[发明专利]一种飞机进气口结构

说明书

技术领域

本发明涉及飞机设计技术领域，具体涉及一种飞机进气口结构。

背景技术

自从飞机诞生以来，其进气口的位置各异，它的位置选择是综合飞机的性能要求而定；按其在飞机上的位置，大体分为正面进气和非正面进气，①正面进气：进气口位于机身或发动机短舱头部，优点是构造简单，进气口前空气不受干扰，缺点也很明显，机头进气，飞机无法安装大型雷达天线，同时进气通道也太长，不利飞机内部设备安装；②非正面进气：它包括两侧进气、翼根进气、腹部进气、翼下进气、肋下及背部进气等，这些进气口位置布置克服了正面进气的缺点，尤其是腹部和翼下进气的优点明显，充分利用了机身和机翼的有利遮蔽作用，改善了进气口的工作条件；在战术机动性能上，飞机在大迎角机动时发动机工作状态平稳；进气口在不同位置以及不同的形状所产生的气动性能也不一样，腹部进气和机身两侧进气可以缩短进气道长度，留出机头位置给机载雷达，但使整机阻力增大；而两侧进气对飞机侧滑很敏感。根据进气口的性能参数，可以分为亚音速进气口、超音速进气口等，进气口形状选择也是根据飞机实际性能的需要；因此，目前的飞机进气口或多或少都存在一定缺陷，并且由于缺陷的存在使得飞机在起飞过程中需要大量的蓄力，因此飞机跑道往往会很长，这在一定程度上带来了很大的不便之处。

发明内容

本发明的目的提供一种飞机进气口结构，解决上述现有技术问题中的一个或者多个。

根据本发明的一种飞机进气口结构，包括安装于飞机机舱上方的主进气口结构和安装于飞机机翼上方的副进气口结构；所述主进气口结构包括若干主进气口、主进气腔体和出气口，所述主进气口分布于飞机机舱上部，所述出气口设于飞机机尾处，所述主进气口和所述出气口通过主进气腔体相连通；所述副进气口结构包括若干副进气口和副进气腔体，所述副进气口分布于飞机机翼上部，所述副进气口通过副进气腔体连通于所述出气口。

本发明所提供的一种飞机进气口结构，结构简单，通过在飞机机舱上部和飞机机翼上部增加均匀密布的进气腔体，在飞机起飞时，使得飞机上方的空气流速大大增强，无需很长的跑道就可以使飞机起飞或在发动机动力足够的情况下可原地直接起飞升空，大大缩短起飞行程，节约了起飞时间。

在一些实施方式中，所述主进气口和所述副进气口中间部均设有防冻装置，所述防冻装置与所述主进气口之间通过刀切装置相连，所述防冻装置与副进气口之间也通过刀切装置相连，所述刀切装置呈线性状发散分布。在高空中飞行时，气温往往很低，防冻装置可以防止进气口处水汽凝结固化，避免进气口被堵住，从而影响飞行。

在一些实施方式中，所述主进气口和所述副进气口为圆形、椭圆形或矩形设置。可根据实际需求而选择不同的进气口形状。

在一些实施方式中，所述主进气口和所述副进气口的进气角度与水平面相比呈锐角。可使得进气口一直处于进气状态。

在一些实施方式中，所述刀切装置为刀片，刀片的开刃处位于顶风处，刀片的两端安装有销轴，刀片以销轴为中心进行轴转动，用于控制主进气口或副进气口的开闭。在飞机起飞后即可通过刀片将进气口关闭，使飞机处于正常飞行。

在一些实施方式中，所述防冻装置连通防冻集管，所述防冻集管分别在所述主进气腔体和所述副进气腔体内延伸。防止进气腔体内被冰住冻坏，影响飞机飞行。

在一些实施方式中，还包括有加热导管，所述加热导管分别缠绕于所述主进气腔体和所述副进气腔体周身上。防止进气腔体内被冰住冻坏，影响飞机飞行。

在一些实施方式中，所述主进气腔体和所述副进气腔体的腔体内部周壁上均延伸设有导风板，所述导风板的延伸方向与气流方向相同。使得气流通过进气腔体的流速更快。

附图说明

图1为本发明的一种实施方式的一种飞机进气口结构的立体结构示意图；

图2为本发明的一种实施方式的一种飞机进气口结构的侧面结构示意图；

图3为本发明的一种实施方式的一种飞机进气口结构的机翼副进气口结构示意图；

图4为本发明的一种实施方式的一种飞机进气口结构的主进气口或副进气口的结构示意图；

图5为本发明的图1中A-A的截面图；

图6为本发明的主进气口结构的示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，对本发明进行进一步详细的说明。