阅读说明：本技术 一种螺旋桨飞机缝隙通风结构 (Propeller aircraft gap ventilation structure ) 是由 周红 董建鸿 于 2020-12-29 设计创作，主要内容包括：本申请提供一种螺旋桨飞机缝隙通风结构,所述通风结构包括螺旋桨(1),桨帽(2),短舱蒙皮前端(3),前缝隙(4),发动机壁面(5),偏位式减速箱(6),排气管(7),引射套管(8),引射间隙(9),短舱蒙皮后端(10),后缝隙(11),发动机舱前段(12),发动机舱后段(13),其中：桨帽(2)、偏位式减速箱(6)、发动机壁面(5)和排气管(7)依次连接；偏位式减速箱(6)上方安装有发动机附件,发动机壁面(5)和排气管(7)的轴线位于偏位式减速箱(6)下方；所述前缝隙(4)为旋转的桨帽(2)和静止的短舱蒙皮前端(3)形成的缝隙。(The application provides a propeller aircraft gap ventilation structure, ventilation structure includes screw (1), oar cap (2), nacelle skin front end (3), preceding gap (4), engine wall (5), off normal formula reducing gear box (6), blast pipe (7), ejector sleeve pipe (8), ejector gap (9), nacelle skin rear end (10), back gap (11), engine compartment anterior segment (12), engine compartment back end (13), wherein: the paddle cap (2), the deviation type reduction box (6), the engine wall surface (5) and the exhaust pipe (7) are connected in sequence; an engine accessory is arranged above the offset reduction gearbox (6), and the axes of the engine wall surface (5) and the exhaust pipe (7) are positioned below the offset reduction gearbox (6); the front gap (4) is formed by a rotating paddle cap (2) and a static nacelle skin front end (3).)

一种螺旋桨飞机缝隙通风结构

技术领域

本发明属于航空领域，涉及一种螺旋桨飞机缝隙通风结构。

背景技术

螺旋桨飞机通常采用涡轴发动机，相比于涡扇发动机，(1)涡轴发动机无风扇外涵道，发动机核心流的热量直接通过机匣壁面传递至发动机舱，导致发动机舱内的热量较大；(2)涡轴发动机的涡轮功率不仅要克服压气机的工作，还需带动螺旋桨的旋转，使得喷管入口气流的压力较低，主喷流的引射作用较弱。因此，合理设计螺旋桨飞机的通风进、排气后显得尤为重要。

发明内容

本发明的目的在于提供一种螺旋桨飞机缝隙通风结构，不仅要能有效解决发动机舱的通风散热问题，还无需增加通风口数量和通风面积，也不至于破坏飞机的外形。

本申请提供一种螺旋桨飞机缝隙通风结构，所述通风结构包括螺旋桨(1)，桨帽(2)，短舱蒙皮前端(3)，前缝隙(4)，发动机壁面(5)，偏位式减速箱(6)，排气管(7)，引射套管(8)，引射间隙(9)，短舱蒙皮后端(10)，后缝隙(11)，发动机舱前段(12)，发动机舱后段(13)，其中：

桨帽(2)、偏位式减速箱(6)、发动机壁面(5)和排气管(7)依次连接；偏位式减速箱(6)上方安装有发动机附件，发动机壁面(5)和排气管(7)的轴线位于偏位式减速箱(6)下方；所述前缝隙(4)为旋转的桨帽(2)和静止的短舱蒙皮前端(3)形成的缝隙；前缝隙(4)呈上宽下窄的阶梯形，所述引射间隙(9)为排气管(7)和引射套管(8)形成的缝隙；所述后缝隙(11)为引射套管(8)和短舱蒙皮后端(10)形成的缝隙。

具体的，所述前缝隙(4)上侧宽度比下侧宽度大至少10mm。

具体的，前缝隙(4)下侧宽度大于等于20mm。

具体的，所述引射间隙(9)的宽度为30mm-50mm。

具体的，所述后缝隙(11)的宽度为10mm-20mm。

具体的，引射套管(8)为弯曲性套管，排气管(7)伸进引射套管(8)内。

具体的，排气管(7)出口位置不超过引射套管(8)的弯曲拐点。

具体的，所述排气管(7)和引射套管(8)的轴向重合长度能够保证排气管(7)内的气流不反流。

综上所述，本发明提供一种螺旋桨飞机缝隙通风结构，所述的螺旋桨飞机缝隙通风结构通过精心设计螺旋桨飞机固有的缝隙，并将其作为发动机舱通风的进、排气口，形成螺旋桨飞机的通风通道。

附图说明

图1是本发明的螺旋桨飞机缝隙通风结构的原理示意图；

图2是本发明的前缝隙的结构示意图；

图3是本发明的排气引射的结构示意图；

图4是本发明的后缝隙的结构示意图；

其中：1-螺旋桨、2-桨帽、3-短舱蒙皮前端、4-前缝隙、5-发动机壁面、6-偏位式减速箱、7-排气管、8-引射套管、9-引射间隙、10-短舱蒙皮后端、11-后缝隙、12-发动机舱前段、13-发动机舱后段。

具体实施方式

螺旋桨位于短舱前，旋转的桨帽与静止的短舱之间存在着间隙，间隙的大小应至少大于螺旋桨旋转时的轴向偏移距离，但这一间隙也不宜过大，以免增加短舱的阻力。另外，在飞机的装配过程中，还存在其他无可避免的间隙，如引射套管与短舱后段的间隙。有些间隙是无法封闭的，如桨帽与短舱之间的间隙；有些间隙即使能封闭，也需要付出重量的代价。若将这些间隙合理利用并加以精心设计，作为飞机的通风口，不仅可以减小通风口的数量，降低对飞机外形的破坏，还能减小重量。

如图1所示，本发明属于涉及一种螺旋桨飞机缝隙通风结构。所述通风结构包括：螺旋桨(1)，桨帽(2)，短舱蒙皮前端(3)，前缝隙(4)，发动机壁面(5)，偏位式减速箱(6)，排气管(7)，引射套管(8)，引射间隙(9)，短舱蒙皮后端(10)，后缝隙(11)，发动机舱前段(12)，发动机舱后段(13)；

如图2所示，旋转的桨帽(2)与静止的短舱蒙皮前端(3)之间是前缝隙(4)，作为发动机舱通风进气口，在螺旋桨滑流的作用下，引外界空气进入发动机舱前段(12)，用以冷却发动机壁面(5)。前缝隙(4)呈上宽下窄的阶梯分布，以有效冷却偏位式减速箱(6)上的附件。

如图3所示，排气管(7)与引射套管(8)之间是引射间隙(9)，作为发动机舱的排气通道，利用发动机主喷流的引射作用，将冷却发动机壁面(5)后的气流排出发动机舱前段(12)。

如图4所示，引射套管(8)与短舱蒙皮后端(10)是后缝隙(11)，在飞机机翼的作用下，引外界空气进入发动机舱后段(13)，用以冷却排气管。

本发明的通风结构充分利用了螺旋桨飞机固有的缝隙，并将这些缝隙作为发动机舱通风的主要流道，使得通风口数量减少了50％，通风面积减小了80％，并且不破坏飞机的外形，还避免了为密封这些缝隙所付出的重量代价。