本實用新型屬于航空技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛多旋翼飛行器發(fā)動機的冷卻系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

小型航空活塞發(fā)動機在實踐中，主要應(yīng)用于固定翼無人機，利用固定翼飛機平飛產(chǎn)生的高速氣流散熱，發(fā)動機散熱設(shè)計簡單。近年來，多旋翼無人機迅速發(fā)展，以其飛行穩(wěn)定，結(jié)構(gòu)簡單，易于操縱等特點，在航拍航測、偵察、勘探、物流、植保等領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。采用汽油動力的多旋翼無人機突破了電動多旋翼無人機在續(xù)航和載重方面的短板，打開了多旋翼無人機更廣闊的應(yīng)用前景。多旋翼采用小型航空活塞發(fā)動機，不具備固定翼高速平飛的散熱條件，采用一般的風(fēng)冷風(fēng)機進(jìn)行散熱不能滿足發(fā)動機的散熱需求，正常工況下，數(shù)分鐘內(nèi)發(fā)動機即過熱，氣缸溫度超過150℃，若不及時停止工作，則會造成發(fā)動機拉缸、爆缸等事故，極大地制約了采用汽油動力的多旋翼無人機的可靠性和穩(wěn)定性及續(xù)航時間。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本實用新型的目的是提供一種多旋翼飛行器發(fā)動機的冷卻系統(tǒng)，能夠有效解決散熱不佳的問題。

本實用新型的技術(shù)方案是： 一種多旋翼飛行器發(fā)動機的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，包括：

冷卻裝置：包括第一進(jìn)液口和第一出液口；

熱交換裝置：包括第二進(jìn)液口和第二出液口；

循環(huán)裝置：包括第三進(jìn)液口和第三出液口；

以及連接在上述裝置之間的連接通道，所述連接通道內(nèi)設(shè)置有循環(huán)冷卻液體；

所述連接通道包括干路和至少兩個并聯(lián)支路，每個支路包括一個所述冷卻裝置，分別用于冷卻發(fā)動機的不同氣缸。

優(yōu)選地，所述液體冷卻裝置是設(shè)置于發(fā)動機氣缸外側(cè)的缸套。

所述發(fā)動機由風(fēng)冷發(fā)動機去掉至少部分散熱片改造而成；所述缸套安裝于去掉散熱片后的發(fā)動機的機體外側(cè)；并且缸套與余下的散熱片使用密封手段結(jié)合在一起。

所述缸套為環(huán)形體，所述發(fā)動機的火花塞在環(huán)形體中部露出。

另一種可選的方式，是在發(fā)動機散熱翅片之間設(shè)置盤管作為所述液體冷卻裝置。

優(yōu)選地，所述熱交換裝置設(shè)置在飛行器的旋翼支臂梁下方，通過旋翼產(chǎn)生的風(fēng)力對熱交換裝置進(jìn)行散熱。

在連接通道的干路上設(shè)置所述熱交換裝置；或者，在連接通道的每條支路上各設(shè)置一個所述熱交換裝置。

優(yōu)選地，所述熱交換裝置包括第一儲液容器、設(shè)置在第一儲液容器外殼的折疊鋁箔散熱排，以及第一控制裝置；所述第一控制裝置包括第一溫度傳感單元、第二溫度傳感單元、第一閾值比較單元和第一報警單元；所述第一溫度傳感單元，設(shè)置在所述熱交換裝置的第二進(jìn)液口，用于測量熱交換裝置入口的冷卻液溫度；所述第二溫度傳感單元，設(shè)置在所述熱交換裝置的第二出液口，用于測量熱交換裝置出口的冷卻液溫度；所述第一閾值比較單元，對第一溫度傳感單元和第二溫度傳感單元測量的溫度進(jìn)行比較，當(dāng)?shù)谝粶囟葌鞲袉卧杉臏囟扰c第二溫度傳感單元采集的溫度之差小于第一閾值時，發(fā)出第一控制信號；所述第一報警單元，在接收到第一閾值比較單元發(fā)出的第一控制信號后，發(fā)出報警信號。

