一种轻量化航空发动机的制作方法

本发明涉及航空活塞发动机冷却，尤其涉及具有冷却功能的一种轻量化航空发动机。

背景技术：

1、中小航空活塞发动机主要用于轻型飞机、无人机、直升机以及小型飞行器。这类发动机通常采用较为紧凑和高效的设计，以适应对重量和尺寸有严格要求的航空应用。冷却系统在中小航空活塞发动机中扮演着至关重要的角色，因为它直接影响到发动机的性能和寿命。

2、对于中小航空活塞发动机的冷却，常见的方式仍然包括气缸组合风冷和滑油循环。由于中小发动机通常要求更高的功率密度和更轻的重量，因此冷却系统的设计需要更加精细和高效。这可能涉及优化散热片的形状、布局和材料，以提高散热效率，同时保持发动机结构的紧凑和轻量化。

3、中小航空活塞发动机在冷却方面的痛点主要包括以下几点：冷却效率问题：中小航空活塞发动机由于尺寸和重量的限制，其冷却系统的设计和布局可能会受到限制，导致冷却效率不高。在高负荷或长时间运行时，发动机容易产生过热现象，影响其性能和寿命。冷却系统复杂性：为了在有限的空间内实现有效的冷却，中小航空活塞发动机的冷却系统可能会设计得相对复杂，这增加了制造和维护的成本以及发动机的重量，同时也可能增加故障的风险。为此研发出一种轻量化航空发动机。

技术实现思路

1、本发明提供一种轻量化航空发动机，解决中小航空活塞发动机由于尺寸和重量的限制，其冷却系统的设计和布局可能会受到限制，导致冷却效率不高。在高负荷或长时间运行时，发动机容易产生过热现象，影响其性能和寿命的问题。

2、本发明提供一种轻量化航空发动机，一种轻量化航空发动机，包括发动机主体、冷却装置封盖以及冷却装置，所述冷却装置插入安装至所述发动机主体内，所述冷却装置上方覆盖有所述冷却装置封盖，所述冷却装置封盖边缘处与所述发动机主体顶部螺接；

3、所述冷却装置用于冷却所述发动机主体内循环流动的冷却液；

4、所述冷却装置底部设置冷却液流动入口端以及冷却液循环冷却出口端，所述冷却液流动入口端在所述冷却装置插入安装至所述发动机主体内后与所述发动机主体上的冷却液循环出口连接，所述冷却液循环冷却出口端在所述冷却装置插入安装至所述发动机主体内后与所述发动机主体上的冷却液循环入口连接，所述冷却装置侧壁安装有导热卡槽；

5、所述冷却装置顶部安装有冷却装置冷气总入口端，所述冷却装置冷气总入口端用于传递外接冷气设备的冷气。

6、进一步地，所述冷却装置包括冷却装置外壁层、冷却装置顶部外壳、冷气总导管、第一冷气分流管、冷却装置顶部导热层、冷却装置顶部导热柱、冷却液流动入口端导管、变径管、冷却液循环导管、冷气第一导管、冷气第二导管、冷气传导隔板层、第二冷却分流管、冷气传递导管、冷气喷头、底层冷气传导管以及冷却液循环泵；

7、所述冷却装置外壁层位于所述冷却液流动入口端处位置安装有所述冷却液流动入口端导管，所述冷却液流动入口端导管与所述冷却液流动入口端连接，所述冷却装置外壁层位于所述冷却液循环冷却出口端处安装有所述冷却液循环泵，所述冷却液循环泵与所述冷却液循环冷却出口端连接，所述变径管一侧与所述冷却液流动入口端导管连接，所述变径管另一侧与所述冷却液循环导管连接；

8、所述冷却装置外壁层内部安装有所述冷气传导隔板层，所述冷气传导隔板层底部设置有所述底层冷气传导管，所述冷气传导隔板层的隔板层内部设置有所述冷气传递导管，所述冷气传递导管底部安装有所述冷气喷头。

