[發明專利]一種飛機進氣口結構

有效

• 申請號: 201610112180.1
• 申請日: 2016-02-29
• 公開（公告）號: CN105752347B
• 公開（公告）日: 2017-07-21
• 發明（設計）人: 薛忠群
• 申請（專利權）人: 薛忠群
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02
• 代理公司: 北京商專永信知識產權代理事務所(普通合伙)11400
• 代理人: 高之波,倪金磊

技術領域

本發明涉及飛機設計技術領域，具體涉及一種飛機進氣口結構。

背景技術

自從飛機誕生以來，其進氣口的位置各異，它的位置選擇是綜合飛機的性能要求而定；按其在飛機上的位置，大體分為正面進氣和非正面進氣，①正面進氣：進氣口位于機身或發動機短艙頭部，優點是構造簡單，進氣口前空氣不受干擾，缺點也很明顯，機頭進氣，飛機無法安裝大型雷達天線，同時進氣通道也太長，不利飛機內部設備安裝；②非正面進氣：它包括兩側進氣、翼根進氣、腹部進氣、翼下進氣、肋下及背部進氣等，這些進氣口位置布置克服了正面進氣的缺點，尤其是腹部和翼下進氣的優點明顯，充分利用了機身和機翼的有利遮蔽作用，改善了進氣口的工作條件；在戰術機動性能上，飛機在大迎角機動時發動機工作狀態平穩；進氣口在不同位置以及不同的形狀所產生的氣動性能也不一樣，腹部進氣和機身兩側進氣可以縮短進氣道長度，留出機頭位置給機載雷達，但使整機阻力增大；而兩側進氣對飛機側滑很敏感。根據進氣口的性能參數，可以分為亞音速進氣口、超音速進氣口等，進氣口形狀選擇也是根據飛機實際性能的需要；因此，目前的飛機進氣口或多或少都存在一定缺陷，并且由于缺陷的存在使得飛機在起飛過程中需要大量的蓄力，因此飛機跑道往往會很長，這在一定程度上帶來了很大的不便之處。

發明內容

本發明的目的提供一種飛機進氣口結構，解決上述現有技術問題中的一個或者多個。

根據本發明的一種飛機進氣口結構，包括安裝于飛機機艙上方的主進氣口結構和安裝于飛機機翼上方的副進氣口結構；所述主進氣口結構包括若干主進氣口、主進氣腔體和出氣口，所述主進氣口分布于飛機機艙上部，所述出氣口設于飛機機尾處，所述主進氣口和所述出氣口通過主進氣腔體相連通；所述副進氣口結構包括若干副進氣口和副進氣腔體，所述副進氣口分布于飛機機翼上部，所述副進氣口通過副進氣腔體連通于所述出氣口。

本發明所提供的一種飛機進氣口結構，結構簡單，通過在飛機機艙上部和飛機機翼上部增加均勻密布的進氣腔體，在飛機起飛時，使得飛機上方的空氣流速大大增強，無需很長的跑道就可以使飛機起飛或在發動機動力足夠的情況下可原地直接起飛升空，大大縮短起飛行程，節約了起飛時間。

在一些實施方式中，所述主進氣口和所述副進氣口中間部均設有防凍裝置，所述防凍裝置與所述主進氣口之間通過刀切裝置相連，所述防凍裝置與副進氣口之間也通過刀切裝置相連，所述刀切裝置呈線性狀發散分布。在高空中飛行時，氣溫往往很低，防凍裝置可以防止進氣口處水汽凝結固化，避免進氣口被堵住，從而影響飛行。

在一些實施方式中，所述主進氣口和所述副進氣口為圓形、橢圓形或矩形設置。可根據實際需求而選擇不同的進氣口形狀。

在一些實施方式中，所述主進氣口和所述副進氣口的進氣角度與水平面相比呈銳角。可使得進氣口一直處于進氣狀態。

在一些實施方式中，所述刀切裝置為刀片，刀片的開刃處位于頂風處，刀片的兩端安裝有銷軸，刀片以銷軸為中心進行軸轉動，用于控制主進氣口或副進氣口的開閉。在飛機起飛后即可通過刀片將進氣口關閉，使飛機處于正常飛行。

在一些實施方式中，所述防凍裝置連通防凍集管，所述防凍集管分別在所述主進氣腔體和所述副進氣腔體內延伸。防止進氣腔體內被冰住凍壞，影響飛機飛行。

在一些實施方式中，還包括有加熱導管，所述加熱導管分別纏繞于所述主進氣腔體和所述副進氣腔體周身上。防止進氣腔體內被冰住凍壞，影響飛機飛行。

在一些實施方式中，所述主進氣腔體和所述副進氣腔體的腔體內部周壁上均延伸設有導風板，所述導風板的延伸方向與氣流方向相同。使得氣流通過進氣腔體的流速更快。

附圖說明

圖1為本發明的一種實施方式的一種飛機進氣口結構的立體結構示意圖；

圖2為本發明的一種實施方式的一種飛機進氣口結構的側面結構示意圖；

圖3為本發明的一種實施方式的一種飛機進氣口結構的機翼副進氣口結構示意圖；

圖4為本發明的一種實施方式的一種飛機進氣口結構的主進氣口或副進氣口的結構示意圖；

圖5為本發明的圖1中A-A的截面圖；

圖6為本發明的主進氣口結構的示意圖。

具體實施方式

下面結合說明書附圖，對本發明進行進一步詳細的說明。