叶栅参数对反推力装置气动性能影响规律

单 勇 ，沈锡钢 ，张靖周 ，尚守堂 ，邵万仁

（1.南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016；2.沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）

20世纪80年代以来，大型飞机普遍采用较大涵道比（涵道比在5～9之间）的涡扇发动机作为动力，与之相对应的反推力装置主要为利用外涵气流的叶栅式反推力装置，由反推力导流叶栅、叶栅盖和阻流门组成。反推力装置开启后，整流罩向后移动露出叶栅通道，阻流门挡住向后流动的发动机外涵道气流，使其折入导流叶栅通道中定向向前流出，从而形成反推力。叶栅式反推力装置结构紧凑，反推力的产生比较平稳，其反推力高达发动机最大推力的60%～70%。因此在B747、B767和B777等一系列大型飞机中得到了广泛应用[1－6]。导流叶栅是反推力装置中的重要核心部件，其结构参数的改变不仅对气动性能产生直接影响，而且可能间接造成反推力气流再吸入发动机的不良影响。因此，叶栅结构参数对反推力性能影响规律的研究是提高反推力装置整体性能的第一步。

在国外少有的文献报道[7]中，介绍了叶栅式反推力装置在冷态流场下的模型实验，揭示了叶片稠度、叶型、阻塞比、落压比等结构和气动参数对反推力性能的影响规律。但是该实验的研究对象是早期的军用喷气式发动机反推力装置，对大涵道比涡扇发动机叶栅结构的优化研究工作仅可提供参考。

本文以国外某型叶栅式反推力装置为原型，在保持其外涵通道、阻流门、移动外罩、短舱等结构尺寸不变的情况下，通过改变叶栅进入角、出流角、稠度、风扇压比等气动和结构参数，获得叶栅结构参数对反推力装置气动性能（反推力大小、流量系数、总压恢复系数等）的影响规律，为后续的叶栅结构尺寸工程设计提供依据。

1 数值研究

1.1 计算模型

叶栅式反推力装置计算模型如图1所示。发动机外涵正向排气通道被阻流门封闭，叶栅通道开启。整个计算模型由发动机短舱、叶栅、阻流门和外场组成。

叶栅叶片结构如图2所示，其几何特征可以用以下几个参数和符号来描述：叶栅通道在垂直方向的高度c、叶片间距s、气流进入角 β1、气流出流角 β2、叶片稠度 c/s。本文中，保持叶片的高度不变（c=54 mm）。

1.2 网格划分

对于反推力装置数值模拟这个具体问题，流动状况最为复杂的部分在叶栅通道内和其进、出口位置。因此，本文就叶栅通道内的网格采用逐步加密的方法进行了网格实验，获得了图3所示的反推力值与网格间距大小之间的关系。叶栅式反推力装置所产生的轴向（或水平）反推力可以用公式FR=mVx表示，其中，m和Vx分别表示叶栅通道出口质量流量和轴向速度分量。按该公式对9个不同网格密度的算例在叶栅通道出口进行积分。图3中，横坐标表示叶栅通道内的网格间距与叶栅几何尺寸的比值，随着叶栅通道内网格的增加，即比值越小，反推力计算值呈先急剧增加后慢慢变缓，最终基本不变的趋势。

综合考虑计算准确性和网格数量，本文认为将叶栅通道内的网格单元尺寸与叶栅尺度的比例控制在0.02左右适合叶栅式反推力装置流场的数值模拟。

1.3 湍流模型实验验证

鉴于国内还未曾开展过叶栅式反推力装置模型的实验工作，本文采用国外文献[7]中的模型结构和实验数据对不同湍流模型的计算结果进行了比较。文献中提出了衡量反推性能的参数是单位质量反推力比，用公式表达为：η0=（FR/mR）/（Ff/mf）。其中，F和m表示推力和气流质量流量；下标R和f分别表示反推力状态和正推力状态。

