渦槳飛機在靜止狀態(tài)下尾噴流速度場的計算方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機尾噴流速度場計算技術(shù)，涉及一種渦槳飛機在靜止狀態(tài)下尾噴速度場計算的方法。其特征在于，計算渦槳飛機尾噴速度場的步驟如下：建立坐標系；定義；計算特征角α;確定噴流核心區(qū)邊界線方程；計算特征角β；確定滑流主流區(qū)邊界線方程；計算特征角γ；確定滑流過渡區(qū)邊界線方程；確定特征角θ；確定滑流區(qū)邊界線方程；確定噴流減速區(qū)邊界線方程；計算渦槳飛機尾噴流區(qū)域任意坐標點(xa,ya)的速度。本發(fā)明簡化了計算過程，縮短了計算周期。
【專利說明】渦槳飛機在靜止狀態(tài)下尾噴流速度場的計算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機尾噴流速度場計算技術(shù)，涉及一種渦槳飛機在靜止狀態(tài)下尾噴速度場計算的方法。
【背景技術(shù)】 [0002]飛機設(shè)計階段，如何較為準確地預(yù)測飛機尾噴流場分布，為其它系統(tǒng)提供設(shè)計輸入?yún)?shù)，是飛機設(shè)計過程的一個重點。渦噴發(fā)動機的尾噴流場計算的方法參見“XX型發(fā)動機尾噴口射流參數(shù)的計算”，《成發(fā)科技》，段春紅，2003，5 (1)，P.40-44。渦輪螺旋槳飛機不同于渦輪噴氣動力飛機，其向前的力主要源于螺旋槳的拉力，產(chǎn)生的螺旋槳滑流，對渦槳飛機的尾噴流場影響較大，因此，適用于渦噴發(fā)動機的噴流計算公式，不再適用于渦槳飛機的尾噴流計算。目前，針對渦槳飛機在靜止狀態(tài)下尾噴速度場計算的問題，采用計算流體力學(xué)方法解決，參見“螺旋槳滑流與機翼氣動干擾的非定常數(shù)值模擬”，《航空學(xué)報》，夏貞鋒，楊永，2011，32 (7)，P.1195-1201。其缺點是:由于用計算流體力學(xué)方法計算渦槳飛機尾噴流場過于復(fù)雜，計算周期長，不適宜于快速工程計算。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是:提出一種快速計算渦槳飛機在靜止狀態(tài)下尾噴速度場計算的方法，以便簡化計算過程，縮短計算周期。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:渦槳飛機在靜止狀態(tài)下尾噴流速度場的計算方法，發(fā)動機尾噴管的軸線與螺旋槳旋轉(zhuǎn)軸線同軸，計算中不考慮環(huán)境風(fēng)速的影響，基于以下已知參數(shù):螺旋槳直徑Df、飛機發(fā)動機尾噴口半徑Rtl、發(fā)動機短艙長度L，指發(fā)動機進氣道唇口前緣點與飛機發(fā)動機尾噴口平面的距離；還基于飛機所處大氣環(huán)境壓力和溫度參數(shù)以及發(fā)動機尾噴口排氣速度\和螺旋槳下游出口面氣流平均速度Vf，螺旋槳下游出口面I是指:螺旋槳旋轉(zhuǎn)面在一個特定平面上的投影，該特定平面是過發(fā)動機進氣道唇口前緣點且垂直于發(fā)動機軸線的平面；其特征在于，計算渦槳飛機尾噴速度場的步驟如下:
[0005]1、建立坐標系:將發(fā)動機尾噴流場視為三維軸對稱模型，取垂直于水平面并過發(fā)動機軸線的平面為二維坐標平面；以發(fā)動機軸線為X軸，尾噴流方向為正方向，以發(fā)動機尾噴口平面與發(fā)動機軸線的交點為原點0，垂直于X軸并過原點O的直線為Y軸，正方向向上；
[0006]2、定義:
[0007]2.1、噴流核心區(qū)定義為:尾噴流速度V = Vtl的區(qū)域，為圓錐狀區(qū)域；
[0008]2.2、滑流主流區(qū)定義為:處于螺旋槳的下游，且尾噴流速度V = Vf的區(qū)域；
[0009]2.3、噴流減速區(qū)定義為:處于噴流核心區(qū)和滑流主流區(qū)下游，并且尾噴流速度
V^ Vf,且￥<丫。的區(qū)域；
[0010]2.4、滑流衰減區(qū)定義為:尾噴流速度V < Vf，且V > O的區(qū)域；
[0011]2.5、噴流核心區(qū)邊界線10為發(fā)動機噴流核心區(qū)邊界錐面與二維坐標平面的交線.-^4 ，[0012]2.6、滑流主流區(qū)邊界線8定義為:滑流主流區(qū)的圓錐面與二維坐標平面的交線，該交線鄰接噴流減速區(qū)；
[0013]2.7、噴流減速區(qū)邊界線7定義為:滑流衰減區(qū)和噴流減速區(qū)的分界線；
