CN115573815B - 一种利用航空发动机引气射流引射的换热装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于利用航空发动机引气射流引射换热器设计技术领域，具体涉及一种利用航空发动机引气射流引射的换热装置，包括：换热器，其冷边出口部位侧壁具有通孔；航空发动机引气管道，其出口端穿过通孔，伸入到换热器的冷边出口部位内；环形管，在换热器冷边出口部位内设置，其侧壁具有流入孔以及具有多个射流孔；流入孔与航空发动机引气管道的出口端连通；各个射流孔沿环形管周向分布，朝向换热器的冷边出口；航空发动机引气调压阀，设置在航空发动机引气管道上，以维持航空发动机引气管道内气流压力的稳定。

Description

一种利用航空发动机引气射流引射的换热装置

技术领域

本申请属于利用航空发动机引气射流引射换热装置设计技术领域，具体涉及一种利用航空发动机引气射流引射的换热装置。

背景技术

航空发动机中设置有多处换热装置，利用空气对热流进行冷却，如航空发动机中滑油冷却器，为了保证换热装置冷边空气的流量，从航空发动机中引出高压气流，对换热装置冷边空气进行射流引射，然而，航空发动机具有不同的工况，在不同工况下，从航空发动机引出高压气流的压力存在较大差异，导致换热装置冷边空气流量变化较大，对热流的冷却效果波动较大，难以满足应用需求。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种利用航空发动机引气射流引射的换热装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种利用航空发动机引气射流引射的换热装置，包括：

换热器，其冷边出口部位侧壁具有通孔；

航空发动机引气管道，其出口端穿过通孔，伸入到换热器的冷边出口部位内；

环形管，在换热器冷边出口部位内设置，其侧壁具有流入孔以及具有多个射流孔；流入孔与航空发动机引气管道的出口端连通；各个射流孔沿环形管周向分布，朝向换热器的冷边出口；

航空发动机引气调压阀，设置在航空发动机引气管道上，以维持航空发动机引气管道内气流压力的稳定。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，环形管与换热器冷边出口部位同轴设置，其径向尺寸为换热器冷边出口部位径向尺寸的0.1-0.2倍。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

多个射流喷嘴，每个射流喷嘴对应在一个射流孔中设置。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，各个射流喷嘴为拉法尔喷管构型。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

航空发动机引气测压计，设置在航空发动机引气管道上，位于航空发动机引气调压阀下游。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

航空发动机引气截止阀，设置在航空发动机引气管道上，位于航空发动机引气调压阀下游。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，换热器进口部位侧壁具有穿孔；

航空发动机引气管道侧壁具有旁路引气孔，旁路引气孔位于航空发动机引气调压阀上游；

利用航空发动机引气射流引射的换热装置，还包括：

旁路引气管道，其进口端连通旁路引气孔，其出口端穿过穿孔伸入到换热器的冷边进口部位内；

制冷涡轮，设置在旁路引气管道上；

旁路引气测压计，设置在航空发动机引气管道上，位于旁路引气孔上游；

旁路引气截止阀，设置在旁路引气管道上，位于制冷涡轮上游；

控制器，连接旁路引气测压计、旁路引气截止阀，在旁路引气测压计传输的压力信号大于设定阈值时，控制旁路引气截止阀打开。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，旁路引气管道出口端侧壁具有多个喷流孔；各个喷流孔沿旁路引气管道轴向分布，朝向换热器的冷边出口。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

旁路引气测温计，设置在旁路引气管道上，位于制冷涡轮下游。

根据本申请的至少一个实施例，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

换热器冷边出口排气管道，其进口端呈喇叭形，连通换热器的冷边出口。

附图说明

图1是本申请实施例提供的利用航空发动机引气射流引射的换热装置的示意图；

其中：

1-换热器；2-航空发动机引气管道；3-环形管；4-航空发动机引气调压阀；5-射流喷嘴；6-航空发动机引气测压计；7-航空发动机引气截止阀；8-旁路引气管道；9-制冷涡轮；10-旁路引气测压计；11-旁路引气截止阀；12-控制器；13-旁路引气测温计；14-换热器冷边出口排气管道。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

