一种飞机进气口结构的制造方法与工艺

本发明涉及飞机设计技术领域，具体涉及一种飞机进气口结构。

背景技术：
自从飞机诞生以来，其进气口的位置各异，它的位置选择是综合飞机的性能要求而定；按其在飞机上的位置，大体分为正面进气和非正面进气，①正面进气：进气口位于机身或发动机短舱头部，优点是构造简单，进气口前空气不受干扰，缺点也很明显，机头进气，飞机无法安装大型雷达天线，同时进气通道也太长，不利飞机内部设备安装；②非正面进气：它包括两侧进气、翼根进气、腹部进气、翼下进气、肋下及背部进气等，这些进气口位置布置克服了正面进气的缺点，尤其是腹部和翼下进气的优点明显，充分利用了机身和机翼的有利遮蔽作用，改善了进气口的工作条件；在战术机动性能上，飞机在大迎角机动时发动机工作状态平稳；进气口在不同位置以及不同的形状所产生的气动性能也不一样，腹部进气和机身两侧进气可以缩短进气道长度，留出机头位置给机载雷达，但使整机阻力增大；而两侧进气对飞机侧滑很敏感。根据进气口的性能参数，可以分为亚音速进气口、超音速进气口等，进气口形状选择也是根据飞机实际性能的需要；因此，目前的飞机进气口或多或少都存在一定缺陷，并且由于缺陷的存在使得飞机在起飞过程中需要大量的蓄力，因此飞机跑道往往会很长，这在一定程度上带来了很大的不便之处。

