反推状态下大涵道比涡扇发动机气动稳定性预测与评估

王志强， 沈锡钢， 胡骏

1.南京航空航天大学 能源与动力学院， 南京 210016 2.中国航发沈阳发动机研究所， 沈阳 110015

反推状态下大涵道比涡扇发动机气动稳定性预测与评估

王志强1,*， 沈锡钢2， 胡骏1

1.南京航空航天大学 能源与动力学院， 南京 210016 2.中国航发沈阳发动机研究所， 沈阳 110015

为了预测与评估反推状态下，反推气流再吸入对大涵道比涡扇发动机气动稳定性的影响，采用反推气流扰流流场三维CFD数值模拟、发动机整机稳定性计算分析以及反推状态下发动机进气畸变台架试验相结合的方法，开展了反推气流对大涵道比涡扇发动机气动稳定性影响的研究。通过三维CFD数值模拟手段，捕获了反推状态下发动机进口流场的畸变程度。在此基础上，通过采用稳定性计算程序预测了发动机的气动稳定性，并进一步通过发动机台架试验，验证了预测结果。CFD计算结果表明，随着相对来流马赫数的减小，反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大，当相对来流马赫数减小到0.05时，外侧发动机进口的流场畸变情况变得最为严重。进气畸变情况下的整机稳定性计算分析以及发动机台架试验结果表明，在所考核的目标状态，若只存在因反推气流再吸入引起的进口流场畸变，是不会导致发动机失稳的。

大涵道比涡扇发动机； 反推力装置； 反推气流再吸入； 流场畸变； 气动稳定性； 数值模拟； 试验验证

目前，我国无论是在军用运输机还是在民用大飞机的项目中，都在全力推进大涵道比涡扇发动机的研制。该类型发动机的最大特点就是长寿命和高可靠性，所以气动稳定性问题必然是大涵道比涡扇发动机能否研制成功的关键问题[1-2]。

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(在潮湿和结冰的跑道上的作用尤为突出)，并可用于紧急停止滑跑起飞和着陆不成功时的迅速复飞，其中在军用飞机方面还可提高飞机的机动性能，保证飞机在应急状态下安全、迅速、准确地着陆。但是反推装置打开后，反推气流很有可能会被发动机重新吸入，造成发动机进口流场的畸变，从而导致发动机进入旋转失速或喘振的不稳定工况，严重威胁飞行安全[3-5]。

一方面，由于我国的大涵道比涡扇发动机的研制尚处于起步阶段，缺少相应的研制基础和工程经验，大涵道比涡扇发动机的研制对于我国来说是一个全新的挑战，对于大涵道比涡扇发动机气动稳定性问题的认识更是有待于全面提高[6]；另一方面，反推力装置是大涵道比涡扇发动机中特有的一类机构，在涡喷以及小涵道比的涡扇发动机中几乎不会采用。经过长期的工程实践，我国在涡喷以及小涵道比涡扇发动机的稳定性分析与评定方面具备了一定的基础。在反推装置没有打开时，大涵道比涡扇发动机的稳定性分析和评定可以参考和借鉴小涵道比涡扇发动机的方法。但是，目前我国的大涵道比涡扇发动机及其反推力装置的研制正处在起步阶段[7]，虽然取得了一定的成果，但是设计人员关注的重点还局限于反推力装置的性能，而对于反推气流再吸入造成的发动机气动稳定性的问题，由于缺少相应的分析和评定方法，还没有开展相关的研究。反推装置打开后，反推气流对发动机气动稳定性的影响，则是研发人员面临的全新难题，而且这一问题又是大涵道比涡扇发动机研制过程中，无法回避的关键问题。

为了解决大涵道比涡扇发动机设计过程中所面临的这一技术难题，加深对大涵道比涡扇发动机气动稳定性特点的认识，为发展大涵道比涡扇发动机的气动稳定性分析和评定方法奠定一定的技术基础，降低大涵道比涡扇发动机的研制风险，本文以某型大涵道比涡扇发动机的研制为契机，采用三维CFD数值模拟、发动机整机稳定性计算分析以及发动机台架试验相结合的方法开展了反推状态下的大涵道比涡扇发动机气动稳定性预测与评估方法研究。

