專利名稱：噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道一體化結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及航空動(dòng)力領(lǐng)域，特別涉及噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道一體化結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
飛機(jī)的推進(jìn)動(dòng)力來(lái)自航空發(fā)動(dòng)機(jī)，而航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主要型式是噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。噴氣 發(fā)動(dòng)機(jī)主要由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、燃?xì)鉁u輪和排氣噴管這五大部件組成。進(jìn)氣道的作 用是從大氣中吸入空氣作為發(fā)動(dòng)機(jī)的助燃空氣以及作為排氣噴管的高速排出氣體。現(xiàn)有技 術(shù)的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)其進(jìn)氣道安置在飛機(jī)機(jī)頭或者機(jī)身兩側(cè)或者機(jī)身背部，并且為迎風(fēng)開口的 迎風(fēng)進(jìn)氣道，即大氣進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流方向與飛機(jī)飛行方向相反，也就是進(jìn)氣道氣流速度 方向與排氣噴管的氣流速度方向相同?，F(xiàn)有技術(shù)的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道這樣的安置方式其優(yōu) 點(diǎn)在于在相同的進(jìn)氣道入口面積下能使更多的大氣進(jìn)入噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，并且利用了進(jìn)入噴 氣發(fā)動(dòng)機(jī)的大氣氣流所具有的動(dòng)能，減少了壓氣機(jī)所消耗的機(jī)械功。但是這種迎風(fēng)進(jìn)氣道 卻存在著兩個(gè)較大的缺陷，一是，進(jìn)入進(jìn)氣道的高速大氣氣流對(duì)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力有著抑 止作用，尤其在飛機(jī)飛行高馬赫數(shù)下這種抑止作用更加明顯，二是，當(dāng)飛機(jī)飛行速度從亞音 速變?yōu)槌羲俚目缫羲亠w行時(shí)，進(jìn)氣道的內(nèi)流通道幾何形狀需要作相應(yīng)地變化，這造成了 進(jìn)氣道設(shè)計(jì)、加工和飛行控制的麻煩。
發(fā)明內(nèi)容為了克服現(xiàn)有技術(shù)進(jìn)氣速度方向與飛機(jī)飛行方向相反所引起的對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力增 加有抑止作用、以及在飛機(jī)跨音速飛行時(shí)需要改變進(jìn)氣道內(nèi)流通道幾何形狀的不足，本實(shí) 用新型提供一種噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道一體化結(jié)構(gòu)，采用引氣道在飛機(jī)機(jī)身的尾部，引 氣道入口氣流方向與飛機(jī)前行方向一致的設(shè)計(jì)，可以消除現(xiàn)有技術(shù)進(jìn)氣速度方向與飛機(jī)飛 行方向相反所引起的對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加有抑止作用的不利影響，在飛行高馬赫數(shù)下具有較 高的發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)效率。本實(shí)用新型解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是一種噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道 一體化結(jié)構(gòu)，其特點(diǎn)是包括引氣道、引風(fēng)機(jī)、整流器、分流口和導(dǎo)流管，所述引氣道開口于 飛機(jī)機(jī)身尾部，引氣道入口氣流方向與飛機(jī)前行方向一致，在引氣道內(nèi)安置有引風(fēng)機(jī)和整 流器，引氣道出口端的側(cè)壁上開有兩個(gè)對(duì)稱的分流口，導(dǎo)流管的一端與分流口連通，導(dǎo)流管 的另一端與噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道連通。所述噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的外壁面與引氣道的外壁面的垂直間隔長(zhǎng)度是1. 2米。本實(shí)用新型的有益效果是由于采用引氣道在飛機(jī)機(jī)身的尾部，引氣道入口氣流 方向與飛機(jī)前行方向一致的設(shè)計(jì)，消除了現(xiàn)有技術(shù)進(jìn)氣速度方向與飛機(jī)飛行方向相反所引 起的對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加有抑止作用的不利影響，在飛行高馬赫數(shù)下具有較高的發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn) 效率。
以下結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式
對(duì)本實(shí)用新型作詳細(xì)說(shuō)明。

