CN210537223U - 一种航空发动机电子控制器的冷却结构 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机结构冷却设计领域，特别涉及一种航空发动机电子控制器的冷却结构。结构包括：发动机电子控制器以及三通活门。发动机电子控制器设置在飞机发动机舱内，所述发动机电子控制器上设置有进气口和出气口，所述进气口通过冷却进气管路与发动机舱的外部连通；三通活门的进气端口与所述发动机电子控制器的出气口连接，所述三通活门的两个出气端口分别与冷却排气管路和冷却排气分支管路连接，所述冷却排气管路与发动机进气道连通，所述冷却排气分支管路与发动机舱连通。本申请解决了发动机电子控制器的进气口和出气口的压力平衡问题，保证了发动机电子控制器在飞行全包线内的正常冷却，结构简单，易于实现，能够满足实际工程要求。

Description

一种航空发动机电子控制器的冷却结构

技术领域

本申请属于机载电子设备冷却设计领域，特别涉及一种航空发动机电子控制器的冷却结构。

背景技术

发动机电子控制(EEC)作为发动机的重要附件单元，通常与发动机一起安装于飞机发动机舱内，而发动机舱的环境温度通常较高，如需保证EEC的正常工作，则必须对其进行通风冷却。

目前国内外对该种设备的冷却均采用风冷方式，具体方法有两类，第一类是从发动机舱外开设吞没式进气口应用管道引风，冷却EEC后从通风窗排入发动机舱；第二类的进风口设置方式与前者一样，不同的是排风，采用管道引至发动机进气道，利用进气道的局部负压抽吸。但是在飞行包线内部分工况下无风的情况下，这两类冷却方法均存在失效的风险。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机电子控制器的冷却结构，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机电子控制器的冷却结构，包括：

发动机电子控制器，所述发动机电子控制器设置在飞机发动机舱内，所述发动机电子控制器上设置有进气口和出气口，所述进气口通过冷却进气管路与发动机舱的外部连通；

三通活门，所述三通活门的进气端口与所述发动机电子控制器的出气口连接，所述三通活门的两个出气端口分别与冷却排气管路和冷却排气分支管路连接，所述冷却排气管路与发动机进气道连通，所述冷却排气分支管路与发动机舱连通。

可选地，还包括进气道唇口，所述进气道唇口上设置有与所述发动机舱的外部连通的冷却进气口，以及与所述发动机进气道连通的冷却排气口，所述冷却进气口与所述冷却进气管路连接，所述冷却排气口与所述冷却排气管路连接。

可选地，所述冷却进气口为吞没式进气口。

可选地，所述发动机舱的前端设置有发动机舱前防火墙。

可选地，所述三通活门为电动三通阀。

可选地，所述三通活门为三通球阀。

可选地，所述三通活门为三通蝶阀。

实用新型至少存在以下有益技术效果：

本申请的航空发动机电子控制器的冷却结构，应用空气动力学理论，解决了发动机电子控制器的进气口和出气口的压力平衡后致使无风的问题，保证了发动机电子控制器在飞行全包线内的正常冷却，结构简单，易于实现，能够满足实际工程要求。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的航空发动机电子控制器的冷却结构示意图。

其中：

1-发动机电子控制器；2-发动机舱前防火墙；3-冷却进气口；4-进气道唇口；5-冷却排气管路；6-三通活门；7-冷却排气分支管路。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种航空发动机电子控制器的冷却结构，包括：发动机电子控制器1以及三通活门6。

具体的，发动机电子控制器1设置在飞机发动机舱内，发动机电子控制器1上设置有进气口和出气口，进气口通过冷却进气管路与发动机舱的外部连通；三通活门6的进气端口与发动机电子控制器1的出气口连接，三通活门6的两个出气端口分别与冷却排气管路5和冷却排气分支管路7连接，冷却排气管路5与发动机进气道连通，冷却排气分支管路7与发动机舱连通。

在本申请的一个实施方式中，航空发动机电子控制器的冷却结构还包括进气道唇口4，进气道唇口4的外侧设置有与发动机舱的外部连通的冷却进气口3，进气道唇口4的内侧设置有与发动机进气道连通的冷却排气口，冷却进气口3与冷却进气管路连接，使得由发动机舱的外部的冷却气体从冷却进气口3流入，并经过冷却进气管路进入发动机电子控制器1的进气口，冷却排气口与冷却排气管路5连接，使得对发动机电子控制器1冷却后的气体能够通过冷却排气管路5进入发动机进气道。

