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0 引言
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随着航空技术的发展，运输机的飞行速度和运载能力不断提高，起飞和着陆滑跑距离愈来愈长。为减小着陆滑跑距离和处理起飞/降落时遇到的各种紧急情况，现代民用运输机通常需要配备可靠而有效的减速装置，其中反推力装置应用最为广泛。这种装置借助于一些方法或结构，通过改变排气气流方向，使作用在发动机上的力沿着与正常前进相反的方向产生推力分量，达到使飞机快速减速的目的[1]，戽斗式（又称抓斗式、斗型折流板式）反推力装置是其中的典型代表。如图1所示，这类反推力装置通常可以作为整体结构安装在发动机短舱尾部，通过拉杆进行收放，不需要对发动机本体进行更改，具有原理简单、实施方便等优点。
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自1952年英国首次在飞机上进行推力换向器飞行试验以来，国外的科研机构对反推力装置的研究就没有停止过。早期的反推力装置主要应用于军用飞机，从20世纪70年代开始，反推力装置逐渐广泛地应用在波音和空客公司生产的大型民用客机上[2-4]。国内对反推力装置的研究起步较晚，但近年来随着C919和大运等飞机型号的发展，国内反推力装置的研究也得到了大力的推动，相关研究大多数集中在各类反推力装置性能的数值仿真方面。2009年，王占学等对抓斗式反推力装置打开时的反推性能参数进行了计算研究，建立了抓斗式反推装置二维流动数学模型，并与某型涡扇发动机的测量数据进行了对比分析[5]。2012年，陈著等对无阻流门叶栅式反推力装置流场进行了数值仿真研究，重点分析了喷射流量与喷射角度对反推力性能的影响情况[6]; 2014年，他们在之前的研究基础上，又分析了二次射流对无阻流门叶栅式反推力装置反推性能及外涵通道流场流动特征的影响规律[7]。2016年，王志强等对反推气流影响发动机进口流场进行了数值仿真研究，其研究结果表明:当来流马赫数减小至0.1以下时，反推气流会被发动机重新吸入从而造成进气畸变，影响发动机稳定工作[8]。此外，在反推力装置启动判别条件研究方面，孟军红等根据CCAR 25.933的要求开展了反推力装置“地面/空中”判定条件研究，分析了几种现役民航飞机的使用情况，给出了较为合适的“地面/空中”判定条件[9]。
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图1 戽斗式反推力装置示意图
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本文在总结国内外相关研究的基础上，基于某型涡轮风扇发动机，在发动机主体不进行改动的情况下，设计了安装在发动机短舱后段的戽斗式反推力装置，通过数值仿真的方法，选取飞机着陆接地及接近停机状态研究了不同戽斗包角对反推力及反推效率的影响规律。
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1 研究对象
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本文的研究对象如图2所示，飞机采用下单翼布局、T型尾翼，通过尾吊短舱的方式安装两台涡扇发动机，短舱与机身通过挂架连接，为了弱化高速飞行条件下挂架表面的激波强度，在挂架连接处，后机身采用了内凹修型处理。
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如图3所示，在初步方案设计阶段，戽斗式反推力装置的主要设计参数有:戽斗的投影面积AT 、喷管投影面积AN、戽斗长度h、戽斗包角θ、喷管直径DN、反推装置末端距喷管尾部距离b等。
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图2 某公务机布局方案
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图3 戽斗式反推力装置主要设计参数
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基于某型发动机开展了短舱及戽斗式反推力装置初步方案设计，如图4所示，由于该型发动机附件机匣集中安装在发动机下方，导致短舱下部较为凸出，后续根据飞机换发或发动机改型情况进行优化调整。本设计方案中，喷管直径DN =0.45 m、喷管面积AN =0.196 m2、戽斗长度h=0.46 m、反推装置末端距喷管尾部距离b=0.46 m。本文研究中，主要以改变戽斗包角θ对反推力及反推效率的影响，以及戽斗的投影面积AT随戽斗包角改变而相应变化的规律。
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图4 短舱及反推力装置设计方案示意图
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反推力定义如下:
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其中m2为发动机进口空气流量，v10为反向排气速度，p10为喷管出口压力，pa为大气压力，A10为反推门有效面积，va为飞行速度，mj为燃气流量，φ为气流折转角度。
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反推效率定义如下:
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其中，Ft为发动机总推力。
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2 计算方法概述
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2.1 计算网格
