黃敬杰，馬曉健，張 鑫，楊樹楷，劉立平

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽110015）

0 引言

飛機(jī)著陸速度的提高不僅滿足了飛機(jī)的氣動(dòng)性能而且滿足了復(fù)飛安全的要求，但這必然增加著陸的滑跑距離。而在適航條款中對(duì)民航飛機(jī)的跑道著陸安全距離有明確規(guī)定。為此對(duì)飛機(jī)著陸減速性能提出了更高的需求。為提高減速性能，縮短滑跑距離，需使用必要的專用減速裝置。反推力裝置作為飛機(jī)減速系統(tǒng)的一部分廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代民航客機(jī)中。反推力裝置通過改變氣流方向，在著陸過程中提供額外的反向推力，進(jìn)而能有效提高飛機(jī)的減速效率，縮短飛機(jī)的滑跑距離，尤其在極端天氣條件下的濕滑結(jié)冰跑道上效果更為明顯。

然而反推力裝置的使用對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能、短艙設(shè)計(jì)、飛機(jī)氣動(dòng)性能及維護(hù)成本等方面產(chǎn)生影響，其設(shè)計(jì)需要協(xié)同飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)雙方，并涉及多專業(yè)學(xué)科。針對(duì)反推力裝置的相關(guān)研究，主要集中于部件試驗(yàn)和整機(jī)試驗(yàn)，以獲得其部件設(shè)計(jì)關(guān)鍵參數(shù)及性能。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，可借助CFD技術(shù)完成對(duì)流場(chǎng)的模擬分析及設(shè)計(jì)。在1955年，Povolny等[1]開展了反推力裝置的專項(xiàng)研究，以獲得其性能的影響因素；Yetter[2]對(duì)民用航空飛機(jī)進(jìn)行調(diào)研，討論了該飛機(jī)使用反推力裝置的需求及優(yōu)缺點(diǎn)；Yetter等[3]又針對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)6種新型概念反推的縮比模型試驗(yàn)進(jìn)行了詳細(xì)的探討。此外，還進(jìn)行了一些零部件和整機(jī)試驗(yàn)[4-5]及CFD流場(chǎng)數(shù)值仿真分析[6-9]。但涉及反推力裝置對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)影響的研究較少，主要包括氣流再吸入對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響[10]和反推力裝置性能對(duì)飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)的影響分析[11]，以及一些與反推力裝置相似的可變面積噴管對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響的研究[12]。

鑒于此，本文以CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，主要針對(duì)反推力裝置配裝發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合影響進(jìn)行分析，為配裝反推力裝置的航空發(fā)動(dòng)機(jī)概念設(shè)計(jì)提供思路。

1 設(shè)計(jì)方法及流程

航空發(fā)動(dòng)機(jī)概念設(shè)計(jì)階段流程如圖1所示[13]。從圖中可見，其流程為：需求分析→功能分析→需求分配→折中研究→可行性評(píng)價(jià)→設(shè)計(jì)評(píng)審。對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)而言，是否采用反推力裝置，通常在發(fā)動(dòng)機(jī)概念設(shè)計(jì)階段即可確定。

圖1 概念設(shè)計(jì)流程[13]

用戶基于安全需求提出著陸減速距離的要求，研究方根據(jù)要求配裝反推力裝置，以提供高效減速所需反向推力。在設(shè)計(jì)過程中可對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能及反推力裝置的性能要求分別設(shè)計(jì)。然而反推力裝置的使用，不可避免帶來流路氣動(dòng)損失、質(zhì)量及成本的增加，因此需要對(duì)質(zhì)量及成本進(jìn)行估算，必要時(shí)加以設(shè)計(jì)優(yōu)化，經(jīng)過可行性分析及設(shè)計(jì)評(píng)審，制訂可行的高效低損的設(shè)計(jì)方案。

