CN201604800U - 喷气发动机与飞机引气道一体化结构 - Google Patents

喷气发动机与飞机引气道一体化结构 Download PDF

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Abstract

本实用新型公开了一种喷气发动机与飞机引气道一体化结构，其特征在于：包括引气道、引风机、整流器、分流口和导流管，所述引气道开口于飞机机身尾部，引气道入口气流方向与飞机前行方向一致，在引气道内安置有引风机和整流器，引气道出口端的侧壁上开有两个对称的分流口，导流管的一端与分流口连通，导流管的另一端与喷气发动机的进气道连通。由于采用引气道在飞机机身的尾部，引气道入口气流方向与飞机前行方向一致的设计，消除了现有技术进气速度方向与飞机飞行方向相反所引起的对发动机推力增加有抑止作用的不利影响，在飞行高马赫数下具有较高的发动机推进效率。

Description

喷气发动机与飞机引气道一体化结构
技术领域
本实用新型涉及航空动力领域，特别涉及喷气发动机与飞机引气道一体化结构。
背景技术
飞机的推进动力来自航空发动机，而航空发动机的主要型式是喷气发动机。喷气发动机主要由进气道、压气机、燃烧室、燃气涡轮和排气喷管这五大部件组成。进气道的作用是从大气中吸入空气作为发动机的助燃空气以及作为排气喷管的高速排出气体。现有技术的喷气发动机其进气道安置在飞机机头或者机身两侧或者机身背部，并且为迎风开口的迎风进气道，即大气进入进气道的气流方向与飞机飞行方向相反，也就是进气道气流速度方向与排气喷管的气流速度方向相同。现有技术的喷气发动机进气道这样的安置方式其优点在于：在相同的进气道入口面积下能使更多的大气进入喷气发动机，并且利用了进入喷气发动机的大气气流所具有的动能，减少了压气机所消耗的机械功。但是这种迎风进气道却存在着两个较大的缺陷，一是，进入进气道的高速大气气流对喷气发动机的推力有着抑止作用，尤其在飞机飞行高马赫数下这种抑止作用更加明显，二是，当飞机飞行速度从亚音速变为超音速的跨音速飞行时，进气道的内流通道几何形状需要作相应地变化，这造成了进气道设计、加工和飞行控制的麻烦。
发明内容
为了克服现有技术进气速度方向与飞机飞行方向相反所引起的对发动机推力增加有抑止作用、以及在飞机跨音速飞行时需要改变进气道内流通道几何形状的不足，本实用新型提供一种喷气发动机与飞机引气道一体化结构，采用引气道在飞机机身的尾部，引气道入口气流方向与飞机前行方向一致的设计，可以消除现有技术进气速度方向与飞机飞行方向相反所引起的对发动机推力增加有抑止作用的不利影响，在飞行高马赫数下具有较高的发动机推进效率。
本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：一种喷气发动机与飞机引气道一体化结构，其特点是：包括引气道、引风机、整流器、分流口和导流管，所述引气道开口于飞机机身尾部，引气道入口气流方向与飞机前行方向一致，在引气道内安置有引风机和整流器，引气道出口端的侧壁上开有两个对称的分流口，导流管的一端与分流口连通，导流管的另一端与喷气发动机的进气道连通。
所述喷气发动机的外壁面与引气道的外壁面的垂直间隔长度是1.2米。
本实用新型的有益效果是：由于采用引气道在飞机机身的尾部，引气道入口气流方向与飞机前行方向一致的设计，消除了现有技术进气速度方向与飞机飞行方向相反所引起的对发动机推力增加有抑止作用的不利影响，在飞行高马赫数下具有较高的发动机推进效率。
下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作详细说明。
附图说明
图1是本实用新型喷气发动机与飞机引气道一体化结构示意图。
图2是图1中引气道的剖开图。
图3是图1中引气道和引风机的局部放大图。
图中，3-分流口，4-喷气发动机，5-机身尾部，6-引气道，7-引风机，8-整流器，9-飞机辅翼，10-导流管。
具体实施方式
参照图1～3。本实用新型包括引气道6、引风机7、整流器8、分流口3、导流管10，其中引气道6安置在飞机机身尾部5，引气道6入口气流方向与飞机前行方向一致；在引气道6内安置有引风机7和整流器8，引风机7用于从飞机机尾的尾迹大气中吸气，整流器8用于对吸入到引气道6内的气体进行整流；在飞机辅翼9上安置有亚声速喷气发动机4；在引气道6出口端的侧壁上开有两个对称的分流口3；导流管10的一端与分流口3连通，导流管10的另一端与亚声速喷气发动机4的进气道连通；喷气发动机4外壁面与引气道6外壁面的垂直间隔距离大于1.2米，避免喷气发动机4尾喷管的排气气流对引气道从飞机机尾的尾迹大气进气形成干扰。
喷气发动机与飞机引气道的一体化结构，由引气道6、引风机7、整流器8、分流口3、导流管10组成，其中引气道6开口于飞机机身尾部5，引气道6的入口气流方向与飞机前行方向一致，在引气道6内安置有引风机7和整流器8，引风机7用于从飞机机尾的尾迹大气中吸气，整流器8用于对吸入到引气道6内的气体进行整流；在飞机辅翼9上安置有喷气发动机4，喷气发动机4为亚声速喷气发动机，在引气道6出口端的侧壁上开有两个对称的分流口3，导流管10的一端与分流口3连通，导流管10的另一端与喷气发动机4的进气道连通。喷气发动机4的外壁面与引气道6的外壁面的垂直间隔长度为1.2米，用于保持使喷气发动机尾喷管的排气气流对引气道从飞机机尾的尾迹大气进气不形成明显的干扰。

Claims (2)

1.一种喷气发动机与飞机引气道一体化结构，其特征在于：包括引气道、引风机、整流器、分流口和导流管，所述引气道开口于飞机机身尾部，引气道入口气流方向与飞机前行方向一致，在引气道内安置有引风机和整流器，引气道出口端的侧壁上开有两个对称的分流口，导流管的一端与分流口连通，导流管的另一端与喷气发动机的进气道连通。
2.根据权利要求1所述的喷气发动机与飞机引气道一体化结构，其特征在于：所述喷气发动机的外壁面与引气道的外壁面的垂直间隔长度是1.2米。
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