一种新型埋入式进气道的制作方法

1.本发明涉及飞行器气动技术领域，尤其涉及一种新型埋入式进气道。


背景技术：

2.埋入式进气道是将进口埋入飞行器，无突起部分的进气道。埋入式进气道迎风面积小、雷达散射面积小，故其迎风阻力小、隐身性能好；同时埋入式进气道与弹身/机身融于一体，有效减小飞行器尺寸，有利于飞行器的安放、携带和箱式发射。然而，由于埋入式进气道进口完全置于弹身/机身附面层，无法利用来流冲压进气，仅依靠前唇口垂直于来流方向的压强梯度和侧棱产生的旋涡进气，故埋入式进气道会吸入大量附面层，同时侧棱旋涡易导致较大的气流掺混损失，这使得埋入式进气道总压损失和出口截面流场畸变较大。
3.专利cn102249004公开了一种使用埋入式进气道的飞行器，其在躯体部设有吹气缝及高压腔，用于吹除边界层；专利cn10194570公开了一种基于旋涡排泄的埋入式进气道及使用该进气道的飞行器，其在内通道侧壁设有一对放气槽，通过放气槽将内通道中的旋涡和低能流放出，不能排出侧棱漩涡，或是抑制侧棱漩涡进入内通道，进而导致出口流场畸变较大。


技术实现要素：

4.本发明所解决的技术问题在于提供一种新型埋入式进气道，以解决上述背景技术中的问题。
5.本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：一种新型埋入式进气道，包括进气口（1）、出气口（2）、侧棱（3）、内通道（4）、低能流放泄口（5）、低能流放泄通道（6）、前导流面（7）、后导流面（8）及旋涡低能流导向器（9），其中，前导流面（7）上设置有旋涡低能流导向器（9），旋涡低能流导向器（9）后方设置有内通道（4），内通道（4）两侧对称设置有低能流放泄口（5），低能流放泄口（5）与低能流放泄通道（6）连通，后导流面（8）设置在内通道（4）后方。
6.进一步，前导流面（7）以内通道（4）的内通道进口（16）为界，分为前导流面上游（17）和前导流面下游（18），前导流面上游（17）沿顺航向位于前导流面下游（18）的前方，旋涡低能流导向器（9）呈类四面体结构，位于前导流面上游（17）上方，并关于进气道对称面对称；旋涡低能流导向器（9）包括放泄底面（10）、分流面（11）、两个放泄侧面（12）和放泄上面（13），放泄底面（10）与前导流面（7）贴合，放泄底面（10）最下游位置位于内通道进口（16）的上游，放泄底面（10）形状为类三角形结构；分流面（11）为垂直于前导流面（7）的弧形曲面，其高度为来流附面层的厚度，分流面（11）位于前导流面上游（17）的上游，离内通道进口（16）的距离为前导流面上游（17）流向长度的1/3，分流面（11）最高点低于进气口（1），由前唇口进入通道的低能流流经旋涡低能流导向器（9）的分流面（11）后分为两路分别流向低能流放泄口（5），由低能流放泄通道（6）排出进气道。
7.进一步，新型埋入式进气道应用于无人机中，两个放泄侧面（12）为垂直于前导流面（7）的平面，放泄侧面（12）关于进气道对称面对称，放泄侧面（12）可诱发旋涡从而抑制侧棱（3）旋涡进入，也即由进口侧棱（3）产生的旋涡及其卷吸的边界层低能流无法进入内通道（4），即使进入也可直接通过低能流放泄口（5）排出；进一步，放泄上面（13）包括上游平面（14）和下游平面（15），上游平面（14）和进气口（1）平面所成的锐角小于下游平面（15）和进气口（1）平面所成的锐角，由此可有效减小阻力，上游平面（14）呈类等腰三角形结构，下游平面（15）呈类等腰梯形结构，上游平面（14）与下游平面（15）光滑过渡，下游平面（15）与前导流面上游（17）光滑过渡，主流区高能流体则通过放泄上面（13）流进内通道（4）。
8.进一步，放泄侧面（12）连接分流面（11）和位于同侧的低能流放泄口（5），低能流放泄口（5）为圆角矩形结构，单个低能流放泄口（5）面积为内通道进口（16）面积的1/6，且关于进气道对称面对称开设，低能流放泄口（5）沿顺航向位于内通道进口（16）后方，分布于内通道进口（16）两侧，离内通道进口（16）的距离为内通道（4）流向长度的1/40；两个低能流放泄通道（6）分别连接低能流放泄口（5），位于低能流放泄口（5）下游，且关于进气道对称面对称开设，低能流放泄通道（6）横截面积连续增大。
9.进一步，新型埋入式进气道应用于具有隐身要求的飞行器，两个放泄侧面（12）设置为垂直于前导流面（7）的多级平面，以提高飞行器隐身性能；同时将后导流面（8）进口设置为锯齿形结构，以满足引射需求。
