專利名稱：充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)所涉及的是飛機(jī)環(huán)境控制技術(shù)。
目前在飛機(jī)上普遍使用的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，所使用的能源主要是由發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引出的高溫高壓空氣和由大氣引入的沖壓空氣。
對于發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引出的高溫高壓空氣，飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)主要是利用其內(nèi)能，通過渦輪膨脹做功，使空氣溫度降低來進(jìn)行制冷。但是目前的飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)以及專利US5086622-A和專利US5014518-A所提出的系統(tǒng)，都沒有充分利用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣所具有的能量。例如，現(xiàn)代殲擊機(jī)在海平面高度以馬赫數(shù)0.9的速度飛行時(shí)，發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣的壓力為16kg/cm2，壓氣機(jī)引氣的增壓比為15.49。而飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的入口壓力為引氣壓力調(diào)節(jié)器的出口壓力，它通常限制在7kg/cm2以下；飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的出口壓力為座艙壓力，在海平面高度飛行時(shí)約為1.033kg/cm2。因此飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)進(jìn)出口之間實(shí)際利用的壓力比只有6.78，遠(yuǎn)低于發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣的增壓比15.49。表1給出了現(xiàn)代殲擊機(jī)在不同高度不同馬赫數(shù)時(shí)的發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣的增壓比和飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)所實(shí)際利用的壓力比。從表1可看出，目前的飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)所利用的壓力比都遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣的增壓比。而且高度越高，利用率越低。發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣增壓比的大小反映了發(fā)動機(jī)給予引氣的能量大小。而飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)進(jìn)出口壓力比的大小則表示飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)所利用的能量的大小。后者遠(yuǎn)小于前者，表明目前的飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)遠(yuǎn)遠(yuǎn)沒有充分利用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣所具的能量。
表1殲擊機(jī)在熱天飛行中的引氣參數(shù) 專利US5014518-A提出的系統(tǒng)，把入口壓力提高到接近引氣壓力的水平，但是出口壓力仍然是座艙壓力。因此它也沒有充分利用引氣的能量。
由大氣引入的沖壓空氣也具有能量。表2給出了不同高度和馬赫數(shù)時(shí)沖壓空氣的增壓比。但是目前的飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)以及專利US5086622-A和專利US5014518-A所提出的系統(tǒng)，都沒有把這部分能量充分利用起來。
