一种高寒地区非增压舱飞机加温系统的制作方法

1.本发明属于飞机环境控制系统技术领域，涉及一种高寒地区非增压舱飞机加温系统。


背景技术：

2.某型飞机最初选用空气循环式空调系统对座舱温度进行调节，它的工作原理是利用从发动机引出的高温、高压引气经空调换热器的初步冷却后进入涡轮，经初步冷却后的发动机中温、高压引气再通过涡轮膨胀做功将发动机引气温度继续降低，形成舒适的空气，最后被输入到驾驶舱和客舱，实现对座舱温度进行调节。
3.空气循环式空调系统的主要功能是为飞机座舱进行制冷，也具有一定的加温功能，但加温性能略显不足，适合在温度较高地区的使用。某型飞机在设计之初没有考虑选装空气循环式空调系统的飞机会在高寒地区运营的情况，该飞机在冬季进行漠河-黑河-加格达奇航线运营时，机组人员提出驾驶舱温度过低，客舱温度也较低，最冷时，驾驶舱温度在2～5℃，驾驶员需要穿很厚的棉衣、棉裤进行飞行，严重影响驾驶感受。经对空气循环式空调系统的加温能力与飞机在冬季高寒地区运营所需的加热载荷进行评估，得出目前选装的空气循环式空调系统构型无法支持飞机在高寒天气环境条件下运行，所以，必须采用新方案来解决飞机在高寒地区运营时飞机驾驶舱及客舱温度过低问题。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种高寒地区非增压舱飞机加温系统，通过在空气循环式空调系统构型基础上增加引气式加温系统构型，并通过增加驾驶舱辅助加温供气口和客舱天棚和驾驶舱天棚供气管比例调节装置，来改善飞机在高温、高寒天气运营的驾驶舱舒适性，驾驶员可根据飞机实际所处的工作环境在机上选择工作模式。
5.一种高寒地区非增压舱飞机加温系统，包括发动机引气总管、引气式加温供气系统和空气循环式空调系统；
6.所述发动机引气总管入口与发动机引气口连接；发动机引气总管设有两个出口，分别和引气式加温供气系统和空气循环式空调系统的进气管连接。
7.进一步，所述空气循环式空调系统包括：第一关断活门、空调包、空调供气总管、客舱天棚空气管、驾驶舱天棚供气管；
8.所述第一关断活门一端连接发动机引气总管出口，另一端通过空调包连接空调供气总管入口，空调供气总管出口连接客舱天棚供气管和驾驶舱天棚供气管；所述空调包用于将来自发动机的高温高压气体冷却减压形成舒适空气后经客舱/驾驶舱天棚供气管为客舱/驾驶舱供气。
9.进一步，所述空气循环式空调系统还包括供气比例调节阀，所述供气比例调节阀入口连接空调供气总管出口，供气比例调节阀两出口分别连接客舱天棚供气管和驾驶舱天棚供气管；所述供气比例调节阀用于调节客舱和驾驶舱的供气比例。
10.进一步，所述引气式加温供气系统包括：客舱左侧加温系统和客舱右侧加温系统；
11.所述客舱右侧加温系统包括：第二加温引气导管、第一引射器、第一消音软管、客舱右侧脚加温供气管；
12.所述客舱左侧加温系统包括：第三加温引气导管、第二引射器、第二消音软管、客舱左侧脚加温供气管；
13.加温引起导管一端与发动机引气总管出口连接，另一端依次连接引射器、消音软管、脚加温供气管，通过脚加温供气管为脚部加温供气。
14.进一步，所述引气式加温供气系统还包括：第一加温引气导管、第二关断活门、四通管；
15.所述第一加温引气导管一端连接发动机引气总管出口，另一端连接第二关断活门；
16.所述四通管进气口连接第二关断活门，第一出气口连接第二加温引气导管，第二出气口连接第三加温引气导管。
17.进一步，所述引气式加温供气系统还包括：第四加温引气导管、第三引射器、第三消音软管、驾驶舱加温供气管、驾驶舱空气分配阀、驾驶舱右脚加温供气管、驾驶舱右脚加温供气喷嘴、驾驶舱左脚加温供气管、驾驶舱左脚加温供气喷嘴、右侧风挡玻璃供气管、右侧风挡玻璃供气口、左侧风挡玻璃供气管、左侧风挡玻璃供气口；
18.四通管第三出气口依次连接第四加温引气导管、第三引射器、第三消音软管、驾驶舱加温供气管、驾驶舱空气分配阀进气口；
19.驾驶舱空气分配阀四个出气口分别连接驾驶舱右脚加温供气管、驾驶舱左脚加温供气管、右侧风挡玻璃供气管、左侧风挡玻璃供气管；
