阅读说明：本技术 气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器 (Aircraft controlled by combination of pneumatic vortex generator and plasma synthetic jet ) 是由 黄河峡 于航 罗中岐 秦源 谭慧俊 林正康 蔡佳 于 2021-01-07 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器,包括弹体、埋入式进气道、位于弹体的气动式涡流发生器和位于进气道导流面的等离子体合成射流激励器。其中,通过气动式涡流发生器吹除了部分来流边界层,使得卷吸涡吸入能量较高的流体,另一方面在进气道导流面安装等离子体合成射流激励器,利用等离子体合成射流诱导出新的旋涡,在保持此旋涡强度不大的同时迫使底部的高能流向管道中心流动,从而进一步降低进气道出口截面的总压畸变。本发明充分利用了两种控制方法的优势,控制效果比单独控制均更优,耗气量不到发动机流量的0.5％,且可根据飞行状态自适应调整流动控制状态,具有广阔的工程实用前景。(The invention discloses an aircraft controlled by a pneumatic vortex generator and a plasma synthetic jet in a combined mode. The pneumatic vortex generator blows out part of an incoming flow boundary layer, so that the entrainment vortex sucks fluid with high energy, and on the other hand, a plasma synthetic jet exciter is arranged on a flow guide surface of the air inlet channel, and a new vortex is induced by using the plasma synthetic jet, so that the high energy at the bottom is forced to flow to the center of the pipeline while the strength of the vortex is kept small, and the total pressure distortion of the outlet section of the air inlet channel is further reduced. The invention fully utilizes the advantages of the two control methods, has better control effect than single control, has the air consumption less than 0.5 percent of the flow of the engine, can adaptively adjust the control state according to the flight state, and has wide engineering practical prospect.)

气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种埋入式进气道。

背景技术

进气道是吸气式推进系统的重要气动部件之一，先进进气道的设计在挖掘自身气动方面潜能的同时，必须同时注重其电磁隐身、结构长度和重量、外部阻力以及与飞行器的融合等一体化因素，埋入式进气应运而生。

埋入式进气道因在机身上不呈现任何突出部分而具有独一无二的一体化优势：首先，进口与机身表面完全融合，故能显著降低飞行器的迎风阻力，并大幅度减小进气道的结构重量；其次，有效地降低了进气道腔体以及进气道外表面与机身间角区的电磁回波，故具有良好的隐身性能；此外，S型埋入式进气道的使用还使得飞行器的携带、安装及箱式发射变得更加便利。为此，S型埋入式进气道吸引了国内外学术界和工程界众多科研技术人员的关注。

然而，S型埋入式进气道在自身气动设计上作出的牺牲是巨大的：(1)不能直接利用来流的冲压作用，主要依靠口面旋涡产生的卷吸作用诱导外流进入内通道，而口面旋涡实际上是一把“双刃剑”，在捕获来流的同时，也带来了较大的掺混损失，并使得内通道流动变得难以组织；(2)难以设置边界层隔道，故往往吸入了大量的机体边界层低能气流。为此，低的总压恢复系数、大的出口总压畸变、窄的稳定工作范围是埋入式进气道的重要缺陷，也是阻止其走向广泛使用的主要障碍。国内外一直有大量的研究工作致力于实现埋入式进气道内部旋流及其诱导分离的有效控制，其中主动式控制方法主要采用射流式涡流发生器，但单独采用射流式涡流发生器要想取得较好的控制效果，常需要从高压压气机引走超过主流流量1％的气流，这对发动机的推力和稳定工作边界造成了较大影响，而被动式流动控制方法主要为气动式涡流发生器，外凸的叶片不仅会存在脱落风险而且无法根据飞行状态调节，所以要发展一种能耗更小，能主动适应飞行器状态的流动控制方法。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供了一种气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器，目的是减少进入进气道内部的边界层，同时利用等离子体合成射流诱导的旋涡改善进气道出口总压分布，以便维持进气道出口总压基本不变的前提下降低出口总压畸变。

技术方案：为达到上述目的，本发明可采用如下技术方案：

一种气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器，包括弹体、位于弹体上的气动式涡流发生器、位于弹体内的埋入式进气道、位于埋入式进气道内的等离子体合成射流激励器；所述气动式涡流发生器有两对，气动式涡流发生器位于埋入式进气道进口上游的弹体表面上，等离子体合成射流激励器有两对，且位于埋入式进气道的进气道导流面上靠近埋入式进气道进口的位置。

进一步的，所述气动式涡流发生器距对称面的距离为0.44D，其中D为进气道出口直径；等离子体合成射流激励器有两对，最靠近对称面的激励器距对称面的距离为0.44D；所述对称面为飞行器对称纵剖的面。

进一步的，每对气动式涡流发生器沿流向前后布置，与弹体的交界面为矩形，靠近进气道进口的吹气缝距导流面进口的距离为5.14D，两个吹气缝之间的流向距离为1D，每对等离子合成射流激励器为展向布局，与进气道导流面的交界面为类平行四边形，距进气道导流面进口为0.55D，两个激励器之间的展向间距为0.12D。

