阅读说明：本技术 一种进气道辅助进气装置及具有其的飞机 (Air inlet channel auxiliary air inlet device and airplane with same ) 是由 刘方良 孙智孝 王霄 朱宇 孙超 于 2019-09-23 设计创作，主要内容包括：本申请属于飞机发动机进气道辅助进气设计技术领域,具体涉及一种进气道辅助进气装置,包括：辅助进气活门,设置在飞机发动机进气道底部开设的辅助进气口中,该辅助进气口连通飞机起落架舱；辅助进气活门由飞机发动机进气道与飞机起落架舱内的压差驱动,当飞机发动机进气道内的压力小于飞机起落架舱内的压力时,辅助进气活门打开；当飞机发动机进气道内的压力大于飞机起落架舱内的压力时,辅助进气活门关闭。此外,还涉及一种具有上述进气道辅助进气装置的飞机,该飞机的辅助进气口位于飞机发动机进气道的前段。(The application belongs to the technical field of aircraft engine intake duct auxiliary air intake design, concretely relates to intake duct auxiliary air intake device, include: the auxiliary air inlet valve is arranged in an auxiliary air inlet formed at the bottom of an air inlet passage of an aircraft engine, and the auxiliary air inlet is communicated with an aircraft landing gear cabin; the auxiliary air inlet valve is driven by the pressure difference between an air inlet passage of the aircraft engine and the cabin of the aircraft landing gear, and is opened when the pressure in the air inlet passage of the aircraft engine is smaller than the pressure in the cabin of the aircraft landing gear; and when the pressure in the air inlet passage of the aircraft engine is greater than the pressure in the landing gear cabin of the aircraft, the auxiliary air inlet valve is closed. In addition, the aircraft with the air inlet auxiliary air inlet device is also related, and an auxiliary air inlet of the aircraft is positioned at the front section of an air inlet of an engine of the aircraft.)

一种进气道辅助进气装置及具有其的飞机

技术领域

本申请属于飞机发动机进气道辅助进气设计技术领域，具体涉及一种进气道辅助进气装置及具有其的飞机。

背景技术

辅助进气门在飞机发动机进气道上设置，以在飞机起飞时打开向发动机进气道辅助进气，提高进气道的总压恢复系数，进而能够提高发动机安装推力，以此能够缩短飞机起飞滑跑的距离。

当前飞机上设置的辅助进气门，多存在以下缺陷：

1)、设置于飞机外部，破坏飞机气动外形，影响飞机的隐身性能；

2)、其打开、关闭由驱动机构控制，操控复杂，且不能够保证其打开、关闭及时，此外，驱动机构增加了飞机的重量负担，以及加剧了飞机上宝贵空间资源的紧张；

3)、对发动机进气道总压恢复系数的提高难以保证。

鉴于现有技术的上述缺陷提出本申请。

发明内容

本申请的目的是提供一种进气道辅助进气装置及具有其的飞机，以于克服或减轻现有技术至少一方面的缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种进气道辅助进气装置，包括：

辅助进气活门，设置在飞机发动机进气道底部开设的辅助进气口中，该辅助进气口连通飞机起落架舱；

辅助进气活门由飞机发动机进气道与飞机起落架舱内的压差驱动，

当飞机发动机进气道内的压力小于飞机起落架舱内的压力时，辅助进气活门打开；

当飞机发动机进气道内的压力大于飞机起落架舱内的压力时，辅助进气活门关闭。

根据本申请的至少一个实施例，还包括：

辅助进气道，其进口位于飞机起落架舱，其出口与辅助进气口连通；辅助进气活门设置在辅助进气道的进口中。

根据本申请的至少一个实施例，辅助进气活门为内开式。

根据本申请的至少一个实施例，辅助进气道与飞机发动机进气道间的前向夹角大于后向夹角。

根据本申请的至少一个实施例，辅助进气道与飞机发动机进气道间的前向夹角为50°；

辅助进气道与飞机发动机进气道间的后向夹角为30°。

根据本申请的至少一个实施例，辅助进气道的进口面积为飞机发动机进气道的喉道面积的0.1-0.3。

根据本申请的至少一个实施例，辅助进气道的进口的长细比为2-4。

根据本申请的至少一个实施例，辅助进气活门与辅助进气道进口的壁面通过铰接轴铰接；

进气道辅助进气装置还包括：

挡块，设置在辅助进气道的进口处，辅助进气活门关闭时与挡块抵接。

另一方面提供一种飞机，具有任一上述的进气道辅助进气装置，且辅助进气口位于飞机发动机进气道的前段。

附图说明

图1是本申请实施例提供的进气道辅助进气装置的结构示意图；

图2是本申请实施例提供的辅助进气活门打开时的示意图；

图3是本申请实施例提供的辅助进气活门关闭时的示意图；

其中：

1-辅助进气活门；2-飞机发动机进气道；3-飞机起落架舱；4-辅助进气道；5-挡块；6-铰接轴。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种进气道辅助进气装置，包括：

