一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道的制作方法

本发明涉及飞机气动设计技术领域，尤其涉及一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道。

背景技术：

一般情况下，涡轮螺旋桨飞机分为推进式与拉进式，拉进式涡轮螺旋桨飞机配装的发动机一般为功率前输出发动机，机头进气，螺旋桨安装在发动机前部；推进式涡轮螺旋桨飞机的发动机一般安装在飞机尾部，为功率后输出发动机，机头进气，螺旋桨安装在发动机后部，上述两种布局形式的涡轮螺旋桨飞机所需气流经进气道直接进入或偏转90°后进入发动机，若将功率后输出轴流式进气发动机安装在拉进式布局螺旋桨飞机上，飞机发动机进气口朝向后方，此时来流需偏转180°后才可进入发动机进口，气流转弯角度大，极易在内管道引起气流分离，从而容易造成发动机不能稳定工作，影响飞机性能。

技术实现要素：

本发明所解决的技术问题在于提供一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道，以解决上述背景技术中的缺点。

本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道，包括进气道基体，所述进气道基体设置在飞机机头背部，所述进气道基体由进气道进口、进气道管道及进气道出口组成，进气道管道经过进气道进口后逐渐弯曲反向过渡至进气道出口，最终形成c形管道；为提高进气道进气效率，降低进气道出口畸变，在进气道进口设置有进气道隔道，以消除部分附面层气流。

在本发明中，为保持机身外形，进气道进口下部水平，上部呈弧形。

在本发明中，进气道进口面积为进气道出口面积2倍，以保证发动机进气流量及气流品质。

在本发明中，进气道出口等直段长度大于10%的进气道出口直径。

在本发明中，进气道管道为收缩管道。

在本发明中，对气流进行整流，进气道基体按三次曲线的面积变化规律进行几何造型，进气道基体中心线呈c形，整个中心线曲率保持平稳过渡。

在本发明中，进气道进口唇口外形与飞机机头外形保持一致。

在本发明中，进气道基体上设置的进气道出口与螺旋桨安装面的距离为发动机长度。

有益效果：本发明中进气道基体设置在飞机机头背部，即采用背负式c形拉进式收敛形式的进气道，性能较高，典型飞行状态下进气道出口总压恢复系数可达0.99，出口流场品质较好，可提供发动机工作所需的稳定流场，进而保证发动机正常稳定地工作，且很好地降低进气道对飞机总体布局的影响。

附图说明

图1为本发明的较佳实施例的安装示意图。

图2为本发明的较佳实施例的侧视图。

图3为本发明的较佳实施例的正视图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。

参见图1～图3的一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道，包括螺旋桨安装面1、飞机机头2、进气道隔道3、进气道基体4、进气道进口5、进气道管道6、进气道出口7及等直段8，进气道基体4设置在飞机机头2背部，进气道出口6与螺旋桨安装面1的距离为发动机长度，过进气道进口5后，进气道管道6逐渐弯曲反向，最终形成一个c形管道，进气道管道6形状是由进气道进口5根据一定的面积变化规律由等直段8逐渐过渡至进气道出口7得到；为提高进气道进气效率，降低进气道出口7畸变，在进气道进口5设置有进气道隔道3，以消除部分附面层气流；为保持机身外形，进气道进口5下部水平，上部呈弧形，如图3所示；进气道基体4在几何造型上遵循以下设计原则：

1）进气道进口5

进气道进口5唇口外形与飞机机头2外形保持一致，进气道进口5上部呈弧形，下部水平，以降低气动阻力，且进气道进口5面积为进气道出口7面积2倍，以保证发动机进气流量及气流品质；

2）进气道管道6

由于气流从进气道进口5到进气道出口7（发动机进口）需转向180°，此时保持气流稳定比较困难，在设计管道时考虑采用收缩管道，对气流进行整流，进气道基体4按三次曲线的面积变化规律进行几何造型，进气道基体4管道的中心线呈c形，整个中心线曲率保持平稳过渡，进气道出口7等直段长度大于10%的进气道出口7直径，进气道隔道高度按平板附面层理论计算。

采用飞机背部进气（有隔道）的形式，进气道唇口外形保持与机身外形一致以减小阻力，将气流直接整流并在管道内转向180°后，经等直段再次整流后提供给发动机，保证发动机正常稳定工作。

以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

技术特征：

技术总结
一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道，包括进气道基体，所述进气道基体设置在飞机机头背部，所述进气道基体由进气道进口、进气道管道及进气道出口组成，进气道管道经进气道进口后逐渐弯曲反向过渡至进气道出口，最终形成C形管道；为提高进气道进气效率，降低进气道出口畸变，在进气道进口设置有进气道隔道，以消除部分附面层气流；本发明采用背负式C形拉进式收敛形式的进气道，性能较高，典型飞行状态下进气道出口总压恢复系数可达0.99，出口流场品质较好，可提供发动机工作所需的稳定流场，进而保证发动机正常稳定地工作，且很好地降低进气道对飞机总体布局的影响。

技术研发人员：刘卓;胡志东;马经忠;曾平君;王少龙;李广;胡杨;肖毅
受保护的技术使用者：江西洪都航空工业集团有限责任公司
技术研发日：2018.10.17
技术公布日：2019.02.22