格柵式反推裝置性能研究

楊 雄，梁 言

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

1 引言

對于大型運輸機，其傳統著陸減速裝置多為擾流板，車輪剎車裝置或減速傘等，但隨著運輸機載荷不斷增大，傳統的減速制動裝置已經難以滿足目前高性能運輸機的要求，因此以發動機反推系統為代表的新一代減速裝置應運而生。相比于上述這些傳統減速裝置，反推減速裝置可以顯著縮短飛機著陸滑跑距離，并且其減速效率僅受到發動機工作狀態的影響，不受跑道等外界場務因素[1][2]，例如跑道濕滑程度的影響。除過可以在降落減速階段可以投入使用，反推裝置還可用于精確控制著陸，在飛行狀態下開啟用以減速，在起飛階段進行中斷起飛等。目前，反推裝置幾乎是先進大型運輸機所必備的系統裝置，隨著我國各類型號的大型運輸機的飛速發展，對反推裝置及其反推性能的研究需求更加深入，因此需要積累在反推裝置設計、研制工作的相關經驗，推動在反推裝置試驗及鑒定領域的技術研究，以進一步支撐我國各重點型號大型運輸機的研制工作。

國內、外目前針對反推系統的性能研究，主要的研究手段包括數值模擬手段和試驗手段。試驗手段主要包括臺架試驗，風洞試驗和飛行試驗，模擬手段主要包括參考發動機模型和CFD(Computational Fluid Dynamics)數值仿真。數值模擬手段是試驗手段的重要補充，對于反推性能，目前主要采取參考發動機模型和CFD兩種手段進行模擬。其中，參考發動機模型[3]可快速獲得反推裝置的反推性能，但其計算模擬需要風洞試驗提供相關的參數與修正系數，同時，因參考發動機模型并不直接對反推流場進行仿真，故該手段無法準確獲取反推裝置的使用速度范圍。隨CFD技術的發展，基于CFD技術，對反推格柵、帶反推構型的發動機整機及帶反推短艙的飛機整機進行反推系統性能模擬成為可能，并且由于CFD仿真結果可為風洞試驗的設計提供相關依據，因此基于CFD技術對反推裝置進行性能模擬發展迅速。Strash等[4]在1997年采用全三維歐拉方程對某型商務機的蚌式反推構型進行了數值模擬，并與試驗結果進行了對比，驗證了數值模擬方法的可靠性；波音的Chen Chuck[5]在2001年采用全三維CFD技術對帶反推構型及APU(Auxiliary Power Units)的典型雙發商務機進行了數值仿真，研究了反推排氣羽流與飛機外流場之間的氣動干涉問題；Trapp等[6]在2003年對EMB170飛機的三種備選的格柵式反推結構進行了數值模擬，得到了不同的反推流場并進行了對比，同時模擬了反推開啟時的飛機濺水試驗，數值模擬結果與試驗結果符合較好。國內方面，張國棟等[7]以二維格柵為研究對象，對其進行數值模擬，研究了主要幾何參數對格柵排氣性能的影響；周莉等[8]對CFM56-2發動機反推格柵的縮比模型進行二維數值模擬，研究得到了格柵安裝角對反推裝置性能的影響；吳宇等[9]對帶反推構型的孤立發動機幾何進行了全三維數值模擬，對反推性能全三維數值模擬的邊界條件進行了相關研究；段卓毅等[10]采用全三維CFD方法對某尾吊雙發布局飛機的反推裝置性能進行了數值模擬，并重點研究了反推力裝置與飛機之間的氣動匹配問題；王志強等[11]在全三維環境下分別計算了單臺發動機與飛/發一體化整機的反推流場，并評估了反推開啟狀態下反推氣流對發動機進口流場的影響。

本文首先以帶格柵式反推構型的波音767客機為研究對象，基于全三維CFD數值模擬技術，計算得到不同著陸滑跑速度下的整機外流場。通過對比反推模式各關鍵截面動量推力與GasTurb中動量推力，定性驗證CFD模擬結果的正確性。在流場計算結果的基礎上，計算得到發動機反推系統的總反推力、反推效率等反推性能；之后，基于飛機滑跑過程的運動學方程，建立起反推打開構型下飛機著陸性能計算方法，計算得到飛機的著陸滑跑時間及滑跑距離等著陸性能，通過對比該型飛機公開的著陸性能，驗證所建立著陸性能計算方法的正確性和有效性。

2 整機安裝條件下反推裝置性能計算

本文以發動機反推裝置展開時的波音767-400客機為研究對象，采用全三維CFD技術，對該飛機著陸滑跑時反推展開的外流場進行數值模擬，根據數值模擬結果，從流場結果中提取相關氣動參數，計算得到該型飛機反推裝置的性能。

2.1 整機全三維計算域及網格劃分

計算域寬度為飛機半翼展的2倍，計算域底部確定為飛機著陸滑跑時跑道距機身底部的真實距離，計算域頂部距上機身距離確定為1倍機翼長度。

進行數值計算前，對計算域進行流場網格劃分。采用非結構化網格進行計算域網格劃分，總網格量約1000萬，飛機近壁面附近生成邊界層網格，邊界層最大厚度最大指定為1e-5。網格劃分結果如圖1所示。

