寬體客機反推格柵氣動性能實驗與數(shù)值模擬研究

王 鵬， 崔玉超， 陳迎春， 張曉東， 鄧 志， 盧少鵬， 滕金芳

(1. 上海交通大學 航空航天學院， 上海 200240； 2. 中國商用飛機有限責任公司， 上海 200120；3. 中國商用飛機有限責任公司北京民用飛機技術研究中心， 北京 102211)

目前，民航干線客機上均采用反推力裝置來縮短著陸滑跑距離[1].作為最常用的反推力裝置，格柵式反推裝置具有結構靈巧緊湊、反推力平穩(wěn)、氣流導向性好以及反推效率高等特點[2].在針對反推格柵性能的實驗研究中，國外最早于1955年就探究了對稱以及非對稱格柵對反推裝置性能的影響.1986年 Jackson[3]采用TPS短艙實驗臺對B767飛機的反推裝置進行了實驗研究.2000年Asbury等[4]測試了包含格柵式反推裝置在內的6種不同反推裝置應用于亞聲速飛機上的性能，以及不同新概念反推裝置的多個關鍵參數(shù)對反推性能的影響.國內方面，2013年史經緯等[5]對基于二次流噴射控制的無阻流門格柵反推裝置模型進行了實驗研究.

基于上述針對反推格柵的實驗研究，近年來研究人員開始廣泛采用數(shù)值模擬的方法分析各種反推格柵幾何參數(shù)對反推性能的影響[6-15].Mahmood及陳著等[6-7]采用數(shù)值模擬的方法，分析反推裝置開啟狀態(tài)對發(fā)動機性能的影響.Gissen等[8]對反推格柵前通道的流動分離現(xiàn)象進行了詳盡的研究，并采用間斷造型的方式大幅削弱了此處的流動分離現(xiàn)象.Rajput等[9-10]對無阻流門格柵反推裝置的二次流噴射量進行優(yōu)化設計，大幅降低二次流噴射量以提升整體的發(fā)動機效率.Campbell等[11]從理論上對實際運行的反推裝置所產生反推力的不確定性進行分析.陳著等[12]分析了二次射流孔參數(shù)對格柵式反推力性能和外涵道內流場流動特征的影響.周莉等[13]分析了不同葉柵安裝角對反推性能的影響.王志強等[14-15]通過將數(shù)值模擬與實驗相結合的方式開展了反推氣流對渦扇發(fā)動機氣動穩(wěn)定性影響的研究.

綜上所述，國外對反推裝置的實驗研究起步較早，開展的實驗項目種類多、程度較為深入；國內針對反推裝置進行實驗研究的相關文獻較少，尤其缺少在不同柵前馬赫數(shù)Main下反推格柵的總壓損失、氣流的出口落后角及反推葉片型面靜壓分布特性等參數(shù)詳盡的實驗與數(shù)值模擬對比研究.目前，國內已開始研制寬體客機，其結構和流場氣動參數(shù)都與窄體客機有較大不同之處.此外，現(xiàn)代飛機使用的反推格柵為了簡化鑄造工藝，前、尾緣處皆采用平頭結構，當高速氣體流過這兩個區(qū)域時會形成較大的分離區(qū)，而該分離區(qū)內數(shù)值模擬的準確性將會降低.因此，為了提高反推格柵數(shù)值模擬方法的準確性，本文以反推格柵及選定的阻流門角度為研究對象開展吹風實驗研究，其中，反推格柵是根據(jù)寬體客機結構和流場氣動參數(shù)進行自主設計的.實驗結果可為研制商用飛機和大涵道比渦扇發(fā)動機提供工程經驗.

1 實驗系統(tǒng)及數(shù)據(jù)處理

1.1 實驗裝置

本實驗在上海交通大學500 kW高亞聲速風洞實驗裝置上進行.反推格柵實驗件如圖1所示，圖中紅色區(qū)域為實驗件布置區(qū)域.

圖1 反推格柵實驗件Fig.1 Views of the thrust reverser cascade for experiment

實驗裝置中的氣源由羅茨風機提供，實驗段進口流速連續(xù)可調，其進口最大流量為343 m3/min，最大壓升為 68.6 kPa.風機出口連接擴張段和穩(wěn)壓箱，穩(wěn)壓箱直徑為800 mm，內裝阻尼網(wǎng)與蜂窩器以保證流場品質.穩(wěn)壓箱出口與收斂段及實驗件轉接段相連接，實驗件安裝于轉接段后.