图4是采用不同湍流模型对单位质量反推力比的数值预测结果。图4中，横坐标为落压比（NPR），即发动机外涵风扇出口压力与外界环境压力之比值。首先，kω和Realzable k-ε湍流模型的数值预测结果与实验测量变化规律一致，即随着落压比的增加单位质量反推力比增加。相比而言，k-ω的计算值与实验最为接近，最大误差在8.2%以下，高落压比时的误差相对更小。

2 反推力装置气动性能分析

2.1 叶片进入角和出流角对气动性能的影响

外涵道气流被阻流门阻挡经叶栅通道折转后向发动机前向排出，如图5所示，在每个叶片的叶盆处都产生一个低速旋涡区域，而在叶背处气体加速运动。气流排出的角度基本与叶片出流角度一致。说明出流角度的大小直接关系到反推力水平分量的大小，即角度越大产生的有效反推力值越大。但过大的出流角度必会造成反推力气流在向前运动过程中附壁、甚至被发动机的风扇反吸入，图6表现出这一现象。

进入角的变化同样会对叶栅通道内的流场产生影响，如图7所示，对于90°的进入角，外涵道气流好像还没有充分的适应叶栅通道的折转就冲进通道内，尤其是前几排叶片，会在叶片的叶背处产生大面积的低速区，但是叶盆内的低速旋涡都消除了。

以上分析了进入角90°和出流角140°两种极限状态结构。其他参数范围内水平方向的反推力值变化规律如图8所示，进入角从35°改变到54°，反推力大小有较大增幅；继续增加到90°的过程中，反推力增加趋势缓慢。这是因为进入角的增加，叶盆处的旋涡作用减弱，但过大的进入角会导致叶背处的气流失速。在不同进入角度下，随着出流角的增加反推力都呈增加趋势，且反推力与角度间基本呈线性变化。

对于叶栅式反推力装置，评价其气动性能的参数有叶栅通道的流量系数和总压恢复系数这两个重要性能指标。流量系数表示叶栅通道的流通能力，定义为：Cd=wp/wi，式中wp是实际流通的流量；wi是通过一维等熵公式计算的理论流量，可表示为wi=A为叶栅通道的实际流通面积，P*为叶栅通道入口前的平均总压，P为叶栅通道出口处的平均静压。总压恢复系数定义为式中下标in表示叶栅通道入口，out表示叶栅通道出口。用这样一个参数可以间接地衡量流动掺混过程的压力损失。

图9是叶片进入角和出流角对流量系数的影响。出流角度对流量系数影响不大，这是因为决定叶栅通道流通能力的实际流通最小截面积在通道入口处。也就是叶片的进入角度确定了叶栅内流体通过的实际面积。随着进入角度的增加，实际流通面积增加，而实际流过的气流质量流量并没有大幅度提高，因此造成进入角越大流量系数越小的趋势。

图10是叶片进入角和出流角对总压恢复系数的影响。在本文研究的参数范围内，叶栅通道的总压恢复系数在0.83～0.9之间。随着出流角度的增加，总压恢复系数略微提高；进入角度在54°～70°范围内变化时，其对总压恢复系数的影响也甚微，但是进入角35°和90°之间的变化却达到6%以上。

2.2 叶栅稠度对气动性能的影响

当叶栅的稠度减小时，如图11所示，叶盆内的低速旋涡区域面积增加，更为突出的是通道出口叶背上产生了不利的低速区，这时的气流排气角度与叶片几何出流角度不一致。也就是气流实际排气角度小于几何角度120°，反推力的水平分量减小，造成反推力性能的降低。因此，在不同出流角度下，有效的反推力值都有所下降，如图12所示。例如：稠度1.0的反推力要比稠度1.3的下降15%左右。

可以想象，当稠度增加到一定程度，叶片对气流起到很好的导流作用，气流完全按着出流几何角度排出，这时继续增加稠度只会带来增加叶栅重量的负面影响。这一点从图12中即可看出：稠度1.3和稠度1.6所表现的反推力值大小基本相同，且随出流角度的变化规律完全一致。

