CN107762633A - 弹用高性能埋入式进气道及附面层去除方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于进气道结构设计技术，具体涉及一种弹用高性能埋入式进气道及附面层去除方法。本发明高性能埋入式进气道埋入设置在弹身内，其中，进气道进口与前弹身(1)表面融合，进气道出口与安装在弹身尾部的发动机(9)连接，吹气管路(12)设置在进气道外面，其一端与发动机压气机(13)连接，另一端开口于进气道进口处的导流斜板(2)上，用于吹除附面层。本发明从发动机压气机(13)引入的进气道附面层吹除气流流量可控，对主流的影响可控，能够有效改变低能流流动方向，并配合涡流发生器(4)将低能流从后缘缺口(7)排出弹体，提高进气道性能，具有极高的工程应用前景。

Description

弹用高性能埋入式进气道及附面层去除方法

技术领域

本发明属于进气道结构设计技术，具体涉及一种弹用高性能埋入式进气道及附面层去除方法。

背景技术

采用埋入式进气布局的进气装置，由于不要求机身有任何突起，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，而且其与机体的融合使得机体的尺寸减小，有利于安装、运输和多平台发射。因此，自从NACA 在60年代提出埋入式进气概念以来，世界各国许多大型飞机(A380)的辅助进气装置及隐身巡航导弹(AGM-129、AGM-158)的进气道均采用埋入式进气布局。由于没有设置隔道，所以附面层低能流处理成为了埋入式进气道性能提升及工程应用最大的障碍。

目前，在国内，埋入式进气道已经在部分产品中开始使用，但附面层的影响依然存在，会造成进气道性能大福下降，尤其是小流量状态，致使发动机性能损失较多。同时，会使进气道畸变边界较窄，导致导弹飞行边界较窄。目前国内外均采用附面层放泄技术来实现导弹埋入式进气道性能的提升，专利 CN102249004及专利CN101994570提出了基于涡流发生器的附面层两侧吹除法及边界层放气的解决措施以提高埋入式进气道的性能，专利ZL201318007259.5提出了一种基于涡流发生器的附面层后缘缺口吹除法以提高埋入式进气道的性能。但进气道前方加装涡流发生器会产生较大的气动阻力，此外，两侧吹除对附面层排除效果有限，漩涡排泄采用的是进入后排除，一方面放气区域难以根据进气道工作状态精确控制，同时还会造成一定的放气阻力，仅使用涡流发生器不足以使已进入进气道的附面层低能流从进气道两侧及后缘缺口有效排除。考虑到附面层控制对埋入式进气道性能提升的重要意义，因此，需要一种新的技术措施来解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是：提供一种能够有效去除进气道进气口处附面层的弹用高性能埋入式进气道及附面层去除方法。

本发明的技术方案是：本发明高性能埋入式进气道，埋入设置在弹身内，其中，进气道进口与弹身1表面融合，进气道出口与安装在后弹身尾部的发动机9连接，吹气管路12设置在进气道外面，其一端与发动机压气机13连接，另一端开口于进气道进口处的导流斜板2上，用于吹除附面层。

吹气管路12位于导流斜板处的开口为若干吹气孔。

吹气孔10的孔径宜在Φ0.5mm～1.0mm之间。

吹气孔10的间距宜在1mm～1.5mm之间。

进气道进口处的导流斜板2上设置有涡流发生器4。

进气道进口后唇缘两侧设置有后缘缺口7。

进气道进口后唇缘两侧设置有三个后缘缺口7，其中，两个位于后唇缘6 两侧，另一个位于中间，相对于两侧更靠近吹气孔10。

进气道进口两侧设置有两条侧棱3。

一种根据所述的高性能埋入式进气道的附面层去除方法，其通过吹气管路将发动机压气机处的气体引入进气道导流斜板处的开口，产生外吹气流，使得进气道出口处的附面层被排除出弹体之外。

本发明的技术效果是：本发明在基于涡流发生器的两侧及两侧后唇缘缺口附面层吹除法的基础上，增加了高压气体吹除措施，并在后唇缘中部开设了附面层排除缺口，当发动机压气机开始转动时，压气机后的高压气体通过引气管路流向附面层吹除区域，与通过进口导流斜板进入进气道的附面层低能流相互作用，使附面层低能流改变流动方向，由进气道出口方向向进气道后缘缺口方向流动，通过后缘缺口排出进气道，从而能够有效提高进气道性能。

考虑到不同的飞行工况及不同的发动机工作状态，压气机后压力不断变化，但是经过压气机的增压作用，总是会高于进气道进口压力，因此会一直形成一定流量的吹除气流。发动机状态高则埋入式进气道出口马赫数较高，埋入式进气道逆压梯度较小，因此附面层低能流排除难度较大，但考虑到此时压气机后压力相对较大，故吹除流量也足够大，因此，能对主流产生较大影响，有效改变低能流流动方向，提高进气道性能，具有极高的工程应用前景。

