阅读说明：本技术 一种改善naca口进气效率的通风冷却进气道 (Ventilation cooling air inlet channel for improving air inlet efficiency of NACA port ) 是由 杨成凤 张宏 于 2021-09-19 设计创作，主要内容包括：本申请属于飞行器设计技术领域,特别涉及一种改善NACA口进气效率的通风冷却进气道。该进气道在短舱或机身表面(1)上,且位于短舱或机身表面(1)附面层之后设置有埋入式的NACA进气口(2),短舱或机身表面(1)的位于NACA进气口(2)的周围安装有若干绕流柱(3),绕流柱(3)轴线方向为沿垂直于短舱或机身表面(1)向外延伸,形成绕流柱顶部,且所述绕流柱(3)的高度被设置为使绕流柱顶部略高于所述附面层。本申请通过在机身表面的埋入式NACA进气口附近布置绕流柱排来改善进气口的进气效率,结构简单,易于实现,同时通过调整绕流柱排的高度、安装角度,可以满足飞行器多状态使用需求,达到通风冷却流量与流动阻力之间的切换性选择。(The utility model belongs to the technical field of aircraft design, in particular to ventilation cooling intake duct of NACA mouth air intake efficiency improves. This intake duct is on nacelle or fuselage surface (1), and is located nacelle or fuselage surface (1) and attaches the surface course and be provided with NACA air inlet (2) of buryying behind the surface course, and a plurality of streams of streaming (3) are installed around being located NACA air inlet (2) on nacelle or fuselage surface (1), and outwards extend for following perpendicular to nacelle or fuselage surface (1) around streaming (3) axis direction, form around streaming top, just the height of streaming (3) is set up to make around streaming top be a little higher than attach the surface course. This application arranges around the flow column row near the formula of burying NACA air inlet at the fuselage surface and improves the air intake efficiency of air inlet, simple structure easily realizes, simultaneously through height, the installation angle of adjustment around the flow column row, can satisfy aircraft multistate user demand, reaches the switching nature between ventilation cooling flow and the flow resistance and selects.)

一种改善NACA口进气效率的通风冷却进气道

技术领域

本申请属于飞行器设计技术领域，特别涉及一种改善NACA口进气效率的通风冷却进气道。

背景技术

埋入式进气道没有突出于飞行器表面的构件，因此能够使飞行器保持尽可能“干净”的气动表面，不会对飞行器的气动性能造成破坏；但由于埋入式进气道工作在附面层内，对自由来流的捕获面积为零，因此其流通能力弱、流场品质差，这是制约它在工程上广泛应用的关键因素。

为了提升埋入式进气道的流通能力，发展出了多种技术措施，这些技术措施主要分为对进口侧棱线形状的改进和增设涡流发生器这两大类。进口侧棱线形状的改进对流通能力的提升非常有限；现有涡流发生器技术可以较好的提升埋入式进气道的流通能力，但对飞机表面流场造成了不同程度的破坏，增加了全机阻力。如何有效地提高埋入式进气道的进气效率，同时又控制涡流发生器引起的外流阻力，成为技术设计难点。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提供了一种改善NACA口进气效率的通风冷却进气道，有效提高位于机体中后部的埋入式进气道流通能力。

本申请改善NACA口进气效率的通风冷却进气道，在短舱或机身表面上，且位于短舱或机身表面附面层之后设置有埋入式的NACA进气口，短舱或机身表面的位于NACA进气口的周围安装有若干绕流柱，绕流柱轴线方向为沿垂直于短舱或机身表面向外延伸，形成绕流柱顶部，且所述绕流柱的高度被设置为使绕流柱顶部略高于所述附面层。

优选的是，NACA进气口包括斜板，斜板两侧形成两条侧棱边，侧棱边与短舱或机身表面交汇的侧棱线为NACA曲线，两条侧棱边在斜板的前端收缩，形成融入短舱或机身表面的接口，斜板后端斜向伸入机体内，以连接散热器冷边入口，所述绕流柱设置在NACA进气口的侧棱边外侧。

优选的是，侧棱边与短舱或机身表面的交接处为无倒角的直角边。

优选的是，在NACA进气口的每个侧棱边外侧沿侧棱边的侧棱线延伸方向至少设置有一排绕流柱。

优选的是，所述绕流柱的剖面为水滴形，水滴形头部对着来流方向，尖部靠近侧棱边。

优选的是，绕流柱剖面长度方向与侧棱边的侧棱线延伸方向成设定角度的锐角，且自斜板的前端至后端，各所述绕流柱对应的锐角角度不断变大，但最后一个绕流柱剖面轴线方向与侧棱边的侧棱线延伸方向平行；

其中，所述绕流柱剖面长度方向是指绕流柱的绕流柱剖面上自水滴形头部至尖部的方向。

优选的是，绕流柱的绕流柱剖面的长度为NACA进气口的斜板的最大宽度的1/3，绕流柱的绕流柱剖面的最大宽度与长度之比为1/3.5。

优选的是，所述绕流柱通过转动轴连接至短舱或机身表面下的驱动装置，所述转动轴沿绕流柱的轴向方向延伸，所述绕流柱被配置成受所述驱动装置驱动绕所述转动轴转动，以使绕流柱剖面长度方向与侧棱边的侧棱线延伸方向之间的锐角夹角可调。

