专利名称：飞行器的制冷系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种制冷系统，尤其涉及一种飞行器的制冷系统。
背景技术：
制冷系统是飞行器座舱空气调节的核心部件。目前，在大部分旅客机上所采用的都是空气循环制冷系统，而其中的三轮式空气循环制冷系统在主流干线客机上的应有尤为广泛。如图1所示，这种制冷系统100包括第一级换热器102、压缩机104、第二级换热器106、回热器108、冷凝器110、水分离器112、涡轮114、流量控制阀门116、冲压空气调节阀门117、温度控制阀门118等。其中，第一级换热器102的一端用于接收来自流量控制阀门116的热引气，另一端分别连接到压缩机104的进气端以及温度控制阀门118上。压缩机104的出气端与第二级换热器106的进气端连通，第二级换热器106的出气端再连接到回热器108上。回热器108、冷凝器110和水分离器112依次地连接而形成一个单向流体循环回路，回热器108和冷凝器110还分别连通到涡轮114的进口和涡轮114的出口上，前述的温度控制阀门118也连通到涡轮114的出口上，这样，经过一个单向流体循环后的空气进入涡轮114、再次进入冷凝器110而通到混合腔中。为了控制上述流量控制阀门116、冲压空气调节阀门117以及温度控制阀门118，该制冷系统100还包括有控制器120和温度传感器122。其中，控制器120可以控制流量控制阀门116、冲压空气调节阀门117和温度控制阀门118的状态，诸如开启(包括阀门打开的程度)和闭合，温度传感器122布置在诸如混合腔或者座舱中用以将感应到的温度值传给控制器120，控制器120根据接收到的该温度值对温度控制阀门118进行控制。下面，通过图1所示的制冷系统100的流路示意图来说明制冷系统100的原理。首先，发动机的热引气(或辅助动力装置APU)在控制器120的控制下通过流量控制阀门116对其流量进行调节，进入第一级换热器102中进行冷却；然后，冷却后的气体进入压缩机104中被压缩为高温高压的气体；接着，出来的高温高压气体再进入第二级换热器106进行冷却。从第二级换热器106流出的空气进入到回热器108进而进入到冷凝器110 中，从而使空气的温度继续降低到露点温度以下并使湿空气形成有游离水。然后，上述形成有游离水的湿空气进入到水分离器112中，在该水分离器112中，大部分的游离水将会被去除。如示意图1所示，从水分离器112出来的空气再次回到回热器108中，此时，即使没有被分离的水分也在回热器108内再次蒸发。随后，经过除水处理的干燥空气进入涡轮114， 经该涡轮114膨胀冷却后温度会进一步降低，之后，再经过冷凝器110输入到混合腔中。随后，低温冷气进空气分配系统为座舱提供调节后的新鲜空气。第一级换热器102和第二级换热器106的冷源均为流经冲压道的冲压空气，其通过冲压空气调节阀门117来调节，该冲压空气调节阀门117—般为一个，或者布置在第二级换热器106的冷源的进气端，或者可以布置在第一级换热器102冷源的进气端。在高空飞行时，该冲压空气为较冷的外界空气，在地面时则可以通过设置在冲压道中的风扇119抽吸而引入空气作为冷源。在所述冷凝器110中，从第二级换热器106流出并进入到冷凝器110的、温度较高的空气作为热源，而从涡轮114流到冷凝器110中的、温度较低的空气作为冷源。从而，不仅可以对涡轮114出口凝结的少量水分或冰加温、融化并蒸发，而且，还可以向混合腔提供干燥且温度较低的空气。此外，当布置在第一级换热器102和涡轮114出口之间的温度控制阀门118打开时，热引气会经由第一级换热器102输出到涡轮114出口再经过冷凝器110输出到混合腔中以此调节混合腔中的温度。然而，在这种常规制冷系统中没有考虑在特定条件下对发动机引气的优化使用。 例如，当这种制冷系统100的引气压力过低，同时，该引气经过各装置并不能实现有效的膨胀冷却来满足混合腔或座舱的温度要求时，通常情况下，引气系统会切换到发动机压气机的高压级进行引气，以此满足制冷系统的压力要求。然而，这种切换到高压级进行引气的制冷系统既降低了发动机的效率也降低了制冷系统的经济性。
