民用飛機(jī)反推裝置氣動(dòng)特性分析與驗(yàn)證

陳 功，胡仞與

民用飛機(jī)反推裝置氣動(dòng)特性分析與驗(yàn)證

陳 功，胡仞與

（中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210）

為驗(yàn)證國(guó)內(nèi)某型民用飛機(jī)所用的格柵式反推裝置設(shè)計(jì)方案是否滿(mǎn)足適航標(biāo)準(zhǔn)，采用風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)反推裝置啟動(dòng)后指定速度區(qū)間范圍內(nèi)的反推效率、重吸入現(xiàn)象及其對(duì)靜壓測(cè)量的干擾進(jìn)行了評(píng)估。試驗(yàn)結(jié)果表明：該套裝置的反推效率在速度使用區(qū)間內(nèi)能夠維持在40%的水平以上，高于當(dāng)前平均水平；通過(guò)監(jiān)控溫度場(chǎng)基本可以排除發(fā)生重吸入現(xiàn)象的可能性；反推氣流會(huì)改變局部的流場(chǎng)及壓力分布，但不會(huì)對(duì)靜壓測(cè)量造成明顯干擾。此外，CFD仿真的結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)論相互印證，再次驗(yàn)證了該反推裝置設(shè)計(jì)方案的合理性。

反推裝置；風(fēng)洞試驗(yàn)；氣動(dòng)特性；CFD仿真；靜壓測(cè)量；民用飛機(jī)

0 引言

反推裝置是民用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分，是應(yīng)用于現(xiàn)代客機(jī)的必要設(shè)備。該裝置一般在飛機(jī)著陸過(guò)程中使用，通過(guò)特殊機(jī)構(gòu)引導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道氣流反向噴射產(chǎn)生反作用力，使飛機(jī)在短時(shí)間內(nèi)迅速減速并制動(dòng)。在民用飛機(jī)發(fā)展過(guò)程中，曾先后出現(xiàn)過(guò)抓斗式、花瓣式、格柵式等不同形式的反推裝置。近年來(lái)，格柵式反推裝置因其能夠精準(zhǔn)地控制反推氣流方向，并顯著降低能耗，被各國(guó)民用飛機(jī)設(shè)計(jì)研發(fā)機(jī)構(gòu)所重視，逐漸成為民用飛機(jī)反推裝置的主流選擇[1]。反推裝置的性能不但直接關(guān)系到飛機(jī)著陸時(shí)的安全性和穩(wěn)定性，還關(guān)系到飛機(jī)對(duì)著陸場(chǎng)長(zhǎng)度的需求[2-3]，而后者也是民用飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)中衡量飛機(jī)適用性和競(jìng)爭(zhēng)力的重要指標(biāo)[4-5]。因此，在最終凍結(jié)反推裝置設(shè)計(jì)方案前，需通過(guò)可靠的手段對(duì)其重要?dú)鈩?dòng)特性進(jìn)行評(píng)估和驗(yàn)證，確保其能滿(mǎn)足飛機(jī)相關(guān)性能指標(biāo)和對(duì)應(yīng)的適航條款。

本文針對(duì)國(guó)內(nèi)某大型民用飛機(jī)研發(fā)過(guò)程中評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)商提供的飛機(jī)反推裝置設(shè)計(jì)方案時(shí)，采用風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)其幾個(gè)重要的氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析，將試驗(yàn)結(jié)果與設(shè)計(jì)指標(biāo)進(jìn)行比較，并采用CFD仿真的手段從側(cè)面進(jìn)行了檢驗(yàn)。部分?jǐn)?shù)據(jù)由相應(yīng)符號(hào)代替，但不會(huì)對(duì)問(wèn)題的分析及其結(jié)果造成影響。

1 反推裝置氣動(dòng)原理

反推功能的實(shí)現(xiàn)依據(jù)牛頓第三定律，即通過(guò)臨時(shí)改變發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道結(jié)構(gòu)，使其原本向后噴射的氣流發(fā)生折射，產(chǎn)生反作用力，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的減速和制動(dòng)。國(guó)內(nèi)某型民用飛機(jī)采用了當(dāng)前主流的格柵式反推裝置設(shè)計(jì)方案，其主要作動(dòng)機(jī)構(gòu)及運(yùn)轉(zhuǎn)原理如圖1、2所示。