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本文的计算条件均不带侧滑角与迎角，流动是对称的，因此采用半模进行计算。计算模型在ICEM中划分结构化网格，远场半径为发动机最大直径的60倍，近壁面网格距离为0.2 mm，总网格数在500万左右，y+值符合壁面函数要求。本文的网格划分参考了国内外相关研究给出的经验; 文献[8]在开展全机反推气流流场分布数值仿真时，整个计算域划分非结构化网格，对飞机及发动机短舱壁面附近进行了网格加密，带全部飞机部件（半模）的总网格量约1 380万; 国外在进行相关反推气流流场计算时，采用的网格数量在600万左右[10-11]。可以看出，本文计算时针对半模短舱划分500万左右的结构化网格，方法及数量是足够的，能够有效反映出主要流场细节，如图5所示。
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图5 计算网格示意图
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2.2 湍流模型
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本文的数值仿真在商用CFD（计算流体动力学）软件Fluent中进行，采用有限体积法求解Navier-Stokes方程，湍流模型的选择往往对计算结果的准确性有重要影响。早在1997年，Strash等就通过与试验结果的对比，分析了四种典型湍流模型在反推气流流场计算中的可靠性:Spalart-Allmaras（S-A），k-ε，k-ω sheer-stress transport（SST），Reynolds stress model（RSM）。研究结果表明，k-ε模型在可靠性和计算效率等方面表现最好[12]，另外，文献[6-8]中相关数值仿真均采用了该湍流模型，因此，参考国内外研究经验，为了有效捕捉流场的主要特征，本文同样选择了标准的k-ε湍流模型。
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2.3 边界条件
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进排气对流场分布的影响研究是飞机/发动机一体化设计的重要问题，本文在进行边界条件设置时，参考了国内相关研究的成熟做法[8，13]。如图6所示，将流场边界设置为压力远场条件，在短舱底部设置壁面条件以模拟地面着陆状态，将进气道出口设置为压力出口条件以模拟发动机进气，将发动机喷口设置成压力进口条件以模拟发动机喷流; 本文的计算条件为:高度H=0 km，来流马赫数Ma=0.2，0.03，发动机状态为最大状态，戽斗包角θ=100°，110°，120°，130°，140°，150°。
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图6 边界条件设置示意图
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3 计算结果分析
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图7为短舱XOY中心截面速度云图。在来流马赫数为0.2的计算条件下，不同戽斗包角设计方案的流场分布较为相似; 低速气流在接近短舱时逐渐加速进入发动机内，发动机喷流经反推力装置后向上下两侧排出，来流与反向排气流剧烈掺混在流场下游形成漩涡，反向气流产生向前的轴向力，达到反推减速的效果; 随着反推装置戽斗包角加大，发动机喷流膨胀区域逐渐扩大，气流速度增加，下游涡强度逐渐减弱。
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如图8所示，在来流马赫数为0.03的计算条件下，随着戽斗包角的减小，由于反推力装置引起的喷流沿地面向前运动，与极低速来流掺混后形成的涡旋运动变得更加剧烈，涡尺寸更大; 如图9所示，在θ≤120°时，进气道已经几乎无法吸入来自远前方的来流，而是大量吸入由尾喷管喷出的尾气，从而给发动机的正常工作造成隐患。
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图7 短舱XOY中心截面速度云图（来流马赫数Ma=0.2）
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图8 短舱XOY中心截面速度云图（来流马赫数Ma=0.03）
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反推力及反推效率随戽斗包角的变化规律如图10所示。随着飞行马赫数下降，反推力及反推效率将逐渐下降，反推力下降主要是来流速度减小导致的，因为反推装置出口气流的轴向速度v10取决于发动机的推力，在发动机推力相同时，v10近似相同，根据公式，来流速度更小，反推力也更小; 在相同飞行马赫数条件下，随着戽斗包角逐渐增大，反推力和反推效率均先提高再下降，这主要是由反向排气速度和气流折转角度共同作用造成的; 反推力和反推效率在包角为110°时达到最大，但包角小于120°时，在小马赫数条件下发动机喷流将被大量重新吸入进气道内，影响发动机稳定工作，因此戽斗包角设计为130°较为合适。
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图9 短舱XOY中心速度云图（全局视图，来流马赫数Ma=0.03）
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图10 反推性能随戽斗包角变化示意图
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4 结论