20.驾驶舱左/右脚加温供气管连接驾驶舱左/右脚加温供气喷嘴为驾驶舱左/右提供加热空气；
21.左/右侧风挡玻璃供气管连接左/右侧风挡玻璃供气口为左右侧风挡玻璃提供加热空气。
22.进一步，所述引气式加温供气系统还包括：供气三通、驾驶舱辅助加温供气总管、t型三通、驾驶舱辅助加温第一供气支管、驾驶舱辅助加温第二供气支管、可调式供气活门；
23.所述供气三通进气端连接第二消音软管出口，供气三通两个出口分别连接客舱左侧加温供气管和驾驶舱辅助加温供气总管进气端；
24.驾驶舱辅助加温供气总管出气端连接t型三通进气端；
25.t型三通出气端分别连接驾驶舱辅助加温第一供气支管进气端和驾驶舱辅助加温第二供气支管进气端；
26.驾驶舱辅助加温第一供气支管出气端和驾驶舱辅助加温第二供气支管出气端连接可调式供气活门为驾驶舱辅助供热气。
27.进一步，所述非增压舱飞机加温系统还包括：电气控制板；所述电气控制板上设置有：第二关断活门开关40a、第一关断活门开关40c、驾驶舱空气分配阀开关40b；
28.所述第一关断活门开关用于控制第一关断活门的开闭；
29.所述第二关断活门开关用于控制第二关断活门的开闭；
30.所述驾驶舱空气分配阀开关40b设有三个档位，分别为“上部”、“下部”和“上部加
下部”；用于控制驾驶舱空气分配阀分别仅为风挡供气、仅为脚部供气、同时为风挡和脚部供气。
31.本发明具有以下效果：
32.本发明涉及的一种高寒地区非增压舱飞机加温系统是在空气循环式空调系统构型基础上增加了引气式加温系统构型，将引气式加温系统与空气循环式空调系统供气分配结构进行一体化设计，驾驶员可根据飞机实际所处的工作环境在机上自由选择工作模式。当飞机在高温环境运营时，驾驶员可选择空气循环式空调系统构型对座舱温度进行温度调节；当飞机在高寒环境运营时，驾驶员可选择引气式加温系统构型对座舱进行温度调节。
33.本发明增加了驾驶舱辅助加温供气口，驾驶员可根据需要将供向客舱左侧脚加温管中0～50％的加温气体供入驾驶舱，改善飞机在高寒天气运营的驾驶舱舒适性；
34.本发明还增加客舱天棚和驾驶舱天棚供气管比例调节装置，驾驶员可通过安装在驾驶舱地板上的推/拉钢索手柄，带动活门片转动，活门片转动范围为0～60
°
，手动调节客舱天棚和驾驶舱天棚供气管的供气比例，驾驶舱的供气比例可在17％～45％之间进行调节，驾驶员可根据实际需要调节进入驾驶舱的空气分配比例，进一步提高驾驶舱舒适性。
附图说明
35.图1高寒天气运营的非增压舱飞机加温系统结构示意图；
36.图2供气比例调节阀结构示意图；
37.图3可调式供气活门结构示意图；
38.图4驾驶舱空气分配阀结构示意图；
39.图5供气三通结构示意图；
40.1.发动机引气总管，2.第一关断活门，3.卡箍，4.空调包，5.空调供气总管，6.供气比例调节阀，6a.调节阀阀体，6b.调节阀活门片，6c.调节阀摇臂，6d.客舱天棚供气限位块，6e.驾驶舱供气限位块，6f.操纵钢索接头，6g.操纵钢索手柄，7.客舱天棚供气管，8.驾驶舱天棚供气管，9.柔性卡箍，10.第一加温引气导管，11.第二关断活门，12.四通管，12a.四通进气口，12b.第一四通出气口，12c.第二四通出气口，12d.第三四通出气口，13.第二加温引气导管，14.第一引射器，15.第一消音软管，16.客舱右侧脚加温供气管，17.第三加温引气导管，18.第二引射器，19.第二消音软管，20.供气三通，20a.供气三通进气口20b.辅助供热输入口，20c.客舱左侧脚加温输入口，20d.限流环，21.客舱左侧脚加温供气管，22.驾驶舱辅助加温供气总管，23.t型三通，24.驾驶舱辅助加温第一供气支管，25.驾驶舱辅助加温第二供气支管，26.可调式供气活门，26a.供气活门底座，26b.格栅供气口，26c.常开供气口，26d.销钉孔，27.第四加温引气导管，28.第三引射器，29.第三消音软管，30.驾驶舱加温供气管，31.驾驶舱空气分配阀，31a.分配阀进气口，31b.分配阀第一出气口，31c.