飞机空调组件舱通风冷却系统及冷却方法与流程

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本发明涉及民用飞机空调组件舱的通风冷却系统,具体涉及民用飞机空调组件舱的冷却。



背景技术:

电子设备冷却是民用航空关键领域之一,安全性要求非常高。多电技术的应用意味着越来越大的发热量,设备的冷却也随之越来越受到关注。

典型的以空调组件为例,空调组件是飞机最主要的制冷单元,本身发热量极大,空调组件舱的吸热问题是飞机亟待解决的。

对此,现役飞机主要采用以下几种方式进行处理:第一,支线客机和窄体干线飞机多不进行特殊处理;第二,部分飞机使用冲压空气作为冷源,采用笛形管进行通风冷却;第三,波音787对部分大功率电子设备以冲压空气为冷源,通过蒸发制冷和液冷相配合的方式进行冷却;第四,部分飞机在飞行过程中对冲压空气等冷源进行储存,用统一的混合腔再分配冷却。

宽体飞机多为长航程飞机,如果不能处理好空调组件通风冷却则组件本身的性能得不到保证,结构安全性亦会存在很大隐患,甚至A320这样的窄体短程飞机也多次出现空调系统超温故障。上述第二和第三种处理方法必须将冲压空气吸入机载系统,冲压空气是飞机燃油代偿损失的重要来源之一,飞机冲压空气使用量的增加也以为飞机经济性的降低。第四种的冷源空气的来源一般为冲压空气或发动机低压引气,同样造成飞机整体燃油代偿损失的提高。此外,三种方法都需要额外增加冷却装置,不仅增加了重量,而且不便于空调组件及其舱室的安装和维修。



技术实现要素:

本发明的目的是提供一种成本更低、效率更高的飞机空调组件舱通风冷却系统及冷却方法。

本发明基于降低飞机燃油代偿损失和回风气流循环利用的原则,提出一种民用飞机空调组件舱在地面和空中不同状态下的通风冷却设计方法,同时采用精细控制保证冷源气流被充分利用。具体地在地面状态,采用空调系统或飞机客舱空气实现通风冷却,在空中使用飞机客舱空气或通风系统自身空气循环实现通风冷却。在控制方面使用温度传感器、活门和风扇相配合的方式控制气流的关断和供气流速,实现冷能优化利用。

根据本发明的一方面,提供了一种飞机空调组件舱通风冷却系统,所述通风冷却系统包括:

冷源进气管道,所述冷源进气管道的出口与飞机空调组件舱的进气口连接;

自动关断活门,所述自动关断活门布置在所述冷源进气管道的入口段上;

进气风扇,所述进气风扇布置在所述冷源进气管道上并位于所述自动关断阀门下游;

排气管道,所述排气管道的入口与所述飞机空调组件舱的排气口连接;

温度传感器,所述温度传感器布置于所述排气管道并用于检测所述排气管道中的排气温度;以及

三通活门,所述三通活门的第一端口与所述排气管道的出口连接,所述三通活门的第二端口经由第二进气管道与所述冷源进气管道连接,以及所述三通活门的第三端口与外界环境连通。

一实施例中,所述第二进气管道的入口端与所述三通活门的第二端口连接,而所述第二进气管道的出口端与所述冷源进气管道连接的连接点位于所述自动关断活门与所述进气风扇之间。

一实施例中,所述进气风扇为变频风扇。

一实施例中,所述通风冷却系统还包括控制装置,所述控制装置设置成根据所述温度传感器检测到的温度或者根据飞机所处的环境来控制所述自动关断活门和所述三通活门的运行。

根据本发明的另一方面,提供了一种对飞机空调组件舱进行冷却的方法,所述方法包括以下步骤:

提供一种通风冷却系统,所述通风冷却系统包括:

冷源进气管道,所述冷源进气管道的出口与飞机空调组件舱的进气口连接;

自动关断活门,所述自动关断活门布置在所述冷源进气管道的入口段上;

进气风扇,所述进气风扇布置在所述冷源进气管道上并位于所述自动关断阀门下游;

排气管道,所述排气管道的入口与所述飞机空调组件舱的排气口连接;

温度传感器,所述温度传感器布置于所述排气管道并用于检测所述排气管道中的排气温度;以及

三通活门,所述三通活门的第一端口与所述排气管道的出口连接,所述三通活门的第二端口经由第二进气管道与所述冷源进气管道连接,以及所述三通活门的第三端口与外界环境连通;

