CN115949506A - 一种航空发动机引气冷却换热器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机引气冷却换热器，所述换热器为空‑空换热器，所述换热器包括：进气组件，其整体呈环形结构；出气组件，其整体呈环形结构，所述进气组件和出气组件同轴设置；换热管束，其设置在所述进气组件和出气组件之间，所述换热管束包括多个换热微管组，每个所述的换热微管组包括并列设置的多个螺旋状换热微管；在相邻的两个换热微管组之间形成螺旋状的冷却介质通道；所述换热器为逆流换热器，本申请所述的航空发动机引气冷却换热器能够大幅降低引气温度、提高引气品质，且具有流动阻力小、传热系数高的优点，同时，本申请所述的换热器还具有重量轻、强度高，在结构上能够与发动机涵道相适应的优点。

Description

一种航空发动机引气冷却换热器

技术领域

本发明涉及航空发动机冷却术领域，特别涉及一种航空发动机引气冷却换热器。

背景技术

提高推力和热效率始终是航空发动机设计者所追求的目标，根据热力循环基本原理可知，提高增压比和涡轮前温度是提高推力和热效率的关键技术途径。但随着航空发动机的增压比和最高涡轮前温度不断提高，航空发动机的热防护问题面临极大挑战：一方面涡轮前温度的提高使得热端部件的冷却需求加重，另一方面总压比的提高造成冷却空气温度升高，涡轮可用冷气冷却品质进一步降低，两者共同作用使得热端部件的工作环境更加恶劣，仅依靠材料耐温水平和冷却技术的发展已无法满足如此苛刻的热防护需求。

为改善上述问题，现有的做法是通过在进气道中增设预冷装置降低压气机进气温度，减小压气机功率，提高发动机的热效率，缓解发动机热端部件的热防护问题，因此，这种方式对于扩展飞行器飞行包线以及提高发动机推重比具有重要意义。

其中，较为常见的是CCA技术(cooled cooling air，也称冷却冷却空气技术)，通常CCA技术使用的热沉包括发动机外涵空气、航空煤油及冲压空气等，通过上述低温工质从高压压气机(highpressure compressor，HPC)出口引气提取热量，从而提高冷却空气的冷却品质，降低冷却引气流量和涡轮材料温度，提高发动机性能和寿命。

采用CCA技术能够大幅降低引气温度提高冷却引气品质，是解决上述问题的关键途径之一，目前已经受到了学术界和工业界的广泛关注。在CCA技术中，具有结构紧凑合理、可靠性高、材料耗量少、传热效率高、流体阻力低等特点的换热器是解决上述热防护问题的关键。

目前，常用的航空发动机热沉通常为外涵空气或航空燃料，根据冷却介质的不同，CCA技术使用的换热器主要分为两种：一种是在航空发动机外涵道内布置外涵空气－冷却空气换热器(空－空换热器)，利用外涵空气降低冷却气体温度；另一种是布置空－油换热器，利用航空燃料作为冷源对冷却空气进行冷却。对比这两种冷却方式，从吸热能力方面来看，虽然航空燃料的比热远大于空气，但是空-油换热器在航空发动机中的应用会带来很多附加问题，因此，目前航空发动机更多以空气-空气换热器研究为主。

为了满足航空航天应用中各种严苛的要求，在航空发动机引气冷却用换热器的研究中，换热器设计主要需解决以下三方面的问题：

第一、增加换热器势必会造成涡轮叶片冷却空气的压力损失，但涡轮叶片冷却空气必须有足够的压力裕度，才能通过叶片冷却孔进入主流燃气，因此，应尽量减小冷却空气经换热器后造成的压力损失；

第二、换热器的冷却效率与自身重量之间的权衡问题：换热器的自身重量与冷却效率息息相关、紧密联系，如何平衡换热器的冷却效率与自身重量是换热器设计者必须要考虑的一个关键因素；

第三、换热器的结构强度与安装问题：换热器的结构强度应足够大，如此才能使其可靠性和稳定性得到保证，同时应注意换热器的安装方式，避免由于换热器的设置对发动机的结构造成不利影响。

