[发明专利]航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机

说明书

本发明公开了一种航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机，涉及航空设备冷却技术领域，包括：中冷前进气管路；第一冷却结构，第一冷却结构包括旁通控制阀和第一中冷器，旁通控制阀与中冷前进气管路的一端连接；第二冷却结构，第二冷却结构包括三通阀、第二中冷器和第三中冷器，三通阀的入口和两个出口分别与中冷前进气管路的一端、第二中冷器和第三中冷器连接；第一冷却结构和第二冷却结构并联设置；中冷后进气管路，用于将航空活塞发动机与第一冷却结构和第二冷却结构连接；控制单元，根据航空活塞发动机的运行状态来控制旁通控制阀；该中间冷却系统具有内阻小、安全裕度高、可调节及可适应复杂工况的优点。

技术领域

本发明属于航空设备冷却技术领域，更具体地，涉及一种航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机。

背景技术

目前国内通常使用的航空活塞发动机中间冷却系统，主要存在以下一些问题：

传统中冷方式在应用于高增压大排量航空活塞发动机时，内阻及尺寸过大，且不具备调节功能，在发动机高海拔或者大功率及小功率状态下中冷后温度易超出安全边界；

并联式中冷系统在应用于高增压大排量航空活塞发动机时，系统内阻会有所降低，但同样不具备可调功能，不可适用于高海拔、空气稀薄、发动机功率变化幅值大等复杂工况。

上述两种方式的中冷通道仅为一条或两条，安全裕度低，若单路损坏则会造成中冷功能丧失，严重时损伤发动机或飞行器。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术存在的不足，提供了一种航空活塞发动机中间冷却系统及冷却方法、航空发动机，该中间冷却系统具有内阻小、安全裕度高、可调节及可适应复杂工况的优点。

为了实现上述目的，本发明提供了一种航空活塞发动机中间冷却系统，包括：

中冷前进气管路；

第一冷却结构，所述第一冷却结构包括旁通控制阀和第一中冷器，所述旁通控制阀与所述中冷前进气管路的一端连接；

第二冷却结构，所述第二冷却结构包括三通阀、第二中冷器和第三中冷器，所述三通阀的入口和两个出口分别与所述中冷前进气管路的一端、所述第二中冷器和所述第三中冷器连接；

所述第一冷却结构和所述第二冷却结构并联设置；

中冷后进气管路，用于将航空活塞发动机与所述第一冷却结构和所述第二冷却结构连接；

控制单元，根据所述航空活塞发动机的运行状态来控制所述旁通控制阀。

可选地，所述第一中冷器为风扇冷却式中冷器，所述第一中冷器通过所述旁通控制阀与所述中冷前进气管路连接。

可选地，所述第一中冷器的冷侧与冷风扇连接。

可选地，所述第二中冷器为风扇冷却式中冷器，所述第三中冷器为风道冷却式中冷器。

可选地，所述第二中冷器和所述第三中冷器的冷侧与航空飞行器的进气道连接。

可选地，所述中冷前进气管路的另一端用于与增压器连接。

可选地，所述航空活塞发动机上设置有传感器，所述传感器包括海拔高度测试模块、环境温度测试模块和空气密度计算模块。

本发明还提供了一种航空活塞发动机中间冷却方法，利用根据上述的航空活塞发动机中间冷却系统，该冷却方法包括：

根据航空活塞发动机的功率状态，来调整旁通控制阀的开度；

根据第二中冷器和/或第三中冷器的运行状态，来调整旁通控制阀的开度。

本发明还提供了一种航空发动机，包括上述的航空活塞发动机中间冷却系统。