CN219953486U - 一种用于航空发动机的冷却系统 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种用于航空发动机的冷却系统，包括用于连通发动机的水路的进水管和出水管，还包括用于连通进水管和出水管的水冷器，所述水冷器上连接有第一辅助加热连接头，所述出水管上连接有节温器，所述节温器与进水管之间连接有小循环支管。本方案解决了现有技术中航空发动机容易出现缸头水温过低而导致发动机废气排放量增加的问题。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空发动机，具体为一种用于航空发动机的冷却系统。
背景技术
用于航空发动机的冷却系统是一种通过利用防冻液在航空发动机和水冷器之间进行循环流动，从而实现对航空发动机进行降温的设备。现有的冷却系统包括用于连通发动机的水路的进水管和出水管，进水管与出水管之间连接有水冷器，进水管上还安装有水泵，发动机的水路中的防冻液在水泵的作用下通过出水管进入到水冷器中，然后通过进水管回流到发动机的水路中，如此实现防冻液的循环流动。防冻液在流经水冷器的时候，通过水冷器进行散热，从而实现防冻液将发动机的热量带走并进行散热冷却。为了方便在低温时辅助启动发动机，在水冷器的两端连接有辅助加热接头，通过辅助加热接头与外部的辅助加热设备连接，从而使辅助加热设备可以对冷却系统中的防冻液进行加热，从而实现对发动机进行加热，以便发动机能够正常启动。
实际使用中发现，发动机运转中，缸头水温容易出现温度过低的情况，导致发动机废气排放量增加。而且，发现在给冷却系统补充防冻液的时候，加注速度比较慢，导致加注时间长。辅助加热发动机时，发现发动机的加热时间比较长，不利于发动机的快速启动。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种用于航空发动机的冷却系统，以解决现有技术中航空发动机容易出现缸头水温过低而导致发动机废气排放量增加的问题。
为了达到上述目的，本实用新型的基础方案提供一种用于航空发动机的冷却系统，包括用于连通发动机的水路的进水管和出水管，还包括用于连通进水管和出水管的水冷器，所述水冷器上连接有第一辅助加热连接头，所述出水管上连接有节温器，所述节温器与进水管之间连接有小循环支管。
本基础方案的有益效果在于：小循环支管是指防冻液流经节温器后可以直接跳过水冷器而进入到进水管的管道。采用这样的设置，当发动机运转的时候，冷却系统中的防冻液不会全部都需要流经水冷器而进行散热，从而避免了发动机缸头出现温度过低的情况而导致发动机废气排放量增加的问题。
进一步，所述小循环支管上安装有控制阀门，所述第一辅助加热连接头连接于水冷器的连接进水管的一端，所述节温器上位于主阀门的进水一侧连接有第二辅助加热连接头。采用这样的设置，关闭控制阀门，通过将辅助加热设备与第一辅助加热连接头和第二辅助加热连接头连接后，从而使发动机的水路中的防冻液流经节温器后，通过第二辅助加热连接头进入到辅助加热设备中被加热，然后防冻液在辅助加热设备中被加热后再通过第一辅助加热连接头进入到水冷器的部分区域，再经过进水管和水泵进入到发动机的水路中，从而使发动机的水路、节温器、辅助加热设备、水冷器、进水管形成串联的防冻液流经路径，进而使发动机能够被快速加热，缩短了发动机的加热时间，有利于发动机的快速启动。
进一步，所述节温器为机械蜡丸式节温器。采用这样的设置，使节温器可以自行调整主阀门和副阀门开启升程分配大小循环流量分布，保证发动机在合适的温度下工作。
进一步，所述水冷器的顶部连接有排气阀。采用这样的设置，当给冷却系统加注防冻液的时候，开启排气阀，使系统内的空气可以及时排出，从而减小冷却系统内的压力，进而使防冻液的加注速度得以大幅度提高，进而大幅度缩短加注时间，提高工作效率。
附图说明
图1为本实用新型一种用于航空发动机的冷却系统实施例的示意图。
具体实施方式
下面通过具体实施方式进一步详细说明：
说明书附图中的附图标记包括：水泵1、进水导流管2、进水连接头3、出水连接头4、出水导流管5、节温器6、出水管7、水冷器8、压力阀9、溢流管10、排气阀11、溢流瓶12、辅助加热管13、第二辅助加热连接头14、进水管15、小循环支管16、第一辅助加热连接头17、控制阀门18。
