CN117326073A - 具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道，无人机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器气动设计等领域，尤其涉及一种具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道，无人机。该具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道包括：进气道入口，设置为埋入机身表面；边界层隔道，呈台阶状，绕进气道入口的外围呈流线型设置；其中，边界层隔道的迎风侧形成前缘尖端，前缘尖端自下而上朝向远离进气道入口方向倾斜。本发明在进气道入口的外围设置台阶状的边界层隔道，并且其前缘尖端自下而上朝向远离进气道入口方向倾斜，在通过台阶阻挡边界层气流的基础上，利用台阶外倾进一步防止边界层气流越过台阶，从而减小了边界层气流进入埋入式进气道的量，提高了发动机进气质量。

Description

具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道，无人机

技术领域

本发明涉及飞行器气动设计等领域，尤其涉及一种具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道，无人机。

背景技术

埋入式进气道的设计能有效降低飞行器的雷达散射截面积，提高飞行器的生存能力，进气道迎风面积的减小也有利于飞行器阻力的减小。但传统的埋入式进气道会将机身边界层和进气道侧边涡流吸入发动机，造成发动机推力的损失和稳定性的降低。

在实现本发明的过程中，申请人发现传统技术中，机身边界层的气流会进入埋入式进气道中，导致进气质量降低，进而影响到飞机发动机的效率。

发明内容

(一)要解决的技术问题

有鉴于此，本发明期望至少部分解决上述技术问题中的其中之一。

(二)技术方案

为了实现如上目的，根据本发明的一个方面，提供了一种具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道。该具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道包括：

进气道入口，设置为埋入机身表面；

边界层隔道，呈台阶状，绕进气道入口的外围呈流线型设置；

其中，边界层隔道的迎风侧形成前缘尖端，前缘尖端自下而上朝向远离进气道入口方向倾斜。

在本发明的一些实施例中，边界层隔道与机身表面所成的倾斜角角度α满足：50°≤α≤80°。

在本发明的一些实施例中，边界层隔道的前缘尖端在机身表面的最大高度d满足：3cm≤d≤8cm；前缘尖端的后掠角β满足：45°≤β≤60°。

在本发明的一些实施例中，α＝60°；d＝5cm；β＝55°。

在本发明的一些实施例中，边界层隔道的顶部棱边设置为圆角过渡，圆角过渡半径r满足：10mm≤r≤20mm。

在本发明的一些实施例中，边界层隔道独立于机身表面单独成型，且边界层隔道贴合于机身表面安装。

在本发明的一些实施例中，在进气道入口的下风侧，对于边界层隔道，其沿机身表面方向逐渐收窄并在尾部呈开口设置；其高度逐渐降低并平滑过渡至机身表面。

在本发明的一些实施例中，还包括：前唇口，平滑地连接于边界层隔道的上表面与进气道入口之间；后唇口，设置于进气道入口后方，边界层隔道的内侧，呈中间上凸的弧形结构，其两侧形成低于边界层隔道的泄涡槽。

在本发明的一些实施例中，泄涡槽的底部设置为圆角过渡，其两侧分别平滑过渡至边界层隔道和后唇口外壁，其向后平滑过渡至机身表面；后唇口的弧形结构的曲率半径介于15cm～28cm之间，高度介于3～6cm之间；泄涡槽的深度介于2cm～5cm之间。

在本发明的一些实施例中，还包括：进气道本体，设置于机身内部；进气道本体包括：第一进气段，其前端连接于进气道入口，通过进气道入口与外界大气相连，其后端连接于进气道喉道，其中心线与水平面导流角的角度介于10°～30°之间；其截面呈圆角梯形；第二进气段，连接于进气道喉道和进气道出口之间，其截面由圆角梯形平滑过渡至正圆形。

为了实现如上目的，根据本发明的第二个方面，还提供了一种无人机。该无人机包括：无人机机身；如上的埋入式进气道，设置于无人机机身表面。

(三)有益效果

从上述技术方案可知，本发明相对于现有技术至少具有以下有益效果之一：

(1)在进气道入口的外围设置台阶状的边界层隔道，并且其前缘尖端自下而上朝向远离进气道入口方向倾斜，在通过台阶阻挡边界层气流的基础上，利用台阶外倾进一步防止边界层气流越过台阶，从而减小了边界层气流进入埋入式进气道的量，提高了发动机进气质量。

