一种埋入式微通道阵列及飞行器

本发明涉及进气道前体边界层内低能流迁移及流动控制领域，尤其是一种能够基于低能流自身能量自驱迁移的边界层低能流排移的埋入式微通道阵列。

背景技术：

1、进气道作为吸气式推进系统的重要组成部件，不仅需要高效地向发动机提供一定压力、温度和流量的空气，还肩负着出口流场均匀性调节等功能，其工作特性显著影响着飞行器的整体性能。此外，为了将飞行器宝贵的机头位置让出以便安装更加先进的机载雷达等电子设备，提高飞行器在战场中的生存优势，进气道一般位于机身中后段。对于安装于机身中后段的进气道而言，其将不可避免地面对由机身发展而来的边界层。与此同时，下一代飞行器更加注重高隐身特性，而进气道作为飞行器前向三大雷达强散射源之一，在进气道设计过程中必须更加注重隐身特性。

2、针对飞行器上游发展而来的边界层，常见的边界层排移措施有边界层吸除、边界层隔道、进口鼓包、涡流发生器等。其中，对于边界层吸除而言，其具有较高的边界层排移效率，但其需要飞行器提供一个低压气源，而这必将使得飞行器结构重量增大，使得飞行器获得的综合效益下降。对于边界层隔道而言，其可有效隔除由机身发展而来的边界层，避免其与进入进气道的主流发生耦合干扰。然而，在设置边界层隔道后，将不可避免地使得飞行器的隐身性能降低、迎风阻力增大以及重量上升等弊端。针对边界层隔道存在的上述弊端，研究人员提出了无隔道鼓包式进气道，因取消了边界层隔道、放气系统及其旁路系统，可使进气道在保证高总压恢复系数、低出口流场畸变等特性的同时，亦具有重量轻及隐身性能高等优势，但是无隔道鼓包式进气道由于其几何构型不可动，因此仅在一定的飞行范围内工作效率较高，同时由于鼓包依旧凸出于飞行器机体壁面，因此其仍存在一定的气动阻力，此外，在特定飞行条件下隐身性能有所降低。除上述依靠精心设计进气道构型以达到控制边界层的目标之外，国内外研究人员提出了在飞行器进气系统中使用涡流发生器来改善进气道工作性能的方法。尽管叶片式涡流发生器流动控制方法具有结构简单、无需额外质量或能量添加等优点，但是由于其不能跟随进气系统的工况变化而进行适应性调节，难以满足宽包线工作要求；在部分非设计工况下甚至可能使得进气系统性能出现显著下降。

3、故，需要一种新的技术方案以解决上述问题。

技术实现思路

1、发明目的：为解决上述问题，本发明的目的在于提供一种埋入式微通道阵列，实现无源且可以利用边界层内气流自身能量进行驱动、进行旁路输运的边界层排移效果。

2、本发明同时提供一种具有上述埋入式微通道阵列的飞行器，能够有效排移边界层内的低能流体，同时实现边界层排移装置与飞行器机身的融合。

3、技术方案：本发明公开的埋入式微通道阵列可采用以下技术方案。

4、一种埋入式微通道阵列，包括若干个并排等间距排列设置的埋入式微通道；每个埋入式微通道沿流向通道宽度(w)保持不变；

5、每个埋入式微通道均设有入口、出口，每个埋入式微通道包括自上游到下游依次首尾连通的导流段(l1)、入口整流段(l2)、轴向扩张段(l3)、弯曲扩张段(l4)和侧向扩张段(l5)；

6、其中导流段(l1)的长度为入口自前向后的长度；入口整流段(l2)为自导流段(l1)后端向压缩面内倾斜下沉埋入的沿流向方向直线段；轴向扩张段(l3)为自入口整流段(l2)后端弯折形成的沿流向方向直线段，且轴向扩张段(l3)的轴向与压缩面之间的夹角小于入口整流段(l2)的轴向与压缩面之间的夹角；弯曲扩张段(l4)为自轴向扩张段(l3)后端向侧面弯曲的沿流向方向弧线段；侧向扩张段(l5)为连通弯曲扩张段(l4)后端及出口的沿流向方向直线段。

7、进一步的，每个所述埋入式微通道沿流向高度逐渐扩张。

8、进一步的，导流段(l1)的导流角(α)取值范围为9°～14°。

9、进一步的，入口整流段(l2)的唇罩结构角(θ)不小于入口导流角(α)。

10、进一步的，入口导流段(l2)的扩张角(β)取值范围为1°～3°。

11、进一步的，每组埋入式微通道中的所有微通道弯曲扩张段(l4)管道中心线的圆心位置相同，相邻管道的管道中心线半径之差为相邻管道中心线间距。

12、进一步的，轴向扩张段(l3)、弯曲扩张段(l4)和侧向扩张段(l5)均为上壁面不扩张而下避免扩张的单边扩张，扩张段内上壁面与x方向夹角为0°，扩张段内下壁面与x方向夹角(δ)为1°；x方向为水平方向。

