螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器及滑油散热系统技术方案

本申请提供一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器及滑油散热系统，属于飞机结构设计技术领域，冷却气流经过引气管路和螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，形成主引射流，来自进气道的次引射流被吸入至滑油散热器，主引射流和次引射流经混合室参混后一起排出，增加了进入滑油散热器冷边的空气流量，提高了地面工作状态下的滑油散热量。面工作状态下的滑油散热量。面工作状态下的滑油散热量。

【技术实现步骤摘要】
螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器及滑油散热系统


[0001]本申请属于飞机结构设计
，尤其涉及一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器及滑油散热系统。

技术介绍

[0002]目前，螺旋桨飞机上使用的空气滑油散热器，安装于发动机短舱，在地面工作状态下，滑油散热器的冷却来流主要靠螺旋桨滑流，冷却流量不足以满足发动机滑油散热需求。
[0003]为防止飞机处于地面工作状态下滑油温度超限，影响发动机正常工作，需要设置一种装置用于改善发动机滑油散热性能，使进入滑油散热器冷边的空气流量增加。

技术实现思路

[0004]为了防止飞机处于地面工作状态下滑油温度超限，影响发动机正常工作，本专利技术提供一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器及滑油散热系统，能在飞机处于地面状态下改善滑油散热性能。所述技术方案如下：
[0005]第一方面，提供一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，所述螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器安装在滑油散热器的后端且位于混合室内，所述螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器包括：引射器本体、两个安装法兰、两个进气管和多个超音速喷嘴，
[0006]其中，引射器本体设有腔体，引射器本体的外形与滑油散热器的外形匹配，引射器本体腔壁的一侧边缘设置有多个超音速喷嘴，超音速喷嘴的长度方向与腔壁壁面平行，所有超音速喷嘴的出口朝外，
[0007]两个进气管位于引射器的上端，且相对设置，超音速喷嘴、引射器本体、进气管与引气管路连通；每个进气管的顶部设有一个安装法兰，用于与引气管路、混合室固连。
[0008]可选地，引射器本体腔壁的一侧边缘等间距设置有多个超音速喷嘴。
[0009]可选地，超音速喷嘴采用流线型喷嘴的插接形式。
[0010]可选地，安装法兰与引气管路采用插接方式连接，并采用耐高温橡胶安装补偿和密封。
[0011]可选地，安装法兰、进气管、超音速喷嘴和引射器本体通过钣金焊接成型。
[0012]可选地，超音速喷嘴采用拉法尔超音速喷嘴。
[0013]其中，通过涡轮发动机压气机引气，冷却气流经过引气管路进入进气管，并经过引射器本体从超音速喷嘴流出，形成主引射流，产生卷吸流动；来自进气道的次引射流被吸入至滑油散热器，最后，主引射流和次引射流经混合室参混后一起排出。
[0014]可选地，安装法兰通过螺栓与引气管路、混合室连接。
[0015]第二方面，提供一种滑油散热系统，包括：进气道、滑油散热器、引气管路、混合室和螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，
[0016]螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器为第一方面任一所述的螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，
[0017]引气管路与螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器连通，冷却气流经过引气管路和螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，形成主引射流，来自进气道的次引射流被吸入至滑油散热器，主引射流和次引射流经混合室参混后一起排出。
[0018]本专利技术提供的一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器及滑油散热系统，冷却气流经过引气管路和螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，形成主引射流，来自进气道的次引射流被吸入至滑油散热器，主引射流和次引射流经混合室参混后一起排出，增加了进入滑油散热器冷边的空气流量，提高了地面工作状态下的滑油散热量。
附图说明
[0019]图1为本申请实施例提供的一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器工作原理示意图；
[0020]图2为本申请实施例提供的一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器结构示意图；
