反推狀態下大涵道比渦扇發動機氣動穩定性預測與評估

王志強， 沈錫鋼， 胡駿

1.南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016 2.中國航發沈陽發動機研究所， 沈陽 110015

反推狀態下大涵道比渦扇發動機氣動穩定性預測與評估

王志強1,*， 沈錫鋼2， 胡駿1

1.南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016 2.中國航發沈陽發動機研究所， 沈陽 110015

為了預測與評估反推狀態下，反推氣流再吸入對大涵道比渦扇發動機氣動穩定性的影響，采用反推氣流擾流流場三維CFD數值模擬、發動機整機穩定性計算分析以及反推狀態下發動機進氣畸變臺架試驗相結合的方法，開展了反推氣流對大涵道比渦扇發動機氣動穩定性影響的研究。通過三維CFD數值模擬手段，捕獲了反推狀態下發動機進口流場的畸變程度。在此基礎上，通過采用穩定性計算程序預測了發動機的氣動穩定性，并進一步通過發動機臺架試驗，驗證了預測結果。CFD計算結果表明，隨著相對來流馬赫數的減小，反推氣流被發動機重新吸入的可能性不斷增大，當相對來流馬赫數減小到0.05時，外側發動機進口的流場畸變情況變得最為嚴重。進氣畸變情況下的整機穩定性計算分析以及發動機臺架試驗結果表明，在所考核的目標狀態，若只存在因反推氣流再吸入引起的進口流場畸變，是不會導致發動機失穩的。

大涵道比渦扇發動機； 反推力裝置； 反推氣流再吸入； 流場畸變； 氣動穩定性； 數值模擬； 試驗驗證

目前，我國無論是在軍用運輸機還是在民用大飛機的項目中，都在全力推進大涵道比渦扇發動機的研制。該類型發動機的最大特點就是長壽命和高可靠性，所以氣動穩定性問題必然是大涵道比渦扇發動機能否研制成功的關鍵問題[1-2]。

反推力裝置被航空界公認為是大涵道比渦扇發動機排氣系統的常設部件，可顯著縮短大型飛機的著陸滑跑距離(在潮濕和結冰的跑道上的作用尤為突出)，并可用于緊急停止滑跑起飛和著陸不成功時的迅速復飛，其中在軍用飛機方面還可提高飛機的機動性能，保證飛機在應急狀態下安全、迅速、準確地著陸。但是反推裝置打開后，反推氣流很有可能會被發動機重新吸入，造成發動機進口流場的畸變，從而導致發動機進入旋轉失速或喘振的不穩定工況，嚴重威脅飛行安全[3-5]。

一方面，由于我國的大涵道比渦扇發動機的研制尚處于起步階段，缺少相應的研制基礎和工程經驗，大涵道比渦扇發動機的研制對于我國來說是一個全新的挑戰，對于大涵道比渦扇發動機氣動穩定性問題的認識更是有待于全面提高[6]；另一方面，反推力裝置是大涵道比渦扇發動機中特有的一類機構，在渦噴以及小涵道比的渦扇發動機中幾乎不會采用。經過長期的工程實踐，我國在渦噴以及小涵道比渦扇發動機的穩定性分析與評定方面具備了一定的基礎。在反推裝置沒有打開時，大涵道比渦扇發動機的穩定性分析和評定可以參考和借鑒小涵道比渦扇發動機的方法。但是，目前我國的大涵道比渦扇發動機及其反推力裝置的研制正處在起步階段[7]，雖然取得了一定的成果，但是設計人員關注的重點還局限于反推力裝置的性能，而對于反推氣流再吸入造成的發動機氣動穩定性的問題，由于缺少相應的分析和評定方法，還沒有開展相關的研究。反推裝置打開后，反推氣流對發動機氣動穩定性的影響，則是研發人員面臨的全新難題，而且這一問題又是大涵道比渦扇發動機研制過程中，無法回避的關鍵問題。