目前，高压换热器的结构类型主要有套管式换热器、螺纹环式换热器、Ω环高压换热器、U形管换热器和蛇形管换热器等，一般地，冷却引气经换热器后压力损失通常为5％～20％，同时造成的外涵气损失也不容忽视，这极大地阻碍了航空发动机技术的发展，因此设计一种传热效率高、流动损失小、重量轻、可靠性高的新型航空发动机引气冷却换热器是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明提供一种传热效率高、流动损失小、重量轻、可靠性高的新型航空发动机引气冷却换热器。

为解决上述问题，本发明公开了一种航空发动机引气冷却换热器，所述换热器为空-空换热器，所述换热器包括：

进气组件，其上设置进气口，所述进气组件整体呈环形结构；

出气组件，其上设置出气口，所述出气组件整体呈环形结构，所述进气组件和出气组件同轴设置；

换热管束，其设置在所述进气组件和出气组件之间，所述换热管束包括多个换热微管组，每个所述的换热微管组包括并列设置的多个螺旋状换热微管；

所述的多个换热微管组的前端沿周向间隔设置在所述出气组件上，且每个所述的换热微管组中的多个螺旋状换热微管的前端呈辐射状设置在所述出气组件上；

所述的多个换热微管组的后端沿周向间隔设置在所述进气组件上，且每个所述的换热微管组中的多个螺旋状换热微管的后端呈辐射状设置在所述进气组件上；

在相邻的两个换热微管组之间形成螺旋状的冷却介质通道；

所述换热器为逆流换热器，在进行换热时，来自高压压气机的引气通过所述进气口进入所述进气组件中、之后在所述换热管束中与冷却介质进行换热后，通过所述出气组件上的出气口排出；冷却介质通过所述冷却介质通道流经所述换热器。

进一步的，所述冷却介质为外涵空气。

进一步的，所述进气组件包括：

进气集管，其呈环形结构；

至少一个进气管，其与进气集管连通，来自高压压气机的引气通过所述进气管上的进气口进入所述进气组件中；

多个进气支管，所述的多个进气支管沿周向间隔设置在所述进气集管上，且所述的多个进气支管呈辐射状设置在所述进气集管的内侧。

进一步的，所述出气组件包括：

出气集管，其呈环形结构；

多个出气支管，所述的多个出气支管沿周向间隔设置在所述出气集管上，且所述的多个出气支管呈辐射状设置在所述出气集管的内侧；

至少一个出气管，其与所述出气集管连通，所述出气集管排出的引气通过所述出气管上的出气口排出所述换热器。

进一步的，在相邻的两个出气支管之间形成所述冷却介质通道的冷却介质入口，在相邻的两个进气支管之间形成所述冷却介质通道的冷却介质出口，冷却介质从所述冷却介质入口进入所述冷却介质通道中，与引气进行换热后，通过所述冷却介质出口排出。

进一步的，所述换热器还包括支撑筒，其为环形筒状结构，所述支撑筒与所述进气集管和出气集管同轴设置，所述出气支管沿周向、呈辐射状间隔设置在所述支撑筒的前端外侧，所述进气支管沿周向、呈辐射状间隔设置在所述支撑筒的后端外侧。

进一步的，在所述换热器中，所述冷却介质的流动方向与所述换热微管内引气的流动方向之间的夹角为15～30°。

进一步的，将所述换热器置于三维立体坐标系中，使得所述进气集管和出气集管的中心点位于Z轴上，将所述进气组件和出气组件沿Z轴向XOY平面进行投影，所述进气支管与所述出气支管在XOY平面中的投影重合；

将其中任意一个进气支管记为第一级进气支管，之后沿顺时针或逆时针方向将其他进气支管依次记为第二级进气支管、第三级进气支管、……、第n级进气支管，其中n为所述进气支管的总个数；

对应的，将与所述第一级进气支管重合的出气支管记为第一级出气支管、之后同样沿顺时针或逆时针方向将与所述第二级进气支管重合的出气支管记为第二级出气支管、将与所述第三级进气支管重合的出气支管)记为第三级出气支管、……、将与所述第n级进气支管重合的出气支管记为第n级出气支管；

所述换热微管组的进口与第一级进气支管连接，出口与第二级出气支管连接，使得所述换热微管发生螺旋旋转。

进一步的，将所述换热器置于三维立体坐标系中，使得所述进气集管和出气集管的中心点位于Z轴上，将所述进气组件和出气组件沿Z轴向XOY平面进行投影，所述进气支管与所述出气支管在XOY平面中的投影交错设置；