1 研究方案

图1 研究方案
Fig.1 Research plan

本文的研究对象为某大涵道比涡扇发动机，其外涵道风扇出口安装有一套叶栅式反推力装置。该大涵道比涡扇发动机的装机对象为某大型运输机。该运输机装配有4台同型的大涵道比涡扇发动机。为了研究大型飞机降落滑跑过程中，反推装置打开后，反推气流是否会造成发动机进口流场畸变，以及所造成的流场畸变的严重程度，本文首先开展大涵道比涡扇发动机安装状态下，反推装置打开后，在不同的飞机滑跑速度时，反推气流扰流流场的数值模拟，获得反推状态下，发动机进口流场的畸变指数和畸变图谱。然后，在此基础上开展反推状态下，发动机进气畸变对发动机稳定性影响的计算分析以及发动机进气畸变条件下的台架试验验证。结合这几方面的研究成果，发展反推气流再吸入对大涵道比涡扇发动机气动稳定性影响的预测技术，建立反推状态下大涵道比涡扇发动机气动稳定性的评估方法。本文的研究方案如图1所示。

2 研究结果及分析

2.1 反推气流扰流流场数值模拟

发动机安装状态的反推气流扰流流场的计算需要对飞机、发动机以及反推力装置整体建模并划分网格，其所需的计算资源非常大。为了合理利用现有计算资源，本文分2步开展数值模拟。首先，针对单台发动机开展反推状态下的流场计算，捕获气流在反推装置中的流动细节，并获得反推装置出口截面上的气流参数分布。在此基础上，开展飞机/发动机一体化的数值模拟，以期反映机身、机翼以及相邻发动机等因素对反推气流运动规律的影响，从而准确掌握反推气流对发动机进口流场的影响规律。在这个过程中，不模拟反推装置内部的流动细节，而是将单发计算得到的反推装置出口截面上的气流参数作为边界条件输入。

单台发动机反推气流扰流流场计算时，建模过程进行了适当简化，将发动机视为一个黑匣子，不模拟其内部的流动情况，只考虑发动机的进、出口边界，计算反推力装置、进气道、内涵喷管内部以及发动机外的流场参数。计算域设置为一个半圆柱形区域，发动机(包括短舱和吊挂)位于圆柱体内部，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下的离地距离，计算域的轴向长度约为10倍发动机长度，外边界半径约为14倍发动机直径。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，总网格量约为1 900万，如图2所示。

飞/发一体化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，同时也是在参考了大量文献的基础上，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[8-10]。计算域的轴向长度约为13倍飞机长度，半径约为5倍飞机长度。网格划分也采用了四面体非结构化形式，总网格量约为1 380 万，如图3所示。

文献[8]和文献[10]在进行类似的飞/发一体化的反推气流扰流流场计算时，采用的网格量分别为628万和500万。可以看出，计算时采用的网格量是足够多的，是可以有效反映出主要流场细节的。

图2 单台发动机流场计算网格
Fig.2 Mesh for single engine calculation

图3 飞/发一体化流场计算网格
Fig.3 Mesh for integrated aircraft and engine calculation

由于反推装置打开时，飞机的滑跑速度也在不断变化，本文将飞机滑跑的每个瞬时状态，认为是一个准定常状态，采用定常方法求解每个状态时的流场，通过求解多个滑跑速度下的定常流场，反映出反推气流扰流流场随飞机滑跑速度的变化趋势。计算了滑跑马赫数Ma(即相对来流马赫数)分别为0.25、0.20、0.15、0.10、0.05和0共6个状态下的反推气流扰流流场。流场求解采用了CFX软件，控制方程为雷诺平均的Navier-Stokes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：外边界为远场边界，给定开放边界条件；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流量、总温以及速度方向；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；单台发动机流场计算时，反推装置进口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。不同滑跑速度状态下的，发动机进口、内涵喷管以及反推装置进口的气动参数是通过反推状态下的发动机总体性能计算获得的。

