本发明属于航空科学技术领域，涉及一种飞机燃油箱惰化装置。
背景技术：
燃油箱惰化装置对于提高民用飞机安全性以及军用飞机战场生存能力至关重要，目前主流的是中空纤维膜式燃油箱惰化装置。大部分机型的惰化系统气源是来自发动机压气机后的高温高压气体，经过引气预处理系统处理之后，达到适合中空纤维膜工作的条件。国内某大型运输机采用两级液冷方式对引气进行预处理，该方法需要使用冷却液，构型复杂，重量大，也不适合没有冷却液的飞机。国外有的机型采用电动风扇配合板翅式换热器对引气进行预处理，这类方法需要在飞机蒙皮上开口，引入外界环境气体作为冷源，而且也需要对蒙皮开口大小进行控制调节，构型也比较复杂，部件较多，重量较大。
对于富氮气体分配方式，通常采用减压器来控制大流量模式，但是，减压器工作压力公差较大，同时加工公差也较大，开关均有延时，感压膜片性能易受燃油蒸汽影响，可能会发生卡滞。也有采用双流量调节阀控制小流量和大流量工作模式的切换，但是这对流量调节阀的工作可靠性要求很高。
技术实现要素：
本发明的目的：为了解决现有燃油箱惰化装置引气处理系统构型复杂，重量大的问题，以及富氮气体分配管路中采用减压阀和双流量调节阀存在的问题，本发明提供一种涵道式环形散热方式的燃油箱惰化装置。
本发明的技术解决方案：一种飞机燃油箱惰化装置，其包括引气口1、引气切断阀2、环形散热器3、单向阀5、过滤器6、空气分离组件7、小流量控制阀9、小流量限流孔10、小流量单向阀11、燃油箱12、喷嘴14、大流量单向阀16、大流量限流孔17、大流量控制阀18、温度调节阀20；引气口1连通引气切断阀2后分成两路，一路通过温度调节管路21与温度调节阀20连接，之后连通过滤器6，另一路连通环形散热器3后通过出口管路4与过滤器6连通，环形散热器3和过滤器6之间还设有单向阀5，过滤器6与空气分离组件7通过管路连通，之后，分成两路，一路通过小流量管路8依次连通小流量控制阀9、小流量限流孔10和小流量单向阀1后进入燃油箱12，另一路通过大流量管路19依次连通大大流量控制阀18、大流量限流孔17和流量单向阀16后进入燃油箱12，两路汇总到燃油箱12中的喷嘴14。
所述燃油箱12上部设置有安全阀和13真空阀15连通外界大气，避免燃油箱内部气相空间与外界环境的压差超过要求值。
所述富氮气体分配管路在燃油箱末端为喷嘴14。
所述小流量管路8和大流量管路19按照飞行状态进行间断式进气。
所述环形散热器3为发动机进气涵道式环形散热器。
本发明具有的优点和有益效果：本发明燃油箱惰化装置采用涵道式环形散热器对引气进行散热，重量较轻，可靠性高；针对燃油箱在不同飞行阶段对富氮气体流量要求不同的特点，分小流量和大流量两种方式对燃油箱进行惰化，可以使用富氮气体浓度较低的大流量模式进行惰化，也不会导致油箱内氧浓度超过要求值。因此，可以减小引气口的引气量以及惰化装置的重量和尺寸。
附图说明：
图1是本发明的原理图；其中，1-引气口、2-引气切断阀、3-环形散热器、4-散热器热边出口管路、5-单向阀、6-过滤器、7-空气分离组件、8-小流量管路、9-小流量控制阀、10-小流量限流孔、11-小流量单向阀、12-燃油箱、13-安全阀、14-喷嘴、15-真空阀、16-大流量单向阀、17-大流量限流孔、18-大流量控制阀、19-大流量管路、20-温度调节阀、21-温度调节管路。
具体实施方式
下面通过具体实施方式对本发明作进一步的说明。
如图1所示，一种飞机燃油箱惰化装置，其包括引气口1、引气切断阀2、环形散热器3、单向阀5、过滤器6、空气分离组件7、小流量控制阀9、小流量限流孔10、小流量单向阀11、燃油箱12、喷嘴14、大流量单向阀16、大流量限流孔17、大流量控制阀18、温度调节阀20；引气口1连通引气切断阀2后分成两路，一路通过温度调节管路21与温度调节阀20连接，之后连通过滤器6，另一路连通环形散热器3后通过出口管路4与过滤器6连通，环形散热器3和过滤器6之间还设有单向阀5，过滤器6与空气分离组件7通过管路连通，之后，分成两路，一路通过小流量管路8依次连通小流量控制阀9、小流量限流孔10和小流量单向阀1后进入燃油箱12，另一路通过大流量管路19依次连通大大流量控制阀18、大流量限流孔17和流量单向阀16后进入燃油箱12，两路汇总到燃油箱12中的喷嘴14。
引气口1引入的高温高压气体经过引气切断阀2之后分为两路，一路经过环形散热器3和单向阀5，另一路经过温度调节阀20，两路气体混合之后进入过滤器6净化处理，再经过空气分离组件7使得气体被分成富氧气体和富氮气体两股，富氧气体被排放到外部环境，富氮气体通过两条管路进入燃油箱12，一路通过小流量控制阀9、小流量限流10和小流量单向阀11控制氮气浓度较高、流量较小的富氮气体进入燃油箱12，另一路通过大流量控制阀18、大流量限流孔17和大流量单向阀16控制氮气浓度较低、流量较大的富氮气体进入燃油箱12。
所述燃油箱12上部设置有安全阀和13真空阀15连通外界大气，避免燃油箱内部气相空间与外界环境的压差超过要求值。
所述富氮气体分配管路在燃油箱末端为喷嘴14。
所述小流量管路8和大流量管路19按照飞行状态进行间断式进气。
所述环形散热器3为发动机进气涵道式环形散热器。
本实施例中，在飞机爬升和巡航阶段使用小流量模式，在飞机下降阶段使用大流量模式。
本发明燃油箱惰化装置采用涵道式环形散热器对引气进行散热，利用流经涵道的冲压空气作为冷源。
本发明针对燃油箱在不同飞行阶段对富氮气体流量要求不同的特点，分小流量和大流量两种方式对燃油箱进行惰化，在爬升和巡航阶段，使用富氮气体浓度较高的小流量模式进行惰化，由于油箱上部设置有安全阀和真空阀，使燃油箱内氧浓度保持一定的富裕量；在下降阶段，由于在下降之前，燃油箱内氧浓度有较大的富裕量，因此，可以使用富氮气体浓度较低的大流量模式进行惰化，也不会导致油箱内氧浓度超过要求值。
本发明通过涵道式环形散热器利用进入发动机涵道的冲压空气作为冷源调节引气温度，消除了采用其他冷源方式造成的代偿损失，也提高了工作可靠性。同时，燃油箱上方安装的安全阀和真空阀使油箱内部气相空间的氧浓度含量维持较低水平，相比氧浓度安全水平有较大的富裕量，能够减轻飞机下降阶段对富氮气体流量的要求，因此，可以减小引气口的引气量以及惰化装置的重量和尺寸。