CN111523201B - 一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法，采用三维彻体力数值计算方法和三维CFD数值模拟方法，针对风扇/增压级内部流场、反推力装置流场以及飞机/发动机一体化流场进行迭代计算，从而达到准确求解反推状态下，反推气流扰流流场细节的目的。本发明节约了计算资源、减少了计算时间、提高了计算效率，且具有很好的通用性。

Description

一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，尤其涉及一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法。

背景技术

航空发动机作为飞机的“心脏”，在不同飞行状况下确保其稳定工作是实现飞机高安全性和高可靠性的必要保障。在获取航空发动机适航许可证时，发动机的气动稳定性是必须完成的一项考核内容。

反推力装置被航空界公认为是大涵道比涡扇发动机排气系统的常设部件，可显著缩短大型飞机的着陆滑跑距离，并可用于紧急停止滑跑起飞和着陆不成功时的迅速复飞。在飞机正常着陆时，发动机先降至慢车状态，然后打开反推装置，当反推装置完成全部动作，发动机再回到一定转速，继而产生一定的反推力。在此过程中，由于飞机滑跑马赫数不断降低、发动机进气道吸气以及环境侧风等原因，不仅有可能形成唇口地面涡也可能导致反推气流重吸入到进气道，降低发动机的稳定性。

反推力装置虽然对缩短飞机的降落时间和降落距离非常有利，但是反推力装置打开后，其喷出的反推气流会对飞机的正常降落滑跑过程造成潜在的威胁，反推气流会影响发动机进口流场，在飞机滑行速度较低时还会被发动机重新吸入，导致进口流场参数的不均匀即进气畸变，从而影响发动机的推力和效率，严重时可能导致发动机不能稳定工作，带来安全隐患。因此，为了避免由反推气流重吸入导致的航空发动机气动失稳现象出现，必须掌握在飞机降落滑跑过程中，反推气流的运动规律以及对发动机进口流场的影响。

为了研究和掌握反推力装置打开后，其反向排出的反推气流对发动机进口流场的影响，并进一步对发动机推力、效率以及气动稳定性造成的影响，需要开展相关的研究，相应的研究手段有：风洞试验、模型吹风试验、飞行试验、CFD数值模拟等。

其中CFD数值模拟是研究流体运动的有效手段之一，采用CFD数值模拟方法可以在设计阶段就能获得详细的流场细节，能够有效的弥补反推力装置风洞试验存在的缺点，如由于模型缩放和测量带来的准确性问题、无法实现风洞环境中全流场参数的测量和只能在飞机和发动机研制阶段的后期才能开展等，能够有效的节省时间和成本，降低设计研制的风险。随着计算机技术的迅猛发展以及计算流体动力学相关软件的应用及完善，越来越多的研究者采用数值模拟方法来研究反推力装置的气动性能及其喷流流场细节。

针对的装配有四台大涵道比涡扇发动机的某大型运输机，在其反向排气且存在排气被发动机进口再吸入的状态，若采用常规的CFD数值模拟方法，则必须要同时模拟风扇/增压级内部三维流场、反推力装置内部三维流场以及飞机外部的三维流场。这就必然要建立十分复杂的计算域，并且划分非常庞大的计算网格量。在这种复杂计算域以及超量网格情况下，单一求解器计算方法需耗费大量的CPU时间并且其计算精度也有可能存在较大误差。若不模拟风扇/增压级内部的流场，则无法准确反映再吸入的反推气流在风扇内部的传递过程，无法获得风扇出口即反推装置进口真实的流场参数分布状态。针对这种存在明显内、外流流场相互耦合影响的情况，采用这种计算方法所获得到的计算结果的可信度显然是很低的。

发明内容

发明目的：为解决现有技术中存在计算量大、误差较大等问题，本发明提供一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法。

