本申请提供了一种飞机内置循环装置进气口，所述进气口包括：引气风道，包括等直段以及与所述等直段连接的收缩段；进气唇口，设置在所述等直段上；机身风道口，设置在所述引气风道内；边沿，设置在所述引气风道上；其中，所述边沿能够与机体连接；所述进气唇口的开口方向与飞机航向相同；其中，所述进气唇口与所述等直段的端部可拆卸连接；本申请提供了一种飞机内置循环装置进气口，既能够满足某中大型飞机内置循环装置实际使用引气量的需求，又兼顾了良好气动特性进气口外形。良好气动特性进气口外形。良好气动特性进气口外形。
【技术实现步骤摘要】
一种飞机内置循环装置进气口
[0001]本申请属于飞机总体气动外形设计
，具体涉及一种飞机内置循环装置进气口。
技术介绍
[0002]基于机身结构突出部位设计进风口，导致局部气动外形影响较大，无法与机身实现融合设计，同时该进气口形式接近飞机附面层，导致机身结构，对内置循环装置影响较大。
[0003]飞机内置循环装置进气口主要为飞机内置环控循环系统或通风冷却装置的引入机体外的空气，属于一种亚音速冲压式辅助进气口，用于平衡舱内温度、湿度等环控设计要求或小型大功率发热设备的冲压风冷散热使用。
[0004]根据某中大型飞机内置循环装置的引气设计需要等要求，新设计了某中大型飞机内置循环装置的进气口外形。
技术实现思路
[0005]针对上述技术问题，本申请提供了一种飞机内置循环装置进气口，所述进气口包括：
[0006]引气风道，包括等直段以及与所述等直段连接的收缩段；
[0007]进气唇口，设置在所述等直段上；
[0008]机身风道口，设置在所述引气风道内；
[0009]边沿，设置在所述引气风道上；其中，所述边沿能够与机体连接。
[0010]优选地，所述进气唇口的开口方向与飞机航向相同；其中，所述进气唇口与所述等直段的端部可拆卸连接。
[0011]优选地，所述进气唇口内设置电加热防除冰机构。
[0012]优选地，所述进气唇口与所述等直段通过螺栓连接。
[0013]优选地，所述等直段与所述收缩段相连成一体，所述收缩段用于引流和减阻整流。
[0014]优选地，所述引气风道、机身风道口和边沿为一体化结构。
[0015]本申请的有益技术效果：
[0016]本申请提供了一种既满足某中大型飞机内置循环装置实际使用引气量的需求又兼顾了良好气动特性进气口外形。
附图说明
[0017]图1是本申请实施例提供的一种飞机内置循环装置进气口的结构示意图；
[0018]图2是本申请实施例提供的一种飞机内置循环装置进气口的俯视图；
[0019]其中，1
‑
引气风道；2
‑
进气唇口；3
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机身风道口；4
‑
边沿。
具体实施方式
[0020]请参阅图1
‑
2，该进气口外形采用三轴可变参数数字化优化控制等综合优化设计方法，在满足引气要求的前提下最大限度地优化了外形尺寸。最终外形通过对外形及引气唇口的多次迭代优化调整，并采用CFD计算和风洞试验验证后确定了本申请。
[0021]优选的，发动机短舱外形既满足了飞机内置循环装置实际使用引气量的需求又兼顾了良好的气动特性。
[0022]进一步，采用CATIA软件创成式外形设计模块，通过采用三轴可变参数数字化优化控制，对进气口外形进行多次参数调整，并采用CFD计算和风洞试验验证后确定了该进气口外形方案。
[0023]在本申请实施例中，某飞机内置循环装置进气口在满足飞机总体布局要求的前提下，可按需求布置于机身前、中、尾段主要外蒙皮面，用于机身外冲压气流的引接。进气口外形由进气唇口、引起风道、进气口与机体安装连接面、机身风道口等组成，如图1所示。
[0024]1)进气唇口
[0025]进气唇口位于进气口的最前端，与飞机航向平行。进气唇口与进气口主体结构通过螺栓连接。可按飞机总体设计要求在唇口内设置电加热防除冰机构，进气唇口可拆开与进气口主体结构分离脱开，以便日后维护。
[0026]2)引气风道
[0027]引气风道是引气口的主体进气结构，同时起整流作用。引气风道包含等直段和收缩段，等直端与进气唇口相连，收缩段主要起引流和减阻整流作用，降低飞机局部压差阻力。
[0028]3)进气口与机体安装连接面
[0029]进气口与机体安装连接面用于与飞机机身外蒙皮相连，可根据飞机外形变化按曲率进行弯曲与飞机蒙皮贴合；进气口与机体安装连接面和引气风道一体化设计；外沿与蒙皮通过螺栓连接，拆卸时可整体拆除。
[0030]4)机身风道口
[0031]机身风道口是飞机进气口与机身内部风道连接处，根据入口处的气流流向特定要求进行设计。
[0032]本申请提供了一种既满足内置循环装置引气需求又兼顾了良好气动特性进气口外形。进气口外形是一种亚音速冲压式辅助进气口，用于平衡舱内温度、湿度等环控设计要求或小型大功率发热设备的冲压风冷散热使用。该进气口将进气唇口、引气风道、与机体安装连接面一体化设计，可提高维护和拆卸的便捷性。
[0033]在一种可行的实现方式中，一种中大型飞机内置循环装置进气口外形尺寸为：长0.434m、宽0.185m、高0.238m，浸润面积0.387
㎡
、迎风面积0.032
㎡
。
[0034]其中，进气口坐标系以其外形最前点为坐标原点，X轴向后为正，Y轴向上为正，Z轴向左为正，按如下坐标点选取，将坐标点连成控制线，生成曲面得到外形。计量单位为mm：
[0035]表1底部轮廓特征点
[0036][0037]表2唇口轮廓特征点
[0038][0039]表3外形特征点
[0040][0041]本申请提供的一种既满足了飞机内置循环装置实际使用引气量的需求又兼顾了良好的气动特性外形。该进气口将进气唇口、引气风道、与机体安装连接面一体化设计，可提高维护和拆卸的便捷性，减小了气动阻力。
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【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞机内置循环装置进气口，其特征在于，所述进气口包括：引气风道，包括等直段以及与所述等直段连接的收缩段；进气唇口，设置在所述等直段上；机身风道口，设置在所述引气风道内；边沿，设置在所述引气风道上；其中，所述边沿能够与机体连接。2.根据权利要求1所述的飞机内置循环装置进气口，其特征在于，所述进气唇口的开口方向与飞机航向相同；其中，所述进气唇口与所述等直段的端部可拆卸连接。3.根据权利要求2所述的飞机...
【专利技术属性】
技术研发人员：温昌杰，吴军豪，吴川，王超，关善龙，王纪清，路宗昌，
申请(专利权)人：陕西飞机工业有限责任公司，
类型：新型
国别省市：
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