飞机发动机引气的降温系统的制作方法

1.本实用新型涉及一种飞机发动机引气的降温系统。


背景技术：

2.目前，在航空领域，为了实现增加航程的目的，民用飞机通常会在货舱内布置辅助燃油箱。通常而言，辅助燃油箱并不直接向发动机供油，而是通过将燃油供给至基本油箱的方式，补充基本油箱内的燃油。
3.作为将辅助燃油箱内的燃油供给至基本油箱的一种方式，通常以客舱气体与飞机外界环境的压力差为主动力源，同时，以发动机引气为辅助动力源。通过同时利用主动力源和辅助动力源，能够将辅助燃油箱内的燃油充分地供给至基本油箱。


技术实现要素：

4.然而，当采用以发动机引气为辅助动力源的上述燃油供给方式时，由于发动机引气的温度通常较高，往往达到260℃以上的高温，因此，若如此高温的引气进入辅助燃油箱，则可能会点燃燃油，从而可能造成机毁人亡的事故发生。因此，需要一种具有高可靠性的发动机引气降温系统。
5.另一方面，在常用的发动机引气冷气系统(例如，惰化系统的热交换器)中，冷边需从环控系统引入冲压空气，且在满足一定飞行速度时才能提供足够冷却气体；如不使用冲压空气，则需布置风扇及控制器，消耗一定电能为发动机引气散热，体积、重量均较大，经济性较差。
6.本实用新型是为了解决上述技术问题而形成的，其目的是提供一种飞机发动机引气的降温系统，能够在不使用冲压空气且无需额外布置风扇等装置的情况下，可靠地对作为辅助动力源的发动机引气进行冷却，能够减少能量消耗，具有良好的经济性。
7.本实用新型的第一观点的飞机发动机引气的降温系统用于对来自飞机发动机的引气进行冷却，所述引气用于将辅助燃油系统的油供给至基本油箱，其特征在于，包括：
8.热交换器，所述热交换器与位于上游侧的发动机引气系统连接，具有供机外环境气体流入和流出的冷边入口部和冷边出口部；
9.引射器，所述引射器配置在所述冷边出口部的下游侧；以及
10.第一分支管和第二分支管，所述第一分支管和所述第二分支管并联地连接于所述热交换器的下游侧，所述第一分支管供所述引气的一部分流入所述辅助燃油系统，所述第二分支管供所述引气的另一部分流入所述引射器。
11.已知，在常规的民用飞机的空调系统中，预先设置有供冲压空气流通的冲压空气通道。在此基础上，将热交换器配置在该冲压空气通道内，通过在该冲压空气中流通的冲压空气，与流经该热交换器的热源空气(即，引气)进行热交换，从而对热源空气进行冷却。然而，当飞机的飞行速度未达到一定的速度时，无法提供足够的冷却用冲压空气。并且，如不使用冲压空气，则需布置风扇及控制器，消耗一定电能为发动机引气散热，体积、重量均较
大，经济性较差。
12.根据第一观点所述的飞机发动机引气的降温系统，与上述常规的布置的不同之处在于，并非将热交换器配置在预先形成的冲压空气通道内，而是在热交换器设置供机外环境气体流入的冷边入口部和供流入的机外环境气体流出的冷边出口部。与此同时，在冷边出口部的下游侧设置引射器，并且在热交换器的下游侧以并联连接的方式设置第一分支管和第二分支管。通过上述设置，从发动机引气系统经由热交换器流出的引气的一部分流入第一分支管而流向辅助燃油系统，而引气的另一部分流入第二分支管而流入引射器。基于康达效应(coanda effect)，引射器利用流入的引气带动机外环境气体从热交换器的冷边入口部流入并与该引气一同从冷边出口部流出。由此，实现引射机外环境气体对热源空气进行降温的功能。如此一来，不需要特地形成冲压空气通道，也不需要额外设置风扇等耗能部件。因此，能够以简单的结构实现发动机引气的冷却，能够减少整体能耗，具有良好的经济性。
13.在本实用新型的第一观点所述的飞机发动机引气的降温系统的基础上，在本实用新型的第二观点的飞机发动机引气的降温系统中，优选，所述冷边入口部与形成于蒙皮的第一开孔流体连通，所述冷边出口部与形成于所述蒙皮的第二开孔流体连通，所述引射器配置在所述冷边出口部与所述第二开孔之间。
14.根据第二观点所述的飞机发动机引气的降温系统，仅通过在飞机的蒙皮上开设第一开孔和第二开孔，使热交换器的冷边入口部与第一开孔流体连通，使热交换器的冷边出口部与第二开孔流体连通，并且将引射器设置在冷边出口部与第二开孔之间，就能够以简单的结构实现基于康达效果的引射效果。
15.在本实用新型的第一观点所述的飞机发动机引气的降温系统的基础上，在本实用新型的第三观点和第四观点的飞机发动机引气的降温系统中，优选，所述热交换器是管壳式热交换器，所述热交换器包括外壳、盘管以及支架，所述盘管与所述支架焊接，焊接有所述盘管的支架以与所述外壳的内壁紧贴的方式放置于所述外壳的内部。