一种利用航空发动机引气射流引射的换热装置，包括：

换热器1，其冷边出口部位侧壁具有通孔；

航空发动机引气管道2，其出口端穿过通孔，伸入到换热器1的冷边出口部位内；

环形管3，在换热器1冷边出口部位内设置，其侧壁具有流入孔以及具有多个射流孔；流入孔与航空发动机引气管道2的出口端连通；各个射流孔沿环形管3周向分布，朝向换热器1的冷边出口；

航空发动机引气调压阀4，设置在航空发动机引气管道2上，以维持航空发动机引气管道2内气流压力的稳定。

对于上述实施例公开的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，领域内技术人员可以理解的是，可将航空发动机引气管道2连接至航空发动机，从航空发动机中引出高压气流，高压气流经航空发动机引气管道2流入环形管3，进而经各个射流孔喷入到换热器1的冷边出口内，向换热器1的冷边出口射流，以此实现对换热器1冷边空气的引射，保证换热器1冷边空气的流量。

对于上述实施例公开的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，领域内技术人员还可以理解的是，其设计各个射流孔沿环形管3周向分布，即是在换热器1的冷边出口部位内沿周向分布，可通过边界掺混作用，将能量高效的向换热器1冷边空气传递，从而增强对换热器1冷边空气的引射效果，保证换热器1冷边空气的流量。

对于上述实施例公开的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，领域内技术人员还可以理解的是，其在在航空发动机引气管道2上设置航空发动机引气调压阀4，可根据实际对航空发动机引气调压阀4进行配置，使航空发动机引气管道2内气流压力的稳定在期望值，以此控制航空发动机引出高压气流的压力，使换热器1冷边空气流量平稳，保证对热流冷却效果的稳定。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，环形管3与换热器1冷边出口部位同轴设置，其径向尺寸为换热器1冷边出口部位径向尺寸的0.1-0.2倍，以靠近换热器1冷边出口部位的中心，远离换热器1冷边出口部位的侧壁，保证对换热器1冷边空气的引射效果，且可降低对换热器1冷边空气的流阻。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，环形管3的横截面呈流线形，具体可以是呈翼型，以降低对换热器1冷边空气的流阻。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

多个射流喷嘴5，每个射流喷嘴5对应在一个射流孔中设置。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，各个射流喷嘴5为拉法尔喷管构型，即各个射流喷嘴5进口端径向尺寸逐渐收缩，出口端尺寸逐渐扩大，经航空发动机引气管道2流入环形管3的高压气流，可经各个射流喷嘴5以较高的速度喷入到换热器1的冷边出口内，以此可提高对换热器1冷边空气的引射效果，以及基于节流作用，限制从航空发动机中引出高压气流的流量，以此能够降低对航空发动机中引出高压气流的消耗。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

航空发动机引气测压计6，设置在航空发动机引气管道2上，位于航空发动机引气调压阀4下游。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

航空发动机引气截止阀7，设置在航空发动机引气管道2上，位于航空发动机引气调压阀4下游。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，换热器1进口部位侧壁具有穿孔；

