一种飞机用辅助动力装置滑油散热系统的制作方法

1.本发明属于航空发动机技术领域，特别涉及一种飞机用辅助动力装置滑油散热系统。


背景技术：

2.飞机辅助动力装置(auxiliary power unit,apu)作用主要用来为主发动机提供压缩空气和辅助/应急电源。它本质上也是一台小型空气涡轮发动机，具有自己的进气装置、压气机、燃烧室、涡轮以及各个附件系统。一般安装在飞机尾部的apu舱内。
3.apu设计有滑油散热系统，用于对滑油进行散热以降低温度，保障辅助动力装置的正常工作。当前，滑油散热的冷却空气的驱动源主要采用冷却风扇和排气引射两种方式获取，冷却风扇是一台小型旋转部件，通过高速旋转的叶轮“泵抽”外界冷却空气，对气流进行增压，再通过冷却管道将增压后的冷却空气冲击滑油散热器，对滑油进行散热。这种方式因为带有旋转部件，不可避免的要消耗部分功率，而且冷却风扇前后通常需要很长的冷却气流管道，体积庞大，结构复杂，可靠性较差。而排气引射方式是在apu后端加装一台引射器，利用apu排出的高速气流，引射apu舱内的气流，气流再流经散热器对滑油进行散热，这种方式一方面需要加装一台引射器，使得辅助动力装置长度加长，重量增加；另一方面，由于散热器安装在apu末端，而储存滑油的滑油箱通常安装在apu前端，使得连接滑油箱和散热器的供油管和回油管长度大大增加，增加堵塞油路的风险；再者，冷却气流先要对附件进行冷却，气流不可避免的会被加温，导致滑油散热效果下降。