技术方案：本发明提供一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法，具体为：采用三维彻体力数值计算方法和三维CFD数值模拟方法，针对风扇/增压级内部流场、反推力装置流场以及飞机/发动机一体化流场进行迭代计算；采用某一工况下每台发动机的进口截面流场参数平均值的均匀进口流场参数或畸变流场作为迭代计算的初始的进口边界，所述某一工况为飞机降落滑跑过程中某一个工作状态；所述迭代计算具体包括如下步骤：

步骤1、进行第1次迭代计算，即t＝1，将均匀进口流场参数或畸变流场参数作为初始的进口边界条件；所述均匀进口流场参数包括：发动机进口截面的总温、总压、气流角度；

步骤2、基于进口边界条件和预设的第一特定边界条件，采用双涵道彻体力数值计算方法，对飞机上的每台发动机分别开展风扇/增压级全周三维流场数值计算，获得风扇/增压级内部流场细节，该内部流场细节包括：风扇外涵出口截面流场参数即反推力装置进口截面流场参数；

步骤3、将每台发动机的反推力装置进口截面流场参数作为该发动机的反推力装置内部流场CFD数值计算的进口边界条件，采用全三维CFD数值模拟方法，针对每台发动机的反推力装置开展三维粘性流场计算，获得每台发动机的反推力装置出口截面流场参数；

步骤4、以发动机的反推力装置出口截面流场参数作为一个进口边界条件，采用全三维CFD数值模拟方法开展飞机/发动机一体化反推气流扰流流场计算，获得每台发动机的进口截面流场参数；所述进口截面流场参数包括：发动机进口截面的总温、总压、气流角度；

步骤5、将本次迭代计算得到的发动机的进口截面流场参数与上一次迭代计算得到的发动机的进口截面流场参数进行比较，判断本次迭代计算得到的发动机的进口截面流场参数是否达到收敛条件，若是，则停止计算；否则，将本次迭代计算得到发动机的进口截面流场参数，作为下次迭代计算的进口边界条件，t+1,并转步骤2。

进一步的，所述步骤2具体为：

步骤2.1：利用三维彻体力计算程序对每个发动机的风扇/增压级部件进行建模；

步骤2.2：对建立的计算模型进行网格划分；

步骤2.3：根据发动机在反推力状态下的进口边界条件和预设的第一特定边界条件，采用三维彻体力计算方法求解风扇/增压级内部流场，从而获得反推力装置进口截面流场参数；

所述第一特定边界条件包括：出口边界条件、固壁边界条件；出口边界条件包括该工况下的静压；对于固壁边界，给定绝热无滑移条件。

进一步的，所述步骤3具体为：

步骤3.1：根据反推力装置在该工况下的几何特征，对每台发动机的外部流场和每台发动机的反推力装置的内部流场建立计算模型；

步骤3.2：对建立的计算模型进行网格划分；

步骤3.3：根据发动机在反推力状态下的第二特定边界条件，求解雷诺平均的N-S方程，获得反推状态下反推力装置出口截面的流场参数分布；

所述第二特定边界条件包括：第一远场边界条件、第一固壁边界条件、第一出口边界条件、第一进口边界条件；

将步骤3.1中计算模型的计算域的外边界作为第一远场边界，在远场边界上预设开放边界条件；该计算域的下边界作为第一固壁边界，该固壁边界上设有与飞机滑跑时速度大小相同、方向相反的移动速度；第一出口边界为每个发动机的进口截面，第一出口边界的个数与步骤3.1中的计算模型中的发动机的个数一致，在每个第一出口边界上均预设有该工况下相应发动机吸入的气流质量流量；将每个反推力装置进口截面作为计算域的第一进口边界，第一进口边界的个数与步骤3.1中的计算模型中反推力装置的个数一致，并在每个第一进口边界上预设相应的反推力装置进口截面流场参数。

进一步的，所述步骤3.2中采用四面体非结构化形式对步骤3.1所建立的计算模型进行网格划分；并沿该模型中的每个发动机轴线设置了圆柱形加密区，在该模型中的每个发动机进口的进气道区域设置了附面层网格。