優(yōu)選地，所述循環(huán)裝置包括循環(huán)泵和第二儲液容器，以及第二控制裝置；所述第二控制裝置包括第一壓力傳感單元、第二閾值比較單元和第一開關(guān)單元；所述第一壓力傳感單元，用于測量第二儲液容器內(nèi)的壓力； 所述第二閾值比較單元，當(dāng)?shù)谝粔毫鞲袉卧獪y量的壓力超過第二閾值時，發(fā)出第二控制信號；所述第一開關(guān)單元，當(dāng)接收到第二閾值比較單元發(fā)出的第二控制信號時，開啟開關(guān)，使得第二儲液容器與大氣連通，釋放壓力。

優(yōu)選地，所述冷卻裝置還包括第三控制裝置，所述第三控制裝置包括第三溫度傳感單元、第三閾值比較單元和第二報警單元：第三溫度傳感單元，設(shè)置在所述冷卻裝置的第一出液口，用于測量冷卻裝置出口的冷卻液體溫度；第三閾值比較單元，當(dāng)?shù)谌郎囟葌鞲袉卧獪y量的溫度值超過第三閾值時，發(fā)出第三控制信號；第二報警單元，當(dāng)接收到第三閾值比較單元發(fā)出的第三控制信號后，發(fā)出報警信號。

采用本實用新型的技術(shù)方案，可以通過高效的小型水冷系統(tǒng)，解決小型航空活塞發(fā)動機散熱問題。同時，充分利用旋翼自身的風(fēng)力取代了專用散熱風(fēng)機強制對流，起到了節(jié)約成本的技術(shù)效果。

附圖說明

圖1為本實用新型發(fā)動機冷卻系統(tǒng)示意圖。

圖2為本實用新型發(fā)動機冷卻系統(tǒng)中氣缸水缸套的裝配結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3為本實用新型發(fā)動機冷卻系統(tǒng)中熱交換器的裝配結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4為本實用新型發(fā)動機冷卻系統(tǒng)中第一控制裝置的結(jié)構(gòu)功能圖。

圖5為本實用新型發(fā)動機冷卻系統(tǒng)中第二控制裝置的結(jié)構(gòu)功能圖

具體實施方式

下面結(jié)合附圖1-4說明本實用新型的具體實施方式。

實施方式一：

如圖1所示，本實用新型的冷卻系統(tǒng)主要包括冷卻裝置11、12、熱交換裝置3、循環(huán)裝置2、以及連接在上述裝置之間的連接通道。其中冷卻裝置包括第一進(jìn)液口和第一出液口；熱交換裝置3包括第二進(jìn)液口和第二出液口，其中第二進(jìn)液口連接到冷卻裝置的第一出液口；循環(huán)裝置2包括第三進(jìn)液口和第三出液口，其中第三進(jìn)液口連接到熱交換裝置的第二出液口，第三出液口連接到冷卻裝置的第一進(jìn)液口；以及連接在上述裝置之間的連接通道。

所述連接通道內(nèi)設(shè)置有循環(huán)冷卻液體。所述冷卻液體包括水、乙二醇溶液和/或硅酸鹽溶液等有機或無機溶液。

對于發(fā)動機這類內(nèi)燃機來說，內(nèi)燃料燃燒產(chǎn)生的熱量，約20%-30%轉(zhuǎn)化為機械能，通過發(fā)動機軸輸出到機械，70%-80%的能量轉(zhuǎn)化為熱能，其中30%-40%的熱能隨尾氣從排氣管排出，散熱系統(tǒng)的散熱負(fù)載在燃料總熱值的30%左右，發(fā)動機工作過程中，氣缸是主要熱源，也是散熱系統(tǒng)的目標(biāo)散熱部位。