13、进一步的，入口整流段(l2)与轴向扩张段(l3)相交处进行倒圆处理，上壁面倒圆半径(r1)和下壁面倒圆半径(r2)应不小于8h；轴向扩张段(l3)的流向长度(l3)不大于5h；h为入口整流段(l2)的入口高度；侧向扩张段(l5)出口角度(ε)的取值应不大于60°。

14、进一步的，埋入式微通道阵列中第1通道(1)～第n通道(n)弯曲扩张段(l4)的管道中心线半径(r3)与管道宽度(w)的比值r3/w设置为：

15、第1通道(1)r3/w的最小值为4.5，第2通道(2)～第n-1通道(n-1)r3/w的最小值为3.6，通道(n)r3/w的最小值为2.0；其中第1通道为埋入式微通道阵列位于一边最外侧且长度最长的埋入式微通道；第n通道为埋入式微通道阵列位于另一边最外侧且长度最短的埋入式微通道；第2通道(2)～第n-1通道(n-1)为自第1通道开始依次排列至与第n通道相邻的n-1个埋入式微通道。

16、有益效果：本发明提供的埋入式微通道阵列可实现利用边界层内气流自身能量进行驱动、通过微通道阵列进行旁路运输将有效隔断低能流体和主流之间的不利耦合作用，灵活实现前体低能流的自驱迁移，从而显著改善进气道的气动性能。此外，通过埋入式的进口段设计，可将微通道阵列整体嵌入壁面内部，从而与机体气动型面进行完全融合，机身表面无任何凸起。与传统流动控制技术相比，其具有无源、迎风阻力小、融合程度高、占用空间小等优点。

17、本发明同时提供具有该埋入式微通道阵列的飞行器，采用以下技术方案：该埋入式微通道阵列设置于飞行器的进气系统入口上游，将由进气系统入口上游机体发展而来的边界层排移至进气系统入口两侧。

技术特征：

1.一种埋入式微通道阵列，其特征在于，包括若干个并排等间距排列设置的埋入式微通道；每个埋入式微通道沿流向通道宽度(w)保持不变；

2.根据权利要求1所述的埋入式微通道阵列，其特征在于，每个所述埋入式微通道沿流向高度逐渐扩张。

3.根据权利要求1或2所述的埋入式微通道阵列，其特征在于，导流段(l1)的导流角(α)取值范围为9°～14°。

4.根据权利要求1或2所述的埋入式微通道阵列，其特征在于，入口整流段(l2)的唇罩结构角(θ)不小于入口导流角(α)。

5.根据权利要求1或2所述的埋入式微通道阵列，其特征在于，入口导流段(l2)的扩张角(β)取值范围为1°～3°。

6.根据权利要求1或2所述的埋入式微通道阵列，其特征在于，每组埋入式微通道中的所有微通道弯曲扩张段(l4)管道中心线的圆心位置相同，相邻管道的管道中心线半径之差为相邻管道中心线间距。

7.根据权利要求1或2所述的埋入式微通道阵列，其特征在于，轴向扩张段(l3)、弯曲扩张段(l4)和侧向扩张段(l5)均为上壁面不扩张而下壁面扩张的单边扩张，扩张段内上壁面与x方向夹角为0°，扩张段内下壁面与x方向夹角(δ)为1°；x方向为水平方向。

8.根据权利要求1或2所述的埋入式微通道阵列，其特征在于，入口整流段(l2)与轴向扩张段(l3)相交处进行倒圆处理，上壁面倒圆半径(r1)和下壁面倒圆半径(r2)应不小于8h；轴向扩张段(l3)的流向长度(l3)不大于5h；h为入口整流段(l2)的入口高度；侧向扩张段(l5)出口角度(ε)的取值应不大于60°。

9.根据权利要求1或2所述的埋入式微通道阵列，其特征在于，埋入式微通道阵列中第1通道(1)～第n通道(n)弯曲扩张段(l4)的管道中心线半径(r3)与管道宽度(w)的比值r3/w设置为：

10.一种具有如权利要求1至9中任一项所述埋入式微通道阵列的飞行器，其特征在于：该埋入式微通道阵列设置于飞行器的进气系统入口上游，将由进气系统入口上游机体发展而来的边界层排移至进气系统入口两侧。

技术总结本发明公开了一种埋入式微通道阵列及飞行器，利用边界层内气流自身能量进行驱动，通过设计具有埋入式入口特征的微通道，引导低能流体流入微通道，并经由微通道排移至机体两侧，以此隔断边界层内的低能流体与主流之间的不利耦合作用，灵活实现飞行器前体低能流的自驱动迁移，从而提升进气道的气动性能。本设计方法设计出的埋入式微通道与飞行器机体高度融合，沿来流方向表面无任何凸起。与传统边界层排移方法相比，其具有无源、迎风面积小、流动阻力小等优点。技术研发人员：谭慧俊,唐学斌,黄河峡,秦源,尹昊伟,徐晨恩,陈孜昂受保护的技术使用者：南京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/4/17