16.已知，在常规的民用飞机的空调系统中采用板翅式热交换器，其体积较小，但结构复杂，焊接工艺要求高，成品率低，导致设备成本偏高。
17.根据第三观点和第四观点所述的飞机发动机引气的降温系统，采用了包括外壳、盘管和支架的管壳式热交换器。与板翅式热交换器相比，管壳式热交换器的结构简单，安装方便。此外，在采用管壳式热交换器的情况下，通过将盘管焊接至支架，并且将焊接有盘管的支架放入外壳的内部且使支架与外壳内壁紧贴，能够减少震动对盘管带来的不良影响。并且，使用大量的盘管可增大换热面积，即便引射器失效，仅通过自然对流及辐射换热也可将引气温度及热交换器表面温度限制在200℃以下，安全性较好。
18.在本实用新型的第一观点所述的飞机发动机引气的降温系统的基础上，在本实用新型的第五观点和第六观点的飞机发动机引气的降温系统中，优选，在所述第二分支管设置有对流入所述引射器的所述引气的另一部分的流量进行调节的流量调节机构，所述流量调节机构是限流孔。
19.根据第五观点和第六观点所述的飞机发动机引气的降温系统，通过设置流量调节机构(例如，限流孔)，能够控制该系统消耗的发动机引气量以及对机外环境气体的引射能力。
20.在本实用新型的第一观点所述的飞机发动机引气的降温系统的基础上，在本实用新型的第七观点的飞机发动机引气的降温系统中，优选，所述引射器的内部形成有尺寸可微调的环向腔室。
21.根据第七观点所述的飞机发动机引气的降温系统，通过在引射器的内部形成尺寸可微调的环向腔室，能够更精确地控制机外环境气体的引射量。
22.在本实用新型的第一观点所述的飞机发动机引气的降温系统的基础上，在本实用新型的第八观点的飞机发动机引气的降温系统中，优选，还包括引气切断阀，所述引气切断阀设置在所述热交换器与所述发动机引气系统之间，或者设置在所述热交换器的下游侧且设置在所述第一分支管和所述第二分支管的上游侧，当飞机的舱内气体与所述机外环境气体的压力差小于一定的阈值时，所述引气切断阀被打开。
23.根据第八观点所述的飞机发动机引气的降温系统，通过设置引气切断阀，能够更合理地利用发动机引气。具体而言，当舱内气体与机外环境气体的压力差大于一定的阈值时，由于仅凭借作为主动力源的该压力差就足够将辅助燃油系统的燃油供给至基本油箱，因此，在该情况下，引气切断阀关闭，降温系统不工作。而当飞机的舱内气体与所述机外环境气体的压力差小于一定的阈值时，为了将充足量的燃油供给至基本油箱，该引气切断阀打开，利用作为辅助动力源的发动机引气。
24.在本实用新型的第八观点所述的飞机发动机引气的降温系统的基础上，在本实用新型的第九观点的飞机发动机引气的降温系统中，优选，所述引气切断阀由至少能够承受260℃的温度的金属材料构成。
25.根据第九观点所述的飞机发动机引气的降温系统，由于引气切断阀由至少能够承受260℃的温度的金属材料构成，能够防止由于高温的发动机引气而导致引气切断阀损坏、失效。
附图说明
26.图1是本实用新型的一实施方式的发动机引气的降温系统的示意图。
27.图2是该实施方式的发动机引气的降温系统的热交换器的立体图。
28.图3是沿图2的a-a剖切线的热交换器的剖面图。
29.图4是该实施方式的发动机引气的降温系统的引射器的示意图，示出了引射外部环境气体的引射原理。
30.符号说明
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降温系统
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热交换器
[0033]
21
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冷边入口部
[0034]
22
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冷边出口部
[0035]
23
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外壳
[0036]
231
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左侧壳体
[0037]
232
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右侧壳体
[0038]
24
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盘管
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引气切断阀