分配阀第二出气口，31d.分配阀第三出气口，31e.分配阀第四出气口，31f.分配阀活门片，32.驾驶舱脚右加温供气管，33.驾驶舱右脚加温供气喷嘴，34.驾驶舱左脚加温供气管，35.驾驶舱左脚加温供气喷嘴，36.右侧风挡玻璃供气管，37.右侧风挡玻璃供气口，38.左侧风挡玻璃供气管，39.左侧风挡玻璃供气口，40.电气控制板，40a.第二关断活门开关，40b.驾驶舱空气分配阀开关，40c.第一关断活门开关，41.驾驶舱，42.客舱，43.驾驶舱空气分配阀电缆，44.第二关断活门电缆，45.第一关断活门电缆。
具体实施方式
41.下面对本发明做进一步详细说明。参见图1、图2、图3、图4、图5。
42.在高寒天气运营的非增压舱飞机加温系统是由引气式加温系统和空气循环式空调系统两部分组成，第一部分是引气式加温系统，第二部分是空气循环式空调系统，系统的工作模式为二选一，模式的选择由电气控制板40上第一关断活门开关40c和第二关断活门开关40a控制，见图1。
43.引气式加温系统和空气循环式空调系统使用同一个发动机引气系统，发动机引气总管1的入口与发动机上的p3引气口连接，发动机引气总管1的2个出口分别与引气式加温供气系统和空气循环式空调系统的供气管连接。
44.引气式加温系统
45.引气式加温系统是利用来自发动机p3引气口输出的高温气体对座舱进行加温，发动机起动后，纯净的高温气体经发动机引气总管1分配至第一加温引气导管10，发动机引气总管1与第一加温引气导管10通过柔性卡箍9进行连接，柔性卡箍9用于补偿导管制造及安装过程中的公差，消除安装应力。第一加温引气导管10与第二关断活门11连接，第二关断活门11用于控制是否为加温系统供气，发动机引气流经第二关断活门11后通过四通管将加温系统分成客舱右侧加温系统、客舱左侧加温及驾驶舱辅助加温系统、驾驶舱加温系统三部分。
46.客舱右侧加温系统由第二加温引气导管13、第一引射器14、第一消音软管15、客舱右侧脚加温供气管16等部件组成；
47.客舱左侧加温及驾驶舱辅助加温系统由第三加温引气导管17、第二引射器18、第二消音软管19、供气三通20、客舱左侧脚加温供气管21、驾驶舱辅助加温供气总管22、t型三通23、驾驶舱辅助加温第一供气支管24、驾驶舱辅助加温第二供气支管25、可调式供气活门26等部件组成；
48.驾驶舱加温系统由第四加温引气导管27、第三引射器28、第三消音软管29、驾驶舱加温供气管30、驾驶舱空气分配阀31、驾驶舱右脚加温供气管32、驾驶舱右脚加温供气喷嘴33、驾驶舱左脚加温供气管34、驾驶舱左脚加温供气喷嘴35、右侧风挡玻璃供气管36、右侧风挡玻璃供气口37、左侧风挡玻璃供气管38、左侧风挡玻璃供气口39等部件组成。
49.引气式加温系统工作原理如下：
50.引射器的工作原理是利用从发动机引出的高温、高压、高速气体的从喷嘴流出，形成高速射流，然后进入引射器，由于高速射流流过引射器后会形成一个负压区，引射器入口周围空气被吸进引射器，高温引气与常温环境空气混合后形成加温气体，然后输送至驾驶舱及客舱中的加温空气分配管路中，引气式加温供气系统的特点是热损失小、加温流量大，加温效率高。
51.在使用引气式加温供气系统对座舱温度进行调节时，首先，手动打开机上的左、右发动机p3引气控制开关，然后将电气控制板40上的第二关断活门开关40a置于打开位置，此时，电气控制系统会自动将第一关断活门2关闭，将第二关断活门11打开，加温系统工作，空气循环式空调系统不工作。从发动机引出的高温、高压空气进入加温系统中，通过加温系统中的四通管12分成3路，分别进入客舱右侧加温系统、客舱左侧加温及驾驶舱辅助加温系统、驾驶舱加温系统，为飞机座舱进行温度调节。
