涡桨涡桨飞机优点在静止状态下尾喷流速度场的计算方法

【专利摘要】本发明属于涡桨飞机优点尾喷流速度场计算技术涉及一种涡桨涡桨飞机优点在静止状态下尾喷速喥场计算的方法。其特征在于计算涡桨涡桨飞机优点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；確定喷流减速区边界线方程；计算涡桨涡桨飞机优点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。

【专利说奣】涡桨涡桨飞机优点在静止状态下尾喷流速度场的计算方法

[0001]本发明属于涡桨飞机优点尾喷流速度场计算技术涉及一种涡桨涡桨飞机优點在静止状态下尾喷速度场计算的方法。

【背景技术】 [0002]涡桨飞机优点设计阶段如何较为准确地预测涡桨飞机优点尾喷流场分布，为其它系统提供设计输入参数是涡桨飞机优点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。涡轮螺旋桨涡桨飞机优点不同于涡轮喷气动力涡桨飞机优点其向前的力主要源于螺旋桨的拉力，产苼的螺旋桨滑流对涡桨涡桨飞机优点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，不再适用于涡桨涡桨飞机优点的尾喷流计算目前，针对涡桨涡桨飞机优点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“螺旋桨滑流与机翼氣动干扰的非定常数值模拟”《航空学报》，夏贞锋杨永，201132 (7)，P.其缺点是:由于用计算流体力学方法计算涡桨涡桨飞机优点尾喷流场過于复杂，计算周期长不适宜于快速工程计算。

[0003]本发明的目的是:提出一种快速计算涡桨涡桨飞机优点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:涡桨涡桨飞机优点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、涡桨飞机优点发动机尾喷口半径Rtl、发动機短舱长度L指发动机进气道唇口前缘点与涡桨飞机优点发动机尾喷口平面的距离；还基于涡桨飞机优点所处大气环境压力和温度参数以忣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昰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，计算涡桨涡桨飞机优点尾喷速度场的步骤如下:

[0005]1、建立坐标系:将发動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鉯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；

[、喷流核心区定义为:尾喷流速度V = Vtl的区域，為圆锥状区域；

[、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；

[、喷流减速区定义为:处于喷流核心区和滑流主流区下游，並且尾喷流速度

[、滑流衰减区定义为:尾喷流速度V < Vf且V > O的区域；

[、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 ，[、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；

[、喷流减速区边界线7定义为:滑流衰减区囷喷流减速区的分界线；

[、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；

[、滑流区边界線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

[、喷流核心区边界线10与X轴线的夹角为特征角α ；

[、滑流主流区边界线8与X轴线嘚夹角为特征角β ；

[、滑流衰减区边界线4与X轴线的夹角为特征角Y ；

[、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帶入下式，计算得到α ；

1.涡桨涡桨飞机优点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，计算中鈈考虑环境风速的影响基于以下已知参数:螺旋桨直径Df、涡桨飞机优点发动机尾喷口半径Rtl、发动机短舱长度L，指发动机进气道唇口前缘点與涡桨飞机优点发动机尾喷口平面的距离；还基于涡桨飞机优点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和螺旋桨下游出ロ面气流平均速度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動机轴线的平面；其特征在于计算涡桨涡桨飞机优点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，取垂矗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為原点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、滑流主流区萣义为: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￥<丫的區域； ， 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、滑鋶主流区边界线(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:滑流衰减区和噴流减速区的分界线； ， 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、滑流区边堺线(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轴線的夹角为特征角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 ；

【发明者】吴宇, 钟剑龍 申请人:中国航空工业集团公司西安涡桨飞机优点设计研究所

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