一种航空发动机
阅读说明：本技术 一种航空发动机 (Aircraft engine ) 是由 李兴胜 廖树才 周云锋 周丹 黄友 于 2021-11-08 设计创作，主要内容包括：本发明涉及航空发动机技术领域,具体为一种航空发动机,包括气缸头和具有进气管的供气系统,所述进气管上连接有对进气管的内部进行加热的加热机构。本方案解决了现有技术中如何进一步提高航空发动机的输出功率的问题。(The invention relates to the technical field of aero-engines, in particular to an aero-engine which comprises a cylinder head and an air supply system with an air inlet pipe, wherein a heating mechanism for heating the interior of the air inlet pipe is connected to the air inlet pipe. The scheme solves the problem of how to further improve the output power of the aircraft engine in the prior art.)
技术领域
本发明涉及航空发动机。
背景技术
航空发动机是通过燃烧燃料来转化产生机械能的设备，因此，航空发动机上会设置相应的进气系统来提供燃烧所需的燃料，燃料一般是油气混合状态并且通过进气管输送到发动机燃烧室内，燃烧后的废气通过排气系统排出，同时，燃料燃烧时会产生大量的热量，于是，航空发动机上会设置冷却水循环系统来对发动机进行冷却降温。随着现在对航空发动机的输出功率要求越来越高，如何进一步提高航空发动机的输出功率成为一个有待解决的问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机，以解决现有技术中如何进一步提高航空发动机的输出功率的问题。
为了达到上述目的，本发明的基础方案提供一种航空发动机，包括气缸头和具有进气管的供气系统，所述进气管上连接有对进气管的内部进行加热的加热机构。
本基础方案的有益效果在于：通过利用加热机构对进气管的内部进行加热，使航空发动机的输出功率提升了5%以上，与现有技术相比，当航空发动机的燃烧室结构、活塞行程等参数确定后，将航空发动机的输出功率提升3%已基本是现有技术的极限了。
进一步，所述加热机构包括输送导热流体的加热管，所述加热管与进气管的外侧贴合设置。采用这样的设置，使加热机构的结构简单，方便制造。
进一步，还包括具有热水输送管的冷却水循环系统，所述加热管与热水输送管连通。采用这样的设置，利用冷却水循环系统的热水输送管内的吸收了发动机的热量的水对进气管进行加热，既能保证对进气管的加热效果，又能避免设置单独的热源等零部件而导致发动机的重量急剧增大的问题。
进一步，所述气缸头上设置有热水排出口，所述加热管的进水端与热水排出口连通。采用这样的设置，利用气缸头处排出的吸收了发动机热量的水直接进入加热管中实现对进气管的加热，有利于进一步稳定提高发动机的输出功率。
为了进一步提高发动机的输出功率，所述进气管为连接在气缸头上的进气歧管，所述加热管设置在进气歧管的交汇处与热水排出口之间。
进一步，所述加热管包括与进气管接触的导热腔，所述导热腔上设有沿进气管的管腔径向设置的进水段，所述导热腔上设有出水段。采用这样的设置，有利于进一步提高加热管对进气管的加热效果。
进一步，所述进水段与出水段垂直设置。采用这样的设置，有利于进一步提高加热管对进气管的加热效果。
进一步，所述进水段的管径小于出水段的管径。采用这样的设置，有利于进一步提高加热管对进气管的加热效果。
进一步，所述导热管与进气管一体成型。采用这样的设置，有利于进一步提高加热管对进气管的加热效果。
附图说明
图1为本发明一种航空发动机实施例的气缸头和进气管部分的示意图；
图2为图1的俯视图；
图3为图1中A-A剖视图。
具体实施方式
下面通过具体实施方式进一步详细说明：
说明书附图中的附图标记包括：气缸头1、冷却水循环水道11、热水排出口12、进气管2、加热管3、出水段31、进水段32、导热腔33。
实施例基本如附图1、图2和图3所示：一种航空发动机，包括气缸头1和具有进气管2的供气系统，进气管2上连接有对进气管2的内部进行加热的加热机构，本实施例中，进气管2优选为连接在气缸头1上的进气歧管。本实施例中，加热机构包括输送导热流体的加热管3，加热管3与进气管2的外侧贴合设置，具体地，加热管3设置在进气歧管的交汇处，并且加热管3与进气歧管一体成型。本实施例中，加热管3包括与进气管2接触的导热腔33，导热腔33上设有沿进气管2的管腔径向设置的进水段32，导热腔33上设有出水段31；进水段32与出水段31垂直设置，进水段32的管径小于出水段31的管径。
本实施例中，航空发动机还包括具有热水输送管的冷却水循环系统，加热管3与热水输送管连通，具体地，在气缸头1的内部设置有冷却水循环水道11，在气缸头1上设置冷却水循环水道11的热水排出口12，加热管3的进水端与热水排出口12连通，加热管3的出水端与热水输送管连通，从而使冷却气缸后的冷却水从热水排出口12排出后直接进入加热管3中实现对进气管2的加热，再经过冷却水循环系统进行循环流动，从而使流出气缸头1的冷却水可以持续不断的通过加热管3对进气管2进行加热。
通过采用这样的设置，在现有的航空发动机结构上，只需在进气歧管的交汇处与气缸头1的热水排出口12之间连接一段加热管3即可将发动机的输出功率提升5%以上，与现有技术中只能提升3%的优化设计极限相比，效果显著，并且改进和制造成本相比而言非常低，对整机的重量和重心等参数的影响非常小。
以上所述的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体结构及特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。
- 上一篇：一种医用注射器针头装配设备
- 下一篇：一种用于汽车的进气管及消音管总成装置