将其中任意一个进气支管记为第一级进气支管，之后沿顺时针或逆时针方向将其他进气支管依次记为第二级进气支管、第三级进气支管、……、第n级进气支管，其中n为所述进气支管的总个数；

对应的，以所述第一级进气支管为起点，同样沿顺时针或逆时针方向将遇到的第一个出气支管记为第一级出气支管、然后同样沿顺时针或逆时针方向将其他的出气支管依次记为第一级出气支管、第二级出气支管、第三级出气支管、……、第n级出气支管；

所述换热微管组的进口与第一级进气支管连接，出口与第一级出气支管连接，使得所述换热微管发生螺旋旋转。

进一步的，将所述换热器置于三维立体坐标系中，使得所述进气集管和出气集管的中心点位于Z轴上，将所述进气组件和出气组件沿Z轴向XOY平面进行投影，所述进气支管与所述出气支管在XOY平面中的投影交错设置；

将其中任意一个进气支管记为第一级进气支管，之后沿顺时针或逆时针方向将其他进气支管依次记为第二级进气支管、第三级进气支管、……、第n级进气支管，其中n为所述进气支管的总个数；

对应的，以所述第一级进气支管为起点，同样沿顺时针或逆时针方向将遇到的第一个出气支管记为第一级出气支管、然后同样沿顺时针或逆时针方向将其他的出气支管依次记为第一级出气支管、第二级出气支管、第三级出气支管、……、第n级出气支管；

所述换热微管组的进口与第一级进气支管连接，出口与第二级出气支管连接，使得所述换热微管发生螺旋旋转。

本申请所述的航空发动机引气冷却换热器能够大幅降低引气温度、提高引气品质，且具有流动阻力小、传热系数高的优点，同时，本申请所述的换热器还具有重量轻、强度高，在结构上能够与发动机涵道相适应的优点。

附图说明

图1为本发明所述航空发动机引气冷却换热器的立体结构示意图；

图2为本发明所述换热器中出气组件和进气组件的第一正视结构示意图；

图3为本发明所述换热器中出气组件和进气组件的第二正视结构示意图；

图4为圆形换热管的流场云图；

图5为椭圆形换热管的流场云图。

附图标记说明：

1、进气组件；101、进气管；102、进气集管；103、进气支管；a1、第一级进气支管；a2、第二级进气支管；a3、第三级进气支管；……；an、第n级进气支管；2、换热管束；201、换热微管组；2011、换热微管；3、出气组件；301、出气管；302、出气集管；303、出气支管；b1、第一级出气支管；b2、第二级出气支管；b3、第三级出气支管；……；bn、第n级出气支管；4、支撑筒；5、冷却介质通道；501、冷却介质入口；502、冷却介质出口。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施例做详细的说明。

如图1～3所示，一种航空发动机引气冷却换热器，所述换热器为空-空换热器，所述换热器包括：

进气组件1，其上设置进气口，所述进气组件1整体呈环形结构；

出气组件3，其上设置出气口，所述出气组件3整体呈环形结构，所述进气组件1和出气组件3同轴设置；

换热管束2，其设置在所述进气组件1和出气组件3之间，所述换热管束2包括多个换热微管组201，每个所述的换热微管组201包括并列设置的多个螺旋状换热微管2011；

所述的多个换热微管组201的前端沿周向间隔设置在所述出气组件3上，且每个所述的换热微管组201中的多个螺旋状换热微管2011的前端呈辐射状设置在所述出气组件3上；

所述的多个换热微管组201的后端沿周向间隔设置在所述进气组件1上，且每个所述的换热微管组201中的多个螺旋状换热微管2011的后端呈辐射状设置在所述进气组件1上；

在相邻的两个换热微管组201之间形成螺旋状的冷却介质通道5；

所述换热器为逆流换热器，在进行换热时，来自高压压气机的引气通过所述进气口进入所述进气组件1中、之后在所述换热管束2中与冷却介质进行换热后，通过所述出气组件3上的出气口排出；冷却介质通过所述冷却介质通道5流经所述换热器。

优选的，所述冷却介质为外涵空气。

需要说明的是，为清楚、简洁地说明本申请，在本申请中，将出气组件3所在的一端称为所述换热器的前端，将进气组件1所在的一端称为所述换热器的后端，那么在换热时，引气自所述换热器的后端流向前端，而冷却介质则从所述换热器的前端流向后端。