进一步的，所述步骤4具体为：

步骤4.1：根据飞机在降落滑跑过程中的几何特征，建立飞机/发动机一体化流场计算模型；

步骤4.2：以飞机的中间对称面将模型分为对称的两个模型，对其中的一个模型进行网格划分，令该模型为模型A；

步骤4.3:通过飞机以及发动机在反推力状态下的第三特定边界条件，求解雷诺平均的N-S方程，获得飞机滑跑降落时的流场，从而获得反推状态下每台发动机进口截面流场参数；

所述第三特定边界条件包括：第二远场边界条件、第二固壁边界条件、第二出口边界条件、第二进口边界条件、第三进口边界条件；

将模型A中的计算域的外边界作为第二远场边界，在远场边界上预设开放边界条件；将模型A中的计算域的下边界作为第二固壁边界，在固边界上预设有与飞机滑跑速度大小相同、方向相反的移动速度；将模型A中的每个发动机的进口截面作为第二出口边界，第二出口边界的个数与模型A中发动机的个数一致，在每个出口边界上均预设有该工况下的相应的发动机吸入的气流质量流量；将模型A中的每个发动机内涵喷管进口作为第二进口边界，第二进口边界的个数与模型A中发动机的个数一致，每个第二进口边界上均设有该工况下的相应发动机内涵喷管进口的气流总压、总温和速度方向；将模型A中每台发动机的反推力装置出口截面作为第三进口边界，所述第三进口边界的个数与模型A中反推力装置的个数一致，在每个第三进口边界上设置相应的反推力装置出口截面流场参数。

进一步的，所部步骤4.2中，采用了四面体非结构化形式对模型A进行网格划分。

进一步的，所述步骤5中的收敛条件为：在迭代计算过程中发动机进口流场稳态周向总压畸变指数的变化不超过±5％。

有益效果：

(1)使用三维彻体力计算程序对大涵道比涡扇发动机风扇/增压级流场进行求解，并通过交界面与全三维CFD数值模拟技术求解的反推力装置内部三维粘性流场、飞机/发动机一体化反推气流扰流流场进行数据传递，既模拟了进气畸变，又避免了使用单一CFD数值模拟产生超量网格，从而消耗大量计算资源的问题，大幅度提高了计算效率，节约了计算资源，减少了计算时间。本发明能够在反推状态下准确求解反推气流扰流流场细节，为反推状态下发动机的推力计算以及气动稳定性预测与评定提供技术支持。

(2)本发明适用于大多数叶栅式反推装置，具有很好的通用性。

附图说明

图1为本发明的流程图；

图2为迭代计算过程中发动机进口总压畸变指数变化情况；

图3为迭代计算过程中发动机进口总压畸变指数相对偏差变化情况。

具体实施方式

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

一旦反推气流被发动机重新吸入，则反推气流与发动机的内流呈现出高度的耦合效应。以安装叶栅式反推力装置的大涵道比涡扇发动机为例，反推气流一旦被发动机重新吸入，必然造成发动机进口的流场畸变，这种不均匀的流场在通过发动机内部的风扇后依然存在，而风扇外涵的出口即为反推力装置的进口，也就会造成反推力装置进口的气动参数发生变化，从而影响了反推力装置的排气流场。换句话说，反推力装置的排气最终会影响自身的进气条件，这说明这一过程是一个自耦合的过程。不仅如此，一般情况下即使反推气流没有被发动机重新吸入，但由于它的存在改变了发动机的进口环境，影响了被发动机吸入的自由流，从而同样也造成了发动机进口流场的畸变，这种情况下最终也会影响到反推力装置的进口流场。这就说明，在研究反推气流再吸入问题时，必须采用内外流的耦合计算方法才能获得较为可靠的结果。

