[發明專利]一種適用于橫風工況的雙唇口抗畸變進氣道結構

有效

• 申請號: 201710320601.4
• 申請日: 2017-05-09
• 公開（公告）號: CN107161351B
• 公開（公告）日: 2019-06-04
• 發明（設計）人: 王掩剛;王海童;劉漢儒
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 華金

本發明涉及一種適用于橫風工況的雙唇口抗畸變進氣道結構，包括一級唇口和二級唇口，一級唇口設計有法蘭，負責與涵道機匣連接，唇口曲線采用雙紐線，使得氣流在無橫風工況能以最小損失進入涵道風扇。本發明首先不會破壞無橫風工況的進氣品質，且不會帶來過多的額外重量。另一方面，傳統進氣道在遭遇橫風時，唇口迎風側極易產生流動分離導致流場畸變，而適用于橫風工況的雙唇口抗畸變進氣道明顯抑制了這一分離現象，氣流流動穩定，氣流畸變強度明顯降低。

技術領域

本發明涉及飛行器氣動設計領域，屬于進氣道部件，特別涉及一種適用于橫風工況的雙唇口抗畸變進氣道結構，該結構用于發動機進氣質量改善。

背景技術

垂直起降飛行器因其具有使用靈活，擴展功能多樣化今年來得到了較好的發展。其中涵道風扇無人機由于其結構緊湊，便攜性好等特點，在過去的十幾年中得到了研究人員的廣泛關注，涌現出大量涵道風扇無人機樣機，比如HoverEye，Istar,FanTail以及霍尼韋爾的T-Hawk等。但是，該類無人機在快速前飛、遭遇突風等進口畸變狀態下易出現唇口前緣流動分離等現象，最終導致升力不穩定，風扇性能下降等問題的出現。

流動分離現象一方面導致飛行器飛行品質降低、載荷下降，另一方面由于前緣空氣流動紊亂，飛行器受力不穩定，對飛行控制系統產生了極大的干擾。為解決這一難題，研究人員進行了相關的技術研究，如采用“雙涵道”、唇口處高速定常吹氣等方案。然而，這類方案往往帶來不可接受的額外重量，甚至額外能量損耗，最終缺乏實用價值。

發明內容

本發明解決的技術問題是：針對現有技術的不足，因此本發明設計一種新形式的、適用于垂直起降飛行器的進氣道，旨在不過度提高額外重量的同時，提高橫風工況的進氣道抗畸變性能。該發明亦適用于其他行業中處于橫風工況的進氣道部件，如火車、汽車等通風扇進氣道。

本發明的技術方案是：一種適用于橫風工況的雙唇口抗畸變進氣道結構，包括一級唇口1和二級唇口3，所述一級唇口1整體為柱狀體，兩端開口，其中一端呈彎曲狀，定義彎曲部分為曲線段，未彎曲部分為直線段；二級唇口3為喇叭口狀；一級唇口1直線段和飛行器機匣法蘭連接，一級唇口1和二級唇口3通過唇口支架連接，一級唇口1曲線段橫截面為雙紐線，二級唇口3橫截面中弧線為雙紐線，其中雙紐線方程為：

(x²+y²)²＝2a²(x²-y²)

其中a為雙紐線弦長，a>0，取值為涵道風扇直徑的倍數，x為雙紐線橫坐標軸，x坐標軸沿雙紐線弦長方向，y為雙紐線縱坐標軸，與x坐標軸相互垂直，且指向機匣內中心錐方向；一級唇口1和二級唇口3的a取值不同。

本發明的進一步技術方案是：所述一級唇口1的坐標軸原點為直線段與曲線段連接處，雙紐線結束點為x＝a，y＝0。

本發明的進一步技術方案是：所述二級唇口3坐標軸角度不變，原點相比于一級唇口坐標沿半徑減小的方向平行移動0.06倍轉子直徑，曲線起點位于坐標原點，結束點位于直角坐標系下第一象限內曲線斜率為0的點。

本發明的進一步技術方案是：所述唇口支架為碳纖維板。

本發明的進一步技術方案是：所述二級唇口3厚度采用naca0008翼型厚度分布規律。

本發明的進一步技術方案是：定義二級唇口3小徑端端點與一級唇口1直線段和曲線段交接處之間的縱向距離為h2，橫向距離為h1。

本發明的進一步技術方案是：所述h1取0.05～0.1倍涵道直徑。

本發明的進一步技術方案是：所述h2取-0.016～0.033倍涵道直徑。

本發明的進一步技術方案是：橫風氣流先接觸的端口為兩個唇口的大徑端，一級唇口1大徑端內徑大于二級唇口3大徑端內徑。