為了解決大涵道比渦扇發動機設計過程中所面臨的這一技術難題，加深對大涵道比渦扇發動機氣動穩定性特點的認識，為發展大涵道比渦扇發動機的氣動穩定性分析和評定方法奠定一定的技術基礎，降低大涵道比渦扇發動機的研制風險，本文以某型大涵道比渦扇發動機的研制為契機，采用三維CFD數值模擬、發動機整機穩定性計算分析以及發動機臺架試驗相結合的方法開展了反推狀態下的大涵道比渦扇發動機氣動穩定性預測與評估方法研究。

1 研究方案

圖1 研究方案
Fig.1 Research plan

本文的研究對象為某大涵道比渦扇發動機，其外涵道風扇出口安裝有一套葉柵式反推力裝置。該大涵道比渦扇發動機的裝機對象為某大型運輸機。該運輸機裝配有4臺同型的大涵道比渦扇發動機。為了研究大型飛機降落滑跑過程中，反推裝置打開后，反推氣流是否會造成發動機進口流場畸變，以及所造成的流場畸變的嚴重程度，本文首先開展大涵道比渦扇發動機安裝狀態下，反推裝置打開后，在不同的飛機滑跑速度時，反推氣流擾流流場的數值模擬，獲得反推狀態下，發動機進口流場的畸變指數和畸變圖譜。然后，在此基礎上開展反推狀態下，發動機進氣畸變對發動機穩定性影響的計算分析以及發動機進氣畸變條件下的臺架試驗驗證。結合這幾方面的研究成果，發展反推氣流再吸入對大涵道比渦扇發動機氣動穩定性影響的預測技術，建立反推狀態下大涵道比渦扇發動機氣動穩定性的評估方法。本文的研究方案如圖1所示。

2 研究結果及分析

2.1 反推氣流擾流流場數值模擬

發動機安裝狀態的反推氣流擾流流場的計算需要對飛機、發動機以及反推力裝置整體建模并劃分網格，其所需的計算資源非常大。為了合理利用現有計算資源，本文分2步開展數值模擬。首先，針對單臺發動機開展反推狀態下的流場計算，捕獲氣流在反推裝置中的流動細節，并獲得反推裝置出口截面上的氣流參數分布。在此基礎上，開展飛機/發動機一體化的數值模擬，以期反映機身、機翼以及相鄰發動機等因素對反推氣流運動規律的影響，從而準確掌握反推氣流對發動機進口流場的影響規律。在這個過程中，不模擬反推裝置內部的流動細節，而是將單發計算得到的反推裝置出口截面上的氣流參數作為邊界條件輸入。

單臺發動機反推氣流擾流流場計算時，建模過程進行了適當簡化，將發動機視為一個黑匣子，不模擬其內部的流動情況，只考慮發動機的進、出口邊界，計算反推力裝置、進氣道、內涵噴管內部以及發動機外的流場參數。計算域設置為一個半圓柱形區域，發動機(包括短艙和吊掛)位于圓柱體內部，圓柱的中心面為地面，發動機與地面間的距離為發動機實際安裝狀態下的離地距離，計算域的軸向長度約為10倍發動機長度，外邊界半徑約為14倍發動機直徑。為了適應計算對象的復雜外形，計算域的網格劃分采用了四面體非結構化形式，網格由ICEM CFD軟件生成，總網格量約為1 900萬，如圖2所示。

飛/發一體化反推氣流擾流流場數值模擬的計算域為一個1/4圓柱型區域。由于發動機在飛機兩側機翼上是對稱安裝的，為了節約計算資源，同時也是在參考了大量文獻的基礎上，飛/發一體化計算時，以飛機的中間對稱面將模型一分為二，只針對模型的一半劃分網格[8-10]。計算域的軸向長度約為13倍飛機長度，半徑約為5倍飛機長度。網格劃分也采用了四面體非結構化形式，總網格量約為1 380 萬，如圖3所示。

文獻[8]和文獻[10]在進行類似的飛/發一體化的反推氣流擾流流場計算時，采用的網格量分別為628萬和500萬。可以看出，計算時采用的網格量是足夠多的，是可以有效反映出主要流場細節的。

