CN109941447A - 一种飞机辅助动力舱通风冷却系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞机辅助动力舱通风冷却系统，本发明的一个冷气导管位于后舱，且呈环状围绕在本体与喷管交接位置；另一个冷气导管位于前舱，呈环状围绕电机；冷气导管两端各有一个冷气进气孔；冷气出流孔均开在冷气导管面对进气道的一侧；进气唇口开孔分别开在进气唇口面对电机和本体的两侧。本发明利用动力装置进气道的抽吸作用，通过冷气导管引入外界冷气进入辅助动力舱内部对热部件进行冷却，能够强化辅助动力舱内热部件的冷却，取代辅助动力装置现有的排气引射系统，一方面降低排气引射的流动损失及其结构复杂性，另一方面降低辅助动力舱内热部件和空间的温度。

Description

一种飞机辅助动力舱通风冷却系统
技术领域
本发明涉及一种飞机辅助动力舱通风冷却系统，属于发动机舱体通风冷却技术领域。
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，能够同时输出轴功率和压缩空气、可以独立工作等特点。APU通常安装在机身内部的APU舱内，当发动机工作时通过机匣壁面向舱体辐射与传递热量，继而造成APU舱内的高温恶劣环境，如果发动机舱体没有合理的结构和有效的冷却，舱内的高温就会引起发动机附件工作异常或损坏，从而影响发动机的工作。
现有飞机辅助动力系统舱体冷却方法主要是通风冷却，也就是利用排气动能抽吸舱内空气，形成舱内空气的流动和对流换热，带走舱内热量。一般会在辅助动力系统舱壁开一定面积的进气孔或缝。这种技术和结构方案会导致冷气进入舱体内部件的冷却不均匀，进气开口处的部件冷却效果较好，但远离进气开口处的部件冷却效果降低。再者，为了引射舱内空气，需要增加引射套管以及其他附件，增加了排气损失、增加了排气系统结构的复杂性。
发明内容
本发明的目的：本发明提供一种新的飞机辅助动力舱通风冷却系统，加强冷却气体对部件的冷却效果，能够克服辅助动力装置现有的引射系统和结构带来的排气流动损失。
技术方案：
一种飞机辅助动力舱通风冷却系统，包括飞机辅助动力系统舱体，在所述飞机辅助动力系统舱体上设有进气道，与所述进气道连通设置有本体，在所述本体出口处连接有喷管；在所述进气道位于所述飞机辅助动力系统舱体前后舱体的进口处侧面上分别设置有若干进气唇口开孔一和若干进气唇口开孔二；在所述飞机辅助动力舱体前舱位置设置有电机和齿轮箱，在所述飞机辅助动力舱体前舱设有前舱冷气导管，所述前舱冷气导管呈环状围绕固定在位于前舱的所述电机周围；在所述前舱冷气导管的末端开有两个前舱冷气进气孔，在所述前舱冷气导管上面向所述进气道的一侧上开设有若干前舱冷气出流孔；在所述飞机辅助动力舱体后舱设有后舱冷气导管，所述后舱冷气导管呈环状围绕固定在所述本体与所述喷管的连接位置；所述后舱冷气导管末端开有两个后舱冷气进气孔，在所述后舱冷气导管上面向所述进气道的一侧上开设有若干后舱冷气出流孔。
所述前舱冷气进气孔和所述后舱冷气进气孔的面积不小于所述进气唇口开孔二和所述进气唇口开孔一的面积。
所述前舱冷气出流孔和所述后舱冷气出流孔分别均匀分布在所述前舱冷气导管和后舱冷气导管上。
所述前舱冷气出流孔和所述后舱冷气出流孔的数量均为12-14个。
所述进气唇口开孔二和所述进气唇口开孔一均匀分布在所述进气道的进口处。
所述进气唇口开孔二和所述进气唇口开孔一的数量均为4-6个。
在所述喷管外设有对所述喷管进行隔热的保温层。
