[发明专利]飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器在审
| 申请号： | 202010943421.3 | 申请日： | 2020-09-09 |
| 公开（公告）号： | CN112224425A | 公开（公告）日： | 2021-01-15 |
| 发明（设计）人： | 朱继宏;张卫红;高彤;许英杰;林晔;夏祖林;谷小军;侯杰 | 申请（专利权）人： | 西北工业大学 |
| 主分类号： | B64D33/02 | 分类号： | B64D33/02;B64F5/00 |
| 代理公司： | 西安毅联专利代理有限公司 61225 | 代理人： | 师玮 |
| 地址： | 710000 *** | 国省代码： | 陕西;61 |
| 权利要求书： | 查看更多 | 说明书： | 查看更多 |
| 摘要： | 本发明公开了一种飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器，涉及飞行器设计技术领域，以解决飞行器进气道发生较大变形的技术问题。该飞行器进气道结构的保形设计方法包括：在进气道结构内设置填充材料，且填充材料的弹性模量远小于进气道结构的弹性模量；获取进气道结构的多个结构参数；确定每个结构参数与填充材料的弹性势能的关联性；根据关联性来调整每个结构参数，以使弹性势能小于预设值。该飞行器包括进气道结构，进气道结构由上述的设计方法设计。本申请通过调整每个结构参数，来使填充材料的弹性势能小于预设值，此时进气道的变形程度极小，能够保证发动机的充分进气和飞行器良好的飞行性能，保证正常飞行。 | ||
| 搜索关键词： | 飞行器 进气道 结构 设计 方法 | ||
【主权项】：
暂无信息
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于西北工业大学，未经西北工业大学许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/202010943421.3/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 同类专利
- 短距垂直起降飞机进气道温度畸变的抑制装置-202310990396.8
- 李春;李广超;赵志奇;何洪斌;赵长宇;张魏 - 沈阳航空航天大学
- 2023-08-08 - 2023-10-27 - B64D33/02
- 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。
- 一种直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统-202111381946.3
- 王沨莉;张文涛;陈甲朋;施瑾 - 中国直升机设计研究所
- 2021-11-19 - 2023-10-27 - B64D33/02
- 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。
- 一种超声速飞行器进气道结构-202311065283.3
- 田立丰;王树燊;黄开诱;丁浩;王澳;姜婷 - 中山大学
- 2023-08-23 - 2023-10-20 - B64D33/02
- 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。
- 埋入式进气道唇口及设计方法-202111385700.3
- 王元光;常桁 - 北京机电工程研究所
- 2021-11-22 - 2023-10-13 - B64D33/02
- 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。
- 一种改善NACA口进气效率的通风冷却进气道-202111102404.8
- 杨成凤;张宏 - 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
- 2021-09-19 - 2023-09-22 - B64D33/02
- 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。
- 一种宽速域高隐身背负式超声速进气道-202310709698.3
- 刘刚;钟世东;黄江涛;陈立立;陈宪;何成军;余龙舟;陈其盛 - 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
- 2023-06-15 - 2023-09-19 - B64D33/02
- 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。
- 一种带有人工表面等离激元吸波格栅、方法及进气道-202310889045.8
- 白进;杨青真;向惠敏;王旭飞 - 西北工业大学
- 2023-07-19 - 2023-09-19 - B64D33/02
- 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。
