CN106494639A - 飞机发动机冷却机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及冷却装置技术领域，公开了一种飞机发动机冷却机，包括机体，所述机体内设置有风机，所述风机的进风口通过一管道组件连接有一吸风口，且所述吸风口的外径小于飞机发动机尾喷口的内径；所述风机还电连接有一个用以控制风机关闭的温度控制器。该装置能够提高对飞机发动机的散热效率，同时可实现自动化控制。相比于现有技术，本发明的有益效果是：本装置缩短了飞机维护工作的等待时间，还大大减轻了工作人员的劳动强度，有效地提高了工作效率。此外，吹入风由于会与风机叶片和通道接触产生摩擦，进而会对空气产生加热效应，故不利于降温；而吸入风则避免了上述缺陷，使发动机直接与空气接触，更利于降温效果。
Description
技术领域
本发明涉及冷却装置技术领域，具体地，涉及一种应用于飞机发动机的冷却装置。
背景技术
飞机落地后需要定期进行探伤，以保证飞行安全。而此时发动机内温度高达几百甚至上千摄氏度，无法进行探伤工作，必须要等到温度低于60℃后才能进行。如果仅依靠其自然冷却就需要2至3小时，这样就耽误了的探伤及其他排故工作的时间；因此，风扇冷却是民航机务人员目前对发动机采取的一种常用降温方式，而风扇所吹出的风扩散面积过大，不能很好地聚焦于降温部位，冷却效果不佳。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种飞机发动机冷却机，该装置能够提高对飞机发动机的散热效率，同时可实现自动化控制；该装置不仅大大减少了冷却过程的等待时间，还节省了人力。
为了实现上述技术效果，本发明所采用的技术方案是：飞机发动机冷却机，包括机体，所述机体内设置有风机，所述风机的进风口通过一管道组件连接有一吸风口，且所述吸风口的外径小于飞机发动机尾喷口的内径；所述风机还电连接有一个用以控制风机关闭的温度控制器。
作为优选方式，所述机体由钢材制成，钢材表明喷塑，且机体的下方设置有将钢材与地导通的接地螺钉。
作为优选方式，所述机体的下方设置有自锁式万向轮。
作为优选方式，所述风机为轴流式风机。
作为优选方式，所述管道组件包括前端和后端，所述前端为一直型管，所述后端为一波纹管，直型管的出风侧与波纹管的进风侧相连接，且直型管和波纹管均由耐高温材料制成。
进一步地，所述吸风口的出风侧与所述管道组件的前端的进风侧口径吻合，两者通过锁扣连接，且所述吸风口的进风侧的口径根据飞机发动机尾喷口的口径设置有至少一种规格。
再进一步地，所述吸风口由铝合金制成，且周边设置有由耐高温橡胶制成的保护圈。
作为优选方式，所述吸风口的下方设置有升降支撑架，所述升降支撑架的底部为起到平稳作用的底座，顶部为一将所述管道组件固定住的半圆形的卡箍，底座与卡箍之间设置有互相配合的螺母和丝杆，所述螺母外围设有手轮，通过旋转手轮可调节支撑架的高度。
作为优选方式，所述温度控制器为数字式温度控制器，且其温度传感器设在吸风口的内侧。
相比于现有技术，本发明的有益效果是：本装置缩短了飞机维护工作的等待时间，还大大减轻了工作人员的劳动强度，有效地提高了工作效率。此外，吹入风由于会与风机叶片和通道接触产生摩擦，进而会对空气产生加热效应，故不利于降温；而吸入风则避免了上述缺陷，使发动机直接与空气接触，更利于降温效果。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是本发明的侧视图；
图1中标记对应的部件名称如下：1-机体，2-风机，3-管道组件，4-吸风口，5-温度控制器，6-接地螺钉，7-自锁式万向轮，8-吸风口保护圈，9-升降支撑架。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明作进一步详细介绍，如图1所示，本发明可按照如下方式实施，飞机发动机冷却机，包括对各部件起到支承和保护作用的机体1，所述机体1内设置有风机2，所述风机2的进风口通过一管道组件3连接有一吸风口4，具体地，所述管道组件3的一端连接于所述风机2的进风口，另一端伸出机体1外，与吸风口4相连通；所述风机2的出风口也伸出机体1外。所述吸风口的外径小于飞机发动机尾喷口的内径，在吸风口4插入飞机发动机尾喷口内时，在两者之间形成缝隙，能够使冷空气通过该缝隙进入发动机内部,增进冷空气与飞机发动机尾喷口内热空气的接触，进而大大提高了降低温度的效率。所述风机2还电连接有一个用以控制风机2关闭的温度控制器5，温度控制器5的温度传感器将采集到的空气温度数据传输到微控制器，当温度数据低于设定值时，温度控制器将风机2的电源切断，从而实现自动控制设备的运行以达到理想的温度，进而达到节能效果。
其中，所述机体1由冷轧钢板钣金折弯，并采用5#槽钢焊接而成，强度高且经久耐用；且机体1的外表面喷塑，防止日晒雨淋对机体1造成腐蚀，从而降低对内部的风机2及电路等部件的保护作用。机体1上部还铰接有箱盖，在维护时比较方便，另外在机体1内部过热时可打开辅助散热。机体1的下方设置有自锁式万向轮7，方便移动且能根据需要锁定位置。所述机体1的下方设置有将钢材与地导通的接地螺钉6，为普通螺钉，其用途是防止设备漏电，对人体造成伤害。
