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[发明专利]一种内埋式进气道唇口密封组件-CN202010833776.7在审
发明人：王广帅;王远鹏;张音旋;孟凡星 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2020-08-18 - 公布日： 2020-11-06 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请属于飞机进气道唇口密封技术领域，特别涉及一种内埋式进气道唇口密封组件。包括：金属堵盖、金属活门、进气口接管嘴、反馈口接管嘴以及槽钢。所述金属堵盖与进气道唇口紧密贴合，且在贴合面处涂有密封胶；所述金属活门可拆卸安装在所述金属堵盖上；所述进气口接管嘴设置在所述金属堵盖上；所述反馈口接管嘴设置在所述金属堵盖上；所述槽钢安装在所述金属堵盖上本申请能够在不破坏进气道唇口结构的情况下，有效消除进气道与堵盖间的间隙，提高正负压力载荷作用时进气道堵盖的密封效果，保证试验顺利进行，避免试验调整反复拆装，方便实施人员操作，提高工作效率。
一种内埋式进气道唇口密封组件

[发明专利]飞机发动机进气道及包括该进气道的飞机-CN202310364279.0在审
发明人：马建;刘昊;赵强 -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： 2023-04-06 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明涉及飞机发动机进气道及包括该进气道的飞机。该飞机发动机进气道包括进气道唇口、进气道外筒、进气道内筒、进气道唇口旋转驱动电机、驱动齿轮、弧形齿轮条；其中，进气道唇口连接进气道外筒和进气道内筒，进气道唇口旋转驱动电机安装在进气道外筒和进气道内筒之间，且连接至驱动齿轮，弧形齿轮条安装至进气道唇口的内部，且与驱动齿轮啮合，进气道唇口旋转驱动电机构造成驱动驱动齿轮旋转，带动弧形齿轮条旋转，进而带动进气道唇口旋转，进气道外筒和进气道内筒是不可旋转的。根据上述技术方案，本发明能起到以下有益技术效果：能实现进气道唇口局部旋转，解决了侧风下背侧风发动机进气道顶部气流分离的问题。
飞机发动机进气道包括

[发明专利]一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道-CN202010921767.3在审
发明人：闫盼盼;刘方良;孙超;朱宇;李虹杨 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2020-09-04 - 公布日： 2020-12-04 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请属于飞机进气道设计领域，特别涉及一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道。所述进气道包括：唇口和内管道。所述唇口呈不规则五边形，包括前缘(101)、左侧棱(102)、右侧棱(103)、左后棱(104)以及右后棱(105)；所述内管道包括进气道进口段(1)以及进气道主段(2)。本申请的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，通过设计新型口面形式，大幅削弱了进气道唇口侧棱卷起的对涡结构，避免了对涡吸入进气道后导致流场过大的畸变及总压损失，从而提升了进气道性能。同时为了解决进气困难问题，通过精心设计的内管道的形状，最大限度的减小了进气道内管道逆压梯度，从而削弱了进气道内部分离，同时缓解了静压式进气道进气困难的问题。
一种适用于飞布局飞机低速静压式进气道

[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]两级斜切的超声速进气唇口-CN201010134872.9有效
发明人：李博;梁德旺 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2010-03-29 - 公布日： 2010-08-11 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：两级斜切的超声速进气唇口，涉及一种两级斜切的超声速进气唇口，属于超声速进气道的技术领域。本发明机身的外侧布置进气道鼓包，进气道鼓包外侧的进气道鼓包压缩面上相对设置进气道，进气道靠近进气道鼓包的一端形成外唇口、内唇口、唇口前缘线，超声速来流在进气道鼓包压缩面的作用下产生锥形激波，在进口前形成正激波，在正激波上形成第一级斜切唇口，第一级斜切唇口靠近机身处形成第二级斜切唇口；外唇口、内唇口采用四分之一超越椭圆方程。本发明实现了可应用于无隔道超声速进气道或其它形式的超声速进气道，增强无隔道超声速进气道排除附面层的效果，提高进气道的总压恢复系数，降低进气道出口气流畸变，固定几何、唇口两级斜切的目的。
两级斜切超声速进气唇口