附图说明

图1是本发明弹用高性能埋入式进气道第一实施方式的结构示意图；

图2是图1的轴向剖视图；

图3是图1的俯视图；

图4是本发明弹用高性能埋入式进气道第二实施方式的结构示意图；

图5是图4的轴向剖视图；

图6是图4的俯视图；

其中，1-弹身，2-导流斜板，3-侧棱，4-涡流发生器，5-进气口，6-后唇缘，7- 后缘缺口，8-进气道，9-发动机，10-吹气孔，11-进气道出口，12-吹气管路， 13-压气机。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明：

参阅图1、图2、图3所示，其是本发明弹用高性能埋入式进气道第一实施方式的结构示意图。在本实施方式中，所述埋入式进气道附面层控制装置应用于以涡喷/扇发动机作为动力装置的飞航导弹中。所述高性能埋入式进气道包括导弹弹身1、进气道8、发动机9、吹气管13。其中，进气道8为埋入式也成沉入式进气道，进气道出口11与发动机9相连。进气道8包含进气口5、进气道出口11、吹气管路12。

其中，所述进气口5包含进气导流斜板2、两条侧棱3、后唇缘6，两个后缘缺口7、涡流发生器4。所述涡流发生器设置于导流斜板2上，涡流发生器5 下游。所述后唇缘6上游区域的进气导流斜板2上开设有吹气孔10，吹气孔10 的孔径宜在Φ0.5mm～1.0mm之间，小孔的间距宜在1mm～1.5mm之间，并均匀分布，与进气道8内流接触，以形成稳定均匀气流，吹动附面层。

本实施方式中，后缘缺口7为两个，分别位于后唇缘6两侧，以利于附面层低能流顺利排出。所述吹气孔10通过吹气管路12与发动机压气机13后引气接口相连，发动机工作时，为吹气孔10提供高压气体，迫使附面层低能流改变流动方向，向进气道5两侧后唇缘6方向流动，利于附面层低能流顺利排出。

请同时参阅图4、图5和图6，其给出了本发明弹用高性能埋入式进气道第二实施方式的结构。该实施方式中，本发明弹用高性能埋入式进气道结构与上一实施方式相似，不同点在于，进气道出口后唇缘开设有三个后缘缺口，其中，两个位于后缘两侧，另一个位于中间，相对于两侧更靠近吹气孔。

当发动机压气机开始转动时，压气机后的高压气体通过引气管路流向附面层吹除区域，与通过进口导流斜板进入进气道的附面层低能流相互作用，使附面层低能流改变流动方向，并配合涡流发生器使附面层低能流通过后缘缺口排出进气道，从而能够有效提高进气道性能。

另外，由于后缘缺口为三个，中间的后缘缺口形成一定反射角度，可以减少进气道后唇缘散射，提高进气道隐身性能。

综上所述本发明埋入式进气道具有极高的工程应用前景。

本发明具体实现的方法和途径较多，以上所述仅仅是本发明的优选实施方案，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应被视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

Claims (9)

1.高性能埋入式进气道，其特征在于，埋入设置在弹身内，其中，进气道进口与前弹身(1)表面融合，进气道出口与安装在弹身尾部的发动机(9)连接，吹气管路(12)设置在进气道外面，其一端与发动机压气机(13)连接，另一端开口于进气道进口处的导流斜板(2)上，用于吹除附面层。

2.根据权利要求1所述的高性能埋入式进气道，其特征在于，吹气管路(12)位于导流斜板(2)处的开口为若干吹气孔(10)。

3.根据权利要求2所述的高性能埋入式进气道，其特征在于，吹气孔(10)的孔径宜在Φ0.5mm～1.0mm之间。

4.根据权利要求3所述的高性能埋入式进气道，其特征在于，吹气孔(10)的间距宜在1mm～1.5mm之间。

5.根据权利要求4所述的高性能埋入式进气道，其特征在于，进气道进口处的导流斜板(2)上设置有涡流发生器(4)，吹气孔(10)位于涡流发生器(4)下游或设置于两片涡流发生器(4)之间。

6.根据权利要求4所述的高性能埋入式进气道，其特征在于，进气道进口后唇缘两侧设置有两个后缘缺口(7)。

7.根据权利要求4所述的高性能埋入式进气道，其特征在于，进气道进口后唇缘(6)两侧设置有三个后缘缺口(7)，其中，两个位于后唇缘(6)两侧，另一个位于中间，相对位于两侧的后缘缺口(7)更靠近吹气孔(10)。

8.根据权利要求1所述的高性能埋入式进气道，其特征在于，进气道进口两侧设置有两条侧棱(3)。

9.一种根据权利要求1至8任一项所述的高性能埋入式进气道的附面层去除方法，其特征在于，通过吹气管路将发动机压气机处的气体引入进气道导流斜板处的开口，产生外吹气流，使得进入进气道的附面层在进口处就被吹除至弹体之外。