CN110758752B - 一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器 - Google Patents
一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110758752B CN110758752B CN201911234389.5A CN201911234389A CN110758752B CN 110758752 B CN110758752 B CN 110758752B CN 201911234389 A CN201911234389 A CN 201911234389A CN 110758752 B CN110758752 B CN 110758752B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air inlet
- airflow
- swirl
- channel
- embedded
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 35
- 210000001015 abdomen Anatomy 0.000 claims abstract description 21
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims description 22
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 9
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 claims description 7
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 4
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 claims description 3
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Cyclones (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
本发明实施例公开了一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器,包括:设置于弹体腹部的埋入式进气道,以及设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置;其中,旋流流动控制装置,用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。本发明实施例解决了现有用于减少低能量附面层对进气道性能影响的方式,由于无法完全解决由于低能量附面层在进气道前导流面形成的分离包,而影响埋入式进气道的性能。
Description
技术领域
本申请涉及但不限于飞行器进气道技术领域,尤指一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器。
背景技术
为满足航空武器低飞行阻力、高隐身性能和多平台挂载的要求,外部尺寸小、阻力低和高隐身的埋入式进气道被航空武器广泛使用。
进气道作为飞行器推进系统的重要组成部分,其性能将直接影响作战使用性能,而埋入式进气道性能受低能量来流附面层影响较大,尤其是在较小流量状态,进气道吸入的低能流附面层在逆压梯度(即发动机产生的负压)的影响下,在前导流面会形成较大分离,进气道总压恢复系数和周向畸变指数急剧下降,为提高埋入式进气道性能,研究者们提出了许多流动控制方法,以减少低能量附面层的低能流对进气道性能影响,例如,在弹体表面或进气道内通道加置扰流片、进气道内通道设置放气腔。
但是,上述用于减少低能量附面层对进气道性能影响的方法只能改变低能量附面层的流动方向或将部分低能流附面层排出进气道,无法完全解决由于低能量附面层形成的分离包。
发明内容
为了解决上述技术问题,本发明实施例提供了一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器,以解决现有用于减少低能量附面层对进气道性能影响的方式,由于无法完全解决由于低能量附面层在进气道前导流面形成的分离包,而影响埋入式进气道的性能。
本发明实施例提供一种旋流进气埋入式进气道,包括:设置于弹体腹部的埋入式进气道,以及设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置;
其中,所述旋流流动控制装置,用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。
可选地,如上所述的旋流进气埋入式进气道中,所述埋入式进气道包括进气口,进气道内通道和进气道出口;
从所述进气口进入所述进气道内通道的气流流体为经所述旋流流动控制装置进行旋流处理后,能量分布均匀的旋流式气流流体。
可选地,如上所述的旋流进气埋入式进气道中,所述旋流流动控制装置设置于所述弹体腹部形成有低能流附面层的位置。
可选地,如上所述的旋流进气埋入式进气道中,所述旋流流动控制装置与所述进气口的距离在500米到700米之间。
可选地,如上所述的旋流进气埋入式进气道中,
所述旋流流动控制装置为涡流发生器。
可选地,如上所述的旋流进气埋入式进气道中,
发动机产生的负压对进气道内通道内能量分布均匀的旋流式气流流体的影响,远远小于所述发动机产生的负压对进气道内通道内具有低能流附面层的气流流体的影响。
可选地,如上所述的旋流进气埋入式进气道中,进入所述进气道内通道的内能量分布均匀的旋流式气流流体,在发动机负压的作用力下,未在进气道的前导流面形成分离包。
本发明实施例还提供一种旋流进气埋入式进气道的工作方法,采用如上述任一项所述的旋流进气埋入式进气道执行工作方法,所述工作方法包括:
通过设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置对低能流附面层进行旋流处理;
所述对低能流附面层进行的旋流处理,改变了气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。
本发明实施例还提供一种飞行器,包括:导弹,以及如上述任一项所述的旋流进气埋入式进气道;
所述旋流进气埋入式进气道设置于所述弹体的腹部,且形成有低能流附面层的区域。
