本申请提供一种空气循环制冷系统低流量旁通装置，包括壳体1、阀芯2、弹簧3、旁通出口4、初级散热器连接口5、压气机连接出气口6、压气机连接进气口7、二级散热器连接出气口8、二级散热器连接进气口9、涡轮连接出气口10。通过在不同供气压力条件下，阀芯所受气压力与弹簧力的平衡关系，使阀芯位置发生改变，从而形成低气压里流量流通路径和高气压高流量的流通路径。应用在使用飞机涡轮发动机高温高压引气系统的空气循环制冷系统中，避免了当因飞机工作状态变化时(如防冰系统工作时消耗了大部分引气)，导致供给空气循环系统的气流压力过低，为保护采用空气动压轴承的涡轮冷却器而完全关闭供气的问题。闭供气的问题。闭供气的问题。
【技术实现步骤摘要】
一种空气循环制冷系统低流量旁通装置
[0001]本专利技术涉及飞机座舱空气调节系统领域，特别涉及一种空气循环制冷系统低流量旁通装置。
技术介绍
[0002]空气循环制冷系统作为飞机座舱空气调节系统的一个分系统，负责将发动机引气进行降温和冷却后提供给座舱通风系统。现代飞机空气循环制冷系统基本使用升压式涡轮，为提高寿命和性能，涡轮轴承采用空气动压轴承。
[0003]而空气动压轴承要求涡轮转速必须高于某个较高的转速才能正常使用，否则空气动压轴承无法发挥作用而导致涡轮转轴磨损和烧毁。此外，涡轮在低转速下易发生喘振。因此，空气循环系统往往要求上游供气压力条件达到一定条件后才启动工作，否则将完全切断气源。在飞机发动机引气能力有限的情况下，某些需要使用大量气源的系统(如防冰系统)开启时，会导致座舱失去通风和增压气源，对安全飞行产生不利影响。
[0004]本专利技术提供了一种在气源压力较低时，允许较低的引气通过空气循环系统，为座舱提供满足最低限度的通风和增压用途的引气。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的:本专利技术提供一种空气循环制冷系统低流量旁通装置，在引气压力不足的情况下，允许较低流量的引气通过空气循环系统。
[0006]本专利技术所采用的技术方案是：
[0007]为了实现上述目的，提供一种空气循环制冷系统低流量旁通装置，包括壳体1、阀芯2、弹簧3、旁通出口4、初级散热器连接口5、压气机连接出气口6、压气机连接进气口7、二级散热器连接出气口8、二级散热器连接进气口9、涡轮连接出气口10；
[0008]所述壳体1的一端开设有所述初级散热器连接口5，另一端中心开设有通孔11；所述壳体1外圆周上分别开设有压气机连接出气口6、压气机连接进气口7、二级散热器连接出气口8、二级散热器连接进气口9、涡轮连接出气口10；
[0009]所述阀芯2安装于所述壳体1内靠近所述初级散热器连接口5一端，所述弹簧3安装于所述壳体1内的另一端，与所述阀芯2接触；所述阀芯2上开设有第一气流通路12、第二气流通路13；当处于低流量状态时，所述第一气流通路一端与所述初级散热器连接口5相连通，另一端与所述二级散热器连接出气口8相连通；所述第二气流通路13一端与所述二级散热器连接进气口9相连通，另一端与所述旁通出口4相连通；所述阀芯2外圆周周向还开设有多个流通槽，当处于正常流量状态时，所述阀芯2被气流推动压缩所述弹簧3将阀芯推至底部，可实现压气机连接出气口6完全打开，压气机连接进气口7和二级散热器连接出气口8连通，二级散热器连接进气口9和涡轮连接出气口10连通；
[0010]所述旁通出口4呈半胶囊状开放式腔体，其中呈胶囊状一端与所述壳体1上的通孔11固定连接，伸入所述壳体1的部分开设有径向通孔，用于实现气流旁通；当处于正常流量
状态时，所述阀芯2被气流推动压缩所述弹簧3将阀芯推至底部，所述第二气流通路13与所述旁通出口4相连通一端被密封。
[0011]在一个可能的实施例中，所述第一气流通路12、第二气流通路13的两端端口具有喇叭形锥面，有利于气流收集与导通；同时，对于所述第二气流通路13，在所述阀芯2被气流推动压缩所述弹簧3将阀芯推至底部时，能够实现端口的密封。
[0012]在一个可能的实施例中，所述低流量状态，是指所述初级散热器连接口5的气流压力低于150-200KPa的绝对压力。
[0013]在一个可能的实施例中，所述弹簧3应满足当处于低流量状态时不被压缩。
[0014]在一个可能的实施例中，所述旁通出口4呈胶囊状一端外形与所述第二气流通路13端口形状密封配合。
[0015]在一个可能的实施例中，所述旁通出口4伸入所述壳体1的长度，应与当所述弹簧3将阀芯推至底部时，所述壳体1内部端部与所述第二气流通路13与所述旁通出口4连通一端端口距离相等。
[0016]在一个可能的实施例中，所述旁通装置整体选用耐高温金属材料。
[0017]在一个可能的实施例中，所述旁通出口4与所述壳体1上的通孔11焊接。