2.2 計算邊界條件給定

對于飛機外流場區域，本文所選取的邊界條件如圖2所示。計算域進口為速度進口，根據不同的飛機滑跑速度，給定邊界進口速度以模擬遠場來流；計算域出口選為壓力出口；飛機半模內側面以及計算域頂部邊界面選為對稱邊界；地面選為滑移邊界，運動速度與飛機滑跑速度相反，以模擬移動地面，整個飛機外殼避免選定為無滑移壁面。

圖2 外流場計算域邊界條件

對于反推裝置，本文給定的邊界條件如圖3所示。給定發動機進口，格柵出口和發動機內涵出口處的邊界條件。其中，發動機進口確定為壓力出口邊界，給定該截面的靜壓；內涵出口和格柵出口確定為流量進口邊界，給定上述兩個截面位置的總溫，總壓和氣流角。格柵出口截面的氣流角由參考文獻[12]取得。

圖3 發動機反推裝置邊界條件

2.3 數值模擬方法

本文采用Fluent進行整機流場的全三維數值模擬，對全計算域求解RANS方程。選用耦合式求解器，采用二階迎風格式離散控制方程，求解算法采用SIMPLE算法。湍流模型選定為雙方程k-ε模型。

2.4 數值模擬結果及分析

根據大多數反推裝置實際的開啟和關閉時飛機的滑跑速度，本文對飛機滑跑速度為160節，100節，40節和10節共4個工況下的反推開啟時整機的外流場進行了數值模擬，得到上述4個工況下反推裝置附近的流線圖如圖4所示。

圖4 四個工況下反推裝置附近的流線圖

由圖4可知，反推排氣氣流從反推格柵出口流出后，在高速來流情況下(160節～40節)，向后流動。靠近飛機機翼部分的反推排氣氣流在高速來流的影響下，向后流動，繞過飛機上翼面，且隨著來流速度降低，繞過上翼面的氣流逐漸形成半徑較大的渦旋狀流動結構。當來流速度降低至40節時，反推氣流已經出現向滑跑速度方向前傾的趨勢，當來流速度降低至10節時，由于來流速度過低，反推氣流向前流動效應強烈，導致格柵的反推氣流被吸入發動機進氣道，造成二次吸入現象。

圖5給出了上述4個工況下，反推裝置附近的溫度等值面圖。由圖可以看出，在高速工況下(160節～40節)，經反推格柵排出的反推氣流全部向飛機尾部流動，隨著來流速度的逐漸降低，與圖4所示流線圖類似，反推氣流在飛機上翼面逐漸形成半徑較大的渦旋狀溫度等值面，其等值面開始向機頭前方傾斜。當來流速度降低至10節時，排氣格柵的流體溫度場延伸發展至進氣道，造成發動機反推排氣尾流的二次吸入。

圖5 四個工況下反推裝置附近的溫度等值面圖

2.5 數值模擬結果的驗證

由于缺乏該型發動機安裝反推力的試驗數據，可通過對比CFD反推模式下與GasTurb在正推模式下發動機各關鍵截面出的動量推力，來定性判斷CFD計算結果的合理性與可靠性。本文在進行CFD計算結果合理性分析時，采用的基本假設為反推作用的有效面積與正推模式下涵道噴管的有效面積比接近于1。可以預見，在上述假設下，若發動機進口動量推力和內涵出口動量推力基本相等，反推模式下格柵出口動量推力略小于正推模式下外涵出口動量推力，則表明反推的CFD計算結果基本合理。表1給出了采用GasTurb計算得到的該發動機正推條件下的內、外涵道動量推力結果，同時給出了采用CFD手段獲得的各反推正常工作的工況下，內、外涵的動量推力計算結果。通過對比可以看出，對于發動機進口和內涵出口，兩種手段獲得的動量推力結果基本相當，而對于外涵出口，反推模式的計算結果略低于正推模式的計算結果，這是由于反推模式下外涵出口氣流還需經過反推格柵，從而造成了相應的動量損失。

表1 GasTurb計算動量推力與CFD計算值對比

2.6 反推裝置性能計算

本文根據SAE AIR 6064中推薦的反推裝置總反推力及反推效率的計算方法，基于本文所取得的CFD流場模擬結果，整理得到反推裝置裝機條件下的反推性能。計算反推性能時，根據相關適航條款中對反推裝置開啟和關閉速度的考核規定，只計算滑跑速度為60節～160節時的反推性能。其中，總反推力的計算方法如下

(1)

反推效率的計算方法如下

ηrev=FA/FG

FA=Frev+Fcore

(2)

