CN104443402A - 一种飞行器的埋入式进气道结构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞行器进气道领域，涉及一种飞行器的埋入式进气道结构。包括埋入式进气道和飞行器，埋入式进气道分进气口、出气口以及进气道，进气口安装在飞行器的表面，出气口与飞行器的发动机的进气口连通，在进气道内开有若干喷气孔，从发动机的风扇或压气机后引出一根引气导管与各个喷气孔连通。喷气孔布置在进气道内的边界层气流潜在分离区的上游即前唇口导流面附近。喷气孔轴线与前唇口导流面呈倾斜角度。本发明的有益效果在于：结构简单，便于实施，显著提高埋入式进气道的总压恢复系数，有效降低畸变指数。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器进气道领域，具体的说是涉及一种飞行器的埋入式进气道结构。
背景技术
埋入式进气道是将进口和飞行器融合为一体，没有任何突起部分的特殊进气道。埋入式进气道不仅由于迎风面积小能够有效降低飞行器的迎风阻力和雷达散射面积，而且其与弹体的融合使得弹体的尺寸减小，有利于安装、运输和多平台发射。因此，埋入式进气道正在受到越来越广泛的关注和应用。但是，埋入式进气道的进口完全置于弹体附面层的低能流中，不能像S形进气道那样利用来流冲压，仅依靠前唇口处的压力梯度和侧棱处的卷吸涡进气。当卷吸涡强度太小时，埋入式进气道的进气效果差；而当卷吸涡过强时进气道出口的畸变又会很大。
发明内容
本发明的目的在于解决上述问题，提供一种飞行器的埋入式进气道结构。
为了实现本发明的目的，本发明采用的技术方案为：
一种飞行器的埋入式进气道结构，包括埋入式进气道和飞行器，埋入式进气道分进气口、出气口以及进气道，进气口安装在飞行器的表面，出气口与飞行器的发动机的进气口连通，在进气道内开有若干喷气孔，从发动机的风扇或压气机后引出一根引气导管与各个喷气孔连通。
喷气孔布置在进气道内的边界层气流潜在分离区的上游即前唇口导流面附近。
喷气孔轴线与前唇口导流面呈倾斜角度。
本发明的有益效果在于：结构简单，便于实施，显著提高埋入式进气道的总压恢复系数，有效降低畸变指数。
附图说明
图1为本发明结构示意图，
图2为本发明的埋入式进气道结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明：
实施例： 参见图1，图2。
一种飞行器的埋入式进气道结构，包括埋入式进气道2和飞行器1，埋入式进气道分进气口201、出气口202以及进气道203，进气口201安装在飞行器1的表面，出气口201与飞行器1的发动机3的进气口连通，在进气道203内开有若干喷气孔204，从发动机3的风扇或压气机后引出一根引气导管4与各个喷气孔204连通。
喷气孔204布置在进气道203内的边界层气流潜在分离区的上游即前唇口导流面附近。
喷气孔204轴线与前唇口导流面呈倾斜角度。
本发明原理：引气导管4将从发动机3的风扇或压气机而来的高压气流导入埋入式进气道2。由于引气导管4内气流与进气道边界层气流之间的压差，气流将以特定的角度从进气道喷气孔204内喷出，产生的漩涡将加强边界层气流和主流的掺混，从而抑制边界层的分离，减小流动损失。形成的漩涡起到了相当于叶片式涡流发生器的作用，可以显著改善埋入式进气道2的性能。所以，通过引气导管4从发动机3风扇或压气机后引气是实现基于喷气式涡流发生器的埋入式进气道提高出口总压恢复系数和降低畸变指数的有力手段。
本发明的实施例公布的是较佳的实施例之一也，但并不局限于此，本领域的普通技术人员，极易根据上述实施例，领会本发明的精神，并做出不同的引申和变化，但只要不脱离本发明的精神，都在本发明的保护范围内。
Claims (3)
1.一种飞行器的埋入式进气道结构，包括埋入式进气道和飞行器，埋入式进气道分进气口、出气口以及进气道，进气口安装在飞行器的表面，出气口与飞行器的发动机的进气口连通，其特征在于：在进气道内开有若干喷气孔，从发动机的风扇或压气机后引出一根引气导管与各个喷气孔连通。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器的埋入式进气道结构，其特征在于：喷气孔布置在进气道内的边界层气流潜在分离区的上游即前唇口导流面附近。
3.根据权利要求2所述的一种飞行器的埋入式进气道结构，其特征在于：喷气孔轴线与前唇口导流面呈倾斜角度。
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