飞行器动力装置的制作方法

本申请总体涉及飞行器动力装置并且更具体地涉及用于供给要被这样的动力装置使用的空气的系统和方法。

背景技术：

诸如辅助动力单元（apu）的飞行器动力装置通常被容纳在由飞行器限定的发动机机舱内。在一些情况下，动力装置的液体冷却剂和/或润滑剂需要被冷却。

技术实现要素：

在一个方面，提供了一种用于具有尾锥的飞行器的液冷内燃飞行器动力装置的冷却系统，所述冷却系统包括：空气入口，所述空气入口被限定为穿过所述尾锥的壁并且流体地连接到所述飞行器外部的环境；热交换器，所述热交换器具有经由所述空气入口流体地连接到环境的至少一个第一导管和与所述至少一个第一导管成热交换关系并且可流体地连接到所述液冷内燃飞行器动力装置的冷却剂回路的至少一个第二导管；鼓风机，所述鼓风机可经由所述空气入口流体地连接到所述环境；以及空气出口，其被限定成流体地连接到鼓风机并且相对于沿着飞行器的气流的方向在空气入口的上游穿过飞行器的壁。

在另一方面，提供了一种操作用于具有尾锥的飞行器的液冷内燃飞行器动力装置的冷却系统的方法，该方法包括：用液冷内燃飞行器动力装置驱动可旋转负载；经由被限定为穿过所述尾锥的壁的空气入口从所述飞行器外部的环境驱动冷却空气流；以及通过冷却所述液冷内燃飞行器动力装置的液体冷却剂来加热所述冷却空气流并将经加热的冷却空气流相对于沿所述飞行器的气流方向在所述空气入口上游的位置处排出回到所述环境。

在又一方面，提供了一种构造成位于飞行器的尾锥内的飞行器动力装置，包括：间歇式内燃发动机，其具有用于循环液体冷却剂的冷却剂回路；空气入口，其被限定为穿过所述尾锥的壁并且流体地连接到飞行器外部的环境；热交换器，其具有经由所述空气入口流体地连接到所述环境的至少一个第一导管和与所述至少一个第一导管成热交换关系并且流体地连接到所述冷却剂回路的至少一个第二导管；鼓风机，其经由所述空气入口流体地连接到所述环境；以及空气出口，其流体地连接到所述鼓风机，所述空气出口相对于沿着所述飞行器的气流的方向在所述空气入口的上游被限定为穿过所述飞行器的壁。

附图说明

现在参考附图，在附图中：

图1是根据特定实施例的旋转式内燃发动机的示意性截面图；

图2是根据一个实施例的发动机组件的示意图；

图3是根据一个实施例的飞行器动力装置的示意性三维局部透明视图，所述飞行器动力装置被容纳在位于飞行器的尾部区段内的发动机机舱内；

图4是图3的飞行器动力装置的示意性截面图；

图5是图3的飞行器动力装置的示意性仰视三维视图；

图6是图3的飞行器动力装置的示意性俯视局部透明视图；

图7是图3的飞行器动力装置的空气入口导管的示意性剖视图；以及

图8是根据一个实施例的通气窗（louver）的示意性截面图，该通气窗可以用作图7中所示的空气入口导管的入口。

具体实施方式

参考图1，示意性地示出了称为汪克尔发动机（wankelengine）的旋转式内燃发动机10。旋转式发动机10包括外主体12，外主体20具有轴向间隔开的端壁14，其中周界壁18在所述端壁之间延伸以形成转子腔20。腔20的周界壁18的内表面具有限定了两个凸角（lobe）的轮廓，其优选地为外旋轮线。

在特定实施例中，外主体12由铝制成。铝对于飞行器应用会是有利的，因为其比钢密度小。但是，铝具有比钢的导热系数更大的导热系数并且具有比钢的熔点更低的熔点。当使用具有铝制成的主体的内燃发动机时会需要适当冷却。下文呈现关于这点的更多细节。

