用于飞机热表面的冷却方法及其装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及航空技术领域，公开了用于飞机热表面的冷却方法及其装置，包括划分区域，确定冷却区域和相邻区域，确定单位冷却热量，当前冷却区域对应的喷嘴按照每秒三倍单位冷却热量对该区域进行冷空气喷射，第一相邻区域按照每秒两倍单位冷却热量且第二相邻区域按照每秒单位冷却热量对当前冷却区域进行冷空气喷射；所述第一相邻区域和第二相邻区域的喷射间隔进行；依次对所有待冷却区域按照步骤三进行冷却，直到所有待冷却区域的当前温度值低于指定温度值。本发明专利技术能够有效避免各个喷嘴相互干扰。干扰。干扰。

【技术实现步骤摘要】
用于飞机热表面的冷却方法及其装置


[0001]本专利技术涉及航空
，具体涉及一种用于飞机热表面的冷却方法及其装置。

技术介绍

[0002]若飞机表面或者飞机主要运行设备(例如发动机)表面，温度很高形成高温热表面时，一旦发生燃油泄漏，燃油滴落在热表面上，极易着火产生火灾危险。为了避免出现高温热表面，一般会针对飞机或航空发动机的高温热表面及时进行换热冷却。
[0003]常规的换热冷却采用冲击冷却，向高温热表面通过喷嘴喷射冷却气流，达到和高温热表面进行热量交换的目的，进而降低高温热表面的温度。
[0004]通常在一个高温表面的内部有一个冲击孔，用大的压力将比高温热表面温度低一些的冷空气喷射出去冲击热表面，防止局部温度会过高。但是，冲击孔都是阵列排布，在一个冲击孔周围阵列排布着其他冲击孔，孔与孔之间所喷出来的冷空气会产生相互干扰，使喷射出的冷却气流方向紊乱，更甚者，有可能会造成冲击孔堵塞。

