沿周向围绕驱动轴;和
[0042]纵向延伸的护罩，其包括布置为在驱动轴被接收在孔中时沿周向围绕驱动轴的管状侧壁。
[0043]孔和/或护罩可以是如上文所述那样的。
[0044]按照本发明，如从第三方面看出的，所提供的是一种布置用于驱动螺旋桨的发动机的冷却方法，该方法包括:
[0045]安装如上文所述的散热器，使得散热器基本上沿周向围绕发动机的驱动轴；
[0046]流体地连接所述散热器，使得所述散热器接收已经由发动机加热的流体。
【附图说明】
[0047]下面将仅通过示例并且参照附图，对本发明的实施例进行描述，其中:
[0048]图1(a)是根据本发明的一个实施例的发动机组件的侧视图；
[0049]图1(b)是图1(a)的发动机组件的透视图；
[0050]图2是在图1(a)和图1(b)中示出的发动机组件的散热器的分解透视图；
[0051]图3是适合于在图1(a)和图1(b)中示出的发动机组件内使用的散热器的可选实施例的透视图；以及
[0052]图4是根据本发明的一个实施例布置用于驱动螺旋桨的发动机的冷却方法的流程图。
【具体实施方式】
[0053]参照附图中的图1(a)、图1(b)和图2，所示出的是发动机组件10。发动机组件10形成螺旋桨飞机(未示出)的一部分。据设想，发动机组件10将被容纳在整流罩(未示出)内，并朝向飞机的前部定位。
[0054]组件10包括内燃机11。发动机11分别通过空气进气管12和燃料喷射器供给用于燃烧的空气和燃料。空气进气管12布置为经由形成在发动机整流罩中的空气进气孔而从飞机前方接收空气。
[0055]发动机11布置成用于旋转驱动轴13。可以设想发动机11是汪克尔发动机，在这种情况下，驱动轴13的近端将位于发动机11的转子内。驱动轴13的远端联接到位于所述飞机前端处的螺旋桨(未示出)。
[0056]组件10还包括用于绕发动机11循环冷却流体的发动机冷却回路。冷却回路包括栗(未示出)和限定在发动机11内或其周围的一系列管道(未示出)。冷却回路还包括直接安装在主发动机体11上的散热器20。散热器20靠近发动机11的位置最小化了必须由冷却回路越过的总距离，因此提供了降低的成本、减轻的重量、简化的安装以及降低的泄漏风险。散热器20设置有用于从限定在发动机缸体内或其周围的管道接收冷却流体的入口 21。散热器还设置有用于将已被散热器冷却的冷却流体传到发动机冷却回路中的下游部件的出口 22。在某些实施例中，离开散热器出口22的冷却流体被立即返回到限定在发动机11内或其周围的管道内，以用于吸收发动机11产生的热量。
[0057]散热器20是由布置用于输送冷却流体的多个间隔开的细长管状元件23形成的。总体上，所述多个管状元件23为散热器20提供了基本上圆柱形的形状，散热器20的半径显著大于散热器20的纵向长度。第一和第二歧管(未示出)设置在细长管状元件23的各个端部处。在使用中，在流体入口 22处进入散热器20的冷却流体在每个管状元件23之间的第一歧管处分开。冷却流体然后穿过管状元件23，并在用于离开散热器20的后续通道的第二歧管处重新汇合。隔开的管状元件23的上述结构为散热器20提供大的表面积，因此有利于它的有效冷却。此外，管状元件23之间的细长空间限定了穿过散热器20的空气通道，从而允许空气流过散热器20，从而提高其冷却效率。
[0058]孔24形成在散热器20中，发动机组件的驱动轴13通过所述孔延伸。孔24在散热器20中心的位置允许散热器20沿周向围绕驱动轴13。孔24的尺寸使得驱动轴13装配在孔24内，但不会与其进行物理接触，而是在其间留下最小的自由空间。在图示的实施例中，孔24具有边长略微大于驱动轴13的直径的正方形。在一个可选实施例(未示出)中，孔可以是圆形的，并且直径略微大于驱动轴13的直径。
[0059]在某些实施例中，如图3所示，散热器可设置有纵向延伸的护罩25。护罩25是由从散热器20的周缘延伸的管状侧壁构成的。护罩25的管状侧壁因而构成散热器20的侧壁的延伸部。护罩25的管状侧壁的纵向轴线与驱动轴(图3中未示出)的纵向轴线同轴，使得护罩25沿周向围绕驱动轴。当螺旋桨(未示出)连接到驱动轴时，护罩的管状侧壁的远离散热器20的端部邻近螺旋桨叶片的后侧，并与其略微隔开。申请人已经发现的是诸如这样的护罩增强通过散热器20的空气流，因此提高了发动机冷却的效率。
[0060]应当理解的是，能够对现有发动机组件改装如上所述的散热器20。参考图4，改装散热器20包括:在步骤101中围绕驱动轴13安装散热器20。可以设想的是，散热器20将被安装在图1(a)和图1(b)所示的位置上。发动机冷却回路然后在步骤102中完全连接。特别地，在发动机11内形成的流体管道连接到散热器20。
