黃愛華,段紅春

(1.成都航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 航空維修工程系,四川 成都 610000;2.四川成發(fā)航空科技股份有限公司,四川 成都市 610503)

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某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流參數(shù)研究

黃愛華1,段紅春2

(1.成都航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 航空維修工程系,四川 成都 610000;2.四川成發(fā)航空科技股份有限公司,四川 成都市 610503)

通過分析某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流的基本情況,結(jié)合某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際情況計(jì)算出某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流的速度、溫度分布規(guī)律以及射流擴(kuò)散角,為某飛機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、發(fā)動(dòng)機(jī)安裝推力的評(píng)定及評(píng)估射流對(duì)機(jī)身的影響提供了依據(jù).

射流極點(diǎn); 速度; 溫度; 分布; 擴(kuò)散角

某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)將作為XX型飛機(jī)的動(dòng)力裝置[1],根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)的要求,需對(duì)某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流參數(shù)進(jìn)行計(jì)算,以便確定某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流對(duì)飛機(jī)的影響.

1 尾噴口射流的基本情況

某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴口屬亞音速噴口,意味著固體邊界不會(huì)對(duì)噴口后氣體產(chǎn)生影響,在空間內(nèi)形成了自由擴(kuò)散的射流,并且此射流的流動(dòng)狀態(tài)是紊流,因此可判斷尾噴口射流中存在大量無規(guī)則運(yùn)動(dòng)的小團(tuán)質(zhì)量.小團(tuán)質(zhì)量通過橫斷方向進(jìn)行運(yùn)動(dòng)以達(dá)到邊界外,在此過程中會(huì)將沖量轉(zhuǎn)移到靜止流體層當(dāng)中.其中部分射流在運(yùn)動(dòng)時(shí)周圍流體會(huì)滲入,這會(huì)影響到射流的速度,在此背景下便會(huì)呈現(xiàn)出射流寬度逐漸增大、射流質(zhì)量逐漸增加,同時(shí)邊界上的速度會(huì)持續(xù)降低的情況.

紊流射流的邊界層主要由射流速度降低部分與周圍流體帶走的部分構(gòu)成,并且隨著流動(dòng)的加深,其邊界層會(huì)逐漸增寬.假定某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴口射流在噴管出口處速度是一致的,則可得出射流邊層的寬度在初始階段為0，并且此時(shí)的邊層代表的是射流柱的放射表面,它和噴管的出口是相連接的(見圖1).

通過對(duì)圖1進(jìn)行分析,能夠看出射流邊層外界與靜止流體相接觸的過程中,與氣流軸線的平行的分速度為0(vx2=0).

圖1 某發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流的擴(kuò)散

邊層里邊是定值速度的核心氣流，是未經(jīng)擾動(dòng)的流動(dòng),其速度等于出口速度(vx1=v0).

隨著噴管出口的遠(yuǎn)離及隨邊層的擴(kuò)大,定值速度的核心流的寬度越來越窄.這個(gè)過程繼續(xù)下去,當(dāng)寬度到達(dá)一定值時(shí)未經(jīng)擾動(dòng)的核心氣流便消失.

緊接著所有的邊層氣流會(huì)占據(jù)截面,并且對(duì)射流的軸心進(jìn)行侵蝕,射流愈來愈寬,軸心上的速度也隨之下降(見圖2).

圖2 某發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流

所謂轉(zhuǎn)折截面,是指定速核心完全消滅后的射流截面.初始段射流是指轉(zhuǎn)折截面與出口間的射流; 射流極點(diǎn)是指射流外邊界的交點(diǎn); 主體段則是指轉(zhuǎn)折截面的射流.

2 尾噴口射流擴(kuò)散角的計(jì)算

研究表明[3],射流邊界是一條徑線,其無因次坐標(biāo)ψTP為

(1)

式中:ψTP為射流邊界的無因次縱坐標(biāo),ψTP的值可通過射流理論來進(jìn)行計(jì)算;RTP為任意一截面(主體段)上邊層射流寬度的一半;x為截面與極點(diǎn)之間的距離;a是系數(shù).由于發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口是軸向?qū)ΨQ的,因此可得出射流的ψTP為3.4,在經(jīng)過試驗(yàn)后可求得a的值.在此過程中,射流在噴管出口處速度都等于v0,根據(jù)經(jīng)驗(yàn)取a=0.066.

3 在射流邊界內(nèi)沿程截面的速度分布

3.1 截面上任一點(diǎn)的速度與其軸心速度的關(guān)系

研究表明,任何一截面上,橫段方向的分速度和縱向的速度比起來總是很小的.取x軸與氣流的對(duì)稱軸相合,由于分速vy的速度較小,因此在計(jì)算的過程中可忽略不計(jì).此時(shí),射流的速度便是x向分速度(v=vx),以后談到的速度均指射流的x向分速度.

通過研究與分析,邊層中的射流在橫截面上的速度是相同的.無因次速度與無因次距離之間的關(guān)系可以表示為

(2)

式中：v指射流中所測(cè)量的那一點(diǎn)的速度；vm是測(cè)量點(diǎn)所在截面中心的速度.公式用于射流的初始段時(shí),RTP是指該測(cè)量點(diǎn)所在截面上邊層的全部寬度,vm等于噴管出口速度v0,而y是由測(cè)量點(diǎn)到邊層與定值速度的核心流接界處的距離.公式用于射流的主體段時(shí),RTP指該截面邊層寬度的一半,y是測(cè)量點(diǎn)到其軸心的距離(見圖3).

