[发明专利]一种双通道的埋入式进气道

说明书

本发明公开了一种双通道的埋入式进气道。包括设置于飞行器机体(7)上的进气通道，进气通道内沿其轴线设置有内通道(1)，进气通道内壁与内通道(1)外壁间形成放泄通道(2)；内通道(1)和放泄通道(2)的进气口与飞行器机体(7)平齐。本发明解决了当前埋入式进气道总压恢复系数较低和出口流场畸变较大的技术问题。

技术领域

本发明属于飞机进气道设计技术领域，具体涉及一种双通道的埋入式进气道。

背景技术

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，有效减小了飞行器尺寸，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，同时侧棱旋涡会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。

发明内容

本发明的目的是：提供了一种双通道的埋入式进气道。本发明解决了当前埋入式进气道总压恢复系数较低和出口流场畸变较大的技术问题。

本发明的技术方案是：一种双通道的埋入式进气道，包括设置于飞行器机体上的进气通道，进气通道内沿其轴线设置有内通道，进气通道内壁与内通道外壁间形成放泄通道；内通道和放泄通道的进气口与飞行器机体平齐。

前述的双通道的埋入式进气道中，放泄通道内设置有对称面连接支板，用于固定内通道。

前述的双通道的埋入式进气道中，内通道和放泄通道的后唇口间经后唇口连接支板连接。

前述的双通道的埋入式进气道中，所述后唇口连接支板宽度h小于内通道的后唇口宽度H。

前述的双通道的埋入式进气道中，所述内通道的前唇口设有导流斜面Ⅰ。

前述的双通道的埋入式进气道中，所述放泄通道的前唇口设有导流斜面Ⅱ。

前述的双通道的埋入式进气道中，所述的放泄通道和内通道的口面面积之比为1/10～1/8。

前述的双通道的埋入式进气道中，所述的放泄通道和内通道前唇口呈外凸的弧形结构。

本发明的优点是：本发明的双通道的埋入式进气道除内通道外还设置有放泄通道，沿来流方向的低能流流经放泄通道前唇口后直接进入放泄通道排出，进入内通道的则为主流区高能流体；同时，由放泄通道侧棱产生的旋涡及其卷吸的边界层，流经放泄通道侧棱后进入放泄通道排出，由内通道侧棱产生的旋涡向下游发展流经内通道后唇口进入放泄通道排出或直接排出。也即本发明减少了流入埋入式进气道的边界层低能流，改善了卷吸入埋入式进气道的气流品质，从而有效提高了埋入式进气道的总压恢复系数，降低出口畸变指数。

仿真计算结果表明，本发明的双通道的埋入式进气道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°、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0.94，综合畸变指数由2.75％降至2.2％。

同时，发动机燃烧室燃烧产生高温高压的燃气，导致发动机表面和尾舱形成的空间温度较高，而飞行器常在这个位置布置部件，有些部件有工作温度的限制，因此在这种情况下需要严格限制尾舱内的温度，本发明的双通道的埋入式进气道由放泄通道排出的漩涡低能流可以通向尾舱，对发动机表面与尾舱形成的空间进行冷却，降低有温度限制的部件的工作温度，保证其稳定正常工作。

另外，本发明的双通道的埋入式进气道可配合引射喷管使用，也即在发动机尾喷管处安装引射喷管，由放泄通道排出的漩涡低能流可以通向尾舱进一步流向引射喷管，还可以起到增加推力、减少红外辐射的作用。

附图说明

图1是本发明结构示意图；