因此本文主要從要求分配和折中研究層面，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能、反推力裝置性能、推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量及成本預(yù)估的研究方法進(jìn)行分析及論述。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)模型建立及循環(huán)參數(shù)優(yōu)化

借助克蘭菲爾德大學(xué)總體性能軟件Turbomatch建立并優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)模型。該軟件是其大學(xué)內(nèi)部模擬軟件，代碼最早由W.L.Macmillan基于Fortran編寫而成，可完成單軸到多軸發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)與非設(shè)計(jì)點(diǎn)總體性能的模擬分析[14]。

基于CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)模型與涵道比（BPR），建立具有分開排氣系統(tǒng)的雙軸風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能分析模型，如圖2所示。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)模型

本文研究的發(fā)動(dòng)機(jī)模型包括以下假設(shè)：

（1）忽略發(fā)動(dòng)機(jī)引氣與功率提??；

（2）渦輪前溫度（TET）作為控制參數(shù)；

（3）在最大反推狀態(tài)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度與最大起飛狀態(tài)的相同。

民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)通常具有低耗油率、低排放、低噪聲、高推力的設(shè)計(jì)要求，因此通常采用單級(jí)風(fēng)扇達(dá)到降噪要求。考慮到單級(jí)風(fēng)扇的壓縮能力及最低耗油率的情況，在保持渦輪前溫度與總壓比一定的條件下，更改風(fēng)扇壓比，獲得耗油率隨風(fēng)扇壓比的變化規(guī)律，進(jìn)而得到最低耗油率對(duì)應(yīng)的最佳風(fēng)扇壓比，如圖3所示。從圖中可見，最佳風(fēng)扇壓比PRfan選為1.8。從而確定發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)參數(shù)及總體性能評(píng)估模型。發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)見表1。

圖3 最佳風(fēng)扇壓比

表1 設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)

3 發(fā)動(dòng)機(jī)性能

使用反推力裝置將改變外涵流道的氣動(dòng)型線，使氣流在折返過程中形成大量的漩渦。大規(guī)模漩渦的產(chǎn)生、發(fā)展、破裂及消散將導(dǎo)致氣流流動(dòng)不穩(wěn)定，能量損失增加。此外在反推力裝置內(nèi)流道結(jié)構(gòu)件的作用下，氣流所受阻力及排氣系統(tǒng)流道損失增加。

反推力裝置改變了排氣系統(tǒng)的特性，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能參數(shù)及部件的工作點(diǎn)均產(chǎn)生影響。不合理的設(shè)計(jì)可能導(dǎo)致壓縮部件裕度降低，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性[11]。因此需要對(duì)反推力狀態(tài)下各部件工作點(diǎn)及安全性進(jìn)行分析評(píng)估。

3.1 壓氣機(jī)性能

壓氣機(jī)的工作線是由渦輪及排氣系統(tǒng)面積控制的。使用反推力裝置不僅使流路壓力損失增大，而且直接導(dǎo)致排氣系統(tǒng)有效氣動(dòng)面積減小，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮部件的工作點(diǎn)。

排氣系統(tǒng)在不同壓力損失下，發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮部件工作點(diǎn)的變化如圖4所示。從圖中可見，風(fēng)扇工作點(diǎn)更易受壓力損失影響而偏向喘振邊界。較大的排氣系統(tǒng)損失更易造成低壓壓縮部件（尤其是風(fēng)扇）喘振裕度降低，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性降低的風(fēng)險(xiǎn)增大。

圖4 排氣系統(tǒng)在不同壓力損失下壓縮部件工作點(diǎn)（SLS，ISA，最大起飛）的變化

在保持壓力損失不變的情況下，將排氣系統(tǒng)排氣面積進(jìn)行相應(yīng)調(diào)整，以探究反推力裝置展開狀態(tài)下排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)面積的合理更改方向。排氣系統(tǒng)面積增大及減小5%對(duì)風(fēng)扇工作點(diǎn)的影響如圖5所示。從圖中可見，增大排氣面積使風(fēng)扇工作點(diǎn)遠(yuǎn)離喘振邊界，提高喘振裕度。此外也會(huì)帶來推力方面的收益，如圖6所示。即使改變面積使燃油消耗率（SFC）小幅度增加，但增加數(shù)值不足3%，對(duì)于著陸過程短暫使用的反推力裝置而言可以忽略。因此反推力裝置的氣動(dòng)設(shè)計(jì)需要增大排氣系統(tǒng)的排氣面積。