目前的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)存在的另一個(gè)問題是，沒有區(qū)分座艙通風(fēng)換氣所需空氣與座艙、電子設(shè)備艙制冷所需空氣的不同特點(diǎn)而分別對待，而是把兩者合而為一。從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引出一股空氣，既用于座艙通風(fēng)換氣，也用于座艙和電子設(shè)備艙制冷。這種設(shè)計(jì)是飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)浪費(fèi)能源的又一個(gè)主要根源。原因有兩個(gè)，一是用于制冷的空氣如果同時(shí)用于座艙通風(fēng)換氣，則制冷系統(tǒng)的出口壓力不能低于座艙壓力，因而不能充分利用引氣所具有的能量，造成浪費(fèi)。二是單純只用于座艙通風(fēng)換氣的空氣所需壓力是很低的，只要大于座艙壓力加管道壓降即可。如果這部分空氣也從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣，則由此造成的發(fā)動機(jī)功率損失將比引用低壓空氣增大幾倍、十幾倍、甚至更多。例如夏天當(dāng)氣溫為40℃時(shí)，某機(jī)以M＝0.9的速度在海平面高度飛行，此時(shí)發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣的壓力約為16kg/cm2，溫度約為474℃。如果引用的低壓空氣的壓力為1.75kg/cm2，溫度為90.73℃，則高壓引氣造成的發(fā)動機(jī)功率損失約為低壓引氣的8.6倍。這是相當(dāng)大的浪費(fèi)。對于座艙通風(fēng)換氣所需空氣流量遠(yuǎn)大于座艙、電子設(shè)備艙制冷所需空氣流量的旅客機(jī)，這種浪費(fèi)顯得特別嚴(yán)重。
表2沖壓空氣的參數(shù)
本發(fā)明的目的在于提供一種能把發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣所具有的能量和沖壓空氣所具有的能量充分利用起來，使飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的性能系數(shù)Cop進(jìn)一步大幅度提高的空氣循環(huán)式飛機(jī)控制系統(tǒng)。
本發(fā)明充分利用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣所具有的能量的技術(shù)方案，是把發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣壓力p0作為飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的入口壓力pin，把大氣壓力pH作為飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的出口壓力pex，使飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)進(jìn)出口壓力比εA等于發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣的增壓比π0，從而使發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣所具有的能量被充分地利用起來。為有效地利用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣所具有的能量，本發(fā)明采用兩級渦輪膨脹做功、降溫。兩只渦輪的輸出功率都傳送給一只壓氣機(jī)，構(gòu)成一個(gè)具有兩只渦輪一只壓氣機(jī)的升壓式系統(tǒng)。為了適應(yīng)渦輪進(jìn)口壓力變化和調(diào)節(jié)流量的需要，兩只渦輪均采用噴咀截面積可調(diào)的變截面渦輪。為了獲得干燥空氣，用第一級渦輪與冷凝器、回?zé)崞骱透邏核蛛x器構(gòu)成高壓除水系統(tǒng)。為防止冷凝器結(jié)冰，第一級渦輪的出口溫度在低空時(shí)不低于2℃。對于座艙和電子設(shè)備艙的冷卻，本發(fā)明都采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣，對座艙和電子設(shè)備艙進(jìn)行冷卻。
沖壓空氣在飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)中用來作為散熱器的冷源(吸熱介質(zhì))，降低它的溫度有利于提高飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的性能系數(shù)Cop。為此，本發(fā)明充分利用沖壓空氣所具有的能量的技術(shù)方案是采用沖壓空氣渦輪和壓氣機(jī)構(gòu)成逆升壓式系統(tǒng)，用它來利用沖壓空氣的能量，驅(qū)動渦輪壓氣機(jī)機(jī)組，通過渦輪膨脹做功，降低沖壓空氣的溫度。為了適應(yīng)沖壓空氣壓力變化和調(diào)節(jié)流量的需要，沖壓空氣渦輪也采用噴咀截面積可調(diào)的變截面渦輪。
根據(jù)座艙通風(fēng)換氣所需空氣與座艙、電子設(shè)備艙制冷所需空氣的不同特點(diǎn)，為減少浪費(fèi)，本發(fā)明把單純用于座艙通風(fēng)換氣的空氣改為從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)低壓級引氣，只把用于座艙、電子設(shè)備艙制冷用的空氣從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣。對于同時(shí)用于座艙、電子設(shè)備艙制冷和座艙通風(fēng)換氣的空氣，從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣，而后從第二級渦輪的入口處取出供入座艙，用于座艙通風(fēng)換氣。