[实用新型]一种无隔道进气道和飞行器-CN201922163368.0有效
发明人：安平;赵政衡;高骏冬;王天绥;卢杰;杨佳壁;周俊伟;肖毅;万志明;王春利;陈尊敬;任志文;万丽颖;戴佳;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： 2020-07-17 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本实用新型实施例公开了一种无隔道进气道和飞行器，包括：进气道，进气道唇口，以及与进气道唇口连接的进气道内通道；其中，进气道唇口与飞行器机身相连，形成无隔道进气道的无隔道进气口，进气道唇口的两侧侧缘都包括一次后掠侧缘和二次后掠侧缘，一次后掠侧缘与进气道唇口的底缘相连，二次后掠侧缘与一次后掠侧缘和飞行器机身相连，一次后掠侧缘和二次后掠侧缘分别设置为斜切圆弧式，使得进气道唇口的侧缘形成双斜切圆弧形状。本实用新型实施例解决了现有无隔道进气道在小流量工作状态时总压恢复系数较低，以及增强雷达隐身性能的问题。
一种无隔道进气道飞行器

[实用新型]发动机进气道的唇口结构-CN202121201207.7有效
发明人：林家坚;刘同;任健;朱琳;余天竑;徐碧娥 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2021-05-31 - 公布日： 2022-02-18 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种发动机进气道的唇口结构，包括：外层唇口，位于进气道的最外缘；内层唇口，具有进气孔，内层唇口在进气道内临近外层唇口设置，且内层唇口与外层唇口之间形成唇口腔；以及引气管，引气管的前端通过进气孔伸入唇口腔中本实用新型的发动机进气道的唇口结构可以在不增加发动机进气道重量的前提下快速除冰，并提升发动机进气道抗鸟撞性能。
发动机进气道结构

[发明专利]一种双斜切变厚度式进气道唇口-CN201710373371.8在审
发明人：张弘;杨波;马经忠;李泰安;胡志东;胡杨;施敬;曾平君 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2017-05-24 - 公布日： 2017-09-22 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：一种双斜切变厚度式进气道唇口，设置在进气道一端，进气道唇口包括唇口前缘、上唇口、内侧唇口、外侧唇口及下唇口，上唇口与内侧唇口连接，内侧唇口与下唇口连接，下唇口与外侧唇口连接，外侧唇口与上唇口连接，并沿周向对唇口进行变厚度设置，上唇口和内侧唇口的相对厚度为4%～6%，外侧唇口相对厚度为9%～11%，下唇口相对厚度为11%～13%；同时对唇口前缘在铅垂面内后掠27°进行斜切，在水平面内后掠19°进行斜切，在大迎角及大侧滑角时增大正面迎风面积以捕获来流空气，提升进气性能；且对唇口进行周向变厚度设计，以适应在大迎角、大侧滑角等条件下较大的局部迎角、侧滑角，有效提高机动飞行条件下的进发匹配特性。
一种斜切厚度式进气道唇口

[发明专利]高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道-CN201710315632.0有效
发明人：蒋崇文;高振勋;李椿萱;陈著;李志豪 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-05-08 - 公布日： 2018-05-18 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速鳃式变几何多级斜激波系压缩进气道，属于高超声速飞行器进气道设计领域。所述的进气道，在距离唇口距离L的唇罩上开缝，将唇罩分为两部分，分别为唇罩前半部分和唇罩后半部分，所述唇罩前半部分转动连接在进气道上，转轴位于唇口位置，所述唇罩前半部分可绕所述转轴向下转动角度θ，保证在相应的来流马赫数下，由唇罩型面诱导的唇口激波恰好入射在进气道上壁面肩点位置。本发明的进气道能够抑制上壁面分离区的产生、延缓分离区的发展，有效提升进气道的起动性能。相对移动中心锥式变几何进气道而言，本发明的进气道的可动部分质量轻，机械结构重量也较轻，实际使用不需要很大的驱动力。相对于传统转动唇口变几何进气道，该进气道只需偏转1‑2°即可产生很好的效果，操纵效率更高。
高超声速鳃式变几何多级激波压缩进气道

[发明专利]一种带口面泄涡槽的埋入式进气道-CN202010016232.1有效
发明人：谢文忠;曾诚;杨树梓;廖凯;丁润晗;张路;王春利;安平 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-01-08 - 公布日： 2022-06-10 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种带口面泄涡槽的埋入式进气道，包括进气道导流面、后唇口、进口侧棱、侧壁、位于导流面的泄流腔、内通道、位于后唇口两侧内通道外的泄涡槽。本发明的工作原理是：常规埋入式进气道在工作时，进口侧棱会产生旋涡，侧棱旋涡在增强进气的同时也卷吸了大量边界层低能流，这种现象会恶化进气道流场品质、降低进气道气动性能。本发明通过在后唇口两侧内通道外开设泄涡槽，一方面保留了侧棱旋涡增强进气的优点，另一方面避免了旋涡本身以及旋涡卷吸边界层低能流所带来的不利影响，较大程度的提高了埋入式进气道的总压恢复系数，降低了出口的流场畸变
一种带口面泄涡槽埋入式进气道

