[发明专利]采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种埋入式进气道。

背景技术

埋入式进气道是一种将进口埋入机身或机翼之中，且不呈现任何突起部分的特殊亚声速进气道。由于其具有较低的迎风阻力、较好的隐身性能、便于箱式发射和维修保养等诸多优点，故受到了国内外研究者的广泛关注，并在国外的多个飞行器型号上被作为推进系统的主进气道使用。如图1所示，展示了一种现有的进气口A为矩形的埋入式进气道。由于现有的埋入式进气道无法设置边界层隔道，使得大量的机体边界层气流被卷吸进入内通道，为此与传统皮托式或S弯进气道相比，其出口总压恢复系数较低、流场畸变指数较高。同时，埋入式进气道也无法直接利用来流冲压，故进气能力也相对较差。为了提高埋入式进气道的进气能力，现有方案中往往采用了较锐的进口棱边设计，以利用其产生强旋涡来诱导主流进入进气道内。然而，该旋涡在增强埋入式进气道进气能力的同时，也使得其内流场的组织难度加大，并进一步增加了其总压损失和流场畸变。最近，南京航空航天大学提出了一种基于旋涡排泄的方法来对该口面旋涡进行控制，通过在内通道开设放气口，可在利用旋涡的进气增强能力之后将其排除进气道外，从而避免其带来的不利影响。研究表明这种措施是有效的，但是会占用一定的机体空间，并增加其结构复杂性。

为此，需要发展新的埋入式进气道口面旋涡控制方法，以在提高总压恢复系数、改善进气能力的同时，而不显著增加其结构复杂程度。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道，可提高埋入式进气道的总压恢复系数、降低总压畸变，并改善进气能力。

为达到上述目的，本发明采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道可采用如下技术方案：

一种采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道，包括进气道进口、导流面、侧壁、后唇口、安装在导流面上的若干微型涡流发生器；所述进气道进口包括位于整个进气道进口前部的主进口及自主进口的后部两侧向后延伸的一对溢流槽；所述进气道进口两侧的棱边呈扩张型，进气道进口的宽度自前向后逐渐增加；所述后唇口前端位于所述两溢流槽之间，并将该两溢流槽分隔开；所述若干微型涡流发生器对称设置并且分别与两个溢流槽相匹配。

本发明通过涡流发生器和进气道进口两侧溢流槽的组合控制，可在利用埋入式进气道口面主旋涡的进气增强功能之后，通过涡流发生器生成顺流向不断向进气道进口两侧扩张的次旋涡，并利用次旋涡将进气道进口两侧的主旋涡向进口外推挤，使得大部分旋涡气流通过后端的两个光顺溢流槽排出进气道外。为此，能够在实现埋入式进气道优势的同时，巧妙地避免了旋涡带来的不利气动影响，从而达到了提升埋入式进气道总压恢复系数、降低畸变指数的、改善进气能力的目的。同时本发明还具有结构简单，易于实现，基本不占用机体空间等优点。

附图说明

图1是现有技术中一种使用埋入式进气道飞行器的示意图。

图2是本发明采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道设置于飞行器上的正视示意图。

图3是图2中沿B-B方向的剖视图。

图4是图2中沿C-C方向的剖视图。

图5是本发明采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道中微型涡流发生器及其安装的立体示意图。

具体实施方式

请参阅图2至图4所示，本发明公开了一种采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道，包括进气道进口1、导流面2、侧壁3、后唇口4、安装在导流面2上的若干微型涡流发生器5、进气道内通道6。所述进气道内通道连通飞行器上的涡轮发动机7。所述进气道进口1包括位于整个进气道进口1前部的主进口8及自主进口8的后部两侧向后延伸的一对溢流槽9。所述进气道进口1两侧的棱边10呈扩张型，从而使得进气道进口1的宽度自前向后逐渐增加，这样在进气时能能够生成较强的口面进气主旋涡11。所述后唇口4前端位于所述两溢流槽9之间，并将该两溢流槽9分隔开；所述若干微型涡流发生器5对称设置，并且分别与对应的溢流槽9相匹配。如前所述的主进口8以及两溢流槽9使得所述进气道进口1形成横置的“凹”形；且所述每个溢流槽9的相对的外侧缘(即前述的棱边)10及内侧缘12互相平行。