CN105593487B - 内燃机的冷却 - Google Patents

Abstract

公开了一种用于螺旋桨驱动飞机的发动机组件(10)，所述组件包括发动机(11)、由发动机(11)驱动的驱动轴(13)、以及包括用于接收驱动轴(13)的孔(24)的散热器(20)，孔(24)被定位成使得所述散热器(20)大致沿周向围绕驱动轴(13)。孔(24)可以采取各种形式，诸如在散热器(20)内部的孔洞或形成在所述散热器(20)内的不贯通的狭缝。

Description

内燃机的冷却

技术领域

本发明涉及内燃机的冷却，并且特别但不排他地涉及用于冷却螺旋桨飞机内的内燃机的散热器。

背景技术

内燃机广泛应用于几乎所有类型的动力交通工具中，包括汽车、摩托车、轮船和飞机。内燃机的一个主要问题是废热的产生，所述废热必须从发动机有效地转移到周围环境中，以便避免热相关的发动机故障，诸如破裂、翘曲或发动机润滑油的降解。

有两种常见的发动机冷却技术：空气冷却和液体冷却。虽然空气冷却在内燃机的初期是流行的，但它已不再被广泛使用；液体冷却现在是大多数内燃机优选的冷却技术。

空气冷却包括通常以较高的速度围绕发动机气缸或缸体引导空气。散热片或其他构造通常设置在气缸或缸体的外表面上，以便增加表面积，从而增强热传递。

在液体冷却中，热量从发动机经由中间液体冷却回路传递到环境。液体冷却剂经过限定在发动机气缸或缸体内或者周围的流体通道，在内部燃烧过程中产生的热量因而传递到冷却剂。冷却剂然后被传到具有暴露于环境的大的表面积的热交换器(一般称为散热器)。随着冷却剂循环通过散热器，热量从液体冷却剂传递到环境。冷的冷却剂随后离开散热器并供给回到发动机气缸或缸体以重复该过程。可选地，在开放回路中，离开散热器的冷却液可以被处理掉，而新鲜的冷却液被供给到发动机气缸或缸体。

在一般情况下，液体冷却装置中使用的液体冷却剂是水基的，但是可包括其他试剂，诸如防冻剂和/或腐蚀抑制剂。

还可以采用与发动机润滑油相关的类似于上述液体冷却的冷却技术。发动机润滑油的冷却通常称为“油冷却”，并且包括将发动机油从发动机传到其自身专用的散热器，并且随后将油返回到发动机。油冷却通常与上述空气冷却和液体冷却技术中的一个结合使用，即发动机油通常不是主要冷却剂。

为了使液体冷却和油冷却构成有效的发动机冷却技术，必须有从散热器到环境的有效热传递。在实践中，这是通过为散热器设置一系列散热片或其他构造以增加其表面积，并且通过产生围绕和/或通过散热器的高流速空气流来实现的。

一种用于产生围绕或通过散热器的空气流的已知技术依赖于由所述交通工具的前进运动提供的冲压空气压力。在这样的布置中，进气口设置在交通工具的前面，并且通过这些进气口接收的空气被引导朝向散热器。然而，这种布置的一个问题是，冷却空气流仅当交通工具在运动中时才产生。在发动机运行但交通工具静止时，例如当飞机在地面上准备起飞时，这可能会导致发动机的过热。

经由一个或多个风扇引导空气朝向散热器也是已知的。然而，操作风扇所需的动力必须通过发动机提供，从而增加了总的发动机负荷并因此贡献于发动机的加热。考虑到设置风扇的唯一目的是冷却发动机的事实，加热发动机的副作用代表了在基于风扇的发动机冷却布置中的显著缺陷。

发明内容

定义

术语“散热器”在本文中用于包括任何形式的热交换器，并且不局限于热传递的特定形式或模式。例如，在已知的发动机冷却系统中使用的热交换器包含在术语“散热器”的范围内，尽管事实上热传递主要是通过对流和传导，而不是辐射。

术语“孔”在本文中用于包括孔洞、狭槽、间隙、狭缝、凹口或任何其他形式的开口。

按照本发明，如从第一方面可看出，所提供的是一种用于飞机的发动机组件，该组件包括：

内燃机；

驱动轴，其配置成由所述发动机驱动；

散热器，其包括所述驱动轴被接收从中通过的孔，所述孔定位成使得所述散热器大致沿周向围绕所述驱动轴。

本发明的一个优点是，与已知的发动机组件相比，散热器与发动机之间的距离减小。因此，即使还需要发动机与散热器之间的流体管路，这样的管路是短并且直接的。这提供了降低成本、降低重量、简化安装并且减少泄漏风险的优点。

