一种飞机内置循环装置进气口的制作方法

本申请属于飞机总体气动外形设计，具体涉及一种飞机内置循环装置进气口。

背景技术：

1、基于机身结构突出部位设计进风口，导致局部气动外形影响较大，无法与机身实现融合设计，同时该进气口形式接近飞机附面层，导致机身结构，对内置循环装置影响较大。

2、飞机内置循环装置进气口主要为飞机内置环控循环系统或通风冷却装置的引入机体外的空气，属于一种亚音速冲压式辅助进气口，用于平衡舱内温度、湿度等环控设计要求或小型大功率发热设备的冲压风冷散热使用。

3、根据某中大型飞机内置循环装置的引气设计需要等要求，新设计了某中大型飞机内置循环装置的进气口外形。

技术实现思路

1、针对上述技术问题，本申请提供了一种飞机内置循环装置进气口，所述进气口包括：

2、引气风道，包括等直段以及与所述等直段连接的收缩段；

3、进气唇口，设置在所述等直段上；

4、机身风道口，设置在所述引气风道内；

5、边沿，设置在所述引气风道上；其中，所述边沿能够与机体连接。

6、优选地，所述进气唇口的开口方向与飞机航向相同；其中，所述进气唇口与所述等直段的端部可拆卸连接。

7、优选地，所述进气唇口内设置电加热防除冰机构。

8、优选地，所述进气唇口与所述等直段通过螺栓连接。

9、优选地，所述等直段与所述收缩段相连成一体，所述收缩段用于引流和减阻整流。

10、优选地，所述引气风道、机身风道口和边沿为一体化结构。

11、本申请的有益技术效果：

12、本申请提供了一种既满足某中大型飞机内置循环装置实际使用引气量的需求又兼顾了良好气动特性进气口外形。

技术特征：

1.一种飞机内置循环装置进气口，其特征在于，所述进气口包括：

2.根据权利要求1所述的飞机内置循环装置进气口，其特征在于，所述进气唇口的开口方向与飞机航向相同；其中，所述进气唇口与所述等直段的端部可拆卸连接。

3.根据权利要求2所述的飞机内置循环装置进气口，其特征在于，所述进气唇口内设置电加热防除冰机构。

4.根据权利要求3所述的飞机内置循环装置进气口，其特征在于，所述进气唇口与所述等直段通过螺栓连接。

5.根据权利要求1所述的飞机内置循环装置进气口，其特征在于，所述等直段与所述收缩段相连成一体，所述收缩段用于引流和减阻整流。

6.根据权利要求1所述的飞机内置循环装置进气口，其特征在于，所述引气风道、机身风道口和边沿为一体化结构。

技术总结
本申请提供了一种飞机内置循环装置进气口，所述进气口包括：引气风道，包括等直段以及与所述等直段连接的收缩段；进气唇口，设置在所述等直段上；机身风道口，设置在所述引气风道内；边沿，设置在所述引气风道上；其中，所述边沿能够与机体连接；所述进气唇口的开口方向与飞机航向相同；其中，所述进气唇口与所述等直段的端部可拆卸连接；本申请提供了一种飞机内置循环装置进气口，既能够满足某中大型飞机内置循环装置实际使用引气量的需求，又兼顾了良好气动特性进气口外形。

技术研发人员：温昌杰,吴军豪,吴川,王超,关善龙,王纪清,路宗昌
受保护的技术使用者：陕西飞机工业有限责任公司
技术研发日：20230403
技术公布日：2024/1/13