进一步的，所述气动式涡流发生器的对称中线与弹体展向存在一定夹角，该夹角为20°～30°。

进一步的，等离子合成射流激励器的对称中线与来流方向和导流面的展向均存在一定的夹角，与来流方向夹角为25°，与导流面展向夹角为30°～60°。

进一步的，所述的气动式涡流发生器的总用气量小于进气道质量流量的0.5％，等离子体合成射流激励器工作频率为100Hz～2000Hz。

有益效果：本发明通过气动式涡流发生器和等离子体合成射流的组合控制，一方面通过气动式涡流发生器吹除了部分弹体发展而来的边界层，在较小用气量的情况下较大程度的降低了进气道出口总压畸变；另一方面等离子体合成射流诱导出的小尺度旋涡，将出口截面高能流向中心排挤，避免了无控制状态下低能流在对称面严重堆积，增加畸变的问题。并且组合控制方法相比于单独控制，控制效果更佳。可通过调节气动式涡流发生器的流量或者等离子体合成射流的工作频率等参数以主动适应飞行状态，具有更大的应用潜力。

附图说明

图1是本发明带有埋入式进气道的飞行器的半模构型三维结构示意图；

图2是本发明带有埋入式进气道的飞行器半模构型俯视图；

图3是图2沿A-A方向的剖视图及气动式涡流发生器局部放大图；

图4是图1中安装了等离子体合成射流的埋入式进气道内通道的半模构型的后视三维结构示意图；

图5是原型飞行器的空间流线分布；

图6是仅安装气动式涡流发生器的飞行器空间流线分布；

图7是仅安装等离子体合成射流激励器的飞行器空间流线分布；

图8是本发明采用气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器空间流线分布；

图9是原型飞行器出口截面总压分布云图；

图10是仅安装本发明所用的气动式涡流发生器的飞行器的埋入式进气道出口总压分布云图；

图11是仅安装本发明所用的等离子体合成射流激励器的飞行器的埋入式进气道出口总压分布云图；

图12是本发明采用气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器的埋入式进气道出口总压云图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。

参考图1至图4所示，为本发明提供的气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器，包括弹体1、位于弹体1上的气动式涡流发生器2、位于弹体内的埋入式进气道6、位于埋入式进气道6内的等离子体合成射流激励器4。该飞行器中的埋入式进气道6设计的巡航马赫数为0.7，出口马赫数为0.5。所述气动式涡流发生器2有两对，气动式涡流发生器2位于埋入式进气道6进口上游的弹体表面上，等离子体合成射流激励器4有两对，且位于埋入式进气道6的进气道导流面3上靠近埋入式进气道进口的位置。其中，气动式涡流发生器2与流向夹角为0°，与弹体展向夹角为20°，等离子体合成射流激励器与流向夹角为25°，与进气道导流面展向夹角为60°，工作频率为100Hz。通过三维数值仿真对上述模型进行对比分析。

如图5、图9所示，作为一个与本申请提供的飞行器的对比例，在现有技术中不具有气动式涡流发生器和等离子体合成射流激励器的飞行器中，即飞行器的原型方案，使用埋入式进气道时，由前体发展而来的边界层被侧棱形成的卷吸涡卷入进气道中，在内通道横向压力梯度和旋涡的作用下，最终形成了进气道出口截面上方的由旋涡主导的低总压区。

如图6、图10所示，作为一个与本申请提供的飞行器的对比例，如果设置的飞行器仅有气动式涡流发生器，使用埋入式进气道时，在气动式涡流发生器的作用下，弹体底部的一部分低能流体被吹除，使得卷吸入进气道的流体平均总压变高，从而进气道出口截面上方的低总压得到改善，同时截面底部的低能流受吹除影响也得到部分改善。

如图7、图11所示，作为一个与本申请提供的飞行器的对比例，如果设置的飞行器仅有等离子体合成射流激励器，使用埋入式进气道时，在导流面处诱导出新的旋涡，并在内通道横向压力梯度和旋涡作用下发展为进气道截面右下方的低总压区，同时截面上方的低总压区也有略微改善。

如图8、图12所示，而采用本实施方式提供的气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器，一方面气动式涡流发生器吹除了部分由弹体发展而来的边界层，使得进气道出口截面上方的低总压区得到改善，另一方面等离子体合成射流诱导出的强度较弱的旋涡结构使得高能流体向截面上方迁移，使得进气道出口截面总压分布更加均匀，进一步降低了进气道出口总压畸变。

如表1所示，本发明采用气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器较基准原型埋入式进气道在略微改善进气道出口总压恢复的同时，进气道出口总压畸变的改善效果明显，其中，进气道出口稳态畸变指数降低了24.07％，畸变指数DC₆₀降低了24.94％。

表1原型埋入式进气道与采用不同控制方案的埋入式进气道气动性能对比

本发明的具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。