图4给出了飞/发一体化计算得到的，在不同滑跑速度时，2台发动机反推气流流线分布情况。图5分别给出了当滑跑马赫数分别为0.10、0.05和0时，内、外侧发动机进口截面上的总压恢复系数σ分布云图。从图4可以看出，随着滑跑速度的减小，反推气流的径向影响区域逐渐增大。内侧(靠近机身)发动机喷出的反推气流会打到相邻的飞机机身、外侧发动机以及地面和机翼上，甚至绕过机身底部和上部打到中间对称面上。外侧发动机的反推气流会打到地面和机翼上，也会与内侧发动机的反推气流相互干扰。

当相对来流马赫数较大时，反推气流没有被发动机重新吸入，发动机进口气流参数分布均匀。随着相对来流马赫数的减小，反推气流会向前和向外扩大其影响区域，这与其他文献的结论也是一致的[3,8,10-11]。当相对来流马赫数减小到0.10时，内侧发动机的反推气流被外侧发动机重新吸入，造成外侧发动机进口的流场畸变，如图5(a)所示。这主要是由于受机翼后掠的影响，外侧发动机安装于内侧发动机的下游位置，当相对来流马赫数较小时，从内侧发动机喷出的反推气流向外运动得更远，就容易被外侧发动机重新吸入。

当相对来流马赫数进一步减小时，会有更多的反推气流被外侧发动机吸入，其进口的流场畸变程度也进一步增加。当相对来流马赫数减小到0.05时，外侧发动机吸入的反推气流最多，使得其进口流场畸变程度最为严重，如图5(b)所示。此时，不只是外侧发动机会吸入反推气流。由于相对来流马赫数较小，受机身和机翼影响，内侧发动机的反推气流会向前方运动较长的一段距离，绕到了飞机的前方，然后由于其自身动量的减小，同时又受到相对来流的吹动及其后方发动机的抽吸作用，反推气流在发动机前方、飞机机头附近卷起了一个很大的漩涡，其中有部分反推气流被2台发动机重新吸入，造成2台发动机进口明显的总压畸变。因此，在相对来流马赫数为0.05时，发动机的稳定性问题将最为突出。当飞机滑跑停止时，由于没有了相对来流的后吹作用，2台发动机喷出的反推气流基本上直接流向前方，而没有被发动机重新吸入。但是由于反推气流将发动机进口区域的流场包裹住了，因此，发动机吸入的自由来流必然会被反推气流干扰，导致总压损失，进而引起发动机进口流场畸变，如图5(c)所示。

图4 反推气流流线分布(飞/发一体化计算结果)
Fig.4 Distributions of reverser flow streamline (results of integrated aircraft and engine calculation)

图5 发动机进口截面总压恢复系数云图
Fig.5 Contours of total pressure recovery coefficient on inlet section of engine

为了评估发动机进口总压畸变程度，计算了发动机进口截面上的周向稳态总压畸变指数。为了便于与后期的试验结果相比较，针对计算结果的处理采用了与试验相同的方法，在发动机进口截面上布置若干个数值测点，通过提取这些测点上的总压数据，根据文献[12]所述的方法，计算出周向稳态畸变指数以及畸变角。在进口截面上沿周向均匀分布的8个位置上沿径向分别布置5个测点，这5个测点是该截面上5个等环面的面积中心点，再加上截面中心的1个测点，共布置有41个测点。

图6 周向稳态总压畸变指数随相对来流马赫数的变化
Fig.6 Circumferential steady total pressure distortion coefficient vs relative flow Mach number

表1周向总温不均匀度及高温区范围

Table1Circumferentialtotaltemperaturedistortioncoefficientandangle

MaInboardengineOutboardengineΔT2θ+ΔT2θ+0．100．001078．00．0182127．00．090．0035115．50．0188143．50．050．0008220．00．0089212．5

2.2 反推状态发动机整机稳定性分析

为了进一步采用数值手段定量评估由于反推气流再吸入造成的发动机进口流场畸变对发动机气动稳定性的影响，本文应用课题组自主开发的大涵道比涡扇发动机整机稳定性计算分析程序对反推状态下的大涵道比涡扇发动机进行了气动稳定性计算分析。由于周向畸变对发动机稳定裕度的影响远大于径向畸变[13]，所以该程序主要考虑了周向畸变的影响。该程序将修正的平行压气机模型扩展为“平行发动机”模型，对发动机进行整机建模，控制方程采用二维、无黏的非定常积分欧拉方程，并采用时间推进的方法进行求解，定量的分析进气畸变对其气动稳定性影响，采用在压缩部件(风扇、增压压气机或高压压气机)中出现负的轴向速度，作为发动机失稳判别的准则。有关该程序的具体说明文献[14]。