圖2 單臺發動機流場計算網格
Fig.2 Mesh for single engine calculation

圖3 飛/發一體化流場計算網格
Fig.3 Mesh for integrated aircraft and engine calculation

由于反推裝置打開時，飛機的滑跑速度也在不斷變化，本文將飛機滑跑的每個瞬時狀態，認為是一個準定常狀態，采用定常方法求解每個狀態時的流場，通過求解多個滑跑速度下的定常流場，反映出反推氣流擾流流場隨飛機滑跑速度的變化趨勢。計算了滑跑馬赫數Ma(即相對來流馬赫數)分別為0.25、0.20、0.15、0.10、0.05和0共6個狀態下的反推氣流擾流流場。流場求解采用了CFX軟件，控制方程為雷諾平均的Navier-Stokes方程，湍流模型為帶壁面函數的k-ε模型。

邊界條件給定如下：外邊界為遠場邊界，給定開放邊界條件；下邊界為固壁邊界，用于模擬地面跑道，給定與飛機滑跑速度大小相同、方向相反的移動速度；發動機進口截面為出口邊界，給定相應工作狀態下發動機吸入的氣流流量、總溫以及速度方向；發動機內涵噴管進口為計算域的一個進口邊界，給定相應工作狀態下，發動機內涵噴出的氣流流量、總溫和速度方向；單臺發動機流場計算時，反推裝置進口作為計算域的一個進口邊界，給定相應工作狀態下，流入反推裝置的氣流流量、總溫和速度方向；飛/發一體化計算時，反推裝置出口截面設定為進口邊界，給定根據單發計算獲得的該截面上的氣流總溫以及速度矢量的分布。不同滑跑速度狀態下的，發動機進口、內涵噴管以及反推裝置進口的氣動參數是通過反推狀態下的發動機總體性能計算獲得的。

圖4給出了飛/發一體化計算得到的，在不同滑跑速度時，2臺發動機反推氣流流線分布情況。圖5分別給出了當滑跑馬赫數分別為0.10、0.05和0時，內、外側發動機進口截面上的總壓恢復系數σ分布云圖。從圖4可以看出，隨著滑跑速度的減小，反推氣流的徑向影響區域逐漸增大。內側(靠近機身)發動機噴出的反推氣流會打到相鄰的飛機機身、外側發動機以及地面和機翼上，甚至繞過機身底部和上部打到中間對稱面上。外側發動機的反推氣流會打到地面和機翼上，也會與內側發動機的反推氣流相互干擾。

當相對來流馬赫數較大時，反推氣流沒有被發動機重新吸入，發動機進口氣流參數分布均勻。隨著相對來流馬赫數的減小，反推氣流會向前和向外擴大其影響區域，這與其他文獻的結論也是一致的[3,8,10-11]。當相對來流馬赫數減小到0.10時，內側發動機的反推氣流被外側發動機重新吸入，造成外側發動機進口的流場畸變，如圖5(a)所示。這主要是由于受機翼后掠的影響，外側發動機安裝于內側發動機的下游位置，當相對來流馬赫數較小時，從內側發動機噴出的反推氣流向外運動得更遠，就容易被外側發動機重新吸入。

當相對來流馬赫數進一步減小時，會有更多的反推氣流被外側發動機吸入，其進口的流場畸變程度也進一步增加。當相對來流馬赫數減小到0.05時，外側發動機吸入的反推氣流最多，使得其進口流場畸變程度最為嚴重，如圖5(b)所示。此時，不只是外側發動機會吸入反推氣流。由于相對來流馬赫數較小，受機身和機翼影響，內側發動機的反推氣流會向前方運動較長的一段距離，繞到了飛機的前方，然后由于其自身動量的減小，同時又受到相對來流的吹動及其后方發動機的抽吸作用，反推氣流在發動機前方、飛機機頭附近卷起了一個很大的漩渦，其中有部分反推氣流被2臺發動機重新吸入，造成2臺發動機進口明顯的總壓畸變。因此，在相對來流馬赫數為0.05時，發動機的穩定性問題將最為突出。當飛機滑跑停止時，由于沒有了相對來流的后吹作用，2臺發動機噴出的反推氣流基本上直接流向前方，而沒有被發動機重新吸入。但是由于反推氣流將發動機進口區域的流場包裹住了，因此，發動機吸入的自由來流必然會被反推氣流干擾，導致總壓損失，進而引起發動機進口流場畸變，如圖5(c)所示。