圖1 正推構(gòu)型（反推裝置開(kāi)啟前）

圖2 反推構(gòu)型（反推裝置開(kāi)啟后）

反推裝置未開(kāi)啟時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道中氣流自前向后正向流動(dòng)，并從尾噴口正常噴出形成相應(yīng)的正推力；反推裝置開(kāi)啟后，反推門(mén)后移，露出格柵段。同時(shí)外涵道被阻斷，氣流只能經(jīng)由格柵段向前噴出，形成相應(yīng)的反推力。

格柵作為反推裝置中最重要的氣動(dòng)部件，起到引導(dǎo)氣流流動(dòng)、控制氣流噴射方向的作用，其外形、構(gòu)造及力學(xué)原理如圖3所示[6-9]。

圖3 反推裝置的結(jié)構(gòu)及原理

單塊格柵由許多導(dǎo)流葉片按一定規(guī)律陣列構(gòu)成，每個(gè)導(dǎo)流葉片的出流角θ均不相同。反推氣流以速度矢量v經(jīng)導(dǎo)流葉片流出后可分為航向vx、法向vy、側(cè)向vz3個(gè)矢量分量，同時(shí)產(chǎn)生相應(yīng)的反推作用力fx、fy、fz。單塊格柵上產(chǎn)生的反推力為所有反推氣流在航向上產(chǎn)生的反作用力之和

若干塊格柵周向環(huán)列在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙后部形成格柵段。所有格柵上產(chǎn)生的航向反作用力之和∑Fx即為反推力Ftr。設(shè)格柵數(shù)為m，則有

合理地設(shè)計(jì)各出流葉片的數(shù)量、角度以及反推格柵在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙上分布的形式和位置即可獲得足夠的反推力，確保飛機(jī)在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)減速和制動(dòng)。

2 研究?jī)?nèi)容與試驗(yàn)方法

2.1 研究?jī)?nèi)容

反推裝置涉及眾多性能指標(biāo)，而在氣動(dòng)方面以反推效率、重吸入現(xiàn)象及其對(duì)飛機(jī)靜壓測(cè)量的干擾尤為重要。

反推效率指在發(fā)動(dòng)機(jī)額定功率下，反推裝置開(kāi)啟前后，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生正推力Ff與反推力Ftr的比值，是衡量反推裝置將正推力轉(zhuǎn)化為反推力能力的重要指標(biāo)。

重吸入現(xiàn)象指反推氣流噴出后被發(fā)動(dòng)機(jī)從進(jìn)氣口重新吸入的情況。由于反推氣流的溫度較高，若被重新吸入發(fā)動(dòng)機(jī)，則可能對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)中的空氣壓縮機(jī)葉片造成損傷?！爸匚胩匦浴笔呛饬糠赐蒲b置安全性的重要指標(biāo)。

靜壓是飛機(jī)操穩(wěn)、航電、飛控等系統(tǒng)的重要計(jì)算輸入?yún)?shù)，而反推氣流會(huì)導(dǎo)致機(jī)身周?chē)鲌?chǎng)的變化，可能干擾靜壓探測(cè)裝置對(duì)靜壓的測(cè)量，導(dǎo)致系統(tǒng)作出錯(cuò)誤響應(yīng)，影響飛機(jī)正常著陸進(jìn)程。

以上3個(gè)指標(biāo)是衡量反推裝置氣動(dòng)特性的重要指標(biāo)，將通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行重點(diǎn)研究。

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備

風(fēng)洞試驗(yàn)是當(dāng)前各大飛機(jī)設(shè)計(jì)研發(fā)單位用于研究發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)性能及噴流流場(chǎng)的主要方法。如圖4所示，通過(guò)在風(fēng)洞滾動(dòng)地板上安裝飛機(jī)模型模擬飛機(jī)著陸滑跑的狀態(tài)，并使用天平、測(cè)壓閥等測(cè)試設(shè)備獲取飛機(jī)在不同反推狀態(tài)下的受力情況和表面壓力分布變化[10]。

