新型无隔板自适应进气道的制作方法

1.本发明涉及飞行器(包括无人飞行器和有人飞行器)的进气道技术领域，尤其涉及新型无隔板自适应进气道。


背景技术：

2.在应用有无隔板进气道(dsi)的喷气式飞行器中，当实际状态偏离设计状态时，往往会出现严重的附面层分离、流场畸变等问题，进而对发动机的正常工作产生较大的负面影响。


技术实现要素：

3.本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种新型无隔板自适应进气道，能够有效保障发动机的正常工作。
4.本发明的一方面实施例提供了新型无隔板自适应进气道，包括：
5.进气通道；
6.压缩体，所述压缩体包括迎风面和背风坡，所述迎风面用于引导气流进入所述进气通道，所述背风坡容置于所述进气通道；
7.引射喷咀，所述引射喷咀包括引射部和第一导气部，所述引射部固定于所述第一导气部，所述引射部容置于所述进气通道，所述引射部内设置有引射通道，所述第一导气部嵌于所述背风坡，所述第一导气部内设置有第一导气通道，所述引射通道连通于所述第一导气通道，所述引射部用于沿所述背风坡的表面喷出引射气流；
8.引气管，所述引气管的一端连通于所述第一导气通道，所述引气管的另一端用于引入压气机加压后的气体。
9.根据本发明实施例的新型无隔板自适应进气道，至少具有如下技术效果：
10.利用引气管，将压气机所产生的高压气流引导至引射喷咀处，并由引射部喷出，且引射部喷出的气流会受到压气机工作状态的控制，使得引射部能够实时接收来自压气机的反馈，进而使引射部可实现自适应调整，有效吹除了附面层的增厚区，并减弱了附面层的分离，从而保障了发动机的正常工作。
11.根据本发明的一些实施例的新型无隔板自适应进气道，所述引射部的喷气方向平行于所述背风坡的设置有所述引射喷咀处的坡面。
12.根据本发明的一些实施例的新型无隔板自适应进气道，所述引射喷咀设置有多个。
13.根据本发明的一些实施例的新型无隔板自适应进气道，还包括供气件，所述供气件包括供气部，所述供气部嵌于所述背风坡，所述供气部内设置有供气腔，所述引气管、各所述引射喷咀的所述第一导气通道均连通于所述供气腔。
14.根据本发明的一些实施例的新型无隔板自适应进气道，所述供气腔的上腔面设置有出气口，所述供气腔的下腔面设置有进气口，所述第一导气通道连通于所述出气口，所述
引气管连通于所述进气口，所述出气口在所述供气腔的设置有所述进气口的底面上的投影，不重叠于所述进气口。
15.根据本发明的一些实施例的新型无隔板自适应进气道，所述供气件还包括第二导气部，所述第二导气部的一端固定于所述供气部，所述第二导气部的另一端朝远离所述供气部的方向延伸，所述引气管连接于所述第二导气部的远离所述供气部的一端，所述第二导气部内设置有第二导气通道，所述供气腔通过所述第二导气通道，与所述引气管连通。
16.根据本发明的一些实施例的新型无隔板自适应进气道，所述背风坡包括内凹面。
17.根据本发明的一些实施例的新型无隔板自适应进气道，所述进气通道位于所述背风坡所在一侧的侧壁为外凸面。
18.根据本发明的一些实施例的新型无隔板自适应进气道，所述压缩体包括迎风面，所述迎风面为外凸面。
19.本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
20.本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
21.图1为本发明实施例中新型无隔板自适应进气道的剖视图；
22.图2为图1中的新型无隔板自适应进气道的局部示意图；
23.图3为图2中圈出位置的放大图。
24.附图标记：进气通道100、进风口110、压缩体200、背风坡210、迎风坡 220、引射喷咀300、引射部310、直线段311、弯折段312、第一导气部320、引气管400、供气件500、供气部510、第二导气部520。
具体实施方式
25.下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
26.在本发明的描述中，需要理解的是，涉及到方位描述，例如上、下、前、后、左、右等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