為保證發(fā)動機多個氣缸散熱均勻，冷卻系統(tǒng)水路的架構(gòu)必須具有針對性，本實用新型的冷卻系統(tǒng)采用并聯(lián)式，每個氣缸設(shè)置一個冷卻裝置，對應(yīng)一個支路；冷卻工作液由干路流向各支路完成換熱后，由支路匯集到干路，再經(jīng)過熱交換器 3，完成對流散熱，整個系統(tǒng)由循環(huán)泵 2來泵送壓力，維持冷卻液循環(huán)。

作為可選方式，也可以采用多個熱交換器，這時，每個熱交換器布置在與發(fā)動機氣缸對應(yīng)的每個支路上，熱交換器的數(shù)量與發(fā)動機的氣缸數(shù)相同。

目前市場上銷售的小型航空活塞發(fā)動機，通常應(yīng)用于固定翼無人機，其散熱結(jié)構(gòu)是針對固定翼平飛工況設(shè)計的，其特點是散熱片面積小、換熱所需風(fēng)量大。應(yīng)用于多旋翼無人機時，由于多旋翼無人機風(fēng)速低，發(fā)動機通過風(fēng)冷進(jìn)行散熱效果不佳，因此，本實用新型采用的水冷散熱手段，需要對市場上的風(fēng)冷發(fā)動機進(jìn)行必要的改造。將風(fēng)冷的發(fā)動機氣缸外側(cè)的散熱片替換為氣缸缸套。通過加工去除發(fā)動機外側(cè)的部分散熱片，將缸套與余下的散熱片使用密封手段黏合在一起，保證缸套除進(jìn)出液口外密封完好。

冷卻工作液在氣缸缸套11、12內(nèi)與氣缸外壁進(jìn)行充分熱交換，通過連接通道引導(dǎo)熱流流向熱交換裝置3，在熱交換裝置3完成強制對流后經(jīng)過濾器4回流到氣缸缸套11、12進(jìn)行下一次換熱循環(huán)。

如圖2所示，氣缸缸套11與氣缸缸套12位于發(fā)動機氣缸外側(cè)，與發(fā)動機氣缸散熱片連接，接縫采取必要的密封手段，例如黏合、焊接等，使其抗壓能力不低于5個大氣壓。氣缸缸套11外側(cè)設(shè)有進(jìn)液口101、出液口102，氣缸缸套12外側(cè)設(shè)有進(jìn)液口、出液口分別與通道連接。所述缸套11和12為環(huán)形體，所述發(fā)動機的火花塞在環(huán)形體中部露出。

作為另一可選方式，所述冷卻裝置也可以是設(shè)置于發(fā)動機散熱翅片之間的盤管。

實施方式二：

在之前實施方式的基礎(chǔ)上，本實施方式進(jìn)一步對熱交換裝置進(jìn)行設(shè)計。

如圖3所示，熱交換裝置3位于無人機旋翼下方的懸臂梁下方，包括儲液容器、管路和折疊鋁箔散熱排，散熱排使用折疊鋁箔來增大散熱面積，承擔(dān)系統(tǒng)散熱負(fù)載，冷卻工作液通過管路與鋁排進(jìn)行充分熱交換。

熱交換器一端分別設(shè)有進(jìn)液口301、出液口302。熱交換器利用旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的下洗氣流進(jìn)行強制對流，要達(dá)到理想的散熱效果，強制對流風(fēng)速經(jīng)過熱交換器應(yīng)不低于8m/s。

所述熱交換裝置還包括第一控制裝置；所述第一控制裝置包括第一溫度傳感單元73、第二溫度傳感單元74、第一閾值比較單元和第一報警單元，參見圖4、圖5所示。

所述第一溫度傳感單元73，設(shè)置在所述熱交換裝置的進(jìn)液口301，用于測量熱交換裝置進(jìn)口的冷卻液溫度；所述第二溫度傳感單元74，設(shè)置在所述熱交換裝置的出液口302，用于測量熱交換裝置出口的冷卻液溫度。

