CN105354400A - 一种发动机反推力装置设计方法 - Google Patents

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吴宇
徐元章
吕其明
钟剑龙
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Abstract

本发明涉及一种发动机反推力装置设计方法，应用于航空大中型涡扇发动机反推力装置的工程设计，首先确定发动机反推装置设计要求，之后确定与反推相关的发动机气流参数；根据气流参数设计反推叶栅和流道的设计及二维建模，使反推力大小要求符合反推力设计要求，接下来开展发动机、反推叶栅和流道的全流道三维仿真建模，通过计算仿真得出反推力装置的反推力大小及发动机性能参数，若结果满足反推力装置设计要求则结束，不满足则从新设计反推叶栅及流道。本发明充分考虑了反推力装置工作对发动机本体性能的“负”影响，使“负”影响的问题在工程设计阶段得以解决，且该方法流程简洁，易于操作，设计结果经试验验证，能够满足实际工程需求。

Description

一种发动机反推力装置设计方法
技术领域
本发明属于航空发动机设计领域，尤其涉及一种发动机反推力装置设计方法。
背景技术
反推力装置作为大中型飞机的一个基本配置，其在缩短着陆滑跑距离、提高飞机机动和减速性能等方面的功用已得到充分的应用验证。
目前国内外针对反推力装置设计和优化等问题，普遍采用仿真和试验的办法，并且进行了大量卓有成效的研究。但是，目前的方法都没有针对反推力装置与发动机本体(或低压级风扇)之间的性能进行耦合计算，反推力装置对本体带来的性能影响及本体受影响后又对反推力装置产生影响，计算反推力装置的各项指标参数精度低、误差偏大。
发明内容
本发明的目的是提供一种发动机反推力装置设计方法，解决目前设计计算反推力装置指标参数精度低、误差大的问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种发动机反推力装置设计方法，其特征在于，包括
步骤一：确定反推力装置设计要求，所述设计要求包括反推力的数值范围，及开启反推力装置前后发动机的性能参数变化范围；
步骤二：在反推对发动机本体无影响的情况下，确定与反推相关的发动机气流参数；
步骤三：根据步骤二所述的发动机气流参数，计算并对反推叶栅和流道进行二维建模；
步骤四：对反推叶栅和流道进行三维建模；
步骤五：对发动机、反推叶栅及流道进行全流道三维仿真建模，并对所述三维仿真模型进行仿真计算，计算得出反推力的数值及发动机的性能参数数值；
步骤六：将步骤五计算得出的反推力的数值及发动机的性能参数值与步骤一的反推力的数值范围及发动机的性能参数变化范围进行比较，
若步骤五计算得出的反推力的数值及发动机的性能参数值分别置于步骤一的反推力的数值范围及发动机的性能参数变化范围之间，则反推力装置设计结束；
反之，则返回步骤三，重新对反推叶栅和流道进行设计，直到符合上述结果。
进一步地，步骤一所述发动机的性能参数包括发动机总压畸变指数、发动机总温畸变指数、发动机风扇增压比、发动机进气流量系数。
进一步地，步骤二所述发动机气流参数包括发动机外涵道排气气流的总压、总温和流量。
进一步地，步骤三所述二维建模具体包括叶栅的叶片形式、叶栅稠度和排气角。
进一步地，步骤四述所三维建模包括叶栅的周向布局和轴向布局。
本发明的一种发动机反推力装置设计方法，。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为根据本发明一实施例的一种发动机反推力装置设计方法的流程图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1所示为本发明的一种发动机反推力装置设计方法流程图，包括
步骤一：确定反推力装置设计要求，所述设计要求包括反推力的数值范围，及开启反推力装置前后发动机的性能参数变化范围。
需要指出的是，步骤一所述发动机的性能参数包括发动机总压畸变指数、发动机总温畸变指数、发动机风扇增压比、发动机进气流量系数。
具体的，确定本实施例的某双涵道涡轮风扇发动机配备的反推力装置的具体设计指标为，
(1)反推力大小要求：标准大气，0海拔高度机场着陆条件下，飞机滑行速度为0.2Ma时，不小于5000kgf，飞机滑行速度为0.1Ma时，不小于3600kgf。
(2)对发动机本体的“负”影响的限定要求：对比反推力装置启用前的发动机性能，反推启用后，发动机的总压畸变指数上升不超过0.02，总温畸变指数上升不超过0.02，风扇增压比变化幅度不超过3.0％，发动机进气流量系数下降不超过7.0％。
步骤二：在反推对发动机本体无影响的情况下，确定与反推相关的发动机气流参数。
需要指出的是，步骤二所述发动机气流参数包括发动机外涵道排气气流的总压、总温和流量。
具体的，确定本实施例的发动机气流参数为：
标准大气，0海拔高度，飞机滑行速度为0.2Ma时，发动机外涵道排气气流总压168kPa，总温344K，流量423kg/s；机滑行速度为0.1Ma时，发动机外涵道排气气流总压161kPa，总温340K，流量410kg/s。
步骤三：步骤三：根据步骤二所述的发动机气流参数，进行对反推叶栅和流道的设计及进行二维建模。
需要指出的是，步骤三所述二维建模具体包括叶栅的叶片形式、叶栅稠度和排气角。
具体的，本实施例经过多轮迭代(根据工程经验，叶片形式有多种形式、叶栅绸度有稠度范围、排气角有角度范围，实际工程中是在各个参数的范围内选取，并根据公式计算出反推力大小，满足步骤一的反推力大小要求就进行下一步，不满足重新选取各个参数)，最终本实施例的二维建模的叶栅采用单曲等厚式叶片，几何排气角为47°，叶栅稠度为0.8。
步骤四：对反推叶栅和流道进行三维建模。
需要指出的是，步骤四述所三维建模包括叶栅的周向布局和轴向布局。