所述风机2为轴流式风机，气流沿轴向进入风机2的叶轮，近似地在圆柱内部沿轴线方向流动，更利于散热。轴流式风机接通AC220V电源，功率3KW，每小时风量可达13900立方米，风压可达219Pa。对风机2进行控制的是温度控制器5，所述温度控制器5为数字式温度控制器，且其温度传感器设在吸风口4的内侧，实时监测，实现自动控制风机2的关闭。
所述管道组件3包括前端和后端，所述前端为一直型管，所述后端为一波纹管，直型管的出风侧与波纹管的进风侧通过螺钉连接，也可以采用焊接。直型管和波纹管均由耐高温材料制成，优选为铝，可耐高温，提高设备的使用寿命。此外，由于波纹管具有良好的可弯曲性，连接于风机2与吸风口4之间，使吸风口4的高度不受风机2的限制，提高了装置使用的灵活度。
所述吸风口4为一管状部件，其进风侧口径大于其出风侧口径，其出风侧与所述管道组件3的前端的进风侧口径吻合，且两者相接触的端部分别设置有互相匹配的活动端和固定端，形成锁扣连接。所述吸风口4与所述管道组件3的前端为锁扣连接，此连接方式拆装方便快速，目的是能够根据不同机型更换吸风口4的类型，本实施方式根据尾喷口的内径和涵道形状制作有适用机型CFM56和V2500的两种规格的吸风口4。因为飞机为精密机器，应最大限度地受到保护，因此，所述吸风口4由铝合金制成，且周边设置有由耐高温橡胶制成的保护圈8，其用途是防止金属吸风口4对飞机发动机尾喷口造成刮伤等损伤。
所述吸风口4的下方设置有升降支撑架9，升降支撑架9的底部为起到平稳作用的底座，顶部为一将所述管道组件3的前端固定住的半圆形的卡箍，底座与卡箍之间设置有互相配合的螺母和丝杆，所述螺母外围设有手轮，通过旋转手轮可调节升降支撑架9的高度，在使用时根据飞机发动机尾喷口的高度做出调整，以用来与飞机发动机尾喷口吻合。
本发明的工作过程为：
a.将本发明的机体1推到飞机发动机尾喷口附近，通过旋转升降支撑架9上的手轮来调整吸风口4的高度，达到与发动机尾喷口的高度对准即可。
b.将吸风口4放到发动机尾喷口涵道内。
c.温度控制器5的温度传感器安装在吸风口4的内部，可对发动机内流出的空气温度进行实时测量，并通过数字式温度控制器实时显示。温度控制器5可根据需要设定关闭温度，当到达要求温度值后可自动停机。
d.如果运行时机体1内温度过高，可以将机体上部的盖板掀开，以保证电机的正常工作和电路的安全，使用完成后将该盖板盖上即可。
e.先接通电源，风机2进行高速运转，使空气在其吸力下通过发动机进气道进入发动机内带出热量，以达到降温的效果。需要特别注意：在工作时，出风口排出的气体为高温热空气，严禁将风机2的出风口对向人员进行吹风。严禁人员站到出风口附近，触摸出风口，防止高温气体烫伤。
f.如果需要提前结束工作，则断开电源即可，风机2断电停止工作。
g.使用完成后，先将吸风口4与管道组件3分离，再将管道组件3折叠，然后将吸风口4放置到机体1的顶部，最后将升降支撑架9放置到机体1上即可。
Claims (9)
1.飞机发动机冷却机，其特征在于：包括机体(1)，所述机体(1)内设置有风机(2)，所述风机(2)的进风口通过一管道组件(3)连接有一吸风口(4)，且所述吸风口(4)的外径小于飞机发动机尾喷口的内径；所述风机(2)还电连接有一个用以控制风机(2)关闭的温度控制器(5)。
2.根据权利要求1所述的飞机发动机冷却机，其特征在于：所述机体(1)由钢材制成，钢材表明喷塑，且机体(1)的下方设置有将钢材与地导通的接地螺钉(6)。
3.根据权利要求1所述的飞机发动机冷却机，其特征在于：所述机体(1)的下方设置有自锁式万向轮(7)。
4.根据权利要求1所述的飞机发动机冷却机，其特征在于：所述风机(2)为轴流式风机。
5.根据权利要求1所述的飞机发动机冷却机，其特征在于：所述管道组件(3)包括前端和后端，所述前端为一直型管，所述后端为一波纹管，直型管的出风侧与波纹管的进风侧相连接，且直型管和波纹管均由耐高温材料制成。
6.根据权利要求5所述的飞机发动机冷却机，其特征在于：所述吸风口(4)的出风侧与所述管道组件(3)的前端的进风侧口径吻合，两者通过锁扣连接，且所述吸风口(4)的进风侧的口径根据飞机发动机尾喷口的口径设置有至少一种规格。
7.根据权利要求1或6所述的飞机发动机冷却机，其特征在于：所述吸风口(4)由铝合金制成，且周边设置有由耐高温橡胶制成的保护圈(8)。
8.根据权利要求1或5所述的飞机发动机冷却机，其特征在于：所述吸风口(4)的下方设置有升降支撑架(9)，所述升降支撑架(9)的底部为起到平稳作用的底座，顶部为一将所述管道组件(3)固定住的半圆形的卡箍，底座与卡箍之间设置有互相配合的螺母和丝杆，所述螺母外围设有手轮，通过旋转手轮可调节升降支撑架(9)的高度。
9.根据权利要求1所述的飞机发动机冷却机，其特征在于：所述温度控制器(5)为数字式温度控制器，且其温度传感器设在吸风口(4)的内侧。
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