，同時確保安裝與飛機內部結構件（框、梁、肋）及線路不發生干涉[16]。

試驗中通過壓力傳感器測得飛機表面A、B、C 3點的靜壓系數在反推氣流影響下的變化情況如圖10所示，并計算其相對干擾ε=ΔCp/Cp來分析靜壓測量是否受反推氣流影響及其程度。其中B點是該型號飛機靜壓探測器實際安裝位置；同時測量位于B點上、下游等間距處的A、C 2點的靜壓變化情況作為對照，以此研究反推氣流在航向上對靜壓的影響范圍及程度。

圖10 靜壓孔布置位置

在速度區間[V]內通過靜壓傳感器與掃描閥等儀器測得的結果見表2。

表2 反推氣流對靜壓系數相對干擾

從表中可見，當來流速度較大時，其動能較大，阻擋了反推氣流持續向前發展，因此該區域內的流場幾乎不受反推氣流影響，靜壓系數的測量未受干擾；當來流速度逐漸減小，其動能也相應減少，反推氣流所受阻擋效果減弱而持續向前發展，受影響的流場區域前移直至探測器安裝區域，導致部分靜壓測量受到干擾。但進一步分析表中的數據可知，即使在速度降低至V5，反推氣流造成最嚴重的干擾量級也僅約為0.2%，遠小于該型號飛機設計指標中關于靜壓測量誤差的要求，因此在工程中可忽略不計。由此可認為，在規定的速度區間[V]內，反推氣流不會對靜壓的測量造成影響。

4 CFD仿真計算對試驗結果的驗證

除了風洞試驗，CFD仿真計算也是研究民用飛機發動機反推裝置氣動特性的重要手段。由于當前硬件條件和計算資源的限制，CFD仿真計算雖無法獲得推力、溫度等參數的精確值，但可以宏觀地獲得反推裝置開啟前后流場的變化，有助于定性地分析問題，從而對部分試驗結果進行檢查與驗證。

從第3.2、3.3節中的結果可以看出，在反推氣流來流速度較低時，發生重吸入現象及靜壓測量受影響的可能性較大。因此CFD仿真計算時來流速度邊界條件取 V=V5≈50 m/s。

CFD仿真計算所獲得的反推氣流流場分布及趨勢如圖11所示。反推氣流從短艙后部格柵段中噴出后，在來流的阻礙下，動能減弱并向四周擴散，部分反推氣流掃掠地面，其余則與機翼、中機身發生干涉。流場結果顯示，反推氣流基本未擴散至發動機短艙進氣口附近，未發生重吸入現象。同時，與機身發生干涉的反推氣流掃掠區域均遠離靜壓探測裝置安裝位置，基本可以排除反推氣流對靜壓測量產生重大干擾的可能性。

圖11 反推氣流流場顯示

CFD仿真計算的結果與第3.2、3.3節中的結論一致，從側面驗證了試驗結果的可靠性。

5 結束語

本文主要通過風洞試驗對國內某型大型民用飛機反推裝置設計方案的主要氣動特性進行了分析和評估，并采用了CFD仿真計算的方案對部分試驗結果進行了驗證。試驗方法的應用及試驗條件的設定充分考慮了該型號反推裝置實際使用情況，并結合相似理論建立試驗修正體系。試驗及計算結果表明，當前反推裝置設計方案的主要氣動特性滿足設計要求及相關適航標準。

盡管通過風洞試驗可以較準確獲得反推裝置的各項氣動特性，但由于受試驗設備和條件的限制，來流速度V無法實現在規定區間內[V]連續變化，只能以離散狀態的形式出現，使試驗的相似性和關聯性受到了影響。隨著風洞試驗技術和設備的不斷更新和發展，該問題將得到改善，從而使風洞試驗結果的質量獲得提升。

國內大型民用飛機設計與研發正處于起步階段，對于反推裝置氣動特性的研究與歐美先進國家有不小差距。本研究為民用飛機格柵式反推裝置氣動性能驗證和分析提供了1套可行的方法，并為后續民用飛機反推裝置的工程設計、特性分析、性能驗證方面提供了方法和經驗。

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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 基金項目：科技部973重點計劃（2014CB744800-5）資助

陳功（1986），男，工程師，在讀博士研究生，主要從事氣動設計及風洞試驗方面工作；E-mail:chengong@comac.cc。

陳功，胡仞與.民用飛機反推裝置氣動特性分析與驗證[J].航空發動機，2017，43（2）：56-61.CHEN Gong，HU Renyu.Analysis and validation of thrust-reversersaerodynamic characteristics forcivilaircraft[J].Aeroengine，2017，43（2）：56-61.

（編輯：栗樞）