此外，為了充分利用能量，本發(fā)明還取用冷卻過座艙和電子設(shè)備艙之后排出的空氣作為發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)的高溫高壓引氣的初級散熱器的冷風(fēng)源。
本發(fā)明可以有各種具體的實(shí)施方案。
附

圖1，為本發(fā)明用于現(xiàn)代殲擊機(jī)的一種實(shí)施方案。
附圖2，為本發(fā)明用于現(xiàn)代旅客機(jī)的一種實(shí)施方案。
圖中T1、T2、T3為渦輪，Ca、Cb為壓氣機(jī)。其中T1、T2、Ca為一渦輪壓氣機(jī)機(jī)組，T3、Cb為另一渦輪壓氣機(jī)機(jī)組。圖中標(biāo)號1、2、3、5為空氣——空氣熱交換器，4為空氣——液體熱交換器，圖中的A、B1、B2、C1、C2、C3、C4、C5、D、E為控制閥門，f為單向活門，Ra為沖壓空氣。
附圖1與附圖2的不同之處在于，附圖1中的座艙CB的通風(fēng)換氣的空氣是從渦輪T2的入口處引出一部分空氣供入座艙，而座艙排氣則送入熱交換器(4)的冷風(fēng)道，用于冷卻電子設(shè)備艙。而附圖2中的座艙CD的通風(fēng)換氣的空氣，是從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)EC的低壓級引氣，而后利用熱交換器(5)與座艙排氣進(jìn)行熱交換，使其溫度接近座艙溫度。除此之外，附圖1與附圖2完全相同，現(xiàn)按附圖1詳細(xì)敘述如下在座艙需要冷卻時(shí)，由發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)EC引出的高溫高壓空氣首先通過熱交換器(1)，由熱交換器(4)排出的冷空氣進(jìn)行冷卻，而后進(jìn)入壓氣機(jī)Ca進(jìn)行升壓升溫，然后通過熱交換器(2)，由沖壓空氣進(jìn)行冷卻。沖壓空氣的溫度由渦輪T3壓氣機(jī)Cb構(gòu)成的逆升壓式系統(tǒng)進(jìn)行降溫，在此系統(tǒng)中，沖壓空氣先通過渦輪T3膨脹降溫，而后通過熱交換器(2)的冷風(fēng)道，最后由壓氣機(jī)Cb升壓后排出機(jī)外。通過熱交換器(2)冷卻后的空氣進(jìn)入由渦輪T1、回?zé)崞鱎H、冷凝器CD和高壓水分離器WE構(gòu)成的高壓除水系統(tǒng)。通過此系統(tǒng)進(jìn)行降溫降壓減濕除水之后，再通過渦輪T2進(jìn)一步降溫降壓成為溫度很低的冷空氣，用于冷卻座艙CB和電子設(shè)備艙EL。其中一部分冷空氣通過熱交換器(3)對由風(fēng)機(jī)(6)驅(qū)動的座艙再循環(huán)空氣和供入座艙的新鮮空氣進(jìn)行冷卻；另一部分冷空氣與熱交換器(3)排出的冷空氣和座艙排氣混合后通過熱交換器(4)對電子設(shè)備艙的循環(huán)冷卻電子設(shè)備的液體進(jìn)行冷卻。由熱交換器(4)排出的冷空氣再通過熱交換器(1)的冷風(fēng)道，對發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)EC高壓級引氣進(jìn)行冷卻，然后排出機(jī)外。
系統(tǒng)運(yùn)行中，發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣流量主要通過改變渦輪T1和T2的噴咀截面積進(jìn)行控制，閥門A在多數(shù)情況下是全開的，只在少數(shù)情況下起輔助控制作用。座艙溫度由閥門B1和B2進(jìn)行控制。此時(shí)閥門E關(guān)閉。座艙通風(fēng)流量由閥門D控制。閥門C1、C2、C3、C4、C5對于熱交換器(2)的冷風(fēng)道的控制方法如下在地面時(shí)或飛行速度很低時(shí)，打開閥門C3、C5，關(guān)閉閥門C1、C4，打開并調(diào)節(jié)C2閥門，引適當(dāng)數(shù)量的高壓引氣驅(qū)動渦輪T3，帶動壓氣機(jī)Cb，對熱交換器(2)的冷風(fēng)道進(jìn)行抽氣，使之產(chǎn)生合符需要的冷風(fēng)道流量；在高速飛行中，關(guān)閉閥門C2、C3、C5，打開閥門C1、C4，利用沖壓空氣產(chǎn)生冷風(fēng)道流量，同時(shí)利用沖壓空氣的能量驅(qū)動渦輪T3，帶動壓氣機(jī)Cb，通過渦輪膨脹做功，降低沖壓空氣的溫度。此時(shí)冷風(fēng)道流量靠改變渦輪T3的噴咀截面積進(jìn)行控制。在某些低速飛行中，如果需要直接引用沖壓空氣，則可以關(guān)閉閥門C2、C5，打開并調(diào)節(jié)閥門C3，使之產(chǎn)生合符需要的冷風(fēng)道流量。此時(shí)閥門C1、C4的開、關(guān)，可根據(jù)需要確定。
在座艙需要加溫時(shí)，關(guān)閉閥門B1，完全打開閥門B2，使渦輪T2出口冷空氣全部流入熱交換器(4)的冷風(fēng)道。同時(shí)調(diào)節(jié)渦輪T1和T2的噴咀截面積，使流量符合電子設(shè)備艙冷卻的需要。與此同時(shí)打開并調(diào)節(jié)閥門E，引適當(dāng)數(shù)量的高溫空氣供入座艙，對座艙進(jìn)行加溫。此時(shí)座艙溫度由閥門E控制。