圖5 排氣系統(tǒng)面積增大及減小5%對(duì)風(fēng)扇工作點(diǎn)的影響

圖6 改變排氣系統(tǒng)面積后燃油消耗率與凈推力的變化

為了彌補(bǔ)排氣系統(tǒng)壓力損失增大對(duì)壓氣機(jī)帶來的負(fù)面影響，針對(duì)排氣系統(tǒng)損失與面積變化的共同作用進(jìn)行研究，確定在反推力狀態(tài)下排氣系統(tǒng)允許的最小壓力損失，使得反推力裝置展開前后的風(fēng)扇工作點(diǎn)盡可能相近，從而使反推力裝置的使用對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響最小。二者共同作用下的風(fēng)扇工作點(diǎn)如圖7所示。從圖中可見，當(dāng)排氣系統(tǒng)壓力損失為0.05時(shí)，風(fēng)扇工作點(diǎn)為最靠近正推力狀態(tài)。由此建立反推狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能分析模型。其中，外涵排氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求為排氣面積增大5%，壓力損失在5%以內(nèi)。

圖7 排氣系統(tǒng)損失與面積變化共同作用下的風(fēng)扇工作點(diǎn)（反推力裝置展開）

3.2 渦輪性能

需要對(duì)渦輪與壓氣機(jī)進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)，以滿足其效率和性能的要求。若渦輪節(jié)流流量過小，其背壓可能引起壓氣機(jī)喘振；相反，渦輪節(jié)流流量過大可能造成壓氣機(jī)阻塞。任何一種情況在設(shè)計(jì)過程中都可能引起發(fā)動(dòng)機(jī)效率和性能的損失。鑒于發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)過程是其各部件之間的迭代協(xié)同設(shè)計(jì)，對(duì)于反推力裝置展開狀態(tài)，也需要評(píng)估對(duì)渦輪工作點(diǎn)的影響。

正、反推力狀態(tài)各典型發(fā)動(dòng)機(jī)工況下渦輪的膨脹比見表2。從表中可見，高壓渦輪在所有狀態(tài)下均處于節(jié)流狀態(tài)。除了在慢車狀態(tài)下的膨脹比略有減小，在其他狀態(tài)下高壓渦輪膨脹比約為2.78～2.93，基本不受反推力裝置展開影響。這是由于渦輪導(dǎo)向葉片幾何結(jié)構(gòu)不變，高壓渦輪工作點(diǎn)也基本不變。而低壓渦輪工作點(diǎn)在不同狀態(tài)下略有不同。除了慢車狀態(tài)，在其他狀態(tài)下低壓渦輪均處于節(jié)流狀態(tài)，且最大膨脹比由內(nèi)涵噴管流通能力所決定。在正、反推力狀態(tài)下，渦輪工作點(diǎn)如圖8所示。從圖中可見，與正推力狀態(tài)相比，反推力裝置的使用對(duì)渦輪部件性能影響不大。

表2 渦輪膨脹比

圖8 在正、反推力狀態(tài)下的渦輪工作點(diǎn)

