CN106218865A - 一种飞机前体涡流动控制装置 - Google Patents

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赵振山
马晓光
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AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
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AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means

Abstract

一种飞机前体涡流动控制装置，包括前体涡破碎器和多个导流片，前体涡破碎器沿流向安装于飞机前体棱线上方、进气道进口前方；多个导流片依次安装于前体涡破碎器后方，原低能流流向路径上，对前体涡破碎器后的低能流进行导流，使其不流进进气道入口，而是沿进气道外罩与机身间的沟槽向后流动。其结构简单，易于安装维护、流动控制效果显著。在典型飞行状态，可以提高进气道总压恢复系数1％以上、降低流场畸变指标值30％以上。

Description

一种飞机前体涡流动控制装置
技术领域
本发明属于航空气动力技术领域，具体涉及一种飞机前体涡流动控制装置。
背景技术
进气道作为推进系统的重要组成部分，其性能的好坏将直接影响发动机乃至整架飞机的性能。现代飞机，气流在进入进气道之前通常要流经机身表面，在特定飞行状态下会产生机体涡、棱线涡，这些前体涡如不加以控制，其进入进气道必将导致进气道性能的降低、流场畸变的增加，降低飞机推力，造成进/发匹配性能恶化。飞机在进行飞行时，由于前机身棱线以及进气道布局的原因，会导致前机身诱导的前体涡被吸入进气道，从而造成进气道进口气流品质的恶化，导致内流分离，进而造成总压恢复的降低、流场畸变增大，对进/发匹配产生不良影响，造成飞行安全隐患。
发明内容
基于以上不足之处，本发明提供一种飞机前体涡流动控制装置，可对前体涡进行破碎或改变前体涡的流动发展方向，从而改善进气道进口气流品质。
本发明所采用的技术如下：一种飞机前体涡流动控制装置，包括前体涡破碎器和多个导流片，前体涡破碎器沿流向安装于飞机前体棱线上方、进气道进口前方；多个导流片依次安装于前体涡破碎器后方，原低能流流向路径上，对前体涡破碎器后的低能流进行导流，使其不流进进气道入口，而是沿进气道外罩与机身间的沟槽向后流动。
本发明还具有如下技术特征：
1、所述的前体涡破碎器高度与当地涡的高度相当，长度为高度的1.5倍。
2、所述的导流片高度与当地低能流高度相当，长度为高度的1.8倍，安装角度与原流向夹角为15°。
本发明的优点是：其结构简单，易于安装维护、流动控制效果显著。在典型飞行状态，可以提高进气道总压恢复系数1％以上、降低流场畸变指标值30％以上。
附图说明
图1为本发明的一种飞机前体涡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发明做进一步解释：
实施例1
如图1所示，一种飞机前体涡流动控制装置，包括前体涡破碎器1和3个导流片2，前体涡破碎器1沿流向安装于飞机前体棱线上方、进气道进口前方；3个导流片2依次安装于前体涡破碎器1后方，原低能流流向路径上，对前体涡破碎器1后的低能流进行导流，使其不流进进气道入口，而是沿进气道外罩与机身间的沟槽向后流动。所述的前体涡破碎器1高度与当地涡的高度相当，长度为高度的1.5倍。所述的导流片2高度与当地低能流高度相当，长度为高度的1.8倍，安装角度与原流向夹角为15°。本实施例可以针对因机身前体棱线存在而生成的前体涡进行破碎，大涡破碎后形成的低能流再采用导流片进行导流，改变其固有流动方向，使其不进入进气道而向后流动。
数值仿真时，只要安装前体涡控制装置，飞机飞行时产生的前体涡就可以有效的被破碎、导流，而不进入进气道入口，进气道性能得到明显提高，出口畸变指标明显降低。其在真实飞机流动控制时的方法是：将满足强度等要求的金属薄板，通过螺丝连接固定于飞机特定位置。

Claims (3)

1.一种飞机前体涡流动控制装置，包括前体涡破碎器(1)和多个导流片(2)，其特征在于：前体涡破碎器(1)沿流向安装于飞机前体棱线上方、进气道进口前方；多个导流片(2)依次安装于前体涡破碎器(1)后方，原低能流流向路径上，对前体涡破碎器(1)后的低能流进行导流，使其不流进进气道入口，而是沿进气道外罩与机身间的沟槽向后流动。
2.根据权利要求1所述的一种飞机前体涡流动控制装置，其特征在于：所述的前体涡破碎器(1)高度与当地涡的高度相当，长度为高度的1.5倍。
3.根据权利要求1所述的一种飞机前体涡流动控制装置，其特征在于：所述的导流片(2)高度与当地低能流高度相当，长度为高度的1.8倍，安装角度与原流向夹角为15°。
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