相较于现有技术，在本申请所述的换热器中，通过对换热管束2的结构的形状进行调整，在进气组件1和出气组件3之间设置了多组换热微管组201，且每个所述的换热微管组201包括并列设置的多个螺旋状换热微管2011，并将所述的多个换热微管组201的前端沿周向间隔设置在所述出气组件3上，同时将每个所述的换热微管组201中的多个螺旋状换热微管2011的前端呈辐射状设置在所述出气组件3上，对应的，将所述的多个换热微管组201的后端沿周向间隔设置在所述进气组件1上，同时将每个所述的换热微管组201中的多个螺旋状换热微管2011的后端呈辐射状设置在所述进气组件1上；如此，可在相邻的两个换热微管组201之间形成旋状的冷却介质通道5，在进行换热时，来自高压压气机的引气经所述进气组件1分散至各个换热微管组201中，用于冷却引气的冷却介质在流经所述换热器时，受到换热微管组201的阻挡和导向，被均匀分布至螺旋状的冷却介质通道5中，与所述换热管束2中的引气换热、充分冷却引气后排出，由于外涵空气具有来流强旋、高速、大流量等特点，因此，在换热微管2011的内外侧，外涵空气与换热微管组201的布置方向处于近似平行的状态，如此，可使得本申请所述的换热器具有以下优点：

第一、可简化换热器的结构，减少换热微管2011的数量和重量，最终减轻换热器的自身重量；

第二、具有一定旋转角的换热微管组201及其布置方式能够明显增强换热器的传热效果，大幅降低高压压气机引气温度；

第三、本申请所述的换热器能够降低流动阻力，降低压降损失，保证引气及外涵空气的总压恢复系数；

第四、本申请所述的换热器整体结构与发动机涵道结构相适应，使发动机结构紧凑，可靠性增强。

进一步的，所述进气组件1包括：

进气集管102，其呈环形结构；

至少一个进气管101，其与进气集管102连通，来自高压压气机的引气通过所述进气管101上的进气口进入所述进气组件1中；

多个进气支管103，所述的多个进气支管103沿周向间隔设置在所述进气集管102上，且所述的多个进气支管103呈辐射状设置在所述进气集管102的内侧。

来气高压压气机的引气依次通过所述进气管101、进气集管102和进气支管103后进入所述换热管束2的后端。

优选的，所述进气管101沿径向设置在所述进气集管102的外侧。

进一步的，所述出气组件3包括：

出气集管302，其呈环形结构；

多个出气支管303，所述的多个出气支管303沿周向间隔设置在所述出气集管302上，且所述的多个出气支管303呈辐射状设置在所述出气集管302的内侧；

至少一个出气管301，其与所述出气集管302连通，所述出气集管302排出的引气通过所述出气管301上的出气口排出所述换热器。

所述换热管束2排出的引气依次通过所述出气支管303、出气集管302和出气管301后排出所述换热器。

优选的，所述出气管301沿径向设置在所述出气集管302的外侧。

更加优选的，所述进气组件1包括一个进气管101，所述出气组件3包括一个出气管301，所述进气管101和出气管301呈180°相对设置在所述换热器上。

进一步的，在相邻的两个出气支管303之间形成所述冷却介质通道5的冷却介质入口501，在相邻的两个进气支管103之间形成所述冷却介质通道5的冷却介质出口502，冷却介质从所述冷却介质入口501进入所述冷却介质通道5中，与引气进行换热后，通过所述冷却介质出口502排出。

进一步的，所述换热器还包括支撑筒4，其为环形筒状结构，所述支撑筒4与所述进气集管102和出气集管302同轴设置，所述支撑筒4的前端与所述出气支管303连接，所述支撑筒4的后端与所述进气支管103连接，如此，所述出气支管303将沿周向、呈辐射状间隔设置在所述支撑筒4的前端外侧，所述进气支管103将沿周向、呈辐射状间隔设置在所述支撑筒4的后端外侧，同时，所述进气集管102、出气集管302和换热管束2均位于所述支撑筒4的外侧。

所述支撑筒4一方面能够极大地提高所述换热器的强度、提高其稳定性；另一方面，所述换热器的支撑筒4、进气集管102和出气集管302能够与发动机涵道结构相适应，使发动机结构紧凑，可靠性增强。

