一种引射器、飞机用辅助动力装置及飞机的制作方法

1.本发明属于航空引射器技术领域，特别涉及一种引射器、飞机用辅助动力装置及飞机。


背景技术：

2.辅助动力装置是现代大型民用客机机载设备，主要为飞机提供辅助/应急电源或气源，通常安装在飞机尾部的辅助动力舱内。
3.排气引射器是辅助动力装置中的其中一个部件，主要作用是为辅助动力舱内提供通风冷却以及滑油散热功能，通常安装在辅助动力装置尾部的排气框架上。
4.排气引射器主要工作原理是通过辅助动力装置尾喷管排出的高速气流引射从进气道进入辅助动力舱的低温气体，低温气体流经辅助动力舱后，进入安装在引射器进口的滑油散热器，给滑油散热，最后再流经引射器，与尾喷管高温气流混合通过飞机排气管排出机外。
5.辅助动力装置工作过程中，为了提高压气机的喘振裕度，通常会从压气机引出一定比例的气流，通过一根导管引入飞机排气管，随排气管一起排出机外，这部分气体能量未得到有效利用，而且一旦设计不合理，会极大影响排气引射器的性能。
6.由于现有辅助动力装置放气气流通常通过一根导管直接引入辅助动力装置排气管上，这种设计一方面未能有效利用这部分气体流量，另一方面会大大降低引射器内部的流场均匀性，由于主射流和放气气流均是高温气体，气体流动不均匀会大大降低引射器的引射性能和强度寿命。