技术实现要素：

4.针对上述问题，本发明公开了一种飞机用辅助动力装置滑油散热系统，包括：辅助动力装置舱、飞机进气道、整体式进气单元、滑油单元和辅助动力装置本体；
5.所述辅助动力装置舱安装于飞机尾部；
6.所述飞机进气道一端与辅助动力装置舱相连接；
7.所述飞机进气道另一端与整体式进气单元连接；
8.所述整体式进气单元与辅助动力装置本体连接；
9.所述整体式进气单元与滑油单元连接。
10.更进一步地，所述飞机进气道的出口截面为矩形，长为350～400mm，宽为180～220mm。
11.更进一步地，所述整体式进气单元包括滑油散热器和进气装置；
12.所述滑油散热器设置于进气装置内壁上。
13.更进一步地，所述进气装置为蜗壳状，包括进气装置上部和进气装置下部两个部分，上下两部分通过螺栓相连接；
14.其中，进气装置上部顶端设置有矩形进气口。
15.更进一步地，所述滑油散热器为空气滑油换热器。
16.更进一步地，所述滑油散热器的长为150～200mm，宽为50～80mm。
17.更进一步地，所述滑油散热器的材质为铝合金。
18.更进一步地，所述滑油单元包括供油管、回油管、滑油泵和滑油箱；
19.所述滑油箱与辅助动力装置本体连接；
20.所述滑油箱一侧设置有滑油泵；
21.所述滑油泵的出油口与供油管连接，滑油泵的进油口与回油管连接；
22.所述供油管与滑油散热器一端连接；
23.所述回油管与滑油散热器另一端连接。
24.更进一步地，所述辅助动力装置本体由压气机、燃烧室、涡轮和齿轮传动单元组成；
25.所述齿轮传动单元一端与进气装置一端连接；
26.所述进气装置另一端与压气机一端连接；
27.所述压气机另一端与燃烧室一端连接；
28.所述燃烧室另一端与涡轮连接。
29.更进一步地，还包括：飞机排气管；
30.所述飞机排气管与辅助动力装置本体通过卡箍连接。
31.与现有技术相比，本发明的实施例至少具有以下优点：
32.1)相对于风扇冷却方式，取消了旋转部件，减少了功率消耗，降低了apu结构复杂程度，增强可靠性；
33.2)相对于排气引射散热方式，取消了排气引射器，使得apu结构更加紧凑；
34.3)同时，滑油散热器放置于apu冷端区域，克服了冷却空气需要流经apu高温区加热，导致冷却效果差的问题；
35.4)滑油供油管和回油管长度大为降低，大大降低了滑油管路堵塞的风险。
36.本发明的其他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，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
37.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
38.图1示出了根据本发明实施例的飞机用辅助动力装置滑油散热系统的结构示意图；
39.图2示出了根据本发明实施例的整体式进气单元的结构示意图。
40.附图标记：1、辅助动力装置舱；2、飞机进气道；3、滑油散热器；4、进气装置；4-1、进气装置上部；4-2、进气装置下部；5、供油管；6、回油管；7、滑油泵；8、滑油箱；9、辅助动力装置本体；9-1、压气机；9-2、燃烧室；9-3、涡轮；9-4、齿轮传动单元；10、飞机排气管。
具体实施方式
41.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
42.图1示出了根据本发明实施例的飞机用辅助动力装置滑油散热系统的结构示意图。如图1所示，本发明提出的一种飞机用辅助动力装置滑油散热系统，包括：辅助动力装置舱1、飞机进气道2、整体式进气单元、滑油单元和辅助动力装置本体9；
43.所述辅助动力装置舱1安装于飞机尾部；
44.所述飞机进气道2一端与辅助动力装置舱1相连接；
45.所述飞机进气道2另一端与整体式进气单元连接；
46.所述整体式进气单元与辅助动力装置本体9连接；
47.所述整体式进气单元与滑油单元连接。
48.本发明的一种飞机用辅助动力装置滑油散热系统，相对于风扇冷却方式，取消了旋转部件，减少了功率消耗，降低了apu结构复杂程度，增强可靠性；相对于排气引射散热方式，取消了排气引射器，使得apu结构更加紧凑。
49.在一些实施例中，飞机进气道2的出口截面为矩形，长为350～400mm，宽为180～220mm。优选的，飞机进气道2截面的长为400mm，宽为200mm。
50.如图2所示，在一些实施例中，整体式进气单元包括滑油散热器3和进气装置4；
51.所述滑油散热器3设置于进气装置4内壁上，为一体化设计成型。一体化设计成型既减少了零件数量，又使得结构更加紧凑。
52.在一些实施例中，滑油散热器3也可以通过焊接的方式连接到进气装置4侧壁上。
53.在一些实施例中，进气装置4为蜗壳状，包括进气装置上部4-1和进气装置下部4-2两个部分，上下两部分通过螺栓相连接；进气装置4两侧均设置有圆形开口。
54.其中，进气装置上部4-1顶端设置有矩形进气口。矩形进气口大小与飞机进气道2相匹配，两者通过螺栓连接。
55.在一些实施例中，滑油散热器3为空气滑油换热器，具有重量轻且散热功率大的优点。
56.空气滑油换热器由板翅式散热芯体、进出口端盖、回油端盖等组成。
57.在一些实施例中，滑油散热器3的长为150～200mm，宽为50～80mm。优选的，滑油散热器3的长为200mm，宽为50mm。
58.滑油散热器3的大小可以根据实际辅助动力装置的滑油量冷却需求进行调整。
59.在一些实施例中，滑油散热器3的材质为铝合金。选用铝合金材质，既能提高传热性能，又能降低设备的重量，减小飞机的载荷。
60.在一些实施例中，滑油单元包括供油管5、回油管6、滑油泵7和滑油箱8；
61.所述滑油箱8与辅助动力装置本体9连接；
62.所述滑油箱8一侧设置有滑油泵7；
63.所述滑油泵7的出油口与供油管5连接，滑油泵7的进油口与回油管6连接；
64.所述供油管5与滑油散热器3一端连接；
65.所述回油管6与滑油散热器3另一端连接。
66.辅助动力装置本体9由压气机9-1、燃烧室9-2、涡轮9-3和齿轮传动单元9-4组成；
67.所述齿轮传动单元9-4一端与进气装置4一端连接；
68.所述进气装置4另一端与压气机9-1一端连接；
