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[发明专利]短距垂直起降飞机进气道温度畸变的抑制装置-CN202310990396.8在审
发明人：李春;李广超;赵志奇;何洪斌;赵长宇;张魏 -专利权人：沈阳航空航天大学
申请日： 2023-08-08 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：短距垂直起降飞机进气道温度畸变的抑制装置，涉及短距垂直起降飞机进气道温度畸变预防技术领域，该装置包括发动机仓、一号射流装置、二号射流装置和三号射流装置，发动机仓内部安装压气机，所述的一号射流装置和二号射流装置位于发动机仓的两侧与发动机仓连接，所述的三号射流装置位于发动机仓的底部与与发动机仓连接。本发明通过改变高温气体的流动方向使之远离进气道，从而达到抑制近场吸入的效果。在机腹安装以飞机中轴线对称的射流喷口形成屏障，一方面可以阻止高温气体流向进气道并改变其流动方向，另一方面从射流喷口吹出的冷气与高温气体充分混合，高温气体得以冷却。
垂直起降飞机进气道温度畸变抑制装置

[发明专利]一种直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统-CN202111381946.3有效
发明人：王沨莉;张文涛;陈甲朋;施瑾 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提供一种直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统，包括：关断阀(1)、引气管路(2)、吸气风扇(3)、通风管路(4)、换热器(5)、防冰控制活门(7)、加温控制活门(8)、引射器(9)；引气管路(2)从直升机发动机引起口(A)引气，送至换热器(5)，经过换热器(5)分别送至进气道防冰腔(C)和引射器(9)；通风管路(4)与大气/舱内空气相连，其上设置有吸气风扇(3)，吸进空气流向换热器(5)，经过换热器(5)的空气与引射器(9)输出的引气混合，将混合后的空气输送至消音混合腔室(D)，然后进入直升机座舱内。将发动机进气道防冰与座舱加温集成设计，减少发动机的引气量。
一种直升机进气道防冰座舱加温综合利用系统

[发明专利]一种超声速飞行器进气道结构-CN202311065283.3在审
发明人：田立丰;王树燊;黄开诱;丁浩;王澳;姜婷 -专利权人：中山大学
申请日： 2023-08-23 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明涉及进气道流动控制技术领域，公开了一种超声速飞行器进气道结构，包括进气道本体，具有进气道表面，进气道表面具有第一方向和气体流动方向，第一方向为设定的参考方向，第一方向与气体流动方向相交；唇口罩，间隔设于进气道本体的外部，唇口罩与进气道表面之间形成通气道；凸起结构，设于进气道表面；凸起结构包括多个凸条，凸条沿进气道表面的第一方向延伸设置，多个凸条沿进气道表面的气体流动方向依次连接，以使得凸起结构沿气体流动方向上的截面轮廓呈波纹状。本发明通过改变飞行器进气道结构的几何外形实现转捩激励，不需要外界输入能量，从而简化飞行器进气道结构，降低飞行器维护的成本及操作复杂性，提高飞行器系统的稳定性。
一种超声速飞行器进气道结构

[发明专利]埋入式进气道唇口及设计方法-CN202111385700.3有效
发明人：王元光;常桁 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2021-11-22 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提供一种埋入式进气道唇口及设计方法。该方法包括：确定进气道内轮廓线和外轮廓线；基于所述外轮廓线，在机身曲面上偏置得到多个间距相同的点，基于所述多个间距相同的点生成第一辅助曲面；基于所述进气道内轮廓线，在进气道内通道曲面上偏置得到多个间距相同的点，基于所述多个间距相同的点生成第二辅助曲面；基于第一辅助曲面和第二辅助曲面获取进气道唇口曲面。采用该方法所完成的过渡曲面，可以保证与机身外表面以及进气道内通道曲面的光滑过渡。实现了复杂变截面埋入式进气道唇口的型面生成。
埋入式进气道唇口设计方法

[发明专利]一种改善NACA口进气效率的通风冷却进气道-CN202111102404.8有效
发明人：杨成凤;张宏 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2021-09-19 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请属于飞行器设计技术领域，特别涉及一种改善NACA口进气效率的通风冷却进气道。该进气道在短舱或机身表面(1)上，且位于短舱或机身表面(1)附面层之后设置有埋入式的NACA进气口(2)，短舱或机身表面(1)的位于NACA进气口(2)的周围安装有若干绕流柱(3)，绕流柱(3)轴线方向为沿垂直于短舱或机身表面(1)向外延伸，形成绕流柱顶部，且所述绕流柱(3)的高度被设置为使绕流柱顶部略高于所述附面层。本申请通过在机身表面的埋入式NACA进气口附近布置绕流柱排来改善进气口的进气效率，结构简单，易于实现，同时通过调整绕流柱排的高度、安装角度，可以满足飞行器多状态使用需求，达到通风冷却流量与流动阻力之间的切换性选择。
一种改善 naca 口进气效率通风冷却进气道

