阅读说明：本技术 一种用于引气活门的通风冷却装置 (A kind of ventilation cooling device for bleed valve ) 是由 王磊 朱禹 黄晓聃 杜楠楠 彭丹祺 蒋亮亮 于 2019-07-25 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于引气活门的通风冷却装置。该通风冷却装置包括喷嘴、混合室和方向调整机构。其中,喷嘴与冷气源连通且设置在通风冷却装置的入口处。喷嘴具有横截面渐缩的内部通道。混合室具有位于其内部的混合腔以及位于其周向壁上的多个通气孔。通气孔连通混合室内、外环境。喷嘴的出口位于混合腔内。方向调整机构与混合室的出口连接,且被配置为能够调整空气的喷出方向。根据本发明的通风冷却装置能够将外界低温环境温度引入系统内,用作引气活门的冷却源之一；同时,方向调整机构可提高通风冷却装置的安装灵活度。(The present invention relates to a kind of ventilation cooling devices for bleed valve.The ventilation cooling device includes nozzle, mixing chamber and direction adjusting mechanism.Wherein, nozzle is connected to cold air source and the inlet of ventilation cooling device is arranged in.The inner passage that nozzle has cross section tapered.Mixing chamber has mixing chamber and multiple ventholes on its circumferential wall on its interior.Venthole is connected to the inside and outside environment of mixing chamber.The outlet of nozzle is located in mixing chamber.The outlet of direction adjusting mechanism and mixing chamber connects, and is configured to the emission direction of adjustment air.Ventilation cooling device according to the present invention can be by extraneous low temperature environment temperature introducing system, one of the cooling source as bleed valve；Meanwhile the degree flexible for installation of ventilation cooling device can be improved in direction adjusting mechanism.)

一种用于引气活门的通风冷却装置

技术领域

本发明涉及飞机的冷却系统领域，特别是涉及一种用于引气活门的通风冷却装置。

背景技术

在民机系统中，民机气源系统通常会从发动机引出高温高压气体，用于诸如空调系统、防冰系统等下游用气系统。发动机引气通过引气活门来控制，其通常包括高压活门、中压活门、压力调节关断活门。

发动机短舱内存在多个温度较高的热源，因此其内部形成复杂高温的热环境。安装在短舱内的引气活门处于由核心机壳、高温引气管路、防冰管路等温度高达500℃以上的部件围成的环境中。而引气活门受自身调节器中的密封垫和力矩马达的适宜工作温度限制，其表面耐温能力仅为200℃左右，因此在短舱内综合传热下会使引气活门表面温度超过设计要求，这会显著降低活门的使用寿命。

为了解决上述高温环境问题，现行的飞机中设有一套由发动机外涵道引入的通风管路，通风管路通向引气活门而形成通风冷却装置。然而，作为由刚性材料组成的通风管路而言，在引气活门位置既定的情况下，为了保证通风管路的出口通向引气活门，通风管路的各组成管道需要多次调整，这会增加制造成本，同时影响其他部分的布局。

发明内容

针对根据现有技术的通风冷却装置的上述缺陷，本发明的目的在于提供一种能够灵活布置的用于引气活门的通风冷却装置。该通风冷却装置包括喷嘴、混合室和方向调整机构。其中，所述喷嘴与冷气源连通且设置在所述通风冷却装置的入口处。所述喷嘴具有横截面渐缩的内部通道。

混合室具有位于其内部的混合腔以及位于其周向壁上的多个通气孔。周围环境气体通过所述通气孔进入所述混合腔。所述喷嘴的出口位于所述混合腔内。

方向调整机构与所述混合室的出口连接，且被配置为能够调整空气的喷出方向。

当来自冷气源的气体由所述喷嘴高速喷入所述混合腔时，高速流动的气体使得喷嘴出口处的静压值降到最低，并对混合腔里的气体形成抽吸作用，周围环境气体在喷嘴流体形成的抽吸用作下会通过混合腔上的通气孔进入到混合腔里，与喷嘴里的气流混合后向下游流动。

有利的是，根据上述形式的通风冷却装置可以将周围的低温空气吸入，增加用于冷却引气活门的空气量，使得引气活门得以更快地降至安全温度。而设定的方向调整机构则可以在较大程度上提高通风冷却系统的布置灵活度。

对于方向调整机构，在一种实施方式中，其可以是波纹管的形式，在另一种实施方式中，其可以是铰接地固定于混合室的出口的板状件。其中，板状件的一端包绕在混合室的出口端。

优选地，在波纹管的实施方式中，波纹管的末端可与连杆机构或电机或链轮机构连接，以此调节出口方向。在板状件的实施方式中，可在板状件的外表面的任意位置设置与其联接的连杆机构或电机或链轮机构，以此调节出口方向。

根据本发明的一种优选实施方式，通风冷却装置还含有位于混合室出口端的喷管，喷管的内部通道的横截面沿空气的流通方向先减小后增大。

当通风冷却气体通过喷管后，气体的流速会增加，流速增加会提高气体和活门表面的对流换热系数，提升换热效率；同时气体的温度降低，温度降低会增加与引气活门表面的换热量，均显著提升活门表面冷却效果。此外，喷管也有助于将由喷嘴喷出的冷却气体与吸入的周围环境气体进一步混合均匀，避免由通风冷却装置出口喷出的气体的温度出现波动而影响引气活门连通。

