李達(dá)新，趙克良，王奇志，盛鳴劍，黃 勇，張美紅

（1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210；2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

民機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)重吸入特性風(fēng)洞試驗(yàn)

李達(dá)新1，趙克良1，王奇志1，盛鳴劍1，黃 勇2，張美紅1

（1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210；2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

民機(jī)在滑跑減速階段一般會(huì)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的反向推力來提高其減速性能和滑跑安全性，當(dāng)滑跑速度較低時(shí)使用該裝置，從發(fā)動(dòng)機(jī)排出的向前方噴射的氣流存在被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入的可能，該噴流受發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的壓縮做功，噴流的溫度比環(huán)境溫度高，如果此氣流被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入，將會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣氣流的溫度畸變，而該畸變將會(huì)引起發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片的顫振，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命和安全性。故對于一個(gè)使用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的新型飛機(jī)，有必要通過風(fēng)洞試驗(yàn)來得到其在各工況下的重吸入特性，并且根據(jù)其重吸入特性，設(shè)定截止使用反推力的滑跑速度。本文主要論述通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得發(fā)動(dòng)機(jī)重吸入特性，并且確定反推力使用截止滑跑速度的方法。

重吸入；反推力；風(fēng)洞試驗(yàn)；發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引 言

反推力在當(dāng)今航空技術(shù)中使用比較廣，軍用運(yùn)輸機(jī)在野戰(zhàn)簡易機(jī)場可以使用反推力進(jìn)行轉(zhuǎn)彎和倒車等地面機(jī)動(dòng)，比如美國的C－5大型運(yùn)輸機(jī)，在特殊情況下可以在戰(zhàn)區(qū)機(jī)場上空打開反推，用于緊急減速下降著陸；民用飛機(jī)主要將反推力應(yīng)用在飛機(jī)著陸滑跑和起飛中斷滑跑階段。

民機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置的結(jié)構(gòu)形式主要有3種：靶式（Target）、門式（Door）和格柵式（Cas－cade），圖1～3分別為這3種反推力裝置，其中格柵式反推力裝置是目前最常采用的反推力裝置。

圖1 靶式反推力裝置（左為試驗(yàn)件）Fig.1 Target type thrust reverser equipment（the left－h(huán)and side is a test part）

圖2 門式反推力裝置（左為試驗(yàn)件）Fig.2 Door type thrust reverser equipment（the left－h(huán)and side is a test part）

圖3 格柵式反推力裝置（左為試驗(yàn)件）Fig.3 Cascade type thrust reverser equipment（the left－h(huán)and side is a test part）

發(fā)動(dòng)機(jī)的反向推力是飛機(jī)在地面滑跑階段的一項(xiàng)很重要的減速手段，尤其是在跑道結(jié)冰濕滑的情況下，飛機(jī)通過高阻構(gòu)型和機(jī)輪剎車等措施降低飛機(jī)的滑跑速度效率不是很高，而使用發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置產(chǎn)生反向推力這一主動(dòng)減速措施，可以確保飛機(jī)在較短時(shí)間完成從高速滑跑到較安全的低速滑跑過程。圖4可以看出反推力在兩種不同跑道路面下對飛機(jī)減速作用的區(qū)別：在干燥跑道上，反推力裝置對飛機(jī)的滑跑距離減少作用有限；當(dāng)跑道為濕滑時(shí)，使用反推力裝置可以減少一半以上的滑跑距離。由此可見反推力對確保飛機(jī)著陸或中斷起飛后的滑跑安全起了重要的作用。目前，全世界絕大部分民用客機(jī)都采用了該裝置作為提高滑跑階段安全性的一項(xiàng)重要手段。

圖4 反推力對飛機(jī)滑跑距離影響的示意圖Fig.4 Thrust reverser effect on the landing distance

對于民機(jī)，反推力打開會(huì)使飛機(jī)從較高的滑跑速度快速降到較低的滑跑速度，一般為140～60節(jié)左右。這個(gè)過程的初始階段飛機(jī)的滑跑速度高，使用反推力裝置減速效率高，通過反推裝置向前噴射的氣流容易被高速的來流阻擋，折返向后流動(dòng)，不容易被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入（如圖5），然而當(dāng)滑跑速度低于某一速度后，從反推裝置排出的反推氣流將會(huì)被發(fā)動(dòng)機(jī)重新吸入（如圖6）。反推氣流受到風(fēng)扇的壓縮作用（真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)，以下簡稱Engine，在中等以上的功率下風(fēng)扇前后的溫差將達(dá)30～60℃，甚至更高），其溫度比來流高，當(dāng)此高于環(huán)境溫度的氣流再次被發(fā)動(dòng)機(jī)吸入時(shí)，就出現(xiàn)了重吸入現(xiàn)象，被發(fā)動(dòng)機(jī)重吸入的氣流將導(dǎo)致風(fēng)扇前唇口進(jìn)氣氣流溫度分布不均，產(chǎn)生溫度分布畸變，該畸變會(huì)誘發(fā)氣流對發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片不均勻的撞擊，破壞風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)時(shí)的動(dòng)平衡，引起風(fēng)扇葉片的顫振，降低發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性，影響正常的使用壽命。

