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[发明专利]一种飞行器梯级喷雾冷却控制方法及系统-CN202311197762.0在审
发明人：王合旭;高赞军;孟繁鑫;郑文远 -专利权人：中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心
申请日： 2023-09-18 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种飞行器梯级喷雾冷却控制方法及系统。控制方法包括基于第一温控装置内的温度T1大于第一温度阈值，温控介质供给装置向第一温控装置内供给液态冷却介质；基于第二温控装置内的温度T2大于第二温度阈值，温控介质供给装置向第二温控装置内供给液态冷却介质；基于第一温控装置内的压力P1大于第一压力阈值，第一温控装置向第二温控装置供给气态冷却介质；基于第二温控装置内的压力P2大于第二压力阈值，第二温控装置向介质回收装置供给气态冷却介质。这样就解决了飞行器喷雾冷却介质如何减少消耗量并提高其换热均匀性的问题。
一种飞行器梯级喷雾冷却控制方法系统

[发明专利]一种折叠无人机用活塞发动机风冷装置-CN202111471883.0有效
发明人：赵政衡;卢杰;王武;任志文;赵胜海;王春利;安平;万丽颖;陈尊敬;万志明;王天绥;屈冬平;胡勇;郝传海;上官璐超 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2021-12-03 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本发明提供一种折叠无人机用活塞发动机风冷装置，活塞发动机的缸体(6)设置在无人机尾舱内，缸头(5)通过尾舱上的开舱结构(7)露出在尾舱外；风冷装置包括：可转导流板(3)、埋入式冷却口(2)、舱内导流板(10)、底部开口结构(9)及螺旋桨(11)；可转导流板(3)可转动设置在开舱结构(7)前端，形成缸头(5)冷却气流；埋入式冷却口(2)设置在尾舱上部；底部开口结构(9)设置在尾舱尾部；舱内导流板(10)设置在尾舱内；埋入式冷却口(2)、舱内导流板(10)和底部开口结构(9)形成尾舱内缸体(6)冷却气流通道；螺旋桨(11)设置在无人机底部。该装置冷却流道短，相对机体偏距小，占尾舱空间小，冷却效果好，减少飞行阻力。
一种折叠无人机活塞发动机风冷装置

[实用新型]一种安装组件及民用航空器设备冷却风扇-CN202321337918.6有效
发明人：孙小东 -专利权人：中民航空工业（北京）有限公司
申请日： 2023-05-30 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种安装组件及民用航空器设备冷却风扇，包括主体机构、连接机构和调节机构，所述主体机构的顶端设置有连接机构，且连接机构的顶端连接有调节机构。该主体机构可对连接机构进行稳定架设和承载，可便于民用航空器设备冷却风扇在进行安装固定时可以更加的稳定，通过连接机构通过与调节机构之间进行活动连接，可以灵活的调整民用航空器设备冷却风扇的固定间距，可使民用航空器设备冷却风扇的散热效果进行提升，同时便于安装人员的后续维护，通过调节机构可对安装的民用航空器设备冷却风扇进行一定程度的角度调节，可使此冷却风扇的降温效率提高，同时增加了安装时的可调节性，便于安装人员应对实际场景进行调控。
一种安装组件民用航空器设备冷却风扇

[发明专利]一种飞行器喷雾冷却控制方法及装置-CN202311127038.0在审
发明人：孙志传;高赞军;郑文远;程定斌;孟繁鑫 -专利权人：中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心
申请日： 2023-09-04 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种飞行器喷雾冷却控制方法及装置。控制方法包括基于第二介质进入飞行器喷雾冷却装置的第三热交换部，喷雾室内的压力检测器检测喷雾室内压力；基于喷雾室内压力，获得第一介质在喷雾室室内压力下的当前沸点值；基于进入第三热交换部的第二介质的温度大于等于第一温度阈值，控制第一介质供给装置向第一热交换部供给的第一介质喷向第三热交换部；基于第一热交换部的第一缓冲腔内第一介质温度与当前沸点值的差值大于等于第一差值阈值，控制第一介质加热部加热第一介质存储腔内的第一介质的温度朝当前沸点值靠近。这样就解决了飞行器喷雾冷却技术如何提高冷却介质相变率的问题。
一种飞行器喷雾冷却控制方法装置

