本实用新型专利技术涉及一种飞机进气道附面层泄除装置。主要特征是在进气道口与机身间设有隔道，隔道前端采用β尖楔角，隔道上、下分别由内、外圆弧光滑连接引导机身附面层低能量气流从隔道上、下表面排出。斜板上加工有泄除孔及泄除缝，斜板装在进气道口，泄除孔段置于进气道口的前端，泄除缝段置于进气道的喉道起始处。机身、隔道、斜板和进气道壁之间形成一空腔室，隔道的上、下尾端开设有泄流口，附面层低能量气流从泄除孔及泄除缝进入空腔后由泄除口。改善进气道流场品质，降低畸变流场，提高进气道总压恢复系数，增加发动机可用推力的目的。（*该技术在2023年保护过期，可自由使用*）
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本技术涉及一种飞机进气道附面层泄除装置。主要特征是在进气道口与机身间设有隔道，隔道前端采用β尖楔角，隔道上、下分别由内、外圆弧光滑连接引导机身附面层低能量气流从隔道上、下表面排出。斜板上加工有泄除孔及泄除缝，斜板装在进气道口，泄除孔段置于进气道口的前端，泄除缝段置于进气道的喉道起始处。机身、隔道、斜板和进气道壁之间形成一空腔室，隔道的上、下尾端开设有泄流口，附面层低能量气流从泄除孔及泄除缝进入空腔后由泄除口。改善进气道流场品质，降低畸变流场，提高进气道总压恢复系数，增加发动机可用推力的目的。【专利说明】飞机进气道附面层泄除装置
本技术涉及飞机进气道气动特性
，具体地说是一种提高飞机进气道流场品质及进气道总压恢复系数的飞机进气道附面层泄除装置。
技术介绍
使用涡喷发动机的飞机，设计进气道的功用是将空气流量引入发动机，满足发动机在各种不同的高度及速度下的需用流量要求以及发动机对进气道流场品质的要求；同时还要求进气道本身的空气流动损失要尽可能地小，也就是进气道的总压恢复要尽可能地高，以提高发动机可用推力。保证进气道与发动机良好匹配工作以及飞机的飞行性能要求。其构造一般是在发动机的前方连接有与大气相通的进气道。通常情况下作战飞机进气道由于受飞机总体布置的限制，存在的不足之处是进气道管道形状复杂，加上飞机飞行姿态复杂、飞行速度、飞行高度区域较大，使得进气道进口贴机身处的气流流动条件复杂。在低、亚音速大攻角、大侧滑角飞行时，存在附面层流动分离现象，在跨、超音速时飞行时，存在附面层与激波相互干扰现象，造成进气道流场品质变差，总压恢复系数降低，发动机推力损失较大；难予保证飞机在各种飞行马赫数、各种飞行高度条件下，都有良好的流场品质。
技术实现思路
为克服现有技术存在的不足，本技术提供了一种飞机进气道附面层泄除装置。通过在进气道口的内侧增设斜板使低能量气流经泄除孔和泄除缝泄除，能明显提高进气道流场品质，提高进气道总压恢复系数、发动机可用推力及作战飞机的飞行性能。本技术的技术方案是这样实现的:在进气道口与机身间设有隔道，隔道前端采用β尖楔角，隔道上、下分别由内、外圆弧光滑连接引导机身附面层低能量气流从隔道上、下表面排出。斜板上加工有泄除孔及泄除缝，斜板装在进气道口，泄除孔段置于进气道口的前端，泄除缝段置于进气道的喉道起始处。机身、隔道、斜板和进气道壁之间形成一空腔室，隔道上、下尾端开设有泄流口，附面层低能量气流从泄除孔及泄除缝进入空腔后由泄除口排出。本技术具有的优点是:利用粘性性流体力学基本知识以及附面层的控制原理，采用机身附面层隔道以及进气道进口斜板上开附面层泄除孔及喉道附面层泄除缝方法，改善了进气道进口流场条件，改善进气道流场品质，降低畸变流场，提高进气道总压恢复系数，增加发动机可用推力的目的。解决了飞机进气道设计中附面层泄除的关键。【专利附图】【附图说明】本技术的附图图面说明如下:图1是本技术飞机进气道附面层泄除装置整体结构视图；图2是图1的A向视图；图3是图2沿B-B的音视图。图中1.机身，2.隔道，3.进气道，4.斜板，5.上泄流口，6.泄除缝，7.下泄流口，8.泄除孔，9.空腔室。【具体实施方式】下面结合附图及其实施例对本技术作进一步说明。图1、图2和图3示出了本技术整体结构。在进气道3 口与机身I间设有隔道2，隔道2前端采用尖楔角β，楔角β为30°。隔道2上、下分别由内、外半径R为IOOOmm的圆弧光滑连接，圆弧面引导机身I附面层低能量气流从隔道2上、下表面排出。斜板4上加工有泄除孔8及泄除缝6，泄除孔8孔径为Φ 2.5mm?Φ 3.5mm，孔面积占每侧进气道3进口喉道面积5 %?6 % ;泄除缝6的缝宽为20mm?30mm。斜板4装在进气道3 口，泄除孔8置于进气道3 口的前端，泄除缝6置于进气道3的喉道起始处。机身1、隔道2、斜板4和进气道3壁之间形成一空腔室9，隔道2的上、下尾端开设有上泄流口 5和下泄流口 7，附面层低能量气流从泄除孔8及泄除缝6进入空腔室9后由上泄流口 5和下泄流口 7排出。【权利要求】1.一种飞机进气道附面层泄除装置，主要由机身、隔道、斜板和进气道等组成，其特征在于:进气道(3) 口与机身(1)间设有隔道(2)，斜板(4)上加工有泄除孔⑶及泄除缝(6)，斜板(4)装在进气道(3) 口，泄除孔(8)段置于进气道(3) 口的前端，泄除缝(6)段置于进气道⑶的喉道起始处；机身⑴、隔道⑵、斜板⑷和进气道⑶壁之间形成一空腔室(9);隔道(2)的上、下尾端开设有上泄流口(5)和下泄流口(7)。2.根据权利要求1所述的飞机进气道附面层泄除装置，其特征在于:泄除孔(8)孔径为Φ 2.5mm~Φ 3.5mm，孔面积占每侧进气道(3)进口喉道面积5%~6%。3.根据权利要求1所述的飞机进气道附面层泄除装置，其特征在于:泄除缝(6)的缝宽为20mm~30mm。【文档编号】B64D33/00GK203558213SQ201320718948【公开日】2014年4月23日 申请日期:2013年11月10日 优先权日:2013年11月10日 【专利技术者】傅春明 申请人:贵航飞机设计研究所本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：傅春明，
申请(专利权)人：贵航飞机设计研究所，
类型：实用新型
国别省市：
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