- 声衬结构及飞行器-202321357484.6
- 张涛;张颖哲;张发富;林大楷 - 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
- 2023-05-31 - 2023-09-12 - B64D33/02
- 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。
- 飞机机舱安全防护罩-202180090870.0
- 珍妮·M·豪威尔 - 珍妮·M·豪威尔
- 2021-01-18 - 2023-09-08 - B64D33/02
- 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。
- 辅助动力装置的进气系统和辅助动力装置-202310928039.9
- 王润洲;周成思;朱婷;王晗;沙景恬;张子松 - 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
- 2023-07-26 - 2023-09-05 - B64D33/02
- 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。
- 用于促进推力反向阶段的飞机推进组件的机舱进气口-202180073122.1
- Y·切拉加;D-C·明库;P·G·查奈兹;J-L·H·勒科迪席 - 赛峰飞机发动机公司
- 2021-10-28 - 2023-08-18 - B64D33/02
- 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。
- 一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器-201911234389.5
- 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 - 江西洪都航空工业集团有限责任公司
- 2019-12-05 - 2023-08-18 - B64D33/02
- 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。
- 用于飞行器涡轮发动机的勺状部-202180081413.5
- 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 - 赛峰飞机发动机公司
- 2021-11-24 - 2023-08-15 - B64D33/02
- 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。
- 进气装置、推进系统和飞机-202310073847.1
- 唐纳德·弗兰德;德里克·穆兹池卡;道格拉斯·克鲁兹科 - 湾流航空航天公司
- 2023-02-07 - 2023-08-11 - B64D33/02
- 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。
- 一种涡桨飞机发动机整流唇口及其柔性整体成形方法-202310438986.X
- 倪兴屹;陈金祥;常蓓;赵庆辉;孙冠军 - 中航西安飞机工业集团股份有限公司
- 2023-04-21 - 2023-08-01 - B64D33/02
- 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。
- 利用内外流场耦合提升直升机性能的引流装置及直升机-202310539207.5
- 黄兴;贺俊宇;丁金涛;罗潇 - 中国航发湖南动力机械研究所
- 2023-05-15 - 2023-08-01 - B64D33/02
- 本发明公开了一种利用内外流场耦合提升直升机性能的引流装置及直升机，引流装置包括：滑动支撑架、凹槽安定翼组及螺旋横流风扇。滑动支撑架设置于直升机的机身舱内，且滑动伸缩设置，以用于带动凹槽安定翼组和螺旋横流风扇通过安装口延伸靠近进气口。凹槽安定翼组的上端内凹形成安装凹槽，螺旋横流风扇转动装设于安装凹槽内，以用于在直升机旋翼旋转时产生的旋翼下洗流作用下旋转，以将旋翼下洗流和前飞气流或侧飞扰流吸入安装凹槽形成加速气流，并使加速气流加速排出安装凹槽后进入进气口。本发明的引流装置，可增加对发动机的进气量和进气压力，减少直升机内外流程耦合导致的发动机功率大部分的安装损失，提升发动机输出功率。
- 一种考虑进气安全的高速飞行器优化控制方法-202310468621.1
- 樊慧津;韩潇;刘磊;王博;职永然;刘永雄 - 华中科技大学
- 2023-04-27 - 2023-08-01 - B64D33/02
- 本发明公开了一种考虑进气安全的高速飞行器优化控制方法，该方法首先将高速飞行器的非线性耦合模型转化为面向控制的标准形式，建立有限时间跟踪控制器，确保飞行器的控制稳定性；其次，针对高速飞行器的安全约束与动力学特征建立安全集描述高速飞行器进气道安全条件，构建控制障碍函数用于保障安全集的前向不变性；为了使障碍函数在达成安全条件的过程中付出尽可能小的控制性能代价，通过扩张状态空间将控制障碍函数作为安全因素引入最优化方程，构建了一种能够全面地统筹跟踪性能、输入代价与安全约束的值函数描述最优化问题。为节约计算成本，通过设计单一评价神经网络逼近最优控制律，在保障系统安全的前提下优化控制性能。