圖4 反推氣流流線分布(飛/發一體化計算結果)
Fig.4 Distributions of reverser flow streamline (results of integrated aircraft and engine calculation)

圖5 發動機進口截面總壓恢復系數云圖
Fig.5 Contours of total pressure recovery coefficient on inlet section of engine

為了評估發動機進口總壓畸變程度，計算了發動機進口截面上的周向穩態總壓畸變指數。為了便于與后期的試驗結果相比較，針對計算結果的處理采用了與試驗相同的方法，在發動機進口截面上布置若干個數值測點，通過提取這些測點上的總壓數據，根據文獻[12]所述的方法，計算出周向穩態畸變指數以及畸變角。在進口截面上沿周向均勻分布的8個位置上沿徑向分別布置5個測點，這5個測點是該截面上5個等環面的面積中心點，再加上截面中心的1個測點，共布置有41個測點。

圖6 周向穩態總壓畸變指數隨相對來流馬赫數的變化
Fig.6 Circumferential steady total pressure distortion coefficient vs relative flow Mach number

表1周向總溫不均勻度及高溫區范圍

Table1Circumferentialtotaltemperaturedistortioncoefficientandangle

MaInboardengineOutboardengineΔT2θ+ΔT2θ+0．100．001078．00．0182127．00．090．0035115．50．0188143．50．050．0008220．00．0089212．5

2.2 反推狀態發動機整機穩定性分析

為了進一步采用數值手段定量評估由于反推氣流再吸入造成的發動機進口流場畸變對發動機氣動穩定性的影響，本文應用課題組自主開發的大涵道比渦扇發動機整機穩定性計算分析程序對反推狀態下的大涵道比渦扇發動機進行了氣動穩定性計算分析。由于周向畸變對發動機穩定裕度的影響遠大于徑向畸變[13]，所以該程序主要考慮了周向畸變的影響。該程序將修正的平行壓氣機模型擴展為“平行發動機”模型，對發動機進行整機建模，控制方程采用二維、無黏的非定常積分歐拉方程，并采用時間推進的方法進行求解，定量的分析進氣畸變對其氣動穩定性影響，采用在壓縮部件(風扇、增壓壓氣機或高壓壓氣機)中出現負的軸向速度，作為發動機失穩判別的準則。有關該程序的具體說明文獻[14]。

本文對該發動機進行建模時，周向劃分了8個單元，如圖7所示。為了評定進氣畸變情況下的發動機氣動穩定性，需要給定相應的進口邊界條件。表2給出了本文計算時所給定的各狀態下的進口條件。其中，穩態總壓、總溫畸變指數及其畸變范圍是根據上一節所述的CFD數值模擬得到的，動態總壓畸變指數是由下文所述的用于模擬發動機進口流場畸變的模擬板試驗測得的。由于當相對來流馬赫數大于0.10時，反推氣流沒有被發動機重新吸入，內、外側發動機的畸變指數均較小，所以本文只針對相對來流馬赫數為0.10和0.05時開展了穩定性計算。并且，根據CFD數值模擬結果可知，在所有來流狀態下，外側發動機的畸變指數都大于內側發動機。為了更嚴苛地考核發動機的穩定性，本文主要針對外側發動機進行了穩定性計算。