具体的，将步骤三的二位模型设计结果扩展到三维，在工程实际接口和布置的限制条件下(也就是在反推力装置的安装位置及所占用的空间的限制条件下)，进行叶栅沿周向和轴向布局并建立三维模型。
对发动机、反推叶栅及流道进行全流道三维仿真建模，并对所述三维仿真模型进行仿真计算，计算得出反推力的数值及发动机的性能参数数值。
具体的，建立发动机外涵道和反推力装置的全流道三维仿真模型，应用计算流体力学方法，计算飞行马赫数Ma＝0.2和Ma＝0.1状态下，反推开启前后两种不同状态的发动机的性能参数和反推力装置的反推力大小。计算结果为
(1)反推力大小为：标准大气条件下，飞机滑行速度为0.2Ma时，反推力5220kgf，飞机滑行速度为0.1Ma时，反推力3870kgf；
(2)对比反推开启前后，反推启用后，发动机的总压畸变指数上升0.008，总温畸变指数上升0.012，风扇增压比上升1.85％，发动机进气流量系数下降6.9％。
步骤六：将步骤五计算得出的反推力的数值及发动机的性能参数值与步骤一的反推力的数值范围及发动机的性能参数变化范围进行比较；
若步骤五计算得出的反推力的数值及发动机的性能参数值分别置于步骤一的反推力的数值范围及发动机的性能参数变化范围之间，则反推力装置设计结束；反之，则返回步骤三，重新对反推叶栅和流道进行设计，直到符合上述结果。
具体的，本实施例步骤五得出的反推力大小为标准大气条件下，飞机滑行速度为0.2Ma时，反推力5220kgf(不小于5000kgf)，飞机滑行速度为0.1Ma时，反推力3870kgf(不小于3600kgf)；对比反推开启前后，反推启用后，发动机的总压畸变指数上升0.008(不超过0.02)，总温畸变指数上升0.012(不超过0.02)，风扇增压比上升1.85％(不超过3％)，发动机进气流量系数下降6.9％(不超过7.0％)。括号内为本实施例步骤一的反推力装置具体设计指标。
通过步骤五得出的反推力指标及发动机性能参数符合步骤一的反推力装置设计指标，故本实施例的反推力装置设计结束。
若步骤五得出的反推力指标及发动机性能参数不符合步骤一的反推力装置设计指标，则返回步骤三，从新设计叶栅的叶片形式、叶栅稠度和排气角，并依次进行步骤。
本发明的一种发动机反推力装置设计方法，首先确定发动机反推力系统设计要求，并获取与反推相关的发动机性能参数；再开展反推叶栅和流道的二维设计，迭代，使设计方案满足既定反推力大小要求，接下来开展反推叶栅和流道的三维设计，并构建发动机反推气流流道全三维结构模型；在三维设计方案的基础上，构建发动机本体和反推的全流道三维仿真模型，开展性能耦合的计算流体力学仿真。最后，综合发动机进气流量系数、进气总压和总温畸变指数，以及反推力大小和排气角度限制要求，进行反推性能的分析评估，满足各指标要求即表明设计方案可行，不满足则重新返回二维设计步骤。本发明充分考虑了反推力装置工作对发动机本体性能的“负”影响，使“负”影响的问题在工程设计阶段得以解决，且该方法流程简洁、易于操作、精度高等优点。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种发动机反推力装置设计方法，其特征在于，包括
步骤一：确定反推力装置设计要求，所述设计要求包括反推力的数值范围，及开启反推力装置前后发动机的性能参数变化范围；
步骤二：在反推对发动机本体无影响的情况下，确定与反推相关的发动机气流参数；
步骤三：根据步骤二所述的发动机气流参数，进行对反推叶栅和流道的设计及进行二维建模；
步骤四：对反推叶栅和流道进行三维建模；
步骤五：对发动机、反推叶栅及流道进行全流道三维仿真建模，并对所述三维仿真模型进行仿真计算，计算得出反推力的数值及发动机的性能参数数值；
步骤六：将步骤五计算得出的反推力的数值及发动机的性能参数值与步骤一的反推力的数值范围及发动机的性能参数变化范围进行比较，
若步骤五计算得出的反推力的数值及发动机的性能参数值分别置于步骤一的反推力的数值范围及发动机的性能参数变化范围之间，则反推力装置设计结束；
反之，则返回步骤三，重新对反推叶栅和流道进行设计，直到符合上述结果。
2.根据权利要求1所述的一种发动机反推力装置设计方法，其特征在于，步骤一所述发动机的性能参数包括发动机总压畸变指数、发动机总温畸变指数、发动机风扇增压比、发动机进气流量系数。
3.根据权利要求1所述的一种发动机反推力装置设计方法，其特征在于，步骤二所述发动机气流参数包括发动机外涵道排气气流的总压、总温和流量。
4.根据权利要求1所述的一种发动机反推力装置设计方法，其特征在于，步骤三所述二维建模具体包括叶栅的叶片形式、叶栅稠度和排气角。
5.根据权利要求1所述的一种发动机反推力装置设计方法，其特征在于，步骤四述所三维建模包括叶栅的周向布局和轴向布局。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106021749A (zh) * 2016-05-25 2016-10-12 上海交通大学 反推二维格栅的稠度优化实现方法
CN108679045A (zh) * 2018-04-17 2018-10-19 中国商用飞机有限责任公司 飞机的反推力作动时序控制装置
CN109460628A (zh) * 2018-12-14 2019-03-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种进气道与发动机共同工作的流量匹配评估方法
CN110472319A (zh) * 2019-07-31 2019-11-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种叶栅式反推力装置多刚体动力学仿真分析方法
CN110748467A (zh) * 2019-10-29 2020-02-04 中国人民解放军国防科技大学 可应用于多流态的智能控制吸气式电推进系统