10.进一步，新型埋入式进气道应用于具有引射要求的飞行器，增加尾舱（20）、发动机（21）及引射喷管（22），两个放泄侧面（12）设置为垂直于前导流面（7）的圆弧曲面，出气口（2）连接发动机（21）进口，低能流放泄通道（6）与尾舱（20）连通，尾舱（20）上设置有引射喷管（22），流经低能流放泄通道（6）的旋涡低能流流向尾舱（20），这部分流体温度较低，以对尾舱（20）空间进行冷却，进一步流经引射喷管（22），排出飞行器。
11.有益效果：本发明在进气道前导流面设置旋涡低能流导向器，由前唇口进入通道的低能流流经旋涡低能流导向器分流面后分为两路分别流向低能流放泄口，通过低能流放泄通道排出进气道；同时，旋涡低能流导向器的放泄侧面可诱发旋涡从而抑制侧棱旋涡进入，也即由进口侧棱产生的旋涡及其卷吸的边界层低能流无法进入内通道，即使进入也可直接通过低能流放泄口排出；主流区高能流体则通过放泄上面流进内通道，有效减少流入埋入式进气道的边界层低能流，改善卷吸入埋入式进气道的气流品质，从而提高埋入式进气道的总压恢复系数，降低出口畸变指数。
附图说明
12.图1为本发明的较佳实施例中的应用于常规无人机总体结构示意图。
13.图2~3为本发明的较佳实施例中的应用于常规无人机进气道结构示意图。
14.图4为本发明的较佳实施例中的应用于常规无人机效果示意图。
15.图5为本发明的较佳实施例中的应用于具有隐身要求的飞行器总体结构示意图。
16.图6~7为本发明的较佳实施例中的应用于具有隐身要求的飞行器进气道结构示意图。
17.图8为本发明的较佳实施例中的应用于具有引射要求的飞行器总体结构示意图。
18.图9~10为本发明的较佳实施例中的应用于具有引射要求的飞行器进气道结构示意图。
19.图11为本发明的较佳实施例中的应用于具有引射要求的飞行器旋涡低能流的流动轨迹示意图。
20.图示说明：图4中，a为主流区高能流，b为侧棱卷吸旋涡，c为装置诱发旋涡，d为低能流，e为来流；图11中，m为由引射喷管排出，n为低能流在尾舱内的流动。
具体实施方式
21.为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
22.实施例1参见图1~4所示的一种新型埋入式进气道，应用于无人机，包括进气口（1）、出气口（2）、两条侧棱（3）、内通道（4）、两个低能流放泄口（5）、两个低能流放泄通道（6）、前导流面（7）、后导流面（8）、旋涡低能流导向器（9）、放泄底面（10）、分流面（11）、两个放泄侧面（12）、放泄上面（13）、上游平面（14）、下游平面（15）、内通道进口（16）、前导流面上游（17）、前导流面下游（18）及无人机（19），其中，进气口（1）埋入至无人机（19）内，前导流面（7）以内通道进口（16）为界，分为前导流面上游（17）和前导流面下游（18），前导流面上游（17）沿顺航向位于前导流面下游（18）的前方，旋涡低能流导向器（9）呈类四面体结构，位于前导流面上游（17）上方，并关于进气道对称面对称；旋涡低能流导向器（9）包括放泄底面（10）、分流面（11）、两个放泄侧面（12）和放泄上面（13），放泄底面（10）与前导流面（7）贴合，放泄底面（10）最下游位置位于内通道进口（16）的上游，放泄底面（10）形状为类三角形结构；分流面（11）为垂直于前导流面（7）的弧形曲面，其高度为来流附面层的厚度，分流面（11）位于前导流面上游（17）的上游，离内通道进口（16）的距离为前导流面上游（17）流向长度的1/3，分流面（11）最高点低于进气口（1），由前唇口进入通道的低能流流经旋涡低能流导向器（9）的分流面（11）后分为两路分别流向低能流放泄口（5），由低能流放泄通道（6）排出进气道；两个放泄侧面（12）为垂直于前导流面（7）的平面，放泄侧面（12）关于进气道对称面对称，放泄侧面（12）可诱发旋涡从而抑制侧棱（3）旋涡进入，也即由进口侧棱（3）产生的旋涡及其卷吸的边界层低能流无法进入内通道（4），即使进入也可直接通过低能流放泄口（5）排出；放泄上面（13）包括上游平面（14）和下游平面（15），上游平面（14）和进气口（1）平面所成的锐角小于下游平面（15）和进气口（1）平面所成的锐角，由此可有效减小阻力，上游平面（14）呈类等腰三角形结构，下游平面（15）呈类等腰梯形结构，上游平面（14）与下游平面（15）光滑过渡，下游平面（15）与前导流面上游（17）光滑过渡，主流区高能流体则通过放泄上面（13）流进内通道（4）。
