冷却机舱用的组合式通风系统技术方案

本发明专利技术涉及一种冷却机舱用的组合式通风系统，包括：进气装置，该进气装置引入机舱外部的冷空气，并且进气装置的进气流量是可控制的；控制装置，该控制装置基于检测到的反馈控制进气装置的进气流量；以及排气装置，该排气装置排出机舱内部的空气，并且排气装置的排气流量基于进气装置的进气流量的变化而变化。进气装置、控制装置和排气装置是模块化的。上述组合式通风系统能够灵活地调节进气流量，且维修更换方便快捷。修更换方便快捷。修更换方便快捷。

【技术实现步骤摘要】
冷却机舱用的组合式通风系统


[0001]本专利技术涉及一种通风系统，更具体地说，涉及一种冷却机舱用的组合式通风系统，该通风系统可用于航空航天领域中有舱室通风使用需求且需要阻挡易燃液体再次进入的区域。

技术介绍

[0002]飞行器在起飞阶段期间，对刹车碳盘的温度进行监控存在放飞限制。飞行器在着陆时，刹车会吸收大量能量，导致温度急剧升高。易熔塞在超过一定温度限值后可能会有融化风险，无法保证其完整性。因此，需要在飞行器的机舱进行通风设计，解决飞行器空中刹车降温慢的问题。
[0003]易燃液体防火安全是民用飞行器防火设计与验证的重要部分，CCAR 25.863条款规定了民用飞行器全机易燃液体泄漏区的防火设计要求，即，在易燃液体泄漏区需设计合理的内部排液路径和外部排液出口，以保证易燃液体可以及时地排出机外而无危险量的积存，并且还要求防止飞行器的易燃液体通过进气口重新进入机身或可能造成危害的区域，以降低火灾风险。
[0004]因此，针对我国某型飞行器非增压舱的通风需求，进气装置的设计目标主要有三点：一是保证进气口和排气口有较好的进排气效果，尽量减小进气对气动外阻和外部流场稳定性的影响，实现较好的舱室通风效果；二是确保进气道设置有排液分流器，以防止机身排液口排放的液体被吸收进入进气口；三是在不同的设计工况下，冲压空气的进气和通风流量需求有所差异，因此有必要对进气流量进行按需调节。
[0005]使用常规的空调调节系统会降低商用飞行器的经济性，而使用冲压空气为飞行器提供新鲜空气源用作舱室通风可以有效地提高经济性。目前，进气口根据形状和位置可以分为冲压式进气口、埋入式进气口、漏斗式进气口等。
[0006]冲压式进气口是开设在机翼前缘或机头等处的进气口，其总压恢复很好，但是气动阻力较大；埋入式进气口是开设在飞行器蒙皮平面上、没有任何突起部分的特殊进气口，其进气口气动阻力小，但其总压恢复也较小；漏斗式进气口安装在飞行器蒙皮上，做成风斗形状并向外突出到与飞行器蒙皮平行的气流中，该布置形式对飞行器气动外阻和外部流场稳定性有较大的影响。
[0007]目前现有的国内外技术采用了多种进气结构形式。
[0008]由埃姆普里萨有限公司于2012年12月21日提交的美国专利技术专利US9,051,057B2中公开了一种带改进的空气动力学特性的飞行器空气入口分流器组件。这种分流器组件包括至少基本上包围空气入口的分流器结构，以及安装到分流器结构的、在空气入口前面的上边缘的整流罩。该分流器组件通常设置在APU空气入口管道处并且用作屏蔽装置，以防止非期望的液体被管道吸取。但是，由于该分流器组件不含自动控制进气调节功能，因此无法根据实际流量需求调节进气口的大小。
[0009]由德事隆航空公司于2019年1月15日提交的美国专利技术专利US11,312,499B2中公开
了一种集成有液体分流器的进气口装置。在这种进气口构型中，弯曲轮廓的进气道和空气动力整流罩使得气动阻力最小化，而液体分流器的设置则能够避免液体被吸入进气口。然而，这种进气口构型无法按需调节进气口大小。
[0010]由中国商用飞机有限责任公司于2020年12月30日提交的中国技术专利CN213862688U中公开了一种飞行器环控空气进气装置。这种空气进气装置的原理是通过滑动滚轮在导轨内平移来灵活调节冲压空气系统中的进气流量，因此其机械结构简单、对气动阻力影响较小且进气口捕获面积是可调的。在该空气进气装置中，保持齐平的唇口板和下壁板的外表面允许实现更有利的气动外形，即允许实现更小的气动阻力。然而，这种空气进气装置并不涉及分流器的进气口结构一体化设计。
[0011]由中国商用飞机有限责任公司于2021年3月26日提交的中国专利技术专利申请CN112960123A中公开了一种进气和通风截面积比可变的飞行器辅助动力单元的进气门装置。这种进气门装置在能够满足不同工况下的飞行器辅助动力单元本体的进气和通风冷却进气需求的同时，还能够减小进气门处的迎风面积，进而减小在空中运行时的飞行气动阻力。然而，进气室内部分由用于进气气流和用于通风冷却气流的两个腔体组成，而且不含有防止液体进入的分流器。
[0012]综上所述，目前广泛采用的进气结构形式主要存在以下几种有待改进的缺陷：
[0013]第一，无法根据实际的通风需求，依据不同的场景实现进气流量和温度的可调节功能；
[0014]第二，未将排气系统、进气系统和分流器进行组合设计以形成通风系统，从而提高冷却效率；
[0015]第三，进气口与冲压空气直接接触，分流器结构会对飞行器产生一定的气动阻力，进而造成一定的能量损失；
[0016]第四，NACA进气口分流器需要的航向空间较大，且互换性差，无法进行不同模块的拆装。
[0017]为此，目前急需设计一种能够解决上述不足之处的冷却机舱用的组合式通风系统，从而能够灵活地调节进气流量，且维修更换方便快捷。