内主体或转子24被接收在腔20内。转子24具有邻近外主体端壁14的轴向间隔开的端面26以及在其间延伸的周界面28。周界面28限定了三个周向间隔开的顶点部分30以及具有向外成弓形的侧部36的大致三角形轮廓。顶点部分30与周界壁18的内表面密封接合以在内转子24和外主体12之间形成三个旋转燃烧室32。转子24的几何轴线从外主体12的轴线偏移并且平行于外主体12的轴线。

燃烧室32被密封。在所示实施例中，每个转子顶点部分30具有顶点密封件52，其从一个端面26延伸到另一个端面并且抵靠周界壁18径向向外偏置。端部密封件54接合每个顶点密封件52的每个端部并且被偏置抵靠相应的端壁14。转子24的每一个端面26都具有从每一顶点部分30延伸至每一相邻顶点部分30的至少一个弧形的面密封件60，该面密封件在其整个长度上邻近转子外周但在转子外周的内侧、与邻近其每个端部的端部密封件54密封接合并且被偏置成与相邻端壁14密封接合。替代性密封布置结构也是可能的。

虽然附图中未示出，但是转子24被轴颈连接（journaled）在轴的偏心部分上，使得轴旋转转子24以实现在定子腔20内的轨道公转式旋转（orbitalrevolution）。随着转子24绕定子腔20移动，针对转子24的每个完整旋转，轴旋转三次。围绕偏心部设置油封以阻止润滑油的在相应转子端面26和外主体端壁14之间从偏心部径向向外的泄漏流动。在转子24的每个旋转期间，每个室32的体积变化并且围绕定子腔20移动，以经历进气、压缩、膨胀和排气的四个阶段，这些阶段类似于具有四冲程循环的往复式内燃发动机中的冲程。

发动机包括与空气源连通的主要入口端口40、排气端口44和也与空气源（例如压缩机）连通且位于入口端口40和排气端口44之间的可选吹扫端口42。端口40、42、44可以被限定在周界壁18的端壁14中。在所示实施例中，入口端口40和吹扫端口42被限定在端壁14中并且与同一进气道34连通，该进气道34被限定成在端壁14中的通道，并且排气端口44被限定为穿过周界壁18。替代性构造是可能的。

在特定实施例中，诸如煤油（喷气发动机用燃料）或其他合适燃料的燃料通过燃料端口（未示出）被送入室32内，使得室32被分层为在点火源附近具有浓燃料-空气混合物而其他处具有较稀的混合物，并且燃料-空气混合物可以利用本领域中已知任何合适的点火系统（例如火花塞、电热塞）在外壳内被点燃。在特定实施例中，旋转式发动机10在米勒或阿特金森循环（milleroratkinsoncycle）的原理下操作，通过主要入口端口40和排气端口44的适当相对位置，其压缩比低于其膨胀比。

参考图2，发动机组件100被大体示出且包括内燃发动机112。在特定实施例中，内燃发动机112包括一个或更多个旋转单元（每个旋转单元被构造成例如是汪克尔发动机）或者一个或更多个往复活塞。内燃发动机112可以是如上文参考图1所述的旋转式内燃发动机10。在不背离本公开的范围的情况下可以使用任何其他合适的间歇式内燃发动机，诸如活塞发动机。

内燃发动机112驱动轴114，所述轴被用于驱动可旋转负载115。应该理解的是，可旋转负载115可以是任何适当类型的负载，包括但不限于一个或更多个发电机、推进器、附件、转子桅杆、压缩机或者任何其他适当类型的负载或其组合。在特定实施例中，内燃发动机112是包括均被构造成汪克尔发动机的三个旋转单元的旋转式发动机，其具有转子腔，所述转子腔具有限定两个凸角的轮廓，优选地是外旋轮线，其中转子被接收成使得转子的几何轴线从转子腔的轴线偏移并平行于转子腔的轴线，并且转子具有三个周向间隔开的顶点部分和具有向外成弓形的侧部的大体三角形轮廓，以便限定具有可变体积的三个旋转燃烧室。