FG=Ffan+Fcore

根據CFD模擬結果，按照式(1)及式(2)，提取流場中的推力分量及阻力分量，進而得到裝機條件下的反推性能如表2所示。

表2 反推性能計算結果

3 反推裝置開啟條件下飛機著陸性能計算方法

在獲得反推裝置性能的基礎上，結合飛機的近地升阻特性，建立飛機著陸過程運動學方程，從而計算得到反推開啟狀態下飛機反推裝置運行的時間以及飛機的著陸滑跑距離，將獲得的飛機著陸性能與飛機公開的著陸性能對比，驗證所建立著陸性能計算方法的可靠性和有效性。

3.1 反推工作時間的計算

對于大涵道比分排渦扇發動機，反推開啟時發動機的受力分析如圖6所示。

圖6 反推開啟時發動機短艙控制體受力分析

對發動機短艙所形成的控制體，其凈推力可表示為如下形式

F=mfanVjsinβ+maV+mcoreVcore

(3)

式中，mfan為外涵道空氣流量，Vj為反推排氣氣流速度，β為反推排氣氣流角度，ma為發動機進氣流量，V為飛機滑跑速度，mcore為發動機內涵空氣流量，Vcore為發動機內涵排氣速度。對整個飛機，在反推打開時的減速階段，其運動學方程如下

(4)

式中，m為飛機著陸質量，n為飛機所配發動機個數，Dav為減速階段飛機的平均阻力。式(4)為一個一階常微分方程，其通解為

(5)

將t=0時刻，飛機著陸接地速度V0帶入通解式(5)，得到系數λ，進而由式(5)可解出反推開啟狀態下，飛機從接地速度V0滑跑至任意速度V時的滑跑時間t如下

(6)

實際采用式(6)計算反推運行時間時，可先求反推裝置各塊格柵的反推動量，進而求各格柵反推動量推力之和，從而求出式(6)中總反推動量推力。這一過程如式(7)所示

(7)

根據本文計算得到的反推裝置性能結果以及上述飛機著陸過程的運動學方程，本文計算了從飛機接地反推裝置開啟(140節)到反推裝置關閉(60節)過程中反推運行時間，如表3所示。

表3 著陸階段反推裝置運行時間

3.2 著陸過程滑跑距離的計算

將飛機接地后的著陸滑跑過程分為三個階段，分別為從接地到反推開啟的反應階段，反推運行時的減速滑跑階段以及反推關閉后的減速滑跑階段。反推開啟的反應階段，飛行員從接地到開啟反推，一般需要2～3秒，假設該階段飛機作勻速運動。反推運行時的滑跑階段和反推關閉后的減速滑跑階段可視為勻減速運動過程，故三個階段的滑跑距離計算式如下所示

S1=tVtd

(8)

(9)

(10)

在第二階段，飛機運動速度較高，故以0.7倍的接地速度計算飛機阻力及地面摩擦力，第三階段飛機速度較低，以0.35倍接地速度計算飛機阻力及地面摩擦力。上式中第二階段，飛機輪胎尚處于滾動摩擦階段，滾動摩擦系數μr1視跑道狀況取0.01～0.04，第三階段飛行員關閉反推系統，發動機放慢車狀態，采取機械剎車的方式，飛機輪胎多處于滑動摩擦階段，滑動摩擦系數μr2視跑道狀況取0.5～0.7，第三階段飛行員關閉反推時的飛機速度Vbrake一般取0.3～0.5Vtd。

根據本文計算得到的反推力性能以及采用GasTurb計算得到的該發動機慢車推力，計算得到飛機以140Kn速度接地時飛機的著陸距離，如表4所示。

表4 著陸階段滑跑距離

由表4可以看出，反推開啟后，在干跑道上的著陸滑跑距離縮短了約4%。這與大部分民航客機在干跑道上采用反推裝置所取得的效果較為一致，民航客機采用反推裝置，在干跑道上僅縮短著陸滑跑距離的0-7%。在干跑道使用反推裝置的主要目的，是減少剎車裝置的磨損，因此并不能顯著縮短滑跑距離。上述計算結果可以一定程度上說明本文所建立的反推開啟狀態下飛機著陸性能計算方法的可靠性。

4 結論

本文采用全三維數值模擬技術，研究了整機安裝狀態下格柵式反推系統性能計算方法；在此基礎上，進一步研究了反推展開情況下的飛機著陸性能，得到結論如下：

1)該飛機反推裝置在著陸速度140節～60節速度范圍內反推裝置可正常工作，未見反推氣流二次吸入；反推裝置工作期間，單發凈反推力范圍為151kN～113kN，總反推效率在各速度下接近40%；在滑行速度為13節時產生較為明顯的發動機反推氣流二次吸入現象；

2)反推打開情況下飛機在干跑道上的著陸性能計算結果表明，飛機著陸期間反推工作時間為29.64s，滑跑距離為1337.26m，相比于反推不打開情況下的著陸滑跑距離，縮短約4%，這與大部分民航客機在干跑道上采用反推裝置平均縮短滑跑距離約0～7%的效果較為一致；

3)上述計算結果表明，本文所建立的反推性能計算方法和飛機性能計算方法，所獲取的結果與實際情況較為符合，表明上述方法較為可靠，具備一定工程實用價值。