本发明实施例提供的旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器,通过在弹体腹部、且位于进气道前端位置的设置一旋流流动控制装置,将含有低能流附面层的气流流体,转变成能量分布均匀的旋流式气流流体,使得进入进气道内通道的气流能量分布均匀,总能量提升,进气道内通道内气流受逆压梯度影响小,可较大幅度提升中小流量下进气道恢复系数,同时大大改善进气道出口能量均匀度,降低进气道出口周向畸变指数。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解,并且构成说明书的一部分,与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案,并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种旋流进气埋入式进气道的结构示意图;
图2为未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体示意图;
图3为采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体示意图;
图4为未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体的原理示意图;
图5为采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体的原理示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白,下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是,在不冲突的情况下,本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
以下通过几个具体实施例对本发明提供的技术方案进行详细说明。本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合,对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的一种旋流进气埋入式进气道的结构示意图。本实施例提供的旋流进气埋入式进气道可以包括:设置于弹体腹部的埋入式进气道4,以及设置于弹体腹部、且位于进气道4前端位置的旋流流动控制装置2;
本发明实施例中的旋流流动控制装置2,用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。
针对当前埋入式进气道受附面层低能流影响,并针对中小流量状态进气道性能差的问题,本发明实施例提出了一种旋流进气埋入式进气道以及使用该进气道的飞行器。本发明实施例中的旋流流动控制装置2例如可以为一涡流发生器。
本发明实施例提供的旋流进气埋入式进气道,通过在弹体1腹部,且位于进气道4前端一定位置处,设置一种旋流流动控制装置2,在该旋流流动控制装置2的作用下,可以改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,气流进入进气道之前为能量分布均匀的旋流式气流。
图2为未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体示意图,图3为采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体示意图。
参照图1到图3所示,埋入式进气道4包括进气口3,进气道4内通道和进气道出口5,气流流经弹体1形成一定厚度的低能流附面层,经过旋流流动控制装置2改变气流流动方向以及流体结构,经一定距离发展,形成能量分布均匀的旋流式流体,由埋入式进气道进气口3进入埋入式进气道4的内通道内,在埋入式进气道4内充分流动后由埋入式进气道出口5流出,即进入发动机进气口。
在本发明实施例中,旋流流动控制装置2可以设置于弹体1腹部形成有低能流附面层的位置,例如,旋流流动控制装2与进气口3的距离可以在500米到700米之间。
需要说明的是,上述图1到图3均以弹体腹部在上的方式为例予以示出,图4为未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体的原理示意图,图5为采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体的原理示意图。
如图2和图4所示,由于发动机产生的负压会形成逆压梯度,在未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置的情况下,低能流附面层在逆压梯度的影响下,在进气道的前导流面会形成较大分离包。
如图3和图5所示,虽然发动机产生的负压会形成逆压梯度,在采用本发明实施例中的旋流流动控制装置的情况下,由于从进气口3进入进气道4内通道的气流流体为经旋流流动控制装置2进行旋流处理后,能量分布均匀的旋流式气流流体,因此,即便是在发动机负压的作用力下,也未在进气道的前导流面会形成分离包。
通过图4和图5可以看出,发动机产生的负压对进气道内通道内能量分布均匀的旋流式气流流体的影响,远远小于发动机产生的负压对进气道内通道内具有低能流附面层的气流流体的影响。
本发明实施例提供的旋流进气埋入式进气道,通过在弹体腹部、且位于进气道前端位置的设置一旋流流动控制装置,将含有低能流附面层的气流流体,转变成能量分布均匀的旋流式气流流体,使得进入进气道内通道的气流能量分布均匀,总能量提升,进气道内通道内气流受逆压梯度影响小,可较大幅度提升中小流量下进气道恢复系数,同时大大改善进气道出口能量均匀度,降低进气道出口周向畸变指数。
基于本发明实施例提供的定几何宽速域超音速进气道,本发明实施例还提供一种旋流进气埋入式进气道的工作方法,包括如下步骤:
通过设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置对低能流附面层进行旋流处理;
对低能流附面层进行的旋流处理,改变了气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。
本发明实施例提供的定旋流进气埋入式进气道的工作方法为本发明上述各实施例中的旋流进气埋入式进气道所执行的工作方法,与上述旋流进气埋入式进气道具有相同的技术效果。
基于本发明实施例提供的旋流进气埋入式进气道,本发明实施例还提供一种飞行器,该飞行器例如为一导弹,该飞行器可以包括:导弹,如本发明任一实施例提供的旋流进气埋入式进气道;
