用于飞机内部的加热和制冷组合控制系统的制作方法

本发明属于加热和制冷组合系统，具体涉及了一种用于飞机内部的加热和制冷组合控制系统。

背景技术：

1、由于飞机在飞行中所吸入的高空气体温度较低，所以大型飞机上的空调并不是像地面空调一样直接制冷空气，而是分流从发动机流出来的热气，然后将分流的热气制冷成适宜人体的温度，再送入客舱，因此，大型客机的空调系统实际具备加热和制冷的功能，气体是经过先加热再制冷的过程。一些小型飞机由于体积限制，无法容纳完整的降温系统，会选择利用发动机仅对部分的舱外冷空气进行加热，然后通过调控热空气和冷空气的混合比进行客舱的温度调控。

2、考虑到航空油耗的经济性问题，大型远程民用航空器都会特别注重提高空调系统的冷热利用率，现有技术中存在针对飞机用空调系统的改进方案：

3、公开号为cn114234481a的中国专利公开了一种用于飞机测试的载冷剂调温系统及调温方法；具体公开了：调温系统包括：第一载冷剂循环子系统以及第二载冷剂循环子系统；第一载冷剂循环子系统包括第一载冷剂一次循环单元、第一载冷剂二次循环单元；第二载冷剂循环子系统包括第二载冷剂一次循环单元、第二载冷剂二次循环单元；调温方法包括：常温升温至高温阶段、高温降温至常温阶段、常温降温至低温阶段以及低温升温至常温阶段的调温方法，以及常温至高温后保温阶段、高温至常温后保温阶段、常温至低温后保温阶段以及低温至常温后保温阶段的控温方法。但是，该现有技术针对的是飞机的外部冷热环境，属于测试用设备，为了充分验证飞机在极端环境下的性能，并不需要考虑如何提高测试过程中的冷热经济性。

4、公开号为cn109649661a的中国专利公开了一种用于小型通用飞机的制冷空调系统，具体公开了：包括压缩机、离合器、冷凝器、蒸发器、储液器以及膨胀阀；离合器安装在压缩机的主轴上，压缩机通过支架安装在发动机侧面；冷凝器安装在角板上；储液器和膨胀阀安装在冷凝器上；蒸发器与压缩机通过第一管路连接；压缩机与冷凝器通过第二管路连接；压缩机与蒸发器之间通过第三管路连接。但是，该现有技术仅适用于小型飞机，器利用蒸发器等部件进行制冷，适用于活塞式发动机，而不适用于发动机引气的大型客机，蒸发器及附属设备的工作需要消耗机载电池的电能，也依然存在能源经济性不佳的问题。

5、公开号为cn116022339a的中国专利公开了一种飞机发动机引气液冷系统及包括该系统的飞机；具体公开了：载冷剂分配单元将冷却后的液态载冷剂输送至一个或多个冷却单元，从而与一个或多个冷却单元内的引气进行换热以实现对引气的冷却，经一个或多个冷却单元冷却的引气输送至相应的一个或多个用户子系统；载冷剂分配单元将冷却后的液态载冷剂输送至一个或多个冷却单元，从而与一个或多个冷却单元内的引气进行换热以实现对引气的冷却，经一个或多个冷却单元冷却的引气输送至相应的一个或多个用户子系统。该现有技术公开了利用发动机引气进行机翼除冰的方法，但是并未公开具体的控制细节，无法指导具体实践。

技术实现思路

1、为实现本发明的目的，本发明通过以下技术方案实现：用于飞机内部的加热和制冷组合控制系统，其特征在于，包括：引气管、引气阀、引气先导阀、蓄热油腔；

2、所述引气管的一端通过所述引气阀对接于航空发动机的引气口，另一端经分流阀连接至设置于蓄热油腔的蓄热除冰换热器；

3、所述蓄热油腔位于机翼主油箱的流体下端，用于储存来自引气口的气流的热量以及用于对待流入所述航空发动机的燃油进行预热；

4、所述引气口复用为防止所述航空发动机喘振的放气口，设置于所述航空发动机的低压压气叶片组和高压压气叶片组之间；

5、所述引气先导阀的输出端连接至所述引气阀的控制端，所述引气先导阀的输出压提供阻止所述引气阀开启的第一控制背压pback1，所述引气阀具有可电动调节的弹簧特性曲线的弹性组件，所述弹性组件的预紧压力提供阻止所述引气阀开启的第二控制背压pback2；