在特定实施例中，发动机组件100是复合循环发动机系统或复合循环发动机，诸如被描述于lents等人的于2010年7月13日授权的美国专利no.7,753,036中，或者被描述于julien等人的于2010年8月17日授权的美国专利no.7,775,044中，或者被描述于thomassin等人的于2015年10月1日公开的美国专利公开no.2015/0275749中，或者被描述于bolduc等人的于2015年10月1日公开的美国专利公开no.2015/0275756中，所有这些专利的全部内容通过引用并入本文。发动机组件10可以在诸如飞行器或其他运载工具上或者在任何其他合适的应用中被用作原动力发动机。发动机组件10可以包括涡轮螺桨或者涡轮轴而不是内燃发动机。

在所示实施例中，发动机组件100包括用于在空气被馈送到内燃发动机112的空气入口112a之前压缩空气的压缩机116和从内燃发动机112接收排气的涡轮机区段118。应该理解的是，变型是可能的，并且例如，压缩机116和/或涡轮机区段118可以被省略。

压缩机具有可流体连接到发动机组件外部的环境e（本文也被称为周围空气源）的压缩机入口116a以及经由导管120a流体连接到内燃发动机112的空气入口112a的压缩机出口116b。涡轮机区段118包括经由导管120b流体连接到内燃发动机112的排气部112b的涡轮机入口118a以及流体连接到环境e以用于排放由内燃发动机112产生的排气的涡轮机出口118b。

内燃发动机112以排气脉冲的形式提供以高峰值速度排出的高压热气体的排气流。在所示实施例中，内燃发动机112的排气部112b（对应于内燃发动机112的相应旋转式发动机/往复活塞的排气端口或与其连通）与涡轮机区段118的涡轮机入口118a流体连通。因此，来自内燃发动机112的排气流被供给到涡轮机区段118。涡轮机区段118可以包括单个涡轮机，或者处于串联流体连通的两个或更多个涡轮机级；这两个或更多个涡轮机级可以具有彼此不同的反应比。可以想到其他构造。

在所示实施例中，内燃发动机112、压缩机116、可旋转负载115和涡轮机区段118与齿轮箱122驱动接合。齿轮箱122被构造成允许涡轮机区段118将动力结合于发动机轴114并且允许涡轮机区段118和/或内燃发动机112驱动压缩机116和/或可旋转负载115。在所示实施例中，可旋转负载115经由齿轮箱122与发动机轴114和/或涡轮机轴118c驱动接合。

在所示实施例中，压缩机116和涡轮机区段118与齿轮箱122驱动接合。在所示实施例中，压缩机和涡轮机转子被接合到涡轮机轴118c，该涡轮机轴118c通过齿轮箱120驱动接合到发动机轴114；涡轮机轴118c和发动机轴114彼此平行且径向偏移开。替代性构造是可能的，包括但不限于，压缩机116的转子被接合到与涡轮机轴118c分开的轴（无论是与涡轮机轴118c同轴，与发动机轴114同轴，还是从二者偏移）并且例如通过齿轮箱120与涡轮机轴118c和/或发动机轴114驱动接合；和/或轴118a、114中的两个或更多个相对彼此以一角度（垂直或者以其他方式）延伸。

在所示实施例中，发动机组件100进一步包括负载压缩机124，其被构造成用于将压缩空气提供给包含发动机组件100的飞行器的气动系统。负载压缩机124具有被流体连接到环境e的负载压缩机入口124a和被流体连接到气动系统的负载压缩机出口124b。

负载压缩机124包括随着负载压缩机轴124c旋转的至少一个转子。在所示实施例中，负载压缩机124的轴124c经由齿轮箱122与发动机轴114和/或涡轮机轴118c驱动接合。负载压缩机124的轴124c与涡轮机轴118c可以是整体式的。负载压缩机124的负载压缩机轴124c可以与涡轮机轴118c同轴。

