【技术实现步骤摘要】
本技术涉及涡轮冷却装置，具体涉及一种航空涡轮冷却装置。
技术介绍
1、航空涡轮属于飞机引擎内部的组件，在飞机引擎运行时，空气通过进气口进入压气机,经过多级叶轮的压缩,使空气压力和温度升高。然后,高温高压的空气进入燃烧室,与燃料混合燃烧,产生高温高压的燃气，燃气通过涡轮,使涡轮高速转动，从而产生动力，但是涡轮为引擎的核心部件，长期的高温下运行，有很大的几率造成涡轮老化，影响使用寿命。
2、根据专利号为cn215949874u一种航空涡轮冷却器，其内容涉及当需要对两个从动锥齿轮和一个主动锥齿轮冷却时，启动泵体，泵体将冷却液通过冷却管进行循环，然后启动若干个散热扇，使得能够通过散热板和导热套从冷却液中吸热，然后散失，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。
3、根据上述内容结合其专利技术方案分析得知，其冷却方式主要由泵体将冷却液引入至涡轮腔内的连接管，换热后的冷却液将通过风扇进行二次冷却，此冷却方式涉及到二次冷却，即介质的自身冷却，其冷却过程中，涉及的冷却设备及冷却流程较多，冷却液冷却过程中，始终保持流通状态，通过风扇冷却，并不能达到对冷却液的最佳冷却效果，同时连接管位于涡轮腔内设置，对发动机内部的气体流动也会造成阻碍，同时长时间高温下的连接管，也容易造成老化的现象。
技术实现思路
1、鉴于上述现有飞机引擎中涡轮存在的问题，提出了本技术。
2、因此，本技术目的是提供一种航空涡轮冷却装置，解决了飞机引擎运行时，涡轮冷却的问题。p>
3、为了实现上述目的，本技术提供如下技术方案：
4、一种航空涡轮冷却装置，包括发动机，所述发动机由机壳和组件构成，所述组件位于机壳内部，所述组件包括有涡轮、低压压气机、风扇、高压压气机和燃烧室，所述涡轮、低压压气机、风扇、高压压气机和燃烧室之间由低、高压轴贯穿连接，还包括冷却组件，安装于机壳上，用于对涡轮进行降温，所述冷却组件由冷却流道、进气设备和排气设备组成，所述冷却流道位于机壳壳体的内部，所述进气设备和排气设备分别固定于机壳的两侧外壁上，所述冷却流道的两端分别与进气设备和排气设备连通。
5、优选的，所述机壳的壳体内部设置有冷却腔，所述冷却腔与机壳外壁之间的壳体上设置有隔热涂料。
6、优选的，所述冷却流道与冷却腔的内壁呈一体化结构，所述冷却流道的两端接口处密封连接有气体连通管。
7、优选的，所述冷却流道为半圆形管体，且整体呈螺旋结构分布。
8、优选的，所述进气设备由设备箱和空气泵组成，设备箱上设置有进气口，所述空气泵位于设备箱的内部，所述空气泵进气端与进气口连通，所述空气泵的排气端与冷却流道一端的气体连通管密封连通。
9、优选的，所述排气设备由排风罩和气管构成，所述气管固定于排气设备上，所述气管的接口处与冷却流道另一端的气体连通管密封连通。
10、优选的，所述进气口和排气设备上均设置有滤网。
11、在上述技术方案中，本技术提供的技术效果和优点：
12、1、本技术中对于涡轮的冷却主要采用隐藏式空冷的形式，涡轮运行时，产生的高温将加热机壳，通过空气泵将外界的空气引入至附着于机壳内冷却腔上的螺旋式冷却流道，换热后的空气将排出外界，此方式，首先设备较少，涉及的冷却流程较简单，其次，换热设备将不与涡轮腔进行直接接触，降低了老化损坏的概率，最后，螺旋式的流道，可以使空气与高温的机壳进行充分接触，达到最佳的换热效果。
13、2、本技术中的冷却介质，采用空气，换热后，可直接排出，不需要二次冷却，同时换热后的空气，只是加热空气，不会对空气造成污染，直接排出后，也不会影响环境。
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1.一种航空涡轮冷却装置，包括发动机(1)，所述发动机(1)由机壳和组件构成，所述组件位于机壳内部，所述组件包括有涡轮(2)、低压压气机(3)、风扇(4)、高压压气机(5)和燃烧室(6)，所述涡轮(2)、低压压气机(3)、风扇(4)、高压压气机(5)和燃烧室(6)之间由低、高压轴贯穿连接，其特征在于，还包括，
2.根据权利要求1所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在于，所述机壳的壳体内部设置有冷却腔(7)，所述冷却腔(7)与机壳外壁之间的壳体上设置有隔热涂料。
3.根据权利要求1所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在于，所述冷却流道(8)与冷却腔(7)的内壁呈一体化结构，所述冷却流道(8)的两端接口处密封连接有气体连通管。
4.根据权利要求1所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在于，所述冷却流道(8)为半圆形管体，且整体呈螺旋结构分布。
5.根据权利要求3所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在于，所述进气设备(9)由设备箱和空气泵(12)组成，所述设备箱上设置有进气口(11)，所述空气泵(12)位于设备箱的内部，所述空气泵(12)进气端与进
6.根据权利要求3所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在于，所述排气设备(10)由排风罩和气管(13)构成，所述气管(13)固定于排气设备(10)上，所述气管(13)的接口处与冷却流道(8)另一端的气体连通管密封连通。
7.根据权利要求5所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在于：所述进气口(11)和排气设备(10)上均设置有滤网。
...【技术特征摘要】
1.一种航空涡轮冷却装置，包括发动机(1)，所述发动机(1)由机壳和组件构成，所述组件位于机壳内部，所述组件包括有涡轮(2)、低压压气机(3)、风扇(4)、高压压气机(5)和燃烧室(6)，所述涡轮(2)、低压压气机(3)、风扇(4)、高压压气机(5)和燃烧室(6)之间由低、高压轴贯穿连接，其特征在于，还包括，
2.根据权利要求1所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在于，所述机壳的壳体内部设置有冷却腔(7)，所述冷却腔(7)与机壳外壁之间的壳体上设置有隔热涂料。
3.根据权利要求1所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在于，所述冷却流道(8)与冷却腔(7)的内壁呈一体化结构，所述冷却流道(8)的两端接口处密封连接有气体连通管。
4.根据权利要求1所述的一种航空涡轮冷却装置，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：申红林，申原，陶晶，
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：
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