23.放泄侧面（12）连接分流面（11）和位于同侧的低能流放泄口（5），低能流放泄口（5）为圆角矩形结构，单个低能流放泄口（5）面积为内通道进口（16）面积的1/6，且关于进气道对称面对称开设，低能流放泄口（5）沿顺航向位于内通道进口（16）后方，分布于内通道进口（16）两侧，离内通道进口（16）的距离为内通道（4）流向长度的1/40；两个低能流放泄通道
（6）分别连接低能流放泄口（5），位于低能流放泄口（5）下游，且关于进气道对称面对称开设，低能流放泄通道（6）横截面积连续增大。
24.实施例2参见图5~7所示的一种新型埋入式进气道，应用于具有隐身要求的飞行器，包括进气口（1）、出气口（2）、两条侧棱（3）、内通道（4）、两个低能流放泄口（5）、两个低能流放泄通道（6）、前导流面（7）、后导流面（8）、旋涡低能流导向器（9）、放泄底面（10）、分流面（11）、放泄侧面（12）、放泄上面（13）、上游平面（14）、下游平面（15）、内通道进口（16）、前导流面上游（17）、前导流面下游（18）及飞行器（19），进气口（1）埋入飞行器（19）内，前导流面（7）以内通道进口（16）为界，分为前导流面上游（17）和前导流面下游（18），前导流面上游（17）沿顺航向位于前导流面下游（18）的前方，基于引射需求，后导流面（8）进口设置为锯齿形结构；旋涡低能流导向器（9）呈类四面体形状，位于前导流面上游（17）上方，关于进气道对称面对称；旋涡低能流导向器（9）包括放泄底面（10）、分流面（11）、两个放泄侧面（12）和放泄上面（13），放泄底面（10）与前导流面（7）贴合，放泄底面（10）最下游位置位于内通道进口（16）的上游，放泄底面（10）形状为类三角形；分流面（11）为垂直于前导流面（7）的弧形曲面，其高度为来流附面层的厚度，分流面（11）位于前导流面上游（17）的上游，离内通道进口（16）的距离为前导流面上游（17）流向长度的1/3，分流面（11）最高点低于进气口（1），由前唇口进入通道的低能流流经旋涡低能流导向器（9）的分流面（11）后分为两路分别流向低能流放泄口（5），通过低能流放泄通道（6）排出进气道；为提高飞行器隐身性能，两个放泄侧面（12）设置为垂直于前导流面（7）的多级平面，放泄侧面（12）关于进气道对称面对称，放泄侧面（12）可诱发旋涡从而抑制侧棱（3）旋涡进入，也即由进口侧棱（3）产生的旋涡及其卷吸的边界层低能流无法进入内通道（4），即使进入也可直接通过低能流放泄口（5）排出；放泄上面（13）包括上游平面（14）和下游平面（15），上游平面（14）和进气口（1）平面所成的锐角小于下游平面（15）和进气口（1）平面所成的锐角，由此可有效减小阻力，上游平面（14）呈类等腰三角形结构，下游平面（15）呈类等腰梯形结构，上游平面（14）与下游平面（15）光滑过渡，下游平面（15）与前导流面上游（17）光滑过渡，主流区高能流体则通过放泄上面（13）流进内通道（4）。
25.放泄侧面（12）连接分流面（11）和位于同侧的低能流放泄口（5），低能流放泄口（5）为圆角矩形结构，单个低能流放泄口（5）面积为内通道进口（16）面积的1/6，且关于进气道对称面对称开设，低能流放泄口（5）沿顺航向位于内通道进口（16）后方，分布于内通道进口（16）两侧，离内通道进口（16）的距离为内通道（4）流向长度的1/40；两个低能流放泄通道（6）分别连接低能流放泄口（5），且位于低能流放泄口（5）下游，关于进气道对称面对称开设，低能流放泄通道（6）横截面积逐渐增大。
26.实施例3参见图8~11所示的一种新型埋入式进气道，应用于具有引射要求的飞行器，包括进气口（1）、出气口（2）、两条侧棱（3）、内通道（4）、两个低能流放泄口（5）、两个低能流放泄通道（6）、前导流面（7）、后导流面（8）、旋涡低能流导向器（9）、放泄底面（10）、分流面（11）、两个放泄侧面（12）、放泄上面（13）、上游平面（14）、下游平面（15）、内通道进口（16）、前导流面上游（17）、前导流面下游（18）、飞行器机身（19）、尾舱（20）、发动机（21）及引射喷管（22），进气口（1）埋入飞行器机身（19）内，出气口（2）连接发动机（21）进口，前导流面（7）以内通道
