一种引射散热可控的空气循环系统技术方案

本发明专利技术提供了一种引射散热可控的空气循环系统，属于直升机环控系统设计领域。经过绝对压力调节器(1)的高温高压气体还通过第一管道延伸至设置有冷却散热器(2)所在的通道出风口，且在所述第一管道尾端设置有引射器(10)，引射器(10)喷口方向与出风口风向一致。通过引射器率先引射舱外环境空气冷却散热器，降低涡轮冷却器入口空气温度，有利于保证系统在直升机悬停或地面工作无冲压空气时能平稳工作，有利于提高涡轮冷却器的使用寿命。因风扇已开启，并抽吸舱外空气冷却散热器，关闭引射器，以减少发动机引气量，降低发动机功率消耗。

【技术实现步骤摘要】
一种引射散热可控的空气循环系统
本专利技术属于直升机环控系统设计领域，具体涉及一种引射散热可控的空气循环系统。
技术介绍
固定翼飞机的简单式空气循环系统主要由绝对压力调节器1、散热器2、涡轮3、风扇4、水分离器5、喷雾器6、冷边进风道7、冷边出风道8等组成，其基本原理为：由发动机送来的高温高压气体，经绝对压力调节器1调节后，到散热器2冷却降温，流入涡轮冷却器3，涡轮冷却器对风扇4膨胀做功，在涡轮冷却器中空气膨胀到所需的座舱空气压力，经水分离器5分离后，干空气进入座舱，液态水由喷雾器6喷洒到散热器外表面强化冷却，其中风扇4有时作为单纯耗能的负载(见图2)；有时又作为散热器抽风、引射空气之用(见图3)。现有技术中，具有受调节的冷源的飞行器环境控制系统直接应用于直升机，将会因悬停或地面开车无法散热而尚失功能、因高温热气损坏涡轮冷却器例如专利号CN103249643A提到了一种用于飞行器的空气调节系统包括至少一个空气调节组件，该空气调节组件为了散热目的能够连接至飞行器的至少一个冷却空气入口并且被设计为用以对空气进行冷却以及用以将空气在机舱压力下引入到飞行器的客舱中。能够独立操作的冷却设备设计为用以对流冷却空气入口的环境空气进行冷却。再如专利号为CN103612761A的专利技术专利中提到了一种被动吸收冷量的开式空气制冷循环装置，包括与发动机引气相连的空气涡轮制冷通道和被动吸收冷量通道。其中，所述被动吸收冷量通道包括初级散热器、次级散热器、冷量阀、冷凝器出口空气经冷量阀与冷风道内，热边位于空气涡轮制冷通道。通过设置被动吸收冷量组件，从发动机高压引气用于座舱的循环冷却，减小了专门的冲压空气进气口面积，能够大幅尖山飞机性能代偿损失，满足高性能作战飞机的隐身需求，并具有制冷量大、体积小、可靠性高的优点。再如专利号为CN103612760A的中国专利技术专利中提到了一种被动吸收冷量的开式空气制冷循环装置，包括均与发动机引气相连的空气涡轮制冷通道和主动回收冷量通道。其中，所述主动回收冷量通道包括初级散热器，次级散热器、冷量阀、增压水箱、空气活门、发动机高压引气依次经冷量阀、增压水箱与冷风道连通，发动机外涵引气经空气活门与冷风道相连，初级散热器和次级散热器冷边位于冷风道内，热边位于空气涡轮制冷通道，通过设置主动回收冷量组件，从发动机高压引气用于座舱的循环冷却，不需要专门的冲压空气进气口，能够大幅减少飞机性能代偿损失，能满足高性能作战飞机的隐身需求，并具有制冷量大、体积小、可靠性高的优点。直升机区别于固定翼飞机，它能空中悬停，倘若将该上述专利中提到的空气循环系统直接应用于直升机，将会因悬停或地面开车无法散热而尚失功能、因高温热气损坏涡轮冷却器。
技术实现思路
鉴于上述问题，本专利技术专利提供了一种引射散热可控的空气循环系统，使直升机悬停或地面开车时，能正常使用。本专利技术引射散热可控的空气循环系统，经过绝对压力调节器的高温高压气体流经引射舱外的冷却散热器，之后通过涡轮冷却器对设置在所述引射舱外的冷却散热器侧方的风扇做功，同时，经过涡轮冷却器的气体进一步通过水分离器的分离后输送给直升机座舱，经过绝对压力调节器的高温高压气体还通过第一管道延伸至设置有冷却散热器所在的通道出风口，且在所述第一管道尾端设置有引射器，引射器喷口方向与出风口风向一致。优选的是，所述第一管道上设置有引射控制阀。上述方案中优选的是，所述风扇设置在所述冷却散热器与引射器之间。上述方案中优选的是，经过绝对压力调节器的高温高压气体还通过第二管道延伸至水分离器的进口处。上述方案中优选的是，所述第二管道上设置有加温控制阀。