CN107416214A - 一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构，包括飞机辅助动力系统舱体(1)和进气道(2)，进气道设置在飞机辅助动力系统舱体上，飞机辅助动力系统舱体中设有辅助动力系统本体(3)，且辅助动力系统本体连通进气道，飞机辅助动力系统舱体的内壁上设有封闭式环形导流通道(5)。飞机辅助动力系统舱体开设有猫耳进气口(4)，猫耳进气口连通导流通道。导流通道与飞机辅助动力系统舱体垂直的侧壁上设有分流喷嘴(6)，分流喷嘴位于导流通道上靠近辅助动力系统本体的一侧，分流喷嘴连通导流通道。本发明在原有进气通风结构基础上，改单一冷却进气口为多冷却进气口，优化了辅助动力舱内的流动与换热。

Description

一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构
技术领域
本发明属于发动机舱体通风冷却技术领域，具体涉及一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构。
背景技术
飞机辅助动力系统(APU-Auxiliary Power Unit)实际上是一个尺寸相对主发动机较小的涡轮发动机，它有自己的压气机、燃烧室、涡轮和各个系统，具有体积小、重量轻、寿命长、自身启动时间短、能够同时输出轴功率和压缩空气、可以独立工作等特点。发动机本身是一个高温部件，工作时通过机匣向短舱传递热量，即使表面涂油隔热涂层，仍然可能造成段舱内温度很高，如果发动机短舱没有合理的结构和有效的冷却，短舱内的高温就会引起发动机附件工作异常或损坏。
现有飞机辅助动力系统舱体冷却进气结构为单一猫耳进气结构，舱体进气主要动力是辅助动力系统排气对舱体内气体的引射抽吸作用。为了方便在飞机机体壁面开设进气口，辅助动力系统猫耳进气口与进气道通常位于舱体同一侧，这就导致了冷却进气进入舱体后会直接冲击到进气道壁面上，进气道壁面的遮挡作用导致进气阻力增大、进气流量减小。另外，受进气道壁面遮挡区域易产生回流区，热量在回流区内堆积，无法排出舱体。再者，单一猫耳进气存在周向进气不均匀的问题，单冷却进气口只能对辅助动力系统某个特定位置加强换热，而其他区域的换热效果不明显。因此，本发明提供一种新的飞机辅助动力系统进气通风结构，有助于改善辅助动力系统舱内流动与换热。
发明内容
本发明的目的在于针对上述背景技术的不足，提供一种新的辅助动力系统舱体进气通风结构，改善辅助动力系统舱内流动与换热。
本发明解决其技术问题是通过以下技术方案实现的：
一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构，包括飞机辅助动力系统舱体和进气道，所述进气道设置在飞机辅助动力系统舱体上，飞机辅助动力系统舱体中设有辅助动力系统本体，且所述辅助动力系统本体连通进气道，所述飞机辅助动力系统舱体的内壁上设有封闭式环形导流通道；
所述飞机辅助动力系统舱体开设有猫耳进气口，且所述猫耳进气口与进气道处于飞机辅助动力系统舱体的同一侧，所述猫耳进气口连通导流通道；
所述导流通道与飞机辅助动力系统舱体垂直的侧壁上设有分流喷嘴，所述分流喷嘴位于导流通道上靠近辅助动力系统本体的一侧，所述分流喷嘴连通导流通道。
进一步的，以分流喷嘴所在位置为原点建立三维坐标系，飞机辅助动力系统舱体的中轴线方向为X轴，且X轴的正方向为排气方向，分流喷嘴所在处的飞机辅助动力系统舱体壁面的垂直方向为Y轴，Y轴的正方向为指向飞机辅助动力系统舱体外侧的方向，垂直于X轴和Y轴的方向为Z轴，且Z轴的正方向朝上；
所述分流喷嘴沿X轴方向的长度为90mm～110mm，分流喷嘴在Y轴和Z轴所在的平面上与Y轴正方向的夹角为160°～164°，分流喷嘴在Z轴和X轴所在的平面上与Z轴正方向的夹角为120°～122°。
进一步的，所述分流喷嘴在导流通道上均匀分布有4～8个。
进一步的，所有分流喷嘴总出口面积不小于导流通道内垂直于气体流动方向的横截面的面积，且导流通道内垂直于气体流动方向的横截面的面积不小于猫耳进气口进气面积。
本发明的有益效果为：
在现有单一猫耳进气口结构的基础上，增加了导流通道以及多个分流喷嘴，使得冷却进气得以绕开进气道壁面，减小进气阻力并提高冷却进气量，消除了进气道壁面后部区域的回流，使发动机本体散发的热量得以发散。同时，相对现有单一冷却进气口，多个分流喷嘴使得舱体周向进气更加均匀，特定的安装角度加强了冷却进气的周向速度，使冷却气体在舱体内呈螺旋式向后流动，强化了辅助动力系统本体壁面各个方位的对流换热。
附图说明
图1是本发明飞机辅助动力系统的结构示意图；
图2是本发明飞机辅助动力系统舱体进气结构示意图。
附图标记说明：
1-飞机辅助动力系统舱体、2-进气道、3-辅助动力系统本体、4-猫耳进气口、5-导流通道、6-分流喷嘴、7-排气套筒、8-齿轮箱、9-电机。
具体实施方式
下面通过具体实施例对本发明作进一步详述，以下实施例只是描述性的，不是限定性的，不能以此限定本发明的保护范围。
本领域的技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