[0061]一旦散热器20被安装并且是运转的，发动机冷却回路的栗将冷却流体栗入限定在发动机11内及其周围的管道，随后冷却流体从发动机11吸收热量，从而冷却发动机U。来自管道的冷却剂流体随后被传到散热器20的入口 21并被引导穿过散热器20的细长管状元件23。各个管状元件23的大的表面积体积比提供了冷却剂流体的有效冷却，所述冷却剂流体然后经由流体出口 22流出散热器20。
[0062]由散热器20所提供的冷却效率可以通过激励螺旋桨而显著增强。具体地，散热器20在螺旋桨下游的位置使得能够利用螺旋桨产生的高速空气流。
【主权项】
1.一种用于飞机的发动机组件，所述组件包括: 发动机； 驱动轴，其配置成由所述发动机驱动； 散热器，其包括所述驱动轴被接收从中通过的孔，所述孔定位成使得所述散热器大致沿周向围绕所述驱动轴。2.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述孔包括位于所述散热器内部的孔，使得所述散热器沿周向围绕所述驱动轴。3.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述孔包括从所述散热器的外周缘延伸到所述散热器的内部的狭缝。4.根据权利要求1所述的发动机组件，其中，所述孔包括从所述散热器的外周缘延伸到该散热器的相对外周缘的间隙，使得所述孔将所述散热器分成两个分离的部分。5.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件，其中，所述散热器布置为沿周向围绕所述驱动轴的至少90%。6.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件，其中，所述驱动轴布置成用于旋转螺旋桨。7.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件，其中，所述散热器包括用于允许空气从中穿过的附加孔。8.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件，还包括布置为邻接所述散热器的靠近发动机的表面的平坦背衬构件，所述背衬构件包括位于其内部的孔洞，所述驱动轴被接收通过所述孔洞。9.根据前述权利要求中的任一项所述的发动机组件，其中，所述散热器还包括纵向延伸的护罩，所述护罩包括布置为沿周向围绕所述驱动轴的管状侧壁。10.根据权利要求9所述的发动机组件，其中，所述护罩的管状侧壁位于所述散热器的周缘处。11.根据权利要求9或权利要求10所述的发动机组件，其中，所述护罩位于所述散热器的远离发动机的一侧。12.—种大致如上文参考附图中的图1(a)和图1(b)所描述的发动机组件。13.—种用于飞机的散热器，所述散热器包括: 用于接收驱动轴的孔，所述孔定位成使得当所述驱动轴被接收在该孔中时，所述散热器大致沿周向围绕所述驱动轴;和 包括管状侧壁的护罩，所述管状侧壁具有大致平行于所述驱动轴的纵向轴线的纵向轴线，并且布置成在所述驱动轴被接收在所述孔中时沿周向围绕该驱动轴。14.一种用于飞机的散热器，所述散热器是大致如上文参考附图的图3所描述的散热器。15.—种冷却布置成用于驱动螺旋桨的发动机的方法，所述方法包括: 安装包括用于接收驱动轴的孔的散热器，所述散热器安装成使得该散热器大致沿周向围绕所述驱动轴； 流体地连接所述散热器，使得所述散热器接收已经由所述发动机加热的流体。
【专利摘要】公开了一种用于螺旋桨驱动飞机的发动机组件(10)，所述组件包括发动机(11)、由发动机(11)驱动的驱动轴(13)、以及包括用于接收驱动轴(13)的孔(24)的散热器(20)，孔(24)被定位成使得所述散热器(20)大致沿周向围绕驱动轴(13)。孔(24)可以采取各种形式，诸如在散热器(20)内部的孔洞或形成在所述散热器(20)内的不贯通的狭缝。
【IPC分类】F28D1/02, F01P3/18, F28D1/053
【公开号】CN105593487
【申请号】CN201480046853
【发明人】C.J.比达尔夫
【申请人】Uav发动机有限公司
【公开日】2016年5月18日
【申请日】2014年6月3日
【公告号】EP2824301A1, EP2949900A1, US20160153342, WO2015003853A1