CN117489475A - 充气式变型面进气道唇口结构 - Google Patents
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Abstract
一种充气式变型面进气道唇口结构，包括：弹性充气气腔、设置于弹性充气气腔内的进气道内部支撑结构以及位于进气道内部支撑结构上的充气阀门、与弹性充气气腔的末端相连的短舱刚性部分、设置于充气气腔末端的过渡性结构，其中：过渡性结构埋入充气气腔内部。本发明通过充气腔的充放气实现进气道唇口形状的改变，进而为不同的飞行状态提供最合适的唇口形状；唇口充气气腔使用弹性材料，减弱异物撞击对唇口带来的损害；通过向充气腔内喷射高频脉冲气流，实现进气道唇口高频振动，达到进气道唇口除冰的目的。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种飞机发动机领域的技术，具体是一种充气式变型面进气道唇口结构。
背景技术
目前大部分涡轮风扇发动机进气道唇口部分均为如图2所示的不可变形形式，不可根据飞行状态调整形状以始终为发动机提供良好的进气环境；且现有进气道唇口材料弹性较弱，抗异物撞击性较差，受异物撞击之后易产生凹痕、裂缝或甚至碎裂，需开展相应的维修工作，影响飞机的正常使用和运营；其次，现有进气道唇口除冰方式多为通过引入核心机高温气体对进气道唇口进行加热，此种除冰方式需要安装布置额外的引气管路，会增加整机重量。
现有采用充气气囊的涵道风扇唇口则只能实现进气道唇口外部充气变形，无法改善某些工况下的进气道内部流动分离问题；在进气道唇口受到异物撞击后，无法对整个进气道唇口起到保护作用；无法达到整个进气道唇口除冰的目的，仍需安装传统引入热气除冰的装置。
发明内容
本发明针对现有不可变形唇口不能根据实际的飞行状态进行调整唇口形状，不能为发动机在所有的飞行状态下提供良好的进气条件，从而增加发动机的耗油率；不能有效地应对异物撞击等事件；同时由于进气道唇口除冰要求，会带来额外的附件装置，增加整机重量等不足，提出一种充气式变型面进气道唇口结构，通过充气腔的充放气实现进气道唇口形状的改变，进而为不同的飞行状态提供最合适的唇口形状；唇口充气气腔使用弹性材料，减弱异物撞击对唇口带来的损害；通过向充气腔内喷射高频脉冲气流，实现进气道唇口高频振动，达到进气道唇口除冰的目的。
本发明是通过以下技术方案实现的：
本发明涉及一种充气式变型面进气道唇口结构，包括：弹性充气气腔、设置于弹性充气气腔内的进气道内部支撑结构以及位于进气道内部支撑结构上的充气阀门、与弹性充气气腔的末端相连的短舱刚性部分、设置于充气气腔末端的过渡性结构，其中：过渡性结构埋入充气气腔内部。
技术效果
与现有技术相比，本发明通过充气可实现唇口内外部变形，为不同的飞行状态提供最合适的唇口形状，进而为不同的飞行状态提供良好的进气环境，提高发动机工作效率，提升飞机性能，降低飞机航程油耗，同时可使飞机适应更多的飞行条件，拓宽飞机的飞行包线；充气腔材料采用以柔性钢丝网浇筑橡胶材料的方式制作，兼具抗拉抗压性能，有效缓解异物撞击对唇口带来的损害，减少飞机维修次数，提高飞机利用率及使用价值；充气气腔材料内添加内部过渡性结构，保证充气腔与短舱刚性部分的过渡连续，避免连接处出现气动分离等不利影响；通过向充气气腔内喷射高频脉冲气流，实现进气道唇口高频振动，达到除冰的目的，且无需再安装传统引入热气式除冰系统，降低整机重量及航程油耗，提升飞机整体性能。
附图说明
图1为本发明示意图；
图2为现有技术示意图；
图3为实施例变形获得的不同唇口形状示意图；
图中：(a)充气变形获得的进气道唇口(b)充气变形进气道唇口三维视图(c)充气变形进气道唇口侧视图(d)充气变形进气道唇口俯视图；
图4为充气变形进气道唇口橡胶柔性钢丝网材料结构示意图；
图5为充气变形进气道唇口不同状态流线分布图；
图中：(a)巡航状态进气流线分布(b)大迎角状态进气流线分布(c)侧风状态进气流线分布。
具体实施方式
如图1所示，为本实施例涉及一种充气式变型面进气道唇口结构，包括：弹性充气气腔1、设置于弹性充气气腔1内的进气道内部支撑结构3以及位于进气道内部支撑结构3上的充气阀门2、与弹性充气气腔1的末端相连的短舱刚性部分4、设置于充气气腔1末端的两个过渡性结构5，其中：过渡性结构5埋入充气气腔橡胶钢丝网材料内部。