飞机辅助动力系统工作时，发动机进气由进气道2引入，在辅助动力系统本体3内经过压缩、燃烧、膨胀做工后通过排气喷管排入排气套筒7内，高温排气的引射作用带动了飞机辅助动力系统舱体内的流动。电机9以及齿轮箱8在辅助动力系统运行中起到了启动、输出轴功率的作用。如图1所示，一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构，包括飞机辅助动力系统舱体1和进气道2，进气道2设置在飞机辅助动力系统舱体1上，飞机辅助动力系统舱体1中设有辅助动力系统本体3，且辅助动力系统本体3连通进气道2，飞机辅助动力系统舱体1的内壁上设有封闭式环形导流通道5。
飞机辅助动力系统舱体1开设有猫耳进气口4，且猫耳进气口4与进气道2处于飞机辅助动力系统舱体1的同一侧，猫耳进气口4连通导流通道5。
导流通道5与飞机辅助动力系统舱体1垂直的侧壁上设有分流喷嘴6，分流喷嘴位于导流通道5上靠近辅助动力系统本体3的一侧，分流喷嘴6连通导流通道5。分流喷嘴6在导流通道5上分布有4～8个，本发明实施例中采用了6个。舱体冷却进气从猫耳进气口4进入舱体后，经导流通道5导流，从各分流喷嘴6喷出进入飞机辅助动力系统舱体1，对辅助动力系统本体3进行冷却后，流入排气套筒7，与辅助动力系统排气混合。
以分流喷嘴6所在位置为原点建立三维坐标系，飞机辅助动力系统舱体1的中轴线方向为X轴，且X轴的正方向为排气方向，分流喷嘴6所在处的飞机辅助动力系统舱体1壁面的垂直方向为Y轴，Y轴的正方向为指向飞机辅助动力系统舱体1外侧的方向，垂直于X轴和Y轴的方向为Z轴，且Z轴的正方向朝上。分流喷嘴6沿X轴方向的长度为90mm～110mm，分流喷嘴6在Y轴和Z轴所在的平面上与Y轴正方向的夹角为160°～164°，分流喷嘴在Z轴和X轴所在的平面上与Z轴正方向的夹角为120°～122°。利用fluent进行数值模拟计算，计算比较了各个喷嘴角度下辅助动力系统本体表面温度。在此安装角度下，冷却进气进入飞机辅助动力系统舱体1后既有轴向速度也有周向速度，高温的辅助动力系统本体3壁面附近冷却气体呈螺旋式往下游流动，强化了对流换热效果。同时调整分流喷嘴6周向位置，与进气道2壁面相错开，使得冷却进气从分流喷嘴6进入飞机辅助动力系统舱体1后，不受进气道2壁面影响，直接入舱体内温度环境恶劣的后半段。
所有分流喷嘴6总出口面积不小于导流通道5内垂直于气体流动方向的横截面的面积，且导流通道5内垂直于气体流动方向的横截面的面积不小于猫耳进气口4进气面积，从而舱体有效冷却进气面积为猫耳进气口4最小截面积，这就保证了舱体冷却进气量不会受导流通道5以及分流喷嘴6影响。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构，其特征在于：包括飞机辅助动力系统舱体(1)和进气道(2)，所述进气道(2)设置在飞机辅助动力系统舱体(1)上，飞机辅助动力系统舱体(1)中设有辅助动力系统本体(3)，且所述辅助动力系统本体(3)连通进气道(2)，所述飞机辅助动力系统舱体(1)的内壁上设有封闭式环形导流通道(5)；
所述飞机辅助动力系统舱体(1)开设有猫耳进气口(4)，且所述猫耳进气口(4)与进气道(2)处于飞机辅助动力系统舱体(1)的同一侧，所述猫耳进气口(4)连通导流通道(5)；
所述导流通道(5)与飞机辅助动力系统舱体(1)垂直的侧壁上设有分流喷嘴(6)，所述分流喷嘴位于导流通道(5)上靠近辅助动力系统本体(3)的一侧，所述分流喷嘴(6)连通导流通道(5)。
2.如权利要求1所述的一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构，其特征在于：以分流喷嘴(6)所在位置为原点建立三维坐标系，飞机辅助动力系统舱体(1)的中轴线方向为X轴，且X轴的正方向为排气方向，分流喷嘴(6)所在处的飞机辅助动力系统舱体(1)壁面的垂直方向为Y轴，Y轴的正方向为指向飞机辅助动力系统舱体(1)外侧的方向，垂直于X轴和Y轴的方向为Z轴，且Z轴的正方向朝上；
所述分流喷嘴(6)沿X轴方向的长度为90mm～110mm，分流喷嘴(6)在Y轴和Z轴所在的平面上与Y轴正方向的夹角为160°～164°，分流喷嘴在Z轴和X轴所在的平面上与Z轴正方向的夹角为120°～122°。
3.如权利要求2所述的一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构，其特征在于：所述分流喷嘴(6)在导流通道(5)上分布有4～8个。
4.如权利要求3所述的一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构，其特征在于：所有分流喷嘴(6)总出口面积不小于导流通道(5)内垂直于气体流动方向的横截面的面积，且导流通道(5)内垂直于气体流动方向的横截面的面积不小于猫耳进气口(4)进气面积。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108263622A (zh) * 2017-12-27 2018-07-10 彩虹无人机科技有限公司 一种低速飞机主动冷却装置
CN109573074A (zh) * 2018-11-30 2019-04-05 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种用于飞机辅助动力装置的滑油冷却系统
CN109941447A (zh) * 2019-03-14 2019-06-28 南京航空航天大学 一种飞机辅助动力舱通风冷却系统
CN112960123A (zh) * 2021-03-26 2021-06-15 中国商用飞机有限责任公司 飞机辅助动力单元的进气门装置