圖4 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)置

為了確保風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果真實(shí)可靠，試驗(yàn)中所使用的模型、反推格柵均按照飛機(jī)真實(shí)外形進(jìn)行一定的縮比。綜合考慮該型飛機(jī)真實(shí)大小及所在風(fēng)洞試驗(yàn)段口徑，模型縮比比例約為1∶7.5。

2.3 試驗(yàn)條件確定

民用飛機(jī)性能設(shè)計(jì)要求明確規(guī)定，反推裝置在飛機(jī)3輪接地著陸后以額定功率P打開(kāi)，此時(shí)飛機(jī)滑行速度VL通常為62～72 m/s；當(dāng)飛機(jī)持續(xù)減速至VD(26～36 m/s)后，關(guān)閉反推裝置。定義[VD,VL]為反推裝置的速度區(qū)間[V]。為了驗(yàn)證反推裝置在該速度區(qū)間[V]內(nèi)不同階段的“反推效率”、“重吸入現(xiàn)象”及其對(duì)飛機(jī)靜壓測(cè)量的干擾這3項(xiàng)性能是否達(dá)標(biāo)，擬在風(fēng)洞試驗(yàn)中模擬[V]=[V1,V2,V3,V4,V5]5個(gè)等差來(lái)流速度，其中令V1≈VL，V5≈VD，則有 V1＞V2＞V3＞V4＞V5。

2.4 相似準(zhǔn)則與動(dòng)力校準(zhǔn)

為了在風(fēng)洞試驗(yàn)中對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流進(jìn)行準(zhǔn)確模擬，選用合適的TPS(turbofan powered system)動(dòng)力單元，并將其安裝在縮比后的飛機(jī)模型的短艙內(nèi)部。TPS單元是模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)/噴氣的重要試驗(yàn)設(shè)備，由外殼、風(fēng)扇和內(nèi)部供油系統(tǒng)組成。如圖5所示。

圖5 TPS動(dòng)力單元與模型短艙

由于試驗(yàn)中所使用的飛機(jī)模型經(jīng)過(guò)縮比，為了滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)流量相似準(zhǔn)則，通過(guò)控制TPS單元中的風(fēng)扇轉(zhuǎn)速，使試驗(yàn)中模型發(fā)動(dòng)機(jī)的流量Lm與真實(shí)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)流量La滿(mǎn)足以下關(guān)系

式中：K為試驗(yàn)中飛機(jī)模型相對(duì)于真實(shí)飛機(jī)的縮比比例。

3 試驗(yàn)結(jié)果討論與分析

3.1 反推效率結(jié)果分析討論

根據(jù)反推效率定義，在發(fā)動(dòng)機(jī)額定功率下的反推效率可表示為

根據(jù)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理可知，發(fā)動(dòng)機(jī)以額定功率P正常運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，正推力Ff與反推力Ftr均是飛機(jī)滑行速度的函數(shù)。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，飛機(jī)滑行速度近似由來(lái)流速度V替代，通過(guò)應(yīng)變天平所測(cè)得的不同來(lái)流速度[V′]=[V1,V2,V3,V4,V5]下正、反推力對(duì)比關(guān)系及反推效率曲線如圖6、7所示。

圖6 正推力與反推力對(duì)比

圖7 反推效率曲線

從圖中可見(jiàn)，隨著來(lái)流速度的下降，發(fā)動(dòng)機(jī)額定功率狀態(tài)下的正推力Ff與反推力Ftr均有所降低，但相同速度下Ff與Ftr絕對(duì)值的比例相對(duì)穩(wěn)定。說(shuō)明在該速度區(qū)間內(nèi)，反推效率較穩(wěn)定。

進(jìn)一步分析反推效率曲線可知，雖然反推效率在給定速度區(qū)間內(nèi)有所波動(dòng)，但總體水平維持在40%以上[11]，高于當(dāng)前民用飛機(jī)反推效率平均水平，滿(mǎn)足飛機(jī)性能需求。

