CN107187609A - 一种双斜切变厚度式进气道唇口 - Google Patents
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Abstract
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。
Description
技术领域
本发明涉及飞机制造技术领域，尤其涉及一种双斜切变厚度式进气道唇口。
背景技术
近年来，我空军已批量装备第三代飞机，三代机的突出特点要求具备大迎角、高机动特性，为适应这些特性对飞机进气系统提出了非常高的要求。进气道需确保整个飞行包线和机动飞行范围内满足进/发匹配要求，包括稳定的进气道总压恢复能力和良好的流场品质，以确保发动机稳定工作与飞机的飞行安全。常规进气道唇口在压跨超音速范围内，进气道出口总压损失和畸变指数较大，且飞机高机动大迎角、大侧滑角飞行时，进气道性能将进一步降低；不仅增大飞机推力损失，还可能导致发动机不稳定工作。
发明内容
本发明所解决的技术问题在于提供一种双斜切变厚度式进气道唇口，以解决上述背景技术中的缺点。
本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种双斜切变厚度式进气道唇口，包括进气道，在进气道一端设置有进气道唇口，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。
在本发明中，上唇口与内侧唇口为曲线连接，内侧唇口与下唇口为曲线连接，下唇口与外侧唇口为曲线连接，外侧唇口与上唇口为曲线连接。
在本发明中，上唇口和内侧唇口的相对厚度为5%，外侧唇口相对厚度为10%，下唇口相对厚度为12%。
有益效果：本发明将进气道唇口形状采取双向斜切设计，可使进气道在较大飞行迎角和侧滑角条件下仍保持有较高的总压恢复系数和较低畸变；同时，对唇口进行周向变厚度设计，可在低速飞行和高压音速、低超音速飞行状态下提高进气道性能，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，具有结构简单、重量轻、易于安装和维护特点。
附图说明
图1是本发明的较佳实施例的结构示意图。
图2是本发明的较佳实施例中的唇口结构示意图。
图3是图2中A-A处剖视图。
图4是图2中B-B处剖视图。
图5是图2中C-C处剖视图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
参见图1～5的一种双斜切变厚度式进气道唇口，包括进气道1、唇口前缘2、上唇口3、内侧唇口4、外侧唇口5及下唇口6，根据飞机的需求迎角，设计唇口前缘2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；另外，根据不同飞行条件下的当地速度和当地迎角，沿周向对唇口进行变厚度设计，上唇口3和内侧唇口4的相对厚度为5%，外侧唇口5相对厚度5为10%，下唇口6相对厚度为12%，双斜切变厚度进气道唇口在几何造型上遵循了以下设计原则：
1）唇口双斜切角度设计
唇口前缘2采取铅垂面和水平面的双斜切，为提升飞机在大迎角大侧滑角飞行条件下的进气性能，斜切角度的选择应适应飞机飞行性能和飞机布局的需求，根据飞机需求的飞行大迎角和大侧滑角范围，选取铅垂面后掠27°斜切，水平面后掠19°斜切；
2）唇口厚度设计
在飞机起飞等低速状态，较大的唇口厚度对改善进气性能有利，亚音速范围内厚度增大对内流特性的水平影响较小，对于亚音速条件，无起动机构进口的相对厚度值一般选得足够大，K≥8～10％；但是，对于超音速飞机的进气道，由于在M>1.0时，钝唇口使波阻增大，故在大多数超音速情况下，进气道唇口具有不大的相对厚度（K≤5%）。为了兼顾亚音速和超音速性能，本实施例对进气道唇口采取变厚度进行改进，上唇口3和内侧唇口4贴近机身，局部迎角相对较小，为适应高速特性选取相对厚度为5%；外侧唇口5局部迎角相对大一些，选取相对厚度为10%；下唇口6为周向主要进气方向，局部迎角较大，尤其在大迎角、大侧滑角机动飞行条件下，设计相对厚度为12%。
在本实施例中，在进气道唇口形状采取双向斜切，可使进气道在较大飞行迎角和侧滑角条件下仍保持有较高的总压恢复系数和较低畸变；同时，对唇口进行周向变厚度设计，可在低速飞行和高压音速、低超音速飞行状态下提高进气道性能，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，提高机动飞行条件下的进发匹配特性。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
Claims (3)
1.一种双斜切变厚度式进气道唇口，其特征在于，包括进气道，在进气道一端设置有进气道唇口，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。
2.根据权利要求1所述的一种双斜切变厚度式进气道唇口，其特征在于，上唇口与内侧唇口为曲线连接，内侧唇口与下唇口为曲线连接，下唇口与外侧唇口为曲线连接，外侧唇口与上唇口为曲线连接。
3.根据权利要求1所述的一种双斜切变厚度式进气道唇口，其特征在于，上唇口和内侧唇口的相对厚度为5%，外侧唇口相对厚度为10%，下唇口相对厚度为12%。
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