发明内容
为了合理的利用发动机引气，增加制冷系统的经济性，本发明在常规的制冷系统的基础上做了相应改进和优化，增加了制冷系统在特定条件下的运行模式，即经济模式。其通过在制冷系统中加入阀和相应管路以及各类传感器来实现。本发明公开了一种制冷系统，其包括第一级换热器，其入口用于接收来自发动机的热引气；压缩机，其入口与第一级换热器的出口连通；第二级换热器，其入口与压缩机的出口连通；第一阀，其布置在第一级换热器的出口和第二级换热器的入口之间并与压缩机旁通；回热器，其第一入口与第二级换热器的出口连通；冷凝器，其第一入口与回热器的第一出口连通，其第二出口连通到混合腔；水分离器，其入口与冷凝器的第一出口连通，其出口连通到回热器的第二入口 ；涡轮，其入口与回热器的第二出口连通，其出口连通到冷凝器的第二入口 ；第二阀，其布置在第二级换热器的出口和混合腔之间，并旁通回热器、冷凝器、 水分离器和涡轮；传感器，其用于感应环境空气的参数；控制器，其接收参数并与存储的预定范围比较；其中在飞行状态下，当参数不在预定范围内时，第一阀和第二阀关闭，热引气依次经过第一级换热器、压缩机、第二级换热器进入到回热器中，再经过冷凝器、水分离器再次回到回热器中，然后进入涡轮并再经过冷凝器输送到混合腔内；当参数在预定范围内时，第一阀和第二阀开启，热引气依次经过第一级换热器和第二级换热器进入到混合腔中。其中，所述参数包括温度值。进一步地，所述参数还包括湿度值。可选择地，第一阀为单向阀门。较优地，制冷系统还包括温度控制阀，其布置在第一级换热器的热边出口和涡轮的出口之间。较优地，第一级换热器和第二级换热器与流经飞行器的冲压道的外界冲压空气进行热交换，制冷系统还包括用以调节外界冲压空气的流量的冲压空气调节阀。本发明的制冷系统，由于增加了经济模式，故在合适的条件下，操作者可以根据控制器的提示信息将该制冷系统置于经济模式下。当在低温度、低湿度的环境空气中飞行时， 在经济模式下运行的制冷系统可以免去压缩过程以及除水过程从而保证制冷系统在不使用空气循环机(风扇、压气机、涡轮)以及水分离器运行时依然能够提供干燥的调节空气。 因此，在高空飞行的状态下，即使空气循环机部件之一的风扇不运行时依然有大量的环境空气作为冲压空气进入第一级和第二级换热器的冷边作为冷源，另外，由于高空飞行的环境温度较低因此即使仅采用第一级和第二级换热器对热引气进行冷却即可以保证冷却充分。这样，可以有效节约能耗，提高其经济性能。
为了解释本发明，将在下文中参考附图描述其示例性实施方式，附图中图1示意性地示出了常规的制冷系统；图2示意性地示出了根据本发明的一种实施方式的制冷系统；图3示意性地示出了根据本发明的一种实施方式的制冷系统的控制原理图。不同图中的相似特征由相似的附图标记指示。
具体实施例方式因为本发明的制冷系统200是在背景技术部分所述的常规的制冷系统100基础上进行的优化，而且在本发明的一种优选的实施方式中未将常规的制冷系统中的任何部件取消，所以，在此，相同或相似的部件就不再加以赘述。具体的改进部分可以结合下面的说明