3.2 重吸入特性結(jié)果分析討論

如圖8所示，當(dāng)反推裝置開(kāi)啟后，飛機(jī)滑行的速度不斷降低，前方來(lái)流對(duì)反推氣流的抑制作用將逐漸減弱，反推氣流向前流動(dòng)的行程顯著增加。當(dāng)反推氣流流抵發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口附近，則可能發(fā)生重吸入現(xiàn)象[12]。

圖8 反推重吸入現(xiàn)象

由于反推氣流的溫度通常高于來(lái)流，因此在風(fēng)洞試驗(yàn)中使用溫度傳感器監(jiān)測(cè)不同來(lái)流速度情況下短艙進(jìn)/出口處的溫度，通過(guò)觀察短艙進(jìn)氣口溫度場(chǎng)分布定性地判定重吸入現(xiàn)象存在可能性。同時(shí)，為了定量地分析重吸入現(xiàn)象的嚴(yán)重程度，引入溫度畸變系數(shù)ξ[13-14]

式中：Tmax、Taver分別為進(jìn)氣口溫度場(chǎng)中最高溫度與平均溫度；ΔTfan為發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇前后的溫度差，對(duì)于給定的發(fā)動(dòng)機(jī)，ΔTfan為定值。

由此可知，ξ越大，即發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的溫度場(chǎng)越不均勻，重吸入現(xiàn)象發(fā)生的可能性越大。

試驗(yàn)測(cè)得不同來(lái)流速度條件下溫度譜如圖9所示，對(duì)應(yīng)的溫度畸變系數(shù)ξ見(jiàn)表1。

圖9 短艙進(jìn)口溫度變化

表1 反推氣流對(duì)靜壓系數(shù)相對(duì)干擾

從圖中可見(jiàn)，當(dāng)飛機(jī)以較高的速度滑行時(shí)，來(lái)流速度也相對(duì)較高，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣口截面溫度低且均勻；當(dāng)滑行速度逐漸減低后，進(jìn)氣口截面溫度以很小的幅度均勻升高；當(dāng)滑行速度持續(xù)降低至V6時(shí)，進(jìn)氣口截面溫度分布開(kāi)始出現(xiàn)不均勻現(xiàn)象，最大溫差約5 K。

從表中可見(jiàn)，在規(guī)定的速度范圍[V]內(nèi)，溫度畸變系數(shù)ξ的值及變化幅度均較小，約為0.02～0.03；當(dāng)速度持續(xù)減小至V6時(shí)，ξ倍增至0.19。

綜合圖9與表1中的結(jié)果可見(jiàn)，在規(guī)定速度區(qū)間[V]內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣口截面溫度及其變化率較低，溫度畸變系數(shù)ξ很小，說(shuō)明在該區(qū)間內(nèi)幾乎可以排除重吸入現(xiàn)象發(fā)生的可能性；當(dāng)速度繼續(xù)減小至約15.4 m/s時(shí)，截面溫度變化梯度顯著增大，在對(duì)應(yīng)狀態(tài)下的溫度畸變系數(shù)ξ亦明顯增大，說(shuō)明重吸入現(xiàn)象發(fā)生的可能性大大提高。但根據(jù)飛機(jī)本身性能指標(biāo)，V6≈15.4 m/s已不在規(guī)定的速度區(qū)間[V]內(nèi)[15]，即此時(shí)反推裝置已關(guān)閉，反推氣流消失，無(wú)需考慮重吸入現(xiàn)象對(duì)飛機(jī)的影響。

3.3 反推氣流對(duì)靜壓測(cè)量的影響

靜壓探測(cè)裝置作為精密儀器，對(duì)流場(chǎng)變化十分敏感，其受反推氣流干擾的可能性需徹底排除。靜壓探測(cè)器安裝位置應(yīng)盡量位于飛機(jī)機(jī)頭等截面段的最大等寬度線附近，因?yàn)樵撎幍娘w機(jī)表面外形的曲率較為平緩，可最大程度地避免流場(chǎng)畸變對(duì)靜壓測(cè)量造成的影響，同時(shí)確保安裝與飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)件（框、梁、肋）及線路不發(fā)生干涉[16]。

