具体实施方式

为了使本技术领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案作进一步的详细说明。

图示方案中的散热装置包括第一散热器10、第二散热器20和连接组件。

第一散热器10包括第一流通部和第一引风部。应用状态下，第一流通部与飞机发动机的水冷系统连通。第一引风部将气流引向第一流通部，使第一散热器10利用空气和水对流换热。

第二散热器20包括第二流通部和第二引风部。应用状态下，第二流通部与飞机发动机的滑油系统连通。，第二引风部将气流引向第二流通部，使第二散热器20利用空气和滑油对流换热。

第一散热器10布置在第二散热器20上方，与第二散热器20集成为一体式散热单元。该一体式散热单元包括外壁部，外壁部包括周壁部和端壁部b。周壁部包括依次首尾相连的顶壁a1、左侧壁a2、底壁a3和右侧壁a4。端壁部b连在周壁部的前端或后端，并位于周壁部的围合空间内。

连接组件固连于外壁部。连接组件可以采用耳板组件。耳板组件包括L形耳板31和平形耳板32，图中设置两个L形耳板31和两个平形耳板32。

L形耳板31的横部固定于顶壁a1，平形耳板32固定于端壁部b，具体可以采用焊接固定或者螺纹紧固件固定。L形耳板31的纵部上和平形耳板32上设有耳孔。应用状态下，L形耳板31的纵部和平形耳板32通过其上的耳孔和穿于耳孔的螺纹紧固件与飞机发动机的车架固定连接。需说明，连接组件不局限于耳板组件，比如，也可采用卡扣组件。

连接组件采用耳板组件的优势在于：方便连接操作，并且连接可靠性高，尤其是L形耳板31和平形耳板32配合使用，能使连接可靠性更高。

该散热装置通过设置第一散热器10和第二散热器20，既能对飞机发动机的水冷系统进行冷却，还能对飞机发动机的滑油系统进行冷却，而且通过设置引风部，能够对第一流通部和第二流通部形成强制对流散热，保障了散热效果。同时，由于第一散热器10和第二散热器20集成在一起形成一体式散热单元，而一体式散热单元通过固定在其上的连接组件与飞机发动机的机架连接，因此，避免了两个散热器单独安装，减少了零部件数量，满足了小空间布置需求。

该散热装置的优势在于：既能满足小空间布置需求，还具有较好的散热效果和较高的散热效率。

具体的，左侧壁a2下端和右侧壁a4下端之间的距离小于左侧壁a2上端和右侧壁a4上端之间的距离，顶壁a1连在左侧壁a2上端和右侧壁a4上端之间，底壁a3连在左侧壁a2下端和右侧壁a4下端之间，使一体式散热单元整体呈上宽下窄的梯形结构。这种结构更利于节省布置空间，且能够保障一体式散热单元的整体散热能力满足需求。

具体的，一体式散热单元的周壁部的围合空间中设有隔板c，隔板c将周壁部的围合空间分隔成上腔室和下腔室。第一流通部包括第一芯体11，第二流通部包括第二芯体21，第一芯体11和第一引风部布置在上腔室中，第二芯体21和第二引风部布置在下腔室中。第一芯体11和第二芯体21包括换热管和换热翅片。

具体的，第一流通部还包括左水室12、右水室13、进水接管14和出水接管15。左水室12布置在第一芯体11左侧，与第一芯体11的换热管连通。右水室13布置在第一芯体11右侧，与第一芯体11的换热管连通。左水室12由顶壁a1、左侧壁a2、隔板c、端壁部b以及与左侧壁a2相对设置的挡板d围合而成。右水室13由顶壁a1、右侧壁a4、隔板c、端壁部b以及与右侧壁a4部相对设置的挡板d围合而成。左水室12和右水室13前端的端壁部b上设有连通孔，进水接管14连于左水室12的连通孔，出水接管15连于右水室13的连通孔。

图示方案中，左水室12的连通孔设置在左水室12上部，右水室13的连通孔设置在右水室13上部，使进水接管14和出水接管15在上下方向上错开布置，这样，能够利用压差促进水流动，从而能够进一步提升散热效率。另外，还可以在左水室12和/或右水室13内部设置绕流板，利用绕流板增强紊流，以此能够进一步提升散热效率。

具体的，第二流通部还包括左油室22、右油室23、进油接管24和出油接管25。左油室22布置在第二芯体21左侧，与第二芯体21的换热管连通。右油室23布置在第二芯体21右侧，与第二芯体21的换热管连通。左油室22由底壁a3、左侧壁a2、隔板c、端壁部b以及与左侧壁a2相对设置的挡板d围合而成。右油室23由底壁a3、右侧壁a4、隔板c、端壁部b以及与右侧壁a4部相对设置的挡板d围合而成。左油室22和右油室23前端的端壁部b上设有连通孔，进油接管24连于左油室22的连通孔，出油接管25连于右油室23的连通孔。

具体的，第一引风部和第二引风部均包括筒体、布置在筒体内的叶片(图中未示出)以及驱动叶片旋转的电机。应用状态下，电机与飞机发动机的供电部件导电连接。

第一引风部的筒体16前端固定于第一流通部，且前端整周均与第一流通部相抵，第二引风部的筒体26前端固定于第二流通部，且前端整周均与第二流通部相抵，这样设置，第一引风部的筒体16与第一流通部共同围合形成相对封闭的空间，第二引风部的筒体26和第二流通部共同围合形成相对封闭的空间，从而能够减少引风部风量的损失，使引风部所引气流基本全部流经流通部，因此能够进一步提升散热效率。

图示方案中，第一引风部的筒体16前端通过连接片和穿于该连接片的螺纹紧固件与第一芯体11连接，沿前端周向依次等间隔设置了多个连接片4(图中为四个)，这样能够保证连接可靠性和连接完成后的相对封闭性。类似的，第二引风部的筒体26前端通过连接片和穿于该连接片的螺纹紧固件与第二芯体21连接，沿前端周向依次等间隔设置了多个连接片4(图中为四个)，这样能够保证连接可靠性和连接完成后的相对封闭性。

上述散热装置可以应用在交叉双旋翼无人直升机上，应用在交叉双旋翼无人直升机上时，散热装置固定在飞机发动机的机架和飞机蒙皮之间。

具体的，可以通过合理设计第一引风部和第二引风部的叶片的形状和安装角度，使第一引风部和第二引风部的自前向后引风，当将其安装在交叉双旋翼无人直升机上时，可以让散热装置的前端朝向机头，这样，引风部的引风方向可以与飞机的迎面气流方向一致，以此能够提升引风部的引风量，从而能够进一步提升散热效率。

以上对本发明所提供的飞机发动机的引风装置以及交叉双旋翼无人直升机进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。