飞机发动机进气道及包括该进气道的飞机的制作方法

1.本发明涉及一种飞机发动机进气道及包括该进气道的飞机，涉及飞机动力系统技术领域。


背景技术：

2.民用飞机在大侧风地面运行中，机身背风一侧的发动机会出现进气道顶部气流分离现象，导致发动机出现异常工作特性。而进气道顶部唇口外形尖锐抗侧风能力较差，在吸入低速绕过机身的侧风时易导致分离，如果将该部分唇口外形在该工况下变圆钝即可降低或者消除气流分离。现有的发动机进气道的两侧外形均较厚且钝，具有较强的抗侧风能力，如果在侧风运行条件下将机身背侧风的发动机厚钝的进气道侧面唇口旋转到靠近进气道顶部，即可消除顶部分离。
3.现代涡轮风扇发动机直径越来越大，为了降低阻力、减轻重量，进气道也变得越来越短。然而，短的进气道将带来进气道的性能和包线缩减。现有技术的一个解决方案是将整个进气道(包括进气道唇口和内外筒)沿着发动机轴线进行周向的旋转，以便改善不同工况下进气道的畸变水平。进气道的旋转是靠位于风扇机匣上的电动机和齿轮驱动实现。通过旋转，进气道唇口下倾角也将变化，例如旋转180度，进气道唇口下倾角变为上倾角，不同的进气道唇口形状按需在飞行中调整周向位置。
4.现有技术的上述解决方案是将进气道唇口和内外筒结构、以及进气道内部的系统部件整体进行旋转，该方案需要旋转的结构范围较大，且进气道唇口和进气道内外筒内部存在很多管路和附件，例如短舱防冰管路、fadec(全权限数字发动机控制器)冷却进排气口、风扇舱通风冷却进气口等等，这些部件是不可旋转的固定部件，旋转实现的可行性较低。其次，该方案将进气道旋转180度后，进气道后端与短舱外罩的结合处存在明显的台阶，对于发动机短舱外部气流不利，尤其在起飞和着陆过程中将产生较大阻力。再次，该方案的较大范围部件旋转需要大功率转动机构，一方面增重，另一方面众多复杂部件一起旋转带来安全性问题。


