[发明专利]一种热态保持装置及发动机热态保持方法

说明书

本发明公开了一种热态保持装置及发动机热态保持方法，包括车体（1），所述车体（1）内设置有燃烧换热结构，所述燃烧换热结构的的输入端分别设置有送风组件，所述燃烧换热结构的输出端活动设置有连接组件；所述燃烧换热结构包括固定于车体（1）内的燃烧室（2），所述燃烧室（2）内设置有换热器（3），所述车体（1）内还固定有燃烧机（4），所述燃烧机（4）的输出端延伸至燃烧室（2）内；所述送风组件包括固定于车体（1）内的风机（5），风机（5）的输出端与燃烧室（2）连通；所述连接组件为一个Y型接口件（6）。本发明具有在高寒地区使发动机滑油保持良好的流动性的优点。

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种热态保持装置及发动机热态保持方法。

背景技术

航空发动机（aero-engine）是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。

经过百余年的发展，航空发动机已经发展成为可靠性极高的成熟产品，正在使用的航空发动机包括涡轮喷气/涡轮风扇发动机、涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机、冲压式发动机和活塞式发动机等多种类型，不仅作为各种用途的军民用飞机、无人机和巡航导弹动力，而且利用航空发动机衍生发展的燃气轮机还被广泛用于地面发电、船用动力、移动电站、天然气和石油管线泵站等领域。

在高寒地区飞机的滑油受温度影响流动性能下降，导致飞机长时间在室外停放后再起动时引发滑油超压报警的现像频发，严重影响训练任务的正常开展和紧急情况的快速出动能力。

在专利CN201510589023.5中，公开了一种计算引入航空发动机内引气流量的方法。所述计算引入航空发动机内引气流量的方法包括如下步骤：步骤1：获取发动机短舱的结构参数和材料参数，发动机内的附件的质量和材料参数以及飞机气源的参数；步骤2：根据上述数据以及预计加热时间，通过公式计算总预计热量；步骤3：根据所述总预计热量，通过公式计算引入航空发动机内引气流量。在该发明的计算引入航空发动机内引气流量的方法中，通过计算得到引入航空发动机内引气流量，从而能够为下一步设计航空发动机附件加温系统中的喷口直径以及设计航空发动机附件加温系统中的降温管路提供基础，从而得到一套飞机在高寒地区机载加温系统设计方法，解决了现有技术在该方面的空白，但该发明并没有提出本发明中的具体结构。

在专利CN200810226085.X中，公开了一种发动机预热系统。系统主要包括：保温容器、管道水泵、电磁阀、冷却水管道及智能控制器等。该系统是在原车辆发动机水冷系统基础上增加一个保温容器，用来保存车辆运行过程中冷却发动机的高温冷却水，增加一个电动水泵提供预热冷却水循环动力。该发明适用于所有车辆水冷发动机系统，尤其适合于寒冷地区运行的大型车辆的发动机的冷启动，但该发明并不适用于本发明的使用场景。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种热态保持装置及发动机热态保持方法，本热态保持装置主要用于高寒地区飞机起动前对发动机的预热保持，使发动机滑油保持良好的流动性，确保小发一次启动的成功率。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

一种热态保持装置，包括：

车体，所述车体内设置有燃烧换热结构，所述燃烧换热结构的的输入端分别设置有送风组件，所述燃烧换热结构的输出端活动设置有连接组件。

进一步的，所述燃烧换热结构包括固定于车体内的燃烧室，所述燃烧室内设置有换热器，所述车体内还固定有燃烧机，所述燃烧机的输出端延伸至燃烧室内。

进一步的，所述送风组件包括固定于车体内的风机，所述风机的输出端与燃烧室连通。

进一步的，所述连接组件为一个Y型接口件，所述Y型接口件的输入端与燃烧室的出口通过卡箍连接固定。