[發明專利]自適應可調式低阻整流罩

有效

• 申請號: 201210146259.8
• 申請日: 2012-05-11
• 公開（公告）號: CN102642614A
• 公開（公告）日: 2012-08-22
• 發明（設計）人: 王勇;龍文剛
• 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: B64C7/00
• 分類號: B64C7/00
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 李建英

技術領域

本發明屬于飛機設計技術領域，涉及一種自適應可調式低阻整流罩。

背景技術

現有亞音速飛機廣泛采用圖1、圖2所示的整流罩外形，以降低飛機的飛行阻力。整流罩一般按照順流向布置，采用雨滴型的頭部，楔形的尾部，尾部的氣流擴散角一般在10度左右，這種整流罩在某特定速度范圍內可以很好的降低壓差阻力，但是當隨著飛行速度的增加，到某速度后，整流罩上氣流會分離，形成尾部的紊流區，即漩渦，漩渦區的壓力小于前部來流區的壓力，從而形成前后壓力差，壓力方向向后，即為向后的壓差阻力。這種固定式的整流罩的長細比是恒定不變的，減阻優勢僅限定于一定的速度范圍內。按照整流罩上的氣動力特點，一個好的整流罩希望長細比能根據飛機飛行速度進行調節，以避免尾部漩渦區的出現，而現有飛機的整流罩不具備這種特點。

發明內容

本發明的目的是提出一種整流罩的長細比能夠隨飛機的飛行速度進行調節的自適應可調式低阻整流罩。本發明的技術解決方案是，整流罩包括整流罩頭部，整流罩后部，機體表面,通孔，螺旋彈簧、固定滑軌、前端板，后滑動端板，所述的整流罩頭部固定在飛機機體表面上，在整流罩頭部的最前端即氣流駐點留一通孔，整流罩頭部的內腔內垂直氣流方向固定有前端板，固定滑軌的前端固定在機體表面上，并按照順氣流方向穿過前端板，與前端板焊接牢固，固定滑軌的后端伸入整流罩后部的腔體內部，伸入深度不小于整流罩后部長度的50%，整流罩后部的前段嵌套在整流罩頭部的內腔內，與整流罩頭部的內壁留有1-4mm間隙，整流罩后部與機體表面留有2-5mm間隙，整流罩后部可沿機體表面滑動，在整流罩后部內腔內垂直氣流方向固定有后滑動端板，后滑動端板上開有滑槽，后滑動端板通過滑槽套在固定滑軌上，后滑動端板沿固定滑軌前后滑動，螺旋彈簧套在固定滑軌上，螺旋彈簧前端與前端板連接，后端與后滑動端板連接。

本發明具有的優點和有益效果，本發明是對現有整流罩的改進，本發明將傳統整流罩分段，在整流罩內，按照疊套形式，增加一套簡易的伸縮機構，安裝一套簡易裝置，能根據整流罩前后壓差情況自動改變整流罩長細比，從而兼顧飛機低速飛行時有小的浸濕面積和小的摩擦阻力，高速飛行時有合適的長細比和小的壓差阻力，從而改善各個飛行速度的飛機阻力特性。本發明可以在壓差阻力、摩擦阻力之間進行權衡，根據飛行速度自適應改變整流罩的形狀，抑制大速度情況下整流罩上的氣流分離，改善整流罩尾部的渦流強度，從而使整流罩前后壓差減小，降低飛機的飛行阻力。本發明結構簡單、易于制造。

本發明適用于飛機上所有整流罩，所有的整流罩都采用這種技術，將會起到非常可觀的減阻效果，對于提升飛機的升阻比、增加航程大有裨益。

附圖說明

圖1是現有飛機典型整流罩主視圖；

圖2是現有飛機整流罩剖面示意圖；

圖3是本發明的整流罩縱剖面內部構造原理圖；

圖4是本發明的整流罩螺旋彈簧伸長狀態下的縱剖面內部構造原理圖。

具體實施方式

下面結合附圖對本發明作詳細說明。

所述的整流罩包括整流罩頭部1，整流罩后部2，機體表面3,通孔4，螺旋彈簧5、固定滑軌6、前端板7，后滑動端板8，

所述的整流罩固定鉚接或粘接在飛機機體表面3上，在整流罩頭部1的最前端即氣流駐點附近留一通孔4，整流罩頭部1的內腔內垂直氣流方向固定有前端板7，固定滑軌6的前端固定在機體表面3上，并按照順氣流方向穿過前端板7，并與前端板7焊接牢固，后端深入整流罩后部2的內部腔體內，整流罩后部2的前段嵌套整流罩頭部1的內腔內，與整流罩頭部1的內壁留有合適間隙，能保證在無阻力滑動，整流罩后部2與機體表面3留有2-5mm間隙，整流罩后部2可沿機體表面3滑動，在內腔內垂直氣流方向固定有后滑動端板8，后滑動端板8上開有滑槽，通過滑槽套在固定滑軌6上，可沿著固定滑軌6前后滑動，螺旋彈簧5穿過固定滑軌6，前端與前端板7連接，后端與后滑動端板8連接，隨著螺旋彈簧5的伸縮，帶動后滑動端板8在滑軌上前后運動，從而帶動整流罩后部2前后運動。