6、所述引气阀的通断及开度基于航空发动机的防喘振控制而被调节，满足：pback1＝phigh-in-pback2

7、其中，phigh-in为所述航空发动机的高压压气叶片组的喘振发生压；

8、飞行控制器基于计算得到的第一控制背压pback1，对引气先导阀的开度，对其输出压进行控制。

9、进一步的，包括蓄热除冰回路；所述蓄热除冰回路包括分别连接至所述蓄热除冰换热器的蓄热回路和除冰回路；所述蓄热回路包括连接至所述蓄热除冰换热器的蓄热进气管和蓄热出气管，以及蓄热线性阀，所述蓄热线性阀设置于蓄热器进气管以控制来自引气管的高温气体进入所述蓄热除冰换热器的气流流量；所述除冰回路包括连接至所述蓄热除冰换热器的除冰进液管和除冰出液管、毛细除冰管、除冰液泵和除冰液阀。

10、进一步的，所述航空发动机的高压压气叶片组的喘振发生压phigh-in由飞行控制器基于所述航空发动机的当前转速区间，调取喘振发生压与转速曲线得到。

11、进一步的，所述第二控制背压pback2由飞行控制器基于所述喘振发生压计算得到所述弹簧特性曲线，然后取所述引气阀的开度为零时，所述弹性组件的预紧压力得到。

12、进一步的，所述蓄热油腔设置有油温传感器，所述油温传感器电连接至飞行控制器，所述飞行控制器基于下述控制逻辑对蓄热线性阀的开度进行调节：

13、t1：当蓄热油腔的油温高于蓄热油温时，所述飞行控制器控制所述蓄热线性阀关闭；

14、t2：当蓄热油腔的油温低于预热油温时，所述飞行控制器控制所述蓄热线性阀全开；所述预热油温低于所述蓄热油温；

15、t3：当蓄热油腔的油温介于预热油温与蓄热油温之间时，所述飞行控制器控制所述蓄热线性阀比例开启。

16、进一步的，

17、还包括下述控制逻辑：

18、t4：当设置与机翼的结冰传感器检测到结冰，且蓄热油腔的油温不低于预热油温时，所述飞行控制器控制除冰液泵启动及除冰液阀开启；

19、t5：当蓄热油腔的油温高于安全油温时，所述飞行控制器控制除冰液泵启动及和除冰液阀开启，所述安全油温高于所述蓄热油温。

20、进一步的，所述航空发动机的压气机为双转子压气机，所述引气口设置于作为低压压气叶片组的第一转子叶片组和作为高压压气叶片组的第二转子叶片组之间。

21、进一步的，所述航空发动机的压气机为三转子压气机，所述引气口设置于作为低压压气叶片组的第一转子叶片组和作为中压压气叶片组的第二转子叶片组之间。

22、进一步的，所述航空发动机的压气机为三转子压气机，所述引气口、引气管、引气阀、引气先导阀均分别具有两个，构成两组引气结构，两组引气结构分别设置于作为低压压气叶片组的第一转子叶片组和作为中压压气叶片组的第二转子叶片组之间，以及作为中压压气叶片组的第二转子叶片组和作为高压压气叶片组的第三转子叶片组之间，两组引气结构的气流合流后进入分流阀。

23、本发明的有益效果为：

24、(1)本发明将排气口复用为引气口，避免了放喘振的排气直接被排放造成的能源浪费。

25、(2)本发明设置有蓄热油腔，由于防喘振排气是不连续的，蓄热油腔可以作为缓冲，将防喘振排气的热量储存起来，避免了高温的防喘振排气直接进入空调系统造成的冲击和由于防喘振排气不连续造成的空调系统的热量波动，提高了系统的缓冲性能和稳定性。

26、(3)由于飞机在万米高空飞行时气温在零下数十度，需要对喷入发动机的燃油进行预热，以保证流动性和燃烧效率，本发明的蓄热油腔可以对燃油进行预热，节约了能源。

27、(4)本发明利用蓄热油腔向除冰介质传热，实现流量机翼除冰，避免了传统的电加热除冰的能耗，以及引气直接除冰的时机不匹配问题，例如，需要除冰时可能并未排气，排气时并不需要除冰。

28、(5)本发明的除冰回路可以对蓄热油腔进行散热，避免燃油温度过高，保证了燃油的安全性。