圖2 反推格柵中心線Fig.2 Center line of the thrust reverser cascade

1.2 實驗件

采用自主設計的反推格柵作為實驗件.實驗件的主要設計特點：格柵采用等厚度設計，其表面法向厚度為2 mm；格柵的前、尾緣采用平頭幾何結構；格柵稠度為 1.67，高度為70 mm；考慮到阻流門角度，入口幾何角取為90°，出口幾何角取為45°.圖2所示為反推格柵中心線示意圖，其中：t為格柵的軸向距離；H為格柵的徑向高度.

實驗件組件(見圖3)分別由兩側支板和7片格柵組成.7片格柵形成6個氣流通道，其出口長度為252 mm，寬度為100 mm.與傳統(tǒng)平面葉柵實驗裝置不同的是，根據(jù)反推格柵在真實發(fā)動機上的安裝形式，本反推格柵實驗臺設計為向斜上方出氣.

圖3 反推格柵實驗件Fig.3 Test modules of the thrust reverser cascade

1.3 流場測試方案

針對反推格柵實驗件進行實驗測量，采用總壓探針測試格柵進口總壓，通過柵前壁面靜壓孔測量柵前靜壓，進口總溫由熱電偶測量，柵后流場由五孔壓強探針測量.總壓探針和熱電偶安裝于前方來流管道內；五孔探針安裝于由計算機控制的步進電機驅動位移機構上，可完成展向、軸向的位移；所有探針感受到的壓力經傳感器傳送給計算機進行采集和存儲.大氣壓力和傳感器溫度由大氣壓力傳感器及傳感器箱中的溫度傳感器測得.實驗所用測試儀器的精度如表1所示，其中FS表示滿量程.

表1 實驗測試儀器精度Tab.1 Accuracy of experiment facilities

圖4 實驗測量站位置Fig.4 Layout of the measurement station

除了儀器誤差外，由于測試儀器和實驗件的安裝、調整、布置或使用不當帶來的使用誤差也是實驗系統(tǒng)誤差之一.實驗中，在使用自動探針架時應注意探針測頭的安裝方向，以免經校準后的探針超出其有效測量范圍.通過重復實驗有效避免其他的人為與環(huán)境誤差.

本實驗各測量站的位置如圖4所示.考慮到流動的周期性，在實驗對象格柵的所有通道中，選取第4個通道進行葉表靜壓參數(shù)測量，即分別在第4片格柵吸力面以及第5片格柵壓力面 0.5h(h為葉高)截面處均勻加工9個靜壓孔，孔的直徑為1 mm，用于測量格柵表面的靜壓分布.

1.4 實驗的柵前馬赫數(shù)

實驗的柵前馬赫數(shù)Main由飛行著陸和滑行階段的風扇實際工況來確定.對實驗件測量了Main分別為 0.18、 0.30 和 0.35 時的3種不同工況，這3個數(shù)值分別代表了反推裝置工作過程中風扇部件的低轉速運行工況、典型設計工況和可能達到的最大馬赫數(shù)工況.

1.5 數(shù)據(jù)處理

采用出口總壓恢復系數(shù)σout和葉柵表面壓力系數(shù)Cp量化分析反推格柵的氣動性能，

(1)

(2)

Main由反推格柵前測得的總壓和靜壓計算獲得，

(3)

式中：p*為總壓；p為靜壓；下標in和out分別代表反推格柵的進口和出口截面；k為空氣的絕熱指數(shù).

2 數(shù)值模擬方法

本實驗的主要目的是為了提高數(shù)值模擬方法的準確率.同時，為了保證反推格柵的實驗質量，需要對比分析實驗前后的數(shù)值模擬結果.

本實驗利用ANSYS CFX軟件進行數(shù)值模擬.采用與實驗件1∶1的幾何計算模型，由于實驗件的一些細節(jié)較為復雜，故采用非結構化網(wǎng)格進行網(wǎng)格劃分，具體細節(jié)圖如圖5所示.格柵壁面采用棱柱體網(wǎng)格進行邊界層加密(見圖5(c)).格柵壁面附近y+小于2，滿足湍流模型要求.

