CN205381408U - 一种引射器装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种引射器装置，它包括壳体、多个喷气口、锥形喉道、安装凸台和安装底座，壳体中心布有中心喷气口凸台，中心喷气口凸台上开有中心喷气口，壳体沿圆周均布多个圆周喷气口凸台，每个圆周喷气口凸台上具有一个圆周喷气口，锥形喉道内形成进气通道，进气通道与锥形喉道底部的进气口连通，壳体下部通过锥形喉道固定于安装底座上，安装底座上沿圆周均布安装凸台，该安装凸台用于固定锥形喉道底部。本实用新型的一种引射器装置，具有七个喷气口，爪形的外壳，是一个整体成型的引射装置，将引射装置以背对来流的方式安装于散热器排管内，利用其引射作用，保证飞机在地面停机或低速飞行时有足够的冷却空气流过散热器。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种引射器装置，尤其涉及一种用于环境控制系统散热器冷边的引射器。
背景技术
在环控系统制冷组件中的空气散热器冷边，只要采用冲压空气冷却的飞机在地面停机或低速飞行时，其空气散热器冷边缺乏冷却空气，使系统无法正常工作，特别炎热夏天，座舱温度急剧上升，使乘员难以忍受。这是历年来军用飞机无法解决的难题。
根据引射原理，各种小引射比的单孔的引射器在飞机不同场合已应用多年。但是，作为环控系统散热器冷边空气流量是很大的，单孔是不可取的，但多孔又会引起流体间相互扰动，给喷嘴计算和设计带来困难；由于安装在风道的出口又要求有低流阻的外形，更主要的是要有大引射比的设计性能，因此技术难度很大。
因此，需要提供一种新的技术方案来解决上述问题。
实用新型内容
本实用新型需要解决的技术问题是提供一种引射器装置。
为解决本实用新型的技术问题，本实用新型采用的技术方案是：
一种引射器装置，它包括壳体、多个喷气口、锥形喉道、安装凸台和安装底座，所述壳体中心布有中心喷气口凸台，所述中心喷气口凸台上开有中心喷气口，所述壳体沿圆周均布多个圆周喷气口凸台，每个圆周喷气口凸台上具有一个圆周喷气口，所述锥形喉道内形成进气通道，所述进气通道与锥形喉道底部的进气口连通，所述壳体下部通过锥形喉道固定于安装底座上，所述安装底座上沿圆周均布安装凸台，该安装凸台用于固定锥形喉道底部。
所述圆周喷气口沿圆周均布，数量为6个时，相邻圆周喷气口之间的夹角为60。
所述进气通道的截面为圆形。
所述进气口的形状为圆形。
本实用新型的有益效果：本实用新型的一种引射器装置，具有七个喷气口，爪形的外壳，是一个整体成型的引射装置，将引射装置以背对来流的方式安装于散热器排管内，利用其引射作用，保证飞机在地面停机或低速飞行时有足够的冷却空气流过散热器。
附图说明
图1为本实用新型的主视图。
图2为本实用新型的右视图。
图3为本实用新型的左视图。
图4为图2中A向视图。
图5为图2中沿A-A向视图。
图6为图2中沿B-B向视图。
图7为图2中沿C-C向视图。
图8为图2中沿D-D向视图。
图9为图2中沿E-E向视图。
图10为图2中沿F-F向视图。
图11为图2中沿G-G向视图。
图12为图2中沿H-H向视图。
1、壳体，2、锥形喉道，3、安装凸台，4、安装底座，5、中心喷气口，6、圆周喷气口，7、中心喷气口凸台，8、圆周喷气口凸台，9、进气通道，10、进气口。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步说明。以下实施例仅用于说明本实用新型，不用来限制本实用新型的保护范围。
如图1至12所示，本实用新型的一种引射器装置，它包括壳体1、多个喷气口、锥形喉道2、安装凸台3和安装底座4，壳体1中心布有中心喷气口凸台7，中心喷气口凸台7上开有中心喷气口5，壳体1沿圆周均布多个圆周喷气口凸台8，每个圆周喷气口凸台8上具有一个圆周喷气口6，锥形喉道2内形成进气通道9，进气通道9与锥形喉道2底部的进气口10连通，壳体1下部通过锥形喉道2固定于安装底座4上，安装底座4上沿圆周均布安装凸台3，该安装凸台3用于固定锥形喉道2底部。
图2所示，圆周喷气口6沿圆周均布，圆周喷气口6的数量为6个时，相邻圆周喷气口之间的夹角为60°
图5所示，进气通道9的截面为圆形。图4所示，进气口10的形状为圆形。
本实用新型的一种引射器装置，具有七个喷气口，爪形的外壳，是一个整体成型的引射装置，安装在散热器冷边，在地面停机或低速飞行时引射冷边空气使之有足够的冷却空气流过散热器，使环控系统能正常发挥应有性能。采用铸铝（材料牌号为ZL-101T4-（R）），运用熔模整体铸造成型。该引射装置不仅体积小、重量轻。该引射器装置具有以下特点：
（1）7个喷气口的轴线与安装底座的平行度为0.03；
（2）端面与喷气口轴线的垂直度为0.01；
（3）为减少外形流阻，该引射装置选定爪形背对来流的形式；
（4）为减轻重量，保证性能，工艺上采用整体制造；
（5）不同的冷风道匹配下其引射比可高达3.3。
将引射装置以背对来流的方式安装于散热器排管内，利用其引射作用，保证飞机在地面停机或低速飞行时有足够的冷却空气流过散热器。
Claims (4)
1.一种引射器装置，其特征在于：它包括壳体、多个喷气口、锥形喉道、安装凸台和安装底座，所述壳体中心布有中心喷气口凸台，所述中心喷气口凸台上开有中心喷气口，所述壳体沿圆周均布多个圆周喷气口凸台，每个圆周喷气口凸台上具有一个圆周喷气口，所述锥形喉道内形成进气通道，所述进气通道与锥形喉道底部的进气口连通，所述壳体下部通过锥形喉道固定于安装底座上，所述安装底座上沿圆周均布安装凸台，该安装凸台用于固定锥形喉道底部。
2.根据权利要求1所述的一种引射器装置，其特征在于：所述圆周喷气口沿圆周均布。
3.根据权利要求1所述的一种引射器装置，其特征在于：所述进气通道的截面为圆形。
4.根据权利要求1所述的一种引射器装置，其特征在于：所述进气口的形状为圆形。
Priority Applications (1)
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| CN201620126417.7U CN205381408U (zh) | 2016-02-18 | 2016-02-18 | 一种引射器装置 |
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| CN201620126417.7U CN205381408U (zh) | 2016-02-18 | 2016-02-18 | 一种引射器装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN205381408U true CN205381408U (zh) | 2016-07-13 |
Family
ID=56350641
Family Applications (1)
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| CN201620126417.7U Active CN205381408U (zh) | 2016-02-18 | 2016-02-18 | 一种引射器装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN205381408U (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106153368A (zh) * | 2016-09-23 | 2016-11-23 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种安装于散热器冷边的引射器的性能验证方法 |
| CN106741967A (zh) * | 2016-11-30 | 2017-05-31 | 中国直升机设计研究所 | 一种引射散热可控的空气循环系统 |
| 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 |
| CN108915845A (zh) * | 2018-07-19 | 2018-11-30 | 青岛理工大学 | 装甲车用喷淋冷却式多级引射系统 |
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2016
- 2016-02-18 CN CN201620126417.7U patent/CN205381408U/zh active Active
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