涡桨飞机在静止状态下尾喷流速度场的计算方法
【专利摘要】本发明属于飞机尾喷流速度场计算技术，涉及一种涡桨飞机在静止状态下尾喷速度场计算的方法。其特征在于，计算涡桨飞机尾喷速度场的步骤如下：建立坐标系；定义；计算特征角α;确定喷流核心区边界线方程；计算特征角β；确定滑流主流区边界线方程；计算特征角γ；确定滑流过渡区边界线方程；确定特征角θ；确定滑流区边界线方程；确定喷流减速区边界线方程；计算涡桨飞机尾喷流区域任意坐标点(xa,ya)的速度。本发明简化了计算过程，缩短了计算周期。
【专利说明】涡桨飞机在静止状态下尾喷流速度场的计算方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞机尾喷流速度场计算技术，涉及一种涡桨飞机在静止状态下尾喷速度场计算的方法。
【背景技术】 [0002]飞机设计阶段，如何较为准确地预测飞机尾喷流场分布，为其它系统提供设计输入参数，是飞机设计过程的一个重点。涡喷发动机的尾喷流场计算的方法参见“XX型发动机尾喷口射流参数的计算”，《成发科技》，段春红，2003，5 (1)，P.40-44。涡轮螺旋桨飞机不同于涡轮喷气动力飞机，其向前的力主要源于螺旋桨的拉力，产生的螺旋桨滑流，对涡桨飞机的尾喷流场影响较大，因此，适用于涡喷发动机的喷流计算公式，不再适用于涡桨飞机的尾喷流计算。目前，针对涡桨飞机在静止状态下尾喷速度场计算的问题，采用计算流体力学方法解决，参见“螺旋桨滑流与机翼气动干扰的非定常数值模拟”，《航空学报》，夏贞锋，杨永，2011，32 (7)，P.1195-1201。其缺点是:由于用计算流体力学方法计算涡桨飞机尾喷流场过于复杂，计算周期长，不适宜于快速工程计算。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是:提出一种快速计算涡桨飞机在静止状态下尾喷速度场计算的方法，以便简化计算过程，缩短计算周期。
[0004]本发明的技术解决方案是:涡桨飞机在静止状态下尾喷流速度场的计算方法，发动机尾喷管的轴线与螺旋桨旋转轴线同轴，计算中不考虑环境风速的影响，基于以下已知参数:螺旋桨直径Df、飞机发动机尾喷口半径Rtl、发动机短舱长度L，指发动机进气道唇口前缘点与飞机发动机尾喷口平面的距离；还基于飞机所处大气环境压力和温度参数以及发动机尾喷口排气速度\和螺旋桨下游出口面气流平均速度Vf，螺旋桨下游出口面I是指:螺旋桨旋转面在一个特定平面上的投影，该特定平面是过发动机进气道唇口前缘点且垂直于发动机轴线的平面；其特征在于，计算涡桨飞机尾喷速度场的步骤如下:
[0005]1、建立坐标系:将发动机尾喷流场视为三维轴对称模型，取垂直于水平面并过发动机轴线的平面为二维坐标平面；以发动机轴线为X轴，尾喷流方向为正方向，以发动机尾喷口平面与发动机轴线的交点为原点0，垂直于X轴并过原点O的直线为Y轴，正方向向上；
[0006]2、定义:
[0007]2.1、喷流核心区定义为:尾喷流速度V = Vtl的区域，为圆锥状区域；
[0008]2.2、滑流主流区定义为:处于螺旋桨的下游，且尾喷流速度V = Vf的区域；
[0009]2.3、喷流减速区定义为:处于喷流核心区和滑流主流区下游，并且尾喷流速度
V^ Vf,且￥<丫。的区域；
[0010]2.4、滑流衰减区定义为:尾喷流速度V < Vf，且V > O的区域；
[0011]2.5、喷流核心区边界线10为发动机喷流核心区边界锥面与二维坐标平面的交线.-^4 ，[0012]2.6、滑流主流区边界线8定义为:滑流主流区的圆锥面与二维坐标平面的交线，该交线邻接喷流减速区；
[0013]2.7、喷流减速区边界线7定义为:滑流衰减区和喷流减速区的分界线；
[0014]2.8、滑流衰减区边界线4定义为:滑流主流区的圆锥面与二维坐标平面的交线，该交线邻接滑流衰减区；
