采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道的制作方法
【专利摘要】本发明提供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、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。本发明可在利用埋入式进气道口面主旋涡的进气增强功能之后，通过涡流发生器产生顺流向不断向进气道进口两侧扩张的次旋涡，并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进口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，巧妙地避免了主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、降低畸变指数以及改善进气能力的目的。
【专利说明】采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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。
[0003]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】
[0004]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。
[0005]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:
[0006]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。
[0007]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。
【专利附图】
【附图说明】
[0008]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。
[0009]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。
[0010]图3是图2中沿B-B方向的剖视图。
[0011]图4是图2中沿C-C方向的剖视图。
[0012]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】
[0013]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I包括位于整个进气道进口I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 I两侧的棱边10呈扩张型，从而使得进气道进口 I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 I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。
[0014]请参阅图5，所述微型涡流发生器5 —般采用薄片形式，其厚度在2mm以内，高度低于机身边界层13厚度的40%，使用数量在2?6片之间。所述微型涡流发生器5的工作面14可为矩形、切角矩形或平行四边形，与来流方向呈一定夹角对称地安装在埋入式进气道的导流面2上，该夹角一般在10°?40°之间，且大于埋入式进气道进口 I的两侧棱边直线10与来流方向的夹角。为了将涡流发生器5牢靠地安装在导流面2上，防止其脱落而损伤涡轮发动机7，所述导流面2上开设有安装缝15，所述涡流发生器5设有平整的工作面14及自工作面14弯折插入安装缝15内的安装面16。
[0015]请再结合图2至图4，本发明的采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道在使用时，发动机所需的气流17从进气道进口 I顺导流面2进入埋入式进气道内，在此过程中进气道进口 I两侧形成了一对沿流向不断增强的口面主旋涡11。该主旋涡在诱导主流17进入进气道内的同时，也卷入了大量的机身边界层13，导致了明显的总压掺混损失。与此同时，设置在导流面2上的涡流发生器5将发挥其控制作用，其诱导的多对次旋涡18顺流向不断向两侧扩张，并将进气道进口 I两侧的主旋涡11 口外推挤，使得大部分旋涡气流通过“凹”字形的进气道进口 I后端的两个光顺溢流槽9排出进气道外。为此，埋入式进气道的口面主旋涡11在形成且充分发挥其进气增强功能之后，在涡流发生器5和进气道进口I的组合控制作用下，又被排出了埋入式进气道之外，从而减小了旋涡掺混导致的总压损失和旋涡驱动横向迁移导致的总压畸变，故达到了扬长避短、提高气动性能的目的。
[0016]在实际应用中，为了获得涡流发生器5和进气道进口 I之间良好的匹配效果，取得最佳的控制效果，还需要根据口面主旋涡11和涡流发生器次旋涡18的具体发展情况，对涡流发生器5的流向和展向位置、安装角度、数量以及进口 I中溢流槽9的宽度和长度等参数进行细致选取。
[0017]设计实例分析:
[0018]以飞行马赫数0.6为巡航点，设计了一个常规埋入式进气道方案和一个采用组合式口面旋涡控制方法的高性能埋入式进气道方案，并采用三维数值模拟技术对其性能进行了分析。仿真结果表明，本发明所提出的设计意图得到了较好的体现，其气动性能相比常规埋入式进气道方案有较为明显的提高，相关性能参数对比如表1所列。
[0019]表1常规埋入式进气道和本发明埋入式进气道方案的性能对比(仿真结果)
【权利要求】
1.一种采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道，其特征在于: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，并且分别与对应的两个溢流槽相匹配。
2.根据权利要求1所述的采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道，其特征在于:所述进气道进口形状呈横置的“凹”字形；且所述每个溢流槽的相对的外侧缘及内侧缘互相平行。
3.根据权利要求1或2所述的采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道，其特征在于:所述导流面上开设有安装缝，所述涡流发生器设有平整的工作面及自工作面弯折插入安装缝内的安装面。
4.根据权利要求3所述的采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道，其特征在于:所述微型涡流发生器的工作面为正矩形、切角矩形或平行四边形，工作面与来流方向呈一定夹角对称地安装在埋入式进气道的导流面上，该夹角在10°?40°之间，大于所述进气道进口两侧棱边与来流方向的夹角。
5.根据权利要求4所述的采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道，其特征在于:所述微型涡流发生器采用薄片形式，其厚度在2mm以内，高度低于机身边界层厚度的40%，数量在2?6片之间。
【文档编号】F02C7/04GK103939216SQ201410178939
【公开日】2014年7月23日 申请日期:2014年4月29日 优先权日:2014年4月29日
【发明者】谭慧俊, 孙姝, 张悦, 陈昊, 李光胜 申请人:南京航空航天大学