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三通阀
[0041]5ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
引射器
[0042]
51
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引射器外壳
[0043]
511
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机外环境气体入口部
[0044]
512
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机外环境气体出口部
[0045]
513
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动流入口
[0046]
514
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引射通路
[0047]
514a
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缩径部段
[0048]
514b
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扩径部段
[0049]
515
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环形腔室
[0050]
52
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内部滑动件
[0051]
p1
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第一引气配管
[0052]
p2
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第二引气配管
[0053]
p3
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第三引气配管
[0054]
p4
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第一分支管
[0055]
p5
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第二分支管
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限流孔
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蒙皮
[0058]
h1
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第一开孔
[0059]
h2
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第二开孔
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发动机引气系统
[0061]
x
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辅助燃油系统
具体实施方式
[0062]
下面，将参照图1至图4，对本实用新型的一实施方式的降温系统及其部分的组成部件进行详细说明。
[0063]
(降温系统1的总体构成)
[0064]
图1示出了本实用新型的一实施方式的降温系统1的系统示意图。如图1所示，降温系统1包括热交换器2、引气切断阀3、三通阀4以及引射器5。热交换器2通过第一引气配管p1与位于该热交换器2的上游侧的、作为热源系统的发动机引气系统e连接。引气切断阀3配置于热交换器2的引气流动的下游侧，并通过第二引气配管p2与热交换器2连接。当飞机的舱内气体与机外环境气体的压力差小于一定的阈值时，引气切断阀3打开，从而允许来自发动机引气系统e的引气流过该引气切断阀3。引气切断阀3通过第三引气配管p3与位于其下游侧的三通阀4连接，从引气切断阀3经由第三引气配管p3流动至三通阀4的引气在该三通阀4处发生分岔。具体而言，在三通阀4出除了连接有第三配管p3以外，还分别连接有第一分支管p4和第二分支管p5。第一分支管p4是连接在三通阀4与辅助燃油系统x之间的引气配管，使到达三通阀4的引气的一部分经由该第一分支管p4流动至辅助燃油系统x，从而使得该引气的一部分作为辅助动力源将辅助燃油系统x(确切地说，是辅助燃油箱(未图示))内的燃油补充供给至基本油箱(未图示)。第二分支管p5是连接在三通阀4与后述的引射器5之间的