确认飞机所处位置;以及

根据飞机所处位置选择冷源和采取相应的控制策略。

一实施例中,当飞机处于地面时,如果飞机增压舱的空气温度超过预定值,则使用空调组件涡轮出口的冷气作为冷源对飞机空调组件舱进行通风冷却。

一实施例中,当飞机处于地面时,如果飞机增压舱的空气温度超过预定值,则所述自动关断活门打开,冷源为空调组件涡轮出口冷气,所述进气风扇和空调组件运行,所述温度传感器实时监测温度,以及所述三通活门打开以排气。

一实施例中,当飞机处于地面时,如果飞机增压舱的空气温度未超过预定值,则利用所述自动活门,采用抽气的方式以飞机增压舱循环空气作为冷源。

一实施例中,当飞机处于地面时,如果飞机增压舱的空气温度未超过预定值,则所述自动关断活门打开,冷源为增压舱被利用过的温度满足的空气,所述进气风扇运行,所述温度传感器实时监测温度,以及所述三通活门打开以排气。

一实施例中,当飞机处于低空状态时,则通过所述自动关断活门采用抽气方式以飞机增压舱的循环空气为冷源对空调组件舱进行通风冷却。

一实施例中,当飞机处于低空状态时,所述自动关断活门打开,冷源为飞机增压舱被利用过的温度满足的空气,所述进气风扇和空调组件运行,所述温度传感器实时监测温度,以及所述三通活门打开以排气。

一实施例中,当飞机处于巡航等高空状态时,通过空气在通风系统中的循环实现空调组件舱的自动冷却。

一实施例中,当飞机处于巡航等高空状态时,所述自动关断活门关闭,所述进气风扇运行以抽取所述三通活门出来的循环空气,所述空调组件运行,所述温度传感器实时监测温度,以及所述三通活门打开以用作空气在通风系统中的循环并根据温度监测情况在必要时排出空气。

本发明的飞机空调组件舱通风冷却系统可在设计工况下满足空调组件舱通风冷却需求,各工况覆盖飞行包线,可以完成全阶段飞行空调组件舱的通风冷却。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的飞机空调组件舱通风冷却系统的系统框图。

具体实施方式

以下将结合附图对本发明的较佳实施例进行详细说明,以便更清楚理解本发明的目的、特点和优点。应理解的是,附图所示的实施例并不是对本发明范围的限制,而只是为了说明本发明技术方案的实质精神。

图1示出根据本发明一实施例的飞机空调组件舱通风冷却系统。如图1所示,飞机空调组件舱1用于容纳飞机空调组件2。飞机空调组件舱1上设有进气口101和排气口102。进气口101与冷源进气管道3的出口连接。排气口102与排气管道4的入口连接。冷源进气管道3的上游设有自动关断活门7。具体地,自动关断活门7布置在冷源进气管道的入口段301上。自动关断活门7可选用本领域任何合适的结构和型号。

冷源进气管道3上在自动关断活门7的下游布置有进气风扇6。较佳地,进气风扇6为变频风扇。在不同反馈条件下,可以控制变频风扇6的转速,从而控制不同工况下进入舱室的冷空气流量。

排气管道4上设有温度传感器8。温度传感器8用于检测所述排气管道中的排气温度。控制系统可根据温度传感器8所检测到的温度来采取不同的冷却策略,下文将进一步说明。

排气管道上在温度传感器的上游设有三通活门9。三通活门9的第一端口901与排气管道的出口连接。三通活门9的第二端口902经由第二进气管道5与冷源进气管道3连接。三通活门9的第三端口903与外界环境连通。具体地,第二进气管道5的入口端与三通活门9的第二端口902连接,而第二进气管道5的出口端与冷源进气管道3连接的连接点位于自动关断活门7与进气风扇6之间。这里三通活门9可选用本领域已知或待开发的任何合适的三通活门。

上述的通风冷却系统中,温度传感器8、活门7、9以及风扇相结合的方式可控制冷却气流的关断和大小,实现冷能的充分利用。在精细控制下保证满足冷却条件的气流(控制针对所有冷却气流,可以为冲压空气、组件涡轮出口提供的冷空气、其它如货舱、客舱、驾驶舱等增压舱满足冷却温度需求的空气)通过回风方式循环利用,充分实现冷能的经济利用。气流的不间断循环实现对机体结构的热力保护(典型如飞机复合材料机身的性能)。

