CN103935524B - 一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道，包括主进气道及辅助进气道。主进气道可以选择S弯型进气道或者埋入式进气道，S弯型进气道的进口底边与机身表面贴合，埋入式进气道的进口与机身表面完全融合。辅助进气道内通道连通飞行器环控***或机舱引气管道，并且辅助进气道融合布置在主进气道的内部通道内。本发明可取消机体上独立布置的辅助进气道以及边界层隔道，从而降低飞行器的气动阻力，并提升其雷达隐身性能。同时，通过内通道中多组微型涡流发生器和辅助进气口的相互配合，本发明还可将主进气道中的低能气流集中供给辅助进气道使用，从而显著改善主进气道的总压恢复系数和流场畸变性能。

Description

一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种亚声速进气道。

背景技术

亚声速飞行器是吸气式飞行器中最为常见、应用最为广泛的一类飞行器，其动力***的进气道一般有皮托式进气道、S弯进气道、埋入式进气道等形式。出于发动机安装、气动干扰以及附加气动阻力、雷达隐身等方面因素考虑，S弯进气道、埋入式进气道在现代先进亚声速飞行器上的应用越来越为普遍。

请结合图1及图2所示，S弯进气道是一种内通道呈S形弯曲的进气道，其可将外部气流引导至机体内部，为发动机完全沉入飞行器机体内的总体布局服务。相比皮托式进气道而言，S弯进气道由于内管道存在两个反向的弯曲而诱导了两对以上的旋涡出现，使得其气动性能偏低，这包括总压恢复系数偏低和总压畸变指数偏高等方面。并且，为了避免吸入机体表面的边界层低能气流，S弯进气道的进口20一般会从机身21表面抬起，设置专门的边界层隔道22来对边界层气流进行隔除。显然，由于隔道的采用增加了整个进气装置的迎风面积，并形成了雷达波的角反射器，为此会使得飞行器的气动阻力增加而雷达隐身性能下降。

埋入式进气道是一种将进口埋入机体内，在机体表面不呈现任何突起部分的特殊亚声速进气道。由于其具有较低的迎风阻力、较好的隐身性能、便于箱式发射和维修保养等诸多优点，故受到了国内外研究者的广泛关注。然而，由于埋入式进气道无法设置边界层隔道，使得大量的机体边界层气流被卷吸进入内通道，为此与其他两类进气道相比，其出口总压恢复系数较低、流场畸变指数较高，甚至部分飞行状态下难以与发动机恰当匹配。为了提高埋入式进气道的气动性能，拓宽其飞行包线范围，有研究考虑在其进口上游的飞行器机身上安装多片机械式涡流发生器，结果发现虽然能够使其总压恢复系数提高约3％，且总压畸变指数达到发动机稳定工作的要求，但由于机械式涡流发生器给飞行器带来的附加阻力可能高达全机的6％，同时还导致了雷达隐身变差、不便于维护等缺点，因此未在实际中得到实用。最近，也有研究提出在机体上安装气动式涡流发生器的设计概念，旨在克服机械式涡流发生器的上述不利影响，但是其需要消耗高压气源，且对埋入式进气道气动性能的改善幅度有限。

另外一方面，对一般的飞行器而言，除了需要设计给发动机供气的主进气道以外，还需要安置辅助进气道，以供飞行器的环控***使用或给机舱内的电子设备冷却除湿使用。该类辅助进气道的用气量相对较小，且对总压恢复系数、流场畸变等气动性能的要求并不高。由于分属于不同的飞行器子***，辅助进气道往往与主进气道分开设计，通过专门设计且独立布置在机体其它部位的进气口进行引气，这会导致一定的气动阻力，对飞行器的雷达隐身性能也不利。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道。通过对主进气道以及辅助进气道的改进和融合，本发明能够降低飞行器的气动阻力，提升飞行器雷达隐身性能，并且改善主进气道的总压恢复系数和流场畸变性能。

为达到上述目的，本发明内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道可采用如下技术方案：

一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道，包括主进气道及辅助进气道；所述主进气道包括主进气口、主进气道导流面、主进气道侧壁、主进气道唇口、主进气道内通道；所述辅助进气道包括辅助进气口及辅助进气道内通道，该辅助进气道内通道连通飞行器环控***或机舱引气管道；所述辅助进气口位于主进气道导流面或/和主进气道侧壁，所述辅助进气口以及主进气道内通道共同接收自主进气口吸入的空气；所述辅助进气口与主进气口之间的主进气道导流面或/和主进气道侧壁上设有若干呈对称分布的微型涡流发生器。

本发明将常规设计中独立布置的主进气道与辅助进气道进行集成设计，把辅助进气道融合布置在主进气道的内部通道内，可取消机体上独立布置的辅助进气道以及边界层隔道，从而降低飞行器的气动阻力，并提升其雷达隐身性能。同时，通过内通道中多组微型涡流发生器和辅助进气口的相互配合，本发明还可将主进气道中的低能气流集中供给辅助进气道使用，从而显著改善主进气道的总压恢复系数和流场畸变性能。