引气配管，使到达三通阀4的引气的另一部分经由该第二分支管p5流动至引射器5，从而使得该引气的另一部分在引射器5内作为高压引射动流带动大量的机外环境气体通过热交换器2的后述冷边入口部21流入并对从发动机引气系统供给而来的引气进行冷却，随后，从热交换器2的后述的冷边出口部22流出。此外，如图1所示，在第二分支管p5的靠近后述引射器5的部分形成有作为流量调节结构的、用于对流入该第二分支管p5的引气的流量进行调节的限流孔o。如上文所述，引射器5是一种利用高速高能流引射(带动)低速低能流的装置，配置于热交换器5的后述的冷边出口部22与后述的第二开孔h2之间。
[0065]
此外，如图1所示，在飞机的蒙皮s上开设有第一开孔h1和第二开孔h2，第一开孔h1和第二开孔h2分别与形成于热交换器2的后述冷边入口部21和冷边出口部22(确定地说，隔着引射器5)流体连通。
[0066]
(热交换器2的具体结构)
[0067]
接着，对该实施方式的降温系统1的热交换器2的具体结构进行详细说明。
[0068]
图1示出了热交换器2的大致结构，图2示出了作为管壳式热交换器的热交换器2的立体图，图3是沿图2的a-a剖切线剖切后的热交换器2的剖面图。如图1所示，热交换器2具有与开设于蒙皮s的第一开孔h1和第二开孔h2分别流体连通的冷边入口部21和冷边出口部22。冷边入口部21是供机外环境气体流入热交换器2的部分，冷边出口部22是供在热交换器2中与引气进行热交换后的机外环境气体流出的部分。如图2和图3所示，在本实施方式中，热交换器2是管壳式热交换器，包括上述冷边入口部21、上述冷边出口部22、外壳23、盘管24以及多根(例如，三根)支架(未图示)。在本实施方式中，外壳23通过将左侧壳体231与右侧壳体232连接在一起的方式构成，以便将该外壳23拆开查看热交换器2的内部状况。如图3所示，盘管24的一端与冷边入口部21连接，另一端与冷边出口部22连接，并且，该盘管24以盘绕的方式配置于外壳23的内部。三根支架沿外壳23的轴向延伸，并且在盘管24的盘绕方向上间隔120
°
地均匀分布。三根支架通过焊接的方式固定连接在盘管24的外表面。此外，关于该热交换器2的组装方式，首先，将盘管24卷绕成规定的形状。然后，按照上述方式将三根支架焊接至盘管24的外表面。接着，沿外壳23的轴向将焊接有三个支架的盘管24放入外壳23的右侧壳体232内，使得三个支架与外壳23的内部紧密贴合。最后，通过螺栓等常规连接方式将左侧壳体231与右侧壳体232连接在一起，从而完成了热交换器2的组装工作。
[0069]
(引射器5的具体结构)
[0070]
接着，参照图4，对本实施方式的引射器5的具体结构进行说明。
[0071]
图4示出了本实施方式的引射器5的剖面图。在本实施方式中，引射器5是一个两端开口的圆筒状构件。如图4所示，引射器5包括引射器外壳51、配置在引射器外壳51内且能够通过控制装置(未图示)的控制沿轴向相对于引射器外壳51滑动的内部滑动件52。在引射器外壳51的轴向一端形成有与热交换器2的冷边出口部22流体连通的机外环境气体入口部511，在引射器外壳51的轴向另一端形成有与蒙皮s的第二开孔h2流体连通的机外环境气体出口部512。此外，在引射器外壳51的径向侧壁形成有供来自第二分支管p5的引气流入的动流入口513。在引射器外壳51的内部，在机外环境气体入口部511与机外环境气体出口部512之间形成有供机外环境气体流动的引射通路514。如图4所示的那样，引射通路514包括缩径部段514a和扩径部段514b，其中，缩径部段514a的内径随着沿轴向远离机外环境气体入口部511变小，扩径部段514b的内径随着从混合部段514b沿轴向朝向机外环境气体出口部512
变大。需要说明的是，在本实施方式中，扩径部段514b是由配置于引射器外壳51的内壁的内部滑动件52形成的。此外，如图4所示，内部滑动件52的靠近缩径部段514a的端部、缩径部段514a的远离机外环境气体入口部511的端部以及引射器外壳51的内壁面之间形成有环形腔室515。通过控制装置的控制，能够使内部滑动件52沿轴向相对于引射器外壳51滑动，从而调节该内部滑动件52与缩径部段514a的远离机外环境气体入口部511的端部之间的间隙(即，环形腔室515的位于缩径部段514a与内部滑动件52之间的部分的尺寸)，进而调节从动流入口513流入的引气的流量。