进一步的，所述换热管束2内的高压引气与掠过所述换热管束2外流动的冷却介质的整体流动方式为逆流。

优选的，在所述换热器中，所述冷却介质的流动方向与所述换热微管2011内引气的流动方向之间的夹角为15～30°。

在本申请中，如图1所示，所述冷却介质的流动方向与所述换热微管2011内引气的流动方向之间的夹角即为所述换热微管2011中的螺旋管切线B与外涵空气来流截面法向A之间的夹角θ。

在设计过程中，本申请所述换热器基于管束式换热器对结构参数进行设计，针对外涵空气来流强旋、高速、大流量等特点，基于场协同理论，使用螺旋管式换热器来谋求低流动阻力与高效传热的匹配。但在本申请中的旋流管式换热器布置形式中，高压引气与外涵空气之间并不是严格、完全的逆流，而是包含一定角度的错流。

具体的，根据场协同理论研究，在所述换热器中，将所述冷却介质的流动方向与所述换热微管2011内引气的流动方向之间的夹角设置为15～30°，此时，所述换热器能够实现低流动阻力与高效传热之间的高度匹配。

在此基础上，本申请还采用场协同理论对密集管束空-空换热器进行优化，得到图4和5，通过对比发现：较圆形换热管而言，椭圆形换热管可以获得更好的流场分布和换热效果，进而实现换热与减阻之间的协同匹配和优化。

基于此，在本申请中，由于所述换热微管2011呈螺旋状设置，同时所述冷却介质的流动方向与所述换热微管2011内引气的流动方向之间的夹角为15～30°，使得所述换热微管2011中的引气能够与外涵空气之间实现15～30°的错流换热，此时，所述换热微管2011在外涵空气来流截面法向的截面即为椭圆管，因此，本申请所述换热微管2011的角度设置能够获得更好的流场分布和换热效果。

进一步的，如图1～3所示，将所述换热器置于三维立体坐标系中，使得所述进气集管102和出气集管302的中心点位于Z轴上，且所述进气集管102中心点与原点O重合，所述进气集管102的中心点位于Z轴的正方向，此时，将所述进气组件1和出气组件3沿Z轴向XOY平面进行投影，得到所述进气组件1和出气组件3在XOY平面中的投影示意图，即所述进气组件1和出气组件3的正视结构示意图2和3。

作为本申请的一些实施例，在图2中，所述进气支管103与所述出气支管303在XOY平面中的投影能够重合，将其中任意一个进气支管103记为第一级进气支管a1，之后沿顺时针或逆时针方向(图2中为沿顺时针方向)将其他进气支管103依次记为第二级进气支管a2、第三级进气支管a3、……、第n级进气支管an，其中n为所述进气支管103的总个数；

对应的，将与所述第一级进气支管a1重合的出气支管303记为第一级出气支管b1、之后同样沿顺时针或逆时针方向(图2中为沿顺时针方向)将与所述第二级进气支管a2重合的出气支管303记为第二级出气支管b2、将与所述第三级进气支管a3重合的出气支管303记为第三级出气支管b3、……、将与所述第n级进气支管an重合的出气支管303记为第n级出气支管bn，其中n为所述出气支管303的总个数；

那么，所述换热微管组201的进口与第一级进气支管a1连接，出口与下一级出气支管303，即第二级出气支管b2连接，使得所述换热微管2011发生螺旋旋转。

作为本申请的另外一些实施例，在图3中，所述进气支管103与所述出气支管303在XOY平面中的投影交错设置、并不重合。此时，将其中任意一个进气支管103记为第一级进气支管a1，之后沿顺时针或逆时针方向(图3中为沿顺时针方向)将其他进气支管103依次记为第二级进气支管a2、第三级进气支管a3、……、第n级进气支管an，其中n为所述进气支管103的总个数；

对应的，以所述第一级进气支管a1为起点，同样沿顺时针或逆时针方向(图3中为沿顺时针方向)将遇到的第一个出气支管303记为第一级出气支管b1、然后同样沿顺时针或逆时针方向(图3中为沿顺时针方向)将其他的出气支管303依次记为第一级出气支管b1、第二级出气支管b2、第三级出气支管b3、……、第n级出气支管bn，其中n为所述出气支管303的总个数；

