%7 &7
78 8
%79: &79:
•))"*•
式中， 、" ———分別為噴管出口截面實(shí)際流速的平均軸向速度、相應(yīng)絕熱流動(dòng)的速度； 、" ———可以根據(jù)噴口截面上測(cè)量的總、靜壓及總溫平均值由氣動(dòng)函數(shù)表確定； " ———可應(yīng)用關(guān)系式 %& ’ ()（" "）也按氣動(dòng)函數(shù)表來確定。
速度損失系數(shù)計(jì)及了噴管總內(nèi)部損失。一般它表示為三個(gè)量的乘積， ( *& •+, •-.式中，*&、+,、-) —
—分別為考慮摩擦、激波及不均勻流動(dòng)的速度系數(shù)在設(shè)計(jì)狀態(tài)， )*&，隨工況的改變不明顯。（/）總壓恢復(fù)系數(shù) (0 ’0
1
0 0
式中，1、 ———別為噴管進(jìn)、出口截面測(cè)量的平均總壓�？倝夯謴�(fù)系數(shù)實(shí)質(zhì)上取決于噴管的工作狀態(tài)。
（2）流量系數(shù)
% ( )3. ’ )3.4,
式中，)3.、)3.4, ———分別為通過噴管的氣體實(shí)際流量與理論流量。)3.由試驗(yàn)確定。)3.4,按流量方程確定，這時(shí)取 （."）(5，總壓和總溫與噴管進(jìn)口的值相等。
（6）推力系數(shù)
78 (8’84,
式中，8、84, ———分別為噴管的實(shí)際推力和理論推力。8在試驗(yàn)器上用測(cè)力法測(cè)定，且計(jì)及了附加力對(duì)臺(tái)架運(yùn)動(dòng)部分的作用。噴管的理論推力按理論出口沖量與實(shí)際進(jìn)口沖量之差來計(jì)算
)% 3. 9（" "）
/ && : 5;< = )3. 9（ " 1）
/ && : 5;<
84, ( 1
與速度損失系數(shù)區(qū)別之處是推力系數(shù)考慮了噴管中的所有損失，無論是內(nèi)部損失還是氣體在噴管中的不完全膨脹或過渡膨脹的損失。（>）沖量系數(shù) ? (?’?4,
式中，?、?4, —
—分別為噴管實(shí)際沖量和理論沖量。沖量系數(shù)與速度系數(shù)一樣，是估價(jià)噴管中內(nèi)部損失的一個(gè)參數(shù)。 /@噴管試驗(yàn)內(nèi)容噴管試驗(yàn)是在試驗(yàn)臺(tái)上模擬發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)的各種工作狀態(tài)，進(jìn)行全尺寸試件和縮尺試
件的試驗(yàn)，其目的為： ’測(cè)量噴管性能數(shù)據(jù)，試驗(yàn)研究噴管主要幾何尺寸及進(jìn)口參數(shù)對(duì)噴管氣動(dòng)熱力學(xué)特性
的影響，為噴管的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參數(shù)和性能優(yōu)化依據(jù)。 (試驗(yàn)研究噴管內(nèi)、外流流動(dòng)機(jī)理，驗(yàn)證理論設(shè)計(jì)和三維數(shù)值模擬的正確性。 )考驗(yàn)噴管結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、工作可靠性及與發(fā)動(dòng)機(jī)、控制系統(tǒng)的匹配。
*測(cè)定噴管與飛機(jī)后機(jī)身之間的干擾阻力，為飛機(jī) ’發(fā)動(dòng)機(jī) ’噴管的一體化設(shè)計(jì)提供依據(jù)。
（5）內(nèi)流及外流試驗(yàn)
•556A•
研究噴管內(nèi)部氣流流動(dòng)現(xiàn)象和內(nèi)特性，是噴管試驗(yàn)的基本和重要內(nèi)容，一般在噴管方案設(shè)計(jì)階段進(jìn)行內(nèi)流試驗(yàn)。主要試驗(yàn)內(nèi)容有：
試驗(yàn)研究推力特性、推力矢量特性和推力反向特性。對(duì)于常規(guī)噴管，即推力矢量不偏轉(zhuǎn)的噴管，實(shí)際推力即為試驗(yàn)中測(cè)得的推力。對(duì)于矢量噴管，實(shí)際總推力為試驗(yàn)時(shí)所測(cè)取的各推力分量的合力：
"
%&’%( ’%)式中， &、( ———分別為 &、(方向?qū)崪y(cè)推力；