进行理解。在第二级换热器106出口管路和连到混合腔的管路之间加装一条分支管路202， 该分支管路202上安装一个阀门204，本发明中称之为经济阀门。当该经济阀门204打开时，气流可从第二级换热器106出口旁通过回热器108、冷凝器110、水分离器112和涡轮 114等部件，进入混合腔中。在第一级换热器102的出口和压缩机104的出口之间加装一条分支管路206，该分支管路206上安装一个单向阀门208，该单向阀门208在本发明中称之为压缩机单向阀门。 当经济阀门204打开时，空气循环机(风扇、压气机、涡轮)几乎停止转动气流难以从压缩机104通过，此时气流可以从压缩机单向阀门208旁通过压缩机104。在非增压区(即，与外界大气环境相连通的区域)安装另一个温度传感器210和湿度传感器212，可以向控制器120提供外界环境中的温度和湿度信息。控制器120收集来自温度和湿度传感器210、212的信号以及飞行管理系统(FMS)提供的飞行高度信号后通过与预设值(包括预设范围)进行比对进而做出判断。当上述信号反映的温度、湿度以及高度均处于预设值的范围内时，控制器120发出可以启动经济模式的提示信息。飞行员通过显示器或者其他设备收到该提示信息后，可以通过操作面板进行相应操作使制冷系统200 进入经济模式。启动经济模式后经济阀门204被打开。此时仅采用冲压空气对热引气进行有效的冷却来满足座舱要求。更具体地，在本发明的较优的实施方式中，启动经济模式是可以以低温度的环境空气(例如，通过装置感应环境空气是否为一定的低温度范围)、低湿度的环境空气(例如，通过装置感应环境空气是否为一定的低湿度范围)以及高空飞行(例如，通过装置感应飞行器是否处于一定的高度范围)共同作为约束条件的。然而，本领域的技术人员可以理解，对于低湿度的环境空气和高空飞行的约束条件而言，其并非是必需的。这是因为，当飞行器处于高空飞行中，发动机的热引气的湿度一般都能满足客舱的要求故可以省略湿度的约束条件；另外，高空飞行的约束条件主要是为了使控制器120判断飞行器不是处于极寒地区的地面的待机、起跑等状态而是处于高空飞行状态从而才可以利用冲压道内的冲压空气在第一级和第二级换热器102、106中进行冷却，对于处于极严寒地区的飞行器来说，这便于控制器120对飞行器是处于地面还是高空状态进行判断是较为有利的，然而，这种判断也可以藉由捕获其他参数而获知，诸如巡航状态的相关数据、操作人员的指令等。易言之，前述的高空飞行的约束条件可以省略而变更为约束该飞行器处于飞行状态中，然而，应当可以理解，这个约束条件大体上对于温度较高地区或季节(诸如我国南方或夏季)是可以省略的。这样，环境空气的参数可以由加设的温度传感器210或温度传感器210和湿度传感器212来提供，飞行器的状态可以由飞行高度的数据间接获得，如飞行高度在1万米， 则可知飞行器一般处于巡航飞行状态中，其中，飞行高度的数据可以由飞行管理系统(FMS) 来提供。因此，在飞行状态下，当环境参数为低温度或低温度且低湿度时，即，外界的环境空气的温度满足预设的数值范围或温度和湿度均满足预设的数值范围时，则可以进入经济模式。在经济模式下，可以免去压缩过程以及除水过程从而保证制冷系统200在不使用空气循环机(风扇119、压气机、涡轮114)以及水分离器112运行时依然能够提供温度适宜和干燥的调节空气。另外，在经济模式下，即使空气循环机部件之一的风扇119不运行时依然有大量的环境空气作为冲压空气进入第一级和第二级换热器102、106的冷边作为冷源进行热交换，另外，由于一般为高空飞行，环境温度较低，故仅采用第一级和第二级换热器102、 106对热引气进行冷却即可以保证冷却充分。图2为制冷系统200的示意图，图3为经济模式下控制系统的原理图。参考图2 和图3，其中，图3中分别示出了热引气到混合腔的流路以及冲压空气到冲压空气出口的流路。一旦经济模式被激活，经济阀门204就被打开，气流流经第一级换热器102、压缩机单向阀门208和第二级换热器106，并旁通过压缩机104、涡轮114、回热器108、冷凝器110和水分离器112，直接进入混合腔供给座舱。