52.进入客舱左侧加温及驾驶舱辅助加温系统中的加温气体进入供气三通进气口20a后，通过限流环20d对进入辅助供热输入口20b和客舱左侧脚加温输入口20c的进气量进行限流，该设计可让辅助供热输入口20b和限流环20d出口流量按1:1比例分配。当驾驶员将辅助加温系统中的格栅供气口26b旋转到常开供气口26c的位置时，辅助加温系统全开，左侧加温及驾驶舱辅助加温结构中的加温气体在限流环20d的作用下将约50％的左侧加温气体分配至驾驶舱，为驾驶舱辅助加温；当驾驶员将辅助加温系统中的格栅供气口26b旋转到常开供气口26c对面时，辅助加温系统全关，左侧加温气体全部进入客舱客舱左侧脚加温供气管，限流环20d会对供气管增加一个局部阻力损失，可忽略，不会影响左侧加温系统性能。
53.可调式供气活门26由供气活门底座26a、格栅供气口26b、常开供气口26c、销钉孔26d组成，供气活门底座26a上部的圆柱为转轴，格栅供气口26b可绕转轴旋转，格栅供气口26b沿径向方向有三分之一的区域有供气口，当格栅供气口26b旋转至常开供气口26c的位置时，供气口全开，当格栅供气口26b旋转至常开供气口26c的背面位置时，供气口全关。销钉孔26d用于防止格栅供气口26b沿轴向方向串动。
54.驾驶舱空气分配阀31通过电气控制板40上的驾驶舱空气分配阀开关40b进行控制，驾驶舱加温系统中的加温气体进入分配阀进气口31a后，由驾驶员选择供气模式。当选择上部供气时，驾驶员将电气控制板上的驾驶舱空气分配阀开关40b置于“上部”供气位置，分配阀活门片31f将分配阀第一出气口31b、分配阀第三出气口31d封堵，分配给驾驶舱内的加温气体全部从左、右风挡玻璃供气口37、39供气，可为风挡玻璃除雾及除霜；当选择下部供气为时，驾驶员将电气控制板上的驾驶舱空气分配阀开关40b置于“下部”供气位置，活门片31f将分配阀第二出气口31c、分配阀第四出气口31e封堵，分配给驾驶舱内的加温气体全部从驾驶舱左、右脚加温供气管33、35供气，可为驾驶员脚部加温；当选择上部+下部供气时，驾驶员将电气控制板上的驾驶舱空气分配阀开关40b置于“上部和下部”供气位置，可同时为左风挡玻璃供气口37、右风挡玻璃供气口39、驾驶舱左脚加温供气管33、右脚加温供气管35进行供气，对座舱温度进行调节。
55.空气循环式空调系统
56.空气循环式空调系统由第一关断活门2、卡箍3、空调包4、空调供气总管5、供气比例调节阀6、客舱天棚供气管7、驾驶舱天棚供气管8等部件组成。
57.空气循环式空调系统工作原理如下：
58.从发动机引出的高温、高压气体经发动机引气总管1分配至第一关断活门2，再进入空气循环式空调系统的空调包4中，经空调换热器的初步冷却后进入涡轮，经初步冷却后的发动机中温、高压引气再通过涡轮膨胀做功将发动机引气温度继续降低，形成舒适的空气，最后从空调包4的出口输送到客舱天棚供气管7、驾驶舱天棚供气管8，然后从空气出口进入客舱和驾驶舱。
59.在使用空气循环式空调系统对座舱温度进行调节时，首先，手动打开机上的左、右发动机p3引气开关，然后将电气控制板40上的第一关断活门开关40c置于打开位置，此时，电气控制系统会自动将第一关断活门2打开，将第二关断活门11关闭，空气循环式空调系统工作，引气式加温系统不工作。在空气循环式空调系统的供气管路中设计有供气比例调节阀6，供气比例调节阀6由调节阀阀体6a、调节阀活门片6b、调节阀摇臂6c、客舱天棚供气限位块6d、驾驶舱供气限位块6e、操纵钢索接头6f、操纵钢索手柄6g等部件组成。当需要调节
驾驶舱的供气量时，可通过推拉操纵钢索手柄6g来调整调节阀活门片6b的旋转角度来对驾驶舱和客舱供气口面积进行调整，活门片转动范围为0～60
°
，操纵钢索行程5cm，供气比例调节阀6可将驾驶舱的供气比例调整在17％～45％之间，驾驶员可根据实际需要调节进入驾驶舱的空气分配比例，来改善飞机在高温天气运营的驾驶舱舒适性。
60.实施本发明后，飞机将具有空气循环式空调系统和引气式加温系统两种调温方式，驾驶舱可根据飞机实际所处的工作环境任意选择调温方式。当飞机在高温环境运营时，选择空气循环式空调系统构型对座舱温度进行温度调节；当飞机在高寒环境运营时，选择引气式加温构型对座舱进行温度调节。一种高寒地区非增压舱飞机加温系统可以更好的提高飞机在高温、高寒环境运营时的座舱舒适性及驾驶员的驾驶感受。