稠度增加使叶栅的导流能力增强，但是叶片相对数目的增加会让流体的实际流通能力削弱以及壁面摩擦等造成的损失相应增加。图13和图14表明：叶片稠度增加，流量系数呈等比例减小趋势，稠度增加30%，流量系数降低1.6%；随出流角度的增加，流量系数呈抛物线状下降；叶片稠度的增加，总压恢复系数降低，稠度1.0和1.3的差别很明显。

2.3 风扇压比对气动性能的影响

图15、图16分别是风扇压比（FPR）1.6和1.8下的速度场分布状况，叶栅通道内流体流动情况基本相同。一方面，压力提高后外涵通道内的最大速度和反推力气流的最大速度都提高了，反推力气流流动方向基本相同；另一方面，流出叶栅通道的反推力气流质量流量增加了（FPR为1.4、1.6、1.8时分别对应的质量流量为 82.58、96.84、109.0 kg/s）。因此，水平方向的反推力值必然随着风扇压比的增加而提高。

图17中可定量分析不同风扇压比和出流角度对反推力值的影响。出流角在120°～140°变化范围内，风扇压比从1.4增加到1.6后，反推力增加32%～40%不等；风扇压比增加到1.8，反推力又增加34%～40%。不同风扇压比下的反推力值都随着出流角度的增加而提高，但各自提高的速度不同，高风扇压比的情况会提高的快一些，对应于图17就是三条线斜率的大小。

图18、图19是在不同叶片参数下风扇压比对流量系数和总压恢复系数的影响。风扇压比的提高，流量系数和总压恢复系数都有较大幅度的降低。

3 结语

本文针对叶栅式反推力装置，开展了叶栅结构参数对反推力和气动性能影响的数值研究工作，得到以下几点结论：

1）k-ω湍流模型适合叶栅式反推力装置的数值模拟，反推力预测值与实验值最大相差8.2%。

2）在本研究的参数范围内，叶栅叶片进入角的增加会导致反推力值先急速增加后趋缓，而流量系数减小，为此在设计叶栅进入角度时必须对此进行评估和折衷处理；随着出流角的增加反推力值都呈增加趋势，反推力大小与出流角度间基本呈线性变化，而流量系数基本不变，但出流角度增大到一定数值时，反推力气流会附壁造成推力损失。在本研究的参数范围内，叶片进入角54°和出流角135°的综合气动性能最优。

3）叶片稠度增加，流量系数呈等比例减小趋势，总压恢复系数降低。稠度1.3的叶栅几何结构综合气动性能最优。

4）在叶栅结构不变的条件下，反推力值随着风扇压比的增加而提高，但是流量系数和总压恢复系数都降低，反推力气流流动方向基本不变。

[1]POVOLNY J H，STEFFEN F W，MCARDLE J G.Summary of Scale－Model Thrust－Reverser Investigation，NACA TN 3664[R].1956.

[2]COLLEY R H，SUTTON J M O.Thrust Reversers for Civil STOL Aircraft，SAE Paper 730358[R].1971.

[3]YETTER J A.Why Do Airlines Want and Use Thrust Reversers?NASA TM－109158[R].1995.

[4]邵万仁，叶留增，沈锡钢，等.反推力装置关键技术及技术途径初步探讨[C]//中国航空学会2007年学术年会，深圳，2007.

[5]杜 刚，金 捷.大型运输机发动机推力装置[C]//中国航空学会2007年学术年会，深圳，2007.

[6]沙 江，徐惊雷.发动机反推力装置及其研究进展[C]//中国航空学会2007年学术年会，深圳，2007.

[7]POVOLNY J H，STEFFEN F W，MCARDLE J G.Summary of Scale－Model Thrust－Reverser Investigation，NACA TN3664[R].1956.