(2)圆角过渡的边界层隔道棱边能够大大减缓台阶上分离涡的产生，可以达到减阻和改善进气质量的效果。

(3)边界层隔道独立于机身表面单独成型，贴合于机身表面安装，可以大大降低制作成本，提升安装、维护保养的灵活性。

(4)相比于矩形或者梯形形状，中间上凸的弧形结构的后唇口光滑连接了进气道内表面和边界层隔道上表面，减小了后唇口产生的阻力，降低了唇口发生流动分离的可能。

(5)在后唇口的两侧形成低于边界层隔道的泄涡槽，泄涡槽两侧平滑过渡至边界层隔道和后唇口外壁，向后平滑过渡至机身表面，尽可能提升了涡流泄除的效率。

(6)埋入式进气道还包括：第一进气段和第二进气段。其中，第一进气段截面呈圆角梯形；第二进气段的截面由圆角梯形平滑过渡至正圆形。采用这种设计，进气道各截面平滑过渡，在保证进气道可以安装在机身的前提下，达到较好的进气质量。

附图说明

图1为本发明实施例具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道的结构示意图。

图2为图1所示埋入式进气道与机身表面装配关系的示意图。

图3为图1所示埋入式进气道与发动机连接方式以及进气道内表面构型方式的示意图。

图4为图1所示埋入式进气道侧剖的示意图。

图5为图1所示埋入式进气道的俯视图。

图6为边界层隔道设计为前倾斜坡和本实施例边界层隔道后倾斜坡的剖面示意图。

图7为未添加唇口的简单进气道，其余设计参数相同、有/无此台阶形边界层隔道时进气道内的总压恢复系数截面云图的对比图。

图8A为有/无此边界层隔道时，进气道出口的总压恢复系数指标随A/A_e的变化曲线。

图8B为有/无此边界层隔道时，进气道出口的总压均匀度指标随A/A_e的变化曲线。

图9为加入完整唇口后设计的外形和总压恢复系数云图。

图10为加入完整唇口后设计的进气道出口总压恢复分布图。

具体实施方式

本发明通过台阶形式的边界层隔道将边界层中的低能量流动隔离并排向进气道两侧，防止被进气道吸入，既有利于提高进气的总压恢复系数，也有利于提高进气的均匀度。同时，通过中间上凸弧形结构的后唇口，在其两侧形成泄涡槽，降低了涡流的吸入，提升了进气道的进气质量。

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文结合具体实施方式，并参照附图，对本发明进一步详细说明。

在本发明的一个示例性实施例中，提供了一种用于无人机的具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道。本领域技术人员应当理解，除了无人机之外，有人飞机或其他飞行器也可以应用本发明的埋入式进气道，此处不再赘述。

图1为本发明实施例具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道的结构示意图。图2为图1所示埋入式进气道与机身表面装配关系的示意图。图3为图1所示埋入式进气道与发动机连接方式以及进气道内表面构型方式的示意图。如图1、图2、图3所示，本实施例埋入式进气道包括：

进气道入口11，设置为埋入机身表面；

边界层隔道20，呈台阶状，绕进气道入口的外围呈流线型设置；

前唇口30，平滑地连接于边界层隔道的上表面与进气道入口之间；

后唇口40，设置于进气道入口上方，边界层隔道的内侧，呈中间上凸的弧形结构，其两侧形成低于边界层隔道的泄涡槽41，在前唇口和后唇口之间，形成进气道入口。

以下对本实施例埋入式进气道的各个组成部分进行详细说明。

传统的进气道中，上唇口高于机身，对于来流存在一个捕获面积，通常更容易获得较高的进气质量，但传统进气道增加了机身的截面积，因此带来了机身阻力和雷达反射截面积的增加。埋入式进气道中，入口与机身表面平行，机身截面面积较小，因此通常具有较小的阻力和雷达特征。但埋入式进气道的进气质量较差，气流中的边界层气流和侧边涡流进入发动机，会造成发动机推力的损失和稳定性的降低。

本发明中，为了追求更好的风阻特性和雷达特性，采用了埋入式进气道，即进气道入口截面在前向的投影面积基本为0的进气道形式，进气道本体埋入机身内部。在这种情况下，降低边界层气流和侧边涡流成为本发明所要解决的技术问题。换个角度而言，本发明的目的即在于使埋入式进气道内的气流流动具有较高的总压，且流动均匀。

请参照图3，本实施例中，从基本结构上来说，埋入式进气道包括：进气道本体10，设置于机身内部，其前端连接至进气道入口11，其后端连接至发动机进气口。该进气道本体10进一步包括：内型面的第一进气段12和第二进气段13。

