[发明专利]一种飞机辅助动力舱通风冷却系统

说明书

本发明公开了一种飞机辅助动力舱通风冷却系统，本发明的一个冷气导管位于后舱，且呈环状围绕在本体与喷管交接位置；另一个冷气导管位于前舱，呈环状围绕电机；冷气导管两端各有一个冷气进气孔；冷气出流孔均开在冷气导管面对进气道的一侧；进气唇口开孔分别开在进气唇口面对电机和本体的两侧。本发明利用动力装置进气道的抽吸作用，通过冷气导管引入外界冷气进入辅助动力舱内部对热部件进行冷却，能够强化辅助动力舱内热部件的冷却，取代辅助动力装置现有的排气引射系统，一方面降低排气引射的流动损失及其结构复杂性，另一方面降低辅助动力舱内热部件和空间的温度。

技术领域

本发明涉及一种飞机辅助动力舱通风冷却系统，属于发动机舱体通风冷却技术领域。

背景技术

飞机辅助动力系统(APU-Auxiliary Power Unit)实际上是一个尺寸相对主发动机较小的涡轮发动机，它有自己的压气机、燃烧室、涡轮和各个系统，能够同时输出轴功率和压缩空气、可以独立工作等特点。APU通常安装在机身内部的APU舱内，当发动机工作时通过机匣壁面向舱体辐射与传递热量，继而造成APU舱内的高温恶劣环境，如果发动机舱体没有合理的结构和有效的冷却，舱内的高温就会引起发动机附件工作异常或损坏，从而影响发动机的工作。

现有飞机辅助动力系统舱体冷却方法主要是通风冷却，也就是利用排气动能抽吸舱内空气，形成舱内空气的流动和对流换热，带走舱内热量。一般会在辅助动力系统舱壁开一定面积的进气孔或缝。这种技术和结构方案会导致冷气进入舱体内部件的冷却不均匀，进气开口处的部件冷却效果较好，但远离进气开口处的部件冷却效果降低。再者，为了引射舱内空气，需要增加引射套管以及其他附件，增加了排气损失、增加了排气系统结构的复杂性。

发明内容

本发明的目的：本发明提供一种新的飞机辅助动力舱通风冷却系统，加强冷却气体对部件的冷却效果，能够克服辅助动力装置现有的引射系统和结构带来的排气流动损失。

技术方案：

一种飞机辅助动力舱通风冷却系统，包括飞机辅助动力系统舱体，在所述飞机辅助动力系统舱体上设有进气道，与所述进气道连通设置有本体，在所述本体出口处连接有喷管；在所述进气道位于所述飞机辅助动力系统舱体前后舱体的进口处侧面上分别设置有若干进气唇口开孔一和若干进气唇口开孔二；在所述飞机辅助动力舱体前舱位置设置有电机和齿轮箱，在所述飞机辅助动力舱体前舱设有前舱冷气导管，所述前舱冷气导管呈环状围绕固定在位于前舱的所述电机周围；在所述前舱冷气导管的末端开有两个前舱冷气进气孔，在所述前舱冷气导管上面向所述进气道的一侧上开设有若干前舱冷气出流孔；在所述飞机辅助动力舱体后舱设有后舱冷气导管，所述后舱冷气导管呈环状围绕固定在所述本体与所述喷管的连接位置；所述后舱冷气导管末端开有两个后舱冷气进气孔，在所述后舱冷气导管上面向所述进气道的一侧上开设有若干后舱冷气出流孔。

所述前舱冷气进气孔和所述后舱冷气进气孔的面积不小于所述进气唇口开孔二和所述进气唇口开孔一的面积。

所述前舱冷气出流孔和所述后舱冷气出流孔分别均匀分布在所述前舱冷气导管和后舱冷气导管上。

所述前舱冷气出流孔和所述后舱冷气出流孔的数量均为12-14个。

所述进气唇口开孔二和所述进气唇口开孔一均匀分布在所述进气道的进口处。

所述进气唇口开孔二和所述进气唇口开孔一的数量均为4-6个。

在所述喷管外设有对所述喷管进行隔热的保温层。