27.在本发明的描述中，若干的含义是一个或者多个，多个的含义是两个以上，大于、小于、超过等理解为不包括本数，以上、以下、以内等理解为包括本数。如果有描述到第一、第二只是用于区分技术特征为目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量或者隐含指明所指示的技术特征的先后关系。
28.下面参考图1至图3描述根据本发明实施例的新型无隔板自适应进气道。
29.根据本发明一方面实施例的新型无隔板自适应进气道，包括进气通道100、压缩体200、引射喷咀300和引气管400。
30.其中，压缩体200包括背风坡210，背风坡210容置于进气通道100。引射喷咀300包括引射部310和第一导气部320，引射部310固定于第一导气部320，引射部310容置于进气通道100，引射部310内设置有引射通道，第一导气部320 嵌于背风坡210，第一导气部320内设置有第一导气通道，引射通道连通于第一导气通道，引射部310用于沿背风坡210的表面喷出引射气流。引气管400的一端连通于第一导气通道，引气管400的另一端用于引入压气机加压后的气体。
31.具体地，压缩体200包括有迎风坡220和背风坡210，迎风坡220与背风坡210相连，进气通道100的一端设置有进风口110，背风坡210便通过进风口110 容置在进气通道100中，同时设置有进风口110的侧面所在的平面也是背风坡 210与迎风坡220的分界面。
32.引射喷咀300包括有引射部310和第一导气部320，引射部310和第一导气部320通过焊接或是一体成型的方式固定在一起，组合后的二者呈“l”字形，其中第一导气部320埋在背风坡210中，位于背风坡210坡面的下方，引射部 310则外漏在背风坡210的坡面之上，容置在进气通道100中。而埋在背风坡210 中的第一导气部320的远离引射部310的一端，直接或间接地与引气管400相连接，此时在引射部310中设置有引射通道，在第一导气部320内设置有第一导气通道，故第一导气通道的一端与引射通道连通，第一导气通道的另一端则与引气管400内的管路连通。引气管400的另一端固定在压气机的压缩并存储气体的级层上，并与压气机内用于存储高压气体的内腔连通，故能够从压气机中引导出高压气流，并将高压气流引入到第一导气通道中，而高压气流最终会经引射通道沿着背风坡210的坡面向下喷出。
33.在实际工作时，应用于超音速飞行器(如超音速战斗机或超音速无人机等) 或导弹等的新型无隔板自适应进气道，在超音速飞行时，空气会与迎风坡220 发生碰撞，并在迎风坡220表面形成激波，斜激波与正激波共同形成激波系，在经过正激波后，进风口110处的气流的流速为亚音速。由于进气通道内部逆压梯度的存在，这部分亚音速气流在恢复压强的过程中会发生流场畸变、附面层分离，而此时压气机靠后级层中的高压气流，通过引气管400通入第一导气管，并最终经引射部310沿着背风坡210的坡面向下喷出，并在喷出后吹除附面层的增厚区，且减弱了附面层的分离。在此过程中，引射部310喷出的气流会受到压气机工作状态的控制，使得引射部310能够实时接收来自压气机的反馈，实现了新型无隔板自适应进气道的自适应调整。
34.不难理解，这样的设计无需额外增设压缩泵和复杂的机械附面层控制装置，即可实现对附面层的有效控制，在有效吹除附面层的增厚区、减弱附面层的分离，保障发动机的正常工作的同时，有效简化了新型无隔板自适应进气道的结构。
35.在本发明的一些具体实施例中，引射部310的喷气方向平行于背风坡210 的设置有引射喷咀300处的坡面。
36.具体地，引射部310按照延伸形状，可以分为弯折段312和直线段311两部分，如图3所示，弯折段312的一端与第一导气部320连接，弯折段312的另一端则与直线段311连接，弯折段312为引射部310中与第一导气部320相衔接的部分。此时直线段311的中轴线与背风坡210的设置有引射喷咀300处的坡面相平行，即从引射部310中喷出的气流会贴近背风坡210的坡面流动。
37.不难理解，这样的设计减小了喷出的气流与背风坡210的坡面发生撞击时所造成
的能量损耗，确保了气流能够有效吹除附面层的增厚区、减弱附面层的分离。
38.在本发明的一些具体实施例中，引射喷咀300设置有多个。
39.具体地，在新型无隔板自适应进气道中设置有多个引射喷咀300，多个引射喷咀300在背风坡210的同一高度处依次并排设置。通过设置多个引射喷咀300，确保了进气通道100中各处均不会出现严重的的附面层分离、流场畸变等问题，进一步保障了发动机的正常工作。
