航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机技术方案

本发明专利技术公开了一种航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机，涉及航空设备冷却技术领域，包括：中冷前进气管路；第一冷却结构，第一冷却结构包括旁通控制阀和第一中冷器，旁通控制阀与中冷前进气管路的一端连接；第二冷却结构，第二冷却结构包括三通阀、第二中冷器和第三中冷器，三通阀的入口和两个出口分别与中冷前进气管路的一端、第二中冷器和第三中冷器连接；第一冷却结构和第二冷却结构并联设置；中冷后进气管路，用于将航空活塞发动机与第一冷却结构和第二冷却结构连接；控制单元，根据航空活塞发动机的运行状态来控制旁通控制阀；该中间冷却系统具有内阻小、安全裕度高、可调节及可适应复杂工况的优点。可调节及可适应复杂工况的优点。可调节及可适应复杂工况的优点。

【技术实现步骤摘要】
航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机


[0001]本专利技术属于航空设备冷却
，更具体地，涉及一种航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机。

技术介绍

[0002]目前国内通常使用的航空活塞发动机中间冷却系统，主要存在以下一些问题：
[0003]传统中冷方式在应用于高增压大排量航空活塞发动机时，内阻及尺寸过大，且不具备调节功能，在发动机高海拔或者大功率及小功率状态下中冷后温度易超出安全边界；
[0004]并联式中冷系统在应用于高增压大排量航空活塞发动机时，系统内阻会有所降低，但同样不具备可调功能，不可适用于高海拔、空气稀薄、发动机功率变化幅值大等复杂工况。
[0005]上述两种方式的中冷通道仅为一条或两条，安全裕度低，若单路损坏则会造成中冷功能丧失，严重时损伤发动机或飞行器。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的是针对现有技术存在的不足，提供了一种航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机，该中间冷却系统具有内阻小、安全裕度高、可调节及可适应复杂工况的优点。
[0007]为了实现上述目的，本专利技术提供了一种航空活塞发动机中间冷却系统，包括：
[0008]中冷前进气管路；
[0009]第一冷却结构，所述第一冷却结构包括旁通控制阀和第一中冷器，所述旁通控制阀与所述中冷前进气管路的一端连接；
[0010]第二冷却结构，所述第二冷却结构包括三通阀、第二中冷器和第三中冷器，所述三通阀的入口和两个出口分别与所述中冷前进气管路的一端、所述第二中冷器和所述第三中冷器连接；
[0011]所述第一冷却结构和所述第二冷却结构并联设置；
[0012]中冷后进气管路，用于将航空活塞发动机与所述第一冷却结构和所述第二冷却结构连接；
[0013]控制单元，根据所述航空活塞发动机的运行状态来控制所述旁通控制阀。
[0014]可选地，所述第一中冷器为风扇冷却式中冷器，所述第一中冷器通过所述旁通控制阀与所述中冷前进气管路连接。
[0015]可选地，所述第一中冷器的冷侧与冷风扇连接。
[0016]可选地，所述第二中冷器为风扇冷却式中冷器，所述第三中冷器为风道冷却式中冷器。
[0017]可选地，所述第二中冷器和所述第三中冷器的冷侧与航空飞行器的进气道连接。
[0018]可选地，所述中冷前进气管路的另一端用于与增压器连接。
[0019]可选地，所述航空活塞发动机上设置有传感器，所述传感器包括海拔高度测试模块、环境温度测试模块和空气密度计算模块。
[0020]本专利技术还提供了一种航空活塞发动机中间冷却方法，利用根据上述的航空活塞发动机中间冷却系统，该冷却方法包括：
[0021]根据航空活塞发动机的功率状态，来调整旁通控制阀的开度；
[0022]根据第二中冷器和/或第三中冷器的运行状态，来调整旁通控制阀的开度。
[0023]本专利技术还提供了一种航空发动机，包括上述的航空活塞发动机中间冷却系统。
[0024]本专利技术提供了一种航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机，其有益效果在于：该中间冷却系统可以根据航空活塞发动机的工作功率，来控制旁通控制阀的开度，从而使中冷前进气管路内增压后气体划分成多路通过中冷器，有效减小该冷却系统的内阻，减小增压器负荷，提高机械效率。
[0025]本专利技术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