技术实现要素：

5.本发明的一个目的在于，提供一种飞机发动机进气道，其能克服现有技术存在的至少一些缺陷，能实现进气道唇口局部旋转，解决了侧风下背侧风发动机进气道顶部气流分离的问题。
6.本发明的以上目的通过一种飞机发动机进气道来实现，所述飞机发动机进气道包括进气道唇口、进气道外筒、进气道内筒、进气道唇口旋转驱动电机、驱动齿轮、弧形齿轮条；
7.其中，所述进气道唇口连接所述进气道外筒和所述进气道内筒，所述进气道唇口旋转驱动电机安装在所述进气道外筒和所述进气道内筒之间，且连接至所述驱动齿轮，所述弧形齿轮条安装至所述进气道唇口的内部，且与所述驱动齿轮啮合，所述进气道唇口旋
转驱动电机构造成驱动所述驱动齿轮旋转，带动所述弧形齿轮条旋转，进而带动所述进气道唇口旋转，所述进气道外筒和所述进气道内筒是不可旋转的。
8.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：能实现进气道唇口局部旋转，解决了侧风下背侧风发动机进气道顶部气流分离的问题。
9.较佳的是，所述进气道唇口包括进气道上唇口、进气道下唇口、进气道侧面唇口，所述进气道上唇口外形较锐利，所述进气道下唇口和所述进气道侧面唇口外形较圆钝。
10.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：进气道唇口的不同部位外形能适应不同的飞行工况。
11.较佳的是，在飞机高速飞行时，所述进气道上唇口位于进气道顶部；飞机在侧风低速飞行或侧风地面运行时，所述进气道唇口旋转驱动电机驱动所述进气道下唇口或所述进气道侧面唇口按需旋转至进气道顶部或顶侧部分。
12.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：通过进气道唇口局部旋转，能兼顾进气道在飞机高速飞行时和在飞机侧风低速飞行或侧风地面运行条件时的不同气动需求。
13.较佳的是，所述弧形齿轮条是1/4圆环或者半圆环形齿轮条。
14.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：通过适宜形状的弧形齿轮条，能实现进气道唇口旋转0～180度。
15.较佳的是，所述进气道唇口的旋转范围是0～180度。
16.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：通过适宜的进气道唇口旋转范围，能更好地兼顾进气道不同气动需求。
17.较佳的是，所述进气道唇口的旋转轴线是进气道唇口前缘平面的中心法线。
18.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：旋转后进气道唇口与相连接的进气道内外筒在气动外形上没有台阶，不影响进气道内外流场。
19.较佳的是，所述飞机发动机进气道还包括锁定装置，用于对旋转到位后的进气道唇口进行位置锁定。
20.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：能对旋转到位后的进气道唇口进行位置锁定。
21.较佳的是，所述飞机发动机进气道还包括短舱防冰管路，所述进气道唇口结构设计成在旋转时避开与所述短舱防冰管路的干涉。
22.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：能防止进气道唇口在旋转时与短舱防冰管路的干涉，确保进气道唇口的旋转。
23.较佳的是，所述飞机发动机进气道还包括发动机整流锥，所述进气道唇口旋转驱动电机和所述驱动齿轮安装成比所述发动机整流锥更靠近所述进气道唇口。
24.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：能更好地实现进气道唇口局部旋转，旋转结构范围小。
25.本发明的以上目的还通过一种飞机来实现，该飞机包括如以上任一方面所述的飞机发动机进气道。
26.根据上述技术方案，本发明的飞机能起到以下有益技术效果：能实现进气道唇口局部旋转，解决了侧风下背侧风发动机进气道顶部气流分离的问题。
附图说明
27.图1是本发明一实施例的飞机发动机进气道的一结构示意图。
28.图2是本发明一实施例的飞机发动机进气道的另一结构示意图。
29.附图标记列表
30.1：进气道上唇口；
31.2：进气道下唇口；
32.3：进气道外筒；
33.4：发动机整流锥；
34.5：进气道唇口旋转驱动电机；
35.6：弧形齿轮条；
36.7：进气道唇口侧面；
37.8：进气道内筒；
38.9：驱动齿轮；
39.10：短舱防冰管路；
40.a：发动机本体中心轴线；
41.r：进气道唇口前缘平面的中心法线。
具体实施方式
42.以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。应当可以理解的是，在任意一种实施方式的实际实施过程中，正如在任意一个工程项目或者设计项目的过程中，为了实现开发者的具体目标，为了满足进气道相关的或者商业相关的限制，常常会做出各种各样的具体决策，而这也会从一种实施方式到另一种实施方式之间发生改变。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本公开揭露的技术内容的基础上进行的一些设计、制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本公开的内容不充分。
43.除非另作定义，权利要求书和说明书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“一个”或者“一”等类似词语并不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同元件，并不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，也不限于是直接的还是间接的连接。