本文对该发动机进行建模时，周向划分了8个单元，如图7所示。为了评定进气畸变情况下的发动机气动稳定性，需要给定相应的进口边界条件。表2给出了本文计算时所给定的各状态下的进口条件。其中，稳态总压、总温畸变指数及其畸变范围是根据上一节所述的CFD数值模拟得到的，动态总压畸变指数是由下文所述的用于模拟发动机进口流场畸变的模拟板试验测得的。由于当相对来流马赫数大于0.10时，反推气流没有被发动机重新吸入，内、外侧发动机的畸变指数均较小，所以本文只针对相对来流马赫数为0.10和0.05时开展了稳定性计算。并且，根据CFD数值模拟结果可知，在所有来流状态下，外侧发动机的畸变指数都大于内侧发动机。为了更严苛地考核发动机的稳定性，本文主要针对外侧发动机进行了稳定性计算。

图7 计算单元划分
Fig.7 Sketch of calculation units

表2 不同工况时给定的发动机进口畸变指数Table 2 Inlet distortion coefficient for different states

表3给出了各待评定状态下，稳定性计算得到的发动机进口临界畸变指数和首发失稳级组。从表中数据可以看出，在各待评定状态下，发动机的临界畸变指数均比实际由于反推气流再吸入造成的畸变指数大。这说明在这些状态下，如果只存在因反推气流再吸入造成的进口流场畸变，该大涵道比涡扇发动机是可以稳定工作的。同时，计算结果也表明，在反推状态下，当存在进口流场畸变时，发动机的内涵增压级是最容易进入失稳状态的级组。

表3发动机临界畸变指数及首发失稳级组

Table3Criticaldistortioncoefficientofengineandinitialinstabilitystagegroup

ParametersMa=0．10Ma=0．05Criticaltotalpressuredistortioncoefficient0．1020．088Actualdistortioncoefficientofeachstate(synthesizeddistortioncoefficient)0．03680．0418InitialinstabilitystagegroupBoosterBooster

2.3 进口流场畸变发生器设计

为了更可靠地评定反推装置打开后，反推气流再吸入对发动机稳定性的影响，本文进一步采用发动机台架试验的方法，开展了反推状态下进气畸变对发动机稳定性影响的试验研究。

实际过程中，若反推气流被吸入发动机进口，会造成发动机进口的总温和总压组合畸变。但是，一方面由于目前还不具备开展大涵道比涡扇发动机进气总温畸变的试验条件，另一方面本文所研究的大涵道比涡扇发动机采用的是外涵叶栅式反推力装置，属于冷气流反推[15]，其所产生的温度畸变较小，所以为了在现有条件下研究主要畸变因素对发动机稳定性的影响，本文开展了反推状态下进口总压畸变对发动机稳定性影响的试验研究。

由于在现有的大涵道比涡扇发动机试验台架上无法模拟相对来流的吹风作用，同时反推气流又是被气流收集器收集后向下游排出的，所以无法模拟出反推气流被吸入发动机进口，造成发动机进气畸变的现象，也无法模拟出实际过程中相对来流对反推气流的干扰作用。因此，为了在试验台架上进行发动机反推状态下的进气畸变试验，首先必须根据CFD计算所获得的发动机进口畸变指数和畸变图谱，设计相应的畸变发生器，模拟出反推气流再吸入对发动机进口流场的破坏作用。然后，在此基础上开展反推状态下，进气畸变对发动机气动稳定性影响的台架试验验证。

目前工程上所采用的进气畸变发生装置有多种形式[16]。为了尽量准确地模拟出反推气流对发动机进口产生的流场畸变情况，综合考虑反推气流再吸入造成的流场畸变特点，本文决定采用模拟板作为大涵道比涡扇发动机反推状态进气畸变试验的畸变发生器。