实施例基本如附图1所示：一种用于航空发动机的冷却系统，包括用于连通发动机的水路的进水管15和出水管7，还包括用于连通进水管15和出水管7的水冷器8。本实施例中，进水管15上安装有用于驱动防冻液流动的水泵1。出水管7上安装有节温器6，本实施例中，节温器6优选为机械蜡丸式节温器6。节温器6包括由主阀门控制的大循环出水口和由副阀门控制的小循环出水口，大循环出水口与水冷器8连通。小循环出水口通过小循环支管16与进水管15连接。
本实施例中，水冷器8上连接有第一辅助加热连接头17，优选第一辅助加热连接头17连接于水冷器8上与进水管15连接的一端，从而使防冻液在经过第一辅助加热连接头17后，然后经过水冷器8的小部分区域即可进入到进水管15中，缩短了防冻液在水冷器8内的流动路径。节温器6上位于主阀门的进水一侧连接有第二辅助加热连接头14，从而使防冻液在节温器6的主阀门未开启的时候可以直接流经第二辅助加热连接头14，实现防冻液的循环流动。为了方便第二辅助加热连接头14的使用，第二辅助加热连接头14通过辅助加热管13与节温器6连接。小循环支管16上连接有控制阀门18，本实施例中，控制阀门18优选为机械式阀门，通过控制阀门18可以控制小循环支管16的通断情况。
本实施例中，水冷器8的顶部连接有排气阀11，从而使冷却系统在加注防冻液的时候，通过排气阀11可以及时排出系统内的空气。水冷器8的顶部还连接有溢流瓶12，当冷却系统的压力增大时，防冻液在压力作用下进入溢流瓶12中，从而实现系统压力平衡；当冷却系统的压力减小时，溢流瓶12中的防冻液在负压作用下补充进冷却系统中。具体地，溢流瓶12通过溢流管10与水冷器8连接。溢流管10上还安装有压力阀9。
具体实施过程如下：
使用时，冷却系统的节温器6通过出水连接头4和出水导流管5与发动机的水路出水口连通，冷却系统的水泵1通过进水连接头3和进水导流管2与发动机的水路进水口连通。在对发动机进行冷启动辅助加热时，首先使控制阀门18处于关闭状态，即小循环支管16处于防冻液无法流通状态。通过第一辅助加热连接头17和第二辅助加热连接头14与辅助加热设备连通，使防冻液依次在发动机的水路、节温器6、辅助加热设备、水冷器8的部分区域之间循环流动，从而使发动机能够被快速预热，进而使发动机能够快速启动。
发动机启动后，拆卸下辅助加热设备，并使控制阀门18处于开启状态，即小循环支管16处于导通状态。发动机运转时，防冻液的温度逐渐升高，从而使节温器6的主阀门开启，使部分防冻液进入水冷器8中，然后再流经进水管15处，形成大循环流动；同时另一部分防冻液直接通过小循环支管16流经进水管15处，形成小循环流动。通过大循环和小循环的共同作用，使发动机的缸头温度保持在合适范围，避免出现温度过低的情况。
在冷却系统加注防冻液的时候，通过开启排气阀11，使系统内的空气可以及时排出，从而使加注速度提高，缩短加注时间，同时也有利于避免水冷器8的散热能力降低而导致发动机水温过高的情况发生，同时还可以避免增大冷却系统的压力而导致水泵1的能耗增大的情况发生。
以上所述的仅是本实用新型的实施例，方案中公知的具体结构及特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本实用新型结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本实用新型的保护范围，这些都不会影响本实用新型实施的效果和专利的实用性。
Claims (5)
1.一种用于航空发动机的冷却系统，包括用于连通发动机的水路的进水管和出水管，还包括用于连通进水管和出水管的水冷器，所述水冷器上连接有第一辅助加热连接头，其特征在于：所述出水管上连接有节温器，所述节温器与进水管之间连接有小循环支管。
2.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机的冷却系统，其特征在于：所述小循环支管上安装有控制阀门，所述第一辅助加热连接头连接于水冷器的连接进水管的一端，所述节温器上位于主阀门的进水一侧连接有第二辅助加热连接头。
3.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机的冷却系统，其特征在于：所述节温器为机械蜡丸式节温器。
4.根据权利要求1至3任意一项所述的一种用于航空发动机的冷却系统，其特征在于：所述水冷器的顶部连接有排气阀。
5.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机的冷却系统，其特征在于：所述控制阀门为机械式阀门。
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