一种航空发动机及飞行器制造技术

本文提供一种航空发动机及飞行器。航空发动机包括：具有压气装置的本体；环形的安装件，设于本体的端部，安装件的内部具有安装腔，安装件的内孔形成进气通路，进气通路的出气侧与压气装置的进气侧连通，安装件的朝向进气通路的一侧设有空气引射通孔、背向进气通路的一侧设有辅助通孔，空气引射通孔和辅助通孔通过安装腔相连通；和控制装置，设于安装腔内。该航空发动机，不仅结构简单，而且应用于飞行器，地面试车模式和飞行任务模式均能够实现对控制装置进行很好地散热。置进行很好地散热。置进行很好地散热。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机及飞行器


[0001]本文涉及发动机设备技术，尤指一种航空发动机及飞行器。

技术介绍

[0002]微型航空发动机具有两种常见的工作模式：地面试车模式与飞行任务模式。地面试车模式：飞行器被固定住；飞行任务模式：飞行器在空中高速飞行。
[0003]设计微型航空发动机时，为了节约空间，将控制装置(ECU)集成于导流罩与进气机匣合围成的安装腔内，然而这种集成布局的控制装置的散热问题比独立布局的控制装置的散热问题更突出。
[0004]独立布局的控制装置一般具备导热的壳体，同时壳体具备散热翅片，因此独立布局的控制装置工作时产生的热量可以快速传导出。而集成布局的控制装置不具备连接散热翅片的条件，如何在微型航空发动机的两种工作模式下实现对集成布局的控制装置进行散热，是本领域技术人员亟需解决的技术难题。