航空发动机引气管道2侧壁具有旁路引气孔，旁路引气孔位于航空发动机引气调压阀4上游；

利用航空发动机引气射流引射的换热装置，还包括：

旁路引气管道8，其进口端连通旁路引气孔，其出口端穿过穿孔伸入到换热器1的冷边进口部位内；

制冷涡轮9，设置在旁路引气管道8上；

旁路引气测压计10，设置在航空发动机引气管道2上，位于旁路引气孔上游；

旁路引气截止阀11，设置在旁路引气管道8上，位于制冷涡轮9上游；

控制器12，连接旁路引气测压计10、旁路引气截止阀11，在旁路引气测压计10传输的压力信号大于设定阈值时，控制旁路引气截止阀11打开。

对于上述实施例公开的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，领域内技术人员可以理解的是，其设计以旁路引气测压计10监测从航空发动机中引出高压气流的压力，在该压力超过设定阈值时，通过控制器12控制旁路引气截止阀11打开，此时，部分从航空发动机中引出的高压气流，可经旁路引气管道8流入到换热器1的冷边进口部位内，该部分高压气流在流经制冷涡轮9时会被冷却，流入到换热器1的冷边进口部位内会与换热器1冷边进口的空气发生掺混，从而能够增大换热器1的冷边空气流量，保证对热流的冷却效果，即是在从航空发动机中引出的高压气流压力过高时，以制冷涡轮9对其中部分高压气流进行冷却，该部分冷却的高压气流作为换热器1冷边空气流量的一部分，用以对热流进行冷却，由于该部分高压气流具有较高的压力，流经制冷涡轮9时会被高效的冷却，通常可被冷却40℃以下，以此使换热器1具有较高冷却能力及其效果。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，旁路引气管道8出口端侧壁具有多个喷流孔；各个喷流孔沿旁路引气管道8轴向分布，朝向换热器1的冷边出口，流入旁路引气管道8的高压气流，可经各个喷流孔喷入到换热器1的冷边进口部位内，与换热器1冷边进口部位内的空气进行高效的掺混，保证换热器1的冷却效果。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

旁路引气测温计13，设置在旁路引气管道8上，位于制冷涡轮9下游。

在一些可选的实施例中，上述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置中，还包括：

换热器冷边出口排气管道14，其进口端呈喇叭形，连通换热器1的冷边出口，以能够将换热器1冷边出口流出的空气加速排出。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，包括：

换热器（1），其冷边出口部位侧壁具有通孔；

航空发动机引气管道（2），其出口端穿过所述通孔，伸入到所述换热器（1）的冷边出口部位内；

环形管（3），在所述换热器（1）冷边出口部位内设置，其侧壁具有流入孔以及具有多个射流孔；所述流入孔与所述航空发动机引气管道（2）的出口端连通；各个所述射流孔沿所述环形管（3）周向分布，朝向所述换热器（1）的冷边出口；

航空发动机引气调压阀（4），设置在所述航空发动机引气管道（2）上，以维持所述航空发动机引气管道（2）内气流压力的稳定；

所述换热器（1）进口部位侧壁具有穿孔；

所述航空发动机引气管道（2）侧壁具有旁路引气孔，所述旁路引气孔位于所述航空发动机引气调压阀（4）上游；

所述利用航空发动机引气射流引射的换热装置，还包括：

旁路引气管道（8），其进口端连通所述旁路引气孔，其出口端穿过所述穿孔伸入到所述换热器（1）的冷边进口部位内；

制冷涡轮（9），设置在所述旁路引气管道（8）上；

旁路引气测压计（10），设置在所述航空发动机引气管道（2）上，位于所述旁路引气孔上游；

旁路引气截止阀（11），设置在所述旁路引气管道（8）上，位于所述制冷涡轮（9）上游；

控制器（12），连接所述旁路引气测压计（10）、旁路引气截止阀（11），在所述旁路引气测压计（10）传输的压力信号大于设定阈值时，控制所述旁路引气截止阀（11）打开。

2.根据权利要求1所述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，

所述环形管（3）与所述换热器（1）冷边出口部位同轴设置，其径向尺寸为所述换热器（1）冷边出口部位径向尺寸的0.1-0.2倍。

3.根据权利要求1所述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，

还包括：

多个射流喷嘴（5），每个所述射流喷嘴（5）对应在一个所述射流孔中设置。

4.根据权利要求3所述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，

各个所述射流喷嘴（5）为拉法尔喷管构型。

5.根据权利要求1所述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，

还包括：

航空发动机引气测压计（6），设置在所述航空发动机引气管道（2）上，位于所述航空发动机引气调压阀（4）下游。

6.根据权利要求1所述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，

还包括：

航空发动机引气截止阀（7），设置在所述航空发动机引气管道（2）上，位于所述航空发动机引气调压阀（4）下游。

7.根据权利要求1所述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，

旁路引气管道（8）出口端侧壁具有多个喷流孔；各个所述喷流孔沿所述旁路引气管道（8）轴向分布，朝向所述换热器（1）的冷边出口。

8.根据权利要求1所述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，

还包括：

旁路引气测温计（13），设置在所述旁路引气管道（8）上，位于所述制冷涡轮（9）下游。

9.根据权利要求1所述的利用航空发动机引气射流引射的换热装置，其特征在于，

还包括：

换热器冷边出口排气管道（14），其进口端呈喇叭形，连通所述换热器（1）的冷边出口。