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202255879U (zh) * 2011-09-15 2012-05-30 四川成发航空科技股份有限公司 发动机反推力装置试验台
CN104298826A (zh) * 2014-10-10 2015-01-21 南京航空航天大学 一种反推力状态下的航空发动机气动稳定性预测与评估方法
CN104374354A (zh) * 2014-11-24 2015-02-25 四川成发航空科技股份有限公司 用于发动机反推力装置模拟装配测量装置

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202255879U (zh) * 2011-09-15 2012-05-30 四川成发航空科技股份有限公司 发动机反推力装置试验台
CN104298826A (zh) * 2014-10-10 2015-01-21 南京航空航天大学 一种反推力状态下的航空发动机气动稳定性预测与评估方法
CN104374354A (zh) * 2014-11-24 2015-02-25 四川成发航空科技股份有限公司 用于发动机反推力装置模拟装配测量装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
吴宇等: "反推装置与发动机性能匹配的数值研究", 《航空科学技术》 *
左志成等: "民机反推力装置对发动机进气口流场畸变影响数值模拟研究", 《飞机设计》 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106021749A (zh) * 2016-05-25 2016-10-12 上海交通大学 反推二维格栅的稠度优化实现方法
CN106021749B (zh) * 2016-05-25 2019-03-05 上海交通大学 反推二维格栅的稠度优化实现方法
CN108679045A (zh) * 2018-04-17 2018-10-19 中国商用飞机有限责任公司 飞机的反推力作动时序控制装置
CN109460628A (zh) * 2018-12-14 2019-03-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种进气道与发动机共同工作的流量匹配评估方法
CN110472319A (zh) * 2019-07-31 2019-11-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种叶栅式反推力装置多刚体动力学仿真分析方法
CN110748467A (zh) * 2019-10-29 2020-02-04 中国人民解放军国防科技大学 可应用于多流态的智能控制吸气式电推进系统
CN110748467B (zh) * 2019-10-29 2020-08-21 中国人民解放军国防科技大学 可应用于多流态的智能控制吸气式电推进系统

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