- 一种利用发动机尾气热量的直升机进气道防冰系统-202310381037.2
- 陈甲朋;施瑾;周乐娥;罗平根;覃红夷;王沨莉 - 中国直升机设计研究所
- 2023-04-11 - 2023-07-28 - B64D33/02
- 本发明提供一种利用发动机尾气热量的直升机进气道防冰系统，所述利用发动机尾气热量的直升机进气道防冰系统包括：蒸发器、冷凝器、压缩机、载冷剂、载冷剂管路等部件。使用直升机发动机尾气作为热源，对进气道蒙皮进行加温，防止表面结冰，本系统对直升机上的废热进行回收利用，不需要从发动机引热空气，可以有效减少对发动机功率的影响，提高直升机整体的飞行性能。
- 一种利用滑油作为热源的直升机进气道防冰系统-202310382395.5
- 陈甲朋;施瑾;周乐娥;罗平根;覃红夷;王沨莉 - 中国直升机设计研究所
- 2023-04-11 - 2023-07-25 - B64D33/02
- 本发明提供一种利用滑油作为热源的直升机进气道防冰系统，所述直升机进气道防冰系统包括：有源热管、滑油换热器、热管换热器、液泵、液体管路、防冻液、等部件。使用直升机主减中的热滑油作为热源，对进气道蒙皮进行加温，防止表面结冰，本系统对直升机上的废热进行回收利用，不需要从发动机引热空气，可以有效减少对发动机功率的影响，提高直升机整体的飞行性能。
- 一种进气道转接段、进气道及转接段设计方法-202210364620.8
- 张悦;陈亮;郭赟杰;谭慧俊;王子运;薛洪超 - 南京航空航天大学
- 2022-04-08 - 2023-07-21 - B64D33/02
- 本发明公开了一种进气道转接段、进气道及转接段设计方法。该转接段上设有泄压口，经过泄压口一定程度的泄流，可以有效避免通过进气道盖板周围缝隙进入发动机内的气流在通道内产生拥堵，造成危害飞行器的强烈非定常现象；同时提供了该转接段的设计方法，通过考虑了气流经过进气道堵板缝隙进入通道内产生的掺混损失、管道壁面摩擦及几何构型变化产生的管道流动损失、下游高压产生的激波损失的计算公式快速估算泄压孔面积。基于本方案设计的转接段可以有效避免飞行器加速段推进系统流道内压力脉动，保证飞行安全。本方法设计灵活、易实现。
- 一种细长双发进气道结构及装配方法-202110982308.0
- 罗丹;杜发喜;杨文;方雄;王珏;熊建华;沈彬 - 成都飞机工业（集团）有限责任公司
- 2021-08-25 - 2023-07-21 - B64D33/02
- 本发明属于飞行器结构设计领域，特别涉及一种细长双发进气道结构及装配方法。双发进气道包括对称设置的两条进气道，两条进气道并列设置，进气道包括可拆卸连接的进气道前段和进气道后段；从进气道前段到进气道后段依次间隔设置有多个用于与机架固定的装配框。本发明方案中，受限于进气道自身的复杂结构，在进行装配的过程中，进气道结构连接通道受限，装配困难；通过将双发进气道设计成前、后分段结构，便于进气道成型工装顺利脱模，保证进气道的内型面质量，使得在装配过程中，进气道的前段自航前变角度放入，进气道后段自航后放入，再通过合理布置多个与机架固定的装配框，共同实现了进气道快捷的装配，克服制造和装配困难的技术难题。
- 先进入口设计-201811078898.9
- H·J·托马斯;B·L·里德尔;A·D·库劳多;D·W·福奇;S·G·麦金 - 波音公司
- 2018-09-17 - 2023-07-14 - B64D33/02
- 包括单个隔板和/或延伸到机舱前唇区域中的吸音板以减小噪声的紧凑入口设计。所述紧凑入口与低功率流体防冰系统结合使用，所述流体防冰系统能够防止在机舱前唇区域的吸音板上的冰的累积。
- 一种射流预冷安装结构及其装配方法-202211735916.2
- 魏雪莱;张成凯;曹铁男 - 中国航发沈阳发动机研究所
- 2022-12-31 - 2023-07-11 - B64D33/02
- 本申请提供了一种射流预冷安装结构，包括：转阶段；喷杆，其深入至转接段内，喷杆的中间具有介质通道并在壁面开设有若干连通介质通道的喷射孔；喷杆安装座，其包括底面和自底面侧边径向向外延伸的凸耳，喷杆安装座的底面适配于喷杆的上端面且两者相连接，通过螺钉穿过凸耳可将喷杆安装座与转接段上的两处凸台进行连接固定，其中，喷杆安装座的底面具有接嘴孔；接嘴，其安装在喷杆安装座的接嘴孔处，喷射介质通过所述接嘴流入喷杆中；搭接段，搭接段安装在转阶段的流道下方并与转阶段固定连接；其中，转接段的流道下方和搭接段上分别设置适配于喷管外形的前对半型槽和后对半型槽，喷管穿过转接段而至于前对半型槽和后对半型槽构成的整体凹槽内。
- 一种抑制曲面激波与附面层干扰的MEMS驱动抽吸孔板-202310514761.8
- 黄国平;钟苓;王瑞琳;雷岳迪 - 南京航空航天大学
- 2023-05-09 - 2023-07-04 - B64D33/02