基于上述理论，如图1所示，本实施例提供一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法：

第一步，进行第1次迭代计算，即t＝1，将均匀进口流场参数或畸变流场参数作为初始进口边界条件；所述均匀进口流场参数包括：发动机进口截面的总温、总压、气流角度；

第二步，基于进口边界条件和预设的第一特定边界条件，采用三维彻体力计算方法，对发动机风扇/增压级内部三维流场进行数值模拟，获得反推力装置进口截面的流场参数。

本发明在获得初始进口截面流场参数及迭代过程中获得的进口截面流场参数后，通过南京航空航天大学自行开发的三维彻体力计算程序，计算风扇/增压级内部的全三维流场细节，获得发动机进口的畸变流场在风扇/增压级内部的传递特性，并获得风扇外涵出口的畸变流场。该三维彻体力计算方法直接采用常规的三维非定常流动方程描述压气机无叶区内的流动，而叶排内部流动则用彻体力源项代替叶片型面对气流产生作用。具体建模思路为：首先需提取各排叶片的中弧面，将各中弧面在压气机子午面上的投影作为多级轴流压气机三维计算域的基本单元；然后在周向维度上进一步引入经典的无穷多叶片假设，由于模型所关注的流动现象的尺度远大于叶片栅距，而无穷多叶片假设完全足够捕获该类型扰动的关键流场特征。因此，将子午基本单元沿周向旋转360°形成规整的多级轴流压气机三维计算域；此外，假设不同周向位置、不同叶高的基元叶片流道所关联的流场特性是该流道在相应进口条件下的稳态轴对称特性。同时借助基元叶栅法的思想，采用通流理论中的落后角及损失模型建立叶片力源项与基元流道进口的攻角及马赫数的关联。

本实施例针对某装配四台大涵道比涡扇发动机的大型飞机开展相关计算。采用三维彻体力程序计算风扇/增压级内部流场时，计算域为发动机进气道入口至发动机内涵道增压级出口和外涵道风扇出口，计算时涉及到的边界类型有进、出口边界和固壁边界。在进口边界给定发动机进口截面的总温、总压、对周向气流角及绝对径向气流角相应的分布(初始计算时的进口边界为均匀进口流场参数或畸变流场参数)；在出口边界给定相应工况下的静压；对于固壁边界将轮毂及轮缘壁面边界处理为无粘滑移边界。为估算上下端壁附面层对流量的堵塞影响，采用端壁堵塞系数对子午流道半径做适当的经验性修正。针对所建立的模型，通过三维彻体力程序的计算，最终获得风扇外涵出口截面流场参数即反推力装置进口截面的流场参数。

第三步，采用全三维CFD数值模拟技术开展大涵道比涡扇发动机反推力装置内部三维粘性流场数值计算。将上一步计算获得的反推力装置进口截面的流场参数作为单台发动机反推力装置内部流场CFD数值计算的进口条件，开展相应工况下(机降落滑跑过程中某一个工作状态)的流场计算，获得反推力装置出口截面的流场参数分布。本发明针对某装配四台大涵道比涡扇发动机的大型飞机，分别采用商用UG软件和ICEM CFD软件完成了反推力装置的建模与网格划分。单台发动机反推力装置内部流场数值模拟的计算域为一个半圆柱型区域，发动机在圆柱体内部，圆柱的中心面为地面，发动机与地面间的距离为发动机实际安装状态时的距离，计算域的轴向长度约为10倍发动机长度，计算域进口距离发动机进口约为5.5倍发动机长度，计算域的半径约为14倍发动机直径。反推装置三维建模时包括发动机外形，吊舱，对于发动机内部流场仅需对反推装置内部进行建模，即反推装置进口至反推装置出口流场进行建模。

为了适应计算对象的复杂外形，计算域的网格划分采用了四面体非结构化形式，网格由ICEM CFD软件生成。为了准确捕获反推气流在发动机周围的流动细节，沿发动机轴线设置了圆柱形加密区，同时为了准确捕获反推气流被发动机吸入后造成的流场畸变程度，在发动机进口的进气道区域设置了附面层网格。单台发动机反推力装置内部流场数值模拟的总网格量约为1900万。