[0014]2.8、滑流衰減區(qū)邊界線4定義為:滑流主流區(qū)的圓錐面與二維坐標平面的交線，該交線鄰接滑流衰減區(qū)；
[0015]2.9、滑流區(qū)邊界線5定義為:滑流衰減區(qū)的外圍邊界錐面與二維坐標平面的交線.-^4 ，
[0016]2.10、噴流核心區(qū)邊界線10與X軸線的夾角為特征角α ；
[0017]2.11、滑流主流區(qū)邊界線8與X軸線的夾角為特征角β ；
[0018]2.12、滑流衰減區(qū)邊界線4與X軸線的夾角為特征角Y ；
[0019]2.13、滑流區(qū)邊界線5與X軸線的夾角為特征角Θ ；
[0020]3、計算特征角α:將R。、V。、Vf帶入下式，計算得到α ；
【00211
【權(quán)利要求】
1.渦槳飛機在靜止狀態(tài)下尾噴流速度場的計算方法，發(fā)動機尾噴管的軸線與螺旋槳旋轉(zhuǎn)軸線同軸，計算中不考慮環(huán)境風(fēng)速的影響，基于以下已知參數(shù):螺旋槳直徑Df、飛機發(fā)動機尾噴口半徑Rtl、發(fā)動機短艙長度L，指發(fā)動機進氣道唇口前緣點與飛機發(fā)動機尾噴口平面的距離；還基于飛機所處大氣環(huán)境壓力和溫度參數(shù)以及發(fā)動機尾噴口排氣速度Vtl和螺旋槳下游出口面氣流平均速度Vf，螺旋槳下游出口面I是指:螺旋槳旋轉(zhuǎn)面在一個特定平面上的投影，該特定平面是過發(fā)動機進氣道唇口前緣點且垂直于發(fā)動機軸線的平面；其特征在于，計算渦槳飛機尾噴速度場的步驟如下: 1.1、建立坐標系:將發(fā)動機尾噴流場視為三維軸對稱模型，取垂直于水平面并過發(fā)動機軸線的平面為二維坐標平面；以發(fā)動機軸線為X軸，尾噴流方向為正方向，以發(fā)動機尾噴口平面與發(fā)動機軸線的交點為原點O，垂直于X軸并過原點O的直線為Y軸，正方向向上；1.2、定義: ，1.2.1、噴流核心區(qū)定義為:尾噴流速度V = Vtl的區(qū)域，為圓錐狀區(qū)域； ， 1.2.2、滑流主流區(qū)定義為:處于螺旋槳的下游，且尾噴流速度V = Vf的區(qū)域； ， 1.2.3、噴流減速區(qū)定義為:處于噴流核心區(qū)和滑流主流區(qū)下游，并且尾噴流速度V ^ Vf,且￥<丫。的區(qū)域； ， 1.2.4、滑流衰減區(qū)定義為:尾噴流速度V < Vf，且V >。的區(qū)域； ，1.2.5、噴流核心區(qū)邊界線(10)為發(fā)動機噴流核心區(qū)邊界錐面與二維坐標平面的交線.1.2.6、滑流主流區(qū)邊界線(8)定義為:滑流主流區(qū)的圓錐面與二維坐標平面的交線，該交線鄰接噴流 減速區(qū)； ， 1.2.7、噴流減速區(qū)邊 界線(7)定義為:滑流衰減區(qū)和噴流減速區(qū)的分界線； ， 1.2.8、滑流衰減區(qū)邊界線(4)定義為:滑流主流區(qū)的圓錐面與二維坐標平面的交線，該交線鄰接滑流衰減區(qū)； ， 1.2.9、滑流區(qū)邊界線(5)定義為:滑流衰減區(qū)的外圍邊界錐面與二維坐標平面的交線.1.2.10、噴流核心區(qū)邊界線(10)與X軸線的夾角為特征角α ； ，1.2.11、滑流主流區(qū)邊界線(8)與X軸線的夾角為特征角β ； ，1.2.12、滑流衰減區(qū)邊界線(4)與X軸線的夾角為特征角Y ； ，1.2.13、滑流區(qū)邊界線(5)與X軸線的夾角為特征角Θ ； ，1.3、計算特征角α:將RpVc^Vf帶入下式,計算得到α ； tan a = = 2.33.+ 0.149——1--0.007..................[I]
X。c F；.75V0-Vf 式中，c為當?shù)芈曀?，?40m/s;X(l為噴流核心區(qū)邊界線與X軸交點的X坐標值； 式[I]有效的條件是:c > Vf≥25m/s，c > V0 ^ 10m/s且V。古Vf; ，1.4、確定噴流核心區(qū)邊界線方程:噴流核心區(qū)邊界線方程為: y = -tan α.x+R0.........................................................[2] 式中，X≥O,且X < X。； 1.5、計算特征角β:將Vc^Vf帶入下式,計算得到特征角β ；
【文檔編號】B64F5/00GK103569373SQ201310566578
【公開日】2014年2月12日 申請日期:2013年11月13日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月13日
【發(fā)明者】吳宇, 鐘劍龍 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所