本發(fā)明涉及飛機(jī)制造技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種雙斜切變厚度式進(jìn)氣道唇口。

背景技術(shù)：

近年來，我空軍已批量裝備第三代飛機(jī)，三代機(jī)的突出特點要求具備大迎角、高機(jī)動特性，為適應(yīng)這些特性對飛機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)提出了非常高的要求。進(jìn)氣道需確保整個飛行包線和機(jī)動飛行范圍內(nèi)滿足進(jìn)/發(fā)匹配要求，包括穩(wěn)定的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)能力和良好的流場品質(zhì)，以確保發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作與飛機(jī)的飛行安全。常規(guī)進(jìn)氣道唇口在壓跨超音速范圍內(nèi)，進(jìn)氣道出口總壓損失和畸變指數(shù)較大，且飛機(jī)高機(jī)動大迎角、大側(cè)滑角飛行時，進(jìn)氣道性能將進(jìn)一步降低；不僅增大飛機(jī)推力損失，還可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定工作。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所解決的技術(shù)問題在于提供一種雙斜切變厚度式進(jìn)氣道唇口，以解決上述背景技術(shù)中的缺點。

本發(fā)明所解決的技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案來實現(xiàn)：

一種雙斜切變厚度式進(jìn)氣道唇口，包括進(jìn)氣道，在進(jìn)氣道一端設(shè)置有進(jìn)氣道唇口，進(jìn)氣道唇口包括唇口前緣、上唇口、內(nèi)側(cè)唇口、外側(cè)唇口及下唇口，上唇口與內(nèi)側(cè)唇口連接，內(nèi)側(cè)唇口與下唇口連接，下唇口與外側(cè)唇口連接，外側(cè)唇口與上唇口連接，并沿周向?qū)Υ娇谶M(jìn)行變厚度設(shè)置，上唇口和內(nèi)側(cè)唇口的相對厚度為4%～6%，外側(cè)唇口相對厚度為9%～11%，下唇口相對厚度為11%～13%；同時對唇口前緣在鉛垂面內(nèi)后掠27°進(jìn)行斜切，在水平面內(nèi)后掠19°進(jìn)行斜切，在大迎角及大側(cè)滑角時增大正面迎風(fēng)面積以捕獲來流空氣，提升進(jìn)氣性能。

在本發(fā)明中，上唇口與內(nèi)側(cè)唇口為曲線連接，內(nèi)側(cè)唇口與下唇口為曲線連接，下唇口與外側(cè)唇口為曲線連接，外側(cè)唇口與上唇口為曲線連接。

在本發(fā)明中，上唇口和內(nèi)側(cè)唇口的相對厚度為5%，外側(cè)唇口相對厚度為10%，下唇口相對厚度為12%。

有益效果：本發(fā)明將進(jìn)氣道唇口形狀采取雙向斜切設(shè)計，可使進(jìn)氣道在較大飛行迎角和側(cè)滑角條件下仍保持有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)和較低畸變；同時，對唇口進(jìn)行周向變厚度設(shè)計，可在低速飛行和高壓音速、低超音速飛行狀態(tài)下提高進(jìn)氣道性能，以適應(yīng)在大迎角、大側(cè)滑角等條件下較大的局部迎角、側(cè)滑角，有效提高機(jī)動飛行條件下的進(jìn)發(fā)匹配特性，具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、易于安裝和維護(hù)特點。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的較佳實施例的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2是本發(fā)明的較佳實施例中的唇口結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3是圖2中a-a處剖視圖。

圖4是圖2中b-b處剖視圖。

圖5是圖2中c-c處剖視圖。

具體實施方式

為了使本發(fā)明實現(xiàn)的技術(shù)手段、創(chuàng)作特征、達(dá)成目的與功效易于明白了解，下面結(jié)合具體圖示，進(jìn)一步闡述本發(fā)明。

參見圖1～5的一種雙斜切變厚度式進(jìn)氣道唇口，包括進(jìn)氣道1、唇口前緣2、上唇口3、內(nèi)側(cè)唇口4、外側(cè)唇口5及下唇口6，根據(jù)飛機(jī)的需求迎角，設(shè)計唇口前緣2在鉛垂面內(nèi)后掠27°進(jìn)行斜切，在水平面內(nèi)后掠19°進(jìn)行斜切，在大迎角及大側(cè)滑角時增大正面迎風(fēng)面積以捕獲來流空氣，提升進(jìn)氣性能；另外，根據(jù)不同飛行條件下的當(dāng)?shù)厮俣群彤?dāng)?shù)赜牵刂芟驅(qū)Υ娇谶M(jìn)行變厚度設(shè)計，上唇口3和內(nèi)側(cè)唇口4的相對厚度為5%，外側(cè)唇口5相對厚度5為10%，下唇口6相對厚度為12%，雙斜切變厚度進(jìn)氣道唇口在幾何造型上遵循了以下設(shè)計原則：