由于模拟板的设计需要多轮的设计—试验迭代。本文参照文献[17-18]所述的方法，首先进行小尺寸模型模拟板的吹风试验验证，若试验测得的模拟板下游相应轴向位置处的畸变图谱与目标图谱不一致，则继续进行修改设计，并重新进行试验验证，直至达到设计目标；为了验证模拟板尺寸大小对畸变图谱的影响，在大尺寸风洞上进一步进行试验验证；最后在完成模型模拟板试验验证的基础上，设计用于台架试验的模拟板。

模拟板的设计目标选取外侧发动机在相对来流马赫数分别为0.10和0.05状态下的进口截面总压图谱作为模拟板设计的目标图谱，如图5(a)及5(b)所示。模型模拟板吹风试验是在南京航空航天大学的开口直流式风洞上完成的。首先在直径为160 mm的风洞上完成了小尺寸模型模拟板的设计，图8所示为2块模型模拟板的实物照片，1号和2号模拟板分别用于模拟相对来流马赫数为0.10和0.05时发动机进口的畸变流场。随后，将这2块模型模拟板进行了等比例放大，在直径为200 mm的风洞上验证了模拟板尺寸对板后畸变指数和图谱的影响。结果表明，模拟板尺寸的影响是可以忽略的。图9给出了试验测得的，在目标状态下(板前来流马赫数Ma0分别为0.427 0和0.398 3)，小尺寸模型模拟板后总压恢复系数图谱，图中黑点代表了稳态总压测点位置。从图中可以看出，模拟板后的流场图谱与目标图谱基本一致，说明本文设计的模拟板基本可以模拟出反推气流再吸入造成的发动机进口流场畸变情况。

图8 小尺寸模型模拟板实物照片
Fig.8 Small-sized model simulation boards

图9 模型模拟板总压恢复系数图谱
Fig.9 Maps of total pressure recovery coefficientdownstream of model simulation boards

2.4 反推状态发动机进气畸变台架试验

反推状态下，进气畸变对发动机稳定性影响的试验验证是在中国航发沈阳发动机设计研究所的大涵道比涡扇发动机整机室内试车台上开展的。发动机被吊装在试验台架上，离周围的墙体和地面都有足够的距离。发动机进口安装有喇叭口和进气管道，在进气管道内安装有畸变发生器(模拟板)，通过畸变发生器模拟反推气流再吸入对发动机进口流场的破坏作用。模拟板距离发动机进口截面为0.5倍管道直径。反推力装置打开后，反推气流由一个安装在发动机周边、反推力装置出口的气流收集器收集后，向发动机侧后方排出，确保反推气流排出后不会被发动机重新吸入。发动机的尾流以及反推气流都通过消音排气塔排向室外。试验时，发动机启动后逐渐提高转速，直到略微超过目标状态时的转速。在这个过程中，根据发动机试车规范要求，会在若干个特定转速状态，保持发动机稳定运转一段时间。在整个试验过程中，会实时地监控并采集试验台上各测点的数据。

图10 模拟板后总压畸变指数随来流马赫数变化
Fig.10 Total pressure distortion coefficient downstream of simulation board vs Mach number

图11给出了在目标状态整机试验测得的模拟板后总压恢复系数图谱，图中黑点代表了稳态总压测点位置。根据低压区的形式、大小以及位置判断，整机试验测得的图谱与模型试验结果吻合地较好，与目标图谱也基本一致。这说明从总体上看，本文设计的模拟板，在整机试验时所获得的图谱和畸变指数基本达到了设计目标，模拟板经放大后能较好地再现模型模拟板后的流场结构。因此也说明整机试验时，发动机进口流场的畸变状态达到了考核要求的目标。

图11 模拟板后总压恢复系数图谱(整机试验结果)
Fig.11 Maps of total pressure recovery coefficient downstream of simulation boards (results of bench tests)

整机台架试验结果表明，在分别安装这2块模拟板的情况下，在反推装置打开的目标工作状态，甚至在转速更大的状态下(畸变指数更大，流场畸变情况更恶劣)，该大涵道比涡扇发动机都能稳定地工作。该发动机反推状态下进气畸变对其气动稳定性影响的分析计算结果与试验结果是吻合的。这说明本文发展的这套反推状态下的发动机气动稳定性预测与评估方法是可行的。