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA3226981A1 (fr) * 2021-07-21 2023-01-26 Flying Whales Systeme pour gerer thermiquement une nacelle externe de production d'energie electrique equipant un dirigeable a propulsion electrique, nacelle et dirigeable equipes de ce systeme

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102673793A (zh) * 2012-06-08 2012-09-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机辅助动力装置排气引射系统
CA2938115A1 (en) * 2015-08-07 2017-02-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with variable speed ratio
CA2938119A1 (en) * 2015-08-07 2017-02-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with electrically driven compressor
CA2938110A1 (en) * 2015-08-07 2017-02-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with combined cooling of generator

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102673793A (zh) * 2012-06-08 2012-09-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机辅助动力装置排气引射系统
CA2938115A1 (en) * 2015-08-07 2017-02-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with variable speed ratio
CA2938119A1 (en) * 2015-08-07 2017-02-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with electrically driven compressor
CA2938110A1 (en) * 2015-08-07 2017-02-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with combined cooling of generator

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108263622A (zh) * 2017-12-27 2018-07-10 彩虹无人机科技有限公司 一种低速飞机主动冷却装置
CN109573074A (zh) * 2018-11-30 2019-04-05 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种用于飞机辅助动力装置的滑油冷却系统
CN109941447A (zh) * 2019-03-14 2019-06-28 南京航空航天大学 一种飞机辅助动力舱通风冷却系统
CN109941447B (zh) * 2019-03-14 2022-04-08 南京航空航天大学 一种飞机辅助动力舱通风冷却系统
CN112960123A (zh) * 2021-03-26 2021-06-15 中国商用飞机有限责任公司 飞机辅助动力单元的进气门装置
CN112960123B (zh) * 2021-03-26 2023-11-07 中国商用飞机有限责任公司 飞机辅助动力单元的进气门装置

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