有益效果：飞机辅助动力系统通风冷却舱体进气的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，而引射系统和结构会带来排气流动损失，并且通过引射吸入的气体对开口位置的部件有较好的冷却的效果，而对远离开口位置的部件的冷却效果会有所降低。本发明通过在发热部件位置开口，利用动力装置进气道的抽吸作用，通过冷气导管引入外界冷气进入辅助动力舱内部对热部件进行冷却，能够强化辅助动力舱内热部件的冷却，取代辅助动力装置现有的排气引射系统，一方面降低排气引射的流动损失及其结构复杂性，另一方面降低辅助动力舱内热部件和空间的温度。
附图说明
图1为飞机辅助动力舱结构示意图。
图2为飞机辅助动力系统和通风冷却工作概况图。
其中，上述附图包括以下附图标记：1-飞机辅助动力系统舱体、2-进气道、3-本体、4-喷管、5-保温层、6-齿轮箱、7-进气电机、8-前舱冷气进气孔、9-前舱冷气导管、10-前舱冷气出流孔、11-后舱冷气进气孔、12-后舱冷气导管、13-后舱冷气出流孔，14-进气唇口开孔一，15-进气唇口开孔二。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例，进一步阐明本发明。
图1为飞机辅助动力舱结构示意图，本发明的飞机辅助动力舱通风冷却系统包括飞机辅助动力系统舱体1，在所述飞机辅助动力系统舱体1上设有进气道2，与所述进气道2连通设置有本体3，在所述本体3出口处连接有喷管4，所述进气道2、本体3和喷管4位于飞机辅助动力舱体1后舱。在所述飞机辅助动力舱体1前舱位置设置有电机7和齿轮箱6，所述电机7与所述齿轮箱6连接，所述齿轮箱6安装在所述进气道2前端。在所述飞机辅助动力舱体1前舱设有前舱冷气导管9，所述前舱冷气导管9的末端开有两个前舱冷气进气孔8；在所述飞机辅助动力舱体1后舱设有后舱冷气导管12，所述后舱冷气导管12末端开有两个后舱冷气进气孔11；所述前舱冷气导管9呈环状围绕固定在位于前舱的所述电机7周围，所述后舱冷气导管12呈环状围绕固定在位于后舱的所述本体3与所述喷管4的连接位置；所述前舱冷气出流孔10开在所述前舱冷气导管9面对所述进气道2的一侧，所述后舱冷气出流孔13开在所述后舱冷气导管12面对所述进气道2的一侧；所述进气唇口开孔二15开在所述进气道2的进气唇口面对所述电机7的一侧，所述进气唇口开孔一14开在所述进气道2的进气唇口面对所述本体3的一侧；所述前舱冷气进气孔8和所述后舱冷气进气孔11的面积不小于靠近前舱的所述进气唇口开孔二15和靠近后舱的所述进气唇口开孔一14的面积；所述前舱冷气出流孔10在所述前舱冷气导管9靠近所述进气道2的一侧均匀分布12-14个；所述后舱冷气出流孔13在所述后舱冷气导管12靠近所述进气道2的一侧均匀分布多个；靠近前舱的所述进气唇口开孔二15在所述进气道2靠近所述齿轮箱6一侧均匀分布4-6个；靠近后舱的所述进气唇口开孔一14在所述进气道2靠近所述本体3一侧均匀分布4-6个；所述喷管4外设有保温层5，所述保温层5对所述喷管4进行隔热；所述前舱冷气导管9和所述后舱冷气导管12都采用轻质的复合材料，以降低质量。