[0072]
通过上述设置，引射器5能够利用康达效应带动机外环境气体的流动，从而实现对引气进行降温的功能。具体而言，通过动流入口513，使在第二分支管p5中流动的引气流入环形腔室515并发生偏转后,经由缩径部段514a与内部滑动件52之间的间隙再次发生偏转而流入扩径部段514b，从而形成引射的效果。不过，上述引射器5仅为一个示例，并不限于此，只要能够通过康达效应实现引射功能，则可以是任何形式的引射装置。
[0073]
(降温系统1的工作说明)
[0074]
接着，将再次参照图1，对本实施方式的降温系统1的工作原理进行详细描述。
[0075]
当通过机内的检测装置例如压力传感器(未图示)检测到飞机的舱内压力大于机外环境气体的压力且两者的压力差大于一定的阈值时，引气切断阀3处于关闭状态，整个回路处于未流通有来自发动机引气系统e的引气的未流动状态。此时，仅以飞机的舱内压力与机外环境气体的压力之间的压力差为主动力源，就足以将辅助燃油系统x内的燃油充分地补充供给至基本油箱。
[0076]
另一方面，当检测到飞机的舱内压力大于机外环境气体的压力但两者的压力差小于一定的阈值时，引气切断阀3被打开。来自发动机引气系统e的引气经由第一引气配管p1流入热交换器2内的盘管24。接着，引气从热交换器2流出并经由第二引气配管p2、引气切断阀3以及第三引气配管p3到达三通阀4。在三通阀4处，引气被分岔成两股，具体而言，引气的一部分流入第一分支管p4并经由该配管p4到达辅助燃油系统x，引气的另一部分流入第二分支管p5并经由该配管p5到达引射器5。流动至引射器5的引气流入引射器5而形成高压引射动流，使得第一开孔h1、热交换器2、引射器5之间的流体路径的压力小于机外环境气体的压力。其结果是，机外环境空气经由第一开孔h1和冷边入口部21流入热交换器2内，在热交换器2内与在盘管24中流动的引气进行热交换而对该引气进行冷却后，通过冷边出口部22从热交换器2流出，并且经由引射器5和第二开孔h2流出至机外。被冷却后的引气以上述方式分岔并分别流入第一分支管p4和第二分支管p5，从而分别流入辅助燃油系统x和引射器5。
[0077]
(本实施方式的技术效果)
[0078]
已知，在常规的民用飞机的空调系统中，预先设置有供冲压空气流通的冲压空气通道。在此基础上，将热交换器配置在该冲压空气通道内，通过在该冲压空气中流通的冲压空气，与流经该热交换器的热源空气(即，引气)进行热交换，从而对热源空气进行冷却。然而，当飞机的飞行速度未达到一定的速度时，无法提供足够的冷却用冲压空气。并且，如不使用冲压空气，则需布置风扇及控制器，消耗一定电能为发动机引气散热，体积、重量均较大，经济性较差。
[0079]
根据本实施方式，在热交换器2设置供机外环境气体流入的冷边入口部21和供流
入的机外环境气体流出的冷边出口部22。与此同时，在冷边出口部22的下游侧设置引射器5，并且在热交换器2的下游侧以并联连接的方式设置第一分支管p4和第二分支管p5。通过上述设置，从发动机引气系统e经由热交换器2流出的引气的一部分流入第一分支管p4而流向辅助燃油系统x，而引气的另一部分流入第二分支管p5而流入引射器5。基于康达效应，引射器5利用流入的引气带动机外环境气体从热交换器2的冷边入口部21流入并与该引气一同从冷边出口部22流出。由此，实现引射机外环境气体对热源空气进行降温的功能。如此一来，不需要特地形成冲压空气通道，也不需要额外设置风扇等耗能部件。因此，能够以简单的结构实现发动机引气的冷却，能够减少整体能耗，具有良好的经济性。
[0080]
(其他实施方式)
[0081]
在上述实施方式的基础上，优选，引气切断阀3由至少能够260℃的温度的金属材料构成。通常而言，来自发动机引气系统e的引气的温度高达260℃以上，如果不对引气切断阀3进行抗高温设计，则可能导致引气切断阀3的失效。因此，通过使引气切断阀由至少能够承受260℃的温度的金属材料构成，能够防止由于高温的发动机引气而导致引气切断阀损坏、失效。
[0082]
此外，在上述实施方式中设置了引气切断阀3，但并不限于此，也可不设置引气切断阀3。即无论舱内气体与机外环境气体之间的压力差是否小于一定的阈值，始终使降温系统1保持工作状态。由此，能够避免由于引气切断阀3的失效而导致降温系统1无法正常工作的情况。
[0083]
另外，在上述实施方式中设置了限流孔o以对流入第二分支管p5的引气的流量进行调节，但并不限于此，也可不设置限流孔o之类的流量调节机构。
[0084]
此外，本实用新型在其范围内，能将各实施方式自由组合，或是将各实施方式适当变形、省略。