民機渦扇發(fā)動機重吸入特性風洞試驗

李達新，趙克良，王奇志，盛鳴劍，黃 勇，張美紅

（1.上海飛機設計研究院，上海 201210；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

民機渦扇發(fā)動機重吸入特性風洞試驗

李達新1，趙克良1，王奇志1，盛鳴劍1，黃 勇2，張美紅1

（1.上海飛機設計研究院，上海 201210；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

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

重吸入；反推力；風洞試驗；發(fā)動機

0 引 言

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

民機渦扇發(fā)動機反推力裝置的結構形式主要有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（左為試驗件）Fig.3 Cascade type thrust reverser equipment（the left－h(huán)and side is a test part）

發(fā)動機的反向推力是飛機在地面滑跑階段的一項很重要的減速手段，尤其是在跑道結冰濕滑的情況下，飛機通過高阻構型和機輪剎車等措施降低飛機的滑跑速度效率不是很高，而使用發(fā)動機反推力裝置產生反向推力這一主動減速措施，可以確保飛機在較短時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減速作用的區(qū)別：在干燥跑道上，反推力裝置對飛機的滑跑距離減少作用有限；當跑道為濕滑時，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都采用了該裝置作為提高滑跑階段安全性的一項重要手段。

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

對于民機，反推力打開會使飛機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。這個過程的初始階段飛機的滑跑速度高，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，不容易被發(fā)動機重新吸入（如圖5），然而當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被發(fā)動機重新吸入（如圖6）。反推氣流受到風扇的壓縮作用（真實發(fā)動機，以下簡稱Engine，在中等以上的功率下風扇前后的溫差將達30～60℃，甚至更高），其溫度比來流高，當此高于環(huán)境溫度的氣流再次被發(fā)動機吸入時，就出現了重吸入現象，被發(fā)動機重吸入的氣流將導致風扇前唇口進氣氣流溫度分布不均，產生溫度分布畸變，該畸變會誘發(fā)氣流對發(fā)動機風扇葉片不均勻的撞擊，破壞風扇旋轉時的動平衡，引起風扇葉片的顫振，降低發(fā)動機的安全性，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

民用飛機因為涉及到旅客的人身安全，對整機各部件的可靠性要求很嚴格，尤其是發(fā)動機，作為飛機的心臟，任何對其可靠性和安全性產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，需要進行相應的試驗，以驗證并且確保設計的準確性。目前航空工業(yè)界對于新研發(fā)的機型都會做此類的風洞試驗，比如空客A380在其研發(fā)過程中就做過類似的風洞試驗研究（如圖7）。

圖7 A380進行反推力風洞試驗Fig.7 A380is taking a thrust reverser testing in the WT

發(fā)動機的重吸入特性研究有兩種手段：CFD計算和風洞試驗。其中CFD計算因飛機為擾流板打開，增升裝置伸出，起落架放下、發(fā)動機外罩后退及反推裝置外露（對應格柵式反推力裝置）的復雜構型，導致計算網格的劃分十分困難，計算耗時較多，而且反推力打開后氣流很容易分離，這對計算的精準性是一個很大的挑戰(zhàn)。目前一般將CFD計算結合理論和相關經驗用于初步設計，設計完畢后，將會采用風洞試驗來優(yōu)選反推力裝置的設計方案，并且獲得發(fā)動機反推力打開后的重吸入特性和全機的氣動特性。

發(fā)動機的重吸入特性風洞試驗研究利用經過發(fā)動機風扇壓縮后的氣流會增溫這一自然特性進行研究，通過帶 TPS（Turbofan Propulsion Simulator）的發(fā)動機模型模擬發(fā)動機的進排氣，同時在發(fā)動機唇口布置溫度測量元件，來測量發(fā)動機唇口進氣的溫度畸變，獲得發(fā)動機安裝在飛機上后的重吸入特性。下面將具體介紹通過風洞試驗模擬獲得飛機打開反推力后的重吸入特性的方法。

1 模 型

作為發(fā)動機重吸入特性風洞試驗模型所必備的兩個基本條件：其一，模型需為全機模型，發(fā)動機模型內需要使用TPS裝置模擬發(fā)動機的進排氣；其二，在發(fā)動機唇口安裝能實時測量進氣唇口平面的流場進氣溫度畸變的溫度傳感器，以及在風扇后具有能實時測量氣體總溫的（在低速范圍內總溫和靜溫差異不大）溫度傳感器。