优选的是，所述绕流柱被配置成受所述驱动装置驱动沿绕流柱轴向运动，以改变所述绕流柱凸出短舱或机身表面的高度。

优选的是，绕流柱的绕流柱剖面为三角形、翼型、矩形或者T形。

本申请绕流柱的布置属于外部涡流发生器范畴。通过对绕流柱排的高度、安装角度的变化，可以实现飞行器在不同飞行迎角、侧滑角状态下的通风冷却需求，在冷却流量需求较大时，绕流柱排的特定安装方式可有效提高埋入式进气道的进气流量，此时需要牺牲一定量的外流阻力，在冷却流量需求较小时，改变绕流柱排的安装角度及突出机体的高度，可迅速减小外流阻力，单纯依靠NACA进气口自身能力提供足够的冷却空气。

本申请通过在机身表面的埋入式NACA进气口附近布置绕流柱排来改善进气口的进气效率，结构简单，易于实现，同时通过调整绕流柱排的高度、安装角度，可以满足飞行器多状态使用需求，达到通风冷却流量与流动阻力之间的切换性选择。

附图说明

图1是本申请改善NACA口进气效率的通风冷却进气道的一优选实施例的外形总体安装示意图。

图2是本申请的NACA埋入式进气道及绕流柱排示意图。

图3是本申请的NACA埋入式进气道及绕流柱排侧视图。

图4是本申请的单独绕流柱示意图。

图5是本申请的绕流柱将气流导入NACA进气口的原理示意图。

其中，1—短舱或机身表面，2—NACA进气口，3—绕流柱，4—侧棱线，5—斜板，6—侧棱边，7—散热器冷边入口，8—绕流柱剖面。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请解决方法是在短舱/机身表面进气口两个侧楞附近布置特殊设计的绕流柱排，在NACA口进气量不足时，利用绕流柱排将更多的机体表面附面层气流引入NACA进气口内部，在不需要较多冷却空气时，调整绕流柱的高度和安装角度，以减小绕流柱产生的气动阻力，进而实现增大流量与控制阻力之间的选择切换。

本申请提供的改善NACA口进气效率的通风冷却进气道，主要包括短舱或机身表面1、NACA进气口2、绕流柱3，其中，NACA进气口2位于短舱或机身表面1的后段，绕流柱3底部连接短舱或机身表面1，NACA进气口2两侧，如图1、图3所示。

所述的NACA进气口2位于短舱或机身后段，不突出机体表面，为埋入式进气口，由于没有迎风面，前方附面层较厚，进气效率低，NACA进气口2的侧棱线4为NACA曲线，具有较长的斜板5，侧棱边6与短舱或机身表面1的交接处为无倒角的直角边，利于生成棱边涡，以卷入更多的附面层气流，进入散热器冷边入口7，如图2和图3所示。

所述的绕流柱3布置于NACA进气口2的上、下侧棱线4附近，前后布置若干排，绕流柱剖面8为水滴形，水滴形头部对着来流方向，尖部(尾部)靠近侧棱边6方向，绕流柱3与侧棱边6有一定的锐角夹角，与来流有一定的锐角夹角，沿程布置的多排绕流柱，与棱边的锐角角度依次增大，最后一个绕流柱为起到收尾控制的作用，与棱边切线方向平行，作用是减阻，这种布置方式有利于将更多的附面层气流导入NACA进气口2，如图1、图2和图5所示。

所述的绕流柱3的绕流柱剖面8的长度为NACA进气口2的斜板5的最大宽度的1/3左右，绕流柱3的绕流柱剖面8的最大宽度与长度之比约为1/3.5，绕流柱3的高度略高于附面层，如图4所示。

所述的绕流柱3的绕流柱剖面8可以是水滴形、也可以是三角形、翼型、、矩形、T形等多种形状。

所述的NACA进气口2的上下棱边的绕流柱3的角度可对称布置，还可根据迎角侧滑角不同而进行适应性调节，绕流柱内部可布置控制绕流柱的小机构，改变绕流柱的高度、角度等参数。例如，在一个具体的实施方式中，所述绕流柱3通过转动轴连接至短舱或机身表面1下的驱动装置，所述转动轴沿绕流柱3的轴向方向延伸，所述绕流柱3被配置成受所述驱动装置驱动绕所述转动轴转动，以使绕流柱3剖面长度方向与侧棱边6的侧棱线4延伸方向之间的锐角夹角可调；同理，所述绕流柱3还可以被配置成受所述驱动装置驱动沿绕流柱3轴向运动，以改变所述绕流柱3凸出短舱或机身表面1的高度。

可根据使用情况改变绕流柱的迎风面，当NACA口内气流流量足够时，可将绕流柱旋转至迎风面最小位置，前后绕流柱搭配成流线型，以减小整体阻力，当NACA口内气流不足时，再转动绕流柱至上述位置。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。