[发明专利]一种低速飞机主动冷却装置

说明书

一种低速飞机主动冷却装置，包括混合管和引射管，所述混合管为具有连接端和出口端的圆筒结构，在靠近出口端处具有收缩段，所述连接端与需要散热的单元连接，所述引射管为L型弯管，其横管段与所述混合管同轴地配置在收缩段上游的混合管中，其竖管段穿过所述混合管的侧壁与飞机排气管口连通。本发明中的引射式主动冷却装置安装简单、结构灵活，能够安装在不同构型的活塞发动机上，提高散热风道的冷却效率，满足低速飞机不同工况下的冷却需求。

技术领域

本发明涉及航空飞行器动力系统环控领域，特别是适用于采用活塞发动机为动力的低速飞机环控系统，可以有效解决低速飞机动力系统冷却问题，提高动力系统的环境适应性和可靠性。

背景技术

目前，通用航空和无人机领域的动力系统设计中，通常采用活塞发动机驱动螺旋桨产生推力。活塞发动机缸头冷却分为风冷和水冷两种方式，两种冷却方式均是通过外界气流冲压进行的，但是对于通航飞机和无人机来说飞行速度较低，气流的冲压作用很难满足缸头或散热器的散热需求。

为了满足活塞发动机的冷却需求，通常是在短舱出口或散热器出口风道内设计专用的冷却风扇进行主动冷却，发动机在不同的工况下所需要的散热量也存在一定的差异，因此对风扇进行供电的同时抽吸功率也需要根据油门进行控制。

传统冷却风扇体积大、重量重、通气量小、功耗大。同时传统风扇会使安装设计困难、增大系统的复杂程度，并且可维护性也较差。为了简化低速飞机动力系统的复杂性，同时提高动力系统的冷却效率，需要选择新型的主动冷却方式。

发明内容

本发明解决的技术问题是：为了克服现有主动冷却技术的不足，满足低速飞机的冷却需求，提供了一种可以用于低速飞机的主动冷却方式，该方式结构简单、安装灵活、可靠性高、维护性好，根据发动机短舱的安装空间可以灵活调整，能够应用于不同外形的低速飞机。

本发明的技术解决方案是：一种低速飞机主动冷却装置，包括混合管和引射管，所述混合管为具有连接端和出口端的圆筒结构，在靠近出口端处具有收缩段，所述连接端与需要散热的单元连接，所述引射管为L型弯管，其横管段与所述混合管同轴地配置在收缩段上游的混合管集气段中，其竖管段穿过所述混合管的侧壁与发动机排气管口连通。

优选所述的混合管的连接端通过转接段的连接法兰与发动机冷却系统出口连接。

优选所述的引射管选用波瓣引射管，使得所述引射管出口端为波瓣形状。

优选所述的引射管的出口面积根据活塞发动机的排气流量、温度和压力计算得到，并据此获得波瓣的数量、高度、宽度及内外波瓣角度尺寸。

优选所述的引射管的数量和布置方式根据发动机短舱空间调整。

优选所述的引射管下游的混合管根据发动机短舱和引射管分布情况确定。

优选所述的引射管及混合管的设计工况均为发动机最大额定工况。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明的主动冷却装置结构简单、安装方便、可靠性高、维护性好；

(2)本发明的主动冷却装置从发动机排气口直接引气，无需增加额外供电和控制，避免了增加动力系统复杂性；

(3)本发明的主动冷却装置可以根据短舱内的空间调整安装位置，安装灵活；

(4)本发明的主动冷却装置的引气效果随发动机工况变化而变化，实现冷却与发动机工作状态的自动匹配，避免了发动机过冷和过热状态的出现；

(5)本发明的主动冷却装置通过设计不同形式的引射管、出口混合管，可以有效提高冷却效率。

附图说明

图1是本发明主动冷却装置装配示意图。