反推力装置内部流场的全三维CFD数值模拟采用了CFX软件，控制方程为雷诺平均的N-S方程，湍流模型为带壁面函数的k-ε模型。边界条件给定如下：计算域的外边界为远场边界，给定开放边界条件；计算域的下边界为固壁边界，用于模拟地面跑道，给定与飞机滑跑速度大小相同、方向相反的移动速度；发动机进口截面为出口边界，给定相应工作状态下发动机吸入的气流质量流量；反推装置进口截面作为计算域的一个进口边界，给定相应工作状态下，流入反推装置的气流总温和速度矢量(反推力装置进口截面的流场参数)；发动机内涵喷管进口为计算域的一个进口边界，给定相应工作状态下总温和总压。根据流场求解结果得到反推装置出口截面的流场参数。

第四步，采用全三维CFD数值模拟技术开展飞机/发动机一体化反推气流扰流流场数值模拟。

飞机/发动机一体反推气流扰流流场数值模拟的计算域为一个1/4圆柱型区域。由于发动机在飞机两侧机翼上是对称安装的，为了节约计算资源，飞/发一体化计算时，以飞机的中间对称面将模型一分为二，只针对模型的一半划分网格。计算域的轴向长度约为13倍飞机长度，计算域进口距离飞机头部约为5倍飞机长度，计算域的半径约为5倍飞机长度。

计算域的网格划分也采用了四面体非结构化形式。为了准确捕获反推气流在飞机以及发动机周围的流动细节，在飞机周围设置长方体形加密区。沿发动机轴线设置了与第三步中相同的加密区，加密区的网格参数也与第三步中计算相同。沿飞机机翼尾缘设置了一个圆柱形加密区。同时为了准确捕获反推气流被发动机吸入后造成的流场畸变程度，在发动机进口的进气道区域也设置了附面层网格，网格参数与单发计算(所述单发计算为步骤三中针对一个发动机/反推力装置的计算)相同。总网格量约为1380万。

飞/发一体反推气流扰流流场数值模拟采用了CFX软件，控制方程为雷诺平均的N-S方程，湍流模型为带壁面函数的k-ε模型。边界条件给定如下：计算域的外边界为远场边界，给定开放边界条件；计算域的下边界为固壁边界，用于模拟地面跑道，给定与飞机滑跑速度大小相同、方向相反的移动速度；发动机进口截面为出口边界，给定相应工作状态下发动机吸入的气流质量流量；发动机内涵喷管进口为计算域的一个进口边界，给定相应工作状态下，发动机内涵喷出的气流流量、总温和速度方向。飞/发一体化计算时，反推装置出口截面设定为进口边界，给定根据单发计算获得的该截面上的气流总温以及速度矢量的分布(反推力装置的出口截面流场参数)。根据流场求解结果，获得发动机进口截面流场。所述发动机进口截面流场包括：发动机进口截面的总温、总压、气流角度；

第五步，通过对比本迭代计算步与上一迭代计算步获得的发动机进口流场参数的相对偏差，判断迭代计算是否收敛，即是否获得了一个稳定的流场解，此时各种因素之间的相互影响达到了平衡状态。如相对偏差小于某一小量，即可认为迭代计算收敛并终止循环；否则，继续开展迭代计算，提取第四步得到的发动机进口截面流场参数作为风扇/增压级内部流场三维彻体力计算的进口边界条件，并重新执行步骤二到五，最终使得整个内外流流场趋于平衡，达到收敛标准。

本发明针对某装配四台大涵道比涡扇发动机的大型飞机这一特定的算例，设定的内外流场耦合迭代计算的收敛标准为：在迭代计算过程中发动机进口流场稳态周向总压畸变指数的变化不超过±5％。