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本文对某型发动机短舱系统戽斗式反推力装置流场特征进行了数值仿真研究，重点分析了戽斗包角对反推性能的影响规律，为后续飞机及动力装置方案详细设计提供参考，研究结果表明:
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1）在发动机本体不易进行设计更改的情况下，在短舱后端设计戽斗式反推力装置是最优选项;
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2）在所研究的角度范围内，随着戽斗包角的不断增大，反推力及反推效率均先增大再减小，在110°时达到最大值;
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3）在接近于刹车静止的计算条件下（来流马赫数为0.03），当戽斗包角小于120°时，进气道已经几乎无法吸入来自远前方的来流，而是大量吸入由尾喷管喷出的尾气，本方案中，按照反推性能最优且不影响发动机稳定工作的原则，130°的戽斗包角是更为合适的设计选择。
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参考文献
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摘要
在发动机短舱系统上设计反推力装置是民用飞机减小着陆滑跑距离、减轻起落架刹车系统负担的重要手段,对于主体不易更改的发动机而言,戽斗式反推力装置具有原理简单、实施方便等优点,是较好的设计选择形式。戽斗包角是此类反推力装置设计中的重要参数,对反推性能有较大影响。为了全面研究不同戽斗包角对反推性能的影响规律,基于某型涡轮风扇发动机设计了戽斗式反推力装置初步方案,并对反推力装置工作时的流场分布进行了数值仿真研究,着重分析了反推力及反推效率的变化情况。研究结果表明:在所研究的角度范围内,随着戽斗包角逐渐增大,反推力及反推效率先增大后减小,包角为110°时,反推效率最高;但是,在接近于停机状态的小速度条件下,戽斗包角相对较小时,反向排气流会被大量吸入进气道内,从而影响发动机的正常工作;通过对比不同方案的计算结果,给出了戽斗包角的设计建议值,可为反推力装置的详细设计及后续工程应用提供参考。
Abstract
The design of thrust reverser on the engine nacelle system is an important means for civil aircraft to reduce the landing distance and lighten the load on the landing gear braking system. For the engine whose main body is not easy to change, the bucket type thrust reverser has the advantages of simple principle, convenient implementation, etc., and is a better design option. The bucket angle is an important parameter in the design of this kind of thrust reverser, which has greater impact on the thrust reverser performance. In order to comprehensively study the influence of different bucket angle on thrust reverser performance, a preliminary scheme of bucket type thrust reverser was designed based on a certain turbofan engine, and the flow field distribution of the thrust reverser during its operation was numerically simulated. The change of thrust reverser and thrust reverser efficiency was emphatically analyzed. The results show that, within the angle range studied, with the bucket angle increasing gradually, the reverse thrust and reverse thrust effect increase first and then decrease. When the bucket angle is 110°, the reverse thrust efficiency is the highest. However, at a low speed close to the shutdown state, when the bucket angle is small, a large amount of reverse exhaust flow will be drawn into the inlet, thus affecting the normal operation of the engine. By comparing the calculation results of different schemes, the recommended design value of bucket angle is given, which can provide reference for the detailed design of reverse thrust device and subsequent engineering application.