其中，第一进气段12，其前端连接至进气道入口11，并通过进气道入口与外界大气相连，其后端连接于进气道喉道，其中心线与水平面导流角的角度θ介于10°～30°之间，其截面呈圆角梯形。图3中，12’为第一进气段的圆角梯形横截面向外拉伸出来的等截面段。由于采用埋入式进气道设计，第一进气段12高于机身A表面的部分被裁切，进气道入口通过前唇口30、后唇口40等与台阶状的边界层隔道20相接。第二进气段13，连接于进气道喉道和进气道出口14，即发动机50的进气口，之间，其截面由圆角梯形过渡至正圆形的变截面段。

本领域技术人员应当理解，采用如上埋入式进气道的方式，进气道各截面平滑过渡，在保证进气道可以安装在机身的前提下，达到较好的进气质量。

图4为图1所示埋入式进气道侧剖的示意图。图5为图1所示埋入式进气道的俯视图。请参照图1～图5所示，本实施例中，为了隔离机身边界层，设置高出机身大约为当地边界层厚度的台阶形的边界层隔道20。

本实施例中，边界层隔道20独立于机身表面单独成型，且边界层隔道贴合于所述机身表面安装。其中的“贴合”可以是粘结、螺接、铆接等本领域通用的方式。本领域技术人员应当理解，边界层隔道独立于机身表面单独成型，贴合于机身表面安装，可以大大降低制作成本，提升安装、维护保养的灵活性。此外，边界层隔道也可以在机身表面蒙皮上直接形成，同样可以实现本发明，同样应当在本发明的保护范围之内。

请继续参照图1、图2、图5，本实施例中，边界层隔道20整体具有流线外形，其迎风侧形成前缘尖端。在进气道入口的下风侧，边界层隔道在机身表面逐渐收窄并在尾部呈开口设置，其高度光滑过渡至与机身平齐。通过上述手段，可以减小飞行器的飞行阻力和增强其隐身性。

传统埋入式进气道难以设置边界层隔道，边界层被吸入造成的总压损失和流动畸变问题难以解决。本发明通过台阶形式的边界层隔道隔离将边界层中的低能量流动排向进气道两侧，防止被进气道吸入，既有利于提高进气的总压恢复系数，也有利于提高进气的均匀度。同时，保证了边界层隔道的上表面足够的尺寸和面积使进气道可以平滑过渡联通外界大气。

请参照图4和图5，对于边界层隔道20而言，所述前缘尖端自下而上朝向远离进气道入口方向倾斜(前倾)。所述边界层隔道与机身表面所成的倾斜角角度α满足：50°≤α≤80°；所述边界层隔道的前缘尖端在机身表面的最大高度d约等于当地边界层的厚度，满足：3cm≤d≤8cm；前缘尖端的后掠角β满足：45°≤β≤60°。具体地，本实施例中，α＝60°；d＝5cm；β＝55°。

进一步地，边界层隔道20的顶部棱边设置为圆角过渡，圆角过渡半径r满足：10mm≤r≤20mm。具体地，本实施例中，r＝15mm。

图6为边界层隔道设计为后倾斜坡和本实施例边界层隔道前倾斜坡的剖面示意图。如图6中(C)所示，边界层隔道为后倾斜坡，且上部无圆角，转折较为锐利。对于该种类型的边界层隔道而言，在使用中可能导致边界层气流翻过台阶进入进气道，且容易在边界层隔道台阶上转折处产生分离涡，导致阻力增加和进气质量的降低。如图6中(D)所示，本实施例中，边界层隔道台阶为前倾斜坡，即自下而上朝向远离进气道入口方向倾斜。台阶前倾以防止边界层气流翻过边界层隔道台阶，从而减小了边界层气流进入埋入式进气道的量，提高了发动机进气质量。进一步地，边界层隔道的顶部棱边设置为圆角过渡，这样的设计可以减缓台阶上分离涡的产生，达到减阻和改善进气质量的效果。

为了验证本实施例中台阶形边界层隔道的效果，本发明还通过模拟仿真方式考察了台阶形边界层隔道对进气性能的影响。

图7为未添加唇口的简单进气道，其余设计参数相同、有/无此台阶形边界层隔道时进气道内的总压恢复系数截面云图的对比图。其中，A图为无边界层隔道，B图为有边界层隔道。σ为总压恢复系数，其值越低，代表流动损失越高，对发动机工作越不利。显然此边界层隔道成功隔除了来自机身边界层的低能量流动，进气道内下表面总压损失显著降低。

