阅读说明：本技术 一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器 (Swirl air inlet embedded type air inlet channel, working mode thereof and aircraft ) 是由 万丽颖 王天绥 肖毅 任志文 赵胜海 安平 陈尊敬 赵政衡 王春利 万志明 戴佳 于 2019-12-05 设计创作，主要内容包括：本发明实施例公开了一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式,以及飞行器,包括：设置于弹体腹部的埋入式进气道,以及设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置；其中,旋流流动控制装置,用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布,使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。本发明实施例解决了现有用于减少低能量附面层对进气道性能影响的方式,由于无法完全解决由于低能量附面层在进气道前导流面形成的分离包,而影响埋入式进气道的性能。(The embodiment of the invention discloses a swirl air inlet embedded type air inlet channel and a working mode thereof, and an aircraft, wherein the swirl air inlet embedded type air inlet channel comprises: the device comprises an embedded air inlet channel arranged at the belly of the projectile body and a rotational flow control device arranged at the belly of the projectile body and positioned at the front end of the air inlet channel; the rotational flow control device is used for changing the flow direction of the airflow, the structure of the airflow fluid and the energy distribution of the airflow, so that the rotational flow type airflow fluid with uniform energy distribution is formed before the airflow enters the air inlet channel. The embodiment of the invention solves the problem that the performance of the embedded air inlet is influenced because a separation packet formed by the low-energy boundary layer on the front flow guide surface of the air inlet cannot be completely solved in the conventional mode for reducing the influence of the low-energy boundary layer on the performance of the air inlet.)

一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器

技术领域

本申请涉及但不限于飞行器进气道技术领域，尤指一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器。

背景技术

为满足航空武器低飞行阻力、高隐身性能和多平台挂载的要求，外部尺寸小、阻力低和高隐身的埋入式进气道被航空武器广泛使用。

进气道作为飞行器推进系统的重要组成部分，其性能将直接影响作战使用性能，而埋入式进气道性能受低能量来流附面层影响较大，尤其是在较小流量状态，进气道吸入的低能流附面层在逆压梯度(即发动机产生的负压)的影响下，在前导流面会形成较大分离，进气道总压恢复系数和周向畸变指数急剧下降，为提高埋入式进气道性能，研究者们提出了许多流动控制方法，以减少低能量附面层的低能流对进气道性能影响，例如，在弹体表面或进气道内通道加置扰流片、进气道内通道设置放气腔。

但是，上述用于减少低能量附面层对进气道性能影响的方法只能改变低能量附面层的流动方向或将部分低能流附面层排出进气道，无法完全解决由于低能量附面层形成的分离包。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器，以解决现有用于减少低能量附面层对进气道性能影响的方式，由于无法完全解决由于低能量附面层在进气道前导流面形成的分离包，而影响埋入式进气道的性能。

本发明实施例提供一种旋流进气埋入式进气道，包括：设置于弹体腹部的埋入式进气道，以及设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置；

其中，所述旋流流动控制装置，用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布，使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。

可选地，如上所述的旋流进气埋入式进气道中，所述埋入式进气道包括进气口，进气道内通道和进气道出口；

从所述进气口进入所述进气道内通道的气流流体为经所述旋流流动控制装置进行旋流处理后，能量分布均匀的旋流式气流流体。

可选地，如上所述的旋流进气埋入式进气道中，所述旋流流动控制装置设置于所述弹体腹部形成有低能流附面层的位置。

可选地，如上所述的旋流进气埋入式进气道中，所述旋流流动控制装置与所述进气口的距离在500米到700米之间。

可选地，如上所述的旋流进气埋入式进气道中，

所述旋流流动控制装置为涡流发生器。

可选地，如上所述的旋流进气埋入式进气道中，

发动机产生的负压对进气道内通道内能量分布均匀的旋流式气流流体的影响，远远小于所述发动机产生的负压对进气道内通道内具有低能流附面层的气流流体的影响。

可选地，如上所述的旋流进气埋入式进气道中，进入所述进气道内通道的内能量分布均匀的旋流式气流流体，在发动机负压的作用力下，未在进气道的前导流面形成分离包。

本发明实施例还提供一种旋流进气埋入式进气道的工作方法，采用如上述任一项所述的旋流进气埋入式进气道执行工作方法，所述工作方法包括：

通过设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置对低能流附面层进行旋流处理；

所述对低能流附面层进行的旋流处理，改变了气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布，使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。

