專利名稱：充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統的制作方法
技術領域：
本發明的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統所涉及的是飛機環境控制技術。
目前在飛機上普遍使用的空氣循環式飛機環境控制系統，所使用的能源主要是由發動機壓氣機引出的高溫高壓空氣和由大氣引入的沖壓空氣。
對于發動機壓氣機引出的高溫高壓空氣，飛機環境控制系統主要是利用其內能，通過渦輪膨脹做功，使空氣溫度降低來進行制冷。但是目前的飛機環境控制系統以及專利US5086622-A和專利US5014518-A所提出的系統，都沒有充分利用發動機壓氣機引氣所具有的能量。例如，現代殲擊機在海平面高度以馬赫數0.9的速度飛行時，發動機壓氣機引氣的壓力為16kg/cm2，壓氣機引氣的增壓比為15.49。而飛機環境控制系統的入口壓力為引氣壓力調節器的出口壓力，它通常限制在7kg/cm2以下；飛機環境控制系統的出口壓力為座艙壓力，在海平面高度飛行時約為1.033kg/cm2。因此飛機環境控制系統進出口之間實際利用的壓力比只有6.78，遠低于發動機壓氣機引氣的增壓比15.49。表1給出了現代殲擊機在不同高度不同馬赫數時的發動機壓氣機引氣的增壓比和飛機環境控制系統所實際利用的壓力比。從表1可看出，目前的飛機環境控制系統所利用的壓力比都遠遠低于發動機壓氣機引氣的增壓比。而且高度越高，利用率越低。發動機壓氣機引氣增壓比的大小反映了發動機給予引氣的能量大小。而飛機環境控制系統進出口壓力比的大小則表示飛機環境控制系統所利用的能量的大小。后者遠小于前者，表明目前的飛機環境控制系統遠遠沒有充分利用發動機壓氣機引氣所具的能量。
表1殲擊機在熱天飛行中的引氣參數 專利US5014518-A提出的系統，把入口壓力提高到接近引氣壓力的水平，但是出口壓力仍然是座艙壓力。因此它也沒有充分利用引氣的能量。
由大氣引入的沖壓空氣也具有能量。表2給出了不同高度和馬赫數時沖壓空氣的增壓比。但是目前的飛機環境控制系統以及專利US5086622-A和專利US5014518-A所提出的系統，都沒有把這部分能量充分利用起來。
目前的空氣循環式飛機環境控制系統存在的另一個問題是，沒有區分座艙通風換氣所需空氣與座艙、電子設備艙制冷所需空氣的不同特點而分別對待，而是把兩者合而為一。從發動機壓氣機高壓級引出一股空氣，既用于座艙通風換氣，也用于座艙和電子設備艙制冷。這種設計是飛機環境控制系統浪費能源的又一個主要根源。原因有兩個，一是用于制冷的空氣如果同時用于座艙通風換氣，則制冷系統的出口壓力不能低于座艙壓力，因而不能充分利用引氣所具有的能量，造成浪費。二是單純只用于座艙通風換氣的空氣所需壓力是很低的，只要大于座艙壓力加管道壓降即可。如果這部分空氣也從發動機壓氣機高壓級引氣，則由此造成的發動機功率損失將比引用低壓空氣增大幾倍、十幾倍、甚至更多。例如夏天當氣溫為40℃時，某機以M＝0.9的速度在海平面高度飛行，此時發動機壓氣機高壓級引氣的壓力約為16kg/cm2，溫度約為474℃。如果引用的低壓空氣的壓力為1.75kg/cm2，溫度為90.73℃，則高壓引氣造成的發動機功率損失約為低壓引氣的8.6倍。這是相當大的浪費。對于座艙通風換氣所需空氣流量遠大于座艙、電子設備艙制冷所需空氣流量的旅客機，這種浪費顯得特別嚴重。
表2沖壓空氣的參數
本發明的目的在于提供一種能把發動機壓氣機引氣所具有的能量和沖壓空氣所具有的能量充分利用起來，使飛機環境控制系統的性能系數Cop進一步大幅度提高的空氣循環式飛機控制系統。
