CN218062443U - 一种用于航空活塞发动机的主动冷却装置及散热机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于航空活塞发动机的主动冷却装置及散热机构，解决了航空发动机冷却装置适用范围较差和风阻较大的问题，其技术方案要点是：包括发动机及中冷散热机构，还包括监测模块和采集控制模块，所述采集控制模块根据所述监测模块的信息，控制所述中冷散热机构对所述发动机的进气进行冷却；所述发动机包括发动机本体和稳压箱，所述稳压箱分别与所述发动机本体的进气口和所述中冷器的出气口连通，所述监测模块包括多个传感器，所述中冷散热机构包括中冷器和风扇，所述风扇与所述采集控制模块连接。达到了增加适用范围且能够减小风阻的目的。

Description

一种用于航空活塞发动机的主动冷却装置及散热机构

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，更具体地，涉及一种用于航空活塞发动机的主动冷却装置及散热机构。

背景技术

航空活塞发动机凭借其体积小、成本低、工作可靠等优点，受到了广大中大型无人机厂商的青睐。近年来，为满足无人机高升限的性能指标要求，高增压比的航空活塞发动机开始进入军用、民用市场。随着发动机增压比的提高，对发动机配套的中冷器性能提出了更高的要求，随之而来，中冷增压空气余热量大幅提高。

传统无人机采用机身开冲压风道的方式，利用飞行过程中气体冲压散热，实现降低增压后气体温度的目的。该散热方式，环境适应性较差，不能满足发动机严寒、酷热的环境使用需求，且机身开冲压风道造成机身阻力明显增加。

发明内容

本发明的目的是提供一种是适用范围广且能够减小风阻的用于航空活塞发动机的主动冷却装置及散热机构。

为了实现上述目的，本发明提供一种用于航空活塞发动机的主动冷却装置，包括中冷散热机构、监测模块和采集控制模块，所述中冷散热机构包括中冷器和风扇，所述发动机包括发动机本体和稳压箱，所述稳压箱分别与所述发动机本体的进气口和所述中冷器的出气口连通，所述监测模块包括传感器，用于测量所述稳压箱的温度；所述采集控制模块根据所述监测模块监测到的信息，控制所述中冷散热机构对所述发动机的进气进行冷却。

优选地，所述发动机还包括增压装置，所述增压装置包括涡轮端和压气机端，所述涡轮端与所述发动机本体的出气口连通，所述压气机端通过导气管与所述中冷器连通。

优选地，所述监测模块包括第一温度传感器、第二温度传感器、第一压力传感器和第二压力传感器，所述第一温度传感器和所述第一压力传感器安装于所述导气管上，分别用于监测导气管内压缩气体的压力和温度，所述第二温度传感器和所述第二压力传感器设置于所述稳压箱上，分别用于监测用于监测稳压箱8内的压力和温度。

优选地，所述监测模块还包括转速传感器，所述转速传感器设置于所述风扇上。

优选地，所述转速传感器、第一温度传感器、第二温度传感器、第一压力传感器和第二压力传感器均与所述采集控制模块通讯连接。

优选地，所述采集控制模块根据传感器反馈的信息，输出PWM信号控制风扇转动。

优选地，所述涡轮端和所述压气机端同轴连接。

优选地，所述中冷散热机构还设置有机载电源，所述机载电源通过开关继电器与风扇连接，所述开关继电器与所述采集控制模块连接。

优选地，一种散热机构，包括所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

1、本装置中利用风扇主动冷却散热，代替了传统无人机采用的冲压进气散热方式，无需开设冲压风道，能够有效降低无人机的机身阻力，使得冷却结构不受外界环境温度的影响，提高无人机冷却结构的适用范围；

2、主动冷却装置可根据稳压箱的温度信号信息，调节中冷器风扇档位，可以有效调节航空活塞发动机中冷后的进气温度，改善发动机的运行工况，从而提高发动机的经济性能；

本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1为本发明航空发动机主动冷却装置的结构关系示意图。

图中：1、采集控制模块；2、转速传感器；3、风扇；4、开关继电器； 5、机载电源；6、第二压力传感器；7、第二温度传感器；8、稳压箱；9、涡轮端；10、压气机端；11、第一压力传感器；12、第一温度传感器；13、发动机本体；14、中冷器。

