某大型运输机发动机尾喷口射流参数研究

黄爱华,段红春

(1.成都航空职业技术学院 航空维修工程系,四川 成都 610000;2.四川成发航空科技股份有限公司,四川 成都市 610503)



某大型运输机发动机尾喷口射流参数研究

黄爱华1,段红春2

(1.成都航空职业技术学院 航空维修工程系,四川 成都 610000;2.四川成发航空科技股份有限公司,四川 成都市 610503)

通过分析某大型运输机发动机尾喷口射流的基本情况,结合某大型运输机发动机的实际情况计算出某大型运输机发动机尾喷口射流的速度、温度分布规律以及射流扩散角,为某飞机气动外形设计、发动机安装推力的评定及评估射流对机身的影响提供了依据.

射流极点; 速度; 温度; 分布; 扩散角

某大型运输机发动机将作为XX型飞机的动力装置[1],根据飞机设计的要求,需对某大型运输机发动机尾喷口射流参数进行计算,以便确定某大型运输机发动机尾喷口射流对飞机的影响.

1 尾喷口射流的基本情况

某大型运输机发动机的尾喷口属亚音速喷口,意味着固体边界不会对喷口后气体产生影响,在空间内形成了自由扩散的射流,并且此射流的流动状态是紊流,因此可判断尾喷口射流中存在大量无规则运动的小团质量.小团质量通过横断方向进行运动以达到边界外,在此过程中会将冲量转移到静止流体层当中.其中部分射流在运动时周围流体会渗入,这会影响到射流的速度,在此背景下便会呈现出射流宽度逐渐增大、射流质量逐渐增加,同时边界上的速度会持续降低的情况.

紊流射流的边界层主要由射流速度降低部分与周围流体带走的部分构成,并且随着流动的加深,其边界层会逐渐增宽.假定某大型运输机发动机喷口射流在喷管出口处速度是一致的,则可得出射流边层的宽度在初始阶段为0，并且此时的边层代表的是射流柱的放射表面,它和喷管的出口是相连接的(见图1).

通过对图1进行分析,能够看出射流边层外界与静止流体相接触的过程中,与气流轴线的平行的分速度为0(vx2=0).

图1 某发动机尾喷口射流的扩散

边层里边是定值速度的核心气流，是未经扰动的流动,其速度等于出口速度(vx1=v0).

随着喷管出口的远离及随边层的扩大,定值速度的核心流的宽度越来越窄.这个过程继续下去,当宽度到达一定值时未经扰动的核心气流便消失.

紧接着所有的边层气流会占据截面,并且对射流的轴心进行侵蚀,射流愈来愈宽,轴心上的速度也随之下降(见图2).

图2 某发动机尾喷口射流

所谓转折截面,是指定速核心完全消灭后的射流截面.初始段射流是指转折截面与出口间的射流; 射流极点是指射流外边界的交点; 主体段则是指转折截面的射流.

2 尾喷口射流扩散角的计算

研究表明[3],射流边界是一条径线,其无因次坐标ψTP为

(1)

式中:ψTP为射流边界的无因次纵坐标,ψTP的值可通过射流理论来进行计算;RTP为任意一截面(主体段)上边层射流宽度的一半;x为截面与极点之间的距离;a是系数.由于发动机尾喷口是轴向对称的,因此可得出射流的ψTP为3.4,在经过试验后可求得a的值.在此过程中,射流在喷管出口处速度都等于v0,根据经验取a=0.066.

3 在射流边界内沿程截面的速度分布

3.1 截面上任一点的速度与其轴心速度的关系

研究表明,任何一截面上,横段方向的分速度和纵向的速度比起来总是很小的.取x轴与气流的对称轴相合,由于分速vy的速度较小,因此在计算的过程中可忽略不计.此时,射流的速度便是x向分速度(v=vx),以后谈到的速度均指射流的x向分速度.