参照图1到图5所示,该旋流进气埋入式进气道设置于弹体的腹部,且形成有低能流附面层的区域。
本发明上述实施例适用于利用涡流发生器产生旋流进气的埋入式进气道及使用该装置的飞行器。
虽然本发明所揭露的实施方式如上,但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式,并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员,在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下,可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化,但本发明的专利保护范围,仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。
Claims (4)
1.一种旋流进气埋入式进气道,其特征在于,包括:设置于弹体腹部的埋入式进气道,以及设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置;
其中,所述旋流流动控制装置设置于所述弹体腹部形成有低能流附面层的位置,用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体;
其中,所述埋入式进气道包括进气口,进气道内通道和进气道出口;
气流流经弹体形成一定厚度的低能流附面层,经过旋流流动控制装置改变气流流动方向以及流体结构,经一定距离发展,形成能量分布均匀的旋流式流体,由埋入式进气道进气口进入埋入式进气道的内通道内,在埋入式进气道内充分流动后由埋入式进气道出口流出,即进入发动机进气口;
发动机产生的负压对进气道内通道内能量分布均匀的旋流式气流流体的影响,远远小于所述发动机产生的负压对进气道内通道内具有低能流附面层的气流流体的影响;且进入所述进气道内通道的内能量分布均匀的旋流式气流流体,在发动机负压的作用力下,未在进气道的前导流面形成分离包。
2.根据权利要求1所述的旋流进气埋入式进气道,其特征在于,所述旋流流动控制装置为涡流发生器。
3.一种旋流进气埋入式进气道的工作方法,其特征在于,采用如权利要求1或2所述的旋流进气埋入式进气道执行工作方法,所述工作方法包括:
通过设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置对低能流附面层进行旋流处理;
所述对低能流附面层进行的旋流处理,改变了气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。
4.一种飞行器,其特征在于,包括:导弹,以及如权利要求1或2所述的旋流进气埋入式进气道;
所述旋流进气埋入式进气道设置于所述弹体的腹部,且形成有低能流附面层的区域。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201911234389.5A CN110758752B (zh) | 2019-12-05 | 2019-12-05 | 一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201911234389.5A CN110758752B (zh) | 2019-12-05 | 2019-12-05 | 一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN110758752A CN110758752A (zh) | 2020-02-07 |
CN110758752B true CN110758752B (zh) | 2023-08-18 |
Family
ID=69341033
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201911234389.5A Active CN110758752B (zh) | 2019-12-05 | 2019-12-05 | 一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN110758752B (zh) |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4696442A (en) * | 1986-07-14 | 1987-09-29 | The Boeing Company | Vortex generators for inlets |
US4836473A (en) * | 1985-06-14 | 1989-06-06 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh | Apparatus for influencing a boundary layer on the surface of a body moving through a medium |
EP2180164A1 (en) * | 2008-10-23 | 2010-04-28 | Mbda Uk Limited | Method and system for altering engine air intake geometry |
CN102249004A (zh) * | 2011-05-23 | 2011-11-23 | 南京航空航天大学 | 使用埋入式进气道的飞行器 |
CN103935524A (zh) * | 2014-04-29 | 2014-07-23 | 南京航空航天大学 | 一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道 |
CN104386255A (zh) * | 2014-11-26 | 2015-03-04 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种采用埋入式进气道的飞行器 |
CN104443402A (zh) * | 2014-11-24 | 2015-03-25 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞行器的埋入式进气道结构 |
CN207609482U (zh) * | 2017-11-24 | 2018-07-13 | 厦门大学 | 一种利用柔性壁面提升进气道起动性能的装置 |