試驗(yàn)中通過(guò)壓力傳感器測(cè)得飛機(jī)表面A、B、C 3點(diǎn)的靜壓系數(shù)在反推氣流影響下的變化情況如圖10所示，并計(jì)算其相對(duì)干擾ε=ΔCp/Cp來(lái)分析靜壓測(cè)量是否受反推氣流影響及其程度。其中B點(diǎn)是該型號(hào)飛機(jī)靜壓探測(cè)器實(shí)際安裝位置；同時(shí)測(cè)量位于B點(diǎn)上、下游等間距處的A、C 2點(diǎn)的靜壓變化情況作為對(duì)照，以此研究反推氣流在航向上對(duì)靜壓的影響范圍及程度。

圖10 靜壓孔布置位置

在速度區(qū)間[V]內(nèi)通過(guò)靜壓傳感器與掃描閥等儀器測(cè)得的結(jié)果見(jiàn)表2。

表2 反推氣流對(duì)靜壓系數(shù)相對(duì)干擾

從表中可見(jiàn)，當(dāng)來(lái)流速度較大時(shí)，其動(dòng)能較大，阻擋了反推氣流持續(xù)向前發(fā)展，因此該區(qū)域內(nèi)的流場(chǎng)幾乎不受反推氣流影響，靜壓系數(shù)的測(cè)量未受干擾；當(dāng)來(lái)流速度逐漸減小，其動(dòng)能也相應(yīng)減少，反推氣流所受阻擋效果減弱而持續(xù)向前發(fā)展，受影響的流場(chǎng)區(qū)域前移直至探測(cè)器安裝區(qū)域，導(dǎo)致部分靜壓測(cè)量受到干擾。但進(jìn)一步分析表中的數(shù)據(jù)可知，即使在速度降低至V5，反推氣流造成最嚴(yán)重的干擾量級(jí)也僅約為0.2%，遠(yuǎn)小于該型號(hào)飛機(jī)設(shè)計(jì)指標(biāo)中關(guān)于靜壓測(cè)量誤差的要求，因此在工程中可忽略不計(jì)。由此可認(rèn)為，在規(guī)定的速度區(qū)間[V]內(nèi)，反推氣流不會(huì)對(duì)靜壓的測(cè)量造成影響。

4 CFD仿真計(jì)算對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的驗(yàn)證

除了風(fēng)洞試驗(yàn)，CFD仿真計(jì)算也是研究民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置氣動(dòng)特性的重要手段。由于當(dāng)前硬件條件和計(jì)算資源的限制，CFD仿真計(jì)算雖無(wú)法獲得推力、溫度等參數(shù)的精確值，但可以宏觀地獲得反推裝置開(kāi)啟前后流場(chǎng)的變化，有助于定性地分析問(wèn)題，從而對(duì)部分試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行檢查與驗(yàn)證。

從第3.2、3.3節(jié)中的結(jié)果可以看出，在反推氣流來(lái)流速度較低時(shí)，發(fā)生重吸入現(xiàn)象及靜壓測(cè)量受影響的可能性較大。因此CFD仿真計(jì)算時(shí)來(lái)流速度邊界條件取 V=V5≈50 m/s。

CFD仿真計(jì)算所獲得的反推氣流流場(chǎng)分布及趨勢(shì)如圖11所示。反推氣流從短艙后部格柵段中噴出后，在來(lái)流的阻礙下，動(dòng)能減弱并向四周擴(kuò)散，部分反推氣流掃掠地面，其余則與機(jī)翼、中機(jī)身發(fā)生干涉。流場(chǎng)結(jié)果顯示，反推氣流基本未擴(kuò)散至發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣口附近，未發(fā)生重吸入現(xiàn)象。同時(shí)，與機(jī)身發(fā)生干涉的反推氣流掃掠區(qū)域均遠(yuǎn)離靜壓探測(cè)裝置安裝位置，基本可以排除反推氣流對(duì)靜壓測(cè)量產(chǎn)生重大干擾的可能性。