在本申请的一个实施方式中，冷却进气口3为吞没式进气口。

在本申请的一个实施方式中，发动机舱的前端设置有发动机舱前防火墙2。

在本申请的一个实施方式中，三通活门6为电动三通阀，三通活门6可以为不锈钢三通球阀或者三通蝶阀。

本申请的航空发动机电子控制器的冷却结构，在对航空发动机电子控制器实施冷却时，需要进行以下步骤：

步骤一：设定三通活门6的调节阈值；

步骤二：当冷却进气管路与冷却排气管路5的压差大于调节阈值时，发动机电子控制器1的出气口与冷却排气管路5连通；

步骤三：当冷却进气管路与冷却排气管路5的压差不大于调节阈值时，调节三通活门6使得发动机电子控制器1的出气口与冷却排气分支管路7连通。

本申请的航空发动机电子控制器的冷却结构，通过在发动机电子控制器1的出气口设置三通活门6，通过三通活门6使得对发动机电子控制器1冷却后的气体由发动机电子控制器1的出气口进入冷却排气管路5，最后排放到发动机进气道；或者通过三通活门6使得对发动机电子控制器1冷却后的气体由发动机电子控制器1的出气口进入冷却排气分支管路7，最终排放到发动机舱。

本申请的航空发动机电子控制器的冷却结构，根据冷却进气管路与冷却排气管路5的压差，调节三通活门6的连通位置。当冷却进气管路与冷却排气管路5的压差大于调节阈值时，发动机电子控制器1的出气口与冷却排气管路5连通，使得对发动机电子控制器1实施冷却后的气体最终排放到发动机进气道中，利用发动机进气道的局部负压抽吸；当冷却进气管路与冷却排气管路5的压差不大于调节阈值时，调节三通活门6使得发动机电子控制器1的出气口与冷却排气分支管路7连通，使得对发动机电子控制器1实施冷却后的气体最终排放到发动机舱中。该冷却结构保证了发动机电子控制器1在飞行全包线内的正常冷却。

本申请应用空气动力学理论，解决了发动机电子控制器的进气口和出气口的压力平衡后致使无风的问题，保证了发动机电子控制器在飞行全包线内的正常冷却，结构简单、易于实现，能够满足实际工程要求。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种航空发动机电子控制器的冷却结构，其特征在于，包括：

发动机电子控制器(1)，所述发动机电子控制器(1)设置在飞机发动机舱内，所述发动机电子控制器(1)上设置有进气口和出气口，所述进气口通过冷却进气管路与发动机舱的外部连通；

三通活门(6)，所述三通活门(6)的进气端口与所述发动机电子控制器(1)的出气口连接，所述三通活门(6)的两个出气端口分别与冷却排气管路(5)和冷却排气分支管路(7)连接，所述冷却排气管路(5)与发动机进气道连通，所述冷却排气分支管路(7)与发动机舱连通。

2.根据权利要求1所述的航空发动机电子控制器的冷却结构，其特征在于，还包括进气道唇口(4)，所述进气道唇口(4)上设置有与所述发动机舱的外部连通的冷却进气口(3)，以及与所述发动机进气道连通的冷却排气口，所述冷却进气口(3)与所述冷却进气管路连接，所述冷却排气口与所述冷却排气管路(5)连接。

3.根据权利要求2所述的航空发动机电子控制器的冷却结构，其特征在于，所述冷却进气口(3)为吞没式进气口。

4.根据权利要求2所述的航空发动机电子控制器的冷却结构，其特征在于，所述发动机舱的前端设置有发动机舱前防火墙(2)。

5.根据权利要求1所述的航空发动机电子控制器的冷却结构，其特征在于，所述三通活门(6)为电动三通阀。

6.根据权利要求5所述的航空发动机电子控制器的冷却结构，其特征在于，所述三通活门(6)为三通球阀。

7.根据权利要求5所述的航空发动机电子控制器的冷却结构，其特征在于，所述三通活门(6)为三通蝶阀。

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