專利名稱：使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器，尤其是一種使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器。
背景技術(shù)：
埋入式進(jìn)氣道是一種將進(jìn)口埋入機(jī)身或機(jī)翼之中，不呈現(xiàn)任何突起部分的特殊進(jìn)氣道。這樣的設(shè)計能夠有效的減小飛行器的迎風(fēng)面積，降低迎風(fēng)阻力和雷達(dá)散射截面積，從而具有較好的隱身性能。除了上述優(yōu)點外，由于其與彈身/機(jī)身融于一體，可使飛行器周向尺寸相對減小，有利于飛行器的安放、攜帶和箱式發(fā)射。以上諸多的優(yōu)勢使得埋入式進(jìn)氣道愈來愈受到國內(nèi)外研究者的關(guān)注。但是，正是由于埋入式進(jìn)氣道的進(jìn)口完全置于機(jī)身/彈身表面的邊界層中，無法像傳統(tǒng)進(jìn)氣道那樣充分利用來流沖壓進(jìn)氣，僅能依賴前唇口垂直于來流方向的壓強(qiáng)梯度和側(cè)棱產(chǎn)生的旋渦進(jìn)氣。這就使得埋入式進(jìn)氣道進(jìn)口處吸入了大量的彈身/機(jī)身邊界層低能流，內(nèi)通道中的總壓損失和氣流摻混損失較大，因而總壓恢復(fù)系數(shù)較低，出口流場畸變較大。目前，埋入式進(jìn)氣道作為輔助進(jìn)氣系統(tǒng)的相關(guān)技術(shù)已發(fā)展較為成熟，且得到了廣泛的應(yīng)用。但由于上述問題的存在，埋入式進(jìn)氣道作為主進(jìn)氣系統(tǒng)的應(yīng)用受到了較大的限制。因此，需要一種新的技術(shù)方案以解決上述問題。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決現(xiàn)有的埋入式進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)較低，出口流場畸變較大的問題，本發(fā)明提供了一種總壓恢復(fù)系數(shù)較高，出口流場畸變較小的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器。為達(dá)到上述目的，本發(fā)明可采用如下技術(shù)方案—種使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，該使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器包括軀體部及位于軀體部內(nèi)的埋入式進(jìn)氣道；所述埋入式進(jìn)氣道包括進(jìn)氣口以及內(nèi)通道；所述軀體部上設(shè)
有吹氣縫。本發(fā)明所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，通過在埋入式進(jìn)氣道進(jìn)口前的飛行器軀體部上開設(shè)吹氣縫將軀體部表面的邊界層吹除，較好的改善了埋入式進(jìn)氣道進(jìn)口前的邊界層特性，改善了卷吸入埋入式進(jìn)氣道的氣流品質(zhì)，從而提高了埋入式進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，降低了出口的流場畸變，具有較好的工程應(yīng)用前景。


圖1是本發(fā)明使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器的仰視圖。圖2是本發(fā)明使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器的內(nèi)部示意圖，該示意圖展示了該飛行器從對稱面剖開的狀態(tài)。圖3是本發(fā)明使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器的內(nèi)部示意圖，該示意圖展示了該飛行器從圖2的B-B截面剖開的狀態(tài)。
具體實施例方式請參閱圖1所示，本發(fā)明公開了一種使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器。在本實施方式中，所述埋入式進(jìn)氣道類型為基于彈體表面吹氣的埋入式進(jìn)氣道。所述使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器1具有軀體部2，所述基于彈體表面吹氣的埋入式進(jìn)氣道埋入于所述軀體部2中，且進(jìn)氣口 5位于軀體部2的底部。所述軀體部2上設(shè)有吹氣縫3，所述吹氣縫3在軀體部2上是對稱開設(shè)的。所述軀體部2具有位于前端的頭部 (未標(biāo)號)以及位于后端的尾部(未標(biāo)號)，吹氣縫3在軀體部2上位于埋入式進(jìn)氣道的進(jìn)氣口 5之前，并依次對稱開設(shè)若干列，且每一列開設(shè)至少一條吹氣縫3。該吹氣縫3與軀體部2縱長方向的對稱面的夾角α角度在0° 90°之間。所述吹氣縫C3)可以沿軀體部 (2)軸向?qū)ΨQ開設(shè)若干對請參閱圖2所示，所述基于彈體表面吹氣的埋入式進(jìn)氣道具有位于前端的進(jìn)氣口 5和內(nèi)通道6。