- 本发明公开了一种抑制曲面激波与附面层干扰的MEMS驱动抽吸孔板，属于空气动力学技术领域，包括抽吸孔板，所述抽吸孔板上开设有抽吸孔阵列；所述抽吸孔板上设有壁面静压测点阵列，每个测点上均设有一个稳态压力传感器，每个测点的静压信号由所述稳态压力传感器测出；每个抽吸孔内均设有覆盖孔口的弹性箔片；每个弹性箔片的下方均设有驱动所述弹性箔片封闭和开启抽吸孔的箔片驱动装置；所述稳态压力传感器和箔片驱动装置与控制计算机连接。本发明能有效抑制激波与附面层干扰引发的气流分离，在不需要抑制时，弹性箔片关闭抽吸孔而保持壁面呈完整固壁造型，减小放气量和流动损失，且能适应曲面激波入射到壁面上的复杂情况。
- 防砂装置及其方法-202310158312.4
- 宋术刚;冯北平;杨杰;缪招瑜;卫康;崔超;金典;沈周 - 江苏恒铭达航空设备有限公司
- 2023-02-23 - 2023-07-04 - B64D33/02
- 本发明涉及防砂装置及其方法，其中该装置包括具有腔室的面板组件以及设置于面板组件的多个离心机构，管组件的远端设置于面板组件，管组件包括第一管以及与第一管远端连接的多根第二管，每根第二管上具有多个喷嘴，在靠近每个所述喷嘴处，于所述面板组件上还设置排砂管；本发明通过设置第三管以及第四管，并且在第三管内设置涡旋叶片，同时将第四管的内径小于第三管的内径，使得第四管与第三管之间形成间隙，使含尘空气在进入涡旋叶片后其尘砂粒子受惯性离心力影响甩向管壁，进入第三管与第四管之间的间隙，使含尘空气分离为洁净空气和尘砂粒子。
- 一种可调流量的直升机进气道热气防冰系统-202310381043.8
- 陈甲朋;施瑾;周乐娥;石兵枫;刘子申;覃红夷 - 中国直升机设计研究所
- 2023-04-11 - 2023-06-27 - B64D33/02
- 本发明属于直升机进气道防冰的设计领域，涉及一种可调流量的直升机进气道热气防冰系统，所述直升机进气道防冰系统包括：进气道蒙皮、保温蒙皮、多重隔框、流量控制阀、大气温度传感器、控制装置和供气管路。可以根据环境温度，自动调节进入防冰腔的热空气流量，在满足防冰需求的情况下避免热量浪费。进气道防冰腔内的热空气从后向前流动，可以有效减少对发动机进气畸变的影响。采用多重隔框对防冰腔的热空气进行分配，可以将防冰腔的高度降低至5～15mm，提高换热效率。在进气道保温蒙皮上包裹保温层，可以有效减少热量散失。
- 一种飞机模型进气道唇口-202320913174.1
- 彭兰 - 成都永胜模型有限责任公司
- 2023-04-21 - 2023-06-27 - B64D33/02
- 本实用新型涉及一种飞机模型进气道唇口，包括连接块、连接板、腹板和弧形框，连接块和弧形板的横截面均呈V型，连接板的横截面呈U型，腹板和弧形框均设有两个，弧形框的两端设有第一连接台阶，连接块和连接框分别位于弧形框的闭合侧和张开侧，两个弧形框通过第一连接台阶插接于连接块两端，两个弧形框通过第一连接台阶插接于连接框两端，连接块、连接框和两个弧形框围成一个窗口，两个腹板分别封闭窗口两侧，弧形框的张开侧内部设有支撑块，两个支撑块分别与连接板两端插接。本实用新型的优点在于：通过结构拆解便于成型，组装方便，整体结构稳定，强度高且重量轻。
- 一种飞机发动机进气道唇口电加热装置-202223430008.0
- 李录凤;王柳;詹玉婷;丁鑫康 - 武汉航空仪表有限责任公司
- 2022-12-20 - 2023-06-23 - B64D33/02
- 本实用新型公开了一种飞机发动机进气道唇口电加热装置。包括铠装加热器(1)、加热垫Ⅰ(2)、加热垫Ⅱ(3)和电连接器(4)；所述铠装加热器安装在唇口凹槽内，加热垫Ⅰ安装在唇口外环壁的内侧面，加热垫Ⅱ安装在唇口内环壁的内侧面，电连接器经导线(5)分别与铠装加热器(1)、加热垫Ⅰ(2)和加热垫Ⅱ(3)连接。本实用新型在满足飞机发动机进气道唇口防除冰需求的同时能满足进气道区域防火阻燃的要求。
- 流控制系统和进行发动机短舱上的进气道流控制的方法-201810477885.2
- A·M·多尔西;D·C·霍夫曼;F·D·帕拉舍斯;Z·C·霍伊辛顿 - 波音公司
- 2018-05-18 - 2023-06-20 - B64D33/02
- 本申请涉及流控制系统和进行发动机短舱上的进气道流控制的方法。一种飞机发动机短舱上的流控制系统包含多个流控制装置，各个流控制装置具有主体。第二多个致动器联接到关联的一个流控制装置的主体。致动器使主体绕短舱的进气道的前缘从缩回位置旋转到延伸位置。
- 一种组合式进气道及其成型方法-202111525676.9
- 石烨佳;刘柳;李亚平;王奔;韦楠楠;刘伟;康建雄 - 海鹰航空通用装备有限责任公司
- 2021-12-14 - 2023-06-16 - B64D33/02
- 本发明提供一种组合式进气道，包括进气道壳体(10)、十字格栅(20)、泡沫夹芯(30)、左侧固定木块(4)、右侧固定木块(5)、下方固定木块(6)和上方固定木块(7)；进气道壳体(10)包括内型面壳体(11)、外型面上部壳体(12)和外型面下部壳体(13)；泡沫夹芯(30)包括前部泡沫(31)和后部泡沫(32)，后部泡沫(32)与内型面壳体(11)组合后一起固化成型。本发明采用组合式设计，分段成型，简化工艺，降低制造难度和制造成本，提高产品合格率，缩短制造周期。本发明还提供一种组合式进气道成型方法，同样解决上述技术问题。
- 专利分类
