一种背负式埋入式进气道及其流动控制方法

本发明涉及发动机进气道，具体涉及一种背负式埋入式进气道及其流动控制方法。

背景技术：

1、现代化战争对飞行器的性能提出了更高要求，在追求飞行器高速飞行的同时，也必须兼顾其生存能力，即提高自身的隐身性能。和以往传统设计的暴露在外部的进气道不同，埋入式进气道将进气道的进口和机身外表面连成一体，把整个内流道埋入机身之中。这样的设计使机身表面不存在任何的凸起，不仅减小了雷达的散射面积，提高其隐身性能，还有效降低了飞行过程中的迎风阻力。除了上述优点之外，由于进气道被嵌入到机身结构内部，可以减小飞行器整体尺寸，提高空间利用率。所以，拥有诸多优势的埋入式进气道受到国内外研究者的倍加关注。

2、然而，埋入式进气道的进口完全置于机身表面之中，不能像传统进气道充分利用来流冲压进气，它仅能依靠进口处垂直于来流方向的压力梯度和侧棱产生的漩涡进气；同时机身前体较长，来流边界层自然发展到进气道进口位置时已经变得非常厚，而且气流流经进气道弯曲的内流道时，可能产生流动分离。上述情况导致大量的低能流进入到埋入式进气道中，使得进气道出口截面畸变指数较大。由于这些问题的存在，埋入式进气道在飞行器中的应用受到了较大的限制。因此，需发展新型的进气道。

技术实现思路

1、发明目的：为解决上述问题，本发明提供了一种背负式埋入式进气道及其流动控制方法，降低了埋入式进气道出口截面的畸变指数，同时结构简单，能够与下游发动机一体化，具有良好的工程应用价值。

2、技术方案：为实现上述目的，本发明所述的背负式埋入式进气道包括设于飞行器机身背面的扰流片、自飞行器机身开口形成的进气道进口，自进气道进口向内凹陷形成的进气道唇口、与进气道唇口连接的内流道；所述两片扰流片间的流道自前向后逐渐扩展；内流道内设有边界层抽吸孔。

3、进一步的，所述进气道唇口包括前唇口、后唇口；唇口侧棱连接两唇口且为两条自前向后向外逐渐扩展的第一直线，所述前唇口为自前向后宽度逐渐变大的圆弧线；后唇口包括两条自该唇口对称中心倾斜的第二直线，且该两条第二直线相交处形成钝角；两条第二直线相交处在后唇口与唇口侧棱相交处的较前位置，后唇口与侧棱相交处为圆弧形倒角。

4、进一步的，所述边界层抽吸孔对称设于在内流道内的左右侧壁。

5、进一步的，所述边界层抽吸孔的形状为平行四边形，底边长为b，高为c，满足60mm≤b≤62mm，20mm≤c≤22mm。

6、进一步的，所述扰流片设于埋入式进气道进口上游，扰流片与飞行器机身的中心线夹角角度在0°～90°之间。

7、进一步的，所述扰流片设有两个并对称安装，呈横置的“八”字形。

8、进一步的，所述扰流片的厚度为a，高度为h，长度为l，厚度a满足1.0mm≤a≤2.5mm，长度l满足24δ≤h≤30δ，高度h满足0.5δ≤h≤0.6δ。

9、进一步的，所述δ是流场中扰流片前缘点的当地边界层厚度。

10、本发明所述的背负式埋入式进气道的流动控制方法通过安装扰流片及将边界层抽吸孔与低压源相连，并产生压差力。

11、进一步的，所述低压源包括引射喷管，低压源设于飞行器机身内。

12、有益效果：本发明较于现有技术，具有如下显著效果：通过在飞行器机身背部安装扰流片，以及在背负式埋入式进气道内流道设置边界层抽吸孔这两种流动控制方法组合，将飞行器较长机身前体带来的边界层低能流排移出进气道外，以此提高其性能。

技术特征：

1.一种背负式埋入式进气道，其特征在于，包括设于飞行器机身(2)背面的扰流片(3)、自飞行器机身(2)开口形成的进气道进口，自进气道进口向内凹陷形成的进气道唇口、与进气道唇口连接的内流道(9)；所述两片扰流片(3)间的流道自前向后逐渐扩展；内流道(9)内设有边界层抽吸孔(8)。

2.根据权利要求1所述的背负式埋入式进气道，其特征在于，所述进气道唇口包括前唇口(4)、后唇口(6)；唇口侧棱(7)连接两唇口且为两条自前向后向外逐渐扩展的第一直线，所述前唇口(4)为自前向后宽度逐渐变大的圆弧线；后唇口(6)包括两条自该唇口对称中心倾斜的第二直线，且该两条第二直线相交处形成钝角；两条第二直线相交处在后唇口(6)与唇口侧棱(7)相交处的较前位置，后唇口(6)与侧棱(7)相交处为圆弧形倒角。

3.根据权利要求1所述的背负式埋入式进气道，其特征在于，所述边界层抽吸孔(8)对称设于在内流道(9)内的左右侧壁。

4.根据权利要求1所述的背负式埋入式进气道，其特征在于，所述边界层抽吸孔(8)的形状为平行四边形，底边长为b，高为c，满足60mm≤b≤

5.根据权利要求1所述的背负式埋入式进气道，其特征在于，所述扰流片(3)设于埋入式进气道进口(5)上游，扰流片(3)与飞行器机身(2)的中心线夹角角度在0°～90°之间。

6.根据权利要求1所述的背负式埋入式进气道的流动控制方法，其特征在于，所述扰流片(3)设有两个并对称安装，呈横置的“八”字形。

7.根据权利要求1所述的背负式埋入式进气道，其特征在于，所述扰流片(3)的厚度为a，高度为h，长度为l，厚度a满足1.0mm≤a≤2.5mm，长度l满足24δ≤h≤30δ，高度h满足0.5δ≤h≤0.6δ。

8.根据权利要求7所述的背负式埋入式进气道，其特征在于，所述δ是流场中扰流片(3)前缘点的当地边界层厚度。

9.一种如权利要求1至8所述的背负式埋入式进气道的流动控制方法，其特征在于，通过安装扰流片(3)及将边界层抽吸孔(8)与低压源相连，并产生压差力。

10.权利要求9所述的背负式埋入式进气道的流动控制方法，其特征在于，所述低压源包括引射喷管，低压源设于飞行器机身内。

技术总结本发明涉及发动机进气道技术领域，具体涉及一种背负式埋入式进气道及其流动控制方法。所述背负式埋入式进气道的流动控制方法是通过在飞行器机身背部安装扰流片，以及在进气道内流道设置边界层抽吸孔这两种流动控制方法组合，将较长飞行器机身发展的厚边界层内低能流排移出进气道外，防止被进气道吸入使得进气道性能恶化。相较于现有技术，本发明极大减少吸入的飞行器机身边界层，并有效吸除背负式埋入式进气道侧棱旋涡内的低能流体，大幅降低其畸变指数，结构简单且能够与下游发动机一体化，具有良好的工程应用价值。技术研发人员：黄河峡,周志宏,唐学斌,李方波,徐晨恩,许耀宇,林正康,兰磊,吕凡熹,赵飞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：2024/6/13