技术实现要素：
本发明的目的提供一种飞机进气口结构，解决上述现有技术问题中的一个或者多个。根据本发明的一种飞机进气口结构，包括安装于飞机机舱上方的主进气口结构和安装于飞机机翼上方的副进气口结构；所述主进气口结构包括若干主进气口、主进气腔体和出气口，所述主进气口分布于飞机机舱上部，所述出气口设于飞机机尾处，所述主进气口和所述出气口通过主进气腔体相连通；所述副进气口结构包括若干副进气口和副进气腔体，所述副进气口分布于飞机机翼上部，所述副进气口通过副进气腔体连通于所述出气口。本发明所提供的一种飞机进气口结构，结构简单，通过在飞机机舱上部和飞机机翼上部增加均匀密布的进气腔体，在飞机起飞时，使得飞机上方的空气流速大大增强，无需很长的跑道就可以使飞机起飞或在发动机动力足够的情况下可原地直接起飞升空，大大缩短起飞行程，节约了起飞时间。在一些实施方式中，所述主进气口和所述副进气口中间部均设有防冻装置，所述防冻装置与所述主进气口之间通过刀切装置相连，所述防冻装置与副进气口之间也通过刀切装置相连，所述刀切装置呈线性状发散分布。在高空中飞行时，气温往往很低，防冻装置可以防止进气口处水汽凝结固化，避免进气口被堵住，从而影响飞行。在一些实施方式中，所述主进气口和所述副进气口为圆形、椭圆形或矩形设置。可根据实际需求而选择不同的进气口形状。在一些实施方式中，所述主进气口和所述副进气口的进气角度与水平面相比呈锐角。可使得进气口一直处于进气状态。在一些实施方式中，所述刀切装置为刀片，刀片的开刃处位于顶风处，刀片的两端安装有销轴，刀片以销轴为中心进行轴转动，用于控制主进气口或副进气口的开闭。在飞机起飞后即可通过刀片将进气口关闭，使飞机处于正常飞行。在一些实施方式中，所述防冻装置连通防冻集管，所述防冻集管分别在所述主进气腔体和所述副进气腔体内延伸。防止进气腔体内被冰住冻坏，影响飞机飞行。在一些实施方式中，还包括有加热导管，所述加热导管分别缠绕于所述主进气腔体和所述副进气腔体周身上。防止进气腔体内被冰住冻坏，影响飞机飞行。在一些实施方式中，所述主进气腔体和所述副进气腔体的腔体内部周壁上均延伸设有导风板，所述导风板的延伸方向与气流方向相同。使得气流通过进气腔体的流速更快。附图说明图1为本发明的一种实施方式的一种飞机进气口结构的立体结构示意图；图2为本发明的一种实施方式的一种飞机进气口结构的侧面结构示意图；图3为本发明的一种实施方式的一种飞机进气口结构的机翼副进气口结构示意图；图4为本发明的一种实施方式的一种飞机进气口结构的主进气口或副进气口的结构示意图；图5为本发明的图1中A-A的截面图；图6为本发明的主进气口结构的示意图。具体实施方式下面结合说明书附图，对本发明进行进一步详细的说明。如图1至图2所示，一种飞机进气口结构，包括安装于飞机机舱1上方的主进气口结构3和安装于飞机机翼2上方的副进气口结构4；主进气口结构3包括若干主进气口31、主进气腔体33和出气口32，主进气口31分布于飞机机舱1上部，主进气口31可以呈规则均匀排布，也可以不规则排布，出气口32安装于飞机机尾10处，主进气口31和出气口32通过主进气腔体33相连通，主进气腔体33安装于飞机机舱1上部，空气从主进气口31进入，通过主进气腔体33，而后从出气口32排出；如图3所示，副进气口结构4包括若干副进气口41和副进气腔体42，副进气口41分布于飞机机翼2上部，副进气口41通过副进气腔体42连通于出气口32。主进气口31和副进气口41为圆形、椭圆形或矩形设置，可根据实际需求而选择不同的进气口形状，主进气口31和副进气口41的进气角度与水平面相比呈锐角，一般情况下，角度为30°为好，可使得进气口处于快速进气状态。如图4和图6所示，主进气口31和副进气口41中间部均通过螺栓固定安装有防冻装置6，防冻装置6与主进气口31之间通过刀切装置7相连，防冻装置6与副进气口41之间也通过刀切装置7相连，刀切装置7呈线性状发散分布，在高空中飞行时，气温往往很低，防冻装置可以防止进气口及进气腔体内水汽凝结固化，避免进气口和进气腔体被堵住，从而影响飞行。如图4所示，刀切装置7为刀片71组成，刀片71的开刃处位于顶风处，这样最大的减少风阻，刀片71的两端安装有销轴，刀片71以销轴为中心进行轴转动，用于控制主进气口31或副进气口41的开闭，刀片71两端通过销轴活动连接在主进气口31或副进气口41上，在飞机起飞后即可通过刀片将进气口关闭，使飞机处于正常飞行，在起飞时，刀片71打开，空气可以进入进气口，从而使飞机快速起飞。防冻装置6连通防冻集管61，防冻集管61分别在主进气腔体33和副进气腔体42内延伸，防冻集管61为电加热管道，防止进气腔体内被冰住冻坏，影响飞机飞行；主进气腔体33和副进气腔体42内还包括有加热导管8，加热导管8分别缠绕于主进气腔体33和副进气腔体42内壁周身上，加热导管8也采用电加热方式，防止进气腔体内被冰住冻坏，影响飞机飞行；在主进气腔体33和副进气腔体42内安装有感应器，用于测控风速、气体压强和气体温度等。如图5所示，主进气腔体33和副进气腔体42的腔体内部周壁上均延伸设有导风板9，导风板9的延伸方向与气流方向相同，导风板9通过焊接或螺栓固定均布分布于主进气腔体33和副进气腔体42内周壁上，使得气流通过进气腔体的流速更快。本发明所提供的一种飞机进气口结构，结构简单，通过在飞机机舱上部和飞机机翼上部增加均匀密布的进气腔体，在飞机起飞时，使得飞机上方的空气流速大大增强，无需很长的跑道就可以使飞机起飞或在发动机动力足够的情况下可原地直接起飞升空，大大缩短起飞行程，节约了起飞时间。以上所述仅是本发明的优选方式，应当指出，对于本领域普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以做出若干相似的变形和改进，这些也应视为本发明的保护范围之内。