优选地，散热器沿周向围绕驱动轴的至少70％。换句话说，从驱动轴的纵向轴线画出的径向线在可能的360度方位角的超过70％的角度范围内与散热器相交。

更优选地，所述散热器沿周向围绕驱动轴的至少90％。更加优选地，所述散热器沿周向围绕驱动轴的100％。

散热器可以布置用于冷却在传到散热器之前已经被发动机加热的冷却剂流体。在本实施例中，发动机组件可包括在发动机内或靠近发动机的一个或多个流体通道，所述流体通道流体地连接到所述散热器，使得冷却剂流体从流体通道传到散热器。

可选地，散热器可以布置成用于冷却从发动机传到散热器的发动机润滑油。

该孔优选地包括位于散热器内部的孔洞，使得所述散热器沿周向围绕驱动轴。优选地，散热器大致是环形的，所述孔优选地限定环形的中心。

可选地，孔可以包括从散热器的外周缘延伸到散热器内部的不贯通的狭缝。优选地，散热器的横截面基本上是圆形的，所述狭缝优选地从散热器的外周缘径向延伸到散热器的中心点。

可选地，孔可以包括从散热器的外周缘延伸到散热器的相对外周缘的间隙，使得所述孔将散热器分成两个分离的部分。优选地，散热器的每个部分的横截面基本上是半圆形的。

驱动轴可联接到发动机的曲轴。可选地，传动轴可被接收在诸如汪克尔发动机(Wankel engine)的旋转式发动机的转子中。

驱动轴优选地布置成用于转动螺旋桨。优选地，所述驱动轴的近端联接到发动机，而驱动轴的远端联接到螺旋桨。有利地，散热器在发动机与螺旋桨之间的定位提供了紧凑并且轻质的设施。此外，螺旋桨的旋转动作协助围绕和/或穿过散热器的空气流。本申请人已经发现的是，通过螺旋桨的旋转提供的空气流比依靠由该空气交通工具的向前运动提供的冲压空气压力所实现的更大。此外，即使在发动机运转而飞机静止在地面上时，螺旋桨也能产生空气流。

散热器可以包括大致平坦的第一表面，其布置为在基本垂直于驱动轴的纵向轴线的一个平面中延伸，使得所述表面的法线基本平行于驱动轴的纵向轴线。散热器还可以包括大致平坦的第二表面，其布置为在基本垂直于驱动轴的纵向轴线的一个平面中延伸。

当驱动轴接收在散热器的孔中时，第一表面优选地接近螺旋桨，而第二表面优选地接近发动机。

优选地，第一和第二表面基本上是圆形的。

散热器可以包括用于允许空气从中穿过的附加孔。这种布置的一个优点是，散热器的表面积借助于孔而增加，从而提高了散热器的冷却效率。

散热器可包括基本平坦的背衬构件，其优选地邻接散热器的第二表面。可以设想的是，平坦背衬构件将特别适合于其中孔包括不贯通狭缝或间隙的实施例。在这些实施例中，所述背衬构件优选地至少定位在未被散热器围绕的圆周位置处。在某些实施例中，背衬构件可以是细长的，并布置为覆盖不贯通狭缝的外侧部分，或覆盖间隙的两个外侧部分，只留下驱动轴可通过其接收的中心孔洞。在可选实施例中，背衬构件可以具有与散热器的第二表面基本相同的外部尺寸，使得所述背衬构件延伸至散热器的外围，该背衬构件优选包括位于背衬构件内部的孔洞，驱动轴被接收通过该孔洞。

附加孔可在第一与第二表面之间贯穿散热器纵向延伸，每个孔从而限定一个细长的通道。细长通道可包括在大致纵向中心位置的限制部。设置限制部的一个优点是，空气的速度在所述部分增加，从而提高了散热器的冷却效率。当散热器位于螺旋桨叶片后面，并因此接收已经由螺旋桨叶片的旋转动作加速的空气时，这种效果被认为是特别盛行的。

在一个实施例中，散热器由布置用于输送冷却流体的多个基本平行的细长管状元件形成，空气通道被限定在相邻元件之间。

在对应于设置在散热器中的附加孔的位置的位置处，背衬构件可包括孔，从而允许空气穿过散热器与背衬构件这二者，因此提供散热器的有效冷却。

优选地，所述散热器包括护罩，所述护罩优选地包括管状侧壁，其具有基本上平行于驱动轴的纵向轴线的纵向轴线。更优选地，护罩的管状侧壁的纵向轴线与驱动轴的纵向轴线共线。护罩优选地布置成沿周向围绕驱动轴和散热器的至少一个内部部分。