进口（16）为界，分为前导流面上游（17）和前导流面下游（18），前导流面上游（17）沿顺航向位于前导流面下游（18）的前方，低能流放泄通道（6）通向尾舱（20）；旋涡低能流导向器（9）呈类四面体形状，位于前导流面上游（17）的上方，关于进气道对称面对称，旋涡低能流导向器（9）包括放泄底面（10）、分流面（11）、两个放泄侧面（12）和放泄上面（13），放泄底面（10）与前导流面（7）贴合，放泄底面（10）最下游位置位于内通道进口（16）上游，放泄底面（10）形状为类三角形结构；分流面（11）为垂直于前导流面（7）的弧形曲面，其高度为来流附面层的厚度，分流面（11）位于进气道前导流面上游，离内通道进口（16）的距离为前导流面上游（17）流向长度的1/3，分流面（11）最高点低于进气口（1），由前唇口进入通道的低能流流经旋涡低能流导向器（9）的分流面（11）后分为两路分别流向低能流放泄口（5），通过低能流放泄通道（6）排出进气道流向尾舱（20）；两个放泄侧面（12）为垂直于前导流面（7）的圆弧曲面，放泄侧面（12）关于进气道对称面对称，放泄侧面（12）可诱发旋涡从而抑制侧棱（3）旋涡进入，也即由进口侧棱（3）产生的旋涡及其卷吸的边界层低能流无法进入内通道（4），即使进入也可直接通过低能流放泄口（5）排出，通过低能流放泄通道（6）流向尾舱（20）；放泄上面（13）包括上游平面（14）和下游平面（15），上游平面（14）与进气口（1）平面所成的锐角小于下游平面（15）与进气口（1）平面所成的锐角，由此可有效减小阻力，上游平面（14）呈类等腰三角形结构，下游平面（15）呈类等腰梯形结构，上游平面（14）与下游平面（15）光滑过渡，下游平面（15）与前导流面上游（17）光滑过渡，主流区高能流体则通过放泄上面（13）流进内通道（4）；放泄侧面（12）连接分流面（11）和位于同侧的低能流放泄口（5），低能流放泄口（5）为圆角矩形，单个低能流放泄口（5）面积为内通道进口（16）面积的1/5，且关于进气道对称面对称开设，低能流放泄口（5）沿顺航向位于内通道进口（16）后方，分布于内通道进口（16）两侧，离内通道进口（16）的距离为内通道（4）流向长度的1/40；两个低能流放泄通道（6）分别连接低能流放泄口（5），位于低能流放泄口（5）下游，且关于进气道对称面对称开设，低能流放泄通道（6）横截面积逐渐增大，流经低能流放泄通道（6）的旋涡低能流流向尾舱（20），这部分流体温度较低，可以对尾舱（20）空间进行冷却，进一步流经引射喷管（22），排出飞行器，因此还可以起到增推和减小红外辐射的作用。
27.通过对上述新型埋入式进气道进行仿真计算结果表明，相较于常规的埋入式进气道，在来流马赫数0.60、来流攻角2度、进气道出口马赫数0.32的工况下，进气道总压恢复系数由0.92提高至0.945，综合畸变指数由2.75%降至2.1%；基于实践经验，进气道总压恢复系数每增加1%，其他条件相同的基础上，飞行器速度增加1%；进气道性能好，耗油率减少，可有效提升飞行器航程；基于实践经验，进气道总压恢复系数每增加1%，装油量相同的基础上，飞行器航程增加2%，航程相同的基础上，可以装更少的油，有效减小飞行器重量；同时将漩涡低能流导向器设置在前导流面上，可有效遮挡发动机进口风扇叶片，提升动力装置的隐身效果；进气道排气由引射喷管排出，由此可实现对发动机舱的冷却，同时起到增推和减少红外辐射的作用，进一步提升飞行器隐身性能。

技术特征：
1.一种新型埋入式进气道，包括进气口（1）、出气口（2）、侧棱（3）、内通道（4）、低能流放泄口（5）、低能流放泄通道（6）、前导流面（7）、后导流面（8）及旋涡低能流导向器（9），其特征在于，前导流面（7）上设置有旋涡低能流导向器（9），旋涡低能流导向器（9）后方设置有内通道（4），内通道（4）进口两侧对称设置有低能流放泄口（5），低能流放泄口（5）与低能流放泄通道（6）连通，后导流面（8）设置在内通道（4）后方。2.根据权利要求1所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，前导流面（7）以内通道（4）的内通道进口（16）为界，分为前导流面上游（17）和前导流面下游（18），前导流面上游（17）沿顺航向位于前导流面下游（18）的前方，旋涡低能流导向器（9）位于前导流面上游（17）上方，并关于进气道对称面对称。3.根据权利要求2所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，旋涡低能流导向器（9）呈类四面体结构。