一种航空涡轮冷却器制造技术

本实用新型专利技术涉及涡轮冷却器技术领域，且公开了一种航空涡轮冷却器，包括安装壳，安装壳的两侧均开设有安装槽，安装壳的中心处开设有空腔，安装壳外的下端开设有定位槽，定位槽内安装有驱动电机，驱动电机的输出端穿过安装壳设置，并向空腔内延伸，且通过第一密封轴承和安装壳之间转动连接，驱动电机的输出端固定连接有主动锥齿轮，安装槽的槽底处通过第二密封轴承转动连接有转轴，转轴延伸至空腔内延伸，且固定连接有从动锥齿轮，两个从动锥齿轮均与主动锥齿轮相啮合设置，转轴位于安装槽内的杆壁上固定套接有增压蜗轮。本实用新型专利技术使得不会产生较大的惯量，使得涡轮冷却器能够长期稳定地运行。地运行。地运行。

【技术实现步骤摘要】
一种航空涡轮冷却器


[0001]本技术涉及涡轮冷却器
，尤其涉及一种航空涡轮冷却器。

技术介绍

[0002]随着航空技术的高速发展，航空装备的电子化程度得到了迅速提高，军事战争步入信息化、电子化时代。为了实现精确打击、侦查及电子对抗等方面的功能，装备配备了大量的电子设备，受环境空间限制，电子设备集成度高、功率大。涡轮制冷依然是飞机、直升机、吊舱等环控系统的首选制冷设备。
[0003]但是现有的航空涡轮冷却器中往往只有一个增压蜗轮，或者两个增压蜗轮共用一根转轴，使得涡轮冷却器在启动和停止的过程中会有较大的惯量，使得涡轮冷却器容易发生松动。