本發明充分利用發動機壓氣機引氣所具有的能量的技術方案，是把發動機壓氣機引氣壓力p0作為飛機環境控制系統的入口壓力pin，把大氣壓力pH作為飛機環境控制系統的出口壓力pex，使飛機環境控制系統進出口壓力比εA等于發動機壓氣機引氣的增壓比π0，從而使發動機壓氣機引氣所具有的能量被充分地利用起來。為有效地利用發動機壓氣機引氣所具有的能量，本發明采用兩級渦輪膨脹做功、降溫。兩只渦輪的輸出功率都傳送給一只壓氣機，構成一個具有兩只渦輪一只壓氣機的升壓式系統。為了適應渦輪進口壓力變化和調節流量的需要，兩只渦輪均采用噴咀截面積可調的變截面渦輪。為了獲得干燥空氣，用第一級渦輪與冷凝器、回熱器和高壓水分離器構成高壓除水系統。為防止冷凝器結冰，第一級渦輪的出口溫度在低空時不低于2℃。對于座艙和電子設備艙的冷卻，本發明都采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣，對座艙和電子設備艙進行冷卻。
沖壓空氣在飛機環境控制系統中用來作為散熱器的冷源(吸熱介質)，降低它的溫度有利于提高飛機環境控制系統的性能系數Cop。為此，本發明充分利用沖壓空氣所具有的能量的技術方案是采用沖壓空氣渦輪和壓氣機構成逆升壓式系統，用它來利用沖壓空氣的能量，驅動渦輪壓氣機機組，通過渦輪膨脹做功，降低沖壓空氣的溫度。為了適應沖壓空氣壓力變化和調節流量的需要，沖壓空氣渦輪也采用噴咀截面積可調的變截面渦輪。
根據座艙通風換氣所需空氣與座艙、電子設備艙制冷所需空氣的不同特點，為減少浪費，本發明把單純用于座艙通風換氣的空氣改為從發動機壓氣機低壓級引氣，只把用于座艙、電子設備艙制冷用的空氣從發動機壓氣機高壓級引氣。對于同時用于座艙、電子設備艙制冷和座艙通風換氣的空氣，從發動機壓氣機高壓級引氣，而后從第二級渦輪的入口處取出供入座艙，用于座艙通風換氣。
此外，為了充分利用能量，本發明還取用冷卻過座艙和電子設備艙之后排出的空氣作為發動機壓氣機的高溫高壓引氣的初級散熱器的冷風源。
本發明可以有各種具體的實施方案。
附
圖1，為本發明用于現代殲擊機的一種實施方案。
附圖2，為本發明用于現代旅客機的一種實施方案。
圖中T1、T2、T3為渦輪，Ca、Cb為壓氣機。其中T1、T2、Ca為一渦輪壓氣機機組，T3、Cb為另一渦輪壓氣機機組。圖中標號1、2、3、5為空氣——空氣熱交換器，4為空氣——液體熱交換器，圖中的A、B1、B2、C1、C2、C3、C4、C5、D、E為控制閥門，f為單向活門，Ra為沖壓空氣。
附圖1與附圖2的不同之處在于，附圖1中的座艙CB的通風換氣的空氣是從渦輪T2的入口處引出一部分空氣供入座艙，而座艙排氣則送入熱交換器(4)的冷風道，用于冷卻電子設備艙。而附圖2中的座艙CD的通風換氣的空氣，是從發動機壓氣機EC的低壓級引氣，而后利用熱交換器(5)與座艙排氣進行熱交換，使其溫度接近座艙溫度。除此之外，附圖1與附圖2完全相同，現按附圖1詳細敘述如下在座艙需要冷卻時，由發動機壓氣機EC引出的高溫高壓空氣首先通過熱交換器(1)，由熱交換器(4)排出的冷空氣進行冷卻，而后進入壓氣機Ca進行升壓升溫，然后通過熱交換器(2)，由沖壓空氣進行冷卻。沖壓空氣的溫度由渦輪T3壓氣機Cb構成的逆升壓式系統進行降溫，在此系統中，沖壓空氣先通過渦輪T3膨脹降溫，而后通過熱交換器(2)的冷風道，最后由壓氣機Cb升壓后排出機外。通過熱交換器(2)冷卻后的空氣進入由渦輪T1、回熱器RH、冷凝器CD和高壓水分離器WE構成的高壓除水系統。通過此系統進行降溫降壓減濕除水之后，再通過渦輪T2進一步降溫降壓成為溫度很低的冷空氣，用于冷卻座艙CB和電子設備艙EL。其中一部分冷空氣通過熱交換器(3)對由風機(6)驅動的座艙再循環空氣和供入座艙的新鮮空氣進行冷卻；另一部分冷空氣與熱交換器(3)排出的冷空氣和座艙排氣混合后通過熱交換器(4)對電子設備艙的循環冷卻電子設備的液體進行冷卻。由熱交換器(4)排出的冷空氣再通過熱交換器(1)的冷風道，對發動機壓氣機EC高壓級引氣進行冷卻，然后排出機外。
