一种发动机舱冷却装置

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种发动机舱冷却装置

背景技术

发动机是飞机所需的动力设备，现有技术中所有的航空发动机均利用化学能产生飞机飞行所需的动力。在动力转化过程中，必然的会向周围空间散热，因此对于发动机所在的舱室进行散热是必须的。

目前发动机所在舱室冷却多是采用在飞机表面设置冲压进气口的方式，将机外空气引入发动机舱对其进行冷却。该方式结构虽然简单，但存在以下缺点：

1)由于设置进气口，破坏了飞机蒙皮光滑、连续的特性，增加了空气阻力；

2)受到位置所限制，进气口仅能单侧设置且不一定在发动机舱最前部，导致存在均部空气流动死区，虽然发动机舱平均温度满足要求，但仍存在局部高温情况。

发明内容

本申请的目的是提供了一种发动机舱冷却装置，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种发动机舱冷却装置，所述发动机舱冷却装置设置在发动机进气道与发动机进口之间，所述发动机舱冷却装置包括：

用于构成飞机进气道的第一金属环，所述第一金属环的周向上设有多个进气开口；

套在所述第一金属环外侧的第二金属环，所述第二金属环与所述第一金属环形成能够容纳气体的环形集气腔，所述第二金属环的周向上也设有多个连通所述环形集气腔的出气开口；

设置在所述出气开口外侧且覆盖所述出气开口的限位片，所述限位片与所述出气开口形成只能自所述环形集气腔向出气开口排气的单向活门。

进一步的，所述限位片包括一本体部和自本体部延伸出的固定部，所述固定部固定在第二金属环的进口一端，所述本体部自所述固定部逐渐的远离所述第二金属环。

进一步的，所述固定部与所述第二金属环通过铆接进行固定。

进一步的，所述限位片为弹性材料制成。

进一步的，所述进气开口与所述出气开口的数量相同。

进一步的，所述进气开口的面积大于所述出气开口的面积。

进一步的，所述进气开口与所述出气开口在周向上部分的重叠设置。

进一步的，所述进气开口和/或所述出气开口的边缘具有倒角。

本申请所提供的发动机舱冷却装置可以使飞机外表面形成无冲压的进气口，从而减小飞行中的空气阻力，且发动机舱冷却进气口设置在发动机舱最前部且环向均匀设置，使发动机舱内的冷却空气流基本无流动死区，温度分布均匀，无局部高温区。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的发动机舱冷却装置安装位置示意图。

图2为本申请的发动机舱冷却装置结构示意图。

附图标记：

10-发动机舱，

20-进气道

3-发动机

4-发动机舱冷却装置

41-第一金属环，411-进气开口

42-第二金属环，421-出气开口

43-限位片

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。

为了克服现有技术中所指出的缺陷，本申请提供了一种发动机舱冷却装置，可以降低空气阻力且使发动机舱内的空气流动均匀程度更高。

如图1和图2所示，本申请提供的发动机舱冷却装置40设置在进气道20与发动机30之间，所述发电机冷却装置40包括第一金属环41、第二金属环42及限位片43。

第一金属环41可作为进气道出口与发动机进口之间的过渡部分，其周向上设置有多个进气开口411。第二金属环42设置在第一金属环41的外侧，两者之间形成一可容纳一定量气体的环形集气腔，第二金属环42的周向上设置多个出气开口421。限位片43设置在出气开口421处且基本上完全的覆盖出气开口421，限位片43位于第二金属环42的外侧。限位片43与出气开口421形成单向活门，该单向活门可以使飞机飞行时(特别是高速飞行时)，飞机进气道20内的高压气体从进气开口411、环形集气腔进而引入至发动机舱10，而发动机舱10内的气体不能或较困难的流向进气道20，从而基本上形成只能由进气道20向发动机舱10流通气体的单向活门，最终达到对发动机舱进行冷却的目的。

在本申请一具体实施例中，限位片43包括一固定部和自固定部延伸出的本体部，固定部与第二金属环42的左侧(进气道出口)连接，本体部自固定部逐渐的远离第二金属环42，从而使限位片42与出气开口421之间形成左侧间隙小、而右侧间隙大的结构。在此结构下，进气道20内的气流可以较顺畅的流向发动机舱10，而发动机舱10内的气流则较困难的流向进气道20。

进一步的，为了使上述效果更加明显，限位片43可以采用弹性材料制成。当发动机舱10内气流向进气道20流通时，弹性片43的本体部靠近第二金属环42的出气开口421，从而实现关闭出气开口421。

在本申请一实施例中，固定部可以通过铆接方式与第二金属环42实现固定。在另一些实施例中，固定部可以通过焊接的方式与第二金属环42实现固定。

在本申请另一实施例中，第一金属环41上设置的进气开口411和第二金属环42上设置的出气开口421可以设置成数量相同。可以理解的，第一金属环41上设置的进气开口411和第二金属环42上设置的出气开口421也可以设置成数量不同。

在上述基础上，进一步的可以将进气开口411的面积设置成大于出气开口421的面积。或是将进气开口411与出气开口421在周向上部分或全部的重叠，从而提高气流的流通性。

最后，第一金属环41上的进气开口411和第二金属环上的出气开口421可以在边缘设有倒角，以提高气流的顺畅性。

本申请所提供的发动机舱冷却装置可以使飞机外表面形成无冲压的进气口，从而减小飞行中的空气阻力，且发动机舱冷却进气口设置在发动机舱最前部且环向均匀设置，使发动机舱内的冷却空气流基本无流动死区，温度分布均匀，无局部高温区。

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。