趙海剛

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安 710089)

1 引言

反推裝置通過偏轉發(fā)動機的排氣氣流產生與飛機運動方向相反的力以實現(xiàn)飛機減速制動[1]，是民用航空飛機和大型軍用運輸機渦扇發(fā)動機的常設部件之一。與機輪剎車相比，反推裝置在潮濕和有冰雪的跑道上也能為飛機提供有效制動力[2]，大大提高了飛機的著陸安全系數(shù)。在眾多反推裝置類型中，葉柵式反推裝置因其集成度高、反推效果明顯，而成為大涵道比渦扇發(fā)動機反推裝置的首選形式[3-5]。但反推裝置的使用也會對發(fā)動機造成潛在威脅。若反推氣流被發(fā)動機再次吸入后會對發(fā)動機進口流場產生干擾，造成總壓不均勻分布，即總壓畸變；同時，由于反推氣流來自經風扇增壓后的外涵氣流，其溫度通常較自由流高約35℃以上，反推氣流的再吸入也會在發(fā)動機進口形成總溫畸變[6-8]，當流場畸變較為嚴重時可導致發(fā)動機出現(xiàn)失速、喘振等不穩(wěn)定工作狀態(tài)，威脅飛機安全。因此，與發(fā)動機的兼容性是反推裝置設計需重點關注的問題之一。

CFD技術在反推裝置與發(fā)動機的兼容性研究方面有著廣泛應用。如Chen[9]介紹了采用全三維黏性流場數(shù)值模擬技術計算反推氣流擾流流場細節(jié)的方法；Trapp等[4]采用CFD技術獲得某民用飛機著陸滑跑過程中的反推氣流流場，并通過試驗驗證了結果的可靠性；左志成等[6]采用CFD 技術模擬了民機著陸時反推力系統(tǒng)打開后的全機流場，研究了反推力系統(tǒng)工作時對發(fā)動機進口流場的影響；單勇等[10]采用FLUENT-CFD 軟件對反推裝置開啟過程進行了非定常數(shù)值模擬，揭示了反推力裝置開啟過程的流場特征，獲得了移動外罩和阻流門的運動規(guī)律對風扇出口壓力的影響規(guī)律；陳著等[7]采用CFD 數(shù)值模擬方法研究了葉柵式反推裝置開啟后的流場特征，并分析了側風對發(fā)動機進口重吸入特性的影響。

反推裝置在飛機正?；苤戇^程中的最小使用速度(即臨界使用速度)，是反推裝置飛行試驗的主要內容之一，它的確定與反推氣流的重吸入特性密切相關；同時，飛機滑跑著陸過程中反推氣流的運動狀態(tài)，對臨界使用速度確定試驗設計具有重要參考意義。本文以某配裝四臺大涵道比渦扇發(fā)動機的飛機為研究對象，基于反推裝置打開狀態(tài)的一體化全機模型，采用CFD方法計算了不同著陸滑跑速度下的反推擾流流場，分析了反推氣流分布隨滑跑速度的變化特點及對發(fā)動機進口流場的影響，為反推裝置臨界使用速度確定試驗方案和進氣道流場測量方案設計提供了參考依據(jù)。

2 建模和網格劃分

研究對象配裝的四臺發(fā)動機各配備有一套葉柵式反推裝置，將各發(fā)動機外涵氣流偏轉而產生反推力。采用UG三維建模軟件建立發(fā)動機反推裝置打開狀態(tài)的全機三維模型。發(fā)動機反推葉柵沿發(fā)動機短艙周向分布，建模時對其結構進行簡化，忽略反推葉柵內部流道結構，采用給定排氣方向的等效壓力出口面表征葉柵結構對氣流的偏折作用。發(fā)動機建模時不考慮發(fā)動機內部結構，僅對短艙外罩、進氣道和內涵尾噴管流道建模。機體建模時忽略起落架、機翼襟副翼結構，僅保留飛機的整體外形結構。