系統運行中，發動機壓氣機高壓級引氣流量主要通過改變渦輪T1和T2的噴咀截面積進行控制，閥門A在多數情況下是全開的，只在少數情況下起輔助控制作用。座艙溫度由閥門B1和B2進行控制。此時閥門E關閉。座艙通風流量由閥門D控制。閥門C1、C2、C3、C4、C5對于熱交換器(2)的冷風道的控制方法如下在地面時或飛行速度很低時，打開閥門C3、C5，關閉閥門C1、C4，打開并調節C2閥門，引適當數量的高壓引氣驅動渦輪T3，帶動壓氣機Cb，對熱交換器(2)的冷風道進行抽氣，使之產生合符需要的冷風道流量；在高速飛行中，關閉閥門C2、C3、C5，打開閥門C1、C4，利用沖壓空氣產生冷風道流量，同時利用沖壓空氣的能量驅動渦輪T3，帶動壓氣機Cb，通過渦輪膨脹做功，降低沖壓空氣的溫度。此時冷風道流量靠改變渦輪T3的噴咀截面積進行控制。在某些低速飛行中，如果需要直接引用沖壓空氣，則可以關閉閥門C2、C5，打開并調節閥門C3，使之產生合符需要的冷風道流量。此時閥門C1、C4的開、關，可根據需要確定。
在座艙需要加溫時，關閉閥門B1，完全打開閥門B2，使渦輪T2出口冷空氣全部流入熱交換器(4)的冷風道。同時調節渦輪T1和T2的噴咀截面積，使流量符合電子設備艙冷卻的需要。與此同時打開并調節閥門E，引適當數量的高溫空氣供入座艙，對座艙進行加溫。此時座艙溫度由閥門E控制。
所有控制機構均由微機智能控制器按照最佳運行的要求統一進行控制。
為了說明本發明的可行性和優點，以采用現有元器件為依據，對本發明的附圖1的實施例進行了設計計算。計算的主要結果列于表3之中。
由表3數據可以看出，該系統達到的性能系統Cop很高。與目前的殲擊機環境控制系統相比，在H＝0，M＝0.9時，Cop提高了1.5倍左右；在H＝11km，M＝2時，Cop提高了2.9倍左右；在H＝18km，M＝2時，Cop提高了2.8倍左右。這充分說明，在器件水平相同的條件下，本發明可以大幅度地、成倍地提高飛機環境控制系統的性能系數Cop。這是本發明的主要優點。除此之外，本發明還有如下優點(1)本發明可以大幅度地減少代償損失。
由表3中的發動機壓氣機引氣流量和沖壓空氣流量的數據可求得，該系統與具有同樣制冷能力的目前的殲擊機飛機環境控制系統相比，由引氣和沖壓空氣造成的代償損失，在H＝0，M＝0.9時，約可減少69％左右；在H＝11km，M＝2時，約可減少83％左右；在H＝18km，M＝2時，約可減少81％左右。而由系統重量引起的代償損失增加得卻不多。因此總的來說，仍然是大幅度地減少了代償損失。
表3 附圖1系統設計計算數據 (2)本發明可以適用于現代高馬赫數飛行的飛機。
提高飛行馬赫數是現代飛機的發展方向之一，也是現代飛機區別于老式飛機的主要特征之一。但是飛行馬赫數的提高將使沖壓空氣溫度隨之提高。高到一定程度之后，沖壓空氣將不再是冷風源，散熱器將不能利用沖壓空氣進行散熱，從而使系統失去制冷能力。因此目前的飛機環境控制系統不能適用飛行馬赫數更高的飛機。而本發明則不同，它可以利用沖壓空氣的能量驅動渦輪壓氣機機組，通過渦輪膨脹做功，把沖壓空氣的溫度降下來，使它在高馬赫數飛行時仍然可以充當散熱器的有效的冷風源。例如在H＝11km，M＝2時，沖壓空氣溫度高達156℃，而通過渦輪降溫之后，散熱器(2)的冷風道進口溫度只有4.4℃左右。因此，本發明可以適用于現代高馬赫數飛行的飛機。馬赫數越高，本發明的優點越明顯。
(3)本發明的可行性好。
本發明沒有采用過去和現在都沒有的，需要重新研制的器件。本發明采用的噴咀截面積可調的變截面渦輪在波音707飛機上已經使用過。本發明采用的壓氣機、熱交換器、高壓水分離器等等都是目前的飛機環境控制系統中所使用的器件。沒有特殊的要求。因此，實現本發明沒有不可克服的困難，本發明是完全可以實現的。
權利要求
1.一種充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于取發動機壓氣機引氣壓力作為飛機環境控制系統的入口壓力，取大氣壓力作為飛機環境控制系統的出口壓力，使飛機環境控制系統進出口壓力比等于發動機壓氣機引氣的增壓比以及采用沖壓空氣渦輪來利用沖壓空氣的能量，降低沖壓空氣溫度。