护罩的管状侧壁优选地是从散热器的第一表面直立的。更优选地，护罩的管状侧壁是从散热器的第一表面的外周缘直立的。

护罩可以基本上是圆柱形的。可选地，护罩的管状侧壁可以向外张开，例如护罩可以是截头圆锥形的。

用于发动机的进气口可邻近散热器的外周缘设置。

按照本发明，如从第二方面看出，所提供的是一种用于飞机的散热器，散热器包括：

用于接收驱动轴的孔，所述孔定位成使得当驱动轴被接收在孔中时，所述散热器基本上沿周向围绕驱动轴；和

纵向延伸的护罩，其包括布置为在驱动轴被接收在孔中时沿周向围绕驱动轴的管状侧壁。

孔和/或护罩可以是如上文所述那样的。

按照本发明，如从第三方面看出的，所提供的是一种布置用于驱动螺旋桨的发动机的冷却方法，该方法包括：

安装如上文所述的散热器，使得散热器基本上沿周向围绕发动机的驱动轴；

流体地连接所述散热器，使得所述散热器接收已经由发动机加热的流体。

附图说明

下面将仅通过示例并且参照附图，对本发明的实施例进行描述，其中：

图1(a)是根据本发明的一个实施例的发动机组件的侧视图；

图1(b)是图1(a)的发动机组件的透视图；

图2是在图1(a)和图1(b)中示出的发动机组件的散热器的分解透视图；

图3是适合于在图1(a)和图1(b)中示出的发动机组件内使用的散热器的可选实施例的透视图；以及

图4是根据本发明的一个实施例布置用于驱动螺旋桨的发动机的冷却方法的流程图。

具体实施方式

参照附图中的图1(a)、图1(b)和图2，所示出的是发动机组件10。发动机组件10形成螺旋桨飞机(未示出)的一部分。据设想，发动机组件10将被容纳在整流罩(未示出)内，并朝向飞机的前部定位。

组件10包括内燃机11。发动机11分别通过空气进气管12和燃料喷射器供给用于燃烧的空气和燃料。空气进气管12布置为经由形成在发动机整流罩中的空气进气孔而从飞机前方接收空气。

发动机11布置成用于旋转驱动轴13。可以设想发动机11是汪克尔发动机，在这种情况下，驱动轴13的近端将位于发动机11的转子内。驱动轴13的远端联接到位于所述飞机前端处的螺旋桨(未示出)。

组件10还包括用于绕发动机11循环冷却流体的发动机冷却回路。冷却回路包括泵(未示出)和限定在发动机11内或其周围的一系列管道(未示出)。冷却回路还包括直接安装在主发动机体11上的散热器20。散热器20靠近发动机11的位置最小化了必须由冷却回路越过的总距离，因此提供了降低的成本、减轻的重量、简化的安装以及降低的泄漏风险。散热器20设置有用于从限定在发动机缸体内或其周围的管道接收冷却流体的入口21。散热器还设置有用于将已被散热器冷却的冷却流体传到发动机冷却回路中的下游部件的出口22。在某些实施例中，离开散热器出口22的冷却流体被立即返回到限定在发动机11内或其周围的管道内，以用于吸收发动机11产生的热量。

散热器20是由布置用于输送冷却流体的多个间隔开的细长管状元件23形成的。总体上，所述多个管状元件23为散热器20提供了基本上圆柱形的形状，散热器20的半径显著大于散热器20的纵向长度。第一和第二歧管(未示出)设置在细长管状元件23的各个端部处。在使用中，在流体入口22处进入散热器20的冷却流体在每个管状元件23之间的第一歧管处分开。冷却流体然后穿过管状元件23，并在用于离开散热器20的后续通道的第二歧管处重新汇合。隔开的管状元件23的上述结构为散热器20提供大的表面积，因此有利于它的有效冷却。此外，管状元件23之间的细长空间限定了穿过散热器20的空气通道，从而允许空气流过散热器20，从而提高其冷却效率。

孔24形成在散热器20中，发动机组件的驱动轴13通过所述孔延伸。孔24在散热器20中心的位置允许散热器20沿周向围绕驱动轴13。孔24的尺寸使得驱动轴13装配在孔24内，但不会与其进行物理接触，而是在其间留下最小的自由空间。在图示的实施例中，孔24具有边长略微大于驱动轴13的直径的正方形。在一个可选实施例(未示出)中，孔可以是圆形的，并且直径略微大于驱动轴13的直径。