本发明计算得到的两台发动机进口总压畸变指数变化情况如图2所示，进口总压畸变指数相对偏差变化情况如图3所示。在经过8次迭代后，计算结果收敛。到第8迭代步时，两台发动机进口总压畸变指数的相对偏差分别达到了2.22％和-4.58％，达到了规定的收敛标准，证明了本方法的可行性。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。

Claims (6)

1.一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法，其特征在于，采用三维彻体力数值计算方法和三维CFD数值模拟方法，针对风扇/增压级内部流场、反推力装置流场以及飞机/发动机一体化流场进行迭代计算；采用某一工况下每台发动机的进口截面流场参数平均值的均匀进口流场参数或畸变流场作为迭代计算的初始的进口边界条件，所述某一工况为飞机降落滑跑过程中某一个工作状态；所述迭代计算具体包括如下步骤：

步骤1、 进行第1次迭代计算，即t=1，将均匀进口流场参数或畸变流场参数作为初始的进口边界条件；所述均匀进口流场参数包括：发动机进口截面的总温、总压、气流角度；

步骤2、基于进口边界条件和预设的第一特定边界条件，采用双涵道彻体力数值计算方法，对飞机上的每台发动机分别开展风扇/增压级全周三维流场数值计算，获得风扇/增压级内部流场细节，该内部流场细节包括：风扇外涵出口截面流场参数即反推力装置进口截面流场参数；

所述第一特定边界条件包括：出口边界条件、固壁边界条件；出口边界条件包括该工况下的静压；对于固壁边界，给定绝热无滑移条件；

首先需提取各排叶片的中弧面，将各中弧面在压气机子午面上的投影作为多级轴流压气机三维计算域的基本单元；然后在周向维度上进一步引入经典的无穷多叶片假设，将子午基本单元沿周向旋转360°形成规整的多级轴流压气机三维计算域；此外，假设不同周向位置、不同叶高的基元叶片流道所关联的流场特性是该流道在相应进口条件下的稳态轴对称特性，同时借助基元叶栅法的思想，采用通流理论中的落后角及损失模型建立叶片力源项与基元流道进口的攻角及马赫数的关联；

针对某装配四台大涵道比涡扇发动机的大型飞机开展相关计算，采用三维彻体力程序计算风扇/增压级内部流场时，计算域为发动机进气道入口至发动机内涵道增压级出口和外涵道风扇出口，计算时涉及到的边界类型有进、出口边界和固壁边界，在进口边界给定发动机进口截面的总温、总压、对周向气流角及绝对径向气流角相应的分布，初始计算时的进口边界为均匀进口流场参数或畸变流场参数；在出口边界给定相应工况下的静压；对于固壁边界将轮毂及轮缘壁面边界处理为无粘滑移边界；为估算上下端壁附面层对流量的堵塞影响，采用端壁堵塞系数对子午流道半径做经验性修正；针对所建立的模型，通过三维彻体力程序的计算，最终获得风扇外涵出口截面流场参数即反推力装置进口截面的流场参数；

步骤3、将每台发动机的反推力装置进口截面流场参数作为该发动机的反推力装置内部流场CFD数值计算的进口边界条件，采用全三维CFD数值模拟方法，针对每台发动机的反推力装置开展三维粘性流场计算，获得每台发动机的反推力装置出口截面流场参数；

步骤4、以发动机的反推力装置出口截面流场参数作为一个进口边界条件，采用全三维CFD数值模拟方法开展飞机/发动机一体化反推气流扰流流场计算，获得每台发动机的进口截面流场参数；所述进口截面流场参数包括：发动机进口截面的总温、总压、气流角度；

步骤5、将本次迭代计算得到的发动机的进口截面流场参数与上一次迭代计算得到的发动机的进口截面流场参数进行比较，判断本次迭代计算得到的发动机的进口截面流场参数是否达到收敛条件，若是，则停止计算；否则，将本次迭代计算得到发动机的进口截面流场参数，作为下次迭代计算的进口边界条件，t+1,并转步骤2。