具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

参考附图1，本实施例提供一种用于航空活塞发动机的主动冷却装置，包括中冷散热机构、监测模块和采集控制模块1，所述中冷散热机构包括中冷器14和风扇3，所述监测模块包括传感器，用于测量所述稳压箱8的温度；所述采集控制模块1根据所述监测模块监测到的信息，控制所述中冷散热机构对所述发动机的进气进行冷却。

所述发动机包括发动机本体13和稳压箱8，所述稳压箱8分别与所述发动机本体13的进气口和所述中冷器14的出气口连通，所述发动机还包括增压装置，所述增压装置包括涡轮端9和压气机端10，所述涡轮端9和所述压气机端10同轴连接，所述涡轮端与所述发动机本体13的出气口连通，所述压气机端10通过导气管与所述中冷器14连通，发动机本体13工作工程中，发动机尾气进入增压器涡轮端9，涡轮端9的涡轮同轴带动压气机端10的压气机叶轮工作，压缩进气，增压后的空气通过导气管进入中冷器14，在中冷器14内完成降温后的压缩空气，通过中冷器14出口管路进入稳压箱8，之后进入发动机燃烧室，采用此结构，可增加发动机的进气效果。

所述中冷散热机构还设置有机载电源5，为风扇3供电，所述机载电源 5通过开关继电器4与风扇3连接，所述采集控制模块1分别与所述开关继电器4和风扇3连接，采集控制模块1可控制风扇3转速，并控制开关继电器4通断电，以实现控制风扇3开关。

所述监测模块包括多个传感器，所述传感器包括转速传感器2、第一温度传感器12、第二温度传感器7、第一压力传感器11和第二压力传感器6；

所述第一温度传感器12和第二温度传感器均为铂电阻温度传感器，总长度28mm，传感器采用金属外壳封装，量程范围-50～220℃，测量精度为±0.3℃；

所述第一压力传感器11和第二压力传感器6为CYB-20S压力传感器，为圆柱体结构，柱体直径28mm，高度115mm，量程范围0bar～2bar，测量精度可达±0.002bar；

所述第一温度传感器12、第二温度传感器、第一压力传感器11和第二压力传感器6均与所述采集控制模块1通讯连接；

所述第一温度传感器12和所述第一压力传感器11安装于所述导气管上，用于监测导气管内压缩气体的压力和温度，并将压力和温度信息传输至采集控制模块1，所述第二温度传感器7和所述第二压力传感器6设置于所述稳压箱8上，用于监测稳压箱8内的压力和温度，并将压力和温度信息传输至采集控制模块1。

所述传感器还包括转速传感器2，所述转速传感器2设置于所述风扇3 的转轴上，并与所述采集控制模块1通讯连接，用以监测风扇3的转速，并将电动风扇的转速信息传递至采集控制模块1；

采集控制模块1输出PWM信号可以驱动电子风扇工作，根据不同 PWM占空比信号可以对电子风扇进行转速控制，电子风扇最高转速 4500rpm，本发明中电子风扇设置五个档位，分别为一档(25％的最高转速)、二挡(50％的最高转速)、三挡(75的最高转速)、四挡(最高转速)和停机档；

电子风扇的调节设有自动和手动两种模式。自动模式下，采集控制模块1根据第二温度传感器采集的稳压箱8温度信号为反馈，进行电子风扇转速调节，上电默认进入自动控制模式。手动模式下，操作人员可以发送档位指令调节电子风扇档位。且转速传感器2可以实时监测电子风扇的转速，采集控制模块1将接收到的电子风扇转速数据存储记录，便于后期的数据分析。

根据某型航空活塞发动机的设计特性，稳压箱8温度要小于88℃，且稳压箱8温度在20-50℃之间时，航空活塞发动机性能最优。因此，根据航空活塞发动机设计状态及使用经验，对稳压箱8温度进行温度区间划分。划分出6个温度区间，分别如下：温度区间1为21-30℃，温度区间2为 31-40℃，温度区间3为41-50℃，温度区间4为51-80℃，温度区5为低于20℃。