9、进一步地，所述冷却装置还包括冷却装置顶部外壳、冷气总导管、第一冷气分流管、冷却装置顶部导热层、冷却装置顶部导热柱、冷气第一导管以及冷气第二导管；

10、所述冷却液循环导管位于所述冷气传导隔板层的隔板层空间内部，所述冷却液循环导管在所述底层冷气传导管所处位置处与所述冷却液循环泵连接；

11、所述冷却装置顶部外壳内部安装有所述冷却装置顶部导热层，所述冷却装置顶部导热层，所述导热卡槽与所述冷却装置顶部导热层连接，所述冷却装置顶部导热层底部安装有所述冷却装置顶部导热柱，所述冷却装置顶部导热柱与所述冷气传导隔板层连接；

12、所述冷却装置顶部外壳位于所述冷却装置冷气总入口端处正下方位置设置有所述冷气总导管，所述冷气总导管下方安装有所述第一冷气分流管，所述第一冷气分流管上安装有所述冷气第一导管以及所述冷气第二导管，所述冷气第二导管与所述冷却装置外壁层位于所述冷却液循环泵处连接，所述冷气第一导管与所述冷气传导隔板层上的所述冷气传递导管连接，所述冷气第一导管还与所述底层冷气传导管连接。

13、进一步地，所述底层冷气传导管与所述冷气第一导管连接处之间还安装有第二冷却分流管，所述第二冷却分流管用于将所述冷气第二导管传递的冷气分流，所述底层冷气传导管包括第一底层冷气传递导管以及第二底层冷气传递导管，所述第一底层冷气传递导管位于所述冷却液循环导管上方，所述第二底层冷气传递导管位于所述冷却液循环导管下方，所述第二冷却分流管的冷气经过分流分别传递至所述第一底层冷气传递导管以及所述第二底层冷气传递导管。

14、进一步地，所述冷气喷头均匀分布安装在所述冷气传递导管底部，所述冷气喷头的喷头方向位于所述冷却液循环导管所在处。

15、进一步地，所述发动机主体上设置有冷却装置安装槽，所述冷却装置安装槽侧壁上方设置有导热插片，所述导热卡槽与所述导热插片连接，所述导热卡槽用于将所述导热插片上的热量传递至所述冷却装置顶部导热层，所述冷却装置顶部导热层用于将热量传递至所述冷却装置顶部导热柱，所述冷却装置顶部导热柱用于将热量传递至冷气传导隔板层。

16、进一步地，所述冷却装置安装槽的外壁轮廓与所述冷却装置的外壁轮廓相互匹配，所述冷却装置安装槽用于所述冷却装置的插入安装。

17、进一步地，所述冷却装置顶部外壳上设置有螺栓连接凹槽，所述冷却装置顶部外壳与所述冷却装置封盖之间安装有冷却装置封盖连接螺栓。

18、进一步地，所述冷却装置封盖侧壁边缘处设置有螺接孔，所述冷却装置封盖侧壁边缘处设置的螺接孔用于通过螺接的方式将所述冷却装置封盖与所述发动机主体连接。

19、进一步地，所述冷气传导隔板层内部设置有多层空间，所述冷却液循环导管在所述冷气传导隔板层内部多层空间中呈曲线环绕状。

20、本发明的有益效果如下：本发明提供的一种轻量化航空发动机，充分应用现代新材料与新工艺，发动机气缸体采用三硅化五钛纳米陶合金渗再生陶、独立单通道润滑冷却，从而使航空活塞发动机在进行双套直流点火、多级废气涡轮增压、低压电控燃油喷射技术时得到充分的冷却，提升航空活塞发动机的冷却效率，并降低了航空活塞发动机的整体重量以及降低了航空活塞发动机冷却系统的复杂度，在降低航空活塞发动机重量的情况下，优化了航空活塞发动机的冷却效率，从而更好地保障航空活塞发动机的稳定运行。

技术特征：

1.一种轻量化航空发动机，其特征在于，包括发动机主体(1)、冷却装置封盖(2)以及冷却装置(3)，所述冷却装置(3)插入安装至所述发动机主体(1)内，所述冷却装置(3)上方覆盖有所述冷却装置封盖(2)，所述冷却装置封盖(2)边缘处与所述发动机主体(1)顶部螺接；