69.所述压气机9-1另一端与燃烧室9-2一端连接；
70.所述燃烧室9-2另一端与涡轮9-3连接。
71.滑油箱8与齿轮传动单元9-4为一体成型设计，且滑油箱8位于底端。
72.飞机用辅助动力装置滑油散热系统，还包括：飞机排气管10；
73.所述飞机排气管10与辅助动力装置本体9通过卡箍连接。
74.飞机用辅助动力装置滑油散热系统的工作过程如下：
75.机外的空气通过飞机进气道2，进入进气装置4，大部分气体直接进入辅助动力装置本体9，小部分气体先流经滑油散热器3再进入辅助动力装置本体9。在辅助动力装置本体9内经过压缩、燃烧、膨胀作功后通过尾喷口进入飞机排气管10。储存在滑油箱8中的滑油通过滑油泵7经供油管5“泵送”进入滑油散热器3进行散热，再通过回油管6回到滑油箱8。
76.本发明中提出的一种飞机用辅助动力装置滑油散热系统，滑油散热器3和进气装置4集成一体化设计，一方面既减少了辅助动力装置过多的功率消耗，又能使滑油散热器3通过充足的冷却气体，确保滑油得到充分散热，另一方面也使得辅助动力装置结构更加简单、紧凑，减轻了结构重量和长度，增加可靠性。滑油散热器3放置于apu冷端区域，克服了冷却空气需要流经apu高温区加热，导致冷却效果差的问题；滑油供油管5和回油管6长度大为降低，大大降低了滑油管路堵塞的风险，提高了滑油散热系统的稳定性和安全性。
77.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“顶”、“内”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。
78.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，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，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
79.尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，包括：辅助动力装置舱(1)、飞机进气道(2)、整体式进气单元、滑油单元和辅助动力装置本体(9)；所述辅助动力装置舱(1)安装于飞机尾部；所述飞机进气道(2)一端与辅助动力装置舱(1)相连接；所述飞机进气道(2)另一端与整体式进气单元连接；所述整体式进气单元与辅助动力装置本体(9)连接；所述整体式进气单元与滑油单元连接。2.根据权利要求1所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，所述飞机进气道(2)的出口截面为矩形，长为350～400mm，宽为180～220mm。3.根据权利要求1所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，所述整体式进气单元包括滑油散热器(3)和进气装置(4)；所述滑油散热器(3)设置于进气装置(4)内壁上。4.根据权利要求3所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，所述进气装置(4)为蜗壳状，包括进气装置上部(4-1)和进气装置下部(4-2)两个部分，上下两部分通过螺栓相连接；其中，进气装置上部(4-1)顶端设置有矩形进气口。5.根据权利要求3所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，所述滑油散热器(3)为空气滑油换热器。6.根据权利要求5所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，所述滑油散热器(3)的长为150～200mm，宽为50～80mm。7.根据权利要求6所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，所述滑油散热器(3)的材质为铝合金。8.根据权利要求5所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，所述滑油单元包括供油管(5)、回油管(6)、滑油泵(7)和滑油箱(8)；所述滑油箱(8)与辅助动力装置本体(9)连接；所述滑油箱(8)一侧设置有滑油泵(7)；所述滑油泵(7)的出油口与供油管(5)连接，滑油泵(7)的进油口与回油管(6)连接；所述供油管(5)与滑油散热器(3)一端连接；所述回油管(6)与滑油散热器(3)另一端连接。9.根据权利要求4所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，所述辅助动力装置本体(9)由压气机(9-1)、燃烧室(9-2)、涡轮(9-3)和齿轮传动单元(9-4)组成；所述齿轮传动单元(9-4)一端与进气装置(4)一端连接；所述进气装置(4)另一端与压气机(9-1)一端连接；所述压气机(9-1)另一端与燃烧室(9-2)一端连接；所述燃烧室(9-2)另一端与涡轮(9-3)连接。10.根据权利要求9所述的飞机用辅助动力装置滑油散热系统，其特征在于，还包括：飞机排气管(10)；所述飞机排气管(10)与辅助动力装置本体(9)通过卡箍连接。

技术总结
本发明公开了一种飞机用辅助动力装置滑油散热系统，包括：辅助动力装置舱、飞机进气道、整体式进气单元、滑油单元和辅助动力装置本体；所述辅助动力装置舱安装于飞机尾部；所述飞机进气道一端与辅助动力装置舱相连接；所述飞机进气道另一端与整体式进气单元连接；所述整体式进气单元与辅助动力装置本体连接；所述整体式进气单元与滑油单元连接。本发明相对于风扇冷却方式，取消了旋转部件，减少了功率消耗，降低了结构复杂程度，增强可靠性；相对于排气引射散热方式，取消了排气引射器，使得结构更加紧凑；滑油散热器放置于冷端区域，克服了冷却空气需要流经高温区加热，导致冷却效果差的问题。差的问题。差的问题。


技术研发人员：吴西云 冯涛 赵建 朱伟俊
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2023.03.03
技术公布日：2023/6/7