[0015]2.9、滑流区边界线5定义为:滑流衰减区的外围边界锥面与二维坐标平面的交线.-^4 ，
[0016]2.10、喷流核心区边界线10与X轴线的夹角为特征角α ；
[0017]2.11、滑流主流区边界线8与X轴线的夹角为特征角β ；
[0018]2.12、滑流衰减区边界线4与X轴线的夹角为特征角Y ；
[0019]2.13、滑流区边界线5与X轴线的夹角为特征角Θ ；
[0020]3、计算特征角α:将R。、V。、Vf带入下式，计算得到α ；
【00211
【权利要求】
1.涡桨飞机在静止状态下尾喷流速度场的计算方法，发动机尾喷管的轴线与螺旋桨旋转轴线同轴，计算中不考虑环境风速的影响，基于以下已知参数:螺旋桨直径Df、飞机发动机尾喷口半径Rtl、发动机短舱长度L，指发动机进气道唇口前缘点与飞机发动机尾喷口平面的距离；还基于飞机所处大气环境压力和温度参数以及发动机尾喷口排气速度Vtl和螺旋桨下游出口面气流平均速度Vf，螺旋桨下游出口面I是指:螺旋桨旋转面在一个特定平面上的投影，该特定平面是过发动机进气道唇口前缘点且垂直于发动机轴线的平面；其特征在于，计算涡桨飞机尾喷速度场的步骤如下: 1.1、建立坐标系:将发动机尾喷流场视为三维轴对称模型，取垂直于水平面并过发动机轴线的平面为二维坐标平面；以发动机轴线为X轴，尾喷流方向为正方向，以发动机尾喷口平面与发动机轴线的交点为原点O，垂直于X轴并过原点O的直线为Y轴，正方向向上；1.2、定义: ，1.2.1、喷流核心区定义为:尾喷流速度V = Vtl的区域，为圆锥状区域； ， 1.2.2、滑流主流区定义为:处于螺旋桨的下游，且尾喷流速度V = Vf的区域； ， 1.2.3、喷流减速区定义为:处于喷流核心区和滑流主流区下游，并且尾喷流速度V ^ Vf,且￥<丫。的区域； ， 1.2.4、滑流衰减区定义为:尾喷流速度V < Vf，且V >。的区域； ，1.2.5、喷流核心区边界线(10)为发动机喷流核心区边界锥面与二维坐标平面的交线.1.2.6、滑流主流区边界线(8)定义为:滑流主流区的圆锥面与二维坐标平面的交线，该交线邻接喷流 减速区； ， 1.2.7、喷流减速区边 界线(7)定义为:滑流衰减区和喷流减速区的分界线； ， 1.2.8、滑流衰减区边界线(4)定义为:滑流主流区的圆锥面与二维坐标平面的交线，该交线邻接滑流衰减区； ， 1.2.9、滑流区边界线(5)定义为:滑流衰减区的外围边界锥面与二维坐标平面的交线.1.2.10、喷流核心区边界线(10)与X轴线的夹角为特征角α ； ，1.2.11、滑流主流区边界线(8)与X轴线的夹角为特征角β ； ，1.2.12、滑流衰减区边界线(4)与X轴线的夹角为特征角Y ； ，1.2.13、滑流区边界线(5)与X轴线的夹角为特征角Θ ； ，1.3、计算特征角α:将RpVc^Vf带入下式,计算得到α ； tan a = = 2.33.+ 0.149——1--0.007..................[I]
X。c F；.75V0-Vf 式中，c为当地声速，取340m/s;X(l为喷流核心区边界线与X轴交点的X坐标值； 式[I]有效的条件是:c > Vf≥25m/s，c > V0 ^ 10m/s且V。古Vf; ，1.4、确定喷流核心区边界线方程:喷流核心区边界线方程为: y = -tan α.x+R0.........................................................[2] 式中，X≥O,且X < X。； 1.5、计算特征角β:将Vc^Vf带入下式,计算得到特征角β ；
【文档编号】B64F5/00GK103569373SQ201310566578
【公开日】2014年2月12日 申请日期:2013年11月13日 优先权日:2013年11月13日
【发明者】吴宇, 钟剑龙 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所