基于第一項基本條件，試驗時應采用高阻力構型，這樣有利于試驗數據保守可靠。因TPS工作原理和Engine之間存在的差異，TPS內涵的氣流來自高壓氣源，Engine的內涵氣流來自發(fā)動機唇口進氣，故發(fā)動機模型的外形在試驗之前需要進行修形，具體可參考文獻［1］。

基于第二個基本條件，溫度傳感器要分為風扇前和風扇后兩個不同位置，對于風扇前的溫度測量要求測量精度高，頻率響應快，需要使用開口式的溫度傳感器。對于風扇后的溫度傳感器要求測量精度高，同時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。在風扇前需要測量整個進氣平面的溫度畸變情況，故會在發(fā)房進氣唇口的整個圓周面布置5～6個周向測量耙，在每個測量耙上按照環(huán)面積相等的方式布置4～5個測量點（參考圖8）。風扇后的溫度測量須采用內置式溫度測量耙，在整個風扇后周向均勻布置4～6個測溫耙，每個測溫耙上布置一個測量點（參見圖9）。

2 試驗內容和方案

重吸入特性需要考慮飛機在滑跑過程中出現的各種可能情況，包括滑跑速度、側風、發(fā)動機的不同功率等。如果具有幾種反推力裝置設計方案，還需進行不同反推力裝置設計方案優(yōu)選等試驗環(huán)節(jié)。

圖8 風扇前溫度測量耙設計示意圖Fig.8 The thermocouple rakes before the fan

圖9 風扇后測溫耙數模截圖Fig.9 The thermocouple rake behind the fan

典型的試驗方案：對應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，改變側風，確認在該滑跑速度下，飛機遭受預定的側風，重吸入是否會發(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、變側風的風洞試驗，直到變側風試驗也達到重吸入要求為止，此時的滑跑速度就為該套反推力裝置截止使用的滑跑速度。

3 試驗前的準備

試驗前除了要完成帶動力試驗所必須準備的工作之外，還需完成如下試驗前的準備工作：將風扇前、后的溫度傳感器連接到信號采集平臺，信號采集平臺放置在機身之中。之后需要對每個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頭一定距離，之后通過數據采集平臺向終端顯示提供數字信號，由計算機判斷溫度傳感器是否正常。通常情況下，溫度傳感器可能會被損壞，而且沒法修復或者更換，經驗上容許風扇前的溫度傳感器失效數不多于10%，風扇后的溫度傳感器一般容許失效數量不多于1。

另外，為了模擬飛機在跑道上滑跑時跑道相對飛機向后的運動，試驗需要使用可模擬跑道相對飛機向后運動的活動地板，活動地板的移動速度與來流在機身對稱面的速度分量保持一致。圖11為使用和不使用活動地板所得到兩個重吸入特性曲線對比，從圖可以看出，活動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準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影響Fig.10 The effect of incoming speed on the reverser plume

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

4 試驗方法

在試驗過程中，TPS在高壓氣源驅動下開始旋轉，風扇前、后的氣流溫度在發(fā)動機中等功率下產生的溫差達到約30℃，通過布置在風扇前、后的溫度傳感器測到的溫度值，通過式（1）得到發(fā)動機的重吸入特性值τ。

目前國際上有幾種計算發(fā)動機重吸入特性的公式，常用的為式（1），其物理含義為：進口氣流局部溫度與平均溫度的差與風扇增溫的比值。

世界3大民機渦扇發(fā)動機供應商定義：當τ＞0.1，即10%時，認為已經超過了發(fā)動機所能承受的重吸入上限，不容許。

5 試驗結果

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

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，當來流速度大于該臨界值，重吸入參數τ幾乎不變，為一很小的量；然而當速度小于該值之后，τ值迅速直線上升。為了考慮滑跑時尾風等氣象條件，一般會把反推力截止使用速度定義為τ值突變點的臨界值，而非τ值達到10%時的速度，雖然這個速度較臨界值略小，但是差異不大，這樣有利于在尾風情況下，確保發(fā)動機不容易發(fā)生重吸入。

以上試驗方法具有普遍適用性，無論飛機采用尾吊發(fā)動機布局還是翼吊發(fā)動機布局都可進行試驗。

6 結 論

介紹了民機渦扇發(fā)動機重吸入特性風洞試驗的必要性，試驗前的技術準備，試驗方法和試驗數據處理方法。該方法具有普遍的適用性，軍機、民機的有關設計和研究工作，都可以參考此法來獲得渦扇發(fā)動機安裝在飛機上后的重吸入特性，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.飛機設計手冊第六冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

［5］范潔川.風洞試驗手冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

李達新（1981－），男，湖南株洲人，工程師，研究方向：民機氣動特性。通訊地址：上海市浦東新區(qū)金科路5188號（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