所述第一閾值比較單元，對第一溫度傳感單元和第二溫度傳感單元測量的溫度進(jìn)行比較，當(dāng)冷卻系統(tǒng)正常工作時，出液口302溫度應(yīng)明顯低于進(jìn)液口301溫度。因此，當(dāng)?shù)谝粶囟葌鞲袉卧杉臏囟扰c第二溫度傳感單元采集的溫度之差小于第一閾值時，發(fā)出第一控制信號；所述第一報警單元，在接收到第一閾值比較單元發(fā)出的第一控制信號后，發(fā)出報警信號，報警信號可以采用光信號、聲信號或電信號等作為報警信號。

實施方式三：

在之前實施方式的基礎(chǔ)上，本實施方式進(jìn)一步對循環(huán)裝置進(jìn)行設(shè)計。所述循環(huán)裝置包括循環(huán)泵2和儲液容器5，以及第二控制裝置。所述第二控制裝置包括壓力傳感單元10、第二閾值比較單元和開關(guān)單元6，參見圖4、圖5所示。

所述壓力傳感單元，用于測量第二儲液容器內(nèi)的壓力，可以是例如壓力表等壓力測量機構(gòu)； 所述第二閾值比較單元，當(dāng)?shù)谝粔毫鞲袉卧獪y量的壓力超過第二閾值時，發(fā)出第二控制信號；所述開關(guān)單元6，可以是例如閥門6，當(dāng)接收到第二閾值比較單元發(fā)出的第二控制信號時，開啟閥門，使得第二儲液容器與大氣連通，釋放壓力。這就使得系統(tǒng)在壓力過大時可觸發(fā)閥門，向大氣釋放壓力保證系統(tǒng)安全。通過閥門6，還可向儲液容器5注入冷卻工作液。

優(yōu)選地，循環(huán)泵2與儲液容器5可以采用一體式設(shè)計，為滿足充分換熱的需求，循環(huán)泵2的流量應(yīng)不小于發(fā)動機散熱負(fù)載所要求的最小流量，一般來說，對于應(yīng)用于無人機的小型航空活塞發(fā)動機，根據(jù)排量不同，其范圍在300L/h-2500L/h。

此外，系統(tǒng)具有過熱保護(hù)的功能，即在冷卻工作液耗盡前，可保證發(fā)動機氣缸不會產(chǎn)生過熱；具體而言，所述冷卻裝置還包括第三控制裝置，所述第三控制裝置包括第三溫度傳感單元71和72、第三閾值比較單元和第二報警單元。

溫度傳感單元71、72，設(shè)置在所述冷卻裝置11、12的第一出液口，用于測量冷卻裝置11、12出口的冷卻液體溫度。第三閾值比較單元，當(dāng)溫度傳感單元71、72測量的溫度值超過第三閾值（例如120℃時），發(fā)出第三控制信號。第二報警單元，當(dāng)接收到第三閾值比較單元發(fā)出的第三控制信號后，發(fā)出報警信號。

此外，冷卻系統(tǒng)中還包括過濾器4，調(diào)節(jié)閥81、82、91、 92等組件。

本實用新型設(shè)計了高效的小型水冷系統(tǒng)，解決小型航空活塞發(fā)動機散熱問題。其重量小，散熱功率高，提升無人機可靠性、穩(wěn)定性及續(xù)航時間。由于采用了包覆發(fā)動機氣缸的缸套，冷卻工作液與氣缸直接接觸，高效換熱。此外，利用旋翼下洗氣流強制對流鋁排換熱器，替代了專用散熱風(fēng)機，提高了整機效率。

以上所述實施例僅僅是本實用新型的優(yōu)選實施方式，并非對本實用新型的范圍進(jìn)行限定，在不脫離本實用新型設(shè)計精神的前提下，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員對本實用新型的技術(shù)方案做出的各種變形和改進(jìn)，均應(yīng)落入本實用新型的權(quán)利要求書確定的保護(hù)范圍內(nèi)。