44.图1是本发明一实施例的飞机发动机进气道的一结构示意图。图2是本发明一实施例的飞机发动机进气道的另一结构示意图。
45.如图1至图2所示，根据本发明的一实施例，飞机发动机进气道包括进气道唇口、进气道外筒3、进气道内筒8、进气道唇口旋转驱动电机5、驱动齿轮9、弧形齿轮条6；
46.其中，进气道唇口连接进气道外筒3和进气道内筒8，进气道唇口旋转驱动电机5安装在进气道外筒3和进气道内筒8之间，且连接至驱动齿轮9，弧形齿轮条6安装至进气道唇口的内部，且与驱动齿轮9啮合，进气道唇口旋转驱动电机5构造成驱动驱动齿轮9旋转，带动弧形齿轮条6旋转，进而带动进气道唇口旋转，进气道外筒3和进气道内筒8是不可旋转的。
47.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：能实现进气道唇口局部旋转，解决了侧风下背侧风发动机进气道顶部气流分离的问题。
48.具体地说，飞机发动机进气道整体是一个固定的气动整流罩，在其设计中唇口顶部(进气道上唇口)被设计成薄而锐利的外形适合于高速巡航，进气道两侧唇口(进气道唇口侧面)和唇口底部(进气道下唇口)外形较圆钝利于低速飞行或侧风运行，因而在地面侧风等一些特殊的工况下进气道顶部会存在气动特性不利的情况。本发明将进气道唇口(即短舱防冰d形腔体)的局部结构设计成可旋转构型，当飞机高速巡航时，进气道唇口不旋转，气动外形适合巡航状态；当飞机进行低速飞行、侧风起飞或侧风着陆时，处在迎风一侧的发动机进气道唇口不旋转，将机身背风一侧的进气道唇口旋转特定角度(建议90度，也可根据情况旋转到180度范围内的其它角度)，使得外形较圆钝的进气道唇口侧面或进气道下唇口旋转到靠近进气道顶部或正对顶部，可以消除进气道顶部在侧风下出现的气流分离。完成侧风起飞后，将机身背风一侧的发动机进气道唇口反向旋转恢复为未旋转前的位置。通过该旋转调节可以兼顾进气道的低速飞行或侧风条件和高速巡航的气动需求。
49.本发明解决了现有技术的进气道整体绕发动机轴线旋转方案中进气道内部固定结构和附件太多难以实现的问题。另外，本发明通过将进气道唇口进行旋转，解决了侧风下背侧风发动机进气道顶部气流分离的问题。通过本发明，可以消除飞机在侧风地面运行和侧风起飞过程中机身背风一侧发动机进气道顶部的气流分离，气流分离消除后可以扩大飞机的侧风立定起飞包线。
50.在一些实施例中，如图1至图2所示，进气道唇口包括进气道上唇口1、进气道下唇口2、进气道唇口侧面7，进气道上唇口1外形较锐利，进气道下唇口2和进气道唇口侧面7外形较圆钝。也就是说，进气道上唇口1的外形比进气道下唇口2和进气道唇口侧面7的外形锐利，进气道下唇口2和进气道唇口侧面7的外形比进气道上唇口1的外形圆钝。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：进气道唇口的不同部位外形能适应不同的飞行工况。
51.在一些实施例中，如图1至图2所示，在飞机高速飞行时，进气道上唇口1位于进气道顶部；飞机在侧风低速飞行或侧风地面运行时，进气道唇口旋转驱动电机5驱动进气道下唇口2或进气道唇口侧面7按需旋转至进气道顶部或顶侧部分。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：通过进气道唇口局部旋转，能兼顾进气道在飞机高速飞行时和飞机在侧风低速飞行或侧风地面运行时的不同气动需求。
52.在一些实施例中，如图1至图2所示，弧形齿轮条6是1/4圆环或半圆环形齿轮条。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：通过适宜形状的弧形齿轮条6，能实现进气道唇口旋转0～180度。
53.在一些实施例中，如图1至图2所示，进气道唇口的旋转范围是0～180度。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：通过适宜的进气道唇口
旋转范围，能更好地兼顾进气道不同气动需求。在一些实施例中，如图1所示，旋转180度后，进气道上唇口为虚线1’，进气道下唇口为虚线2’。
54.在一些实施例中，如图1所示，进气道唇口的旋转轴线是进气道唇口前缘平面的中心法线r，而非发动机本体中心轴线a。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：旋转后进气道唇口与相连接的进气道内外筒在气动外形上没有台阶，不影响进气道内外流场。
55.在一些实施例中，飞机发动机进气道还包括锁定装置(未示出)，用于对旋转到位后的进气道唇口进行位置锁定。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：能对旋转到位后的进气道唇口进行位置锁定。
56.在一些实施例中，如图2所示，飞机发动机进气道还包括短舱防冰管路10，短舱防冰管路10一部分设置在进气道唇口内，另一部分设置在进气道外筒3和进气道内筒8之间，进气道唇口结构设计成在旋转时避开与短舱防冰管路10的干涉。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：能防止进气道唇口在旋转时与短舱防冰管路10的干涉，确保进气道唇口的旋转。
57.在一些实施例中，如图1所示，飞机发动机进气道还包括发动机整流锥4，进气道唇口旋转驱动电机5和驱动齿轮9安装成比发动机整流锥4更靠近进气道唇口。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机进气道能起到以下有益技术效果：能更好地实现进气道唇口局部旋转，旋转结构范围小。
58.根据本发明的一实施例，飞机包括如以上任一方面所述的飞机发动机进气道。根据上述技术方案，本发明的飞机能起到以下有益技术效果：能实现进气道唇口局部旋转，解决了侧风下背侧风发动机进气道顶部气流分离的问题。
59.以上对本发明的具体实施方式进行了描述，但本领域技术人员将会理解，上述具体实施方式并不构成对本发明的限制，本领域技术人员可以在以上公开内容的基础上进行多种修改，而不超出本发明的范围。