該飛機模型沿中心平面對稱，為節(jié)約計算資源、縮短計算周期，在反推裝置全機三維流場計算時采用對稱面一側的機體結構建立計算域。計算域如圖1所示，為一個1/4圓柱，長度為飛機長度的13倍，進口距飛機機頭為5 倍飛機長度；計算域底部平面為地面。采用ICEM 軟件對計算域劃分四面體網格，對發(fā)動機短艙及附近地面網格進行加密，在進氣道內壁面生成邊界層網格，第一層網格為0.5 mm，增長比1.2，生成了10層網格。計算域網格總數(shù)約700萬，機身附近的網格如圖2所示。

圖1 計算域網格Fig.1 Computational domain grids

圖2 機身附近網格Fig.2 Grids around the fuselage

3 數(shù)值模擬條件和方法

由于反推力的作用，飛機在滑跑著陸過程中速度不斷減小。本次計算將滑跑著陸的動態(tài)過程看作一系列的準定常過程，采用定常求解方法求解著陸減速過程中不同速度下的反推流場，從而獲得整個滑跑過程中反推裝置擾流流場和進氣道出口流場的變化過程。

參考文獻[7]，在正常著陸狀態(tài)下，飛機輪子接觸地面時的起始滑跑速度約為0.22 馬赫(標準大氣條件)，在反推力作用下滑跑速度逐漸減小，在馬赫數(shù)0.12左右關閉反推裝置；而在應急使用(應急中斷起飛和應急著陸)情況下，反推裝置應允許一直使用到飛機完全停止。因此，本文數(shù)值模擬了海平面標準大氣環(huán)境、最大反推狀態(tài)下，飛機滑跑速度0.22、0.20、0.18、0.16、0.14、0.12、0.10、0.08、0.06、0.04、0.02馬赫，共11個速度點的全機流場。

采用FLUENT 軟件進行反推流場數(shù)值模擬，使用了Roe-FDS離散格式，參考文獻[8]選取k-ε湍流模型進行計算。邊界條件設置如圖1 所示，計算域圓柱面和前后底面為壓力遠場邊界條件，設置相對來流馬赫數(shù)、大氣靜溫和靜壓；計算域側面為對稱邊界條件；底部為無滑移壁面邊界條件，設置與相對來流大小相等方向相同的運動速度；進氣道出口為壓力出口邊界，出口靜壓由發(fā)動機工作狀態(tài)確定；內涵噴管進口為壓力入口邊界，給定對應發(fā)動機狀態(tài)下的噴管進口總溫、總壓；各葉柵塊為壓力入口邊界，給定對應狀態(tài)下的外涵噴管出口氣流總溫、總壓和葉柵排氣方向(即矢量方向)。

4 數(shù)值模擬結果分析

圖3 為部分滑跑速度的反推氣流速度流線分布?？煽闯觯撔蜏u扇發(fā)動機反推氣流排氣方向有一定特點，在發(fā)動機左側(逆航向，下同)反推氣流主要向斜上方和斜下方排出，發(fā)動機右側反推氣流排氣方向分為上、中、下三個方向。反推氣流斜向前噴出后受相對來流阻擋，導致氣流速度逐漸減小，最終偏轉流向下游。隨著滑跑速度的減小，反推氣流的折轉點逐漸靠前，在發(fā)動機徑向的影響范圍也逐漸增大。根據(jù)計算結果分析發(fā)現(xiàn)，當滑跑速度在0.10馬赫以上時，反推氣流在機身周圍的分布較為有序，對發(fā)動機前方進氣環(huán)境基本無影響。隨著滑跑速度的減小，發(fā)動機排出的反推氣流對機體和地面造成沖擊，回流氣流對發(fā)動機進口前方流場造成嚴重干擾。當滑跑速度減小到0.08 馬赫時，內側發(fā)動機有明顯的反推氣流吸入現(xiàn)象，外側發(fā)動機也吸入了內側發(fā)動機相鄰一側的反推氣流。隨著滑跑速度的進一步減小，反推氣流向前運動得更遠，與自由來流相互摻混后在飛機周圍和進氣道前方形成復雜、紊亂的流場。當滑跑速度減小到0.04 馬赫時，折轉的反推氣流幾乎包裹了整個前機身和進氣道進口前區(qū)域，大量反推氣流被兩臺發(fā)動機再次吸入。

