CN111470045B - 一种用于飞行器内埋武器舱的自吸式引气装置 - Google Patents
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Abstract
本发明属于噪声控制领域，公开一种用于飞行器内埋武器舱的自吸式引气装置，由内埋武器舱、引气管和引气孔等结构构成。本发明用于飞行器内埋武器舱的流动及噪声控制，能够有效抑制武器舱内的强声驻波模态的强度，改变武器舱内的振荡回路，均衡舱内的压力分布，并通过引气管引流至武器舱前缘对来流产生影响，进而改变飞行器内埋武器舱流动状态，降低内埋武器舱产生的噪声。
Description
技术领域
本发明属于噪声控制领域，具体涉及一种用于飞行器内埋武器舱的自吸式引气装置。
背景技术
先进战斗机、轰炸机武器舱由于隐身往往采用武器舱内埋的形式，在战斗机、轰炸机高速飞行过程中打开武器舱舱不可避免的会出现气流流动分离、剪切层不稳定等现象，当满足一定条件时，还会出现流激振荡和声腔共鸣现象，舱内压力脉动剧烈，噪声环境恶劣，噪声声压级高达170多分贝。为了有效的改变内埋武器舱开启过程中气流的流动形态，抑制剧烈的空腔噪声，国内外开展了针对武器舱结构的多种主被动控制方法研究。
针对内埋武器舱流动及噪声控制的方法主要分为主动控制方法(如前缘高频强迫力及前缘质量注入等方法)与被动控制方法(如前缘扰流板、前缘锯齿及后缘斜坡等方法)。但，主动控制方法往往需要附加机械作动机构、增加外激励电压及引气系统等，将使得内埋武器舱的附近结构更为复杂，增加内埋武器舱结构重量，在飞行器实际武器舱设计中尚未得到应用。被动控制方法由于在武器舱前缘加入了扰流结构，会影响战机隐身性能及气动性能，只有部分控制方法得到了实际工程应用。
发明内容
本发明的目的：提出了一种构型简单、降噪效果较好的用于空腔结构飞行器内埋武器舱的流动及噪声控制装置，抑制飞行器内埋武器舱在高速气流环境下产生的剧烈噪声及不稳定的气流流动的问题。
本发明提供的技术方案：提供一种用于飞行器内埋武器舱的自吸式引气装置，所述飞行器内埋武器舱包括前缘、一侧开口的舱体和后缘，舱体包括前壁、底板和后壁，气流从舱体开口一侧由武器舱的前缘向后缘方向流动，其特征在于，所述前缘和所述后壁通过多个引气管连通。
进一步地，所述后壁开设有引气入口孔，所述前缘开设有引气出口孔；所述引气管的一端与引气入口孔连通，另一端与引气出口孔连通。
进一步地，所述引气管为管状引气管。
进一步地，所述引气管垂直长度方向的截面为矩形。
进一步地，所述引气出口孔的轴线与气流来流速度方向垂直。
进一步地，所述引气管的一端与引气入口孔焊接，另一端与引气出口孔焊接。
进一步地，所述引气管与飞行器内埋武器舱一体成型。
进一步地，所述引气管垂直其轴线方向的管道的截面积之和大于舱体后壁面积的10％以上。
进一步地，气流的速度为0.7马赫至2.5马赫。
本发明的技术效果：
本发明提出的自吸式引气装置属于被动控制方法，其主要优势在于无需增加激励装置，且引气管位于武器舱结构之后，对武器舱性能影响较小。
在现有技术条件和试验条件下，采用本发明这种结构简单的装置能够起到很好的气流流动控制与武器舱噪声抑制作用。该装置无需引入复杂机械结构，对飞行器内埋武器舱的气动性能与隐身性能影响较小。在实际应用中，可以根据不同的来流速度及武器舱几何参数调节引气孔的位置，对于引气管的几何形状、截面面积也可以进行调整。
该装置具有结构简单、可靠性较好、可替换性强等优点。适用性较好，易于推广应用，具有较大的工程应用及军事价值。
附图说明
图1为本发明结构正视图；
图2为本发明结构仰视图；
图3为圆管型引气管结构示意图；
图4为矩形型引气管结构示意图；
图5为本发明的工作原理示意图。
具体实施方式
本发明的发明构思：飞行器内埋武器舱在外部气流的作用下会产生较为剧烈的空腔噪声，且舱内的流动较为复杂。本装置的引气孔分为引气入口孔及引气出口孔，引气孔的位置及形状根据来流速度及武器舱几何尺寸确定，引气入口孔选择在武器舱内压力波动剧烈的舱体后壁区域，引气出口孔选在武器舱的前缘区域；引气入口孔与引气出口孔通过引气管连通，引气管的外形与尺寸需符合武器舱及引气孔的尺寸要求。