图8A为有/无此边界层隔道时，进气道出口的总压恢复系数指标随A/A_e的变化曲线。图8B为有/无此边界层隔道时，进气道出口的总压均匀度指标随A/A_e的变化曲线。如图8A和图8B所示，边界层隔道对总压恢复和总压均匀度的改善效果显著，在各A/A_e下，有边界层隔道的进气道总压恢复系数提高了0.005左右。

本领域技术人员应当理解，传统埋入式进气道的侧边容易卷起涡流，造成总压损失和流动畸变。在如上边界层隔道改进的基础上，本发明还通过前、后唇口的弯度设计，让一部分涡流排出进气道，从而提高进气的总压和均匀度，以下进行详细说明。

请参照图1、图2所示，前唇口30平滑地连接边界层隔道20上表面和进气道入口11之间，后唇口40为中间上凸的弧形结构，在后唇口两侧形成有低于边界层隔道的泄涡槽41。泄涡槽的底部设置为圆角过渡，其两侧分别平滑过渡至所述边界层隔道和后唇口外壁，其向后平滑过渡至机身表面。如此设置，可以使部分由侧边卷起的涡流从泄涡槽41排出进气道。

具体地，本实施例中，后唇口的弧形结构的曲率半径介于15cm～28cm之间，高度介于3～6cm之间；所述泄涡槽的深度介于2cm～5cm之间。

本领域技术人员应当理解，相比于矩形或者梯形形状，中间上凸的弧形结构的后唇口光滑连接了进气道内表面和边界层隔道上表面，减小了后唇口产生的阻力，降低了唇口发生流动分离的可能。

在某些现有技术中，进气道唇口为无光滑过渡处理，为一个棱角，会产生很强的侧边涡流，因此需要后唇口设计较大的泄涡槽处理。该设计在后唇口可能产生较大的阻力，且对于进气道内型面的破坏较大。在某些现有技术中，进气道具有后掠式台阶，这种情况下，泄涡槽还要承担排出部分后掠台阶排移的边界层的作用，因此也需要较大的泄涡槽的配合。

而在本发明中，边界层气流主要通过进气道前的台阶形边界层隔道排向两侧，而且在埋入式进气道侧边做了光滑的过渡处理，在很大程度上已经减小了侧边涡流的强度，因此不需要大的泄涡槽。并且，后唇口通过较小的弯度的设计，就可以达到足够的泄除涡流的作用。更为复杂的后唇口设计会增加一定的阻力，本发明相比于现有技术中的设计，在后唇口的两侧形成低于边界层隔道的泄涡槽，泄涡槽两侧平滑过渡至边界层隔道和后唇口外壁，向后平滑过渡至机身表面，尽可能提升了涡流泄除的效率，提升了进气道的进气质量，同时还可以减小后唇口的阻力，生产制造的难度也会降低。

为了验证本实施例中台阶形边界层隔道的效果，本发明还通过模拟仿真方式考察了两者对进气性能的影响。

图9为加入完整唇口后设计的外形和总压恢复系数云图。如图9所示，边界层隔道侧边采用了较为和缓的圆角过渡设计，减弱了涡的强度，同时后唇口两侧向下凹陷，使得一部分涡流从这个地方的泄涡槽排出进气道。

图10为加入完整唇口后设计的进气道出口总压恢复分布图。如图10所示，本实施例埋入式进气道在设计工况下，进气道出口处的总压恢复等值线图如下图所示。进气道出口总压分布较为均匀，总压恢复系数高。此时的进气道出口的总压恢复系数可以达到周向畸变指数达到/>满足发动机对进气道流场质量的要求。

还需要说明的是，本实施例中的台阶形边界层隔道和唇口的设计方式，还可以根据情况单独应用在埋入式进气道的设计中，分别用来改善因边界层和侧边涡流带来的总压损失。

至此，本发明实施例具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道介绍完毕。

根据本发明的第二个方面，还提供了一种无人机。该无人机包括：无人机机身；如上实施例所述的埋入式进气道，设置于无人机机身表面。其中，无人机机身可参照现有技术的相关说明。埋入式进气道可参照以上实施例的说明，此处均不再赘述。

至此，已经结合附图对本发明实施例进行了详细描述。依据以上描述，本领域技术人员应当对本发明有了清楚地认识。

综上所述，本发明提供一种通过将上述特征的台阶形边界层隔道和唇口特征结合应用在埋入式进气道入口设计上，可以同时改善因边界层和侧边涡流带来的总压损失，得到总压恢复和畸变性能较好的进气道设计，具有良好的应用前景。

