【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于温度控制，涉及一种飞行器的舱内温控系统，尤其适用于采用涡喷或涡扇发动机作为巡航动力的无人机、巡航导弹以及内部空间较小，对舱内局部温度控制较高的飞行器。
技术介绍
1、对采用涡喷或涡扇发动机作为推进装置的无人机、巡航导弹及内部空间紧凑的飞行器，飞行过程中发动机长时间工作将产生大量热量，如不能进行有效冷却，发动机舱内产生热累积，势必造成飞行器表面、局部结构以及内部电气设备过热故障，严重影响飞行安全。
2、飞行器发动机舱内冷却方式有很多种，通常采用引入二次流方式对机上设备进行冷却。通过机身上的冲压风斗、平面进气口吸入附面层空气或进气道放气进入舱内，然后通过机身后部的放气缝隙排出，由于引气进出口压差太小，导致引气流量不足，冷却效率欠佳；并且，由于需要在机身表面开多个冷却孔，不利于飞行器贮存及飞行过程中的三防需要，雨水或异物进入飞行器舱内将影响飞行器安全。
3、图1所示为现有飞行器的发动机舱次流冷却系统原理图。发动机1位于飞行器舱内，并与飞行器蒙皮2之间存在一定的间隙，次流空气3进口可以为风斗式进气口4、平面式进气口5或进气道放气口6，最后与发动机尾气7一同排至外界大气中。
4、风斗式进气口总压恢复系数较高，可以用较小的面积获得较大空气流量，但高速飞行时，风斗式进气口会显著提高导弹的飞行阻力，且突出于外表面的结构特点也提高了整机的雷达散射面积，降低了整体隐身性能。
5、平面进气口又称埋入式进气口，它与气动外形融于一体的结构特点不仅能够有效的减少雷达散射截面积，还能大幅度地减少飞
6、通过进气道放气口引入二次流的方式会造成进气道的流量损失，降低发动机的工作性能，导致发动机推力损失。
7、大多数飞机、靶机以及巡航导弹等均采用发动机引气冷却的方式对尾舱进行冷却，通过发动机上压气机后的高压气流尾舱温度进行控制，然后从弹体后部的放气缝排出，这种冷却方式冷却效果也较为明显，但是，由于飞行器高速飞行过程中发动机压气机后温度较高，造成实际冷却效果欠佳，引气流量过大会造成发动机出现较大的性能损失。
8、还有部分飞行器采用专用的制冷设备对发动机舱内部进行冷却，但这种装置本身自成系统较为复杂，且通常价格昂贵、体积重量都较大，适应性较窄。
9、另一方面，飞行器在高速飞行中，为避免高空低温条件下外露空速管、机翼前缘、舵面机构以及燃油结冰，又需要设计专门的防冰除冰装置，保证低温条件下的可靠运行。传统的电热方式因覆盖面积小，往往需要较高的加热功率与供电电流，对飞行器电气系统带来较大的负载压力；而直接引发动机压气机引气存在温度不足，且经较长的管路流通后温度显著降低的问题，造成加热效率较低。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是：为解决飞行器在长时间飞行条件下不同部位对温度控制的不同需求，针对以涡喷或涡扇发动机作为巡航动力的无人机、巡航导弹以及内部空间较小，对舱内局部温度控制较高的飞行器，本专利技术提供了一种飞行器舱内温控系统，通过将发动机压气机后的高压引气分流成高、低温2路气体，低温气体引至发动机舱高温区域进行降温，高温气引至低温易结冰部位进行加热，并通过温度测量及反馈控制部件保证各区域均处于较理想的工作范围。
2、本专利技术的技术方案是：
3、一种飞行器舱内温控系统，包括发动机引气口15、电控调压阀6、涡流管7、电磁阀16、分流器17、温度传感器19和温控单元；
4、发动机引气口15设置于发动机外壁面11中部，用于引出发动机10压气机后方高压气，发动机引气口15通过通气管路与涡流管7连接，电控调压阀6接在发动机引气口15与涡流管7之间，用于调节发动机压气机后方高压气的压力大小，涡流管7将发动机压气机后方高压气分离为热空气5和冷空气8，热空气5经分流器17分成多股热气流，冷空气8经分流器17分成多股冷气流；分流器17分出的每股热气流及冷气流均通过在管路中设置电磁阀16实现通断及间歇控制，空速管1、燃油箱2、机翼3、方向舵机9、俯仰舵机13、尾舱舱体18上均设有温度传感器19，实现温度采集及监控；温控单元分别连接电控调压阀6、各个电磁阀16和温度传感器19，根据温度传感器19采集的温度信号实时控制电控调压阀6出口压力的大小，和各个电磁阀16的通断和间歇性通断。
5、其特征在于，电控调压阀6后端接入涡流管7，利用涡流管7的涡旋温度分离效应，将高压引气分离出热空气5和冷空气8。
6、其特征在于，涡流管7分离出的冷空气8温度较发动机引气口15温度降幅40℃，热空气5温度较发动机引气口15温度升高100℃。
7、其特征在于，热空气5经分流器17分成多股热气流，分别供给飞行器的空速管1、燃油箱2、机翼3。
8、其特征在于，冷空气8经分流器17分成多股冷气流，分别供给飞行器的方向舵机9、俯仰舵机13、尾舱舱体18。
9、其特征在于，所述飞行器舱内温控系统还包括环形冷却管12，冷气流进入尾舱舱体18前经环形冷却管12进行周向均布冷却，并通过引射喷管14与发动机10的间隙排出。
10、其特征在于，通过温度传感器19对飞行器内存在过热及结冰风险的关键部件进行温度监测，当出现过热或温度较低时，控制主路涡流管7前端电控调压阀6出口压力的大小，以改变进入涡流管7入口的压力与流量，进而控制涡流管7冷热端温度及流量，实现区域温度的反馈控制。