3.3 噴管性能

正、反推力下發(fā)動(dòng)機(jī)各狀態(tài)內(nèi)、外涵噴管落壓比見表3。渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噴管面積由設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能匹配結(jié)果確定。在高速巡航狀態(tài)下，在進(jìn)氣沖壓作用下使壓氣機(jī)輸入功增大，導(dǎo)致噴管入口壓力高，噴管落壓比增大，從而大于地面低速滑跑狀態(tài)下的落壓比。一旦噴管在節(jié)流狀態(tài)下工作，其落壓比將不再與來流速度相關(guān)。這樣設(shè)計(jì)的好處在于，渦輪與噴管之間存在流量的匹配性，因此高、低壓渦輪的工作點(diǎn)均不會(huì)發(fā)生變化。在巡航狀態(tài)下內(nèi)、外涵噴管皆處于節(jié)流狀態(tài)，渦輪的流量、膨脹比和工作參數(shù)可以近似保持不變。此外，在此狀態(tài)下噴管出口截面靜壓高于環(huán)境壓力，由此將產(chǎn)生1個(gè)額外的推力項(xiàng)。

表3 噴管壓比

飛機(jī)在著陸過程中內(nèi)、外涵噴管均處于非節(jié)流狀態(tài)，如圖9所示。與正推力狀態(tài)相比，反推力裝置的使用對(duì)排氣系統(tǒng)部件性能影響不大。為了展開反推力裝置，發(fā)動(dòng)機(jī)需降為慢車狀態(tài)，此時(shí)噴管的落壓比大幅度減小。反推力裝置展開后，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)提高至最大反推狀態(tài)，推力增大，噴管落壓比也隨之增大。

圖9 在正、反推力狀態(tài)下噴管工作點(diǎn)

4 反推力裝置性能

反推力裝置設(shè)計(jì)要求提供足夠的反推力，確保機(jī)身機(jī)翼不受反向熱氣流沖擊，以及控制排氣氣流再吸入。此外，反推力裝置排氣氣流使飛機(jī)產(chǎn)生升力達(dá)到最小，由此實(shí)現(xiàn)最大化剎車效率。鑒于概念設(shè)計(jì)階段不涉及反推力裝置的排氣流場(chǎng)及飛機(jī)的一體化設(shè)計(jì)，下面將討論反推力裝置的推力性能。

4.1 局部坐標(biāo)系及使用狀態(tài)

為評(píng)估反推力和反推效率，建立排氣局部坐標(biāo)系以描述特定區(qū)域（如葉柵塊）的速度矢量[15]，如圖10所示。從圖中可見，假設(shè)排氣流量與排氣面積成正比，速度矢量分成軸向速度分量、徑向速度分量和周向速度分量。其中周向速度僅影響氣流周向噴射區(qū)域，并不直接產(chǎn)生反推力，因此在概念設(shè)計(jì)的過程中，可假設(shè)周向速度為零，以便估算反向推力。

圖10 反向排氣氣流局部坐標(biāo)系

在理想狀態(tài)下，為提供飛機(jī)盡可能大的反向推力，軸向排氣氣流應(yīng)全部與軸線平行，但這種情況在實(shí)際設(shè)計(jì)中并不可行。在通常情況下，外涵反推軸向排氣氣流角為40°～60°。借助CFD方法進(jìn)行的反推力裝置氣動(dòng)設(shè)計(jì)盡管達(dá)到更精確的排氣角度，但也增加了較低滑跑速度下排氣氣流再吸入的風(fēng)險(xiǎn)。而排氣角設(shè)計(jì)為45°可以平衡氣流再吸入和反推效率之間的矛盾，最大程度保證發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性。因此該排氣角度在設(shè)計(jì)過程中被廣泛采用。

飛機(jī)常規(guī)著陸時(shí)反推力裝置的使用操作如圖11所示。由此選擇不同的發(fā)動(dòng)機(jī)工作點(diǎn)進(jìn)行反推力數(shù)值的計(jì)算與評(píng)估。

圖11 飛機(jī)常規(guī)著陸時(shí)反推力裝置的使用操作

4.2 反推力計(jì)算

忽略短艙表面所受阻力，發(fā)動(dòng)機(jī)在正、反推力狀態(tài)下的凈推力計(jì)算如下。

正推力狀態(tài)