需要说明的是，对于某些实现方式，如果其并非本发明的关键内容，且为所属技术领域中普通技术人员所熟知，则在附图或说明书正文中并未对其进行详细说明，此时可参照相关现有技术进行理解。

还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“内”、“外”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本发明的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。并且，图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本发明实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体的连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

除非明确指明为相反之意，本发明的说明书及权利要求中的数值参数可以是近似值，能够根据通过本发明的内容改变。具体而言，所有记载于说明书及权利要求中表示组成的含量、反应条件等的数字，应理解为在所有情况中是受到“约”的用语所修饰，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10％的变化、在一些实施例中±5％的变化、在一些实施例中±1％的变化、在一些实施例中±0.5％的变化。

再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。说明书与权利要求中所使用的序数例如“第一”、“第二”、等，以修饰相应的元件，其本意仅用来使具有某命名的一个元件得以和另一具有相同命名的元件能做出清楚区分，并不意味着该元件有任何的序数，也不代表某一元件与另一元件的顺序。

可以理解的是，提供如上实施例的目的仅是使得本发明满足法律要求，而本发明可以用许多不同形式实现，而不应被解释为限于此处所阐述的实施例。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单的更改或替换。

类似地，应当理解，为了精简本发明并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图，或者对其的描述中。然而，并不应将该发明的方法解释成反映如下意图：所要求保护的本发明需要比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如权利要求书所反映的那样，各个发明方面在于少于前面单个实施例的所有特征。并且，实施例可基于设计及可靠度的考虑，彼此混合搭配使用或与其他实施例混合搭配使用，即不同实施例中的技术特征可以自由组合形成更多的实施例。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种具有台阶形边界层隔道的埋入式进气道，其特征在于，包括：

进气道入口，设置为埋入机身表面；

边界层隔道，呈台阶状，绕所述进气道入口的外围呈流线型设置；

其中，所述边界层隔道的迎风侧形成前缘尖端，所述前缘尖端自下而上朝向远离进气道入口方向倾斜。

2.根据权利要求1所述的埋入式进气道，其特征在于，

所述边界层隔道与机身表面所成的倾斜角角度α满足：50°≤α≤80°；和/或

所述边界层隔道的前缘尖端在机身表面的最大高度d满足：3cm≤d≤8cm；前缘尖端的后掠角β满足：45°≤β≤60°。

3.根据权利要求2所述的埋入式进气道，其特征在于，α＝60°；d＝5cm；β＝55°。

4.根据权利要求2所述的埋入式进气道，其特征在于，所述边界层隔道的顶部棱边设置为圆角过渡，圆角过渡半径r满足：10mm≤r≤20mm。

5.根据权利要求1所述的埋入式进气道，其特征在于，所述边界层隔道独立于机身表面单独成型，且所述边界层隔道贴合于所述机身表面安装。

6.根据权利要求1所述的埋入式进气道，其特征在于，在进气道入口的下风侧，对于所述边界层隔道，其沿机身表面方向逐渐收窄并在尾部呈开口设置；其高度逐渐降低并平滑过渡至机身表面。

7.根据权利要求1所述的埋入式进气道，其特征在于，还包括：

前唇口，平滑地连接于所述边界层隔道的上表面与进气道入口之间；

后唇口，设置于所述进气道入口后方，所述边界层隔道的内侧，呈中间上凸的弧形结构，其两侧形成低于所述边界层隔道的泄涡槽。

8.根据权利要求7所述的埋入式进气道，其特征在于，

所述泄涡槽的底部设置为圆角过渡，其两侧分别平滑过渡至所述边界层隔道和后唇口外壁，其向后平滑过渡至机身表面；

所述后唇口的弧形结构的曲率半径介于15cm～28cm之间，高度介于3～6cm之间；所述泄涡槽的深度介于2cm～5cm之间。

9.根据权利要求7所述埋入式进气道，其特征在于，还包括：进气道本体，设置于机身内部；所述进气道本体包括：

第一进气段，其前端连接于所述进气道入口，通过进气道入口与外界大气相连，其后端连接于进气道喉道，其中心线与水平面导流角的角度介于10°～30°之间；其截面呈圆角梯形；

第二进气段，连接于所述进气道喉道和进气道出口之间，其截面由所述圆角梯形平滑过渡至正圆形。

10.一种无人机，其特征在于，包括：

无人机机身；

如权利要求1至9中任一项所述的埋入式进气道，设置于无人机机身表面。