所有控制機(jī)構(gòu)均由微機(jī)智能控制器按照最佳運(yùn)行的要求統(tǒng)一進(jìn)行控制。
為了說明本發(fā)明的可行性和優(yōu)點(diǎn)，以采用現(xiàn)有元器件為依據(jù)，對本發(fā)明的附圖1的實(shí)施例進(jìn)行了設(shè)計(jì)計(jì)算。計(jì)算的主要結(jié)果列于表3之中。
由表3數(shù)據(jù)可以看出，該系統(tǒng)達(dá)到的性能系統(tǒng)Cop很高。與目前的殲擊機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)相比，在H＝0，M＝0.9時(shí)，Cop提高了1.5倍左右；在H＝11km，M＝2時(shí)，Cop提高了2.9倍左右；在H＝18km，M＝2時(shí)，Cop提高了2.8倍左右。這充分說明，在器件水平相同的條件下，本發(fā)明可以大幅度地、成倍地提高飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的性能系數(shù)Cop。這是本發(fā)明的主要優(yōu)點(diǎn)。除此之外，本發(fā)明還有如下優(yōu)點(diǎn)(1)本發(fā)明可以大幅度地減少代償損失。
由表3中的發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣流量和沖壓空氣流量的數(shù)據(jù)可求得，該系統(tǒng)與具有同樣制冷能力的目前的殲擊機(jī)飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)相比，由引氣和沖壓空氣造成的代償損失，在H＝0，M＝0.9時(shí)，約可減少69％左右；在H＝11km，M＝2時(shí)，約可減少83％左右；在H＝18km，M＝2時(shí)，約可減少81％左右。而由系統(tǒng)重量引起的代償損失增加得卻不多。因此總的來說，仍然是大幅度地減少了代償損失。
表3 附圖1系統(tǒng)設(shè)計(jì)計(jì)算數(shù)據(jù) (2)本發(fā)明可以適用于現(xiàn)代高馬赫數(shù)飛行的飛機(jī)。
提高飛行馬赫數(shù)是現(xiàn)代飛機(jī)的發(fā)展方向之一，也是現(xiàn)代飛機(jī)區(qū)別于老式飛機(jī)的主要特征之一。但是飛行馬赫數(shù)的提高將使沖壓空氣溫度隨之提高。高到一定程度之后，沖壓空氣將不再是冷風(fēng)源，散熱器將不能利用沖壓空氣進(jìn)行散熱，從而使系統(tǒng)失去制冷能力。因此目前的飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)不能適用飛行馬赫數(shù)更高的飛機(jī)。而本發(fā)明則不同，它可以利用沖壓空氣的能量驅(qū)動渦輪壓氣機(jī)機(jī)組，通過渦輪膨脹做功，把沖壓空氣的溫度降下來，使它在高馬赫數(shù)飛行時(shí)仍然可以充當(dāng)散熱器的有效的冷風(fēng)源。例如在H＝11km，M＝2時(shí)，沖壓空氣溫度高達(dá)156℃，而通過渦輪降溫之后，散熱器(2)的冷風(fēng)道進(jìn)口溫度只有4.4℃左右。因此，本發(fā)明可以適用于現(xiàn)代高馬赫數(shù)飛行的飛機(jī)。馬赫數(shù)越高，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)越明顯。
(3)本發(fā)明的可行性好。
本發(fā)明沒有采用過去和現(xiàn)在都沒有的，需要重新研制的器件。本發(fā)明采用的噴咀截面積可調(diào)的變截面渦輪在波音707飛機(jī)上已經(jīng)使用過。本發(fā)明采用的壓氣機(jī)、熱交換器、高壓水分離器等等都是目前的飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)中所使用的器件。沒有特殊的要求。因此，實(shí)現(xiàn)本發(fā)明沒有不可克服的困難，本發(fā)明是完全可以實(shí)現(xiàn)的。
權(quán)利要求
1.一種充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于取發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣壓力作為飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的入口壓力，取大氣壓力作為飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的出口壓力，使飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)進(jìn)出口壓力比等于發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣的增壓比以及采用沖壓空氣渦輪來利用沖壓空氣的能量，降低沖壓空氣溫度。