[发明专利]一种航空发动机舱附件冷却防护结构及其优化方法-CN202310933085.8在审
发明人：张春蕾;李鑫;闫建坤;于霄;吴小军 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-07-27 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本申请提供了一种航空发动机舱附件冷却防护结构及其优化方法，所述冷却防护结构包括：进气管和防护罩；所述防护罩尺寸大于传感器附件且所述防护罩覆盖在所述传感器附件上，用于在不影响传感器附件正常工作的前提下，将传感器附件防护起来而使传感器附件与发动机舱内的高温环境分隔开，所述防护罩底部设有冷却气出口，所述冷却气出口的形状为条缝状；所述进气管一端为冷气进口，用于引入冷气，所述进气管的另一端伸入至防护罩内，且伸入至防护罩内的进气管设有多个出气孔，所述出气孔面对传感器附件，用于对传感器附件进行冲击冷却。本申请可以实现发动机舱内单个附件的精准冷却，即节省冷却气用量，又能达到冷却需求。
一种航空发动机舱附件冷却防护结构及其优化方法

[发明专利]一种适应失重环境的高温气液分离器-CN202310421483.1有效
发明人：姚照辉;郭宝俊;夏冰戈;陈展;卜学兵;姚飞;王春玺;郭远钊;余天昊 -专利权人：空天推进(苏州)航空航天科技有限公司
申请日： 2023-04-19 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本申请提供了一种适应失重环境的高温气液分离器，包括分离器主体，所述分离器主体的前端设有进口，所述进口的内端设有腔体，所述腔体的后端设有水蒸汽出口，所述水蒸汽出口的前端设有集液腔，所述集液腔的下端设有液态水出口，所述水蒸汽出口的前端设有纤维布，还包括：液态水收集组件，用于纤维布膨胀之后刮取液态水，所述液态水收集组件包括转子支架体、转子安装座和位于转子支架体中央的转子体与转子轴，所述转子体的外端设有叶轮，所述叶轮的后端设有刮板。本申请解决了高温高压气液混合物的长时间在高温环境下实现气液分离的问题。
一种适应失重环境高温分离器

[发明专利]一种直升机动力舱散热系统及方法-CN202111382517.8有效
发明人：王之良;谢明 -专利权人：中国直升机设计研究所
申请日： 2021-11-19 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种直升机动力舱散热系统，包括：排气喷管、发动机主喷管和导流板，所述发动机主喷管设置在所述排气喷管内，且所述发动机主喷管与所述排气喷管之间设置有引射间隙，所述导流板设置在所述排气喷管的热气回流区；其中，所述导流板用于降低直升机动力舱引射口处局部逆压，使发动机排气引射出的二次流顺利排出到动力舱外部，避免发动机高温尾气回流；本发明还提供了一种直升机动力舱散热方法；本发明经CFD数值仿真分析，能够有效增加动力舱引射量，避免回流进入动力舱出现烧蚀的问题。
一种直升机动力散热系统方法

[发明专利]飞行器-CN202210093582.7在审
发明人：李治国;戴寅;王彦伟 -专利权人：汉王科技股份有限公司
申请日： 2022-01-26 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本公开涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行器。本公开提供的飞行器包括壳体，所述壳体形成有内腔，所述内腔设有驱动机构和控制单元，所述壳体设有摄像头组件；其中，所述摄像头组件设有进风口，所述壳体设有第一出风口，气流从所述进风口进入所述内腔经过所述驱动机构流向所述控制单元后从所述第一出风口排出。在飞行器飞行过程中，内腔可以形成散热气流，气流从进风口进入内腔经过驱动机构流向控制单元后从第一出风口，便于飞行器内部元件的散热，将内腔中的热气流排出，尤其加快了驱动机构和控制单元的散热速度，提高了散热效果，减少了飞行器内部元件由于过热而损坏的可能性，延长了飞行器的使用寿命。
飞行器

[发明专利]可调面积引气风斗和通风冷却系统-CN202210084345.4在审
发明人：林家坚;余天竑;朱琳;任健 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2022-01-20 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：提供一种可调面积引气风斗，用于引入冷却气体，该引气风斗，设置在进气道上，包括引气口、出气口和导流板，导流板围成一进气通道，进气通道与入口和出气口分别连接，至少部分导流板为电活性材料，电活性材料在接受不同电信号时能够产生变形，以改变导流板所围成的进气通道的截面积。上述可调面积引气风斗能够改变进气通道的进气截面积，实现进气的灵活调整。还提供一种通风冷却系统。
可调面积风斗通风冷却系统

[发明专利]安装组件和风扇壳体组件-CN201911317917.3有效
发明人： B.A.卢谢克;D.A.麦奎恩;D.T.德雷沙夫;M.R.斯托拉奇 -专利权人：和谐工业有限责任公司
申请日： 2019-12-19 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本公开内容涉及安装组件和风扇壳体组件。具体地，一种用于涡轮发动机的风扇壳体组件，包括：具有周壁的风扇壳体；表面冷却器，其具有面对周壁的第一表面；以及安装组件，其具有大体上固持在环形表面冷却器的第一表面和周壁之间并且具有延伸穿过所述一组风扇壳体紧固件开口的浮动本体的下部部分以及径向地定位在环形风扇壳体的外部并且操作地联接至下部部分的上部部分。
安装组件风扇壳体

