具体实施方式

下面示出的具体实施方案旨在作为本公开主题技术的各种配置的描述，并且，不旨在表示本公开主题技术可被实践的唯一配置。具体实施方案包括具体的细节旨在提供对本公开主题技术的透彻理解。然而，对于本领域的技术人员来说将清楚和显而易见的是，本公开主题技术不限于本文示出的具体细节，并且，可在没有这些具体细节的情况下被实践。

参照图1、图2、图3、图4、图5、图6，一种航空发动机滑油箱，包括内壁1、外壁2以及端盖3，所述内壁1、所述外壁2配合所述端盖3形成密封的油腔4，所述内壁1呈圆筒状，所述内壁1均布有向内延伸的翅片5，所述翅片5形成换热腔6，所述换热腔6与所述油腔4相通，所述翅片5沿所述内壁1的轴线方向设置，相邻两条所述翅片5之间形成冷却通道，空气流过所述冷却通道并与所述翅片5完成热交换，所述翅片5与所述换热腔6内的滑油进行热交换以冷却滑油，在所述油腔4内设置有换热器7，所述换热器7具有气流通道8，所述气流通道8贯穿所述换热器7，并且，所述气流通道8在所述换热器7的两端形成开口，所述开口与外界相通，空气经其中一个开口流入所述气流通道8，位于所述气流通道8内的空气与所述换热器7进行热交换，所述换热器7与所述油腔4内的滑油进行热交换以冷却所述油腔4内的滑油。

本方案中，滑油箱被配置于航空发动机的机匣，包围或至少包围一部分机匣。在航空器飞行过程中，换热器7的其中一个开口朝向航空器飞行的方向。航空器在飞行过程中，位于航空器前方的空气通过开口进入气流通道8，然后，通过换热器7与油腔4内的滑油完成热交换。完成热交换后的气流经换热器7的另一个开口排出。

因此，在实践中，气流通道8的轴线可以为直线或者曲线。对于气流通道8，气流通道8的长度越长则热交换能力越好，考虑到的滑油箱的体积以及气流通道8的加工难度，气流通道8的轴线一般为直线或者波浪线。尽管本段内容对气流通道8轴线的形状进行了介绍，此介绍仅是为了使本领域技术人员更易理解，并不是明示或者暗示所指气流通道8必须以特定形状的轴线配置、构造，因此，不应理解为对本公开保护范围的限制。

在一些实施例中，所述换热腔6的横截面形状为弧形，并且，所述换热腔6与所述内壁1平滑过渡，以利于所述换热腔6内的滑油在外力作用下进入所述油腔4。

每个所述换热器7与不同的所述换热腔6对应设置，所述换热器7的轴线与对应该换热器7的换热腔6的轴线平行。

滑油箱的换热器7位于油腔4内，而油腔4内存储的滑油量是一定或在一定范围内波动。也就是说，油腔4内的滑油可以在油腔4内的任意位置流动，以在不同位置处完成热交换，使油腔4内的滑油温度均匀。

在本实施例中，换热腔6的横截面形状以及换热器7的布置位置均是为了滑油可以在油腔4内的任意位置流动，或者，有利于滑油在油腔4的任意位置流动，使油腔4内的滑油温度均。

在一些实施例中，所述翅片5与所述内壁1为一体式结构，所述翅片5的厚度小于所述内壁1的厚度，并且，所述翅片5的厚度不小于所述内壁1厚度的一半。

所述换热器7上均布有热交换片9，并且，所述热交换片9向所述油腔4内延伸，所述热交换片9与所述换热器7为一体式结构。

所述热交换片9具有腔体10，所述腔体10与所述气流通道8相通，所述气流通道8内流过的空气一部分进入所述腔体10内与所述热交换片9进行热交换。

所述换热器7设置有导向部11，所述导向部11将外界空气导入所述气流通道8，所述导向部11为设置于所述开口处的倒角，所述倒角为圆角。

在一些实施例中，所述换热器7与至少一个所述端盖3为一体式结构，所述换热器7的整体直径不大于所述内壁1与所述外壁2之间的距离，以使位于相邻三个所述换热器7之间的滑油相通。

所述内壁1、所述外壁2与至少一个所述端盖3为一体式结构。

所述外壁2上设置有散热片，所述散热片向远离所述油腔4的方向延伸，所述散热片与所述外壁2为一体式结构。

散热片以及外壁2、内壁1均应采用导热性能较好的材料制成，以进一步提高滑油腔4的散热能力。

以上对本公开主题技术方案以及相应的细节进行了介绍，可以理解的是，以上介绍仅是本公开主题技术方案的一些实施方案，其具体实施时也可以省去部分细节。

另外，在以上公开的一些实施方案中，多个实施方案存在组合实施的可能，各种组合方案限于篇幅不再一一列举。本领域技术人员在具体实施时可以根据需求自由结合实施上实施方案，以获得更佳的应用体验。

本领域技术人员在实施本公开主题技术方案时，可以根据本公开的主题技术方案以及附图获得其它细节配置或附图，显而易见地，这些细节在不脱离本公开主题技术方案的前提下，这些细节仍属于本公开主题技术方案涵盖的范围。