以下描述通过上述的通风冷却系统来对飞机空调组件舱进行通风冷却的方法。

一、冷源选择

1.在地面状态

a)地面极热天,如果增压舱空气温度较高不满足冷源条件,使用空调组件涡轮出口冷气作为冷源对舱室进行通风冷却;

b)地面其它情况,如果增压舱空气温度较低,满足冷却条件,利用活门,采用抽气的方式以增压舱循环空气作为冷源;

2.在飞行状态

a)低空状态,通过活门控制采用抽气方式以增压舱循环空气为冷源对舱室进行通风冷却。这里,低空通常指的是海拔低于15000英尺的高度。

b)巡航等高空状态,外界温度足够低时,不抽取外界气体,通过空气在通风系统中的循环实现自舱室冷却(可行性已通过流场和温度场模拟验证)。这里,高空通常指的是海拔高于15000英尺的高度。

二、控制逻辑

燃油代偿损失计算主要随重量、发动机引气、冲压空气和功率四个变量升高而升高,其中发动机引气、冲压空气尤为明显。

使用变频风扇控制不同反馈条件下的转速,从而控制不同工况下进入舱室的冷空气流量;使用管路温度传感器反馈排气温度;使用自动关断活门和三通活门优化控制气流。

当排气温度较低(阈值根据实际需要确定)时,排气循环供给,相应条件下风扇转速减小,供气源停止或减少供气。

当排气温度较高(阈值根据实际需要确定)时,排气通过三通活门排出,同时风扇转速提高,供气源供气增加。

具体地,系统运行情况如下:

1.在地面状态

c)地面极热天,如果增压舱空气温度较高不满足冷源条件,使用空调组件涡轮出口冷气作为冷源对舱室进行通风冷却。此时,自动关断活门1打开,冷源为空调组件涡轮出口冷气,变频风扇2运行并按需决定特定频率抽气,空调组件5运行,管路温度传感器4实时监测温度,三通活门3打开主要用作排气。

d)地面其它情况,如果增压舱空气温度较低,满足冷却条件,利用活门,采用抽气的方式以增压舱循环空气作为冷源。此时,自动关断活门1打开,冷源为增压舱被利用过的温度满足的空气,变频风扇2运行并按需决定特定频率抽气,空调组件5视其系统本身需要可运行可不运行,管路温度传感器4实时监测温度,三通活门3打开主要用作排气。

2.在飞行状态

c)低空状态,通过活门控制采用抽气方式以增压舱循环空气为冷源对舱室进行通风冷却。此时,自动关断活门1打开,冷源为增压舱被利用过的温度满足的空气,变频风扇2运行并按需决定特定频率抽气,空调组件5运行满足飞机需要,管路温度传感器4实时监测温度,三通活门3打开主要用作排气。

d)巡航等高空状态,外界温度足够低时,不抽取外界气体,通过空气在通风系统中的循环实现自舱室冷却(可行性已通过流场和温度场模拟验证)。此时,自动关断活门1关闭,无须专门的冷源供给,变频风扇2运行并按需决定特定频率抽气主要抽取三通活门出来的循环空气,空调组件5运行满足飞机需要,管路温度传感器4实时监测温度,三通活门3打开主要用作空气在通风系统中的循环并根据4的温度监测情况必要时排出空气。

本发明的飞机空调组件舱通风冷却系统基于降低燃油代偿损失和精细控制的理念,将冷源优化选择和控制逻辑紧密结合,可在设计工况下满足空调组件舱通风冷却需求,各工况覆盖飞行包线,可以完成全阶段飞行空调组件舱的通风冷却。在冷源选择方面,地面极热天根据增压舱空气温度的高低使用空调组件涡轮出口冷气或增压舱循环空气作为冷源对舱室进行通风冷却;低空状态,通过活门控制采用抽气方式以增压舱循环空气为冷源对舱室进行通风冷却;高空状态外界温度足够低时,不抽取外界气体,通过空气在通风系统中的循环实现自舱室冷却。在控制逻辑方面,基于空调舱内边界冷气隔层保护措施,提出供气温度的精细化控制方法,充分利用供气的冷却能力,从而降低能耗提高经济性。此外,冷却组件舱的循环气流带出舱体热量,在飞机结构温度过低时还可用于机体结构供热,起到保护机体结构的作用(对复合材料作用尤其明显)。

以上已详细描述了本发明的较佳实施例,但应理解到,在阅读了本发明的上述讲授内容之后,本领域技术人员可以对本发明作各种改动或修改。这些等价形式同样落于本申请所附权利要求书所限定的范围。

再多了解一些
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