优选地，喷嘴与飞机发动机的外涵道连通。

根据本发明的一种优选实施方式，喷管的长度L与喷管的出口端的横截面的直径R之间满足：4R≤L≤6R。

根据本发明的一种优选实施方式，喷管的扩张角θ满足：30°≤θ≤45°。

根据本发明的一种优选实施方式，通气孔的横截面的面积A1满足：3×A2≤A1≤5×A2，其中，A2是喷嘴的出口的横截面面积。

根据本发明的一种优选实施方式，通气孔的数量不少于4个。

根据本发明的一种优选实施方式，喷嘴的出口与混合室的出口之间的距离D满足：D≥3×r，其中，r是喷嘴的出口处的直径。

在飞机常规巡航过程中，飞机发动机外涵道内的气体压力维持在一个相对稳定的区间值内。同时，发明人发现，冷却气体的喷射压力、喷射温度以及冷却气体的波动频率及幅度不仅影响引气活门的冷却效果，同时还会影响其振动强度。此外，发明人进一步发现，周围环境气体量的吸入量、来自外涵道的气体的压力和温度，以及周围环境温度与由喷嘴喷出的其他的混合均匀程度均会影响上述冷却气体的喷射压力等。

发明人意外地发现，在将喷管、通气孔、喷嘴设置成上述形式后，根据本发明的通风冷却装置能够保证冷却气体的喷射压力、喷射温度以及冷却气体的波动频率及幅度均处于较好的水平。

由以上可知，根据本发明的通风冷却装置能够将外界低温环境温度引入系统内，用作引气活门的冷却源之一，增大冷却空气量；同时，方向调整机构可提高通风冷却装置的安装灵活度。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是布置有根据本发明的优选实施方式的通风冷却装置的飞机短舱的局部结构示意图；

图2是根据本发明的一个优选实施方式的通风冷却装置的结构示意图；

图3是根据本发明的一个优选实施方式的通风冷却装置的结局部放大图。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

图1是表示发动机短舱的局部结构，图2所示，根据本发明的通风冷却装置100的出口朝引气活门设置。

图2是根据本发明的优选实施方式的通风冷却装置100。如图2所示，该通风冷却装置100包括喷嘴110、混合室130和方向调整机构。未示出的发动机外涵道的气体用作通风冷却装置100的冷气源之一。发动机外涵道通过管道与喷嘴110连通。喷嘴110设置在通风冷却装置100的入口处，其具有横截面渐缩的内部通道。

混合室130具有位于其内部的混合腔以及位于其周向壁上的多个通气孔121。通气孔121连通混合室130内、外环境。喷嘴110的出口位于混合腔内。

混合室130的出口设有喷管130。喷管130的内部通道的横截面沿空气的流通方向先减小后增大。

喷管130的末端经由直管段150与波纹管140连接。波纹管140的出口临近引气活门。根据通风冷却装置100的其他组件的安装组件的安装位置，波纹管140的出口可被随意调整并对准引气活门。

应当理解的是，根据短舱的布置环境，直管段150也可以省略。

当来自发动机外涵道的气体由所述喷嘴110高速喷入所述混合腔时，高速流动的气体使得喷嘴110出口处的静压值降到最低，并对混合腔里的气体形成抽吸作用，周围环境气体(另一个冷气源)在喷嘴110流体形成的抽吸用作下会通过混合腔上的通气孔121进入到混合腔里，与喷嘴110里的气流混合后向下游流动。由混合腔流出的混合气体在喷管130内进一步混合均匀后，由波纹管140导引喷向引气活门，由此冷却引气活门。

应当理解的是，根据飞机短舱的安装环境等，在适当的条件下，也可以不必设置喷管130。也即，混合室130出口直接与波纹管140连接。

波纹管140的末端可与连杆机构或电机或链轮机构连接，以此调节出口方向。此外，也可以在通风冷却装置100的其他组件以及引气活门均被固定在既定位置后，调节波纹管140的出口方向后，将波纹管140通过紧固件固定。

根据本发明的另一种构思，波纹管140可替换为一端可铰接地包绕在混合室130出口端的板状件。板状件可以是横截面近似为半圆形的弯板。可在板状件的外表面的任意位置设置与其联接的连杆机构或电机或链轮机构或铰接机构，以此调节出口方向。

与上述波纹管140类似的是，板状件也可以在被调好方向后通过紧固件固定。

应当理解的是，在设有喷管130的实施方式中，上述板状件亦可以被设在喷管130的出口端。

参见图3，其示出了根据图2的局部A处的放大图。如图3所示，优选地，喷管130的长度L与喷管130的出口端的横截面的直径R之间满足：4R≤L≤6R；喷管130的扩张角θ满足：30°≤θ≤45°；通气孔121的横截面的面积A1满足：3×A2≤A1≤5×A2，其中，A2是喷嘴110的出口的横截面面积；通气孔121的数量不少于4个；喷嘴110的出口与混合室130的出口之间的距离D满足：D≥3×r，其中，r是喷嘴110的出口处的直径。

在将喷管130、通气孔121、喷嘴110设置成上述形式后，根据本发明的通风冷却装置100能够保证冷却气体的喷射压力、喷射温度以及冷却气体的波动频率及幅度均处于较好的水平。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。