[发明专利]一种宽速域高隐身背负式超声速进气道-CN202310709698.3在审
发明人：刘刚;钟世东;黄江涛;陈立立;陈宪;何成军;余龙舟;陈其盛 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2023-06-15 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种宽速域高隐身背负式超声速进气道，涉及飞行器进排气系统设计技术领域，其技术要点为：进气道的整体形式为背负式，包括喉道、唇口外罩、机头前体、DSI鼓包、S弯进气道和发动机入口。本发明中唇口外罩侧向斜切，使得电磁反射集中在特定区域，减少了前向RCS，M型唇口折点位置、唇口前缘半径和厚度沿轴线、扩张角等沿轴向是变化的，可有效避免低速飞行时出现分析旋涡、高速飞行时出现激波诱导分离，具有良好的高低速进气性能和全机气动性能。
一种宽速域高隐身背负超声速进气道

[发明专利]一种带有人工表面等离激元吸波格栅、方法及进气道-CN202310889045.8在审
发明人：白进;杨青真;向惠敏;王旭飞 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-07-19 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明一种带有人工表面等离激元吸波格栅、方法及进气道，属于进气系统隐身技术领域；所述吸波格栅由若干方腔单元阵列而成，所述方腔单元为正方形环腔，其周向壁面均为多层介质结构，壁面从内到外依次为频率选择表面FSS、合成树脂PR、涤纶树脂PET，各层之间均平行放置；其中相邻方腔单元的涤纶树脂PET之间均通过氧化铟锡ITO薄膜进行粘合，构成带有人工表面等离激元吸波格栅。本发明的目的是改变所述进气道的电磁散射特征，降低其雷达散射截面积，进而提升飞行器雷达隐身性能。
一种带有人工表面离激元吸波格栅方法进气道

[实用新型]声衬结构及飞行器-CN202321357484.6有效
发明人：张涛;张颖哲;张发富;林大楷 -专利权人：中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心;中国商用飞机有限责任公司
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请涉及民机噪声处理技术领域，尤其涉及一种声衬结构及飞行器。本申请提供的声衬结构，包括声衬面板和蜂窝芯；声衬面板包括第一金属丝网和第一穿孔板，第一金属丝网连接于第一穿孔板；蜂窝芯连接于第一穿孔板远离第一金属丝网的一侧。由于声衬面板包括第一金属丝网和第一穿孔板，可有效地增强声衬面板的整体强度，同时第一金属丝网的一侧直接接触气流，可有效地降低气流阻力的作用，声波在进入第一金属丝网和第一穿孔板孔隙过程中，耗散其声波能量，再进入蜂窝芯，在蜂窝芯的抗性作用，有效地实现降噪效果。本申请提供的飞行器，由于包括上述的声衬结构，因此也具有上述的技术效果。
结构飞行器

[发明专利]飞机机舱安全防护罩-CN202180090870.0在审
发明人：珍妮·M·豪威尔 -专利权人：珍妮·M·豪威尔
申请日： 2021-01-18 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请公开了一种与飞机机舱固定的安全防护罩。所述安全防护罩成形为机舱，从而使得所述安全防护罩可以覆盖机舱。此外，所述安全防护罩的护罩框架设置有多个预定尺寸和形状的开口，这些开口设置在期望的方向上。此外，这些开口有利于机舱内提供的机械发动机通风。所述安全防护罩通过夹紧元件连接到机舱，所述夹紧元件将所述安全防护罩与所述机舱牢固地夹紧。在运行环境中，所述安全防护罩防止鸟类和外来颗粒与机械发动机的风扇叶片碰撞，从而挽救机械发动机的寿命和避免发动机故障。
飞机机舱安全防护罩

[发明专利]辅助动力装置的进气系统和辅助动力装置-CN202310928039.9在审
发明人：王润洲;周成思;朱婷;王晗;沙景恬;张子松 -专利权人：中国商用飞机有限责任公司;中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
申请日： 2023-07-26 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种辅助动力装置的进气系统，包括：进气风门，进气风门附连到飞行器的机身并且能在风门打开位置和风门闭合位置之间转动；进气道，进气道设置在进气风门下游，以将经由进气风门进入的空气引导到辅助动力装置的进气部件；隔道，隔道沿着飞行器的机身设置在进气风门前方，并且能在隔道打开位置和隔道闭合位置之间移动；冷却管，冷却管设置在隔道下游，以将经由隔道进入的空气引导到辅助动力装置的冷却部件；以及作动装置，作动装置附连到进气风门和隔道，以控制进气风门和隔道的打开和闭合。通过设置隔道，能够有效隔绝来流边界层对于进气系统的影响，从而提高进气品质，进一步改善APU做功效率。另外，本发明还涉及一种辅助动力装置。
辅助动力装置系统