仍然参考图2，内燃发动机112被液冷并且包括被构造成用于使得液体冷却剂循环的冷却剂回路112c。发动机组件100包括热交换器126以用于从液体冷却剂向环境e排热。热交换器126包括至少一个第一导管126a和与所述至少一个第一导管126a处于热交换关系的至少一个第二导管126b。所述至少一个第一导管126a被流体连接到内燃发动机112的冷却剂回路112c。所述至少一个第二导管126b被流体连接到环境e以用于从环境e接收冷却空气流。

热交换器126可以被用于提供在发动机112的润滑剂回路和空气之间的热交换关系，以用于冷却在润滑剂回路内循环的润滑剂。润滑剂可以例如被用于润滑轴承。在旋转式内燃发动机中，润滑剂被用于润滑转子24的面并且用于冷却转子24的密封面。发动机组件100可以包括一个以上的热交换器，每个热交换器被构造成用于将来自发动机所用的相应一种流体（例如，润滑剂、液体冷却剂）的热传递到环境e。

在使用中，通过在内燃发动机112的燃烧室内的燃料燃烧所产生的热被耗散到内燃发动机112的壳体或主体内。之后热从主体被传递到在冷却剂回路112c内循环的液体冷却剂，之后经由在热交换器126的所述至少一个第一导管126a和至少一个第二导管126b之间的热交换关系从液体冷却剂被传递到来自环境e的冷却空气流。

现在参考图3-图4，可以包括图2的发动机组件100的飞行器动力装置200（也称为液冷内燃飞行器动力装置）被示为被安装在位于飞行器a的尾部区段t内部的发动机机舱c内。动力装置200可以是辅助动力单元（apu）。尾部区段t结束于顶点t1。尾部区段t可以对应于飞行器的一部分，在此飞行器a的截面面积沿着飞行器的与顶点t1相交的飞行器轴线a'减小。换言之，尾部区段t的壁t2朝向顶点t1会聚。顶点t1可以对应于飞行器a的机身的最后方位置。

针对同样的功率，内燃发动机通常具有比燃气涡轮发动机更高的冷却要求。而且如上所述，内燃发动机112的主体可以完全地或部分地由铝制成。从飞行器性能的角度来看，使用这种材料可能是有益的，因为它比钢轻。不过，其熔点低于钢。可能需要适当地冷却这种发动机的主体，特别是当由铝制成时。

在此方面，动力装置200包括冷却系统201。空气可以被用于冷却内燃发动机112，用于将空气馈送到内燃发动机112的空气入口112a，用于将空气馈送到负载压缩机124，和/或操作飞行器a和/或动力装置200可能所需的空气的任何其他合适用法。

在所示实施例中，动力装置200包括空气入口管202，其也被称为护罩导管或者空气入口导管。空气入口管202具有流体地连接到发动机机舱c外部的环境e的管入口202a和流体地连接到发动机机舱c的内部i的管出口202b。空气入口管202沿着纵向轴线l延伸。

动力装置200包括排气管204，其被流体连接到涡轮机区段118的涡轮机出口118b并且被构造成用于将排气排放到环境e中。在所示实施例中，排气管204与飞行器轴线a'重合。

在所示实施例中，排气管204位于空气入口管202内。换言之，空气入口管202围绕排气管204。在特定实施例中，排气管204和空气入口管202同心且它们相应的纵向轴线重合。环状物206相对于纵向轴线l径向地限定在排气管204和空气入口管202之间。环状物206流体地连接到环境e。来自环境e的空气由此经由环状物206循环到发动机机舱c的内部i。