技术实现要素：

7.本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种航空引射器，尤其是一种飞机用辅助动力装置排气引射器，有利于提升引射器的引射能力和强度寿命。
8.为实现上述目的，本发明提供了一种引射器，包括主喷单元、放气单元、冷却单元、引射单元和混合段；其中，所述主喷单元、所述引射单元和混合段依次连接，所述冷却单元与所述引射单元相连接，所述放气单元与所述引射单元相连接，所述混合段位于流体通路的最下游处；进一步地，来自所述主喷单元的主气流、来自所述冷却单元的冷却气流和来自所述放气单元的放气气流混合在一起通过混合段排出。
9.更进一步地，所述放气单元包括用于导入气体的第一放气部件和使得气流均匀的第二放气部件，所述第一放气部件与所述第二放气部件相连接，且所述第一放气部件位于所述第二放气部件的上游处。
10.更进一步地，所述第二放气部件的出口处周向均匀设有若干个喷流孔。
11.更进一步地，所述第二放气部件邻接于所述引射单元，且所述第二放气部件位于所述引射单元的前面或后面。
12.更进一步地，所述第二放气部件呈环状或蜗壳状。
13.更进一步地，所述第二放气部件的流道面积不断减小，距离第一放气部件的出口越远，流道面积越小。
14.更进一步地，所述引射单元呈环状或蜗壳状。
15.更进一步地，多个所述喷流孔的孔径随着与第一放气部件的距离的增加而增大，距离第一放气部件的出口越远，喷流孔的孔径越大；其中，喷流孔的孔径范围为
16.一种飞机用辅助动力装置，所述飞机用辅助动力装置包括上述的引射器。
17.一种飞机，所述飞机包括上述的飞机用辅助动力装置，或包括上述的引射器。
18.相比于现有技术，本发明的优点在于：
19.(1)本发明的航空引射器，有效地利用了辅助动力装置放气气流的气体流量。通过设置散热装置引入冷却气流，克服了由于主射流和放气气流均是高温气体带来的气流不均匀型，使得气流更加均匀。
20.(2)本发明的第二放气部件的内部气流通道面积是变化的，沿气流方向流道面积不断减小，保证了放气气流更加均匀地进入引射单元。
21.(3)本发明的喷流孔大致呈环形布置，喷流孔的孔径并不是完全一样的，孔径随着与放气导管的距离的增加而增加，进一步地保证了放气气流的均匀性。
22.(4)本发明的第二放气部件和引射单元的形状大致呈空心环状或大致呈蜗壳状，也进一步使得气流更加均匀。
23.(5)本发明能够很好的利用放气气体能量，同时显著提升引射器内部的流场均匀性，进而提高引射器的引射能力和强度寿命。
24.本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
25.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
26.图1示出了本发明第一实施例中航空引射器的示意图；
27.图2示出了本发明第一实施例中航空引射器的三维模型图；
28.图3示出了本发明中放气单元的示意图；
29.图4示出了本发明中放气单元的另一角度的示意图；
30.图5示出了本发明第二实施例中航空引射器的示意图；
31.图6示出了本发明第二实施例中航空引射器的三维模型图。
32.图中，1-主喷管，2-放气导管，3-放气蜗壳，4-散热器，5-引射蜗壳，6-混合段，7-喷流孔。
具体实施方式
33.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
34.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
35.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
36.本发明的第一实施例请参考图1-图4，本发明第一实施例航空引射器，尤其是一种飞机用辅助动力系统排气引射器，包括主喷单元、放气单元、冷却单元、引射单元和混合段6；放气单元包括用于导入气体的第一放气部件和使得气流均匀的第二放气部件。所述主喷单元、所述放气单元、所述引射单元均与所述混合段6流体地连通，所述混合段6位于流体通路的最下游处。
37.主喷单元与引射单元一侧通过焊接或螺栓连接；引射单元另一侧与混合段6通过焊接或螺栓连接；主喷单元外周套设有放气单元，放气单元与引射单元一侧通过焊接或螺栓连接；冷却单元通过螺栓连接的方式设置于引射单元入口处。
38.第一放气部件和第二放气部件通过焊接连接，且第一放气部件位于第二放气部件的上游处。在一些实施例中，放气单元可以采用一体成型的技术制造而成。
39.第二放气部件呈环状或蜗壳状。
40.引射单元呈环状或蜗壳状。
41.主喷单元具体为主喷管1，第一放气部件具体为放气导管2，第二放气部件具体为放气蜗壳3，冷却单元具体为散热器4，引射单元具体为引射蜗壳5。放气蜗壳3邻接于引射蜗壳5，且所述放气蜗壳3位于所述引射蜗壳5的前面。
42.如图1-图2所示，来自辅助动力本体的高温燃气通过主喷管1进入引射器，辅助动力舱内的冷却气流通过散热器4进入引射器；所述放气蜗壳3布置在引射蜗壳5前面，来自辅助动力装置本体的放气气流通过放气导管2进入环形的放气蜗壳3，在放气蜗壳3出口处周向均匀设有若干个喷流孔7，放气气流通过这些喷流孔7进入引射蜗壳5；最终主气流(来自主喷管1)、冷却气流和放气气流混合在一起通过混合段6排出机外。一方面，对于辅助动力装置的放气气流，尤其是从压气机引出的气流，将这部分放气气流引入引射器，使得这部分
气体能量得到了有效利用。另一方面，将冷却气体引入引射器，降低了混合气流的总体温度，使得气流更加均匀，进而提升引射器的引射能力和强度寿命。