图2为飞机辅助动力系统和通风冷却工作概况图，飞机辅助动力系统工作时，发动机进气由动力系统的进气道2进入，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4排向外部环境。电机7在辅助动力系统运行中起到了启动和发电功能，齿轮箱6在辅助动力系统起到把涡轮产生的部分机械能传递给发电机以产生电能。由于所述进气道2有外界空气的进入，导致所述进气唇口开孔一14和所述进气唇口开孔二15处的压力小于所述飞机辅助动力舱内压力，此时前舱冷却进气从前舱冷气进气孔8进入前舱冷气导管9，经由前舱冷气出流孔10进入舱体后对齿轮箱6和电机7进行冷却，然后经由靠近电机7侧的进气唇口开孔二15进入进气道2内；而后舱冷却进气从后舱冷气进气孔11进入后舱冷气导管12，经由后舱冷气出流孔13进入舱体后对本体3和喷管4进行冷却，然后经由靠近本体3侧的进气唇口开孔一14进入进气道内，从进气唇口开孔二15和进气唇口开孔一14进入进气道2的冷气与从外界进入进气道2的空气混合，然后一起进入压气机内。同时辅助动力系统喷管4外的保温层5，可以对喷管4进行隔热。
以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换(如数量、形状、位置等)，这些等同变换均属于本发明的保护。

Claims (8)

1.一种飞机辅助动力舱通风冷却系统，包括飞机辅助动力系统舱体(1)，在所述飞机辅助动力系统舱体(1)上设有进气道(2)，与所述进气道(2)连通设置有本体(3)，在所述本体(3)出口处连接有喷管(4)；其特征在于：在所述进气道(2)位于所述飞机辅助动力系统舱体(1)前后舱体的进口处侧面上分别设置有若干进气唇口开孔一(14)和若干进气唇口开孔二(15)；在所述飞机辅助动力舱体(1)前舱位置设置有电机(7)和齿轮箱(6)，在所述飞机辅助动力舱体(1)前舱设有前舱冷气导管(9)，所述前舱冷气导管(9)呈环状围绕固定在位于前舱的所述电机(7)周围；在所述前舱冷气导管(9)的末端开有两个前舱冷气进气孔(8)，在所述前舱冷气导管(9)上面向所述进气道(2)的一侧上开设有若干前舱冷气出流孔(10)；在所述飞机辅助动力舱体(1)后舱设有后舱冷气导管(12)，所述后舱冷气导管(12)呈环状围绕固定在所述本体(3)与所述喷管(4)的连接位置；所述后舱冷气导管(12)末端开有两个后舱冷气进气孔(11)，在所述后舱冷气导管(12)上面向所述进气道(2)的一侧上开设有若干后舱冷气出流孔(13)。
2.根据权利要求1所述的飞机辅助动力舱通风冷却系统，其特征在于：所述前舱冷气进气孔(8)和所述后舱冷气进气孔(11)的面积不小于所述进气唇口开孔二(15)和所述进气唇口开孔一(14)的面积。
3.根据权利要求1所述的飞机辅助动力舱通风冷却系统，其特征在于：所述前舱冷气出流孔(10)和所述后舱冷气出流孔(13)分别均匀分布在所述前舱冷气导管(9)和后舱冷气导管(12)上。
4.根据权利要求3所述的飞机辅助动力舱通风冷却系统，其特征在于：所述前舱冷气出流孔(10)和所述后舱冷气出流孔(13)的数量均为12-14个。
5.根据权利要求1所述的飞机辅助动力舱通风冷却系统，其特征在于：所述进气唇口开孔二(15)和所述进气唇口开孔一(14)均匀分布在所述进气道(2)的进口处。
6.根据权利要求5所述的飞机辅助动力舱通风冷却系统，其特征在于：所述进气唇口开孔二(15)和所述进气唇口开孔一(14)的数量均为4-6个。
7.根据权利要求1所述的飞机辅助动力舱通风冷却系统，其特征在于：在所述喷管(4)外设有对所述喷管(4)进行隔热的保温层(5)。
8.根据权利要求1所述的飞机辅助动力舱通风冷却系统，其特征在于：所述前舱冷气导管(9)和所述后舱冷气导管(12)均采用轻质的复合材料。
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