技术实现思路

[0018]本专利技术的目的在于提供一种灵活地调节进气流量且便于维修更换的冷却机舱用的组合式通风系统。
[0019]根据本专利技术的冷却机舱用的组合式通风系统，包括：
[0020]进气装置，该进气装置引入机舱外部的冷空气，并且进气装置的进气流量是可控制的；
[0021]控制装置，该控制装置基于检测到的反馈控制进气装置的进气流量；以及
[0022]排气装置，该排气装置排出机舱内部的空气，并且排气装置的排气流量基于进气装置的进气流量的变化而变化，
[0023]其中，进气装置、控制装置和排气装置是模块化的。
[0024]在上述技术方案中，术语“反馈”表示控制装置在检测过程中获得的检测值，例如，机舱内部的温度。内置的温度
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流量
‑
进气角度计算模块可以计算出不同飞行场景下的通风
流量需求及其对应的有效通风面积，并将信号反馈给控制装置以进行之后的控制操作。
[0025]术语“模块化”指的是组成组合式通风系统的三个部分，即，进气装置、控制装置和排气装置均是彼此独立的。因此，可以根据用户需求定制化不同的模块。这样，无论是维护还是更换都将变得更加方便。
[0026]在一个较佳实施例中，进气装置可以包括排液分流器、进气口和内流道，进气口的内部空间构成内流道，进气口的四周边缘被邻接的排液分流器包围。
[0027]较佳的是，排液分流器可以包括头部构件、基础构件和翻边构件，头部构件与基础构件附接成封闭结构，翻边构件沿封闭结构的至少一条边向外突伸。
[0028]更佳的是，头部构件的截面形式可以为抛物线型，基础构件的截面形式可以为矩形。
[0029]最佳的是，排液分流器还可以包括进口坡度构件，进口坡度构件的一端附接到头部构件和/或基础构件，另一端联接到进气口，以便在封闭结构与进气口之间形成过渡区域。
[0030]在另一个较佳实施例中，位于进气口顶部的旋转构件和位于进气口两侧的第一支撑构件和第二支撑构件可以以连接的方式共同形成本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种冷却机舱用的组合式通风系统(1)，包括：进气装置，所述进气装置引入所述机舱外部的冷空气，并且所述进气装置的进气流量是可控制的；控制装置，所述控制装置基于检测到的反馈控制所述进气装置的进气流量；以及排气装置，所述排气装置排出所述机舱内部的空气，并且所述排气装置的排气流量基于所述进气装置的进气流量的变化而变化，其中，所述进气装置、所述控制装置和所述排气装置是模块化的。2.如权利要求1所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述进气装置包括排液分流器(10)、进气口(11)和内流道(12)，所述进气口(11)的内部空间构成所述内流道(12)，所述进气口(11)的四周边缘被邻接的所述排液分流器(10)包围。3.如权利要求2所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述排液分流器(10)包括头部构件(10
‑
1)、基础构件(10
‑
2)和翻边构件(10
‑
3)，所述头部构件(10
‑
1)与所述基础构件(10
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2)附接成封闭结构，所述翻边构件(10
‑
3)沿所述封闭结构的至少一条边向外突伸。4.如权利要求3所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述头部构件(10
‑
1)的截面形式为抛物线型，所述基础构件(10
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2)的截面形式为矩形。5.如权利要求3所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述排液分流器(10)还包括进口坡度构件(10
‑
4)，所述进口坡度构件(10
‑
4)的一端附接到所述头部构件(10
‑
1)和/或所述基础构件(10
‑
2)，另一端联接到所述进气口(11)，以便在所述封闭结构与所述进气口(11)之间形成过渡区域。6.如权利要求2所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，位于所述进气口(11)顶部的旋转构件(11
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1)和位于所述进气口(11)两侧的第一支撑构件(11
‑
2)和第二支撑构件(11
‑
...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐文婕，王静怡，李闯，刘亚迪，王文虎，赵启森，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：