43.如图3-图4所示，所述放气蜗壳3的外部形状可以根据外部约束情况进行变化。如图3所示，为了保证放气气流更加均匀地进入引射蜗壳5，所述放气蜗壳3的内部气流通道面积是变化的，截面呈梯形，例如，沿气流方向流道面积不断减小，距离放气导管2的出口越远，流道面积越小。如图4所示，为了保证放气气流更加均匀地进入引射蜗壳5，所述所有喷流孔7的孔径并不是完全一样的，例如，多个喷流孔7大致呈环形均匀布置在放气蜗壳3的出口处，孔径随着与放气导管2的距离的增加而增大，距离放气导管2的出口越远，喷流孔7的孔径越大。其中，喷流孔7的孔径范围为为了保证放气气流更加均匀地进入引射蜗壳5，所述喷流孔7的数量、分布和孔径可以调整。为了保证散热器4的寿命和可靠性，所述喷流孔7与散热器4之间的距离可以调整，距离大小为200mm～400mm。通过上述放气蜗壳3和引射蜗壳5的形状设计，使得气流变得均匀，进而提升引射器的引射能力和强度寿命。
44.本发明的第二实施例请参考图5-图6，来自辅助动力本体的高温燃气通过主喷管1进入引射蜗壳5，辅助动力舱内的冷却气流通过散热器4进入引射蜗壳5；放气蜗壳3邻接于引射蜗壳5，且所述放气蜗壳3布置在引射蜗壳5的后面，来自辅助动力本体的放气气流通过放气导管2进入环形的放气蜗壳3，在放气蜗壳3出口处开有若干个喷流孔7，放气气流通过这些喷流孔7进入混合段6；最终主气流、冷却气流和放气气流混合在一起通过混合段6排出机外。第二实施例其他未详细说明之处均与第一实施例相同或对称。
45.基于本发明上述第一实施例或第二实施例所描述的引射器，本发明还提供了一种均匀引射器气流的方法，所述引射器包括主喷单元、放气单元、冷却单元、引射单元和混合段6；所述主喷单元、所述放气单元、所述引射单元均与所述混合段6流体地连通，所述混合段6位于流体通路的最下游处；
46.所述方法包括：将来自所述主喷单元的主气流、来自所述冷却单元的冷却气流和来自所述放气单元的放气气流混合在一起通过混合段6排出；
47.并且，通过所述冷却气流降低混合气流的温度。
48.进一步地，通过使气流经过所述放气单元，将气流的流动变得均匀。
49.本发明还提供了一种飞机用辅助动力装置，其中，所述飞机用辅助动力装置包括前述任一项所述的引射器。
50.本发明还提供了一种飞机，其中，所述飞机包括如前述所述的飞机用辅助动力装置，或包括如前述任一项所述的引射器。
51.由于现有辅助动力装置放气气流通常通过一根导管直接引入辅助动力装置排气管上，这种设计一方面未能有效利用这部分气体流量，另一方面会大大降低引射器内部的流场均匀性，由于主射流和放气气流均是高温气体，气体流动的不均匀会大大降低引射器的引射性能和强度寿命。本发明能够很好的利用放气气体能量，同时显著提升引射器内部的流场均匀性，进而提高引射器的引射能力和强度寿命。
52.尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种引射器，其特征在于，包括主喷单元、放气单元、冷却单元、引射单元和混合段(6)；其中，所述主喷单元、所述引射单元和混合段(6)依次连接，所述冷却单元与所述引射单元相连接，所述放气单元与所述引射单元相连接，所述混合段(6)位于流体通路的最下游处；进一步地，来自所述主喷单元的主气流、来自所述冷却单元的冷却气流和来自所述放气单元的放气气流混合在一起通过混合段(6)排出。2.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，所述放气单元包括用于导入气体的第一放气部件和使得气流均匀的第二放气部件，所述第一放气部件与所述第二放气部件相连接，且所述第一放气部件位于所述第二放气部件的上游处。3.根据权利要求2所述的引射器，其特征在于，所述第二放气部件的出口处周向均匀设有若干个喷流孔(7)。4.根据权利要求2所述的引射器，其特征在于，所述第二放气部件邻接于所述引射单元，且所述第二放气部件位于所述引射单元的前面或后面。5.根据权利要求2所述的引射器，其特征在于，所述第二放气部件呈环状或蜗壳状。6.根据权利要求2所述的引射器，其特征在于，所述第二放气部件的流道面积不断减小，距离第一放气部件的出口越远，流道面积越小。7.根据权利要求1所述的引射器，其特征在于，所述引射单元呈环状或蜗壳状。8.根据权利要求3所述的引射器，其特征在于，多个所述喷流孔(7)的孔径随着与第一放气部件的距离的增加而增大，距离第一放气部件的出口越远，喷流孔(7)的孔径越大；其中，喷流孔(7)的孔径范围为9.一种飞机用辅助动力装置，其特征在于，所述飞机用辅助动力装置包括如权利要求1至8中任一项所述的引射器。10.一种飞机，其特征在于，所述飞机包括如权利要求9中所述的飞机用辅助动力装置，或包括如权利要求1至8中任一项所述的引射器。

技术总结
本发明提供了一种引射器、飞机用辅助动力装置及飞机，引射器包括主喷单元、放气单元、冷却单元、引射单元和混合段；其中，所述主喷单元、所述引射单元和混合段依次连接，所述冷却单元与所述引射单元相连接，所述放气单元与所述引射单元相连接，所述混合段位于流体通路的最下游处；进一步地，来自所述主喷单元的主气流、来自所述冷却单元的冷却气流和来自所述放气单元的放气气流混合在一起通过混合段排出。本发明能够很好的利用放气气体能量，同时显著提升引射器内部的流场均匀性，进而提高引射器的引射能力和强度寿命。的引射能力和强度寿命。的引射能力和强度寿命。


技术研发人员：吴西云 潘尚能 朱伟俊
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2022.10.17
技术公布日：2023/3/27