[发明专利]一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器-CN202110588062.9在审
发明人：龚春林;黄文钰;陈丹;苟建军;吴蔚楠;王建磊 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-05-28 - 公布日： 2021-08-06 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。
一种高超声速进气道唇口控制装置飞行器

[发明专利]一种飞机进气道唇口结构-CN201811107356.X有效
发明人：胡宗浩;王向明;吴斌;苏亚东;邢本东 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2018-09-21 - 公布日： 2022-05-06 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请属于飞机结构领域，特别涉及一种飞机进气道唇口结构，需要解决飞机进气道唇口结冰问题。本申请通过在飞机进气道唇口的外蒙皮和内蒙皮之间设置多个隔板，形成多个加热流道，并通过设置在每个所述加热流道的两端的进气嘴(4)和出气嘴(5)向加热流道内通入加热气体，对飞机进气道唇口进行加热，解决飞机进气道唇口结冰问题，并且本申请的飞机进气道唇口结构通过激光选区熔化增材制造技术一体成型能够减少零件数量，减轻结构重量。
一种飞机进气道唇口结构

[实用新型]一种基于曲锥前体的高超声速鼓包进气道-CN202022495250.0有效
发明人：尤延铖;郑晓刚;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2020-11-02 - 公布日： 2021-06-11 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：一种基于曲锥前体的高超声速鼓包进气道，涉及临近空间高超音速飞行器技术领域，包括指定激波形状的曲锥前体压缩型面、基于曲锥前体一体化设计的鼓包与进气道唇罩；所述鼓包设有鼓包压缩型面和鼓包压缩型面前缘型线；所述进气道唇罩设有进气道唇口；所述鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接；所述进气道唇口与鼓包压缩型面之间设有进气道横向溢流口，所述进气道横向溢流口的形状依据进气道反射激波确定，所述进气道唇口的形状与鼓包所产生的三维激波曲面在设计截面内相结合
一种基于曲锥前体高超声速鼓包进气道

[发明专利]一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法-CN202211587307.7有效
发明人：高亮杰;钱战森;王璐;汤宏宇;辛亚楠 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2022-12-12 - 公布日： 2023-03-10 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法，属于飞机发动机进气道结构技术领域。本发明提出一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法，以抑制现有设计技术中容易出现的因反压变化造成进气道唇口激波脱体，导致飞行阻力极具上升现象的问题。本发明包括进气道外压缩段和进气道下游扩压段，所述进气道外压缩段与所述进气道下游扩压段的连接处具有泄流腔，所述进气道外压缩段、进气道下游扩压段和泄流腔构成进气道，进气道内通道的入口前缘部分为进气道唇口，所述泄流腔的泄流入口两侧为进气道虚拟喉道上游内压缩板和进气道虚拟喉道下游扩压板本发明通过构建气动边界条件，实现唇口激波的强弱转换，从而达到稳定激波，防止激波脱体。
一种稳定超声速进气道唇口激波控制系统方法

[发明专利]一种兼顾高低速性能和隐身性能的飞翼布局背负式进气道-CN202211453852.7在审
发明人：黄江涛;钟世东;刘刚;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： 2022-11-21 - 公布日： 2023-01-06 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种兼顾高低速性能和隐身性能的飞翼布局背负式进气道，为并列双发双S弯进气道，包括进气唇口、唇罩、中间隔板、半椭圆形喉道和两个S弯进气道，进气唇口在俯视或仰视方向上呈M型，M型的进气唇口前缘与机翼的前缘或后缘平行，M型的进气唇口折点位于周向角45°，唇罩外壁面与机身圆滑过渡，唇罩内壁面光滑连接半椭圆形喉道，中间隔板置于进气口前侧，具有圆角设计，将半椭圆形喉道分隔成两个进气口，两个进气口分别对应两个S弯进气道。该飞翼布局背负式进气道能够在不同速域下都获得优异的进气道性能和全机气动性能，具备良好的隐身能力。
一种兼顾低速性能隐身布局背负式进气道

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