由于反推氣流的溫度要高于自由流溫度，發(fā)動機進口溫度場分布能更明顯地反映反推氣流的重吸入特性。圖4 和圖5 分別是內、外側發(fā)動機進口面Δ和δT2FAV隨飛機滑跑速度的變化曲線，圖6是發(fā)動機進口面總溫比(定義為發(fā)動機進口總溫與自由來流總溫之比)分布云圖。從圖中可以看出，在滑跑速度大于0.10 馬赫時，內、外側發(fā)動機進口的Δ、δT2FAV均接近于0，發(fā)動機進口溫度場分布均勻，在該滑跑速度范圍內、外側發(fā)動機均沒有吸入反推氣流?；芩俣鹊扔?.10 馬赫時，Δ和δT2FAV略微升高，此時內、外側發(fā)動機均有少量的反推氣流吸入。隨著滑跑速度的減小(Ma＜0.10)，由于反推氣流的吸入量逐漸增多，內、外側發(fā)動機進口Δ和δT2FAV快速增大，發(fā)動機進口面出現(xiàn)明顯的高溫區(qū)。在滑跑速度等于0.08馬赫時，內、外側發(fā)動機進口Δ均達到最大值，內側發(fā)動機進口δT2FAV達到最大值，外側發(fā)動機δT2FAV較滑跑速度等于0.10 馬赫時明顯增大。隨著滑跑馬赫數(shù)的進一步減小，整個發(fā)動機進口面的總溫均明顯升高，溫度場趨于均勻，使得內、外側發(fā)動機進口Δ有所降低，而外側發(fā)動機進口δT2FAV基本呈增大趨勢。

圖10為滑跑速度小于等于0.10馬赫時內、外側發(fā)動機反推氣流流線分布。可以發(fā)現(xiàn)，外側發(fā)動機吸入的反推氣流主要來自內側發(fā)動機右中部葉柵排出的氣流。由于機翼后掠的原因，外側發(fā)動機進口要比內側發(fā)動機的偏后，內側發(fā)動機右中部的反推氣流會打在外側發(fā)動機的短艙上，且隨著滑跑速度的逐漸減小，這部分反推氣流對外側發(fā)動機的沖擊位置逐漸向其進氣道唇口移動。當滑跑速度減小至0.08馬赫時，部分氣流就被外側發(fā)動機吸入，造成發(fā)動機進口靠近機身一側出現(xiàn)明顯的高溫區(qū)，相應區(qū)域的總壓也有所下降。當滑跑速度進一步減小時，外側發(fā)動機吸入的反推氣流更多，對發(fā)動機進口面的影響范圍也更大，使得溫度畸變強度明顯增大，但溫度畸變周向不均勻度有所降低。

圖3 部分滑跑速度的反推氣流速度流線分布(逆航向)Fig.3 Reverse thrust airflow velocity distribution of partial aircraft taxing velocities(front view)

圖4 發(fā)動機進口溫度畸變周向不均勻度隨滑跑速度的變化Fig.4 The inlet Δ of different taxing Mach numbers

圖5 發(fā)動機進口溫度畸變強度隨滑跑速度的變化Fig.5 The inlet δT2FAVof different taxing Mach numbers

圖6 發(fā)動機進口面總溫比分布云圖(逆航向)Fig.6 Temperature ratio distributions of the engine inlet section(front view)

圖7 發(fā)動機進口穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)隨滑跑速度的變化Fig.7 The inlet Δ of different taxing Mach numbers

圖8 發(fā)動機進口面平均總壓恢復系數(shù)隨滑跑速度的變化Fig.8 The inlet σavof different taxing Mach numbers