反推力狀態(tài)

式中：FN為凈推力；Ffan、Fcore、Fdrag分別為外涵推力、內(nèi)涵推力及進(jìn)氣沖量造成的阻力；Frev與Ffanrev分別為發(fā)動(dòng)機(jī)總反推力與外涵反推力；β為反推軸向排氣角；σ為損失系數(shù)，在反推狀態(tài)下，反映在受阻流門等結(jié)構(gòu)件之間的間隙泄漏及摩擦影響造成一定的推力損失，通常假設(shè)為5%[11]。

在常規(guī)飛機(jī)著陸過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力組成如圖12所示。從圖中所見，推力均表示為各推力項(xiàng)占起飛推力的百分比。由于噴管壓比幾乎保持不變，馬赫數(shù)對(duì)外涵反推力的影響不大。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣沖量帶來的阻力效應(yīng)是總反推力的重要組成部分，且滑跑速度越大，該項(xiàng)占比也越大。飛機(jī)在高滑跑速度下，反推力裝置提供反向推力可達(dá)最大起飛推力的50%以上。

圖12 在常規(guī)飛機(jī)著陸過程中發(fā)動(dòng)機(jī)的推力組成

4.3 反推效率

總反推效率定義為總反推力與相同壓比下總正推力的比值。盡管在反推力裝置展開前后噴管壓比略有不同，但在概念設(shè)計(jì)階段可假設(shè)壓比恒定不變，因此反推效率為

反推效率隨飛機(jī)滑跑的速度變化曲線如圖13所示。從圖中可見，隨著滑跑馬赫數(shù)的減小，反推效率不斷降低，考慮到較低滑跑速度再吸入氣流的風(fēng)險(xiǎn)增大，因此需要在此速度下關(guān)閉反推力裝置。

圖13 反推效率隨飛機(jī)滑跑速度變化曲線

5 推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量估計(jì)

除了性能方面的影響，使用反推力裝置還會(huì)帶來其他方面的問題，比如增加了推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量。由此需對(duì)包含反推力裝置在內(nèi)的推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量進(jìn)行計(jì)算分析。

質(zhì)量估計(jì)是發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的重要環(huán)節(jié)，也是科技經(jīng)濟(jì)環(huán)境風(fēng)險(xiǎn)分析的重要方面[16]。不考慮推進(jìn)系統(tǒng)中掛架的質(zhì)量，推進(jìn)系統(tǒng)總質(zhì)量可分為發(fā)動(dòng)機(jī)干質(zhì)量及短艙組件質(zhì)量。其中，反推力裝置和噴管質(zhì)量包含在短艙組件中。由于反推力裝置結(jié)構(gòu)復(fù)雜，成附件較多，配裝反推力裝置將會(huì)增加推進(jìn)系統(tǒng)額外的質(zhì)量。研究表明，反推力裝置的質(zhì)量可達(dá)發(fā)動(dòng)機(jī)干質(zhì)量的15%～20%[17]。質(zhì)量的增加不僅改變了推重比，也會(huì)使飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的重心及慣性改變，從而影響飛機(jī)減速距離。

對(duì)于分開排氣系統(tǒng)所配備的反推力裝置，外涵反推工作在相對(duì)較低的溫度和壓力下，因此可以使用相對(duì)先進(jìn)的輕質(zhì)材料以降低反推力裝置的質(zhì)量，復(fù)合材料就是廣泛應(yīng)用的材料之一[18]。

5.1 發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量估計(jì)

發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量估計(jì)方法主要分為基于整機(jī)和基于部件的2種方法。Periklis Lolis[16]對(duì)估計(jì)方法進(jìn)行了詳細(xì)總結(jié)與研究；Guha等[19]針對(duì)Rolls Royce、Gener?al Electric、Pratt & Whitney、及CFM International的30種發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行研究，提出了基于風(fēng)扇直徑的發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量的初步估算方法，從而得出發(fā)動(dòng)機(jī)長度和質(zhì)量的估算公式