圖7 計算單元劃分
Fig.7 Sketch of calculation units

表2 不同工況時給定的發動機進口畸變指數Table 2 Inlet distortion coefficient for different states

表3給出了各待評定狀態下，穩定性計算得到的發動機進口臨界畸變指數和首發失穩級組。從表中數據可以看出，在各待評定狀態下，發動機的臨界畸變指數均比實際由于反推氣流再吸入造成的畸變指數大。這說明在這些狀態下，如果只存在因反推氣流再吸入造成的進口流場畸變，該大涵道比渦扇發動機是可以穩定工作的。同時，計算結果也表明，在反推狀態下，當存在進口流場畸變時，發動機的內涵增壓級是最容易進入失穩狀態的級組。

表3發動機臨界畸變指數及首發失穩級組

Table3Criticaldistortioncoefficientofengineandinitialinstabilitystagegroup

ParametersMa=0．10Ma=0．05Criticaltotalpressuredistortioncoefficient0．1020．088Actualdistortioncoefficientofeachstate(synthesizeddistortioncoefficient)0．03680．0418InitialinstabilitystagegroupBoosterBooster

2.3 進口流場畸變發生器設計

為了更可靠地評定反推裝置打開后，反推氣流再吸入對發動機穩定性的影響，本文進一步采用發動機臺架試驗的方法，開展了反推狀態下進氣畸變對發動機穩定性影響的試驗研究。

實際過程中，若反推氣流被吸入發動機進口，會造成發動機進口的總溫和總壓組合畸變。但是，一方面由于目前還不具備開展大涵道比渦扇發動機進氣總溫畸變的試驗條件，另一方面本文所研究的大涵道比渦扇發動機采用的是外涵葉柵式反推力裝置，屬于冷氣流反推[15]，其所產生的溫度畸變較小，所以為了在現有條件下研究主要畸變因素對發動機穩定性的影響，本文開展了反推狀態下進口總壓畸變對發動機穩定性影響的試驗研究。

由于在現有的大涵道比渦扇發動機試驗臺架上無法模擬相對來流的吹風作用，同時反推氣流又是被氣流收集器收集后向下游排出的，所以無法模擬出反推氣流被吸入發動機進口，造成發動機進氣畸變的現象，也無法模擬出實際過程中相對來流對反推氣流的干擾作用。因此，為了在試驗臺架上進行發動機反推狀態下的進氣畸變試驗，首先必須根據CFD計算所獲得的發動機進口畸變指數和畸變圖譜，設計相應的畸變發生器，模擬出反推氣流再吸入對發動機進口流場的破壞作用。然后，在此基礎上開展反推狀態下，進氣畸變對發動機氣動穩定性影響的臺架試驗驗證。

目前工程上所采用的進氣畸變發生裝置有多種形式[16]。為了盡量準確地模擬出反推氣流對發動機進口產生的流場畸變情況，綜合考慮反推氣流再吸入造成的流場畸變特點，本文決定采用模擬板作為大涵道比渦扇發動機反推狀態進氣畸變試驗的畸變發生器。

由于模擬板的設計需要多輪的設計—試驗迭代。本文參照文獻[17-18]所述的方法，首先進行小尺寸模型模擬板的吹風試驗驗證，若試驗測得的模擬板下游相應軸向位置處的畸變圖譜與目標圖譜不一致，則繼續進行修改設計，并重新進行試驗驗證，直至達到設計目標；為了驗證模擬板尺寸大小對畸變圖譜的影響，在大尺寸風洞上進一步進行試驗驗證；最后在完成模型模擬板試驗驗證的基礎上，設計用于臺架試驗的模擬板。