2.根据权利要求1所述的一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法，其特征在于，所述步骤3具体为：

步骤3.1：根据反推力装置在该工况下的几何特征，对每台发动机的外部流场和每台发动机的反推力装置的内部流场建立计算模型；

步骤3.2：对建立的计算模型进行网格划分；

步骤3.3：根据发动机在反推力状态下的第二特定边界条件，求解雷诺平均的N-S方程，获得反推状态下反推力装置出口截面的流场参数分布；

所述第二特定边界条件包括：第一远场边界条件、第一固壁边界条件、第一出口边界条件、第一进口边界条件；

第一远场边界条件为：将步骤3.1中计算模型的计算域的外边界作为第一远场边界，在远场边界上预设开放边界条件；第一固壁边界条件为：将计算域的下边界作为第一固壁边界，该固壁边界上设有与飞机滑跑时速度大小相同、方向相反的移动速度；第一出口边界条件为:将每个发动机的进口截面作为第一出口边界，第一出口边界的个数与步骤3.1中的计算模型中的发动机的个数一致，在每个第一出口边界上均预设有该工况下相应发动机吸入的气流质量流量；第一进口边界条件为：将每个反推力装置进口截面作为计算域的第一进口边界，第一进口边界的个数与步骤3.1中的计算模型中反推力装置的个数一致，并在每个第一进口边界上预设相应的反推力装置进口截面流场参数。

3.根据权利要求2所述的一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法，其特征在于，所述步骤3.2中采用四面体非结构化形式对步骤3.1所建立的计算模型进行网格划分；并沿该模型中的每个发动机轴线设置了圆柱形加密区，在该模型中的每个发动机进口的进气道区域设置了附面层网格。

4.根据权利要求1所述的一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法，其特征在于，所述步骤4具体为：

步骤4.1：根据飞机在降落滑跑过程中的几何特征，建立飞机/发动机一体化流场计算模型；

步骤4.2：以飞机的中间对称面将模型分为对称的两个模型，对其中的一个模型进行网格划分，令该模型为模型A；

步骤4.3:通过飞机以及发动机在反推力状态下的第三特定边界条件，求解雷诺平均的N-S方程，获得飞机滑跑降落时的流场，从而获得反推状态下每台发动机进口截面流场参数；

所述第三特定边界条件包括：第二远场边界条件、第二固壁边界条件、第二出口边界条件、第二进口边界条件、第三进口边界条件；

第二远场边界条件为：将模型A中的计算域的外边界作为第二远场边界，在远场边界上预设开放边界条件；第二固壁边界条件为：将模型A中的计算域的下边界作为第二固壁边界，在固边界上预设有与飞机滑跑速度大小相同、方向相反的移动速度；第二出口边界条件为：将模型A中的每个发动机的进口截面作为第二出口边界，第二出口边界的个数与模型A中发动机的个数一致，在每个出口边界上均预设有该工况下的相应的发动机吸入的气流质量流量；第二进口边界条件为：将模型A中的每个发动机内涵喷管进口作为第二进口边界，第二进口边界的个数与模型A中发动机的个数一致，每个第二进口边界上均设有该工况下的相应发动机内涵喷管进口的气流总压、总温和速度方向；第三进口边界条件为：将模型A中每台发动机的反推力装置出口截面作为第三进口边界，所述第三进口边界的个数与模型A中反推力装置的个数一致，在每个第三进口边界上设置相应的反推力装置出口截面流场参数。

5.根据权利要求4所述的一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法，其特征在于，所部步骤4.2中，采用了四面体非结构化形式对模型A进行网格划分。

6.根据权利要求1所述的一种发动机反推状态下的内外流场耦合迭代计算方法，其特征在于，所述步骤5中的收敛条件为：在迭代计算过程中发动机进口流场稳态周向总压畸变指数的变化不超过±5%。