式中：Lengine和Wengine分別為發(fā)動(dòng)機(jī)長度與質(zhì)量；Dfan為風(fēng)扇直徑。

5.2 短艙質(zhì)量

NASA研究報(bào)告中的質(zhì)量計(jì)算方法是基于風(fēng)扇直徑及渦輪直徑[20]，與Guha對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量估計(jì)方法相近。短艙組件結(jié)構(gòu)如圖14所示。主要包括整流罩（風(fēng)扇艙和蒙皮）、外涵反推裝置及內(nèi)涵噴管3部分。

圖14 短艙組件[21]

短艙組件質(zhì)量為

式中：Wnacelle、Wcowl、Wfan-exhaust、Wcore-exhaust分別為短艙質(zhì)量、風(fēng)扇艙及蒙皮質(zhì)量、外涵和內(nèi)涵排氣系統(tǒng)質(zhì)量。

短艙質(zhì)量估算所需的主要參數(shù)如圖15所示。

圖15 短艙質(zhì)量估算主要參數(shù)[22]

將整流罩及排氣系統(tǒng)簡化成圓柱，其表面積與等效面密度的乘積可以用于質(zhì)量的初步估計(jì)。表面積可根據(jù)下述公式求得式中：Linlet、LF、LFX、LC、LCX分別為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、風(fēng)扇艙、反推力裝置、核心艙蒙皮與內(nèi)涵噴管軸向長度；Dfan與Dturbine分別為風(fēng)扇直徑與渦輪出口直徑。

風(fēng)扇艙的等效面密度為17.1~19.6 kg/m2，反推力裝置的則為73.2 kg/m2[20]。包含反推力裝置在內(nèi)的推進(jìn)系統(tǒng)總質(zhì)量見表4，其中配裝反推力裝置后短艙質(zhì)量增加73%，推進(jìn)系統(tǒng)總質(zhì)量增加約為12%。

表4 推進(jìn)系統(tǒng)總質(zhì)量

6 價(jià)格

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格的估算涉及到很多因素，Jenkin?son等對(duì)其進(jìn)行簡化，建立了以巡航推力及SFC為變量，近似線性的價(jià)值預(yù)測(cè)模型。

式中：VF為價(jià)格因子；Fcr為巡航推力，kN；SFC為巡航耗油率，g/（kN·s）；M為發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格，百萬美元。

此外，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的價(jià)格可以通過短艙與發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量比和發(fā)動(dòng)機(jī)裸機(jī)價(jià)格進(jìn)行簡單估算[19]。以發(fā)動(dòng)機(jī)裸機(jī)價(jià)格為基準(zhǔn)，配裝外涵噴管與反推力裝置后整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的估算價(jià)格見表5。配裝反推力裝置后，推進(jìn)系統(tǒng)價(jià)格增加約13%。

表5 推進(jìn)系統(tǒng)價(jià)格比

7 結(jié)論

（1）通過對(duì)反推力裝置在展開狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)各工作點(diǎn)的分析，確定發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能對(duì)反推力裝置（包括流通面積及流動(dòng)損失）設(shè)計(jì)的要求。

（2）對(duì)飛機(jī)常規(guī)著陸過程中，在正、反推力狀態(tài)下的推力進(jìn)行初步估算，在高速滑跑狀態(tài)下，由反推力裝置獲得反推力可達(dá)最大起飛推力的50%以上。

（3）對(duì)包含反推力裝置在內(nèi)的推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量及價(jià)格進(jìn)行估算，配裝反推力裝置可使推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量增加12%，成本增加13%。

本文的研究內(nèi)容為航空發(fā)動(dòng)機(jī)概念設(shè)計(jì)階段反推力裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能一體化設(shè)計(jì)以及初步的質(zhì)量估算工作提供了方法和思路。