[0018]本专利技术旁通装置的工作原理：当发动机压力较低时，初级散热器连接口5的引气作用在阀芯2上的压力不足以克服弹簧3弹簧力，此时压气机连接出气口6、压气机连接进气口7、涡轮连接出气口10均被关闭，空气循环系统中的涡轮无气流通过；而较低流量的空气通过阀芯内的通路流入二级散热器连接出气口8，在二级散热器中降温后再通过二级散热器连接进气口9和阀芯3中的通路进入壳体1，并从旁通出口4输出。因此时流量较低、散热器的散热效率较高，旁通出口4输出的空气温度可降至满足排入座舱的安全要求。
[0019]当发动机压力较大时，初级散热器连接口5的引气作用在阀芯2上的压力将阀芯推至底部，阀芯内部的通路被封闭，压气机连接出气口6完全打开，压气机连接进气口7和二级散热器连接出气口8连通，二级散热器连接进气口9和涡轮连接出气口10连通，空气循环系统可正常工作。
[0020]本专利技术的有益效果：本专利技术通过在不同供气压力条件下，阀芯所受气压力与弹簧力的平衡关系，使阀芯位置发生改变，从而形成低气压里流量流通路径和高气压高流量的流通路径。应用在使用飞机涡轮发动机高温高压引气系统的空气循环制冷系统中，避免了当因飞机工作状态变化时(如防冰系统工作时消耗了大部分引气)，导致供给空气循环系统的气流压力过低，为保护采用空气动压轴承的涡轮冷却器而完全关闭供气的问题；通过本专利技术所述的旁通装置将，低压气流仍然能够充分利用系统原有的空气散热器等组件进行必要的温度调节后流向座舱，保证了飞机在供气压力不足的情况座舱仍能够满足一定的通风和加温能力。当飞机供气恢复到正常压力后，本专利技术所述的旁通装置的通路将自动切换至空气循环系统正常工作的流通路径。应用本装置的飞机空气循环系统可避免增加相应的供气压力检测和保护的控制逻辑，同时也可减少飞机气源系统对机组人员对飞机产生的操作负担。
附图说明
[0021]图1为本专利技术提供的一种空气循环制冷系统低流量旁通装置工作在低流量状态的
结构示意图
[0022]图2为本专利技术提供的一种空气循环制冷系统低流量旁通装置工作在正常流量状态的结构示意图其中：
[0023]1-壳体、2-阀芯、3-弹簧、4-旁通出口、5-初级散热器连接口、6-压气机连接出气口、7-压气机连接进气口、8-二级散热器连接出气口、9-二级散热器连接进气口、10-涡轮连接出气口、11-通孔、12-第一气流通路、13-第二气流通路。
具体实施方式
[0024]下面结合附图对本专利技术专利作进一步说明。
[0025]参阅图1，一种空气循环制冷系统低流量旁通装置，包括壳体1、阀芯2、弹簧3、旁通出口4、初级散热器连接口5、压气机连接出气口6、压气机连接进气口7、二级散热器连接出气口8、二级散热器连接进气口9、涡轮连接出气口10；
[0026]所述壳体1的一端开设有所述初级散热器连接口5，另一端中心开设有通孔11；所述壳体1外圆周上分别开设有压气机连接出气口6、压气机连接本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种空气循环制冷系统低流量旁通装置，其特征在于，包括壳体(1)、阀芯(2)、弹簧(3)、旁通出口(4)、初级散热器连接口(5)、压气机连接出气口(6)、压气机连接进气口(7)、二级散热器连接出气口(8)、二级散热器连接进气口(9)、涡轮连接出气口(10)；所述壳体(1)的一端开设有所述初级散热器连接口(5)，另一端中心开设有通孔(11)；所述壳体(1)外圆周上分别开设有压气机连接出气口(6)、压气机连接进气口(7)、二级散热器连接出气口(8)、二级散热器连接进气口(9)、涡轮连接出气口(10)；所述阀芯(2)安装于所述壳体(1)内靠近所述初级散热器连接口(5)一端，所述弹簧(3)安装于所述壳体(1)内的另一端，与所述阀芯(2)接触；所述阀芯(2)上开设有第一气流通路(12)、第二气流通路(13)；当处于低流量状态时，所述第一气流通路一端与所述初级散热器连接口(5)相连通，另一端与所述二级散热器连接出气口(8)相连通；所述第二气流通路(13)一端与所述二级散热器连接进气口(9)相连通，另一端与所述旁通出口(4)相连通；所述阀芯(2)外圆周周向还开设有多个流通槽，当处于正常流量状态时，所述阀芯(2)被气流推动压缩所述弹簧(3)将阀芯推至底部，可实现压气机连接出气口(6)完全打开，压气机连接进气口(7)和二级散热器连接出气口(8)连通，二级散热器连接进气口(9)和涡轮连接出气口(10)连通；所述旁通出口(4)呈半胶囊状开放式腔体，其中呈胶囊状一端与所述壳体(1)上的通孔...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄乃波，黄辉，宁换利，谢晓宏，
申请(专利权)人：中航通飞华南飞机工业有限公司，
类型：发明
国别省市：
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