圖5 反推格柵實驗件網(wǎng)格Fig.5 Grids of the thrust reverser cascade

數(shù)值模擬前，需要進行網(wǎng)格無關性驗證，選取合適的湍流模型，并確定合理的邊界條件.

2.1 網(wǎng)格無關性驗證

本節(jié)對實驗模型的網(wǎng)格無關性進行驗證，其中網(wǎng)格數(shù)目分別為 8.0×106，1.6×107，2.3×107，3.1×107， 4.0×107.網(wǎng)格無關性驗證過程中采用的湍流模型為SSTγ-θ模型.

圖6 反推格柵的網(wǎng)格無關性驗證Fig.6 Grid independence of the thrust reverser cascade

2.2 湍流模型選取

表2 不同湍流模型的計算結果對比

Tab.2 Comparison of calculation results of different turbulence models

模型σ-out相對誤差/%實驗0.976-k-ε0.9591.74k-ω0.9641.23SST γ-θ0.9661.02

2.3 邊界條件設置

計算域的設置如圖7所示，進口邊界條件采用實驗中測得的總溫與總壓，通過改變入口總壓來獲得不同的Main.計算域遠場采用六面體幾何模型，除計算域上側遠場采用Outlet邊界條件外，其余5個遠場邊界均采用Opening邊界條件，不需要指定速度方向，求解器基于速度場方向局部計算流動方向.

圖7 計算域設置Fig.7 Computational domain setting

考慮到在實際應用中反推裝置通常都是在飛機著陸時打開，因此所有遠場的邊界條件均參照實驗時的大氣條件，其壓力為 102.6 kPa，溫度為288 K.除了上述遠場邊界和計算域進口邊界條件，其他邊界條件均設置為無滑移、絕熱壁面.計算時除改變進口邊界條件外，其他邊界條件保持不變.

3 實驗測試及數(shù)值模擬結果

3.1 出口總壓恢復系數(shù)

出口總壓恢復系數(shù)σout是反推格柵的主要性能指標.實驗件格柵出口測量站在3種不同Main工況下獲得的σout實驗測量值與數(shù)值模擬值的分布如圖8所示，其中X為格柵出口的周向位置.由圖8可見：σout隨Main的增大而減小.當Main=0.18 時，σout分布皆大于 0.96；當Main=0.35 時，尾跡區(qū)域部分σout<0.9；所有Main工況下，被測通道中部的σout都接近于1.通過對比實驗測量與數(shù)值模擬結果可以看到，在低Main情況下兩者的σout分布情況較為吻合，σout的實驗測量結果在絕大部分區(qū)域內高于數(shù)值計算結果，且變化更加平緩，這種現(xiàn)象在Main升高時同樣存在.除此之外，實驗結果能較好地反映出尾跡區(qū)域的位置，而在高Main情況下數(shù)值結果對尾跡強度存在過度預測的現(xiàn)象.

圖8 反推格柵的σout分布Fig.8 The distributions of total pressure recovery coefficient

圖隨Main的變化Fig.9 The average value of the total pressure recovery coefficient of different Main

3.2 出口落后角

出口落后角αout直接影響著反推格柵出口的氣流方向，而出口氣流的速度、方向與反推裝置在飛機著陸工作時的氣流反吸密切相關.實驗件格柵出口測量站在3種不同Main工況下獲得的αout數(shù)值模擬與實驗測量值的分布如圖10所示.由圖10可見：當Main=0.18 時，格柵出口處αout分布較均勻，整個通道的平均αout較小，氣流得到有效的偏轉，其數(shù)值模擬與實驗測量結果較為吻合；當Main=0.30，0.35 時，αout的分布非常接近，基本上在0°～-9° 之間波動，氣流過偏轉，此時αout較Main=0.18 時存在較大的差距.

