[發明專利]一種改善NACA口進氣效率的通風冷卻進氣道

有效

• 申請號: 202111102404.8
• 申請日: 2021-09-19
• 公開（公告）號: CN113753243B
• 公開（公告）日: 2023-09-22
• 發明（設計）人: 楊成鳳;張宏
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02;B64D33/10
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉傳準

本申請屬于飛行器設計技術領域，特別涉及一種改善NACA口進氣效率的通風冷卻進氣道。該進氣道在短艙或機身表面(1)上，且位于短艙或機身表面(1)附面層之后設置有埋入式的NACA進氣口(2)，短艙或機身表面(1)的位于NACA進氣口(2)的周圍安裝有若干繞流柱(3)，繞流柱(3)軸線方向為沿垂直于短艙或機身表面(1)向外延伸，形成繞流柱頂部，且所述繞流柱(3)的高度被設置為使繞流柱頂部略高于所述附面層。本申請通過在機身表面的埋入式NACA進氣口附近布置繞流柱排來改善進氣口的進氣效率，結構簡單，易于實現，同時通過調整繞流柱排的高度、安裝角度，可以滿足飛行器多狀態使用需求，達到通風冷卻流量與流動阻力之間的切換性選擇。

技術領域

本申請屬于飛行器設計技術領域，特別涉及一種改善NACA口進氣效率的通風冷卻進氣道。

背景技術

埋入式進氣道沒有突出于飛行器表面的構件，因此能夠使飛行器保持盡可能“干凈”的氣動表面，不會對飛行器的氣動性能造成破壞；但由于埋入式進氣道工作在附面層內，對自由來流的捕獲面積為零，因此其流通能力弱、流場品質差，這是制約它在工程上廣泛應用的關鍵因素。

為了提升埋入式進氣道的流通能力，發展出了多種技術措施，這些技術措施主要分為對進口側棱線形狀的改進和增設渦流發生器這兩大類。進口側棱線形狀的改進對流通能力的提升非常有限；現有渦流發生器技術可以較好的提升埋入式進氣道的流通能力，但對飛機表面流場造成了不同程度的破壞，增加了全機阻力。如何有效地提高埋入式進氣道的進氣效率，同時又控制渦流發生器引起的外流阻力，成為技術設計難點。

發明內容

為了解決上述技術問題，本申請提供了一種改善NACA口進氣效率的通風冷卻進氣道，有效提高位于機體中后部的埋入式進氣道流通能力。

本申請改善NACA口進氣效率的通風冷卻進氣道，在短艙或機身表面上，且位于短艙或機身表面附面層之后設置有埋入式的NACA進氣口，短艙或機身表面的位于NACA進氣口的周圍安裝有若干繞流柱，繞流柱軸線方向為沿垂直于短艙或機身表面向外延伸，形成繞流柱頂部，且所述繞流柱的高度被設置為使繞流柱頂部略高于所述附面層。

優選的是，NACA進氣口包括斜板，斜板兩側形成兩條側棱邊，側棱邊與短艙或機身表面交匯的側棱線為NACA曲線，兩條側棱邊在斜板的前端收縮，形成融入短艙或機身表面的接口，斜板后端斜向伸入機體內，以連接散熱器冷邊入口，所述繞流柱設置在NACA進氣口的側棱邊外側。

優選的是，側棱邊與短艙或機身表面的交接處為無倒角的直角邊。

優選的是，在NACA進氣口的每個側棱邊外側沿側棱邊的側棱線延伸方向至少設置有一排繞流柱。

優選的是，所述繞流柱的剖面為水滴形，水滴形頭部對著來流方向，尖部靠近側棱邊。

優選的是，繞流柱剖面長度方向與側棱邊的側棱線延伸方向成設定角度的銳角，且自斜板的前端至后端，各所述繞流柱對應的銳角角度不斷變大，但最后一個繞流柱剖面軸線方向與側棱邊的側棱線延伸方向平行；

其中，所述繞流柱剖面長度方向是指繞流柱的繞流柱剖面上自水滴形頭部至尖部的方向。

優選的是，繞流柱的繞流柱剖面的長度為NACA進氣口的斜板的最大寬度的1/3，繞流柱的繞流柱剖面的最大寬度與長度之比為1/3.5。

優選的是，所述繞流柱通過轉動軸連接至短艙或機身表面下的驅動裝置，所述轉動軸沿繞流柱的軸向方向延伸，所述繞流柱被配置成受所述驅動裝置驅動繞所述轉動軸轉動，以使繞流柱剖面長度方向與側棱邊的側棱線延伸方向之間的銳角夾角可調。

優選的是，所述繞流柱被配置成受所述驅動裝置驅動沿繞流柱軸向運動，以改變所述繞流柱凸出短艙或機身表面的高度。

優選的是，繞流柱的繞流柱剖面為三角形、翼型、矩形或者T形。