在某些实施例中，如图3所示，散热器可设置有纵向延伸的护罩25。护罩25是由从散热器20的周缘延伸的管状侧壁构成的。护罩25的管状侧壁因而构成散热器20的侧壁的延伸部。护罩25的管状侧壁的纵向轴线与驱动轴(图3中未示出)的纵向轴线同轴，使得护罩25沿周向围绕驱动轴。当螺旋桨(未示出)连接到驱动轴时，护罩的管状侧壁的远离散热器20的端部邻近螺旋桨叶片的后侧，并与其略微隔开。申请人已经发现的是诸如这样的护罩增强通过散热器20的空气流，因此提高了发动机冷却的效率。

应当理解的是，能够对现有发动机组件改装如上所述的散热器20。参考图4，改装散热器20包括：在步骤101中围绕驱动轴13安装散热器20。可以设想的是，散热器20将被安装在图1(a)和图1(b)所示的位置上。发动机冷却回路然后在步骤102中完全连接。特别地，在发动机11内形成的流体管道连接到散热器20。

一旦散热器20被安装并且是运转的，发动机冷却回路的泵将冷却流体泵入限定在发动机11内及其周围的管道，随后冷却流体从发动机11吸收热量，从而冷却发动机11。来自管道的冷却剂流体随后被传到散热器20的入口21并被引导穿过散热器20的细长管状元件23。各个管状元件23的大的表面积体积比提供了冷却剂流体的有效冷却，所述冷却剂流体然后经由流体出口22流出散热器20。

由散热器20所提供的冷却效率可以通过激励螺旋桨而显著增强。具体地，散热器20在螺旋桨下游的位置使得能够利用螺旋桨产生的高速空气流。

Claims (8)

1.一种用于飞机的发动机组件，所述组件包括：

发动机；

驱动轴，其配置成由所述发动机驱动，所述驱动轴具有远端；

叶片螺旋桨，其位于所述驱动轴相对于所述发动机的远端；

散热器，其包括与所述驱动轴大致平行的入口和所述驱动轴被接收从中通过的孔，所述孔定位成使得所述散热器大致沿周向围绕所述驱动轴，所述散热器还包括纵向延伸的护罩，所述纵向延伸的护罩包括布置为沿周向围绕所述驱动轴的管状侧壁；

其特征在于，所述纵向延伸的护罩的管状侧壁从所述入口向前延伸并且从所述散热器的外周缘朝向所述叶片螺旋桨延伸，并且所述纵向延伸的护罩的管状侧壁的远离所述散热器的端部邻近螺旋桨叶片的后侧，从而在没有风扇的情况下改善发动机的冷却。

2.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述孔包括位于所述散热器内部的孔，使得所述散热器沿周向围绕所述驱动轴。

3.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述散热器布置为沿周向围绕所述驱动轴的至少90％。

4.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述驱动轴布置成用于旋转螺旋桨。

5.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述散热器包括用于允许空气从中穿过的附加孔。

6.根据权利要求1所述的发动机组件，还包括布置为邻接所述散热器的靠近发动机的表面的平坦背衬构件，所述平坦背衬构件包括位于其内部的孔洞，所述驱动轴被接收通过所述孔洞。

7.一种用于飞机的散热器，所述散热器包括入口并且包括：

用于接收驱动轴的孔，定位在所述驱动轴上的螺旋桨，所述孔定位成使得当所述驱动轴被接收在该孔中时，所述散热器大致沿周向围绕所述驱动轴；和

包括管状侧壁的护罩，所述管状侧壁具有大致平行于所述驱动轴和入口的纵向轴线的纵向轴线，所述护罩布置成在所述驱动轴被接收在所述孔中时沿周向围绕该驱动轴，其特征在于，所述护罩的管状侧壁从所述散热器的外周缘延伸并且从所述入口向前延伸，所述管状侧壁比所述入口更靠近所述螺旋桨，从而在没有风扇的情况下改善发动机的冷却。

8.一种冷却布置成用于驱动叶片螺旋桨的发动机的方法，所述方法包括：

安装包括入口和用于接收驱动轴的孔的散热器，螺旋桨在所述驱动轴上，其中，所述散热器的入口大致平行于所述驱动轴，并且所述散热器安装成使得该散热器大致沿周向围绕所述驱动轴；

流体地连接所述散热器，使得所述散热器接收已经由所述发动机加热的流体，安装纵向延伸的护罩，所述护罩包括布置为在所述散热器上沿周向围绕所述驱动轴的管状侧壁；

其特征在于，所述护罩安装成从所述入口向前延伸并且从所述散热器的外周缘朝向所述叶片螺旋桨延伸，并且所述护罩的管状侧壁的远离所述散热器的端部邻近螺旋桨叶片的后侧，使得在没有风扇的情况下所述护罩增强通过所述散热器的空气流。