11、其特征在于，当温度传感器19检测到相应关键部件的过热或温度较低时，温控单元控制与关键部件连接的该路电磁阀16的开闭，或间歇性开闭，以实现各个电磁阀16的通断和间歇性通断。
12、本专利技术的优点是：
13、本专利技术基于发动机高压引气作为控温介质，无需额外增加发热以及制冷部件，成本低廉；较传统单一位置引气难以同时满足低温部位除冰与高温部位冷却的复合需求，本专利技术利用涡流管的涡旋温度分离效应，仅需引一处发动机压气机后高压引气即可同时产生分离的冷、热两股气流，且两路气流的温度较原始引气可分别获得较大幅度的降低与升高，涡流管为一个结构简单、工艺成熟的金属结构件，工作过程中不单独消耗额外的能量，系统工作效率高；经涡流管分流后的冷、热气体仍为空气，无氟利昂等化学酶成分、无消耗品及废弃物，可重复使用，热空气为燃油箱增压的同时还能给燃油加温；涡流管分出的冷、热经多路分流，可满足不同位置的冷却与加热需求；通过温度传感器的监控信息，配合各路电磁阀可实现单支路冷却或加热的开关控制；并且，涡流管前端通过电控调压阀进行压力与流量控制，以实现系统冷却与加热的功率控制，通过温度反馈可实现飞行内各个特定区域温度的自动控制，整套系统结构简单，成本低廉，性能高效，无需维护且安全性较好。
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1.一种飞行器舱内温控系统，包括发动机引气口(15)、电控调压阀(6)、涡流管(7)、电磁阀(16)、分流器(17)、温度传感器(19)和温控单元；
2.如权利要求1所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，电控调压阀(6)后端接入涡流管(7)，利用涡流管(7)的涡旋温度分离效应，将高压引气分离出热空气(5)和冷空气(8)。
3.如权利要求2所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，涡流管(7)分离出的冷空气(8)温度较发动机引气口(15)温度降幅40℃，热空气(5)温度较发动机引气口(15)温度升高100℃。
4.如权利要求3所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，热空气(5)经分流器(17)分成多股热气流，分别供给飞行器的空速管(1)、燃油箱(2)、机翼(3)。
5.如权利要求4所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，冷空气(8)经分流器(17)分成多股冷气流，分别供给飞行器的方向舵机(9)、俯仰舵机(13)、尾舱舱体(18)。
6.如权利要求5所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，所述飞行器舱内温控系统还包
7.如权利要求6所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，通过温度传感器(19)对飞行器内存在过热及结冰风险的关键部件进行温度监测，当出现过热或温度较低时，控制主路涡流管(7)前端电控调压阀(6)出口压力的大小，以改变进入涡流管(7)入口的压力与流量，进而控制涡流管(7)冷热端温度及流量，实现区域温度的反馈控制。
8.如权利要求7所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，当温度传感器(19)检测到相应关键部件的过热或温度较低时，温控单元控制与关键部件连接的该路电磁阀(16)的开闭，或间歇性开闭，以实现各个电磁阀(16)的通断和间歇性通断。
...【技术特征摘要】
1.一种飞行器舱内温控系统，包括发动机引气口(15)、电控调压阀(6)、涡流管(7)、电磁阀(16)、分流器(17)、温度传感器(19)和温控单元；
2.如权利要求1所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，电控调压阀(6)后端接入涡流管(7)，利用涡流管(7)的涡旋温度分离效应，将高压引气分离出热空气(5)和冷空气(8)。
3.如权利要求2所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，涡流管(7)分离出的冷空气(8)温度较发动机引气口(15)温度降幅40℃，热空气(5)温度较发动机引气口(15)温度升高100℃。
4.如权利要求3所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，热空气(5)经分流器(17)分成多股热气流，分别供给飞行器的空速管(1)、燃油箱(2)、机翼(3)。
5.如权利要求4所述的一种飞行器舱内温控系统，其特征在于，冷空气(8)经分流器(17)分成多股冷气流，分别供给飞行器的方向舵机...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨佳壁，卢杰，胡小华，任志文，肖毅，万志明，万丽颖，周俊伟，
申请(专利权)人：江西洪都航空工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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