一种飞行器溅水防护系统的制作方法

技术特征：
1.一种飞行器溅水防护系统，设于飞机机体(1)和起落架(2)之间，其特征在于：包括进气管道(3)、高压空气压缩机(4)、高压气舱(5)和高压喷嘴(6)；所述进气管道(3)设于飞机机体(1)内并且进气管道(3)的进气口(7)与飞机机体(1)的外部连通，所述高压空气压缩机(4)设于飞机机体(1)内并且高压空气压缩机(4)的入口与进气管道(3)的出口密封连接，所述高压气舱(5)设于起落架(2)上，所述高压气舱(5)的入口与高压空气压缩机(4)的出口连通并且高压气舱(5)用于接收高压空气压缩机(4)排出的压缩气体，所述高压喷嘴(6)密封连接于高压气舱(5)的出口密封连接，所述高压喷嘴(6)设于起落架(2)相连轮胎(10)的前上方，所述高压喷嘴(6)的出口朝向前下方并在轮胎(10)的前方形成锥形的高压射流区(9)。2.如权利要求1所述的飞行器溅水防护系统，其特征在于：还包括高压排气软管(8)，所述高压排气软管(8)连接于高压空气压缩机(4)的出口与高压气舱(5)的进口之间，所述高压排气软管(8)在高压空气压缩机(4)与高压气舱(5)之间呈圆弧弯折设置。3.如权利要求2所述的飞行器溅水防护系统，其特征在于：所述高压排气软管(8)内壁光滑、无褶皱，所述高压排气软管(8)内部能够承受不小于2个地面标准气压，所述高压排气软管(8)的最大弯折角小于90
°
。4.如权利要求1所述的飞行器溅水防护系统，其特征在于：所述飞机机体(1)上设有蒙皮式进口，所述进气管道(3)的进气口(7)设于蒙皮式进口处，所述蒙皮式进口的形状为矩形或类矩形，所述蒙皮式进口的进口面积与高压空气压缩机(4)工作后提升的空气压比正相关。5.如权利要求1所述的飞行器溅水防护系统，其特征在于：所述进气管道(3)的出口为圆形。6.如权利要求1所述的飞行器溅水防护系统，其特征在于：所述高压空气压缩机(4)在飞机起飞阶段或着陆阶段工作前提前启动，所述高压空气压缩机(4)提升后的空气压比不小于1.3，压缩的空气流量与跑道地面积水的最大深度呈正相关。7.如权利要求1所述的飞行器溅水防护系统，其特征在于：所述高压喷嘴(6)内部的管道剖面为矩形截面，所述高压喷嘴(6)出口处倒角为30
°
，所述管道剖面的长度大于轮胎(10)宽度的1/4、宽度与高压喷嘴(6)内压缩后空气的空气流量和最大压比呈正相关。8.如权利要求1所述的飞行器溅水防护系统，其特征在于：所述高压喷嘴(6)的前向长度为l1、斜向下长度为l2，所述前向长度l1与斜向下长度l2与起落架(2)的轮胎(10)直径正相关，所述高压喷嘴(6)的前向与斜向之间的夹角alp为120
°
～145
°
；所述高压喷嘴(6)喷口端与轮胎(10)之间的距离为d1，d1的最小距离为50mm～100 mm。9.如权利要求1所述的飞行器溅水防护系统，其特征在于：所述高压射流区(9)的扩散角大小与高压喷嘴(6)出口空气的总压呈正相关，所述高压喷嘴(6)的地面扫射区域大小与气流总压、喷流扩散角和高压喷嘴(6)的离地高度呈正相关。

技术总结
本申请属于飞行器设计技术领域，为一种飞行器溅水防护系统，包括进气管道、高压空气压缩机、高压气舱和高压喷嘴；飞机起飞或降落时，高压空气压缩机工作，进气管道抽吸飞机机体外侧的空气进入到进气管道内，后抽吸的空气进入至高压空气压缩机内，形成压缩空气，压缩空气进入到高压气舱内进行存储，而后通过高压喷嘴喷出，压缩空气喷出后形成的高压射流区对机场跑道上存在的积水进行分流，形成随动的局部无水区，使积水从轮胎的两侧流出，防止运动轮胎对积水发生碾压/撞击，阻止溅起水浪的形成。同时由于积水仅与高压射流区内的压缩空气接触，不会与飞机上的结构产生膨胀，也会不会产生任意的磨损或变形。结构简单、稳定性高、寿命长。寿命长。寿命长。


技术研发人员：王家启
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：2022.12.06
技术公布日：2022/12/30