在所示实施例中，来自环境e的空气经由在下文中更详细地描述的通气窗208穿透环状物206，并且在空气入口导管202内被引导到发动机机舱c。然后，空气循环通过热交换器126，在热交换器126处，空气从在内燃发动机112的冷却剂回路112c内循环的液体冷却剂吸收热。换言之，热交换器126的所述至少一个第二导管126b被流体连接到环状物206。已经经由其通过热交换器126的至少一个第二导管126b而从液体冷却剂吸收热被加热的空气经由空气出口c1排出回到环境e，所述空气出口c1被限定为穿过发动机机舱和尾锥t的壁c2、t2。然后，空气通过尾部区段t的壁t2排出到环境e中。应当理解的是，发动机机舱c和尾锥t的壁c2、t2可以对应于相同且唯一的壁。

在所示实施例中，空气出口c1相对于沿着飞行器a的气流的方向d2位于通气窗208的上游；飞行器具有与气流的方向d2相反的行进方向d1。换句话说，用于冷却动力装置200的空气在第一位置处被抽吸通过飞行器的壁，并且一旦被加热，就在第二位置处通过飞行器的壁排出；第二位置相对于沿着飞行器的气流的方向d2在第一位置上游。

在所示的实施例中，用于内燃发动机112的燃烧室内的燃料燃烧的空气经由空气入口c3进入压缩机入口116a（图1），所述空气入口c3被限定为穿过尾部区段t和发动机机舱c的壁t2、c2。过滤器可以设置在空气入口c3上方，使得空气在到达压缩机入口116a之前被过滤。

负载压缩机124可以使得其入口124a经由第二空气入口c4被流体连接到环境e，该第二空气入口c4被限定为穿过尾部区段t和发动机机舱c的壁t2、c2。过滤器可以被设置在第二空气入口c4上方，使得空气在到达负载压缩机124的入口124a之前被过滤。用于压缩机116的空气入口c3以及负载压缩机的第二空气入口c4可以彼此独立。在所示实施例中，压缩机116的空气入口c3独立于环状物206被流体连接到环境e。换言之，通过环状物206朝向发动机机舱c循环的空气可能不用于将空气馈送到内燃发动机112的空气入口112a。替代性地，被提供到内燃发动机112的空气入口112a（图2）的空气可以从发动机机舱c抽取。

在所示实施例中，经由环状物206进入发动机机舱c的空气可以用于两个目的：冷却内燃发动机112和交换容纳在发动机机舱c内的空气以避免燃料散发物积聚在其中。在所示实施例中，发动机机舱c仅经由环状物206流体地连接到环境e。

如上文参考图2所讨论的，压缩空气被馈送到内燃发动机112，并且由发动机112产生的排气被馈送到涡轮机区段118，用于经由排气管204输出到环境e。声音衰减器或者消声器210可以被流体连接到排气管204以用于减小由发动机112产生的噪音。声音衰减器210可以位于飞行器c的尾部区段t内。在所示实施例中，声音衰减器210至少部分位于在排气管204和空气入口管202之间的环状物206内。

如上所述，内燃发动机112的主体可以完全地或部分地由铝制成。从飞行器性能的角度来看，使用这种材料可能是有益的，因为它比钢轻。然而，其熔点低于钢。可能需要对这种发动机的主体进行适当的冷却。

在该视图中，热毡212可以设置在排气管204的外表面上并且在环状物206内，用于减少从在排气管204内循环的排气传递到在环状物206内循环的空气的热量。由于在环状物206中循环的空气可以用于冷却内燃发动机112，所以可能优选的是将尽可能冷的空气馈送到热交换器126。热毡212可以帮助保持到达发动机机舱c的空气的温度尽可能接近环境e内的空气的温度。换句话说，与缺少这种热毡212的构造相比，热毡212可以降低环状物内的空气的温度升高。

更特别地参考图4，动力装置200包括鼓风机214，鼓风机214用于经由环状物206将空气从环境e抽吸到发动机机舱c中。鼓风机206具有鼓风机入口214a和鼓风机出口214b，所述鼓风机入口214a经由环状物206流体地连接到环境e，所述鼓风机出口214b流体地连接到环境e，用于排出已经被液体冷却剂加热的空气。