4.根据权利要求2所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，旋涡低能流导向器（9）包括放泄底面（10）、分流面（11）、两个放泄侧面（12）和放泄上面（13），其中，放泄底面（10）与前导流面（7）贴合，放泄底面（10）最下游位置位于内通道进口（16）的上游，分流面（11）位于前导流面上游（17）的上游，分流面（11）最高点低于进气口（1），由前唇口进入通道的低能流流经旋涡低能流导向器（9）的分流面（11）后分为两路分别流向低能流放泄口（5），由低能流放泄通道（6）排出进气道。5.根据权利要求4所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，放泄底面（10）形状为类三角形结构。6.根据权利要求4所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，分流面（11）离内通道进口（16）的距离为前导流面上游（17）流向长度的1/3。7.根据权利要求4所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，放泄上面（13）包括上游平面（14）和下游平面（15），上游平面（14）与进气口（1）平面所成的锐角小于下游平面（15）与进气口（1）平面所成的锐角。8.根据权利要求4所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，放泄侧面（12）连接分流面（11）和位于同侧的低能流放泄口（5）。9.根据权利要求4所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，低能流放泄口（5）沿顺航向位于内通道进口（16）后方，分布于内通道进口（16）两侧。10.根据权利要求4所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，低能流放泄通道（6）横截面积连续增大。11.根据权利要求1~10任一项所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，新型埋入式进气道应用于无人机中，两个放泄侧面（12）为垂直于前导流面（7）的平面。12.根据权利要求1~10任一项所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，新型埋入式进气道应用于具有隐身要求的飞行器，两个放泄侧面（12）设置为垂直于前导流面（7）的多级平面。13.根据权利要求12所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，后导流面（8）进口设置为锯齿形结构。14.根据权利要求1~10任一项所述的一种新型埋入式进气道，其特征在于，新型埋入式进气道应用于具有引射要求的飞行器，增加尾舱（20）、发动机（21）及引射喷管（22），并将两
个放泄侧面（12）设置为垂直于前导流面（7）的圆弧曲面，出气口（2）连接发动机（21）进口，低能流放泄通道（6）与尾舱（20）连通，尾舱（20）上设置有引射喷管（22），流经低能流放泄通道（6）的旋涡低能流流向尾舱（20），以对尾舱（20）空间进行冷却，进一步流经引射喷管（22），排出飞行器。

技术总结
一种新型埋入式进气道，包括进气口（1）、出气口（2）、侧棱（3）、内通道（4）、低能流放泄口（5）、低能流放泄通道（6）、前导流面（7）、后导流面（8）及旋涡低能流导向器（9），其中，前导流面（7）上设置有旋涡低能流导向器（9），旋涡低能流导向器（9）后方设置有内通道（4），内通道（4）两侧对称设置有低能流放泄口（5），低能流放泄口（5）与低能流放泄通道（6）连通，后导流面（8）设置在内通道（4）后方。本发明有效减少流入埋入式进气道的边界层低能流，改善卷吸入埋入式进气道的气流品质，从而提高埋入式进气道的总压恢复系数，降低出口畸变指数。降低出口畸变指数。


技术研发人员：屈冬平 李玉亮 任志文 万丽颖 卢杰 安平 万志明 王春利 陈尊敬 赵政衡 童佳慧 肖毅 高骏冬 杨佳壁 周俊伟 王天绥 万俊丹 朱健平
受保护的技术使用者：江西洪都航空工业集团有限责任公司
技术研发日：2022.12.28
技术公布日：2023/5/9