圖11 反推氣流流場(chǎng)顯示

CFD仿真計(jì)算的結(jié)果與第3.2、3.3節(jié)中的結(jié)論一致，從側(cè)面驗(yàn)證了試驗(yàn)結(jié)果的可靠性。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文主要通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)國(guó)內(nèi)某型大型民用飛機(jī)反推裝置設(shè)計(jì)方案的主要?dú)鈩?dòng)特性進(jìn)行了分析和評(píng)估，并采用了CFD仿真計(jì)算的方案對(duì)部分試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。試驗(yàn)方法的應(yīng)用及試驗(yàn)條件的設(shè)定充分考慮了該型號(hào)反推裝置實(shí)際使用情況，并結(jié)合相似理論建立試驗(yàn)修正體系。試驗(yàn)及計(jì)算結(jié)果表明，當(dāng)前反推裝置設(shè)計(jì)方案的主要?dú)鈩?dòng)特性滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求及相關(guān)適航標(biāo)準(zhǔn)。

盡管通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)可以較準(zhǔn)確獲得反推裝置的各項(xiàng)氣動(dòng)特性，但由于受試驗(yàn)設(shè)備和條件的限制，來(lái)流速度V無(wú)法實(shí)現(xiàn)在規(guī)定區(qū)間內(nèi)[V]連續(xù)變化，只能以離散狀態(tài)的形式出現(xiàn)，使試驗(yàn)的相似性和關(guān)聯(lián)性受到了影響。隨著風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)和設(shè)備的不斷更新和發(fā)展，該問(wèn)題將得到改善，從而使風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的質(zhì)量獲得提升。

國(guó)內(nèi)大型民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研發(fā)正處于起步階段，對(duì)于反推裝置氣動(dòng)特性的研究與歐美先進(jìn)國(guó)家有不小差距。本研究為民用飛機(jī)格柵式反推裝置氣動(dòng)性能驗(yàn)證和分析提供了1套可行的方法，并為后續(xù)民用飛機(jī)反推裝置的工程設(shè)計(jì)、特性分析、性能驗(yàn)證方面提供了方法和經(jīng)驗(yàn)。

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Analysis and Validation of Thrust-Reversers Aerodynamic Characteristics for Civil Aircraft

CHEN Gong,HU Ren-yu
（COMAC Shanghai Aircraft Design and Research Institute,Shanghai 201210,China）

In order to validate whether the cascade thrust-reversers design scheme of a civil aircraft is satisfied with airworthiness standard or not,the wind tunnel test was carried on to estimate aerodynamics characteristics such as thrust-reversers efficiency,"re-ingestion"phenomenon and disturbance to static pressure measurement within the range of required velocity.The test result shows that efficiency of the thrust-reversers is more than 40%,which is beyond current average standard,and occurrence of"re-ingestion"is almost eliminated by monitoring temperature-field.In addition,although the flow-field and pressure distribution are somewhat affected by thrust-reverse flow,static pressure measuring will not be disturbed.Besides,the result of CFD simulation is accorded with that of wind tunnel test,which is re-validate the feasibility of the thrust-reversers design scheme.

thrust reversers;wind tunnel test;aerodynamic characteristics;CFD simulation;static pressure measuring;civil aircraft

V 233.7

A

1 0.1 3477/j.cnki.aeroengine.201 7.02.009

2016-08-25 基金項(xiàng)目：科技部973重點(diǎn)計(jì)劃（2014CB744800-5）資助

陳功（1986），男，工程師，在讀博士研究生，主要從事氣動(dòng)設(shè)計(jì)及風(fēng)洞試驗(yàn)方面工作；E-mail:chengong@comac.cc。

陳功，胡仞與.民用飛機(jī)反推裝置氣動(dòng)特性分析與驗(yàn)證[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017，43（2）：56-61.CHEN Gong，HU Renyu.Analysis and validation of thrust-reversersaerodynamic characteristics forcivilaircraft[J].Aeroengine，2017，43（2）：56-61.

（編輯：栗樞）