辅助进气活门1，设置在飞机发动机进气道2底部开设的辅助进气口中，该辅助进气口连通飞机起落架舱3；

辅助进气活门1由飞机发动机进气道2与飞机起落架舱3内的压差驱动，

当飞机发动机进气道2内的压力小于飞机起落架舱3内的压力时，辅助进气活门1打开；

当飞机发动机进气道2内的压力大于飞机起落架舱3内的压力时，辅助进气活门1关闭。

对于上述实施例公开的进气道辅助进气装置，本领域技术人员可以理解的是，飞机起降时飞机起落架舱门打开，飞机起落架舱3内气压与外界气压一致，飞机发动机进气道2内的压力小于飞机起落架舱3内的压力，辅助进气活门1打开，向飞机发动机进气道1内进气，提高总压恢复系数；飞机飞行时飞机起落架舱门关闭，飞机发动机进气道2内的压力大于飞机起落架舱3内的压力，辅助进气活门1关闭。

对于上述实施例公开的进气道辅助进气装置，本领域技术人员还可以理解的是，其辅助进气活门1隐藏在飞机起落架舱3内部，其打开、关闭不会破坏飞机表面气动外形，能够有效保证飞机的隐身性能，此外，该辅助进气活门1的打开关闭由飞机发动机进气道2与飞机起落架舱3内的压差驱动，无需额外的驱动机构，且在飞机发动机进气道2与飞机起落架舱3内压差的驱动下动作灵敏，打开、关闭及时。

在一些可选的实施例中，还包括：

辅助进气道4，其进口位于飞机起落架舱3，其出口与辅助进气口连通；辅助进气活门1设置在辅助进气道4的进口中；辅助进气活门1为内开式。

对于上述实施例公开的进气道辅助进气装置，本领域技术人员可以理解的是，设计辅助进气活门1为内开式，可避免辅助进气活门1与飞机起落架舱3内设备发生干涉，此外，设置辅助进气道4出口与辅助进气口连通，将辅助进气活门1设置在辅助进气道4的进口中，可避免辅助进气活门1打开时对辅助进气道内流场造成干扰，且容易理解的是，辅助进气道4位于飞机起落架舱3内，与飞机发动机进气道2底部开设的辅助进气口连通，可设计具有较短的长度，以减少了辅助进气道4重量及其内流动损失。

在一些可选的实施例中，辅助进气道4与飞机发动机进气道2间的前向夹角大于后向夹角。

对于上述实施例公开的进气道辅助进气装置，本领域技术人员可以理解的是，辅助进气道4采用差偏顺流向设计，其与飞机发动机进气道2间的前向夹角大于后向夹角，可以提高进气掺混的均匀性，以及减弱流动分离。

在一些可选的实施例中，辅助进气道4与飞机发动机进气道2间的前向夹角为50°；

辅助进气道4与飞机发动机进气道2间的后向夹角为30°。

在一些可选的实施例中，辅助进气道4的进口面积为飞机发动机进气道2的喉道面积的0.1-0.3；

辅助进气道4的进口的长细比为2-4。

对于上述实施例公开的进气道辅助进气装置，本领域技术人员可以理解的是，其设计辅助进气道4的进口的长细比为2-4，即设计辅助进气道4的进口呈狭缝形，具有较大的长细比，以此可在辅助进气道4进口面积相同的条件下，获得较大的进气效率以及掺混均匀性，以提高总压恢复系数，降低畸变。

在一些可选的实施例中，辅助进气活门1与辅助进气道4进口的壁面通过铰接轴6铰接；

进气道辅助进气装置还包括：

挡块5，设置在辅助进气道4的进口处，辅助进气活门1关闭时与挡块5抵接。

对于上述实施例公开的进气道辅助进气装置，本领域技术人员可以理解的是，挡块5在辅助进气活门1关闭时对辅助进气活门1起限位作用，保证辅助进气活门1在辅助进气道4进口的关闭效果。

另一方面提供一种飞机，具有任一上述的进气道辅助进气装置，且辅助进气口位于飞机发动机进气道2的前段。

当前飞机为实现较好的隐身效果，通常将其发动机进气道的进***缘设计为极薄且后掠，这使得飞机起飞时，飞机发动机进气道进口附近出现大面积分离流动，容易堵塞喉道；此外还设计弯折的内管道对发动机进口进行遮挡，这进一步加剧了流动分离，导致总压恢复降低，使成发动机安装推力下降。

本申请实施例公开的飞机，其将辅助进气口开设在飞机发动机进气道2的前段，可为进口附近的低能分离流动注入能量，提高总压恢复，保证了充分掺混，降低畸变。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。