附图说明

图1是现有技术的具有S弯型进气道的飞行器方案的立体图。

图2是现有技术的具有S弯型进气道的飞行器方案的剖视示意图。

图3是本发明内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道第一种实施方式的剖视示意图。

图4是图3所示第一种实施方式的正视示意图。

图5是图3所示第一种实施方式中气流流动的组织原理图。

图6是本发明内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道第二种实施方式的剖视示意图。

图7是图6所示第二种实施方式中气流流动的组织原理图。

具体实施方式

请参阅图3、图4、图5所示，为本发明内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道的第一种实施方式，该第一种实施方式中的主进气道为埋入式进气道。该亚声速进气道包括主进气道及辅助进气道。所述主进气道包括主进气口1、主进气道导流面2、主进气道侧壁3、主进气道唇口4、连接飞行器发动机5的主进气道内通道6。所述辅助进气道包括辅助进气口7及辅助进气道内通道8，该辅助进气道内通道8连通飞行器环控***或机舱引气管道9；所述辅助进气口7可以选择的位于主进气道导流面2或/和主进气道侧壁3，具体的说，若辅助进气口7为1个，则布置在主进气道导流面2上；若为2个，则对称布置在主进气道侧壁3上；若为3个，则主进气道导流面2上布置1个，其余2个对称布置在主进气道侧壁3上。所述辅助进气口7以及主进气道内通道8共同接收自主进气口1吸入的空气。所述辅助进气口7与主进气口1之间的主进气道导流面2或/和主进气道侧壁3上设有若干呈对称分布的微型涡流发生器10。所述微型涡流发生器10呈对称布置，安装在辅助进气道进口7上游的主进气道导流面2和侧壁3上，其具体数量、位置、角度需要配合低能流的流动情况和辅助进气口7的设置情况来进行对应的设置。在飞行器飞行时，机身附近的主流11连同边界层气流12一起进入主进气口1，供主进气道和辅助进气道共同使用。其中主进气道中的主流流入发动机5中使用，而聚集在主进气道导流面4和主进气道侧壁5上的低能流13可以被引入辅助进气道中从而显著改善主进气道的总压恢复系数和流场畸变性能。一般情况下本发明可将埋入式进气道的总压恢复系数提高3％以上。并且辅助进气道的辅助进气口7不需要设置于飞行器机身14的外表面上，而是位于主进气道之内，这样对于飞行器机身14来说只需要设置主进气口1即可，从而降低飞行器的气动阻力，并提升其雷达隐身性能。所述微型涡流发生器10被用于进一步对主进气道中的低能流13进行控制，使其向辅助进气口7附近集中，以更好地被辅助进气道所捕获。所述辅助进气道的外壁15向主进气道内通道6内凸出，所述辅助进气道的外壁15的横截面为弧形，其辅助进气口7的数量、形状与具***置则根据主进气道中的低能流13分布规律进行确定，以保证低能流13能够顺利地进入辅助进气道的内通道8。为了避免因主进气道内的流动速度过高而导致显著的总压损失，所述主进气道进口3的面积要比常规设计偏大，并保证其进口马赫数在0.70以下。

请参阅图6所示，为本发明内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道的第二种实施方式，该第二种实施方式中的主进气道为S弯型进气道。其主进气道同样具有主进气口1’、主进气道导流面2’、主进气道侧壁3’、主进气道唇口4’、连接飞行器发动机5’的主进气道内通道6’。辅助进气道也同样包括辅助进气口7’及辅助进气道内通道8’，该辅助进气道内通道8’连通飞行器环控***或机舱引气管道9’，辅助进气口7’也可以选择位于主进气道导流面2’或/和主进气道侧壁3’上。对于S弯主进气道，其主进气口1’的底边10’与机身表面11’完全贴合，并且不具有现有技术的S弯型进气道中的边界层隔道(现有技术中的边界层隔道请参阅图1和图2中所示)，从而降低飞行器的气动阻力，并避免形成雷达波的角反射器，提升其雷达隐身性能。请结合图7所示，机身附近的主流12’连同边界层气流13’一起进入主进气口，供主进气道和辅助进气道共同使用。由于S弯型进气道导流面中后段的压强较高，所述辅助进气口7’既可以采用第一种实施方式中的凸出式，也可以采用埋入式，将该辅助进气口7’完全埋入在主进气道的导流面2’内。另外，同样设置的微型涡流发生器14’被用于进一步对主进气道中的低能流15’进行控制，使其能够更好地被辅助进气口7’捕获。这样，既满足飞行器环控***或机舱冷却用气需求，降低飞行器的气动阻力和雷达散射截面积，又可显著改善主进气道的总压恢复系数和流场畸变性能。一般情况下，本发明可将S弯进气道的总压恢复系数提高1％以上。

本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，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和润饰，这些改进和润饰也应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 (4)

1.一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道，包括主进气道及辅助进气道；所述主进气道包括主进气口、主进气道导流面、主进气道侧壁、主进气道唇口、主进气道内通道；所述辅助进气道包括辅助进气口及辅助进气道内通道，其特征在于：该辅助进气道内通道连通飞行器环控***或机舱引气管道；所述辅助进气口位于主进气道内部的导流面或/和主进气道侧壁上，所述辅助进气口以及主进气道内通道共同接收自主进气口吸入的空气；所述辅助进气口与主进气口之间的主进气道导流面或/和主进气道侧壁上设有若干呈对称分布的微型涡流发生器。

2.根据权利要求1所述的内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道，其特征在于：若辅助进气口为1个，则布置在主进气道导流面上；若为2个，则对称布置在主进气道侧壁上；若为3个，则主进气道导流面上布置1个，其余2个对称布置在主进气道侧壁上。

3.根据权利要求1或2所述的内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道，其特征在于：所述主进气道为埋入式进气道，主进气口完全埋入机身内部，其辅助进气口向主进气道内通道凸出，且辅助进气道的外壁与主进气道内壁光顺融合。

4.根据权利要求1所述的内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道，其特征在于：所述微型涡流发生器与辅助进气口配合使用，将主进气道内的低能流向辅助进气口引导。