[实用新型]一种排气道结构-CN202222692744.7有效
发明人：王哲;韩力全;米泽森 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-10-12 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本发明属于航空技术领域，涉及一种排气道结构，包括：蒙皮，散热器以及连接在蒙皮与散热器之间的排气道，蒙皮上具有开孔；排气道的第一端具有第一连接件；排气道的第二端具有第二连接件；排气道第一端通过第一连接件与散热器的出口对接；排气道第二端通过第二连接件与蒙皮的开孔对接，优选的是，所述排气道通过复合材料铺层形成；排气道筒段与连接边设计成一个零件，按照一定的铺层角一次铺层，无连接钉，疲劳性好，重量较钣金组合轻；在与散热器连接考虑设计补偿，直接套盒，便于连接，无新增连接边，也便于拆卸。
一种排气结构

[实用新型]一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构-CN202223333291.5有效
发明人：董明;王继明;姚远;杨万里;党铁红 -专利权人：上海沃兰特航空技术有限责任公司
申请日： 2022-12-12 - 公布日： 2023-06-16 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构，包括NACA进气道，所述NACA进气道开设在电机臂上，所述NACA进气道上设有唇口，所述电机臂的端部开有电机散热进气口，所述电机散热进气口与NACA进气道连通，所述电机臂的端部连接电机，所述电机散热进气口朝向电机，所述NACA进气道为渐扩式通道，所述NACA进气道的气流起始入口处宽度设为W1，唇口处宽度设为W2，NACA进气道的深度和长度分别设为H和L，其中W2/H控制在3～5，L不小于2倍W2。本结构中NACA进气道可以改善电机的散热，确保电机安全可靠运行，较低的气动阻力提升了电动飞机的航程。
一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构

[发明专利]混合动力飞机用冷却系统-CN201810430213.6有效
发明人：熊骏华;郑君;刘刚;胡崇波;索国安;周佳 -专利权人：芜湖钻石航空发动机有限公司
申请日： 2018-05-08 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种混合动力飞机用冷却系统，包括第一散热器和电机冷却回路，电机冷却回路包括与第一散热器连接的第一水泵、与第一水泵连接且用于将冷却液分别引导至发电机、发电机控制器、驱动电机和驱动电机控制器的分流器以及用于接收从发电机、发电机控制器、驱动电机和驱动电机控制器中流出的冷却液的第一膨胀水壶。本发明的混合动力飞机用冷却系统，通过设置电机冷却回路对发电机、发电机控制器、驱动电机和驱动电机控制器进行冷却，提高驱动电机、驱动电机控制器、发电机和发电机控制器的散热性能，保证各个部件处于最佳的工作环境；而且采用串联式膨胀水壶，既减少了零件的数量和整体重量，同时方便了飞机的布置。
混合动力飞机冷却系统

[发明专利]一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构-CN202211595837.6在审
发明人：董明;王继明;姚远;杨万里;党铁红 -专利权人：上海沃兰特航空技术有限责任公司
申请日： 2022-12-12 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构，包括NACA进气道，所述NACA进气道开设在电机臂上，所述NACA进气道上设有唇口，所述电机臂的端部开有电机散热进气口，所述电机散热进气口与NACA进气道连通，所述电机臂的端部连接电机，所述电机散热进气口朝向电机，所述NACA进气道为渐扩式通道，所述NACA进气道的气流起始入口处宽度设为W1，唇口处宽度设为W2，NACA进气道的深度和长度分别设为H和L，其中W2/H控制在3～5，L不小于2倍W2。本结构中NACA进气道可以改善电机的散热，确保电机安全可靠运行，较低的气动阻力提升了电动飞机的航程。
一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构

[发明专利]驱动装置的散热结构及飞行器-CN202210084872.5有效
发明人：赵德力;刘寅童;侯聪;贺义 -专利权人：广东汇天航空航天科技有限公司
申请日： 2022-01-25 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本申请涉及一种驱动装置的散热结构及飞行器。该散热结构包括沿飞行器的螺旋桨组件的转动轴心方向设置的导流通道，导流通道的两端设为进风端和出风端，与螺旋桨组件传动相连的驱动装置靠近于出风端设置；其中，通过导流通道的设置构造出有可形成文丘里效应的气流加速结构，进风端导入的气流经由气流加速结构被导流至驱动装置，用以通过加速后的气流对驱动装置进行风冷散热。本申请提供的方案，能通过加速后的气流对驱动装置进行充分的对流换热，该散热结构对驱动装置实现高效的风冷散热的同时可提高驱动装置的功率和扭矩。
驱动装置散热结构飞行器

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