在所示实施例中，鼓风机214与发动机112的轴114（图2）驱动接合。然而，应该理解的是，在不背离本公开范围的情况下，鼓风机214可以被电驱动、液压驱动和/或气动驱动。鼓风机214在使用中降低发动机机舱c内的空气压力，从而在流体连接到空气入口导管202的通气窗208处产生抽吸效果。可以想到其他构造。

参考图4-图5，鼓风机214位于具有入口216a和出口216b的导管216内。导管216的入口216a经由环状物206并且经由热交换器126的至少一个第二导管126b（图2）流体地连接到环境e。热交换器126可以横跨导管216的入口216a，使得进入导管216的所有空气均穿过热交换器126。热交换器126邻近导管216的入口216a设置。在所示实施例中，导管216的入口216a相对于从环状物216循环并通过热交换器126的空气流位于热交换器126的下游。可以想到其他构造。例如，热交换器可以位于鼓风机214的下游。

在所示实施例中，热交换器126具有三个热交换器区段126'，这三个热交换器区段126'围绕鼓风机214一个接一个地周向设置。换句话说，这三个热交换器区段126'围绕鼓风机214的旋转轴线被周向地设置，在这种情况下，该旋转轴线与内燃发动机112的轴114重合。在所示实施例中，包含鼓风机214的导管216的入口216a围绕鼓风机214周向地延伸。所有这三个热交换器区段126'均可以被用于冷却内燃发动机112的液体冷却剂。替代性地，这三个热交换器区段126'中的至少一个可以使其至少一个第一导管126a流体连接到发动机112的润滑剂回路，以用于将热从润滑剂传递到环境e。

更特别地参考图5-图6，包含鼓风机214的导管216在鼓风机出口214b的下游分成两个子导管216'。如在图5中更清楚地看到的，排气导管204在两个子导管216'之间通过。两个子导管216'中的每一个具有出口，所述出口流体连接到被限定为穿过尾锥t和发动机机舱c的壁t2、c2的空气出口c1。在所述实施例中，两个子导管216'中的每一个基本上平行于鼓风机214的旋转轴线从鼓风机出口214b延伸，然后径向远离鼓风机214的旋转轴线朝向发动机机舱c的底部向下弯曲到发动机机舱c的空气出口c1。

现在参考图6-图8，护罩导管202可以被用于支撑发动机排气管204。如上所述，护罩导管202限定了气体路径（在上文被称为环状物206），以将冷却空气从飞行器a的尾锥t外部的环境e抽吸到位于尾锥t内的发动机或apu、机舱c。在所示实施例中，分段排气支撑件218用于将排气管204定位在护罩导管202内。这些支撑件相对于纵向轴线l从排气管204径向延伸到护罩导管202并且可以被固定到排气管204和护罩导管202中的一者或两者。

在所示的实施例中，通气窗208由飞行器a的尾部区段t的壁t2限定。通气窗208限定发动机机舱c的空气入口208a。换句话说，发动机机舱c经由由通气窗208限定的空气入口208a流体连接到环境e。

在通气窗208处的尾部区段t的壁t2包围集气室（plenum）220。集气室220流体连接到环状物206，并从排气管204径向延伸到尾锥t的壁t2。在所示实施例中，发动机机舱c经由环状物206、集气室220和由通气窗208限定的空气入口208a流体连接到环境e。

如图7中更清楚地示出的，后框架后封闭件222从排气管204延伸到壁t2，并为排气管204提供支撑。后框架后封闭件222设置成环形壁224的形式，该环形壁224都围绕纵向轴线l周向地延伸并且密封地接收穿过其中的排气管204。环形壁224相对于纵向轴线l至少径向地从排气管204延伸到尾锥t的壁t2。环形壁224可以在入口集气室220的后部处提供密封界面，以防止废气被吸入到环状物206中。换言之，环形壁224可以抵靠排气管204与尾锥t的壁t2两者处于密封接合。

在所示实施例中，每个通气窗208沿着在相对于空气入口导管202的纵向轴线l的周向方向上截取的宽度l1和沿着在相对于纵向轴线l的轴向方向上截取的长度l2延伸；宽度l1大于长度l2。