-
2019
- 2019-12-05 CN CN201911234389.5A patent/CN110758752B/zh active Active
Patent Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4836473A (en) * | 1985-06-14 | 1989-06-06 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh | Apparatus for influencing a boundary layer on the surface of a body moving through a medium |
US4696442A (en) * | 1986-07-14 | 1987-09-29 | The Boeing Company | Vortex generators for inlets |
EP2180164A1 (en) * | 2008-10-23 | 2010-04-28 | Mbda Uk Limited | Method and system for altering engine air intake geometry |
CN102249004A (zh) * | 2011-05-23 | 2011-11-23 | 南京航空航天大学 | 使用埋入式进气道的飞行器 |
CN103935524A (zh) * | 2014-04-29 | 2014-07-23 | 南京航空航天大学 | 一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道 |
CN104443402A (zh) * | 2014-11-24 | 2015-03-25 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞行器的埋入式进气道结构 |
CN104386255A (zh) * | 2014-11-26 | 2015-03-04 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种采用埋入式进气道的飞行器 |
CN207609482U (zh) * | 2017-11-24 | 2018-07-13 | 厦门大学 | 一种利用柔性壁面提升进气道起动性能的装置 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
埋入式进气道设计;彭成一 等;《推进技术》;19980831;第19卷(第4期);36-40 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN110758752A (zh) | 2020-02-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN103935524B (zh) | 一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道 | |
CN104149967B (zh) | 一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法 | |
CN107298180B (zh) | 一种具备一体流动控制的飞行器及气动匹配设计方法 | |
CN106151113B (zh) | 一种自循环多级轴流压气机 | |
US9587585B1 (en) | Augmented propulsion system with boundary layer suction and wake blowing | |
CN106184719B (zh) | 一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置 | |
US7690595B2 (en) | System, method, and apparatus for throat corner scoop offtake for mixed compression inlets on aircraft engines | |
CN105408611A (zh) | 用于喷气发动机的次级喷嘴 | |
CN105673251A (zh) | 风扇增压级以及涡扇发动机 | |
CN102249004A (zh) | 使用埋入式进气道的飞行器 | |
CN107762633A (zh) | 弹用高性能埋入式进气道及附面层去除方法 | |
CN111319775A (zh) | 带有边界层吸入和分布式电力推进系统的前掠翼飞机 | |
CN104760703A (zh) | 一种冲压发动机冷却机构 | |
EP2852742B1 (en) | Engine inlet | |
CN113120244B (zh) | 一种提高背负式并列双发双s弯进气道性能的设计方法 | |
CN105539863B (zh) | 高超声速飞行器前体、进气道及支板一体化气动布局方法 | |
CN110758752B (zh) | 一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器 | |
Taskinoglu et al. | Numerical analysis of submerged inlets | |
CN112623235A (zh) | 一种带功率输出轴的直升机埋入式进气道 | |
CN102822534B (zh) | 压气机以及装配有至少一个压气机和排气系统的发动机 | |
CN113002785B (zh) | 一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法 | |
CN113879512A (zh) | 航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器 | |
US10316747B2 (en) | Aircraft turbine engine air intake duct | |
CN109611208A (zh) | 一种降低涵道风扇噪声的方法 | |
CN115158677B (zh) | 一种进气道转接段、进气道及转接段设计方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |