飞机前冲压进气热交换装置的制造方法

本发明涉及小型飞机的通风加温系统技术领域，具体涉及一种飞机前冲压进气热交换装置。

背景技术：
飞机系统需要从外界提取空气经过加热送入机舱内进行供暖，现有通风加温装置中的冲压进气口中的空气流速较发动机整流罩前端低，造成进气速度慢，流量小，热交换效率低，影响座舱通风加温效果。

技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是提供一种适用于小型飞机的前冲压进气热交换装置。本发明采用如下技术方案：一种飞机前冲压进气热交换装置，其包括设置于发动机整流罩内且顺序连接的进气橡胶罩、热交换器进气管、热交换器和热交换器排气管，所述发动机整流罩中央设置有发动机进气口，所述发动机进气口一侧开设圆形的前冲压进气口，所述进气橡胶罩固定设置于发动机整流罩上且与前冲压进气口相对应；以顺航方向为参照，所述的前冲压进气口位于所述发动机进气口的左侧，且所述前冲压进气口下边缘与发动机进气口底边所在的直线相切。作为优选，所述前冲压进气口的圆心与所述发动机进气口的邻近边缘之间的距离为63-66mm。作为优选，所述的前冲压进气口的直径为60-63mm。作为优选，所述的进气橡胶罩为漏斗形。本发明的积极效果如下：在飞机飞行过程中，高速冲压空气流由前端前冲压进气口进入后，由进气橡胶罩收集，经热交换器进气管进入热交换器与发动机废气进行热交换，温度提高后由热交换排气管经加温管路送入飞机座舱。此冲压进气型式在LE500飞机经过实际安装检验，通风加温效率高，解决了原方案通风加温不良的问题。将前冲压进气口设置于发动机进气口的左侧且所述前冲压进气口下边缘与发动机进气口底边所在的直线相切，能够使气流在顺利的进入到发动机整流罩内，气体采集效果好，进气通常，热交换效率高。前冲压进气口的圆心与所述发动机进气口的邻近边缘之间的距离为63-66mm并且将其直径设置为60-63mm，该位置区域空气流速最大，冲压进气时进气压力最大，并且能够在有效改善通风进气效率的情况下，最大程度的保障了发动机整流罩的机械轻度和承压性能，是保证通风进气效率和发动机整流罩机械轻度的良好结合。漏斗形的进气橡胶罩具有良好的集气效果，并且保证了气流由前冲压进气口进入发动机整流罩的效率。附图说明附图1为本发明结构示意图；附图2为发动机整流罩结构示意图。在附图中：1进气橡胶罩、2热交换器进气管、3热交换器、4热交换器排气管、100发动机整流罩、101前冲压进气口、102发动机进气口。具体实施方式下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的描述。如附图1和附图2所示的一种飞机前冲压进气热交换...