圖5 反推氣流未被重吸入Fig.5 Re－ingestion did not happen

圖6 反推氣流被重新吸入Fig.6 Re－ingestion happened

民用飛機(jī)因?yàn)樯婕暗铰每偷娜松戆踩?，對整機(jī)各部件的可靠性要求很嚴(yán)格，尤其是發(fā)動(dòng)機(jī)，作為飛機(jī)的心臟，任何對其可靠性和安全性產(chǎn)生影響的因素都需要考慮，對于打開反推力后的重吸入問題，更要引起重視，需要進(jìn)行相應(yīng)的試驗(yàn)，以驗(yàn)證并且確保設(shè)計(jì)的準(zhǔn)確性。目前航空工業(yè)界對于新研發(fā)的機(jī)型都會(huì)做此類的風(fēng)洞試驗(yàn)，比如空客A380在其研發(fā)過程中就做過類似的風(fēng)洞試驗(yàn)研究（如圖7）。

圖7 A380進(jìn)行反推力風(fēng)洞試驗(yàn)Fig.7 A380is taking a thrust reverser testing in the WT

發(fā)動(dòng)機(jī)的重吸入特性研究有兩種手段：CFD計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)。其中CFD計(jì)算因飛機(jī)為擾流板打開，增升裝置伸出，起落架放下、發(fā)動(dòng)機(jī)外罩后退及反推裝置外露（對應(yīng)格柵式反推力裝置）的復(fù)雜構(gòu)型，導(dǎo)致計(jì)算網(wǎng)格的劃分十分困難，計(jì)算耗時(shí)較多，而且反推力打開后氣流很容易分離，這對計(jì)算的精準(zhǔn)性是一個(gè)很大的挑戰(zhàn)。目前一般將CFD計(jì)算結(jié)合理論和相關(guān)經(jīng)驗(yàn)用于初步設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)完畢后，將會(huì)采用風(fēng)洞試驗(yàn)來優(yōu)選反推力裝置的設(shè)計(jì)方案，并且獲得發(fā)動(dòng)機(jī)反推力打開后的重吸入特性和全機(jī)的氣動(dòng)特性。

發(fā)動(dòng)機(jī)的重吸入特性風(fēng)洞試驗(yàn)研究利用經(jīng)過發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇壓縮后的氣流會(huì)增溫這一自然特性進(jìn)行研究，通過帶 TPS（Turbofan Propulsion Simulator）的發(fā)動(dòng)機(jī)模型模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)排氣，同時(shí)在發(fā)動(dòng)機(jī)唇口布置溫度測量元件，來測量發(fā)動(dòng)機(jī)唇口進(jìn)氣的溫度畸變，獲得發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)上后的重吸入特性。下面將具體介紹通過風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M獲得飛機(jī)打開反推力后的重吸入特性的方法。

1 模 型

作為發(fā)動(dòng)機(jī)重吸入特性風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ退貍涞膬蓚€(gè)基本條件：其一，模型需為全機(jī)模型，發(fā)動(dòng)機(jī)模型內(nèi)需要使用TPS裝置模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)排氣；其二，在發(fā)動(dòng)機(jī)唇口安裝能實(shí)時(shí)測量進(jìn)氣唇口平面的流場進(jìn)氣溫度畸變的溫度傳感器，以及在風(fēng)扇后具有能實(shí)時(shí)測量氣體總溫的（在低速范圍內(nèi)總溫和靜溫差異不大）溫度傳感器。

基于第一項(xiàng)基本條件，試驗(yàn)時(shí)應(yīng)采用高阻力構(gòu)型，這樣有利于試驗(yàn)數(shù)據(jù)保守可靠。因TPS工作原理和Engine之間存在的差異，TPS內(nèi)涵的氣流來自高壓氣源，Engine的內(nèi)涵氣流來自發(fā)動(dòng)機(jī)唇口進(jìn)氣，故發(fā)動(dòng)機(jī)模型的外形在試驗(yàn)之前需要進(jìn)行修形，具體可參考文獻(xiàn)［1］。

