CN111173618B - 一种带口面泄涡槽的埋入式进气道 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带口面泄涡槽的埋入式进气道，包括进气道导流面、后唇口、进口侧棱、侧壁、位于导流面的泄流腔、内通道、位于后唇口两侧内通道外的泄涡槽。本发明的工作原理是：常规埋入式进气道在工作时，进口侧棱会产生旋涡，侧棱旋涡在增强进气的同时也卷吸了大量边界层低能流，这种现象会恶化进气道流场品质、降低进气道气动性能。本发明通过在后唇口两侧内通道外开设泄涡槽，一方面保留了侧棱旋涡增强进气的优点，另一方面避免了旋涡本身以及旋涡卷吸边界层低能流所带来的不利影响，较大程度的提高了埋入式进气道的总压恢复系数，降低了出口的流场畸变。

Description

一种带口面泄涡槽的埋入式进气道

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种埋入式进气道。

背景技术

现代空战不仅对飞行器的战术技术性能提高了要求，而且对飞行器的生存能力也提高了要求。因此现代飞行器有两大发展方向：一是要求更高的战术技术性能，即高速性、高机动性、低空突防和下视能力等；二是要求提高自身的生存能力，即隐身能力。目前，雷达探测仍是主要探测途径之一，有关研究表明，采用埋入式进气道能大幅减少雷达散射面积。

埋入式进气道具有很多的优点，其一，它与弹体高度融合，大大减小了飞行器的迎风面积，降低了迎风阻力；其二，它消除了面向前方的腔体，大幅降低了其雷达散射截面积，具有较好的隐身性能；其三，它减小了弹体的周向尺寸，更便于导弹的安放、携带和发射。

但由于平面埋入式进气道直接开口于机身表面，在零攻角和小攻角状态下不能充分利用高能来流冲压进气，导致该类进气道进气困难甚至不能进气。其主要是通过前唇口的导流和进口侧棱产生涡卷吸进气，而侧棱旋涡在增强进气的同时也卷吸了大量边界层低能流，这种现象会恶化进气道流场品质、降低进气道总压恢复系数、增加流场畸变。南京航空航天大学提出了一种组合式口面旋涡控制方法对侧棱旋涡进行控制。通过涡流发生器产生顺流向不断向进气道进口两侧扩张的次旋涡，并将进气道进口两侧的主旋涡向进口外推挤，使得大部分旋涡气流通过进口后端的两个光顺溢流槽排出进气道外。研究表明这种措施是有效的，但需对涡流发生器和溢流槽进行合理的配置才能发挥较好的效果，这一定程度上增加了控制方案的复杂性。

因此，发展简单有效的侧棱旋涡控制结构，以提高进气道总压恢复系数，降低流场畸变具有重要意义。

发明内容

发明目的：本发明提供了一种带口面泄涡槽的埋入式进气道，目的是将完成增强进气功能后的侧棱旋涡排出进气道，以便提高进气道总压恢复系数，降低出口流场畸变。

技术方案：为达到上述目的，本发明可采用如下技术方案：

一种带口面泄涡槽的埋入式进气道，其特征在于：包括自进气道进口倾斜向内延伸的进气道导流面、位于进气道进口后端的后唇口、位于导流面下方的泄流腔、内通道；所述进气道导流面两侧设有与进气道导流面相互垂直的侧壁，且侧壁的外缘形成进气道进口的进口侧棱；后唇口与两侧的侧棱相交位置分别形成自后唇口侧边向内凹陷的泄涡槽，且泄涡槽的槽底面前端位于侧棱内侧，泄涡槽的槽底面后端与侧棱的后端相接；两个泄涡槽对称分布于进气道后唇口两侧。

进一步的，后唇口所在位置的内通道入口截面形状呈现类“凸”字形。

进一步的，所述泄涡槽位于后唇口两侧内通道外的两角区；且所述每个泄涡槽的相对外侧缘及内侧缘互相平行。

进一步的，所述泄涡槽的深度为，与后唇口前端相交处最深，到往后逐渐减小到零至泄涡槽的槽底面后端与侧棱的后端相接。

进一步的，进气道导流面下方设有泄流腔，导流面上开设有与泄流腔连通的泄流气缝。

进一步的，泄流气缝位于导流面后端，且在内通道入口前。

有益效果：本发明通过在后唇口两侧内通道外开设泄涡槽，一方面保留了侧棱旋涡增强进气的优点，另一方面避免了旋涡本身以及旋涡卷吸边界层低能流所带来的的不利影响，较大程度的提高了埋入式进气道的总压恢复系数，降低了出口的流场畸变。同时本发明还具有结构设计简单、控制效果明显的优点。

附图说明

图1是本发明埋入式进气道半模构型三维结构示意图；

图2是本发明埋入式气道半模构型仰视图；

图3是本发明埋入式进气道口面三维结构示意图；

图4是原型埋入式进气道沿程截面总压分布图谱；

图5是本发明带口面泄涡槽的埋入式进气道沿程截面总压分布图谱；

图6是原型埋入式进气道出口截面总压分布图谱；

图7是本发明带口面泄涡槽的埋入式进气道出口截面总压分布图谱。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。