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于為有效利用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣所具有的能量，采用兩級渦輪膨脹、做功、降溫，兩只渦輪的輸出功都傳送給一只壓氣機(jī)，構(gòu)成一個(gè)由兩只渦輪一只壓氣機(jī)組成的升壓式系統(tǒng)，且兩只渦輪均采用噴咀截面積可調(diào)的變截面渦輪。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于采用沖壓空氣渦輪和壓氣機(jī)構(gòu)成逆升壓式系統(tǒng)，用它來利用沖壓空氣的能量，驅(qū)動渦輪壓氣機(jī)，通過渦輪膨脹做功，降低沖壓空氣溫度，且沖壓空氣渦輪采用噴咀截面積可調(diào)的變截面渦輪。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于用于座艙、電子設(shè)備艙制冷的空氣，從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣，而單純用于座艙通風(fēng)換氣的空氣，從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)低壓級引氣；同時(shí)用于座艙、電子設(shè)備艙制冷和座艙通風(fēng)換氣用的空氣，從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣，而后從第二級渦輪入口處取出供入座艙。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于用于座艙、電子設(shè)備艙制冷的空氣，從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣，而單純用于座艙通風(fēng)換氣的空氣，從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)低壓級引氣；同時(shí)用于座艙、電子設(shè)備艙制冷和座艙通風(fēng)換氣用的空氣，從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)高壓級引氣，而后從第二級渦輪入口處取出供入座艙。
6.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于，對座艙和電子設(shè)備艙的冷卻均采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣來冷卻座艙和電子設(shè)備艙。
7.根據(jù)權(quán)利要求3所述的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于，對座艙和電子設(shè)備艙的冷卻均采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣來冷卻座艙和電子設(shè)備艙。
8.根據(jù)權(quán)利要求4所述的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于，對座艙和電子設(shè)備艙的冷卻均采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣來冷卻座艙和電子設(shè)備艙。
9.根據(jù)權(quán)利要求5所述的充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)，其特征在于，對座艙和電子設(shè)備艙的冷卻均采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣來冷卻座艙和電子設(shè)備艙。
全文摘要
一種充分利用能源的空氣循環(huán)式飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)屬飛機(jī)環(huán)境控制技術(shù)，其主要特點(diǎn)是，把發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣壓力作為飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的入口壓力，大氣壓力作為飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)的出口壓力，使飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)進(jìn)出口壓力比等于發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣的增壓比。且采用兩級渦輪膨脹、做功、降溫，兩只渦輪的輸出功都傳送給一只壓氣機(jī)，構(gòu)成一個(gè)由兩只渦輪一只壓氣機(jī)組成的升壓式系統(tǒng)，同時(shí)采用沖壓空氣渦輪和壓氣機(jī)構(gòu)成逆升壓式系統(tǒng)來利用沖壓空氣的能量，降低沖壓空氣的溫度。
文檔編號F25B9/06GK1138685SQ9511282
公開日1996年12月25日 申請日期1995年12月28日 優(yōu)先權(quán)日1995年12月28日
發(fā)明者應(yīng)文江 申請人:南京航空航天大學(xué)