[發明專利]一種低速飛機主動冷卻裝置

在審

• 申請號: 201711445364.0
• 申請日: 2017-12-27
• 公開（公告）號: CN108263622A
• 公開（公告）日: 2018-07-10
• 發明（設計）人: 張偉強;馬威猛;谷可帥
• 申請（專利權）人: 彩虹無人機科技有限公司
• 主分類號: B64D33/08
• 分類號: B64D33/08;F01P1/02
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 陳鵬

一種低速飛機主動冷卻裝置，包括混合管和引射管，所述混合管為具有連接端和出口端的圓筒結構，在靠近出口端處具有收縮段，所述連接端與需要散熱的單元連接，所述引射管為L型彎管，其橫管段與所述混合管同軸地配置在收縮段上游的混合管中，其豎管段穿過所述混合管的側壁與飛機排氣管口連通。本發明中的引射式主動冷卻裝置安裝簡單、結構靈活，能夠安裝在不同構型的活塞發動機上，提高散熱風道的冷卻效率，滿足低速飛機不同工況下的冷卻需求。

技術領域

本發明涉及航空飛行器動力系統環控領域，特別是適用于采用活塞發動機為動力的低速飛機環控系統，可以有效解決低速飛機動力系統冷卻問題，提高動力系統的環境適應性和可靠性。

背景技術

目前，通用航空和無人機領域的動力系統設計中，通常采用活塞發動機驅動螺旋槳產生推力。活塞發動機缸頭冷卻分為風冷和水冷兩種方式，兩種冷卻方式均是通過外界氣流沖壓進行的，但是對于通航飛機和無人機來說飛行速度較低，氣流的沖壓作用很難滿足缸頭或散熱器的散熱需求。

為了滿足活塞發動機的冷卻需求，通常是在短艙出口或散熱器出口風道內設計專用的冷卻風扇進行主動冷卻，發動機在不同的工況下所需要的散熱量也存在一定的差異，因此對風扇進行供電的同時抽吸功率也需要根據油門進行控制。

傳統冷卻風扇體積大、重量重、通氣量小、功耗大。同時傳統風扇會使安裝設計困難、增大系統的復雜程度，并且可維護性也較差。為了簡化低速飛機動力系統的復雜性，同時提高動力系統的冷卻效率，需要選擇新型的主動冷卻方式。

發明內容

本發明解決的技術問題是：為了克服現有主動冷卻技術的不足，滿足低速飛機的冷卻需求，提供了一種可以用于低速飛機的主動冷卻方式，該方式結構簡單、安裝靈活、可靠性高、維護性好，根據發動機短艙的安裝空間可以靈活調整，能夠應用于不同外形的低速飛機。

本發明的技術解決方案是：一種低速飛機主動冷卻裝置，包括混合管和引射管，所述混合管為具有連接端和出口端的圓筒結構，在靠近出口端處具有收縮段，所述連接端與需要散熱的單元連接，所述引射管為L型彎管，其橫管段與所述混合管同軸地配置在收縮段上游的混合管集氣段中，其豎管段穿過所述混合管的側壁與發動機排氣管口連通。

優選所述的混合管的連接端通過轉接段的連接法蘭與發動機冷卻系統出口連接。

優選所述的引射管選用波瓣引射管，使得所述引射管出口端為波瓣形狀。

優選所述的引射管的出口面積根據活塞發動機的排氣流量、溫度和壓力計算得到，并據此獲得波瓣的數量、高度、寬度及內外波瓣角度尺寸。

優選所述的引射管的數量和布置方式根據發動機短艙空間調整。

優選所述的引射管下游的混合管根據發動機短艙和引射管分布情況確定。

優選所述的引射管及混合管的設計工況均為發動機最大額定工況。

本發明與現有技術相比的優點在于：

(1)本發明的主動冷卻裝置結構簡單、安裝方便、可靠性高、維護性好；

(2)本發明的主動冷卻裝置從發動機排氣口直接引氣，無需增加額外供電和控制，避免了增加動力系統復雜性；

(3)本發明的主動冷卻裝置可以根據短艙內的空間調整安裝位置，安裝靈活；

(4)本發明的主動冷卻裝置的引氣效果隨發動機工況變化而變化，實現冷卻與發動機工作狀態的自動匹配，避免了發動機過冷和過熱狀態的出現；

(5)本發明的主動冷卻裝置通過設計不同形式的引射管、出口混合管，可以有效提高冷卻效率。

附圖說明

圖1是本發明主動冷卻裝置裝配示意圖。