3 结 论

1) 采用全三维CFD数值模拟的方法，完成了反推气流扰流流场的数值模拟研究，掌握了不同滑跑速度时，反推气流对发动机进口流场造成的畸变情况。计算结果表明，随着相对来流马赫数的减小，反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大。当相对来流马赫数减小到0.10时，反推气流会被外侧发动机重新吸入。当相对来流马赫数减小到0.05时，2台发动机都会吸入反推气流，此时2台发动机的进口总压畸变指数都达到最大值。在所有情况下，外侧发动机的进口流场畸变情况都要比内侧发动机严重。

2) 开展了进气畸变情况下的发动机整机气动稳定性计算分析。计算结果表明，在所分析的各反推状态下，发动机的临界畸变指数均比实际畸变指数大。说明在这些状态下，如果只存在因反推气流再吸入造成的进口流场畸变，发动机是可以稳定工作的。同时，计算结果也表明，发动机的内涵增压级是最容易进入失稳状态的级组，它是整台发动机气动稳定性的薄弱环节，需引起设计人员的重视。

3) 通过采用小尺寸风洞吹风试验的方法，完成了2套能有效模拟反推气流再吸入对发动机进口流场造成破坏作用的进气畸变发生器(即模拟板)的设计，并通过试验进一步验证了模拟板尺寸对模拟结果的影响。结果表明将模拟板放大后，不会对模拟结果产生明显的影响。

4) 采用在发动机进口安装模拟板式进气畸变发生器的方法，开展了反推状态下，进气总压畸变对发动机气动稳定性影响的台架试验验证。试验结果表明，在所评定的2个状态，发动机都能稳定可靠地工作。这与反推状态下的发动机气动稳定性分析计算结果是一致的，这说明本文发展的这套反推状态下的发动机气动稳定性预测与评估方法是可行的。

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(责任编辑： 彭健)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160523.1431.004.html

Predictionandevaluationofaerodynamicstabilityofhighbypassratioturbofanenginedeployedwiththrustreverser

WANGZhiqiang1,*,SHENXigang2,HUJun1

1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.AeroEngine(Group)CorporationofChinaShenyangEngineResearchInstitute,Shenyang110015,China

Three-dimensionalCFDnumericalsimulation,enginestabilitycalculationandbenchtestofengineinletdistortionarecombinedtopredictandassesstheinfluenceofre-ingestionofthereverserflowontheaerodynamicstabilityofthehighbypassratioturbofanenginewhenthethrustreverserisdeployed.Bymeansofthree-dimensionalCFDnumericalsimulation,thedistortiondegreeoftheengineinletflowfieldisacquired.Onthisbasis,theaerodynamicstabilityoftheengineispredictedbythestabilitycalculationprogram,andthepredictionresultsareverifiedbytheenginebenchtest.TheCFDcalculationresultsshowthat,withthedecreaseoftherelativeflowMachnumber,thepossibilityofre-ingestionofthereverserflowisincreased,andtheinletflowfielddistortionoftheoutboardengineisthemostseriouswhentherelativeflowMahernumberdecreasesto0.05.Theresultsofstabilitycalculationanalysisandenginebenchtestintheinletdistortionsituationshowthat,intheassessmentofthetargetstate,iftheinletdistortionisonlycausedbythere-ingestionofthereverserflow,theenginewillnotbeunstable.

highbypassratioturbofanengine;thrustreverser;reverserflowre-ingestion;flowfielddistortion;aerodynamicstability;numericalsimulation;experimentalverification

2016-03-07；Revised2016-04-20；Accepted2016-05-06；Publishedonline2016-05-231431

ChinaPostdoctoralScienceFoundation(2014M551590)

.E-mailwangzq1981@126.com

2016-03-07；退修日期2016-04-20；录用日期2016-05-06； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-05-231431

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中国博士后科学基金 (2014M551590)

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王志强， 沈锡钢， 胡骏． 反推状态下大涵道比涡扇发动机气动稳定性预测与评估J． 航空学报,2017,38(2):120192.WANGZQ,SHENXG,HUJ.PredictionandevaluationofaerodynamicstabilityofhighbypassratioturbofanenginedeployedwiththrustreverserJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(2):120192.

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10.7527/S1000-6893.2016.0143

V235.15

A

1000-6893(2017)02-120192-11