1）唇口雙斜切角度設(shè)計

唇口前緣2采取鉛垂面和水平面的雙斜切，為提升飛機(jī)在大迎角大側(cè)滑角飛行條件下的進(jìn)氣性能，斜切角度的選擇應(yīng)適應(yīng)飛機(jī)飛行性能和飛機(jī)布局的需求，根據(jù)飛機(jī)需求的飛行大迎角和大側(cè)滑角范圍，選取鉛垂面后掠27°斜切，水平面后掠19°斜切；

2）唇口厚度設(shè)計

在飛機(jī)起飛等低速狀態(tài)，較大的唇口厚度對改善進(jìn)氣性能有利，亞音速范圍內(nèi)厚度增大對內(nèi)流特性的水平影響較小，對于亞音速條件，無起動機(jī)構(gòu)進(jìn)口的相對厚度值一般選得足夠大，k≥8～10％；但是，對于超音速飛機(jī)的進(jìn)氣道，由于在m>1.0時，鈍唇口使波阻增大，故在大多數(shù)超音速情況下，進(jìn)氣道唇口具有不大的相對厚度（k≤5%）。為了兼顧亞音速和超音速性能，本實施例對進(jìn)氣道唇口采取變厚度進(jìn)行改進(jìn)，上唇口3和內(nèi)側(cè)唇口4貼近機(jī)身，局部迎角相對較小，為適應(yīng)高速特性選取相對厚度為5%；外側(cè)唇口5局部迎角相對大一些，選取相對厚度為10%；下唇口6為周向主要進(jìn)氣方向，局部迎角較大，尤其在大迎角、大側(cè)滑角機(jī)動飛行條件下，設(shè)計相對厚度為12%。

在本實施例中，在進(jìn)氣道唇口形狀采取雙向斜切，可使進(jìn)氣道在較大飛行迎角和側(cè)滑角條件下仍保持有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)和較低畸變；同時，對唇口進(jìn)行周向變厚度設(shè)計，可在低速飛行和高壓音速、低超音速飛行狀態(tài)下提高進(jìn)氣道性能，以適應(yīng)在大迎角、大側(cè)滑角等條件下較大的局部迎角、側(cè)滑角，提高機(jī)動飛行條件下的進(jìn)發(fā)匹配特性。

以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理和主要特征和本發(fā)明的優(yōu)點。本行業(yè)的技術(shù)人員應(yīng)該了解，本發(fā)明不受上述實施例的限制，上述實施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會有各種變化和改進(jìn)，這些變化和改進(jìn)都落入要求保護(hù)的本發(fā)明范圍內(nèi)。本發(fā)明要求保護(hù)范圍由所附的權(quán)利要求書及其等效物界定。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
一種雙斜切變厚度式進(jìn)氣道唇口，設(shè)置在進(jìn)氣道一端，進(jìn)氣道唇口包括唇口前緣、上唇口、內(nèi)側(cè)唇口、外側(cè)唇口及下唇口，上唇口與內(nèi)側(cè)唇口連接，內(nèi)側(cè)唇口與下唇口連接，下唇口與外側(cè)唇口連接，外側(cè)唇口與上唇口連接，并沿周向?qū)Υ娇谶M(jìn)行變厚度設(shè)置，上唇口和內(nèi)側(cè)唇口的相對厚度為4%～6%，外側(cè)唇口相對厚度為9%～11%，下唇口相對厚度為11%～13%；同時對唇口前緣在鉛垂面內(nèi)后掠27°進(jìn)行斜切，在水平面內(nèi)后掠19°進(jìn)行斜切，在大迎角及大側(cè)滑角時增大正面迎風(fēng)面積以捕獲來流空氣，提升進(jìn)氣性能；且對唇口進(jìn)行周向變厚度設(shè)計，以適應(yīng)在大迎角、大側(cè)滑角等條件下較大的局部迎角、側(cè)滑角，有效提高機(jī)動飛行條件下的進(jìn)發(fā)匹配特性。

技術(shù)研發(fā)人員：張弘;楊波;馬經(jīng)忠;李泰安;胡志東;胡楊;施敬;曾平君
受保護(hù)的技術(shù)使用者：江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司
技術(shù)研發(fā)日：2017.05.24
技術(shù)公布日：2017.09.22