技术实现思路

[0005]为解决上述技术问题中的至少之一，本申请提供了一种航空发动机，不仅结构简单，而且应用于飞行器，地面试车模式和飞行任务模式均能够实现对控制装置进行很好地散热。
[0006]本申请还提供了一种飞行器。
[0007]本专利技术实施例提供的航空发动机，包括：具有压气装置的本体；环形的安装件，设于所述本体的端部，所述安装件的内部具有安装腔，所述安装件的内孔形成进气通路，所述进气通路的出气侧与所述压气装置的进气侧连通，所述安装件的朝向所述进气通路的一侧设有空气引射通孔、背向所述进气通路的一侧设有辅助通孔，所述空气引射通孔和所述辅助通孔通过所述安装腔相连通；和控制装置，设于所述安装腔内。
[0008]在一些示例性实施例中，所述空气引射通孔的孔径不大于1mm。
[0009]在一些示例性实施例中，所述空气引射通孔包括多个，多个所述空气引射通孔沿所述安装件的周向间隔设置。
[0010]在一些示例性实施例中，所述辅助通孔包括多个，多个所述辅助通孔沿所述安装件的周向间隔设置。
[0011]在一些示例性实施例中，所述辅助通孔的孔径不小于所述空气引射通孔的孔径。
[0012]在一些示例性实施例中，所述安装件的内周壁包括自所述进气通路的进气侧向所述进气通路的出气侧渐缩的导流段，所述空气引射通孔位于所述导流段上。
[0013]在一些示例性实施例中，在所述进气通路的轴向上：所述辅助通孔位于所述空气引射通孔和所述压气装置之间。
[0014]在一些示例性实施例中，所述安装件包括环形的进气机匣和环形的整流罩，所述进气机匣设于所述本体的端部，所述整流罩套于所述进气机匣上、并与所述进气机匣合围
成所述安装腔。
[0015]在一些示例性实施例中，所述安装腔为环形腔。
[0016]本专利技术实施例提出的飞行器，包括上述任一实施例所述的航空发动机。
[0017]在一些示例性实施例中，所述飞行器还包括：弯曲延伸的进气道，其出气侧与所述进气通路的进气侧连通；其中，所述进气道的出气侧的内周面形成有附面层分离区，所述空气引射通孔的轴线沿所述附面层分离区的延伸方向布置。
[0018]本专利技术实施例的技术方案中，航空发动机应用于飞行器，地面试车模式，压气装置运转，外界空气会经进气通路被抽吸至压气装置，此过程由于飞行器相对于地面不动(进气通路内部的空气为减压空气)，进气通路内部的气压小于安装腔内部的气压，根据引射原理，进气通路内部形成的负压气流会引射安装腔内部的空气经空气引射通孔流向进气通路，安装腔径向外侧的空气则会自辅助通孔补入安装腔，这样安装腔内形成了自辅助通孔经安装腔向空气引射通孔流动的第一风束，第一风束在流动过程中带走控制装置的热量，实现对控制装置进行散热，不需要额外配备风机，结构更简单；飞行任务模式，压气装置运转，此过程由于飞行器在空中高速飞行，由于进气通路的进气侧朝向飞行器的飞行方向的前方，外界空气会经进气通路被灌送至压气装置(进气通路内部的空气为增压空气)，使得进气通路内部的气压大于安装腔内部的气压，根据增压进气原理，灌入进气通路的外界空气的一部分会经空气引射通孔流向安装腔内，安装腔内的空气则会自辅助通孔流向安装腔的径向外侧，这样安装腔内形成了自空气引射通孔经安装腔向辅助通孔流动的第二风束，第二风束在流动过程中带走控制装置的热量，实现对控制装置进行散热，灌入进气通路的外界空气的另一部分经进气通路被灌送至压气装置。
[0019]本申请的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本申请而了解。本申请的其他优点可通过在说明书以及附图中所描述的方案来实现和获得。
附图说明
[0020]附图用来提供对本申请技术方案的理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本申请的技术方案，并不构成对本申请技术方案的限制。
[0021]图1为本专利技术一实施例所述的航空发动机的立体结构示意图；
[0022]图2为图1所示航空发动机的局部结构示意图，整流罩未示出；
[0023]图3为图1中安装件在地面试车模式的径向剖面结构局部示意图，箭头表示第一风束；
[0024]图4为图1中安装件在飞行任务模式的径向剖面结构局部示意图，箭头表示第二风束；
[0025]图5为本专利技术一实施例所述的飞行器的立体结构示意图。
[0026]其中，图1至图5中附图标记与部件名称之间的对应关系为：
[0027]100本体，200安装件，210安装腔，220进气通路，230进气机匣，231空气引射通孔，232导流段，240整流罩，241辅助通路，300控制装置，400进气道，410附面层分离区。
具体实施方式
[0028]本申请描述了多个实施例，但是该描述是示例性的，而不是限制性的，并为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
[0029]本专利技术实施例提供的航空发动机，如图1至图4所示，包括：具有压气装置的本体100；环形的安装件200，设于本体100的前端，安装件200的内部具有安装腔210，安装件200的内孔形成进气通路220，进气通路220的出气侧与压气装置的进气侧连通，安装件200的朝向进气通路220的一侧设有空气引射通孔231、背向进气通路220的一侧设有辅助通孔241，空气引射通孔231和辅助通孔241通过安装腔210相连通，进气通路220通过空气引射通孔231同安装腔210相连通，安装腔210的外侧通过辅助通孔241同安装腔210相连通；和控制装置300，设于安装腔210内。如图3所示，地面试车模式，压气装置运转，外界空气经进气通路220被抽吸至压气装置，进气通路220内部的气压小于安装腔210内部的气压，根据引射原理，安装腔210内部的空气经空气引射通孔231流向进气通路220，安装腔210径向外侧的空气自辅助通孔241补入安装腔210；如图4所示，飞行任务模式，压气装置运转，外界空气经进气通路220本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机，其特征在于，包括：具有压气装置的本体；环形的安装件，设于所述本体的端部，所述安装件的内部具有安装腔，所述安装件的内孔形成进气通路，所述进气通路的出气侧与所述压气装置的进气侧连通，所述安装件的朝向所述进气通路的一侧设有空气引射通孔、背向所述进气通路的一侧设有辅助通孔，所述空气引射通孔和所述辅助通孔通过所述安装腔相连通；和控制装置，设于所述安装腔内。2.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述空气引射通孔的孔径不大于1mm。3.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述空气引射通孔包括多个，多个所述空气引射通孔沿所述安装件的周向间隔设置。4.根据权利要求1至3中任一项所述的航空发动机，其特征在于，所述辅助通孔包括多个，多个所述辅助通孔沿所述安装件的周向间隔设置，且所述辅助通孔的孔径不小于所述空气引射通孔的孔径。5.根据权利要求1至3中任一项所述的航空发动机，其特征在于，所述安装件...

【专利技术属性】
技术研发人员：范平，董琨，侯笑春，董天龙，靖明明，
申请(专利权)人：清航空天北京科技有限公司，
类型：发明
国别省市：