基于第二個(gè)基本條件，溫度傳感器要分為風(fēng)扇前和風(fēng)扇后兩個(gè)不同位置，對于風(fēng)扇前的溫度測量要求測量精度高，頻率響應(yīng)快，需要使用開口式的溫度傳感器。對于風(fēng)扇后的溫度傳感器要求測量精度高，同時(shí)能承受增壓后高速氣流的沖擊，需要使用密封接觸式溫度傳感器。在風(fēng)扇前需要測量整個(gè)進(jìn)氣平面的溫度畸變情況，故會(huì)在發(fā)房進(jìn)氣唇口的整個(gè)圓周面布置5～6個(gè)周向測量耙，在每個(gè)測量耙上按照環(huán)面積相等的方式布置4～5個(gè)測量點(diǎn)（參考圖8）。風(fēng)扇后的溫度測量須采用內(nèi)置式溫度測量耙，在整個(gè)風(fēng)扇后周向均勻布置4～6個(gè)測溫耙，每個(gè)測溫耙上布置一個(gè)測量點(diǎn)（參見圖9）。

2 試驗(yàn)內(nèi)容和方案

重吸入特性需要考慮飛機(jī)在滑跑過程中出現(xiàn)的各種可能情況，包括滑跑速度、側(cè)風(fēng)、發(fā)動(dòng)機(jī)的不同功率等。如果具有幾種反推力裝置設(shè)計(jì)方案，還需進(jìn)行不同反推力裝置設(shè)計(jì)方案優(yōu)選等試驗(yàn)環(huán)節(jié)。

圖8 風(fēng)扇前溫度測量耙設(shè)計(jì)示意圖Fig.8 The thermocouple rakes before the fan

圖9 風(fēng)扇后測溫耙數(shù)模截圖Fig.9 The thermocouple rake behind the fan

典型的試驗(yàn)方案：對應(yīng)每一套不同的反推力裝置，先測試不同滑跑速度下的重吸入特性，得到最初的截止使用反推力裝置的滑跑速度（來流對反推氣流的影響參見圖10）；之后固定來流速度，改變側(cè)風(fēng)，確認(rèn)在該滑跑速度下，飛機(jī)遭受預(yù)定的側(cè)風(fēng)，重吸入是否會(huì)發(fā)生；如果沒有，表明之前所得到的截止反推力使用的滑跑速度是合理的，否則，需要略微增加滑跑速度，再一次做定滑跑速度、變側(cè)風(fēng)的風(fēng)洞試驗(yàn)，直到變側(cè)風(fēng)試驗(yàn)也達(dá)到重吸入要求為止，此時(shí)的滑跑速度就為該套反推力裝置截止使用的滑跑速度。

3 試驗(yàn)前的準(zhǔn)備

試驗(yàn)前除了要完成帶動(dòng)力試驗(yàn)所必須準(zhǔn)備的工作之外，還需完成如下試驗(yàn)前的準(zhǔn)備工作：將風(fēng)扇前、后的溫度傳感器連接到信號(hào)采集平臺(tái)，信號(hào)采集平臺(tái)放置在機(jī)身之中。之后需要對每個(gè)溫度傳感器做簡易的測試，以檢測各溫度傳感器是否工作可靠。測試采用通電的電烙鐵離溫度傳感器的感應(yīng)頭一定距離，之后通過數(shù)據(jù)采集平臺(tái)向終端顯示提供數(shù)字信號(hào)，由計(jì)算機(jī)判斷溫度傳感器是否正常。通常情況下，溫度傳感器可能會(huì)被損壞，而且沒法修復(fù)或者更換，經(jīng)驗(yàn)上容許風(fēng)扇前的溫度傳感器失效數(shù)不多于10%，風(fēng)扇后的溫度傳感器一般容許失效數(shù)量不多于1。

另外，為了模擬飛機(jī)在跑道上滑跑時(shí)跑道相對飛機(jī)向后的運(yùn)動(dòng)，試驗(yàn)需要使用可模擬跑道相對飛機(jī)向后運(yùn)動(dòng)的活動(dòng)地板，活動(dòng)地板的移動(dòng)速度與來流在機(jī)身對稱面的速度分量保持一致。圖11為使用和不使用活動(dòng)地板所得到兩個(gè)重吸入特性曲線對比，從圖可以看出，活動(dòng)地板能將反推力使用截止的滑跑速度降低約10節(jié)，這有助于獲得更加真實(shí)準(zhǔn)確的反推力使用的截止速度。

圖10 來流速度對反推噴流流動(dòng)影響Fig.10 The effect of incoming speed on the reverser plume

圖11 活動(dòng)地板對重吸入特性的影響（翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)）Fig.11 Moveable belt’s effect on the re－ingestion properties（wing mount nacelle）