圖3 某發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流參數(shù)計(jì)算用圖

在主體段上,RTP與該截面至噴管出口距離s的關(guān)系為

RTP=3.4ax=3.4(as+0.29R0)=0.2244s+0.986R0

式中:R0為某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口半徑,R0=0.514 m[1],所以RTP=0.2244 s+0.507

將以上結(jié)果帶入式(2),得

主體段上測(cè)量點(diǎn)的速度v

(3)

在初始段上,RTP按幾何關(guān)系可以表示為

(4)

初始段上測(cè)量點(diǎn)的速度v

(5)

3.2 任一截面上中心速度與噴管出口速度的關(guān)系

主體段上任一截面上中心速度vm可按下式求出

(6)

將a=0.066,R0=0.514帶入式(6)得

(7)

以地面起飛狀態(tài)(v0=450 m·s-1)[2]為例,在主體段距噴口為s的截面上,中心線上的速度vm

(8)

該截面上到中心距離為y處的速度

(9)

初始段上測(cè)量點(diǎn)的速度

(10)

4 在射流邊界內(nèi)沿程截面的溫度分布

速度場(chǎng)的相似性給予溫度場(chǎng)以相似性,更重要的是此相似性與射流質(zhì)量的交換具有直接關(guān)系.除此之外,導(dǎo)致射流邊層中的溫度不斷變化的原因是由于射流與周圍環(huán)境介質(zhì)作了交換.研究溫度時(shí),我們?nèi)〈笥谕饨缰档哪遣糠植铑~.通常,取以下溫度差額:

①ΔT,ΔT為射流中指定點(diǎn)的溫度與外界環(huán)境溫度之差，ΔT=T-TH;②ΔTm,ΔTm為射流軸線上的溫度與外界環(huán)境溫度之差，ΔTm=Tm-TH;③ΔTo,ΔTo為射流初始截面(噴管出口)的溫度與外界環(huán)境溫度之差，ΔT0=T0-TH.

試驗(yàn)證明,自由射流中溫度差額的分布性質(zhì)與速度的分布性質(zhì)是相似的.在有定值速度的核心流的初始階段,溫度也是定值,等于出口溫度.在主體段中,溫度邊層也隨著與噴口的遠(yuǎn)離而擴(kuò)散,而氣流軸線上的溫度差額則隨之下降.

按射流理論可以得到射流橫截面上的溫度分布規(guī)律:

(11)

在射流主體段上,RTP=0.224 4s+0.507,將之代入式(11)可得截面上各點(diǎn)的溫度與其中心線上溫度的關(guān)系:

(12)

溫度沿射流主體段軸線的分布規(guī)律可以表示為

(13)

將a=0.066,R0=0.514代入式(13),得主體段上射流軸線溫度與初始溫度的關(guān)系:

(14)

在初始段,截面上各點(diǎn)的溫度

(15)

以地面起飛狀態(tài)(T0=520 K)為例,在主體段距噴口為s的截面上,中心線上的溫度由

(16)

得

(17)

該截面上到中心距離為y處的溫度由

(18)

得

(19)

在初始段,截面上測(cè)量點(diǎn)的溫度由

(20)

得

(21)

5 試飛驗(yàn)證

某大型運(yùn)輸機(jī)已經(jīng)過近幾年的試飛,通過多架飛機(jī)的長期試飛驗(yàn)證,本文提供的發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口射流的速度分布、溫度分布及射流擴(kuò)散角等參數(shù)對(duì)飛機(jī)機(jī)身和安裝推力的影響與預(yù)先評(píng)估的結(jié)論一致,證實(shí)本研究結(jié)論具有較高的可信度.

6 結(jié)論

(1) 在射流邊界內(nèi)沿程截面的速度分布,可用截面上任一點(diǎn)的速度與其軸心速度的關(guān)系及任一截面上中心速度與噴管出口速度的關(guān)系來描述.

(2) 在射流邊界內(nèi)沿程截面的溫度分布與速度場(chǎng)的分布具有相似性.

(3) 某大型運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口屬亞音速噴,以上結(jié)論是否適用于超音速噴口需要進(jìn)一步研究加以驗(yàn)證.

[1] 成都發(fā)動(dòng)機(jī)(集團(tuán))有限公司.某發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能計(jì)算報(bào)告[R].成都:成都發(fā)動(dòng)機(jī)(集團(tuán))有限公司,2006.

Chengdu Engine(Group) Co.,Ltd..Overall performance calculation of an engine[R].Chengdu:Chengdu Engine(Group) Co.,Ltd.,2006.

[2] 成都發(fā)動(dòng)機(jī)(集團(tuán))有限公司.某發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)維護(hù)使用手冊(cè)[R].成都:成都發(fā)動(dòng)機(jī)(集團(tuán))有限公司,1993.

Chengdu Engine(Group) Co.,Ltd.Technical maintenance manual for an Engine[R].Chengdu:Chengdu Engine(Group) Co.,Ltd.,1993.

[3] 阿勃拉莫維奇.實(shí)用空氣動(dòng)力學(xué)[M].北京:高等教育出版社,1955.

ABOLAMOWEIQI.Practical aerodynamics[M].Beijing:Higher Education Press,1955.

Parametric study on engine nozzle jet for specific large aerotransport

HUANG Ai-hua,DUAN Hong-chun

(1.CHENGDU AERONAUTIC POLYTECHNIC ,Department of Aviation Maintenance Engineering ,CHENGDU 610100;2.Sichuan Chengfa aero Polytron Technologies Inc,Chengdu 610503,china)

Based on the basic jet situation of a specific large aerotransport, the jet velocity distribution, temperature distribution and jet diffusion angle are calculated.Accordingly, this approach sets a reference to the pneumatic configuration design, engine installation thrust assessment and jet impact evaluation on fuselage..

jet pole; velocity; temperature; distribution; diffusion angle

黃愛華(1968-),女,副教授.E-mail:eaaaoo@163.com

V 231.3

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1672-5581(2016)03-0277-04