技术特征：
1.一种飞机发动机进气道，其特征在于，所述飞机发动机进气道包括进气道唇口、进气道外筒、进气道内筒、进气道唇口旋转驱动电机、驱动齿轮、弧形齿轮条；其中，所述进气道唇口连接所述进气道外筒和所述进气道内筒，所述进气道唇口旋转驱动电机安装在所述进气道外筒和所述进气道内筒之间，且连接至所述驱动齿轮，所述弧形齿轮条安装至所述进气道唇口的内部，且与所述驱动齿轮啮合，所述进气道唇口旋转驱动电机构造成驱动所述驱动齿轮旋转，带动所述弧形齿轮条旋转，进而带动所述进气道唇口旋转，所述进气道外筒和所述进气道内筒是不可旋转的。2.如权利要求1所述的飞机发动机进气道，其特征在于，所述进气道唇口包括进气道上唇口、进气道下唇口、进气道唇口侧面，所述进气道上唇口外形较锐利，所述进气道下唇口和所述进气道唇口侧面外形较圆钝。3.如权利要求2所述的飞机发动机进气道，其特征在于，在飞机高速飞行时，所述进气道上唇口位于进气道顶部；飞机在侧风低速飞行或侧风地面运行时，所述进气道唇口旋转驱动电机驱动所述进气道下唇口或所述进气道唇口侧面按需旋转至进气道顶部或顶侧部分。4.如权利要求1所述的飞机发动机进气道，其特征在于，所述弧形齿轮条是1/4圆环或半圆环形齿轮条。5.如权利要求1所述的飞机发动机进气道，其特征在于，所述进气道唇口的旋转范围是0～180度。6.如权利要求1所述的飞机发动机进气道，其特征在于，所述进气道唇口的旋转轴线是进气道唇口前缘平面的中心法线。7.如权利要求1所述的飞机发动机进气道，其特征在于，所述飞机发动机进气道还包括锁定装置，用于对旋转到位后的进气道唇口进行位置锁定。8.如权利要求1所述的飞机发动机进气道，其特征在于，所述飞机发动机进气道还包括短舱防冰管路，所述进气道唇口结构设计成在旋转时避开与所述短舱防冰管路的干涉。9.如权利要求1所述的飞机发动机进气道，其特征在于，所述飞机发动机进气道还包括发动机整流锥，所述进气道唇口旋转驱动电机和所述驱动齿轮安装成比所述发动机整流锥更靠近所述进气道唇口。10.一种飞机，包括如权利要求1-9中任一项所述的飞机发动机进气道。

技术总结
本发明涉及飞机发动机进气道及包括该进气道的飞机。该飞机发动机进气道包括进气道唇口、进气道外筒、进气道内筒、进气道唇口旋转驱动电机、驱动齿轮、弧形齿轮条；其中，进气道唇口连接进气道外筒和进气道内筒，进气道唇口旋转驱动电机安装在进气道外筒和进气道内筒之间，且连接至驱动齿轮，弧形齿轮条安装至进气道唇口的内部，且与驱动齿轮啮合，进气道唇口旋转驱动电机构造成驱动驱动齿轮旋转，带动弧形齿轮条旋转，进而带动进气道唇口旋转，进气道外筒和进气道内筒是不可旋转的。根据上述技术方案，本发明能起到以下有益技术效果：能实现进气道唇口局部旋转，解决了侧风下背侧风发动机进气道顶部气流分离的问题。动机进气道顶部气流分离的问题。动机进气道顶部气流分离的问题。


技术研发人员：马建 刘昊 赵强
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
技术研发日：2023.04.06
技术公布日：2023/7/6