技术实现思路

[0004]本技术的目的是为了解决现有技术中航空涡轮冷却器中往往只有一个增压蜗轮，或者两个增压蜗轮共用一根转轴，使得涡轮冷却器在启动和停止的过程中会有较大的惯量，使得涡轮冷却器容易发生松动的问题，而提出的一种航空涡轮冷却器。
[0005]为了实现上述目的，本技术采用了如下技术方案：
[0006]一种航空涡轮冷却器，包括安装壳，所述安装壳的两侧均开设有安装槽，所述安装壳的中心处开设有空腔，所述安装壳外的下端开设有定位槽，所述定位槽内安装有驱动电机，所述驱动电机的输出端穿过安装壳设置，并向空腔内延伸，且通过第一密封轴承和安装壳之间转动连接，所述驱动电机的输出端固定连接有主动锥齿轮，所述安装槽的槽底处通过第二密封轴承转动连接有转轴，所述转轴延伸至空腔内延伸，且固定连接有从动锥齿轮，两个所述从动锥齿轮均与主动锥齿轮相啮合设置，所述转轴位于安装槽内的杆壁上固定套接有增压蜗轮，两个所述安装槽靠近下端的位置均固定连通有两个支管，两个所述支管的下端共同固定连通有导管。
[0007]优选的，所述空腔内填充有冷却液，所述空腔的侧壁上安装有泵体，所述泵体的输出端固定连接有冷却管，所述冷却管远离泵体的一端穿过安装壳并固定连通在空腔上，所述冷却管位于安装壳外的杆壁上固定套接有导热套，所述导热套上固定套接有若干个均匀等距分布设置散热板，所述安装壳对应散热板的位置固定连接有若干个散热扇，所述散热扇的输出端对准散热板设置。
[0008]优选的，所述安装壳外对应安装槽的位置处固定连接有固定罩。
[0009]优选的，所述驱动电机为伺服电机设置。
[0010]优选的，所述泵体的输入端固定连通有两个连接管，两个所述连接管远离泵体的一端向不同方向延伸设置。
[0011]优选的，所述安装壳的外表面上通过电镀有防护涂层。
[0012]优选的，所述散热板和导热套的材质均为铜设置。
[0013]与现有技术相比，本技术提供了一种航空涡轮冷却器，具备以下有益效果：
[0014]1、该航空涡轮冷却器，通过设置安装壳、安装槽、空腔、定位槽、驱动电机、主动锥齿轮、转轴、从动锥齿轮、增压蜗轮、支管和导管，使得两个转轴能够带动两个增压蜗轮呈不同方向进行转动，使得不会产生较大的惯量，使得涡轮冷却器能够长期稳定地运行。
[0015]2、该航空涡轮冷却器，通过设置泵体、冷却管、导热套、散热板和散热扇，使得能够对两个从动锥齿轮和一个主动锥齿轮起到一个冷却保护的作用。
[0016]该装置中未涉及部分均与现有技术相同或可采用现有技术加以实现，本技术使得不会产生较大的惯量，使得涡轮冷却器能够长期稳定地运行。
附图说明
[0017]图1为本技术提出的一种航空涡轮冷却器的正视结构示意图；
[0018]图2为图1中A部分的放大图。
[0019]图中：1安装壳、2安装槽、3空腔、4定位槽、5驱动电机、6主动锥齿轮、7转轴、8从动锥齿轮、9增压蜗轮、10支管、11导管、12泵体、13冷却管、14导热套、15散热板、16散热扇、17固定罩、18连接管。
具体实施方式
[0020]下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。
[0021]在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“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技术和简化描述，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技术的限制。
[0022]实施例一
[0023]参照图1
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2，一种航空涡轮冷却器，包括安装壳1，安装壳1的两侧均开设有安装槽2，安装壳1的中心处开设有空腔3，安装壳1外的下端开设有定位槽4，定位槽4内安装有驱动电机5，驱动电机5的输出端穿过安装壳1设置，并向空腔3内延伸，且通过第一密封轴承和安装壳1之间转动连接，驱动电机5的输出端固定连接有主动锥齿轮6，安装槽2的槽底处通过第二密封轴承转动连接有转轴7，转轴7延伸至空腔3内延伸，且固定连接有从动锥齿轮8，两个从动锥齿轮8均与主动锥齿轮6相啮合设置，转轴7位于安装槽2内的杆壁上固定套接有增压蜗轮9，两个安装槽2靠近下端的位置均固定连通有两个支管10，两个支管10的下端共同固定连通有导管11，当启动该装置时，启动驱动电机5，驱动电机5带动主动锥齿轮6进行转动，主动锥齿轮6带动两个从动锥齿轮8呈不同方向转动，进而带动了对应的转轴7进行转动，使得两个转轴7能够带动两个增压蜗轮9呈不同方向进行转动，使得不会产生较大的惯量，使得涡轮冷却器能够长期稳定地运行。
[0024]安装壳1外对应安装槽2的位置处固定连接有固定罩17，起到集风的作用。
[0025]安装壳1的外表面上通过电镀有防护涂层，起了防护的作用。
[0026]驱动电机5为伺服电机设置，便于精准地控制驱动电机5的转速。
[0027]实施例二
[0028]参照图1
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2，一种航空涡轮冷却器，包括安装壳1，安装壳1的两侧均开设有安装槽2，安装壳1的中心处开设有空腔3；
[0029]空腔3内填充有冷却液，空腔3的侧壁上安装有泵体12，泵体12的输出端固定连接有冷却管13，冷却管13远离泵体12的一端穿过安装壳1并固定连通在空腔3上，冷却管13位于安装壳1外的杆壁上固定套接有导热套14，导热套14上固定套接有若干个均匀等距分布设置散热板15，安装壳1对应散热板15的位置固定连接有若干个散热扇16，散热扇16的输出端对准散热板15设置，当需要对两个从动锥齿轮8和一个主动锥齿轮6冷却时，启动泵体12，泵体12将冷却液通过冷却管13进行循环，然后启动若干个散热扇16，使得能够通过散热板15和导热套14从冷却液中吸热，然后散失，使得能够对两个从动锥齿轮8和一个主动锥齿轮6起到一个冷却保护的作用。
[0030]泵体12的输入端固定连通有两个连接管18，两个连接管18远离泵体12的一端向不同方向延伸设置，能够使得不同位置地冷却液都能够进行循环。
[本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空涡轮冷却器，包括安装壳(1)，其特征在于，所述安装壳(1)的两侧均开设有安装槽(2)，所述安装壳(1)的中心处开设有空腔(3)，所述安装壳(1)外的下端开设有定位槽(4)，所述定位槽(4)内安装有驱动电机(5)，所述驱动电机(5)的输出端穿过安装壳(1)设置，并向空腔(3)内延伸，且通过第一密封轴承和安装壳(1)之间转动连接，所述驱动电机(5)的输出端固定连接有主动锥齿轮(6)，所述安装槽(2)的槽底处通过第二密封轴承转动连接有转轴(7)，所述转轴(7)延伸至空腔(3)内延伸，且固定连接有从动锥齿轮(8)，两个所述从动锥齿轮(8)均与主动锥齿轮(6)相啮合设置，所述转轴(7)位于安装槽(2)内的杆壁上固定套接有增压蜗轮(9)，两个所述安装槽(2)靠近下端的位置均固定连通有两个支管(10)，两个所述支管(10)的下端共同固定连通有导管(11)。2.根据权利要求1所述的一种航空涡轮冷却器，其特征在于，所述空腔(3)内填充有冷却液，所述空腔(3)的侧壁上安装有泵体(12)，所述泵体(12)的输出端固定连接有冷却管(13)，所述冷...

【专利技术属性】
技术研发人员：申红林，
申请(专利权)人：南京龙普动力科技有限公司，
类型：新型
国别省市：