圖1是本實(shí)用新型噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道一體化結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是圖1中引氣道的剖開圖。圖3是圖1中引氣道和引風(fēng)機(jī)的局部放大圖。圖中，3-分流口，4-噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，5-機(jī)身尾部，6-引氣道，7-引風(fēng)機(jī)，8-整流器， 9_飛機(jī)輔翼，10-導(dǎo)流管。
具體實(shí)施方式
參照?qǐng)D1 3。本實(shí)用新型包括引氣道6、引風(fēng)機(jī)7、整流器8、分流口 3、導(dǎo)流管10， 其中引氣道6安置在飛機(jī)機(jī)身尾部5，引氣道6入口氣流方向與飛機(jī)前行方向一致；在引氣 道6內(nèi)安置有引風(fēng)機(jī)7和整流器8，引風(fēng)機(jī)7用于從飛機(jī)機(jī)尾的尾跡大氣中吸氣，整流器8 用于對(duì)吸入到引氣道6內(nèi)的氣體進(jìn)行整流；在飛機(jī)輔翼9上安置有亞聲速噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)4 ；在 引氣道6出口端的側(cè)壁上開有兩個(gè)對(duì)稱的分流口 3 ；導(dǎo)流管10的一端與分流口 3連通，導(dǎo) 流管10的另一端與亞聲速噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)4的進(jìn)氣道連通；噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)4外壁面與引氣道6外 壁面的垂直間隔距離大于1. 2米，避免噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)4尾噴管的排氣氣流對(duì)引氣道從飛機(jī)機(jī) 尾的尾跡大氣進(jìn)氣形成干擾。噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道的一體化結(jié)構(gòu)，由引氣道6、引風(fēng)機(jī)7、整流器8、分流口 3、導(dǎo)流管10組成，其中引氣道6開口于飛機(jī)機(jī)身尾部5，引氣道6的入口氣流方向與飛機(jī)前 行方向一致，在引氣道6內(nèi)安置有引風(fēng)機(jī)7和整流器8，引風(fēng)機(jī)7用于從飛機(jī)機(jī)尾的尾跡大 氣中吸氣，整流器8用于對(duì)吸入到引氣道6內(nèi)的氣體進(jìn)行整流；在飛機(jī)輔翼9上安置有噴氣 發(fā)動(dòng)機(jī)4，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)4為亞聲速噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，在引氣道6出口端的側(cè)壁上開有兩個(gè)對(duì)稱的 分流口 3，導(dǎo)流管10的一端與分流口 3連通，導(dǎo)流管10的另一端與噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)4的進(jìn)氣道 連通。噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)4的外壁面與引氣道6的外壁面的垂直間隔長(zhǎng)度為1. 2米，用于保持使 噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的排氣氣流對(duì)引氣道從飛機(jī)機(jī)尾的尾跡大氣進(jìn)氣不形成明顯的干擾。
權(quán)利要求一種噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道一體化結(jié)構(gòu)，其特征在于包括引氣道、引風(fēng)機(jī)、整流器、分流口和導(dǎo)流管，所述引氣道開口于飛機(jī)機(jī)身尾部，引氣道入口氣流方向與飛機(jī)前行方向一致，在引氣道內(nèi)安置有引風(fēng)機(jī)和整流器，引氣道出口端的側(cè)壁上開有兩個(gè)對(duì)稱的分流口，導(dǎo)流管的一端與分流口連通，導(dǎo)流管的另一端與噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道連通。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道一體化結(jié)構(gòu)，其特征在于所述噴 氣發(fā)動(dòng)機(jī)的外壁面與引氣道的外壁面的垂直間隔長(zhǎng)度是1. 2米。
專利摘要本實(shí)用新型公開了一種噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)引氣道一體化結(jié)構(gòu)，其特征在于包括引氣道、引風(fēng)機(jī)、整流器、分流口和導(dǎo)流管，所述引氣道開口于飛機(jī)機(jī)身尾部，引氣道入口氣流方向與飛機(jī)前行方向一致，在引氣道內(nèi)安置有引風(fēng)機(jī)和整流器，引氣道出口端的側(cè)壁上開有兩個(gè)對(duì)稱的分流口，導(dǎo)流管的一端與分流口連通，導(dǎo)流管的另一端與噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道連通。由于采用引氣道在飛機(jī)機(jī)身的尾部，引氣道入口氣流方向與飛機(jī)前行方向一致的設(shè)計(jì)，消除了現(xiàn)有技術(shù)進(jìn)氣速度方向與飛機(jī)飛行方向相反所引起的對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加有抑止作用的不利影響，在飛行高馬赫數(shù)下具有較高的發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)效率。
文檔編號(hào)B64D27/16GK201604800SQ20092003500
公開日2010年10月13日 申請(qǐng)日期2009年10月13日 優(yōu)先權(quán)日2009年10月13日
發(fā)明者李世武 申請(qǐng)人:西北工業(yè)大學(xué)