参考图7-图8，每个通气窗208限定了远离顶点t1定向的开口208b。在所示实施例中，每个通气窗208包括以一角度从壁t2延伸到板条（slat）208c的边缘208d的板条208c。开口208b限定在壁t2与板条208c的边缘208d之间。开口208b可以远离顶点t1定向。换言之，垂直于包含开口208b的平面的轴线可以远离尾锥t的顶点t1定向。

替代性地，通气窗208可以由延伸穿过飞行器a的尾锥t的壁t2的孔口限定。通气窗208可以是构造成用于“汲取（scooping）”接近尾锥t的壁t2的空气流的勺状部（scoop）。通气窗208可以是具有允许空气从环境e朝向空气入口导管202流动的任何合适形状的任何合适的入口特征。

在所示实施例中，所公开的动力装置200利用了飞行中尾锥壁t1上的有利的静压分布，该静压分布可能在通气窗208和排放位置之间产生正压差。该有利的压力差可以通过产生进入发动机机舱c的“自然流动方向”来有助于冷却风扇（例如，鼓风机214）的性能。

在所示实施例中，空气通过包括前向通气窗208的入口面板在飞行器a的后部被抽吸。替代性地，通气窗可以被限定为围绕后尾锥t外表面周向布置的前向勺状部入口。冷却流f通过流入位于护罩导管202和发动机排气管道204之间的环状物206中而被引导到发动机机舱c。

在特定实施例中，所公开的冷却系统允许将用于冷却液冷内燃发动机所需的大量冷却空气夹带到发动机机舱中。在特定实施例中，所公开的飞行器动力装置提供了若干优点：其可以允许夹带大量的冷却空气；其可以最小化由于入口和排气出口两者的接近而导致的飞行中的飞行器阻力；其可以通过引入收集器管道向可能需要或可能不需要声学处理的芯材排气管道提供支撑，所述收集器管道可以用作将冷却风扇出口流引导到环境的导管；其可以提供冷却风扇的增强的屏蔽，以最小化其在尾锥t外部的噪声特征；并且其可以允许冷却空气的过滤以防止污染大型污垢敏感热交换器。

为了操作冷却系统201，用液冷内燃飞行器动力装置200驱动可旋转负载115；经由被限定为穿过尾锥的壁的入口208从飞行器a外部的环境e驱动冷却空气流；并且通过冷却所述液冷内燃飞行器动力装置的液体冷却剂并且将经加热的冷却空气流相对于沿着所述飞行器的气流方向在所述空气入口的上游的位置处排出回到所述环境而加热所述冷却空气流。

在所示实施例中，由液冷内燃飞行器动力装置产生的排气经由排气管204排出，并且驱动冷却空气流包括：经由限定在空气入口管202和排气管204之间的环状物206引导冷却空气流。在所示实施例中，经由空气入口208驱动来自环境e的冷却空气流包括：驱动来自环境e的冷却空气流通过由飞行器的尾部区段的壁限定的靠近尾部区段的顶点的通气窗。在此，驱动冷却空气流包括：利用通气窗从环境汲取空气。

本文所公开的实施例包括：

a.a一种用于具有尾锥的飞行器的液冷内燃飞行器动力装置的冷却系统，所述冷却系统包括：空气入口，所述空气入口被限定为穿过所述尾锥的壁并且流体地连接到所述飞行器外部的环境；热交换器，所述热交换器具有经由所述空气入口流体地连接到环境的至少一个第一导管和与所述至少一个第一导管成热交换关系并且可流体地连接到所述液冷内燃飞行器动力装置的冷却剂回路的至少一个第二导管；鼓风机，所述鼓风机经由所述空气入口流体地连接到所述环境；以及空气出口，其流体地连接到鼓风机并且被限定为相对于沿着飞行器的气流方向在空气入口的上游穿过飞行器的壁。