4 試驗(yàn)方法

在試驗(yàn)過程中，TPS在高壓氣源驅(qū)動(dòng)下開始旋轉(zhuǎn)，風(fēng)扇前、后的氣流溫度在發(fā)動(dòng)機(jī)中等功率下產(chǎn)生的溫差達(dá)到約30℃，通過布置在風(fēng)扇前、后的溫度傳感器測到的溫度值，通過式（1）得到發(fā)動(dòng)機(jī)的重吸入特性值τ。

目前國際上有幾種計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)重吸入特性的公式，常用的為式（1），其物理含義為：進(jìn)口氣流局部溫度與平均溫度的差與風(fēng)扇增溫的比值。

世界3大民機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)商定義：當(dāng)τ＞0.1，即10%時(shí)，認(rèn)為已經(jīng)超過了發(fā)動(dòng)機(jī)所能承受的重吸入上限，不容許。

5 試驗(yàn)結(jié)果

通過上述試驗(yàn)可以得到圖12所示的發(fā)動(dòng)機(jī)唇口溫度分布云圖和圖13所示的重吸入特征參數(shù)隨速度變化的曲線。

圖12 唇口氣流溫度分布云圖Fig.12 The temperature distribution at the inlet（left：no re－ingestion，right：re－ingestion）

圖13 τ值隨來流速度的變化關(guān)系Fig.13 The relationship betweenτand the flow speed

從圖13可以看出重吸入特性曲線存在臨界值，當(dāng)來流速度大于該臨界值，重吸入?yún)?shù)τ幾乎不變，為一很小的量；然而當(dāng)速度小于該值之后，τ值迅速直線上升。為了考慮滑跑時(shí)尾風(fēng)等氣象條件，一般會(huì)把反推力截止使用速度定義為τ值突變點(diǎn)的臨界值，而非τ值達(dá)到10%時(shí)的速度，雖然這個(gè)速度較臨界值略小，但是差異不大，這樣有利于在尾風(fēng)情況下，確保發(fā)動(dòng)機(jī)不容易發(fā)生重吸入。

以上試驗(yàn)方法具有普遍適用性，無論飛機(jī)采用尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局還是翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局都可進(jìn)行試驗(yàn)。

6 結(jié) 論

介紹了民機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)重吸入特性風(fēng)洞試驗(yàn)的必要性，試驗(yàn)前的技術(shù)準(zhǔn)備，試驗(yàn)方法和試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法。該方法具有普遍的適用性，軍機(jī)、民機(jī)的有關(guān)設(shè)計(jì)和研究工作，都可以參考此法來獲得渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)上后的重吸入特性，并且得到反推力截止使用的滑跑速度。

［1］LABAN M，SOEMARWOTO B I，KOOI J W.Reshaping engine nacelles for testing in wind tunnels with turbofan propulsion simulators［R］.AIAA 2005－3703，2005.

［2］HEGEN，KOOI J W.Investigation of aircraft performance with deployed thrust reversers in DNW［R］.AGARDCP－498，1992.

［3］VAN HENGST J.Aerodynamic integration of thrust reversers on the fokker 100［R］.AGARD－CP－498，1992.

［4］張錫金，等.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊第六冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

［5］范潔川.風(fēng)洞試驗(yàn)手冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

李達(dá)新（1981－），男，湖南株洲人，工程師，研究方向：民機(jī)氣動(dòng)特性。通訊地址：上海市浦東新區(qū)金科路5188號(hào)（201210），電話：021－31225729，E－mail：lidaxin＠comac.cc

Wind tunnel test for turbo－fan engine re－ingestion characteristic of civil aircraft

LI Da－xin1，ZHAO Ke－liang1，WANG Qi－zhi1，SHENG Ming－jian1，HUANG Yong2，ZHANG Mei－h(huán)ong1
（1.Shanghai Aircraft Design ＆ Research Institute，Shanghai 201210，China；2.China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

For civil aircraft it is common method to use thrust reverser to improve the deceleration and the safety during landing run.However，if the ground running speed of the aircraft is too low，the forward moving plume flow can be re－ingested by the engine.The temperature of the plume flow is much higher than ambient temperature since it gains energy from fan compressor.As a result the re－ingestion may lead to the temperature distortion for inlet flow causing the flutter of the fan blade，thus harming the engine life and safety.Therefore，for a new turbo－fan aircraft it is necessary to obtain the re－ingestion characteristic of the engine through wind tunnel test in order to determine the turn－off speed limit for thrust reverser.This paper mainly states the method to get the A／C's re－ingestion characteristics from the wind tunnel test and acquire the thrust reverser cut－off taxiing speeds.

re－ingestion；thrust reverser；wind tunnel test；engine

V211.73

A

1672－9897（2012）05－0031－05

2011－08－25；

2011－12－23