技术实现思路

[0005]本专利技术意在提供用于飞机热表面的冷却方法，以解决飞机热表面冷却时喷嘴相互干扰的问题。
[0006]为解决以上问题，本专利技术采用如下技术方案：
[0007]用于飞机热表面的冷却方法，包括以下步骤：
[0008]步骤一，划分区域，根据传感器安装位置，划分冲击孔以及其对应喷嘴，形成多个温度区域；
[0009]步骤二，确定冷却区域和相邻区域，计算每个温度区域的当前温度值的，对比预设的指定温度值，将当前温度值高于指定温度值的所有温度区域按照温度从高到低的顺序排列形成冷却顺序和待冷却区域，按照顺序轮到当前进行冷却的区域定义为当前冷却区域；与当前冷却区域相邻且等距离的其他温度区域为相邻区域；相邻区域按照距离当前冷却区域的远近，至少分为靠近当前冷却区域的第一相邻区域和远离当前冷却区域的第二相邻区域；
[0010]步骤三，确定单位冷却热量，当前冷却区域对应的喷嘴按照每秒三倍单位冷却热量对该区域进行冷空气喷射，第一相邻区域按照每秒两倍单位冷却热量且第二相邻区域按照每秒单位冷却热量对当前冷却区域进行冷空气喷射；所述第一相邻区域和第二相邻区域的喷射间隔进行；
[0011]步骤四，依次对所有待冷却区域按照步骤三进行冷却，直到所有待冷却区域的当前温度值低于指定温度值。
[0012]进一步，单位冷却热量为所有温度区域中最高温度与指定温度差值的1/10。
[0013]进一步，相邻区域中至少一组区域与当前冷却区域的喷嘴同步转动。
[0014]进一步，当前冷却区域的喷嘴按照270度方向旋转喷射冷空气。
[0015]进一步，第一相邻区域的喷嘴与第二相邻区域喷嘴朝向当前冷却区域喷射时，两者的倾斜角度不同；当前冷却区域、第一相邻区域和第二相邻区域的喷嘴的喷射路径在距离飞机热表面指定高度内不相交。
[0016]进一步，所有喷嘴脉冲间歇式喷射冷空气，按照单位喷射时间连续喷射。
[0017]进一步，第一相邻区域和第二相邻区域的喷嘴朝向指定冷却区域的喷射时间占单位喷射时间的比例为，指定冷却区域的温度与指定温度的差值占指定温度的比例值。
[0018]本专利技术还提供了一种用于飞机热表面的冷却装置，应用于前述的用于飞机热表面的冷却方法，包括设置在飞机热表面的底板，所述底板上均匀设置有冲击孔，所述底板上设有穿过冲击孔的喷嘴；所述喷嘴通过连线部与中控部连接，所述中控部内设有用来控制各个喷嘴按照预设策略转动和喷射冷空气的微控制器。
[0019]本专利技术还提供了一种用于飞机热表面的冷却装置，应用于前述的用于飞机热表面的冷却方法，包括设置在飞机热表面相对面的底板，所述底板上均匀设置有冲击孔，所述底板上设有穿过冲击孔的喷嘴；所述喷嘴通过连线部与中控部连接，所述中控部内设有用来控制各个喷嘴按照预设策略转动和喷射冷空气的微控制器。
[0020]本专利技术的优点在于：
[0021]本方案，基于现有的普通阵列布置的冲击孔，将每列冲击孔，按照喷射方向的不同，间隔控制每列冲击孔的喷射时间，形成类似脉冲喷射的效果，避免各个冲击孔之间形成相互干扰，不仅能够精准地将冷空气形成的冷却气流直接作用到高温热表面上进行快速冷却，还能有效节约因为相互干扰而浪费的驱动动能。
附图说明
[0022]图1为本专利技术实施例一中用于飞机热表面的冷却装置的结构示意图。
[0023]图2为图1的俯视图。
[0024]图3为图1的前视图。
[0025]图4为图1的仰视图。
[0026]图5为一种当前冷却区域和相邻区域的划分示意图。
[0027]图6为另一种当前冷却区域和相邻区域的划分示意图。
具体实施方式
[0028]下面通过具体实施方式进一步详细说明：
[0029]说明书附图中的附图标记包括：底板100、冲击孔110、管道200、喷嘴210、中控部300、连线部310、传感器320。
[0030]实施例一
[0031]本实施例用于飞机热表面的冷却装置，安装在飞机常见热表面上或者安装在常见热表面的相对位置处，包括底板100以及用来通入冷空气的管道200，底板100上开有均匀阵列分布的冲击孔110，每个管道200上均连接有多个伸出冲击孔110的喷嘴210。通过管道200和喷嘴210形成的冷空气通道，向飞机热表面喷射冷空气。
[0032]如图2和图3所示，在相邻管道200之间，安装有用来连接两个管道200上对应喷嘴210的连线部310，如图1所示，在管道200和连线部310的上方，连接有将连线部310连到一起
的中控部300，通过中控部300控制与连线部310连接的喷嘴210按照预设策略，进行冷空气喷射，穿过阵列排布的冲击孔110在对飞机高温热表面进行冷却，不会形成彼此干扰，能够在节省能量的同时，将冷空气送到指定的热表面位置处对热表面进行冷却。
[0033]本实施例中，中控部300纵截面呈现倒u型结构，方便与连接部进行连接的同时，能够节省安装空间。中控部300，包括写入预设策略的微控制器，以及用来保护微控制器和安装微控制器的外壳。外壳形成供微控制器安装的中空水平空间，以及供线缆与连线部310连接的竖直空间，水平空间和竖直空间形成的这种倒u型的结构，牢固且便于安装。
[0034]优选地，若冲击孔110的对应的管道200数量更多，则中控部300外壳形成的竖直空间也对应增对，形成一个水平空间与多个竖直空间连接的E形结构或者梳子结构。
[0035]如图3所示，本实施例中与中控部300中每个竖直空间连接的连线部310，包括连接线以及包裹这些连接线缆的长方体外壳，便于走线的同时起到保护和方便安装的作用。连接线缆在与每个喷嘴210连接的时候，一条连接线穿过长方体外壳与喷嘴210连接，同时另一条连接线穿过冲击孔110与底板100另一面上的传感器320连接。传感器320用来检测冷空气的喷射效果，本实施例中传感器320为温度传感器320，能够通过检测所在区域环境温度来判断与其临近的飞机热表面的冷却情本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.用于飞机热表面的冷却方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一，划分区域，根据传感器安装位置，划分冲击孔以及其对应喷嘴，形成多个温度区域；步骤二，确定冷却区域和相邻区域，计算每个温度区域的当前温度值的，对比预设的指定温度值，将当前温度值高于指定温度值的所有温度区域按照温度从高到低的顺序排列形成冷却顺序和待冷却区域，按照顺序轮到当前进行冷却的区域定义为当前冷却区域；与当前冷却区域相邻且等距离的其他温度区域为相邻区域；相邻区域按照距离当前冷却区域的远近，至少分为靠近当前冷却区域的第一相邻区域和远离当前冷却区域的第二相邻区域；步骤三，确定单位冷却热量，当前冷却区域对应的喷嘴按照每秒三倍单位冷却热量对该区域进行冷空气喷射，第一相邻区域按照每秒两倍单位冷却热量且第二相邻区域按照每秒单位冷却热量对当前冷却区域进行冷空气喷射；所述第一相邻区域和第二相邻区域的喷射间隔进行；步骤四，依次对所有待冷却区域按照步骤三进行冷却，直到所有待冷却区域的当前温度值低于指定温度值。2.根据权利要求1所述的用于飞机热表面的冷却方法，其特征在于，单位冷却热量为所有温度区域中最高温度与指定温度差值的1/10。3.根据权利要求1所述的用于飞机热表面的冷却方法，其特征在于，相邻区域中至少一组区域与当前冷却区域的喷嘴同步转动。4.根据权利要求1所述的用于飞机热表面的冷却方法，其特征在于，当前冷却区域...

【专利技术属性】
技术研发人员：武斌，苏正良，吴海涛，谢飞，李果林，曾泰，于新华，
申请(专利权)人：中国民用航空总局第二研究所，
类型：发明
国别省市：