参阅图1至图3所示，本发明公开了一种带口面泄涡槽的埋入式进气道，包括自进气道进口倾斜向内延伸的进气道导流面1、位于进气道进口后端的后唇口4、位于导流面下方的泄流腔6、内通道8。所述进气道导流面1两侧设有与进气道导流面相互垂直的侧壁2，且侧壁2的外缘形成进气道进口的进口侧棱3。后唇口4与两侧的侧棱3相交位置分别形成自后唇口4侧边向内凹陷的泄涡槽5，且泄涡槽5的槽底面前端位于侧棱3内侧，泄涡槽的槽底面后端与侧棱的后端相接；两个泄涡槽对称分布于进气道后唇口两侧。

所述进气道导流面1与侧壁面2相互垂直，两壁面结合处做小半径倒圆处理。所述泄涡槽5对称分布于进气道后唇口4两侧内通道8外。泄涡槽5由侧壁面2和内通道8外壁面组成，且侧壁面2和内通道8外壁面结合处做小半径倒圆处理。由于后唇口4的两侧形成了向内挤压内通道8空间的两个泄涡槽5，后唇口4所在位置的内通道8入口截面形状呈现类“凸”字形，内通道8由“凸”字形入口截面向出口圆形截面过渡，且所述后唇口4形状及厚度相同。所述泄涡槽5位于后唇口4两侧靠近弹体表面内通道8外的两角区，且所述每个泄涡槽5的相对外侧缘9及内侧缘10互相平行。所述泄涡槽5的深度为，与后唇口4前端相交处最深，到往后逐渐减小到零至泄涡槽5的槽底面后端与侧棱3的后端相接。泄涡槽5深度及相对外侧缘9与内侧缘10的宽度据进口侧棱3所产生的旋涡大小而定，以便将整个侧棱旋涡排出进气道。

其中，进气道导流面1下方设有泄流腔6，导流面1上开设有与泄流腔6连通的泄流气缝7，泄流腔6出口通向两侧。泄流气缝7位于导流面1后端，且在内通道8入口前。泄流腔设计可以参考相关现有技术。设置泄流腔的目的是排移前体边界层低能流，增加内通道中高能流比例，优化流场品质，提高进气道总压恢复系数。

在实际应用中，为了进一步增强埋入式进气道进气能力，将进口两边侧棱3设计为扩张型，即进口宽度从前往后逐渐增大。

应用实例

方案介绍：

设计一个基准原型埋入式进气道和一个带口面泄涡槽的埋入式进气道，巡航马赫数0.72，出口马赫数0.39。进气道侧棱角4°，导流角17°，内通道面积扩张比1.18，出口直径256mm。并通过三维数值仿真对基准原型埋入式进气道和带口面泄涡槽的埋入式进气道进行对比分析。

如图4、图6所示，原型方案中进气道入口前有较厚的前体边界层，边界层经导流面继续发展增厚，而由于泄流腔排出边界层低能流，最终在进气道出口截面下方只有小范围低总压区。同时可以看出，进口侧棱诱导产生了旋涡，并且侧棱旋涡沿流向逐渐发展，进入内通道后在横向压力梯度和整体旋流的作用下逐渐向对称面附近堆积，最终在出口截面侧上方有大范围由旋涡主导的低总压区。此时，侧棱旋涡是总压损失和畸变增大的主要因素。

如图5、图7所示，带口面泄涡槽的埋入式进气道同样由于泄流腔排出前体边界层低能流，最终在进气道出口截面下方只有小范围低总压区。且由于本发明埋入式进气道口面泄涡槽的存在，使得侧棱旋涡大部分低能流从泄涡槽通过，而不进入进气道内通道，侧棱旋涡剩下的小部分低能流在内通道内继续发展，最终在进气道出口截面侧上方有一小范围低总压区，低总压区面积较原型方案大大减小，高总压区面积增大，且出口流场更加均匀。

如表1所示，本发明带口面泄涡槽的埋入式进气道气动性能较基准原型埋入式进气道有较大提升，其中，总压恢复系数提升2.21％，稳态周向畸变指数降低30.03％，畸变指数DC₆₀降低30.66％。

表1原型埋入式进气道与本发明带口面泄涡槽的埋入式进气道气动性能对比

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，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，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种带口面泄涡槽的埋入式进气道，其特征在于：包括自进气道进口倾斜向内延伸的进气道导流面、位于进气道进口后端的后唇口、位于导流面下方的泄流腔、内通道；所述进气道导流面两侧设有与进气道导流面相互垂直的侧壁，且侧壁的外缘形成进气道进口的进口侧棱；后唇口与两侧的侧棱相交位置分别形成自后唇口侧边向内凹陷并向内挤压内通道空间的泄涡槽；且泄涡槽的槽底面前端位于侧棱内侧，泄涡槽的槽底面后端与侧棱的后端相接；两个泄涡槽对称分布于进气道后唇口两侧；

后唇口所在位置的内通道入口截面形状呈现类“凸”字形；

所述泄涡槽位于后唇口两侧内通道外的两角区；且每个泄涡槽的相对外侧缘及内侧缘互相平行；

所述泄涡槽的深度为，与后唇口前端相交处最深，到往后逐渐减小到零至泄涡槽的槽底面后端与侧棱的后端相接。

2.根据权利要求1所述的埋入式进气道，其特征在于：进气道导流面下方设有泄流腔，导流面上开设有与泄流腔连通的泄流气缝。

3.根据权利要求2所述的埋入式进气道，其特征在于：泄流气缝位于导流面后端，且在内通道入口前。

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