那么，所述换热微管组201的进口与第一级进气支管a1连接，出口与同一级出气支管303，即第一级出气支管b1连接，使得所述换热微管2011发生螺旋旋转；

或者，所述换热微管组201的进口与第一级进气支管a1连接，出口与下一级出气支管303，即第二级出气支管b2连接，使得所述换热微管2011发生螺旋旋转。

优选的，在所述进气组件1和出气组件3在XOY平面中的投影示意图中，当相邻两个所述进气支管103和出气支管303之间的夹角小于等于设定角度α时，所述换热微管组201的进口与第一级进气支管a1连接，出口与第二级出气支管b2连接；当相邻两个所述进气支管103和出气支管303之间的夹角大于设定角度α时，所述换热微管组201的进口与第一级进气支管a1连接，出口与第一级出气支管b1连接。

其中，所述设定角度α的值通过试验确定。

作为本申请的一些实施例，本申请所述换热器能够用于高压涡轮叶片及其他高温部件的热防护。

综上所述，不难得到：本申请所述的航空发动机引气冷却换热器能够大幅降低引气温度、提高引气品质，且具有流动阻力小、传热系数高的优点，同时，本申请所述的换热器还具有重量轻、强度高，在结构上能够与发动机涵道相适应的优点。

虽然本发明披露如上，但本发明并非限定于此。在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。任何本领域技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，均可作各种更动与修改，因此本发明的保护范围应当以权利要求所限定的范围为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机引气冷却换热器，其特征在于，所述换热器为空-空换热器，所述换热器包括：

进气组件(1)，其上设置进气口，所述进气组件(1)整体呈环形结构；

出气组件(3)，其上设置出气口，所述出气组件(3)整体呈环形结构，所述进气组件(1)和出气组件(3)同轴设置；

换热管束(2)，其设置在所述进气组件(1)和出气组件(3)之间，所述换热管束(2)包括多个换热微管组(201)，每个所述的换热微管组(201)包括并列设置的多个螺旋状换热微管(2011)；

所述的多个换热微管组(201)的前端沿周向间隔设置在所述出气组件(3)上，且每个所述的换热微管组(201)中的多个螺旋状换热微管(2011)的前端呈辐射状设置在所述出气组件(3)上；

所述的多个换热微管组(201)的后端沿周向间隔设置在所述进气组件(1)上，且每个所述的换热微管组(201)中的多个螺旋状换热微管(2011)的后端呈辐射状设置在所述进气组件(1)上；

在相邻的两个换热微管组(201)之间形成螺旋状的冷却介质通道(5)；

所述换热器为逆流换热器，在进行换热时，来自高压压气机的引气通过所述进气口进入所述进气组件(1)中、之后在所述换热管束(2)中与冷却介质进行换热后，通过所述出气组件(3)上的出气口排出；冷却介质通过所述冷却介质通道(5)流经所述换热器。

2.根据权利要求1所述的换热器，其特征在于，所述冷却介质为外涵空气。

3.根据权利要求1或2所述的换热器，其特征在于，所述进气组件(1)包括：

进气集管(102)，其呈环形结构；

至少一个进气管(101)，其与进气集管(102)连通，来自高压压气机的引气通过所述进气管(101)上的进气口进入所述进气组件(1)中；

多个进气支管(103)，所述的多个进气支管(103)沿周向间隔设置在所述进气集管(102)上，且所述的多个进气支管(103)呈辐射状设置在所述进气集管(102)的内侧。

4.根据权利要求3所述的换热器，其特征在于，所述出气组件(3)包括：

出气集管(302)，其呈环形结构；

多个出气支管(303)，所述的多个出气支管(303)沿周向间隔设置在所述出气集管(302)上，且所述的多个出气支管(303)呈辐射状设置在所述出气集管(302)的内侧；

至少一个出气管(301)，其与所述出气集管(302)连通，所述出气集管(302)排出的引气通过所述出气管(301)上的出气口排出所述换热器。

5.根据权利要求4所述的换热器，其特征在于，在相邻的两个出气支管(303)之间形成所述冷却介质通道(5)的冷却介质入口(501)，在相邻的两个进气支管(103)之间形成所述冷却介质通道(5)的冷却介质出口(502)，冷却介质从所述冷却介质入口(501)进入所述冷却介质通道(5)中，与引气进行换热后，通过所述冷却介质出口(502)排出。