所述內(nèi)通道6上設(shè)有位于進(jìn)氣口 5上方用以引導(dǎo)氣流的前唇口導(dǎo)流面7，以及置于前唇口導(dǎo)流面7上的擾流器8。所述擾流器8可以沿前唇口導(dǎo)流面7依次對稱放置若干列，且每一列放置一片或平行放置兩片擾流器，同時也可以對稱放置若干排。所述擾流器8可以將前方流入的部分低能氣流經(jīng)內(nèi)通道6的壁面兩側(cè)掃出進(jìn)氣口 5。當(dāng)然，在本發(fā)明的其他實施方式中，也可以不放置所述擾流器8。請參閱圖3所示，所述軀體部2內(nèi)還設(shè)有高壓腔4，所述設(shè)置在使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器1的軀體部2上的吹氣縫3與高壓腔4相連，通過壓差作用產(chǎn)生高壓射流，同時通過改變高壓腔4與軀體部2下表面的夾角β改變射流的方向，將軀體部2表面的邊界層吹除，從而改善了埋入式進(jìn)氣道進(jìn)氣口 5之前的邊界層特性，使得較高能量的氣流被卷吸入埋入式進(jìn)氣道，進(jìn)而實現(xiàn)埋入式進(jìn)氣道性能的提升，不僅提高了埋入式進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，降低了出口的流場畸變，而且結(jié)構(gòu)簡單，易于實現(xiàn)，具有較好的工程應(yīng)用前景。所述高壓腔4與軀體部2下表面之間的夾角β角度在0° 180°之間。本發(fā)明具體實現(xiàn)該技術(shù)方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤飾，這些改進(jìn)和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。本實施例中未明確的各組成部分均可用現(xiàn)有技術(shù)加以實現(xiàn)。
權(quán)利要求
1.一種使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于該使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器(1) 包括軀體部( 及位于軀體部O)內(nèi)的埋入式進(jìn)氣道；所述埋入式進(jìn)氣道包括進(jìn)氣口(5) 以及內(nèi)通道(6)；所述軀體部(2)上設(shè)有吹氣縫(3)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于所述軀體部(2) 內(nèi)還設(shè)有高壓腔G)，所述吹氣縫C3)與高壓腔(4)相連。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于所述吹氣縫(3) 在軀體部( 上是對稱開設(shè)的。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于所述軀體部(2)具有位于前端的頭部以及位于后端的尾部，吹氣縫(3)在軀體部(2)上位于埋入式進(jìn)氣道的進(jìn)氣口(5)之前，并依次對稱開設(shè)若干列，且每一列開設(shè)至少一條吹氣縫(3)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于所述吹氣縫(3) 沿軀體部( 軸向?qū)ΨQ開設(shè)若干對。
6.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于所述吹氣縫⑶與軀體部⑵縱長方向的對稱面之間的夾角角度(α)在0° 90°之間。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于所述高壓腔(4) 與軀體部O)的下表面之間的夾角角度(β)在0° 180°之間。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于所述內(nèi)通道(6)上具有位于進(jìn)氣口( 上方的前唇口導(dǎo)流面(7)以及設(shè)于前唇口導(dǎo)流面(7)上的擾流器 ⑶。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，其特征在于所述埋入式進(jìn)氣道類型為基于彈體表面吹氣的埋入式進(jìn)氣道。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種使用埋入式進(jìn)氣道的飛行器，在使用該埋入式進(jìn)氣道的彈體表面開設(shè)若干對吹氣槽，通過高壓射流將彈體表面的邊界層吹除，有效的改善了埋入式進(jìn)氣道進(jìn)口前的邊界層特性，提高了進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流品質(zhì)，因而較大程度的提高了埋入式進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)并降低其流場畸變指數(shù)。
文檔編號B64D33/02GK102249004SQ20111013471
公開日2011年11月23日 申請日期2011年5月23日 優(yōu)先權(quán)日2011年5月23日
發(fā)明者孫姝, 張啟帆, 溫玉芬, 程代姝, 童悅, 譚慧俊 申請人:南京航空航天大學(xué)