本发明的具体控制策略如下：

无人机上电，开关继电器4闭合，航空活塞发动机起动运行，采集控制模块1依据第二温度传感器采集到的稳压箱8温度信息，输出不同PWM 占空比信号。若稳压箱8温度处于温度区间1为21-30℃，采集控制模块1 输出风扇一档的PWM信号，电子风扇开始运转，且处于一档(25％的最高转速)状态；稳压箱8温度升至31-40℃时，采集控制模块1输出风扇二档(50％的最高转速)PWM占空比信号，若稳压箱8温度回落至30℃，电子风扇转为一档(25％的最高转速)工作状态，若稳压箱8温度上升至41-50℃，采集控制模块1输出风扇三档(75％的最高转速)PWM占空比信号。依次类推，若稳压箱8温度持续上升至51-80℃，采集控制模块1输出风扇四档 (80％的最高转速)PWM占空比信号。若稳压箱8温度回落，采集控制模块1则按上述温度情况输出不同PWM占空比信号，进行电子风扇档位调节。稳压箱8温度小于等于20℃，电子风扇则处于停机状态。当采集控制模块 1监测到电子风扇处于过压、过流等故障状态时，采集控制模块1自动发出指令，断开机载电源5和电子风扇之间的开关继电器4，保护机载电路。

本发明的所述的主动冷却装置，应用但不限于航空活塞发动机冷却领域，还可适用于其他相关的发动机的散热机构。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (9)

1.一种用于航空活塞发动机的主动冷却装置，其特征在于，包括中冷散热机构、监测模块和采集控制模块(1)，所述中冷散热机构包括中冷器(14)和风扇(3)，发动机包括发动机本体(13)和稳压箱(8)，所述稳压箱(8)分别与所述发动机本体(13)的进气口和所述中冷器(14)的出气口连通，所述监测模块包括传感器，用于测量所述稳压箱(8)的温度；所述采集控制模块(1)根据所述监测模块监测到的信息，控制所述中冷散热机构对所述发动机的进气进行冷却。

2.根据权利要求1所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置，其特征在于，所述发动机还包括增压装置，所述增压装置包括涡轮端和压气机端(10)，所述涡轮端(9)与所述发动机本体(13)的出气口连通，所述压气机端(10)通过导气管与所述中冷器(14)连通。

3.根据权利要求2所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置，其特征在于，所述监测模块包括第一温度传感器(12)、第二温度传感器、第一压力传感器(11)和第二压力传感器(6)，所述第一温度传感器(12)和所述第一压力传感器(11)安装于所述导气管上，分别用于监测导气管内压缩气体的温度和压力，所述第二温度传感器和所述第二压力传感器(6)设置于所述稳压箱(8)上，分别用于监测稳压箱内的温度和压力。

4.根据权利要求3所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置，其特征在于，所述监测模块还包括转速传感器(2)，所述转速传感器(2)设置于所述风扇(3)上。

5.根据权利要求4所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置，其特征在于，所述转速传感器(2)、第一温度传感器(12)、第二温度传感器(7)、第一压力传感器(11)和第二压力传感器(6)均与所述采集控制模块(1)通讯连接。

6.根据权利要求3所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置，其特征在于，所述采集控制模块(1)根据所述第二温度传感器(7)监测的信息，进行所述风扇(3)的转速调节，所述风扇(3)设定有多个转速档位。

7.根据权利要求2所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置，其特征在于，所述涡轮端(9)和所述压气机端(10)同轴连接。

8.根据权利要求1所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置，其特征在于，所述中冷散热机构还设置有机载电源(5)，所述机载电源(5)通过开关继电器(4)与风扇(3)连接，所述开关继电器(4)与所述采集控制模块(1)连接。

9.一种散热机构，其特征在于，包括根据权利要求1-8任一项所述的用于航空活塞发动机的主动冷却装置。

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