[0021]图3为本申请实施例提供的一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器结构安装示意图。
具体实施方式
[0022]下面通过具体的实施方式和附图对本申请作进一步详细说明。
[0023]本专利技术提供一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器安装在滑油散热器2的后端且位于混合室4内，如图1所示。
[0024]请参见图2，该螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器包括：引射器本体5、两个安装法兰6、两个进气管7和多个超音速喷嘴8，
[0025]其中，引射器本体5设有腔体9，引射器本体5的外形与滑油散热器2的外形匹配，比如可以基于图1所示的滑油散热器2将引射器本体5设计为曲面结构。
[0026]引射器本体5腔壁的一侧边缘等间距设置有多个超音速喷嘴8，超音速喷嘴8的长度方向与腔壁壁面平行，所有超音速喷嘴8的出口朝外。为了减小流阻损失，超音速喷嘴8采用流线型喷嘴的插接形式，超音速喷嘴8和引射器本体5可采用整体铸造或3D打印成型实现流线型喷嘴结构形式。采用超音速多喷嘴，可以在相同的引气参数下提高引射比。
[0027]两个进气管7位于引射器5的上端，且相对设置，两个进气管7之间的距离可以根据实际需求确定。
[0028]超音速喷嘴8与引射器本体5、进气管7连通。通过涡轮发动机压气机引气，冷却气流从引气管路3进入进气管7，并能经过引射器本体5从超音速喷嘴8流出。
[0029]每个进气管7的顶部设有一个安装法兰6。安装法兰6用于与引气管路3、混合室4固连，如图3所示。示例地，安装法兰6可以通过螺栓与引气管路3、混合室4连接。引气管路3与进气管7连通。
[0030]具体地，安装法兰6与引气管路3可采用插接方式连接，并采用耐高温橡胶进行安装补偿和密封。
[0031]安装法兰6、进气管7、超音速喷嘴8、引射器本体5可以通过钣金焊接成型，或通过3D打印或整体铸造成型。
[0032]超音速喷嘴8采用拉法尔超音速喷嘴，可以根据发动机引气压力和温度参数确定超音速喷嘴8的出口面积。
[0033]在本专利技术中，可结合滑油散热器2和混合室4模型通过CFD仿真计算超音速喷嘴8的最优数量。
[0034]请参见图1，进气道1和混合室4为短舱结构部分，进气道1和混合室4与滑油散热器2连接，并采用橡胶贴合连接，确保进气通道的密封。滑油散热器2通过箍带与短舱结构固定，并在短舱上设置定位件以确保滑油散热器2安装位置的准确。
[0035]请参见图1，通过涡轮发动机压气机引气，冷却气流经过引气管路3进入进气管7，并经过引射器本体5从超音速喷嘴8流出，形成高速气流即主引射流，产生卷吸流动；由于空气流处于高速而出现一个负压区，来自进气道1的引射流即次引射流被吸入至滑油散热器2，最后，主引射流和次引射流经混合室4参混后一起排出。所以，进入滑油散热器冷边的空气流量增加了，这样一来，提高了地面工作状态下的滑油散热量。
[0036]本专利技术还提供一种滑油散热系统，包括：进气道1、滑油散热器2、引气管路3、混合室4和螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器安装在滑油散热器2的后端，且位于混合室4内。
[0037]引气管路3与螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器连通，冷却气流经过引气管路3和螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，形成主引射流，来自进气本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，其特征在于，所述螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器安装在滑油散热器的后端且位于混合室内，所述螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器包括：引射器本体、两个安装法兰、两个进气管和多个超音速喷嘴，其中，引射器本体设有腔体，引射器本体的外形与滑油散热器的外形匹配，引射器本体腔壁的一侧边缘设置有多个超音速喷嘴，超音速喷嘴的长度方向与腔壁壁面平行，所有超音速喷嘴的出口朝外，两个进气管位于引射器的上端，且相对设置，超音速喷嘴、引射器本体、进气管与引气管路连通；每个进气管的顶部设有一个安装法兰，用于与引气管路、混合室固连。2.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，其特征在于，引射器本体腔壁的一侧边缘等间距设置有多个超音速喷嘴。3.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，其特征在于，超音速喷嘴采用流线型喷嘴的插接形式。4.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，其特征在于，安装法兰与引气管路采用插接方式连接，并采用耐高温橡胶安装补偿和密封。5.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机超音速喷嘴滑油散热引射器，其特...

【专利技术属性】
技术研发人员：李符建，翟冰冰，翁小武，屈昕，
申请(专利权)人：中航通飞华南飞机工业有限公司，
类型：发明
国别省市：