6.根据权利要求5所述的换热器，其特征在于，所述换热器还包括支撑筒(4)，其为环形筒状结构，所述支撑筒(4)与所述进气集管(102)和出气集管(302)同轴设置，所述出气支管(303)沿周向、呈辐射状间隔设置在所述支撑筒(4)的前端外侧，所述进气支管(103)沿周向、呈辐射状间隔设置在所述支撑筒(4)的后端外侧。

7.根据权利要求6所述的换热器，其特征在于，在所述换热器中，所述冷却介质的流动方向与所述换热微管(2011)内引气的流动方向之间的夹角为15～30°。

8.根据权利要求4或7所述的换热器，其特征在于，将所述换热器置于三维立体坐标系中，使得所述进气集管(102)和出气集管(302)的中心点位于Z轴上，将所述进气组件(1)和出气组件(3)沿Z轴向XOY平面进行投影，所述进气支管(103)与所述出气支管(303)在XOY平面中的投影重合；

将其中任意一个进气支管(103)记为第一级进气支管(a1)，之后沿顺时针或逆时针方向将其他进气支管(103)依次记为第二级进气支管(a2)、第三级进气支管(a3)、……、第n级进气支管(an)，其中n为所述进气支管(103)的总个数；

对应的，将与所述第一级进气支管(a1)重合的出气支管(303)记为第一级出气支管(b1)、之后同样沿顺时针或逆时针方向将与所述第二级进气支管(a2)重合的出气支管(303)记为第二级出气支管(b2)、将与所述第三级进气支管(a3)重合的出气支管(303)记为第三级出气支管(b3)、……、将与所述第n级进气支管(an)重合的出气支管(303)记为第n级出气支管(bn)；

所述换热微管组(201)的进口与第一级进气支管(a1)连接，出口与第二级出气支管(b2)连接，使得所述换热微管(2011)发生螺旋旋转。

9.根据权利要求4或7所述的换热器，其特征在于，将所述换热器置于三维立体坐标系中，使得所述进气集管(102)和出气集管(302)的中心点位于Z轴上，将所述进气组件(1)和出气组件(3)沿Z轴向XOY平面进行投影，所述进气支管(103)与所述出气支管(303)在XOY平面中的投影交错设置；

将其中任意一个进气支管(103)记为第一级进气支管(a1)，之后沿顺时针或逆时针方向将其他进气支管(103)依次记为第二级进气支管(a2)、第三级进气支管(a3)、……、第n级进气支管(an)，其中n为所述进气支管(103)的总个数；

对应的，以所述第一级进气支管(a1)为起点，同样沿顺时针或逆时针方向将遇到的第一个出气支管(303)记为第一级出气支管(b1)、然后同样沿顺时针或逆时针方向将其他的出气支管(303)依次记为第一级出气支管(b1)、第二级出气支管(b2)、第三级出气支管(b3)、……、第n级出气支管(bn)；

所述换热微管组(201)的进口与第一级进气支管(a1)连接，出口与第一级出气支管(b1)连接，使得所述换热微管(2011)发生螺旋旋转。

10.根据权利要求4或7所述的换热器，其特征在于，将所述换热器置于三维立体坐标系中，使得所述进气集管(102)和出气集管(302)的中心点位于Z轴上，将所述进气组件(1)和出气组件(3)沿Z轴向XOY平面进行投影，所述进气支管(103)与所述出气支管(303)在XOY平面中的投影交错设置；

将其中任意一个进气支管(103)记为第一级进气支管(a1)，之后沿顺时针或逆时针方向将其他进气支管(103)依次记为第二级进气支管(a2)、第三级进气支管(a3)、……、第n级进气支管(an)，其中n为所述进气支管(103)的总个数；

对应的，以所述第一级进气支管(a1)为起点，同样沿顺时针或逆时针方向将遇到的第一个出气支管(303)记为第一级出气支管(b1)、然后同样沿顺时针或逆时针方向将其他的出气支管(303)依次记为第一级出气支管(b1)、第二级出气支管(b2)、第三级出气支管(b3)、……、第n级出气支管(bn)；所述换热微管组(201)的进口与第一级进气支管(a1)连接，出口与第二级出气支管(b2)连接，使得所述换热微管(2011)发生螺旋旋转。

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