[0026]通过结合附图对本专利技术示例性实施方式进行更详细的描述，本专利技术的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本专利技术示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
[0027]图1示出了根据本专利技术的一个实施例的一种航空活塞发动机中间冷却系统的结构示意图。
[0028]附图标记说明：
[0029]1、中冷前进气管路；2、旁通控制阀；3、第一中冷器；4、三通阀；5、第二中冷器；6、第三中冷器；7、中冷后进气管路；8、航空活塞发动。
具体实施方式
[0030]下面将更详细地描述本专利技术的优选实施方式。虽然以下描述了本专利技术的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本专利技术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专利技术更加透彻和完整，并且能够将本专利技术的范围完整地传达给本领域的技术人员。
[0031]本专利技术提供了一种航空活塞发动机中间冷却系统，包括：
[0032]中冷前进气管路；
[0033]第一冷却结构，第一冷却结构包括旁通控制阀和第一中冷器，旁通控制阀与中冷前进气管路的一端连接；
[0034]第二冷却结构，第二冷却结构包括三通阀、第二中冷器和第三中冷器，三通阀的入口和两个出口分别与中冷前进气管路的一端、第二中冷器和第三中冷器连接；
[0035]第一冷却结构和第二冷却结构并联设置；
[0036]中冷后进气管路，用于将航空活塞发动机与第一冷却结构和第二冷却结构连接；
[0037]控制单元，根据航空活塞发动机的运行状态来控制旁通控制阀。
[0038]具体的，该冷却系统设置了三个中冷器，形成了多条旁路，增加该系统的安全冗余，当一路出现故障时，尚有其他旁路正常工作，可维持发动机中低功率运行，使航空活塞
发动机正常运行，保证飞行器飞航安全；该冷却系统中设置了旁通控制阀，能够适应高海拔、空气稀薄、发动机功率变化幅值大等复杂工况，当航空活塞发动机处于低功率状态时，可关闭旁通控制阀，节约耗能。
[0039]在一个实施例中，由于管路内壁光滑，可以将中冷后进气管路、中冷前进气管路和三通阀接口之间靠高温防松卡箍相连。
[0040]可选地，第一中冷器为风扇冷却式中冷器，第一中冷器通过旁通控制阀与中冷前进气管路连接。
[0041]可选地，第一中冷器的冷侧与冷风扇连接。
[0042]具体的，在中冷前进气管路上连接有一个气管支路，这个气管支路依次设置有旁通控制阀和第一中冷器，控制单元控制旁通控制阀的打开角度和开闭状态，使该冷却系统能够适应复杂工况；第一中冷器的冷侧来流靠自带的中冷风扇保障，需要消耗部分电能。
[0043]可选地，第二中冷器为风扇冷却式中冷器，第三中冷器为风道冷却式中冷器。
[0044]可选地，第二中冷器和第三中冷器的冷侧与航空飞行器的进气道连接。
[0045]具体的，在中冷前进气管路上还连接有另一个气管支路，这个气管支路通过三通阀与第二中冷器和第三中冷器进行连接，使得该冷却系统的内阻有所降低，在航空活塞发动机处于低功率状态时，可以增压气体只通过第二中冷器和第三中冷器；第二中冷器和第三中冷器的冷侧来流靠飞行器的进气道保障，上述两个中冷器始终处于工作状态。
[0046]可选地，中冷前进气管路的另一端用于与增压器连接。
[0047]可选地，航空活塞发动机上设置有传感器，传感器包括海拔高度测试模块、环境温度测试模块和空气密度计算本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空活塞发动机中间冷却系统，其特征在于，包括：中冷前进气管路；第一冷却结构，所述第一冷却结构包括旁通控制阀和第一中冷器，所述旁通控制阀与所述中冷前进气管路的一端连接；第二冷却结构，所述第二冷却结构包括三通阀、第二中冷器和第三中冷器，所述三通阀的入口和两个出口分别与所述中冷前进气管路的一端、所述第二中冷器和所述第三中冷器连接；所述第一冷却结构和所述第二冷却结构并联设置；中冷后进气管路，用于将航空活塞发动机与所述第一冷却结构和所述第二冷却结构连接；控制单元，根据所述航空活塞发动机的运行状态来控制所述旁通控制阀。2.根据权利要求1所述的航空活塞发动机中间冷却系统，其特征在于，所述第一中冷器为风扇冷却式中冷器，所述第一中冷器通过所述旁通控制阀与所述中冷前进气管路连接。3.根据权利要求2所述的航空活塞发动机中间冷却系统，其特征在于，所述第一中冷器的冷侧与冷风扇连接。4.根据权利要求1所述的航空活塞发动机中间冷却系统，其特征在于，所述第二中冷器为风扇...

【专利技术属性】
技术研发人员：田佳浩，雷乾乾，孙鹏远，张明，赵韦东，袁泉泉，
申请(专利权)人：彩虹无人机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：