本专利技术专利的关键技术主要有以下几点：1)所述系统中在冷边出风道内布置引射器，用于引射环境空气；2)所述系统中在引射器前布置引射控制阀，使引射散热可控；3)所述系统中涡轮冷却器对风扇做功，风扇抽吸环境空气冷却散热器，使涡轮冷却器的输出功得到有效利用；4)所述系统中由水分离器分离出来的水通过喷雾器喷洒在散热器上，增强散热能力。本专利技术通过引射器率先引射舱外环境空气冷却散热器，降低涡轮冷却器入口空气温度，有利于保证系统在直升机悬停或地面工作无冲压空气时能平稳工作，有利于提高涡轮冷却器的使用寿命。因风扇已开启，并抽吸舱外空气冷却散热器，关闭引射器，以减少发动机引气量，降低发动机功率消耗。附图说明图1为本专利技术专利引射散热可控的空气循环系统示意图。图2为现有技术中风扇作为单纯耗能负载的空气循环系统示意图。图3为现有技术中风扇作为散热器抽气、引射空气的空气循环系统示意图。其中，1-绝对压力调节器；2-冷却散热器；3-涡轮冷却器；4-风扇；5-水分离器；6-喷雾器；7-冷边进风道；8-冷边出风道；9-引射控制阀；10-引射器；11-加温控制阀。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。下面通过实施例对本专利技术做进一步详细说明。如图1所示，一种引射散热可控的空气循环系统，包括绝对压力调节器1、散热器2、涡轮冷却器3、风扇4、水分离器5、喷雾器6、冷边进风道7、冷边出风道8、引射控制阀9、引射器10和加温控制阀11等。由发动机引气口引出的高温高压气体，进入绝对压力调节器1进行调节，使其出口压力为恒定值，之后分成两路，一路进入引射器10，另一路进入主系统。具体的，经过绝对压力调节器1的高温高压气体流经引射舱外的冷却散热器2，之后通过涡轮冷却器3对设置在所述引射舱外的冷却散热器2侧方的风扇4做功，同时，经过涡轮冷却器3的气体进一步通过水分离器5的分离后输送给直升机座舱，其特征在于，经过绝对压力调节器1的高温高压气体还通过第一管道延伸至设置有冷却散热器2所在的通道出风口，且在所述第一管道尾端设置有引射器10，引射器10喷口方向与出风口风向一致系统启动前率先打开设置在第一管道上的引射控制阀9，高速气体通过引射器10孔口喷出，引射舱外环境空气，冷却散热器2，使涡轮冷却器3入口的空气温度不至于过高，3min后，引射控制阀9关闭，引射器10停止工作。进入主系统的高温高压气体，经散热器2后冷却降温，在涡轮冷却器3中对风扇4膨胀做功，风扇4抽吸舱外环境空气与散热器2进行热交换，涡轮冷却器3出口空气变为低温、低压的气液两相混合物，经设置在第二管道上的水分离器5气液分离后干空气进入座舱，液态水由喷本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种引射散热可控的空气循环系统，经过绝对压力调节器(1)的高温高压气体流经引射舱外的冷却散热器(2)，之后通过涡轮冷却器(3)对设置在所述引射舱外的冷却散热器(2)侧方的风扇(4)做功，同时，经过涡轮冷却器(3)的气体进一步通过水分离器(5)的分离后输送给直升机座舱，其特征在于，经过绝对压力调节器(1)的高温高压气体还通过第一管道延伸至设置有冷却散热器(2)所在的通道出风口，且在所述第一管道尾端设置有引射器(10)，引射器(10)喷口方向与出风口风向一致。

【技术特征摘要】
1.一种引射散热可控的空气循环系统，经过绝对压力调节器(1)的高温高压气体流经引射舱外的冷却散热器(2)，之后通过涡轮冷却器(3)对设置在所述引射舱外的冷却散热器(2)侧方的风扇(4)做功，同时，经过涡轮冷却器(3)的气体进一步通过水分离器(5)的分离后输送给直升机座舱，其特征在于，经过绝对压力调节器(1)的高温高压气体还通过第一管道延伸至设置有冷却散热器(2)所在的通道出风口，且在所述第一管道尾端设置有引射器(10)，引射器(10)喷口方向与出风口风向一致。2...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗平根，黄文捷，孙明辉，陈政，覃红夷，王栋，张文涛，李彬，张洋，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：江西,36