模擬板的設計目標選取外側發動機在相對來流馬赫數分別為0.10和0.05狀態下的進口截面總壓圖譜作為模擬板設計的目標圖譜，如圖5(a)及5(b)所示。模型模擬板吹風試驗是在南京航空航天大學的開口直流式風洞上完成的。首先在直徑為160 mm的風洞上完成了小尺寸模型模擬板的設計，圖8所示為2塊模型模擬板的實物照片，1號和2號模擬板分別用于模擬相對來流馬赫數為0.10和0.05時發動機進口的畸變流場。隨后，將這2塊模型模擬板進行了等比例放大，在直徑為200 mm的風洞上驗證了模擬板尺寸對板后畸變指數和圖譜的影響。結果表明，模擬板尺寸的影響是可以忽略的。圖9給出了試驗測得的，在目標狀態下(板前來流馬赫數Ma0分別為0.427 0和0.398 3)，小尺寸模型模擬板后總壓恢復系數圖譜，圖中黑點代表了穩態總壓測點位置。從圖中可以看出，模擬板后的流場圖譜與目標圖譜基本一致，說明本文設計的模擬板基本可以模擬出反推氣流再吸入造成的發動機進口流場畸變情況。

圖8 小尺寸模型模擬板實物照片
Fig.8 Small-sized model simulation boards

圖9 模型模擬板總壓恢復系數圖譜
Fig.9 Maps of total pressure recovery coefficientdownstream of model simulation boards

2.4 反推狀態發動機進氣畸變臺架試驗

反推狀態下，進氣畸變對發動機穩定性影響的試驗驗證是在中國航發沈陽發動機設計研究所的大涵道比渦扇發動機整機室內試車臺上開展的。發動機被吊裝在試驗臺架上，離周圍的墻體和地面都有足夠的距離。發動機進口安裝有喇叭口和進氣管道，在進氣管道內安裝有畸變發生器(模擬板)，通過畸變發生器模擬反推氣流再吸入對發動機進口流場的破壞作用。模擬板距離發動機進口截面為0.5倍管道直徑。反推力裝置打開后，反推氣流由一個安裝在發動機周邊、反推力裝置出口的氣流收集器收集后，向發動機側后方排出，確保反推氣流排出后不會被發動機重新吸入。發動機的尾流以及反推氣流都通過消音排氣塔排向室外。試驗時，發動機啟動后逐漸提高轉速，直到略微超過目標狀態時的轉速。在這個過程中，根據發動機試車規范要求，會在若干個特定轉速狀態，保持發動機穩定運轉一段時間。在整個試驗過程中，會實時地監控并采集試驗臺上各測點的數據。

圖10 模擬板后總壓畸變指數隨來流馬赫數變化
Fig.10 Total pressure distortion coefficient downstream of simulation board vs Mach number

圖11給出了在目標狀態整機試驗測得的模擬板后總壓恢復系數圖譜，圖中黑點代表了穩態總壓測點位置。根據低壓區的形式、大小以及位置判斷，整機試驗測得的圖譜與模型試驗結果吻合地較好，與目標圖譜也基本一致。這說明從總體上看，本文設計的模擬板，在整機試驗時所獲得的圖譜和畸變指數基本達到了設計目標，模擬板經放大后能較好地再現模型模擬板后的流場結構。因此也說明整機試驗時，發動機進口流場的畸變狀態達到了考核要求的目標。

圖11 模擬板后總壓恢復系數圖譜(整機試驗結果)
Fig.11 Maps of total pressure recovery coefficient downstream of simulation boards (results of bench tests)

整機臺架試驗結果表明，在分別安裝這2塊模擬板的情況下，在反推裝置打開的目標工作狀態，甚至在轉速更大的狀態下(畸變指數更大，流場畸變情況更惡劣)，該大涵道比渦扇發動機都能穩定地工作。該發動機反推狀態下進氣畸變對其氣動穩定性影響的分析計算結果與試驗結果是吻合的。這說明本文發展的這套反推狀態下的發動機氣動穩定性預測與評估方法是可行的。

3 結 論

1) 采用全三維CFD數值模擬的方法，完成了反推氣流擾流流場的數值模擬研究，掌握了不同滑跑速度時，反推氣流對發動機進口流場造成的畸變情況。計算結果表明，隨著相對來流馬赫數的減小，反推氣流被發動機重新吸入的可能性不斷增大。當相對來流馬赫數減小到0.10時，反推氣流會被外側發動機重新吸入。當相對來流馬赫數減小到0.05時，2臺發動機都會吸入反推氣流，此時2臺發動機的進口總壓畸變指數都達到最大值。在所有情況下，外側發動機的進口流場畸變情況都要比內側發動機嚴重。

