CN109131902B - 一种飞机进气道唇口结构 - Google Patents

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Abstract

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。

Description

一种飞机进气道唇口结构
技术领域
本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种飞机进气道唇口结构。
背景技术
飞机飞行时，由于受到气流影响，飞机进气道唇口可能会出现结冰现象，特别是对于低马赫数亚音速飞机，结冰现象更为严重，因而进气道唇口结构需要具有防除冰功能，而传统进气道唇口结构设计方式不能实现有效除冰。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种飞机进气道唇口结构，以解决飞机进气道唇口可能会出现结冰问题。
本申请的技术方案是：
一种飞机进气道唇口结构，包括：
嵌套设置的外蒙皮和内蒙皮，外蒙皮和内蒙皮之间留有间隙；
多个隔板，设置在外蒙皮上，且位于外蒙皮和内蒙皮之间，将外蒙皮与内蒙皮之间的间隙分隔成多个加热流道，并且多个隔板所在的平面相交于所述气道唇口的轴线；
进气嘴和出气嘴，分别设置在每个加热流道的两端，并与加热流道连通；其中
飞机进气道唇口结构为一体成型结构。
可选地，外蒙皮的厚度范围为0.8～δ1mm，内蒙皮的厚度范围为0.5～δ2mm，其中δ1、δ2数值根据实际载荷作用下的应力水平计算得到。
可选地，隔板的厚度范围为0.5～δ3mm，其中δ3数值根据隔板的实际载荷计算得到。
可选地，多个隔板沿进气道唇口结构周向均匀分布。
可选地，相邻两个隔板3的所处平面之间的夹角的范围为5°～10°。
可选地，进气嘴和出气嘴的结构均设置为圆形管体。
可选地，进气嘴的壁厚和出气嘴的壁厚均设置为2mm。
可选地，进气嘴和出气嘴均与外部热流管路的螺纹连接。
可选地，进气嘴和出气嘴均安装在进气道唇口结构的内蒙皮外侧。
可选地，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。
本申请至少存在以下有益技术效果：
通过在外蒙皮和内蒙皮之间设置多个隔板，并形成多个加热流道，能够有效解决飞机进气道唇口结冰问题；并且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，能够增强结构强度，减轻结构重量。增强除冰效果。
附图说明
图1是本申请飞机进气道唇口结构的主视图；
图2是本申请飞机进气道唇口结构的左视图；
图3是本申请飞机进气道唇口结构的右视图；
图4是本申请飞机进气道唇口结构去除内蒙皮后的右视图；
图5是图3中A-A剖面图；
图6是本申请飞机进气道唇口结构的隔板结构放大图；
图7是本申请飞机进气道唇口结构的进气嘴的结构放大图。
其中：
1-外蒙皮；2-内蒙皮；3-隔板；4-进气嘴；5-出气嘴。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的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保护范围的限制。
下面结合附图1至图7对本申请做进一步详细说明。
本申请飞机进气道唇口结构包括：外蒙皮1和内蒙皮2、多个隔板3以及进气嘴4和出气嘴5。
具体的，外蒙皮1和内蒙皮2嵌套设置，所述外蒙皮1和内蒙皮2之间留有间隙。
多个隔板3设置在外蒙皮1上，且位于所述外蒙皮1和内蒙皮2之间，将外蒙皮1与内蒙皮2之间的间隙分隔成多个加热流道；多个隔板3沿进气道唇口周向均匀分布，并且多个所述隔板3所在的平面相交于所述气道唇口的中心轴线，相邻两个隔板3的所在的平面之间的夹角的范围在5°～10°之间。
外蒙皮1的厚度范围为0.8～δ1mm，内蒙皮2的厚度范围为0.5～δ2mm，其中δ1、δ2数值根据实际载荷作用下的应力水平计算得到,保证结构不破坏、不失稳。
隔板3的厚度范围为0.5～δ3mm，其中δ3数值根据隔板的实际载荷计算得到，保证内外蒙皮结构不破坏、不失稳。
隔板3的高度范围为4～H1mm，H1数值根据加热流道的换热效率计算得到，加热流道必须能满足设计要求的换热效率；隔板3的高度越高则加热流道的换热效率越强。
进气嘴4和出气嘴5分别设置在每个加热流道的两端，安装在所述进气道唇口的内蒙皮2上远离所述外蒙皮的一面。并与加热流道连通；进气嘴4用于与外部进气管道连接，出气嘴5用于与出气管道连接。
进气嘴4和出气嘴5的结构均设置为圆形管体，进气嘴4的侧壁厚度和出气嘴5的侧壁厚度均设置为2mm，其内表面或外表面设置有用于连接外部管道的螺纹。进气嘴4和出气嘴5直径和高度由相匹配的外部管道接口的尺寸确定，并且其高度不小于15mm，能够保证与外部管道的连接的效果。
并且飞机进气道唇口结构的外蒙皮1、内蒙皮2、隔板3以及进气嘴4和出气嘴5通过激光选区熔化增材制造技术一体成型；这种一体结构能够节省材料，减轻结构重量，相对传统方案减重20％以上；减小气体流阻，增强除冰效果，并且能够将制造周期缩短90％以上。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种飞机进气道唇口结构，其特征在于，包括：
嵌套设置的外蒙皮(1)和内蒙皮(2)，所述外蒙皮(1)和内蒙皮(2)之间留有间隙；
多个隔板(3)，设置在外蒙皮(1)上，且位于所述外蒙皮(1)和内蒙皮(2)之间，将所述外蒙皮(1)与内蒙皮(2)之间的间隙分隔成多个加热流道，并且多个所述隔板(3)所在的平面相交于所述进 气道唇口的轴线，各个所述隔板(3)及其加热流道呈U型；
进气嘴(4)和出气嘴(5)，分别设置在每个所述加热流道的两端，并与所述加热流道连通；其中
所述飞机进气道唇口结构为一体成型结构。
2.根据权利要求1所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，所述外蒙皮(1)的厚度范围为0.8～δ1mm，内蒙皮(2)的厚度范围为0.5～δ2mm，其中δ1、δ2数值根据实际载荷作用下的应力水平计算得到。
3.根据权利要求1所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，隔板的厚度范围为0.5～δ3mm，其中δ3数值根据隔板的实际载荷计算得到。
4.根据权利要求1所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，多个所述隔板(3)沿所述进气道唇口结构的周向均匀分布。
5.根据权利要求4所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，相邻两个隔板(3)的所处平面之间的夹角的范围为5°～10°。
6.根据权利要求1所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，所述进气嘴(4)和出气嘴(5)的结构均设置为圆形管体。
7.根据权利要求6所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，所述进气嘴(4)的壁厚和出气嘴(5)的壁厚设置为2mm。
8.根据权利要求6所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，所述进气嘴(4)和出气嘴(5)均与外部热流管路的螺纹连接。
9.根据权利要求1所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，所述进气嘴(4)和出气嘴(5)均安装在所述进气道唇口结构的内蒙皮(2)外侧。
10.根据权利要求1所述的飞机进气道唇口结构，其特征在于，所述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。
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