一种超音速进气道内流槽式吹吸气流动控制装置的制作方法

本实用新型属于航空气动力技术领域，具体涉及一种超音速进气道内流槽式吹吸气流动控制装置。

背景技术：

目前世界上航空技术发达国家均开展了高隐身进气道内流主动流动控制研究。美国NASA相关的三大研究计划，即突破飞行器技术计划、超高效发动机技术计划和飞机技术计划，都重点强调了流动控制技术，并将其作为这三大研究计划的重要研究内容之一。超音速进气道由于管道本身的严重弯曲使得气流很难贴附于极度弯曲的管道壁面，诱导出很强的二次流、内管壁边界层叠加和产生脱体涡。边界层分离会显著降低总压恢复性能，增加发动机进口流场畸变，进而大大减小净推力，甚至会引起发动机失速。国外如NASA研究的进气道内流吹吸气孔式流动控制装置，可在一定程度上提高进气道总压恢复、降低出口流场畸变，但是孔式流动控制装置，流动控制效率低、系统的复杂性高，实用性差以及可维护性方面存在劣势。

技术实现要素：

基于以上不足之处，本实用新型提供一种超音速进气道内流槽式吹吸气流动控制装置，能过解决某超音速进气道内流存在局部流动分离导致总压恢复不高、出口流场畸变偏大的问题。

本实用新型所采用的技术如下：一种超音速进气道内流槽式吹吸气流动控制装置，包括槽式吹气和吸气流动控制装置，槽式吹气流动控制装置包括吹气槽和吹气角度生成管道，吹气槽与吹气角度生成管道连接，吹气槽位于超音速进气道内流流动分离区靠近进口位置，吹气角度生成管道用于形成与主流偏转气流特定角度的吹气高能流，吹气角度与进气道主流偏转角度成一定的夹角；槽式吸气流动控制装置包括吸气槽和吸气角度生成管道，吸气槽和吸气角度生成管道连接，吸气槽位于唇口正激波后，吸气角度生成管道用于形成特定的吸气角度，吸气角度顺气流方向。

本实用新型的优点是：槽式吹吸气相对孔式吹吸气，系统更加简单，气流吹气、吸气角度更加易于控制，控制效能更加显著，实用性更强，实际使用过程中便于对控制系统进行维护，具有孔式吹吸气无可比拟的优势。工程应用时，可以根据具体的需求选择采用吹气或吸气流动控制装置。本实用新型可在使用少量气流的条件下，有效消除流动分离，最大提高进气道总压恢复1.5％，同时降低出口流场畸变水平。

附图说明

图1为本实用新型的内流槽式吹气流动控制装置示意图；

图2为本实用新型的内流槽式吸气流动控制装置示意图。

具体实施方式

下面根据说明书附图举例对本实用新型做进一步解释：

实施例1

如图1-2所示，一种超音速进气道内流槽式吹吸气流动控制装置，包括槽式吹气和吸气流动控制装置，槽式吹气流动控制装置包括吹气槽1和吹气角度生成管道2，吹气槽1与吹气角度生成管道2连接，吹气槽1位于超音速进气道内流流动分离区靠近进口位置，吹气角度生成管道2用于形成与主流偏转气流特定角度的吹气高能流，吹气角度与进气道主流偏转角度成30°的夹角，削弱偏转产生有效的流动控制效果；工作时，通过该吹气角度生成管道2向吹气槽1内注入气流即可有效消除流动分离，提高进气道总压恢复、降低出口流场畸变。

槽式吸气流动控制装置包括吸气槽3和吸气角度生成管道4，吸气槽3和吸气角度生成管道4连接，吸气槽3位于唇口正激波后，吸气角度生成管道4用于形成特定的吸气角度，吸气角度顺气流方向，利于低能流吸出。

工作时，通过该吸气角度生成管道4吸除低能流即可有效消除流动分离，提高进气道总压恢复、降低出口流场畸变。

通过向进气道主流进行吹气，可增加边界层能量，减缓或者消除流动分离形成，吹进的高能流还可对靠近壁面的流体产生扰动，使二次流重新发展，使管道内流动变得更加均匀。吸气则可把边界层低能量气流抽走，避免边界层加厚、更大的低能量区形成、局部气流分离，吸气形成的旋涡还可对下游流动起到扰动作用，阻止低能量区增大。