40.在本发明的一些具体实施例中，还包括供气件500，供气件500包括供气部 510，供气部510嵌于背风坡210，供气部510内设置有供气腔，引气管400、各引射喷咀300的第一导气通道均连通于供气腔。
41.具体地，供气件500与第一导气部320相似，同样埋入在背风坡210中。供气件500包括有供气部510，在供气部510内设置有供气腔，供气腔的上腔面设置有出气口，出气口的数量与引射喷咀300的数量相同，且各引射喷咀300中的第一导气部320一一对应地连接在出气口处，使得第一导气通道通过出气口连通于供气腔；供气腔的下腔面设置有进气口，进气口的数量与引气管400的数量相同，且各引气管400与出气口一一对应，使得引气管400直接、或间接地通过出气口连通于供气腔。为简化结构，通常仅设置有一根引气管400，但为加强气流引进，也可设置有多根，此处不对引气管400的数量进行具体限制。
42.可以理解的是，因引射喷咀300的数量通常比引气管400的数量更多，故无法做到一一对应地使引气管400为引射喷咀300供气。供气部510的设计则实现了少数的引气管400对多个引射喷咀300供气的目的，有效简化了新型无隔板自适应进气道的结构。
43.在本发明的一些具体实施例中，出气口在供气腔的设置有进气口的底面上的投影，不重叠于进气口。
44.具体地，将出气口投影在供气腔的设置有进气口的底面上，会得到一个同出气口形状相同的图案，该图案不会与进气口发生重叠。在实际情况中，从进气口中喷入到供气腔内的高压气流，不会直接从出气口中喷出，而是会在供气腔内壁的引导下充斥供气腔，然后从各出气口中以较为均匀的流速喷出。
45.可以理解的是，这样的设置有效避免了因投影与进气口重叠，导致出气口中喷出的气流的流速过大的情况发生，保证了各引射部310中喷出的气流的流速较为均匀，从而使得引射部310能够有效吹除附面层的增厚区、减弱附面层的分离。
46.在本发明的一些具体实施例中，供气件500还包括第二导气部520，第二导气部520的一端固定于供气部510，第二导气部520的另一端朝远离供气部510 的方向延伸，引气管400连接于第二导气部520的远离供气部510的一端，第二导气部520内设置有第二导气通道，供气腔通过第二导气通道，与引气管400 连通。
47.具体地，供气件500中还包括有第二导气部520，第二导气部520通过一体成型或焊接等方式固定于供气部510。在第二导气部520中设置有第二导气通道，第二导气通道通过进气口连通于供气腔。第二导气部520远离供气部510的一端朝远离供气部510的方向延伸，最终靠近压缩体200的底面，并插入到引气管 400的管道内，使得引气管400与供气件500相连接。
48.可以理解的是，当引气管400需要进行维修、更换时，因引气管400并未过深入地插入到背风坡210中，故仅需在压缩体200的底面附近进行引气管400 与第二导气部520之间
的连接、拆离操作即可，便于后期维护。
49.在本发明的一些具体实施例中，背风坡210包括内凹面。
50.具体地，在亚音速气流的流动方向上，背风坡210上有一段坡面的坡度先增大后减小，最终呈向内凹陷状。在这样的设计下，在进一步降低亚音速气流的流速的同时，在一定程度上抑制了附面层分离。
51.在本发明的一些具体实施例中，进气通道100位于背风坡210所在一侧的侧壁为外凸面。
52.具体地，进气通道100位于背风坡210所在一侧的侧壁与背风坡210的坡度相衔接，即流经背风坡210的气流会紧接着在进气通道100的该侧壁上流动。进气通道100的该侧壁的坡度逐渐增大，最终呈向外凸起状。在这样的设计下，使得速度已经较低的气流能够在靠近进气通道100末端时更加快速地恢复气压，一定程度上抑制了附面层的增厚区的出现。
53.在本发明的一些具体实施例中，迎风面为外凸面。
54.具体地，迎风面在超音速气流的流动方向上的坡度逐渐减小，最终呈外凸状。通过这样的设计，超音速气流与迎风坡220之间所产生的斜激波的斜角逐渐增大，最终使超音速气流与迎风坡220之间出现正激波，实现将超音速气流降速为亚音速气流的目的，同时因前期斜激波斜角较小，在一定程度上降低了压力损耗。
55.上面结合附图对本发明实施例作了详细说明，但是本发明不限于上述实施例，在所属技术领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。