涡桨飞机在静止状态下尾喷流速度场的计算方法

标题：涡桨飞机在静止状态下尾喷流速度场的计算方法

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。

申请号：CN201310566578.9

申请日：2013/11/13

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：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R0、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V0和螺旋桨下游出口面气流平均速度Vf，螺旋桨下游出口面1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＝V0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V＜V0的区域；
1.2.4、滑流衰减区定义为：尾喷流速度V＜Vf，且V＞0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γ；
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R0、V0、Vf带入下式，计算得到α；
式中，c为当地声速，取340m/s; x0为喷流核心区边界线与X轴交点的X坐标值；
式[1]有效的条件是：c＞Vf≥25m/s，c＞V0≥10m/s且V0≠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＝-tanα·x+R0…………………………………………………[2]
式中，x≥0, 且x≤x0；
1.5、计算特征角β：将V0、Vf带入下式，计算得到特征角β；
式[3]有效的条件是：c＞Vf≥25m/s，c＞V0≥10m/s;
1.6、计算特征角γ：将V0、Vf带入下式，计算得到特征角γ；
式[4]有效的条件是：c＞Vf≥25m/s，c＞V0≥10m/s且V0≠Vf;
1.7、确定滑流主流区边界线方程：滑流主流区边界线方程为：
y＝tanβ·x+R0……………………………………………………[5]
式中，x≥0, 且
根据下式计算：
1.8、确定滑流衰减区边界线方程：滑流衰减区边界线方程为：
y＝-tanγ·(x+L)+0.5·Df…………………………………………[7]
式中，x≥-L, 且
1.9、确定特征角θ：取θ=2°～5°；
1.10、确定滑流区边界线方程：滑流区边界线方程为：
y＝tanθ·(x+L)+0.5·Df?…………………………………………[8]
式中，x≥-L, 且x≤10·Df；
1.11、确定喷流减速区边界线方程：喷流减速区边界线方程为：
式中，
且x≤10·Df；
式中
通过将
带入式[5]计算得到；
1.12、计算涡桨飞机尾喷流区域任意坐标点(xa, ya)的速度Va：根据坐标点(xa, ya)的具体位置，分为以下几种情况：
1.12.1、坐标点(xa, ya)处于喷流核心区时，Va=V0；
1.12.2、坐标点(xa, ya)处于喷流核心区边界线上时，Va=V0；
1.12.3、坐标点(xa, ya)处于喷流减速区边界线上时，Va=Vf；
1.12.4、坐标点(xa, ya)处于滑流主流区边界线上时，Va=Vf；
1.12.5、坐标点(xa, ya)处于滑流区边界线上时，Va=0；
1.12.6、坐标点(xa, ya)处于滑流主流区时，Va=Vf；
1.12.7、坐标点(xa, ya)处于对称中心轴线上，且处于喷流减速区时，
式[10]有效的条件是：V0≥10m/s, 10·Df≥x＞x0;
1.12.8、坐标点(xa, ya)处于喷流减速区时，Va的计算采用沿Y轴方向线性插值方法获取，分两种情况：
1.12.8.1、当
时，分三种情况：
1.12.8.1.1、若
坐标点(xa, ya)处于喷流核心区边界线和滑流主流区边界线之间，直线x＝xa，与喷流核心区边界线的交点为B(xa, yb)，与滑流主流区边界线的交点为C(xa, yc), 坐标点(xa, ya)的速度为：
1.12.8.1.2、若
坐标点(xa, ya)处于喷流核心区边界线和喷流减速区边界线之间，直线x＝xa，与喷流核心区边界线的交点为B(xa, yb)，与喷流减速区边界线的交点为C(xa, yc), 坐标点(xa, ya)的速度为 :
1.12.8.1.3、若xa＞x0，坐标点(xa, ya)处于对称中心轴线和喷流减速区边界线之间，直线x＝xa，与对称中心轴线的交点为B(xa, 0)，与喷流减速区边界线的交点为C(xa, yc), 坐标点(xa, ya)的速度为 :
上式中，Vaxis通过将xa带入式[10]计算得到；
1.12.8.2、当
时, 分三种情况：
1.12.8.2.1、若xa≤x0，坐标点(xa, ya)处于喷流核心区边界线和滑流主流区边界线之间，直线x＝xa，与喷流核心区边界线的交点为B(xa, yb)，与滑流主流区边界线的交点为C(xa, yc), 坐标点(xa, ya)的速度为：
1.12.8.2.2、若
坐标点(xa, ya)处于对称中心轴线和滑流主流区边界线之间，直线x＝xa，与对称中心轴线的交点为B(xa, 0)，与滑流主流区边界线的交点为C(xa, yc), 坐标点(xa, ya)的速度为：
上式中，Vaxis通过将xa带入式[10]计算得到；
1.12.8.2.3、若
坐标点(xa, ya)处于对称中心轴线和喷流减速区边界线之间，直线x＝xa，与对称中心轴线的交点为B(xa, 0)，与喷流减速区边界线的交点为C(xa, yc), 坐标点(xa, ya)的速度为 :
上式中，Vaxis通过将xa带入式[10]计算得到；
1.12.9、坐标点(xa, ya)处于滑流衰减区时，Va的计算采用沿Y轴方向线性插值方法获取，分两种情况：
1.12.9.1、若
坐标点(xa, ya)处于滑流区边界线和滑流衰减区边界线之间，直线x＝xa，与滑流衰减区边界线的交点为B(xa, yb)，与滑流区边界线的交点为C(xa, yc), 坐标点(xa, ya)的速度为：
1.12.9.2、若
坐标点(xa, ya)处于滑流区边界线和喷流减速区边界线之间，直线x＝xa，与喷流减速区边界线的交点为B(xa, yb)，与滑流区边界线的交点为C(xa, yc), 坐标点(xa, ya)的速度为：
至此，完成涡桨飞机尾喷流速度场的计算。

专利类型：发明申请