如图4所示，所述的弹性充气气腔1包括：弹性橡胶层和柔性钢丝网，通过充气或放气改变气腔内的压力实现气腔变形，通过气腔的变形获得不同型面的进气道唇口，充气气腔既可以承受气腔内部气体带来的压力，也可以有效承受来自外部的撞击力。
所述的弹性橡胶，为保证充气气腔在整个航程所有状态下均可实现有效的变形，且变形后保持稳定，要求橡胶材料具有较好的弹性、气密性、防水性、耐磨性、耐老化性、耐疲劳性、耐化学腐蚀性等；为面对高空低温环境，与常规橡胶相比，其可在-75℃条件下保持稳定的物理和化学特性。
所述的柔性钢丝网，具有较高的抗拉强度，采用高强度钢丝制作而成，使其在承受压力或荷载时能够保持稳定，有效加强橡胶材料的拉伸力。
所述的充气阀门2，为快速均匀改变气腔内的压力，整个气腔共布置八个阀门，通过阀门充放空气改变气腔内的压力，同时充气阀门2可以喷射高频脉冲气流实现充气气腔的高频率震动，进而可以达到进气道唇口除冰的目的。
所述的进气道内部支撑结构3，其为固定刚性结构，不可变形，承受气腔内侧的压力。
所述的短舱刚性部分4，为短舱其余不可变形部分。
所述的过渡性结构5具体位于充气气腔与短舱刚性部分4连接处，埋入充气气腔1橡胶钢丝网材料内部，充气气腔1与短舱刚性部分4连接处的过渡性结构5的弹性较弱，随着气腔内的压力变化，在过渡性结构5的支撑下，此处的气腔形状几乎没有任何变化，随着过渡性结构5轴向位置向进气道前缘处靠近，过渡性结构5的弹性逐渐增加，通过此种方式可以保证变形唇口形状与短舱刚性部分之间的连续性及整个短舱曲面的自然光滑过渡，进而保证所有飞行状态下的短舱气动性能。
本实施例涉及上述充气式变型面进气道唇口结构，在工作时通过吸入外界自然环境中的大气，经充气阀门2进入充气气腔1内部来增加唇口内的气压，通过充气阀门2向外界自然环境释放气体来减小充气气腔1内的气压，进而实现充气气腔1的变形，无需其他引起装置，可减小飞机重量。同时充气阀门2可以向充气气腔1内喷射高频脉冲气流实现气腔表面的高频振动，进而达到除冰的目的。
如图5所示，经过CFD数值分析，通过充气变形获得的进气道唇口，可以完美地适用于多种飞行状态，在唇口内外部均没有进气气流分离现象产生，提升不同飞行状态下的进气品质。
与现有技术相比，本发明可有效提升飞机不同飞行状态下发动机的进气品质，提升发动机工作效率，有效节省燃油，同时可使飞机适应更多的飞行条件，拓宽飞机的飞行包线；也可以极大地提升进气道唇口处的抗外来物撞击性能，保护进气道唇口及内部结构，减少飞机维修次数，提高飞机利用率及使用价值；同时可以通过充气气腔1的高频振动达到进气道除冰的效果，减少引气加热除冰方式带来的附件结构，降低整机重量。
上述具体实施可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。
Claims (4)
1.一种充气式变型面进气道唇口结构，其特征在于，包括：弹性充气气腔、设置于弹性充气气腔内的进气道内部支撑结构以及位于进气道内部支撑结构上的充气阀门、与弹性充气气腔的末端相连的短舱刚性部分、设置于充气气腔末端的过渡性结构，其中：过渡性结构埋入充气气腔内部。
2.根据权利要求1所述的充气式变型面进气道唇口结构，其特征是，所述的弹性充气气腔包括：弹性橡胶层和柔性钢丝网，通过充气或放气改变气腔内的压力实现气腔变形，通过气腔的变形获得不同型面的进气道唇口，充气气腔承受气腔内部气体带来的压力以及来自外部的撞击力。
3.根据权利要求2所述的充气式变型面进气道唇口结构，其特征是，所述的充气阀门，在整个弹性充气气腔共布置八个，通过阀门充放空气改变气腔内的压力，同时充气阀门可以喷射高频脉冲气流实现充气气腔的高频率震动，进而可以达到进气道唇口除冰的目的。
4.根据权利要求1所述的充气式变型面进气道唇口结构，其特征是，所述的过渡性结构具体位于充气气腔与短舱刚性部分连接处，埋入充气气腔橡胶钢丝网材料内部。
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