本发明实施例还提供一种飞行器，包括：导弹，以及如上述任一项所述的旋流进气埋入式进气道；

所述旋流进气埋入式进气道设置于所述弹体的腹部，且形成有低能流附面层的区域。

本发明实施例提供的旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器，通过在弹体腹部、且位于进气道前端位置的设置一旋流流动控制装置，将含有低能流附面层的气流流体，转变成能量分布均匀的旋流式气流流体，使得进入进气道内通道的气流能量分布均匀，总能量提升，进气道内通道内气流受逆压梯度影响小，可较大幅度提升中小流量下进气道恢复系数，同时大大改善进气道出口能量均匀度，降低进气道出口周向畸变指数。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种旋流进气埋入式进气道的结构示意图；

图2为未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体示意图；

图3为采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体示意图；

图4为未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体的原理示意图；

图5为采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体的原理示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

以下通过几个具体实施例对本发明提供的技术方案进行详细说明。本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种旋流进气埋入式进气道的结构示意图。本实施例提供的旋流进气埋入式进气道可以包括：设置于弹体腹部的埋入式进气道4，以及设置于弹体腹部、且位于进气道4前端位置的旋流流动控制装置2；

本发明实施例中的旋流流动控制装置2，用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布，使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。

针对当前埋入式进气道受附面层低能流影响，并针对中小流量状态进气道性能差的问题，本发明实施例提出了一种旋流进气埋入式进气道以及使用该进气道的飞行器。本发明实施例中的旋流流动控制装置2例如可以为一涡流发生器。

本发明实施例提供的旋流进气埋入式进气道，通过在弹体1腹部，且位于进气道4前端一定位置处，设置一种旋流流动控制装置2，在该旋流流动控制装置2的作用下，可以改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布，气流进入进气道之前为能量分布均匀的旋流式气流。

图2为未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体示意图，图3为采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体示意图。

参照图1到图3所示，埋入式进气道4包括进气口3，进气道4内通道和进气道出口5，气流流经弹体1形成一定厚度的低能流附面层，经过旋流流动控制装置2改变气流流动方向以及流体结构，经一定距离发展，形成能量分布均匀的旋流式流体，由埋入式进气道进气口3进入埋入式进气道4的内通道内，在埋入式进气道4内充分流动后由埋入式进气道出口5流出，即进入发动机进气口。

在本发明实施例中，旋流流动控制装置2可以设置于弹体1腹部形成有低能流附面层的位置，例如，旋流流动控制装2与进气口3的距离可以在500米到700米之间。

需要说明的是，上述图1到图3均以弹体腹部在上的方式为例予以示出，图4为未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体的原理示意图，图5为采用本发明实施例中的旋流流动控制装置所形成的气流流体的原理示意图。

如图2和图4所示，由于发动机产生的负压会形成逆压梯度，在未采用本发明实施例中的旋流流动控制装置的情况下，低能流附面层在逆压梯度的影响下，在进气道的前导流面会形成较大分离包。

如图3和图5所示，虽然发动机产生的负压会形成逆压梯度，在采用本发明实施例中的旋流流动控制装置的情况下，由于从进气口3进入进气道4内通道的气流流体为经旋流流动控制装置2进行旋流处理后，能量分布均匀的旋流式气流流体，因此，即便是在发动机负压的作用力下，也未在进气道的前导流面会形成分离包。

通过图4和图5可以看出，发动机产生的负压对进气道内通道内能量分布均匀的旋流式气流流体的影响，远远小于发动机产生的负压对进气道内通道内具有低能流附面层的气流流体的影响。

本发明实施例提供的旋流进气埋入式进气道，通过在弹体腹部、且位于进气道前端位置的设置一旋流流动控制装置，将含有低能流附面层的气流流体，转变成能量分布均匀的旋流式气流流体，使得进入进气道内通道的气流能量分布均匀，总能量提升，进气道内通道内气流受逆压梯度影响小，可较大幅度提升中小流量下进气道恢复系数，同时大大改善进气道出口能量均匀度，降低进气道出口周向畸变指数。

基于本发明实施例提供的定几何宽速域超音速进气道，本发明实施例还提供一种旋流进气埋入式进气道的工作方法，包括如下步骤：

通过设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置对低能流附面层进行旋流处理；

对低能流附面层进行的旋流处理，改变了气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布，使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。

本发明实施例提供的定旋流进气埋入式进气道的工作方法为本发明上述各实施例中的旋流进气埋入式进气道所执行的工作方法，与上述旋流进气埋入式进气道具有相同的技术效果。

基于本发明实施例提供的旋流进气埋入式进气道，本发明实施例还提供一种飞行器，该飞行器例如为一导弹，该飞行器可以包括：导弹，如本发明任一实施例提供的旋流进气埋入式进气道；

参照图1到图5所示，该旋流进气埋入式进气道设置于弹体的腹部，且形成有低能流附面层的区域。

本发明上述实施例适用于利用涡流发生器产生旋流进气的埋入式进气道及使用该装置的飞行器。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。