此时，仅通过调节设置于冲压道中的冲压空气调节阀门117的开度来控制通过第一级换热器102和第二级换热器106的冷边的冲压空气量从而实现对热引气的有效冷却并满足座舱的温度、湿度以及压力要求。在此，由于不需要提高引气压力，故可以有效节约能耗，提高其经济性能。具体地，来自流量控制阀门116的热引气首先通过第一级换热器102进行冷却，接着由压缩机单向阀门208旁通过压缩机104然后进入第二级换热器106再冷却到满足座舱需求的温度，最后通过经济阀门204流入到混合腔中并供给到座舱内。其中，冲压空气的流量由控制器120所调节的冲压空气调节阀门117的开度来控制。本发明不以任何方式限制于在说明书和附图中呈现的示例性实施方式，在如权利要求书概括的本发明的范围内，很多变形是可能的。
权利要求
1.一种飞行器的制冷系统，包括第一级换热器，其入口用于接收来自发动机的热引气； 压缩机，其入口与所述第一级换热器的出口连通； 第二级换热器，其入口与所述压缩机的出口连通；第一阀，其布置在所述第一级换热器的出口和所述第二级换热器的入口之间并与所述压缩机旁通；回热器，其第一入口与所述第二级换热器的出口连通；冷凝器，其第一入口与所述回热器的第一出口连通，其第二出口连通到混合腔； 水分离器，其入口与所述冷凝器的第一出口连通，其出口连通到所述回热器的第二入π ；涡轮，其入口与所述回热器的第二出口连通，其出口连通到所述冷凝器的第二入口 ； 第二阀，其布置在所述第二级换热器的出口和所述混合腔之间，并旁通所述回热器、所述冷凝器、所述水分离器和涡轮；传感器，其用于感应环境空气的参数；控制器，其接收所述参数并与存储的预定范围比较；其中在飞行状态下，当所述参数不在所述预定范围内时，所述第一阀和所述第二阀关闭，所述热引气依次经过所述第一级换热器、所述压缩机、所述第二级换热器进入到所述回热器中，再经过所述冷凝器、水分离器再次回到所述回热器中，然后进入所述涡轮并再经过所述冷凝器输送到所述混合腔内；当所述参数在所述预定范围内时，所述第一阀和所述第二阀开启，所述热引气依次经过所述第一级换热器和所述第二级换热器进入到所述混合腔中。
2.根据权利要求1所述的制冷系统，其中，所述参数包括温度值。
3.根据权利要求2所述的制冷系统，其中，所述参数还包括湿度值。
4.根据权利要求1所述的制冷系统，其中，所述第一阀为单向阀门。
5.根据权利要求1所述的制冷系统，其中，所述制冷系统还包括温度控制阀，其布置在所述第一级换热器的热边出口和所述涡轮的出口之间。
6.根据权利要求1所述的制冷系统，其中，所述第一级换热器和所述第二级换热器与流经飞行器的冲压道的外界冲压空气进行热交换，所述制冷系统还包括用以调节所述外界冲压空气的流量的冲压空气调节阀。
全文摘要
一种飞行器的制冷系统，包括第一级换热器，其用于接收来自发动机的热引气；第二级换热器，其入口连通到第一级换热器的出口，其出口连通到混合腔的入口；阀，其布置在第二级换热器的出口和混合腔的入口之间；传感器，其至少感应外界空气的温度；控制器，其接收传感器的参数并与存储的预定范围比较；当参数在预定范围内时，控制器开启阀，热引气依次经过第一级换热器、第二级换热器和阀进入到混合腔中。通过应用本发明的制冷系统，可以有效节约能耗，提高其经济性能。
文档编号F25B41/04GK102506514SQ20111034929
公开日2012年6月20日 申请日期2011年11月8日 优先权日2011年11月8日
发明者况薇, 南国鹏 申请人:中国商用飞机有限责任公司, 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院