2.如权利要求1所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述冷却装置(3)包括冷却装置外壁层(301)、冷却装置顶部外壳(302)、冷气总导管(303)、第一冷气分流管(304)、冷却装置顶部导热层(305)、冷却装置顶部导热柱(306)、冷却液流动入口端导管(307)、变径管(308)、冷却液循环导管(309)、冷气第一导管(310)、冷气第二导管(311)、冷气传导隔板层(312)、第二冷却分流管(313)、冷气传递导管(314)、冷气喷头(315)、底层冷气传导管(316)以及冷却液循环泵(317)；

3.如权利要求2所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述冷却装置(3)还包括冷却装置顶部外壳(302)、冷气总导管(303)、第一冷气分流管(304)、冷却装置顶部导热层(305)、冷却装置顶部导热柱(306)、冷气第一导管(310)以及冷气第二导管(311)；

4.如权利要求3所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述底层冷气传导管(316)与所述冷气第一导管(310)连接处之间还安装有第二冷却分流管(313)，所述第二冷却分流管(313)用于将所述冷气第二导管(311)传递的冷气分流，所述底层冷气传导管(316)包括第一底层冷气传递导管以及第二底层冷气传递导管，所述第一底层冷气传递导管位于所述冷却液循环导管(309)上方，所述第二底层冷气传递导管位于所述冷却液循环导管(309)下方，所述第二冷却分流管(313)的冷气经过分流分别传递至所述第一底层冷气传递导管以及所述第二底层冷气传递导管。

5.如权利要求2所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述冷气喷头(315)均匀分布安装在所述冷气传递导管(314)底部，所述冷气喷头(315)的喷头方向位于所述冷却液循环导管(309)所在处。

6.如权利要求3所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述发动机主体(1)上设置有冷却装置安装槽(5)，所述冷却装置安装槽(5)侧壁上方设置有导热插片，所述导热卡槽(9)与所述导热插片连接，所述导热卡槽(9)用于将所述导热插片上的热量传递至所述冷却装置顶部导热层(305)，所述冷却装置顶部导热层(305)用于将热量传递至所述冷却装置顶部导热柱(306)，所述冷却装置顶部导热柱(306)用于将热量传递至冷气传导隔板层(312)。

7.如权利要求6所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述冷却装置安装槽(5)的外壁轮廓与所述冷却装置(3)的外壁轮廓相互匹配，所述冷却装置安装槽(5)用于所述冷却装置(3)的插入安装。

8.如权利要求3所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述冷却装置顶部外壳(302)上设置有螺栓连接凹槽(10)，所述冷却装置顶部外壳(302)与所述冷却装置封盖(2)之间安装有冷却装置封盖连接螺栓(6)。

9.如权利要求3所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述冷却装置封盖(2)侧壁边缘处设置有螺接孔，所述冷却装置封盖(2)侧壁边缘处设置的螺接孔用于通过螺接的方式将所述冷却装置封盖(2)与所述发动机主体(1)连接。

10.如权利要求3所述的轻量化航空发动机，其特征在于，所述冷气传导隔板层(312)内部设置有多层空间，所述冷却液循环导管(309)在所述冷气传导隔板层(312)内部多层空间中呈曲线环绕状。

技术总结本发明涉及航空活塞发动机冷却技术领域，尤其涉及一种可适应低氧区域工作、轻量化航空发动机，充分应用现代新材料与新工艺，发动机气缸体采用三硅化五钛纳米陶合金、独立单通道润滑冷却，从而使航空活塞发动机在进行双套直流点火、多级废气涡轮增压、低压电控燃油喷射技术时得到充分的冷却，提升航空活塞发动机的冷却效率，并降低了航空活塞发动机的整体重量以及降低了航空活塞发动机冷却系统的复杂度，为此研发出本申请技术方案的一种轻量化航空发动机，解决了中小航空活塞发动机由于尺寸和重量的限制，其冷却系统的设计和布局可能会受到限制，导致冷却效率不高。在高负荷或长时间运行时，发动机容易产生过热现象，影响其性能和寿命的问题。技术研发人员：黄培润,汤和,汤雪佳受保护的技术使用者：深圳市太平洋开发有限公司技术研发日：技术公布日：2024/6/20