2.根據權利要求1所述的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于為有效利用發動機壓氣機引氣所具有的能量，采用兩級渦輪膨脹、做功、降溫，兩只渦輪的輸出功都傳送給一只壓氣機，構成一個由兩只渦輪一只壓氣機組成的升壓式系統，且兩只渦輪均采用噴咀截面積可調的變截面渦輪。
3.根據權利要求1或2所述的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于采用沖壓空氣渦輪和壓氣機構成逆升壓式系統，用它來利用沖壓空氣的能量，驅動渦輪壓氣機，通過渦輪膨脹做功，降低沖壓空氣溫度，且沖壓空氣渦輪采用噴咀截面積可調的變截面渦輪。
4.根據權利要求1或2所述的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于用于座艙、電子設備艙制冷的空氣，從發動機壓氣機高壓級引氣，而單純用于座艙通風換氣的空氣，從發動機壓氣機低壓級引氣；同時用于座艙、電子設備艙制冷和座艙通風換氣用的空氣，從發動機壓氣機高壓級引氣，而后從第二級渦輪入口處取出供入座艙。
5.根據權利要求3所述的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于用于座艙、電子設備艙制冷的空氣，從發動機壓氣機高壓級引氣，而單純用于座艙通風換氣的空氣，從發動機壓氣機低壓級引氣；同時用于座艙、電子設備艙制冷和座艙通風換氣用的空氣，從發動機壓氣機高壓級引氣，而后從第二級渦輪入口處取出供入座艙。
6.根據權利要求1或2所述的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于，對座艙和電子設備艙的冷卻均采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣來冷卻座艙和電子設備艙。
7.根據權利要求3所述的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于，對座艙和電子設備艙的冷卻均采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣來冷卻座艙和電子設備艙。
8.根據權利要求4所述的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于，對座艙和電子設備艙的冷卻均采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣來冷卻座艙和電子設備艙。
9.根據權利要求5所述的充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統，其特征在于，對座艙和電子設備艙的冷卻均采用熱交換器，用第二級渦輪出口的冷空氣來冷卻座艙和電子設備艙。
全文摘要
一種充分利用能源的空氣循環式飛機環境控制系統屬飛機環境控制技術，其主要特點是，把發動機壓氣機引氣壓力作為飛機環境控制系統的入口壓力，大氣壓力作為飛機環境控制系統的出口壓力，使飛機環境控制系統進出口壓力比等于發動機壓氣機引氣的增壓比。且采用兩級渦輪膨脹、做功、降溫，兩只渦輪的輸出功都傳送給一只壓氣機，構成一個由兩只渦輪一只壓氣機組成的升壓式系統，同時采用沖壓空氣渦輪和壓氣機構成逆升壓式系統來利用沖壓空氣的能量，降低沖壓空氣的溫度。
文檔編號F25B9/06GK1138685SQ9511282
公開日1996年12月25日 申請日期1995年12月28日 優先權日1995年12月28日
發明者應文江 申請人:南京航空航天大學