圖10 反推格柵的αout分布Fig.10 Deviation angle distributions at the cascade outlet

圖11 反推格柵的Ma分布Fig.11 Mach number distributions of the thrust reverser cascade

3.3 格柵表面壓力系數(shù)

反推格柵的作用是改變氣流方向.反推裝置工作時，格柵蓋向后移動，露出反推格柵，阻流門擋住外涵流道，發(fā)動機風扇外涵高速氣流受到阻流門阻擋，順著反推格柵排出，從而產生反推力.本文中的格柵實驗件幾何折轉角為45°，格柵通道類似于渦輪導向葉片，為收斂型通道，高速氣體在其中流動時可以改變方向并獲得加速度.在3種不同Main工況下，數(shù)值模擬得出的實驗件格柵 0.5h截面處的Ma分布云圖如圖11所示.由圖11可見，3種工況下較為明顯的流動分離區(qū)大都存在于格柵吸力面，開始于吸力面前緣并逐漸向下游發(fā)展，在接近于格柵吸力面中部的位置再附著于葉柵吸力側.當Main=0.18 時，僅有前3片格柵明顯出現(xiàn)吸力面分離現(xiàn)象，后排格柵吸力側小范圍分離之后迅速重新附著；當Main=0.30 時，除最后一片格柵外，其他格柵的吸力面附近均出現(xiàn)上述分離模式；當Main=0.35 時，其吸力面分離形式與Main=0.30 工況類似，但分離范圍稍大.雖然Main僅增加了 0.05，但相比于Main=0.30 的工況，格柵出口的局部Ma從原來的 0.55 增加到了 0.7 左右.

圖12 不同Main時的格柵壓力系數(shù)分布Fig.12 Pressure coefficient distributions of different Main

3.4 前緣與尾緣形狀的影響

考慮到加工工藝性，反推格柵一般將其前、尾緣進行平頭處理，正如文中實驗和數(shù)值模擬時所采用的幾何模型，這種處理方式勢必會對反推格柵的性能帶來一定的影響.為了確定其影響程度，本文對前、尾緣的處理方式進行了修改，即將前、尾緣的處理方式改為與吸力側和壓力側相切的圓弧，處理后葉片的軸向弦長保持不變.其具體的幾何模型與網(wǎng)格示意圖如圖13所示，網(wǎng)格邊界層處理方式及網(wǎng)格數(shù)與上文中所采用的平頭葉柵處理方式相同.

圖14展示了Main=0.30 時，采用不同前、尾緣處理方式時通道內的流動狀態(tài)及局部流動細節(jié)，圖中所示的截面位置為 0.5h截面處的平面位置.由圖14可見，對于前、尾緣無論是采用平頭還是圓弧處理的反推格柵，在A、B區(qū)域內其來流氣流角都存在明顯的差別.在區(qū)域A附近，來流氣流角更接近于柵前通道導流板的角度；在區(qū)域B附近，來流氣流角更接近于實驗裝置阻隔門的角度，但是由于阻隔門附近流體的積聚，區(qū)域B附近來流的氣流角發(fā)生了一定偏轉.反推格柵為了降低制造成本，并不會針對不同格柵的來流氣流角進行差異化設計，因此單一的格柵幾何角無法適應通道內不同來流氣流角的狀態(tài)，圖中紅色箭頭為不同格柵的來流方向.上述問題造成了通道內不同格柵分離流動程度不同的現(xiàn)象.對于接近導流板區(qū)域的格柵，其來流正攻角較大，葉片前緣吸力側分離流動明顯；對于接近阻隔門區(qū)域的反推格柵，其來流正攻角較小，葉片前緣吸力側的流動分離較弱.

圖13 反推格柵的網(wǎng)格(圓弧處理)Fig.13 Gridding of the thrust reverser cascade (Arc)

圖14 計算域的流線圖Fig.14 Streamline of the thrust reverser cascade domain

圖15 區(qū)域A附近的流線及Ma分布Fig.15 Streamline and Mach number near domain A

采用不同前緣處理方式的反推格柵在區(qū)域A附近的流線及整個流場的Ma分布對比如圖15所示.從圖15中的前緣A區(qū)域局部放大圖可見，對于存在來流攻角的情況，平頭處理的方案加劇了流動分離現(xiàn)象的發(fā)生及前緣與吸力側曲率的間斷，導致出現(xiàn)流體的流動不能匹配這種過于劇烈的折轉現(xiàn)象，流體流動速度的水平分量加劇了前緣附近吸力側的流動分離.吸力側的流動分離在經過充分發(fā)展后重新再附著于格柵表面，在格柵的后半部分流動較為穩(wěn)定.對于前緣為圓弧處理的方案，其分離流動的區(qū)域明顯減小，前緣附近Ma升高較為明顯.該流動現(xiàn)象與圖16中的格柵表面壓力系數(shù)分布相對應.