通过研究与分析,边层中的射流在横截面上的速度是相同的.无因次速度与无因次距离之间的关系可以表示为

(2)

式中：v指射流中所测量的那一点的速度；vm是测量点所在截面中心的速度.公式用于射流的初始段时,RTP是指该测量点所在截面上边层的全部宽度,vm等于喷管出口速度v0,而y是由测量点到边层与定值速度的核心流接界处的距离.公式用于射流的主体段时,RTP指该截面边层宽度的一半,y是测量点到其轴心的距离(见图3).

图3 某发动机尾喷口射流参数计算用图

在主体段上,RTP与该截面至喷管出口距离s的关系为

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

式中:R0为某大型运输机发动机尾喷口半径,R0=0.514 m[1],所以RTP=0.2244 s+0.507

将以上结果带入式(2),得

主体段上测量点的速度v

(3)

在初始段上,RTP按几何关系可以表示为

(4)

初始段上测量点的速度v

(5)

3.2 任一截面上中心速度与喷管出口速度的关系

主体段上任一截面上中心速度vm可按下式求出

(6)

将a=0.066,R0=0.514带入式(6)得

(7)

以地面起飞状态(v0=450 m·s-1)[2]为例,在主体段距喷口为s的截面上,中心线上的速度vm

(8)

该截面上到中心距离为y处的速度

(9)

初始段上测量点的速度

(10)

4 在射流边界内沿程截面的温度分布

速度场的相似性给予温度场以相似性,更重要的是此相似性与射流质量的交换具有直接关系.除此之外,导致射流边层中的温度不断变化的原因是由于射流与周围环境介质作了交换.研究温度时,我们取大于外界值的那部分差额.通常,取以下温度差额:

①ΔT,ΔT为射流中指定点的温度与外界环境温度之差，ΔT=T-TH;②ΔTm,ΔTm为射流轴线上的温度与外界环境温度之差，ΔTm=Tm-TH;③ΔTo,ΔTo为射流初始截面(喷管出口)的温度与外界环境温度之差，ΔT0=T0-TH.

试验证明,自由射流中温度差额的分布性质与速度的分布性质是相似的.在有定值速度的核心流的初始阶段,温度也是定值,等于出口温度.在主体段中,温度边层也随着与喷口的远离而扩散,而气流轴线上的温度差额则随之下降.

按射流理论可以得到射流横截面上的温度分布规律:

(11)

在射流主体段上,RTP=0.224 4s+0.507,将之代入式(11)可得截面上各点的温度与其中心线上温度的关系:

(12)

温度沿射流主体段轴线的分布规律可以表示为

(13)

将a=0.066,R0=0.514代入式(13),得主体段上射流轴线温度与初始温度的关系:

(14)

在初始段,截面上各点的温度

(15)

以地面起飞状态(T0=520 K)为例,在主体段距喷口为s的截面上,中心线上的温度由

(16)

得

(17)

该截面上到中心距离为y处的温度由

(18)

得

(19)

在初始段,截面上测量点的温度由

(20)

得

(21)

5 试飞验证

某大型运输机已经过近几年的试飞,通过多架飞机的长期试飞验证,本文提供的发动机尾喷口射流的速度分布、温度分布及射流扩散角等参数对飞机机身和安装推力的影响与预先评估的结论一致,证实本研究结论具有较高的可信度.

6 结论

(1) 在射流边界内沿程截面的速度分布,可用截面上任一点的速度与其轴心速度的关系及任一截面上中心速度与喷管出口速度的关系来描述.

(2) 在射流边界内沿程截面的温度分布与速度场的分布具有相似性.

(3) 某大型运输机发动机尾喷口属亚音速喷,以上结论是否适用于超音速喷口需要进一步研究加以验证.

[1] 成都发动机(集团)有限公司.某发动机总体性能计算报告[R].成都:成都发动机(集团)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] 成都发动机(集团)有限公司.某发动机技术维护使用手册[R].成都:成都发动机(集团)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] 阿勃拉莫维奇.实用空气动力学[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

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

V 231.3

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1672-5581(2016)03-0277-04