[发明专利]一种飞行器的S形进气道结构

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器的进气道领域，具体的说是涉及一种飞行器的S形进气道结构。

背景技术

S形进气道能够利用来流冲压，通道内流场比较均匀，出口气流畸变指数较低，总压恢复系数较高，通常可以达到0.98～0.99。因此，S形进气道广泛应用于各式各样的飞行器上。但是，有时S形进气道受到重量和尺寸的限制，要求进气道长度比较短，中心线拐弯比较急，这时通道内气流附面层容易分离，造成S形进气道性能的下降，进气道不能满足使用要求。

发明内容

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种飞行器的S形进气道结构。

为了实现本发明的目的，本发明采用的技术方案为：

一种飞行器的S形进气道结构，包括飞行器壳体、S形气道，S形气道包括进气通道以及其前后的进气口和出气口，出气口进入飞行器壳体的内部，进气口安装在飞行器壳体表面的朝迎风面，在进气通道内设置若干涡流发生器。

涡流发生器设置在进气通道的上部导流面潜在发生气流分离的上游位置。

涡流发生器为四个导流片，导流片为两个一组成对称“八”字形布置在进气通道内。

本发明的有益效果在于：提高了出口总压恢复系数和降低畸变指数，实现了小尺寸和轻重量S形进气道的技术目标。

附图说明

图1为本发明S形气道和飞行器内部示意图，该图展示了飞行器从对称面剖开的状态，

图2本发明结构示意图（显示有涡流发生器）。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明：

实施例： 参见图1，图2。

一种飞行器的S形进气道结构，包括飞行器壳体1、S形气道2，S形气道2包括进气通道203以及其前后的进气口201和出气口202，出气口202进入飞行器壳体1的内部，进气口201安装在飞行器壳体1表面的朝迎风面，在进气通道203内设置若干涡流发生器204。

涡流发生器204设置在进气通道203的上部导流面潜在发生气流分离的上游位置。

涡流发生器204为四个导流片，导流片为两个一组成对称“八”字形布置在进气通道203内。

工作原理：在进气通道203的内壁上设有涡流发生器204。当气流从进气口201进入进气通道203以后，由于进气通道203的强烈拐弯而即将发生边界层分离时，在进气通道203的上部导流面潜在发生气流分离的上游位置安排涡流发生器204，涡流发生器204可以在边界层区域形成漩涡从而加强边界层低能流和主流的掺混，以此改善基于引射放气的埋入式进气道的性能。

本发明的实施例公布的是较佳的实施例之一也，但并不局限于此，本领域的普通技术人员，极易根据上述实施例，领会本发明的精神，并做出不同的引申和变化，但只要不脱离本发明的精神，都在本发明的保护范围内。