2) 開展了進氣畸變情況下的發動機整機氣動穩定性計算分析。計算結果表明，在所分析的各反推狀態下，發動機的臨界畸變指數均比實際畸變指數大。說明在這些狀態下，如果只存在因反推氣流再吸入造成的進口流場畸變，發動機是可以穩定工作的。同時，計算結果也表明，發動機的內涵增壓級是最容易進入失穩狀態的級組，它是整臺發動機氣動穩定性的薄弱環節，需引起設計人員的重視。

3) 通過采用小尺寸風洞吹風試驗的方法，完成了2套能有效模擬反推氣流再吸入對發動機進口流場造成破壞作用的進氣畸變發生器(即模擬板)的設計，并通過試驗進一步驗證了模擬板尺寸對模擬結果的影響。結果表明將模擬板放大后，不會對模擬結果產生明顯的影響。

4) 采用在發動機進口安裝模擬板式進氣畸變發生器的方法，開展了反推狀態下，進氣總壓畸變對發動機氣動穩定性影響的臺架試驗驗證。試驗結果表明，在所評定的2個狀態，發動機都能穩定可靠地工作。這與反推狀態下的發動機氣動穩定性分析計算結果是一致的，這說明本文發展的這套反推狀態下的發動機氣動穩定性預測與評估方法是可行的。

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(責任編輯： 彭健)

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Predictionandevaluationofaerodynamicstabilityofhighbypassratioturbofanenginedeployedwiththrustreverser

WANGZhiqiang1,*,SHENXigang2,HUJun1

1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.AeroEngine(Group)CorporationofChinaShenyangEngineResearchInstitute,Shenyang110015,China

Three-dimensionalCFDnumericalsimulation,enginestabilitycalculationandbenchtestofengineinletdistortionarecombinedtopredictandassesstheinfluenceofre-ingestionofthereverserflowontheaerodynamicstabilityofthehighbypassratioturbofanenginewhenthethrustreverserisdeployed.Bymeansofthree-dimensionalCFDnumericalsimulation,thedistortiondegreeoftheengineinletflowfieldisacquired.Onthisbasis,theaerodynamicstabilityoftheengineispredictedbythestabilitycalculationprogram,andthepredictionresultsareverifiedbytheenginebenchtest.TheCFDcalculationresultsshowthat,withthedecreaseoftherelativeflowMachnumber,thepossibilityofre-ingestionofthereverserflowisincreased,andtheinletflowfielddistortionoftheoutboardengineisthemostseriouswhentherelativeflowMahernumberdecreasesto0.05.Theresultsofstabilitycalculationanalysisandenginebenchtestintheinletdistortionsituationshowthat,intheassessmentofthetargetstate,iftheinletdistortionisonlycausedbythere-ingestionofthereverserflow,theenginewillnotbeunstable.

highbypassratioturbofanengine;thrustreverser;reverserflowre-ingestion;flowfielddistortion;aerodynamicstability;numericalsimulation;experimentalverification

2016-03-07；Revised2016-04-20；Accepted2016-05-06；Publishedonline2016-05-231431

ChinaPostdoctoralScienceFoundation(2014M551590)

.E-mailwangzq1981@126.com

2016-03-07；退修日期2016-04-20；錄用日期2016-05-06； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-05-231431

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160523.1431.004.html

中國博士后科學基金 (2014M551590)

.E-mailwangzq1981@126.com

王志強， 沈錫鋼， 胡駿． 反推狀態下大涵道比渦扇發動機氣動穩定性預測與評估J． 航空學報,2017,38(2):120192.WANGZQ,SHENXG,HUJ.PredictionandevaluationofaerodynamicstabilityofhighbypassratioturbofanenginedeployedwiththrustreverserJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(2):120192.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0143

V235.15

A

1000-6893(2017)02-120192-11