* * +———主流軸向推力。 "試驗(yàn)研究流量特性。對(duì)于矢量噴管，研究噴管膨脹比 , 和矢量角 -對(duì)流量系數(shù) %的影響，即給出 % .（ ，-）的關(guān)系曲線。
&測(cè)定噴管內(nèi)壁壓力,分布和出口氣流總、靜壓分布，研究流場(chǎng)特性并采用紋影儀攝取噴管內(nèi)部和出口波系分布。在模擬試驗(yàn)器上測(cè)得的結(jié)果應(yīng)與發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，并確定模型和真實(shí)噴管之間的差異、尺寸效應(yīng)和雷諾數(shù) /,的影響。
’進(jìn)行噴管外流試驗(yàn)。在風(fēng)洞試驗(yàn)中同時(shí)模擬噴管內(nèi)部氣流流動(dòng)現(xiàn)象和外流的試驗(yàn)，研究飛行狀態(tài)下噴管排出的氣流與飛機(jī)后機(jī)體外部氣流之間的相互干擾、雙發(fā)噴管排出氣流之間的相互干擾及對(duì)噴管推力的影響。
（%）部件試驗(yàn)
部件試驗(yàn)主要是考驗(yàn)噴管機(jī)械構(gòu)件的結(jié)構(gòu)完整性、運(yùn)行機(jī)構(gòu)可行性和工作可靠性、噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配、噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的匹配，是噴管定型之前必須進(jìn)行的試驗(yàn)�？捎脝蝹�(gè)部件在全尺寸模擬試車臺(tái)上進(jìn)行試驗(yàn)，或在整機(jī)上對(duì)全尺寸噴管作地面臺(tái)架試驗(yàn)，模擬高空試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。
（0）紅外輻射試驗(yàn)和排氣噪聲測(cè)量按規(guī)定方位角、俯仰角、帶通、高度及發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)，測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的紅外輻射強(qiáng)度和光譜特性。
定義發(fā)動(dòng)機(jī)后部中心線的延長(zhǎng)線為 12方位角和 12俯仰角位置，取方位角從 12、32、412、 432、%12、012、512、312、612、712、4032和 4812；俯仰角為 12、32、412、432、%12、012、512、312、612和 712；紅外輻射帶通條件為 4 90%:，0 93%:，8 941%:，41 94%%:。4% 945%:；高度為 44;:；發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)為：最大、中間和小加力狀態(tài)。進(jìn)行有、無紅外抑制措施的對(duì)比試驗(yàn)。
在室外試車臺(tái)，零件與地面最小距離為 %< 3:下測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噪聲。地面不應(yīng)有對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲場(chǎng)產(chǎn)生重大影響的障礙物；在無雨、雪、冰雹、相對(duì)濕度為 01= 9 71=，環(huán)境溫度為 1 9 01>，風(fēng)速小于 %< 8: ? @的情況下進(jìn)行試驗(yàn)。
0<試驗(yàn)設(shè)備
（4）模型試驗(yàn)器圖 8 A3 A3示出軸向進(jìn)氣噴管模型試驗(yàn)器。主流和次流分別引入主噴管和引射管，利用推力傳感器測(cè)量推力。類似的還有徑向進(jìn)氣噴管試驗(yàn)器。
圖 8 A3 A6示出超聲速噴管的試驗(yàn)段。被試模型 0掛在殼體的柔性鋼帶 %上，使噴管能在氣動(dòng)合力作用下位移。氣動(dòng)力由測(cè)力機(jī)構(gòu) 5感受，為考慮鋼帶及連接器的剛性，測(cè)力機(jī)構(gòu)要預(yù)先進(jìn)行校準(zhǔn)。設(shè)備上裝有儀表，用來測(cè)量總溫和進(jìn)出口總壓沿徑向的分布、靜壓
中國航空網(wǎng) www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機(jī)檢測(cè)與維修實(shí)用手冊(cè) 4(29)