圖9 發(fā)動機進口面總壓恢復系數(shù)分布云圖(逆航向)Fig.9 Total pressure recovery coefficient distribution of the engine inlet section(front view)

內側發(fā)動機吸入的反推氣流主要來自反推氣流打在飛機機身上的回流氣流。內、外側發(fā)動機左下方反推氣流排出后打在相鄰機身上，并在來流作用下在機身旁邊形成一個旋渦區(qū)。當滑跑速度大于等于0.10 馬赫時，旋渦區(qū)氣流從內側發(fā)動機下方沿地面流向后方。當滑跑速度減小至0.08 馬赫時，旋渦區(qū)影響范圍增大，其上部回轉氣流被內側發(fā)動機從右下方吸入，使得內側發(fā)動機進口右下方區(qū)域溫度驟升，總壓損失增大，周向總溫畸變、面平均相對溫升等都明顯增大。隨著滑跑速度的進一步減小，旋渦區(qū)位置更加靠前。在滑跑速度為0.06 馬赫時，旋渦區(qū)已移至機頭前方，由于與自由流的相互作用，折返氣流總溫有所下降，使得內側發(fā)動機進口面最大總溫下降，加之內側發(fā)動機大部分區(qū)域被反推氣流占據(jù)，其總溫畸變較滑跑速度為0.08 馬赫時明顯減小。隨著滑跑速度的繼續(xù)減小，與外側發(fā)動機的一致，內側發(fā)動機吸入的反推氣流基本覆蓋了整個發(fā)動機進口面，使得溫度畸變周向不均勻度明顯降低，但溫度畸變強度仍保持較高水平。

圖10 發(fā)動機反推氣流流線分布Fig.10 Engine reverse flow streamline distribution

反推裝置與發(fā)動機匹配性試飛，一般采用逐漸逼近的方法獲得發(fā)動機的不穩(wěn)定工作速度點：試驗時逐漸減小反推裝置收起時的滑跑速度，直至捕捉到發(fā)動機工作不穩(wěn)定或飛機完全停止。根據(jù)本文流場仿真結果，該型發(fā)動機反推裝置的臨界使用速度約為0.10 馬赫，空速約為122 km/h。針對該型發(fā)動機的反推裝置試驗設計時，應在該速度附近選取較小的速度間隔以準確確定反推裝置的臨界使用速度。發(fā)動機進口流場總溫分布能更好地反映反推氣流的再吸入特征，故在反推裝置試驗進氣道流場測量時應對其進行重點測量。

5 結論

通過對飛機著陸滑跑過程中反推流場的數(shù)值模擬，獲得了不同滑跑速度下反推氣流的分布特點和對發(fā)動機進口流場的影響，主要得出以下結論：

(1)該型飛機發(fā)動機反推裝置的反推氣流分不同方向斜向前排出，受自由流阻礙，其速度逐漸減小并最終折返向下游運動，且隨著滑跑速度的減小，折返點更靠前，反推氣流的軸向和徑向影響范圍逐漸增大，對發(fā)動機進口前方的流場干擾也越強烈。

(2)當滑跑速度大于等于0.10馬赫時，內、外側發(fā)動機均沒有吸入反推氣流，進口流場分布均勻；當滑跑速度小于0.10 馬赫且逐漸減小時，發(fā)動機吸入的反推氣流量逐漸增多，在初始吸入階段，內側發(fā)動機吸入的反推氣流主要來自于機身之間的回流區(qū)，外側發(fā)動機吸入的反推氣流來自內側發(fā)動機相鄰的反推葉柵。

(3)該型飛機發(fā)動機反推裝置的臨界使用速度約為0.10馬赫(即122 km/h)，在反推裝置飛行試驗時應在該速度附近采用較小的速度補償以準確確定臨界使用速度。

(4)反推氣流的吸入會造成發(fā)動機進口流場總溫、總壓畸變，發(fā)動機進口流場總溫分布能更好地反映反推氣流的再吸入特征，反推裝置試驗進氣道流場測量方案設計應重點考慮發(fā)動機進口流場總溫分布的測量。