采用不同前緣處理方式的反推格柵在區(qū)域B附近的流線及流場Ma分布對比如圖17所示.由圖可知，對于平頭處理方式，由于吸力側和壓力側與前緣區(qū)域的曲率間斷，同樣造成了吸力側和壓力側前緣位置附近存在較小的分離流動.對于圓弧前緣的反推格柵，在來流氣流角接近的情況下，其吸力側與壓力側均未出現(xiàn)分離流動.

圖18示出不同尾緣處理方式下反推格柵在區(qū)域C附近的流線及Ma分布對比.由圖可見：對于平頭尾緣的設計方案，面臨著與前緣區(qū)域相同的問題， 同樣出現(xiàn)流體不能匹配這種過于劇烈的折轉現(xiàn)象，導致尾緣渦對中的吸力側附近漩渦區(qū)域較大，壓力側漩渦較小，使得吸力側流體過度折轉，壓力側流體則受影響較??；對于圓弧處理的方案，尾緣的渦對較為對稱，因而吸力側和壓力側流體的折轉也較均勻.

不同處理方式下格柵的σout分布如圖19所示.由圖可見，采用圓弧前、尾緣處理的方案，其σout有了相對提升，這是由通道內流動分離現(xiàn)象削弱引起的.

圖20所示為不同處理方式下格柵αout的數(shù)值模擬結果.圖中曲線表示平頭尾緣過度折轉對αout的影響.

圖16 區(qū)域A不同處理方式下格柵表面壓力系數(shù)分布Fig.16 Pressure coefficient distributions of different configurations near domain A

圖17 區(qū)域B附近的流線及Ma分布Fig.17 Streamline and Mach number near domain B

圖18 區(qū)域C附近的流線及Ma分布Fig.18 Streamline and Mach number near domain C

圖19 不同處理方式下σout的數(shù)值結果Fig.19 Total pressure recovery coefficient distributions at the cascade outlet of different configurations

圖20 不同處理方式下αout的數(shù)值結果Fig.20 Deviation angle distributions at the cascade outlet of different configurations

通過實驗測量及數(shù)值模擬結果的對比分析可知，兩者在格柵σout和αout的平均值方面較為吻合，而在格柵σout、αout以及格柵表面壓力系數(shù)的分布預測方面存在一定的誤差.

數(shù)值模擬格柵流場的結果顯示，流場中存在兩處主要的低速分離區(qū)，其中前緣附近的分流流動主要由正攻角導致，而前緣的平頭設計加劇了前緣分流的流動現(xiàn)象.不同尾緣處理方式導致尾緣處渦對大小的不同，進而對αout分布產生直接的影響.雖然實驗測量和數(shù)值模擬在該分離區(qū)域的準確性都有所下降，但兩種研究方法都能從整體上反映出反推格柵的流動特性.

4 結論

本文選取自主設計的寬體客機大涵道比渦扇發(fā)動機反推格柵為研究對象，在Main分別為 0.18、0.30、0.35 的工況下，進行了實驗測量與數(shù)值模擬研究，獲得了該反推格柵的氣動性能，并驗證校準了反推格柵數(shù)值模擬評估方法的準確性，得出的結論如下：

(2) 格柵的αout在Main=0.18 時分布較均勻且數(shù)值較小，氣流得到有效的偏轉，數(shù)值模擬與實驗測量結果較為吻合.Main為 0.30 和 0.35 時，αout分布非常接近，基本在0°～-9° 之間波動，氣流過偏轉，且與Main=0.18 時有較大差異.

(3) 數(shù)值模擬的格柵出口σout、αout和格柵表面Cp的分布預測與實驗相比存在一定的誤差.究其原因是流場中主要存在兩處低速分離區(qū)，分別位于反推格柵前和尾緣區(qū)域.前緣區(qū)域的分離流動主要由正攻角導致，平頭結構加劇了該區(qū)域的分離流動；尾緣區(qū)域的流動分離則主要是由平頭結構所決定的.雖然實驗測量和數(shù)值模擬在該分離區(qū)域的準確性都有所下降，但兩種研究方法都能從整體上反映出反推格柵的流動特性.