引气管主要有三个作用，其一是通过引气管将武器舱后缘区域的高压/剧烈波动的气流引至武器舱的前缘，降低武器舱后缘的压力波动，均衡舱体内的压力分布，减缓武器舱后壁处气流对后壁的冲击作用，降低其产生的噪声；其二是能够有效抑制武器舱内的强声驻波模态的强度，改变舱内的声波的振荡回路，实现降低空腔噪声的目的；其三是引气管将气流引至舱体前缘处，可以抬高武器舱前缘来流高度，进而抬高剪切层的高度，减缓气流对武器舱后缘/后壁的冲击强度，降低空腔噪声。
本发明提出的引气管并不特指管状导管，为广义的定义，既包括在内埋武器舱周边外加管状结构，或其它形状结构，还包含在内埋武器舱壁板结构设计中预留的通气孔结构。
实施例1
具体地，本实施例，提供一种用于飞行器内埋武器舱的自吸式引气装置，如图1和图2所示，图1为本发明结构正视图、图2为本发明结构仰视图。结合图1和图2所示，内埋武器舱1包括前缘10、一侧开口的舱体30和后缘20，舱体30包括前壁31、底板和后壁32，所述前缘和所述后壁通过多个引气管12连通。本实施例，通过3个引气管将前缘和后壁连通。
本实施例，后壁32开设有引气入口孔，前缘10开设有引气出口孔。引气管的一端与引气入口孔连通，另一端与引气出口孔连通。本实施例，引气出口孔的轴线与气流来流速度方向垂直。引气管的一端与引气入口孔焊接，另一端与引气出口孔焊接。本实施例的引气人口孔孔中心线应位于后壁板偏向气流一侧。
进一步地，本实施例的引气管垂直引气管轴线方向(即长度方向)的管道的截面积之和大于舱体后壁表面积的10％以上，具有明显的降噪效果。本实施例，由引气管将舱体前缘与舱体后壁连通的方式，在来流气流速度在0.7马赫至2.5马赫时，具有很好的降噪效果。
进一步地，本实施例的导气管为管状结构，如图3所示，图3为圆管型引气管结构示意图；或者，本实施例的导气管垂直长度方向的截面为矩形，导气管具体为矩形型，如图4所示，图4为矩形型引气管结构示意图。
本发明的工作原理：图5为本发明的工作原理示意图，结合图5所示，在外部来流的作用下，气流流过内埋武器舱会产生复杂的流动及剧烈的噪声，后壁32及后缘20区域属于高压及压力波动剧烈的区域，在后壁32区域开引气孔将气流通过引气管引至前缘10区域，如图中箭头所示，通过该装置引气，能够有效抑制武器舱内的强声驻波模态的强度，改变舱内的振荡回路，均衡舱内的压力分布；引气至武器舱前缘对外部来流产生影响，改变内埋武器舱流动状态，降低内埋武器舱产生的噪声。
通过对该套装置在风洞内使用后发现该装置能够显著改变内埋武器舱内的流动状态并明显降低空腔噪声，根据内埋武器舱尺寸及来流速度马赫数合理设计引气入口及出口位置及引气管形状与截面面积能够获得很好的流动控制及降噪效果，具有较大的工程应用价值及军事应用价值。
Claims (8)
1.一种用于飞行器内埋武器舱的自吸式引气装置，所述飞行器内埋武器舱包括前缘、一侧开口的舱体和后缘，舱体包括前壁、底板和后壁，气流从舱体开口一侧由武器舱的前缘向后缘方向流动，其特征在于，所述前缘和所述后壁通过多个引气管连通；其中，所述引气管垂直其轴线方向的管道的截面积之和大于舱体后壁表面积的10％以上。
2.根据权利要求1所述的自吸式引气装置，其特征在于，所述后壁开设有引气入口孔，所述前缘开设有引气出口孔；所述引气管的一端与引气入口孔连通，另一端与引气出口孔连通。
3.根据权利要求2所述的自吸式引气装置，其特征在于，所述引气管为管状引气管。
4.根据权利要求2所述的自吸式引气装置，其特征在于，所述引气管垂直长度方向的截面为矩形。
5.根据权利要求2所述的自吸式引气装置，其特征在于，所述引气出口孔的轴线与气流来流速度方向垂直。
6.根据权利要求2所述的自吸式引气装置，其特征在于，所述引气管的一端与引气入口孔焊接，另一端与引气出口孔焊接。
7.根据权利要求2所述的自吸式引气装置，其特征在于，所述引气管与飞行器内埋武器舱一体成型。
8.根据权利要求2所述的自吸式引气装置，其特征在于，气流的速度为0.7马赫至2.5马赫。
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