[发明专利]用于促进推力反向阶段的飞机推进组件的机舱进气口-CN202180073122.1在审
发明人： Y·切拉加;D-C·明库;P·G·查奈兹;J-L·H·勒科迪席 -专利权人：赛峰飞机发动机公司
申请日： 2021-10-28 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：公开了一种用于飞机推进组件(8)的进气口(1)，该进气口沿着纵轴线(X)延伸并且包括涡轮发动机(7)，该涡轮发动机包括主流路(4)和次流路(5)，用于在推力期间分别引导主气流(F1)和次气流，以及推力反向装置，用于在推力反向(B)期间将次气流改变成反向气流(F‑INV)，进气口(1)包括外围外壳(11)，在每个径向于轴线线(X)的平面中，用于分离反向气流(F‑INV)的最大曲率点(P)，包括在每个最大曲率点(P)处定义的曲率半径的密切圆，曲率半径的平均值(Rmoy)满足：Rmoy0.028*R3，其中R3为进气口(1)的内半径。
用于促进推力反向阶段飞机推进组件机舱进气口

[发明专利]一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器-CN201911234389.5有效
发明人：万丽颖;王天绥;肖毅;任志文;赵胜海;安平;陈尊敬;赵政衡;王春利;万志明;戴佳;周俊伟;高骏冬;万俊丹 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2019-12-05 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器，包括：设置于弹体腹部的埋入式进气道，以及设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置；其中，旋流流动控制装置，用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布，使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。本发明实施例解决了现有用于减少低能量附面层对进气道性能影响的方式，由于无法完全解决由于低能量附面层在进气道前导流面形成的分离包，而影响埋入式进气道的性能。
一种流进埋入式进气道及其工作方式以及飞行器

[发明专利]用于飞行器涡轮发动机的勺状部-CN202180081413.5在审
发明人：帕科·莫勒尔;朱利安·法比恩·帕特里克·比库利特;瑟奇·勒内·莫瑞勒;尼古拉斯·斯托利亚洛夫-佩平 -专利权人：赛峰飞机发动机公司
申请日： 2021-11-24 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机(10)的勺状部(30)，该勺状部包括主体(40)，主体能在至少两个位置之间移动，至少两个位置包括第一位置，在第一位置，主体被构造成捕集在第一方向上流动的第一空气流(28)的一部分，其特征在于，所述主体能移动到第二位置，在第二位置，主体被构造成捕集在第二方向上流动的第二空气流(28’)的一部分，第二方向与第一方向相反，并且所述主体被安装成在所述至少两个位置之间自由移动，以当第一空气流流动时自动地采用第一位置，并且当第二空气流流动时自动地采用第二位置。
用于飞行器涡轮发动机勺状部

[发明专利]进气装置、推进系统和飞机-CN202310073847.1在审
发明人：唐纳德·弗兰德;德里克·穆兹池卡;道格拉斯·克鲁兹科 -专利权人：湾流航空航天公司
申请日： 2023-02-07 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：一种用于推进系统的进气装置包括致动器、联动装置和进气组件。进气组件包括(1)唇部，(2)从唇部向下游延伸的整流罩，整流罩限定进气组件的外表面，(3)从唇部向下游延伸的进气管，进气管径向设置在整流罩的内侧，以及(4)与唇部、整流罩或进气管相关联的可移动部件。进气管的外表面和整流罩的内表面之间限定间隙。联动装置设置在间隙中，并与可移动部件联接。联动装置被配置为在间隙内移动，并在联动装置移动时移动可移动部件。致动器与联动装置联接，并在致动器被致动时移动联动装置。致动器被安装为远离进气组件。
装置推进系统飞机

[发明专利]一种涡桨飞机发动机整流唇口及其柔性整体成形方法-CN202310438986.X在审
发明人：倪兴屹;陈金祥;常蓓;赵庆辉;孙冠军 -专利权人：中航西安飞机工业集团股份有限公司
申请日： 2023-04-21 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：一种涡桨飞机发动机整流唇口及其柔性整体成形方法，整流唇口为整体成形的金属钣金壳体结构，其上设有三个独立的进气口，三个进气口的内侧壁相互独立，三个进气口的外侧壁连贯衔接为整体；其柔性整体成形方法包含构造多个工艺模型，根据工艺模型对展开板料进行逐步成形为整流唇口成品。
一种飞机发动机整流及其柔性整体成形方法

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