b.一种飞行器动力装置，其被构造成位于飞行器的尾锥内，所述飞行器动力装置包括：间歇式内燃发动机，具有用于循环液体冷却剂的冷却剂回路；空气入口，所述空气入口被限定为穿过所述尾锥的壁并且流体地连接到所述飞行器外部的环境；热交换器，其具有经由所述空气入口流体地连接到环境的至少一个第一导管和与所述至少一个第一导管成热交换关系并且流体地连接到所述冷却剂回路的至少一个第二导管；鼓风机，所述鼓风机经由所述空气入口流体地连接到所述环境；以及流体地连接到鼓风机的空气出口，空气出口被限定为相对于沿着飞行器的气流方向在空气入口的上游穿过飞行器的壁。

实施例a和b可以包括任何组合的任何以下要素：

要素1：所述液冷内燃飞行器动力装置的排气部经由排气管流体地连接到环境，并且其中所述鼓风机经由限定在所述排气管与空气入口管之间的环状物流体地连接到空气入口。要素2：空气入口管与排气管同心。要素3：鼓风机位于鼓风机导管内，该鼓风机导管具有经由空气入口流体地连接至环境的导管入口和经由空气出口流体地连接至环境的导管出口，热交换器设置在导管入口的上游，热交换器的至少一个第一导管流体地连接至导管入口。要素4：所述鼓风机导管在所述鼓风机的下游分成两个子导管，排气管在所述两个子导管之间延伸，所述排气管将所述液冷内燃飞行器动力装置的排气部流体地连接到环境。要素5：该液冷内燃飞行器动力装置包括限定可变容积的至少一个燃烧室的发动机缸体（engineblock），该发动机缸体由铝制成。要素6：至少一个热毡，所述至少一个热毡设置在所述排气管上和所述排气管周围。要素7：鼓风机与液冷内燃飞行器动力装置的轴驱动接合。要素8：环形壁，所述环形壁至少径向地从所述排气管延伸至所述尾锥的壁，所述环形壁与所述排气管以及与所述尾锥的壁密封接合。要素9：空气入口通过由尾锥的壁限定的通气窗来限定。要素10：每个通气窗沿相对于飞行器轴线在周向方向上截取的宽度和沿相对于轴线在轴向方向上截取的长度延伸，该宽度大于该长度。要素11：每个通气窗限定远离尾锥的顶点定向的开口。要素12：每个通气窗包括以一角度从壁延伸到板条的边缘的板条，开口限定在壁与板条的边缘之间。要素13：液冷内燃飞行器动力装置包括旋转式内燃发动机。

c.一种操作用于具有尾锥的飞行器的液冷内燃飞行器动力装置的冷却系统的方法，所述方法包括：利用所述液冷内燃飞行器动力装置驱动可旋转负载；经由被限定为穿过所述尾锥的壁的空气入口驱动来自所述飞行器外部的环境的冷却空气流；以及通过冷却所述液冷内燃飞行器动力装置的液体冷却剂来加热所述冷却空气流，并且相对于沿着所述飞行器的气流方向在所述空气入口的上游的位置处将经加热的冷却空气流排回到环境中。

实施例c可以包括任何组合的任何以下要素：

要素20：经由排气管排出由所述液冷内燃飞行器动力装置产生的排气，并且其中驱动所述冷却空气流包括：经由限定在空气入口管与所述排气管之间的环状物引导所述冷却空气流。要素21：经由空气入口驱动来自环境的冷却空气流包括：驱动来自环境的冷却空气流通过由飞行器的尾部区段的壁限定的接近尾部区段的顶点的通气窗。要素22：驱动冷却空气流包括：用通气窗从环境中汲取空气。

以上描述仅是示例性的，并且本领域技术人员将认识到，在不背离所公开的本发明的范围的情况下，可以对所描述的实施例进行改变。根据对本公开的回顾，落入本发明范围内的其他修改对于本领域技术人员而言将是显而易见的，并且这样的修改旨在落入所附权利要求内。