CN105644789A - 飞机前冲压进气热交换装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机前冲压进气热交换装置，属于小型飞机的通风加温系统技术领域，其包括设置于发动机整流罩内且顺序连接的进气橡胶罩、热交换器进气管、热交换器和热交换器排气管，所述发动机整流罩中央设置有发动机进气口，所述发动机进气口一侧开设圆形的前冲压进气口，所述进气橡胶罩固定设置于发动机整流罩上且与前冲压进气口相对应。在飞机飞行过程中，高速冲压空气流由前端前冲压进气口进入后，由进气橡胶罩收集，经热交换器进气管进入热交换器与发动机废气进行热交换，温度提高后由热交换排气管经加温管路送入飞机座舱。此冲压进气型式在LE500飞机经过实际安装检验，通风加温效率高，解决了原方案通风加温不良的问题。

Description

飞机前冲压进气热交换装置
技术领域
本发明涉及小型飞机的通风加温系统技术领域，具体涉及一种飞机前冲压进气热交换装置。
背景技术
飞机系统需要从外界提取空气经过加热送入机舱内进行供暖，现有通风加温装置中的冲压进气口中的空气流速较发动机整流罩前端低，造成进气速度慢，流量小，热交换效率低，影响座舱通风加温效果。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种适用于小型飞机的前冲压进气热交换装置。
本发明采用如下技术方案：
一种飞机前冲压进气热交换装置，其包括设置于发动机整流罩内且顺序连接的进气橡胶罩、热交换器进气管、热交换器和热交换器排气管，所述发动机整流罩中央设置有发动机进气口，所述发动机进气口一侧开设圆形的前冲压进气口，所述进气橡胶罩固定设置于发动机整流罩上且与前冲压进气口相对应；
以顺航方向为参照，所述的前冲压进气口位于所述发动机进气口的左侧，且所述前冲压进气口下边缘与发动机进气口底边所在的直线相切。
作为优选，所述前冲压进气口的圆心与所述发动机进气口的邻近边缘之间的距离为63-66mm。
作为优选，所述的前冲压进气口的直径为60-63mm。
作为优选，所述的进气橡胶罩为漏斗形。
本发明的积极效果如下：
在飞机飞行过程中，高速冲压空气流由前端前冲压进气口进入后，由进气橡胶罩收集，经热交换器进气管进入热交换器与发动机废气进行热交换，温度提高后由热交换排气管经加温管路送入飞机座舱。此冲压进气型式在LE500飞机经过实际安装检验，通风加温效率高，解决了原方案通风加温不良的问题。
将前冲压进气口设置于发动机进气口的左侧且所述前冲压进气口下边缘与发动机进气口底边所在的直线相切，能够使气流在顺利的进入到发动机整流罩内，气体采集效果好，进气通常，热交换效率高。
前冲压进气口的圆心与所述发动机进气口的邻近边缘之间的距离为63-66mm并且将其直径设置为60-63mm，该位置区域空气流速最大，冲压进气时进气压力最大，并且能够在有效改善通风进气效率的情况下，最大程度的保障了发动机整流罩的机械轻度和承压性能，是保证通风进气效率和发动机整流罩机械轻度的良好结合。
漏斗形的进气橡胶罩具有良好的集气效果，并且保证了气流由前冲压进气口进入发动机整流罩的效率。
附图说明
附图1为本发明结构示意图；
附图2为发动机整流罩结构示意图。
在附图中：1进气橡胶罩、2热交换器进气管、3热交换器、4热交换器排气管、100发动机整流罩、101前冲压进气口、102发动机进气口。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的描述。
如附图1和附图2所示的一种飞机前冲压进气热交换装置，其包括设置于发动机整流罩100内且顺序连接的呈漏斗形的进气橡胶罩1、热交换器进气管2、热交换器3和热交换器排气管4，所述发动机整流罩100中央设置有发动机进气口102，所述发动机进气口102一侧开设前冲压进气口101，所述进气橡胶罩1固定设置于发动机整流罩100上且与前冲压进气口101相对应。所述热交换器3固定设置于发动机整流罩100中央，其自身关于飞机轴线对称。
参见附图2，以顺航方向为参照，所述的前冲压进气口101位于所述发动机进气口102的左侧且与其圆心与所述发动机进气口102的左侧边之间的距离为63-66mm，本实施例采用64.5mm，经过试验验证，在发动机整流罩100上的左右方向上，该位置区域空气流速最大，冲压进气时进气压力最大；所述前冲压进气口101为圆孔形，直径为60-63mm，且所述前冲压进气口101下边缘与发动机进气口102底边所在的直线相切，本实施例采用60mm，在上发动机整流罩100上，此尺寸确定的冲压进气面积能够提供充足的热交换空气流量，且该位置区域空气流速最大，冲压进气时进气压力最大。
在飞机飞行过程中，高速冲压空气流由前端前冲压进气口101进入后，由进气橡胶罩1收集，经热交换器进气管2进入热交换器3与发动机废气进行热交换，温度提高后由热交换排气管4经加温管路送入飞机座舱，热交换器3给飞机发动机降温并且能够有效利用发动机所产生的余热，节省能源。
将前冲压进气口101设置于发动机进气口102的左侧且所述前冲压进气口101下边缘与发动机进气口102底边所在的直线相切，能够使气流在顺利的进入到发动机整流罩100内，气体采集效果好，进气通常，热交换效率高。
前冲压进气口101的圆心与所述发动机进气口102的邻近边缘之间的距离为64.5mm并且将其直径设置为60mm，能够在有效改善通风进气效率的情况下，最大程度的保障了发动机整流罩100的机械轻度和承压性能，是保证通风进气效率和发动机整流罩100机械轻度的良好结合。
此冲压进气型式在LE500飞机经过实际安装检验，通风加温效率高，解决了原方案通风加温不良的问题，并且发动机整流罩100的机械强度不受影响。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围。

Claims (4)

1.一种飞机前冲压进气热交换装置，其特征在于：其包括设置于发动机整流罩（100）内且顺序连接的进气橡胶罩（1）、热交换器进气管（2）、热交换器（3）和热交换器排气管（4），所述发动机整流罩（100）中央设置有发动机进气口（102），所述发动机进气口（102）一侧开设圆形的前冲压进气口（101），所述进气橡胶罩（1）固定设置于发动机整流罩（100）上且与前冲压进气口（101）相对应；
以顺航方向为参照，所述的前冲压进气口（101）位于所述发动机进气口（102）的左侧，且所述前冲压进气口（101）下边缘与发动机进气口（102）底边所在的直线相切。
2.根据权利要求1所述的飞机前冲压进气热交换装置，其特征在于：所述前冲压进气口（101）的圆心与所述发动机进气口（102）的邻近边缘之间的距离为63-66mm。
3.根据权利要求2所述的飞机前冲压进气热交换装置，其特征在于：所述的前冲压进气口（101）的直径为60-63mm。
4.根据权利要求1-3任一项所述的飞机前冲压进气热交换装置，其特征在于：所述的进气橡胶罩（1）为漏斗形。
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