CN105416563A - 一种飞机嵌入式蒙皮热交换器 - Google Patents

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CN105416563A CN201510920519.6A CN201510920519A CN105416563A CN 105416563 A CN105416563 A CN 105416563A CN 201510920519 A CN201510920519 A CN 201510920519A CN 105416563 A CN105416563 A CN 105416563A
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齐社红
何舟东
李荣军
马兰
行艳红
张秋
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels

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Abstract

本发明公开了一种飞机嵌入式蒙皮热交换器。所述飞机嵌入式蒙皮热交换器，包含基础单元，所述基础单元包含外表面、内表面、侧板及多个微通道隔板，多个微通道隔板设置在外表面与内表面之间，微通道隔板的两端与外表面及内表面固定连接，多个微通道隔板与外表面及内表面形成微通道；所述基础单元嵌入机身内部，外表面的两端与机身固定连接；所述侧板设置在微通道的两端，与外表面、内表面在微通道隔板的一端形成液体分配腔，另一端形成液体收集腔。本发明的有益效果：利用空气带走液体的热量，减小了系统对飞机的燃油代偿损失，设置有多个液体微通道，换热效率高，可减少集中热辐射和雷达热反射面积，可以满足飞机隐身性能要求。

Description

一种飞机嵌入式蒙皮热交换器
技术领域
本发明涉及飞机热交换器技术领域，具体涉及一种飞机嵌入式蒙皮热交换器。
背景技术
目前国、内外环境控制系统中与本专利接近的技术有以下两种：
1)空气-液体热交换器(简称：空-液热交换器)——采用冲压进气道、利用冲压空气对来自电子设备的热流体进行冷却降温，目前国、内外多数飞机采用这种形式。
缺点：空-液热交换器体积较大、高度较高(通常大于100㎜)，冲压进气道和冲压空气对飞机产生较大的气动阻力，冲压进气道内的空气对飞机有较大的燃油代偿损失。
2)空气-空气蒙皮热交换器(简称：空气蒙皮热交换器)——热空气在飞机外蒙皮和机身结构之间的夹层中流动时，利用飞机与环境空气的相对速度对热空气进行冷却降温。
缺点：空气-空气蒙皮热交换器的换热能力、制冷效果远不如空气-液体蒙皮热交换器(简称：液体蒙皮热交换器)，液体蒙皮热交换器中流动的是液体，如65号冷却液等。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞机嵌入式蒙皮热交换器，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。
本发明的技术方案是：提供一种飞机嵌入式蒙皮热交换器，包含基础单元，所述基础单元包含外表面、内表面、侧板及多个微通道隔板，多个微通道隔板设置在外表面与内表面之间，微通道隔板的两端与外表面及内表面固定连接，多个微通道隔板与外表面及内表面形成微通道；所述基础单元嵌入机身内部，外表面的两端与机身固定连接；所述侧板设置在微通道的两端，与外表面、内表面在微通道隔板的一端形成液体分配腔，另一端形成液体收集腔；液体从液体分配腔进入微通道后进入液体收集腔，冷却后的液体从液体收集腔流回待冷却设备。
优选地，所述飞机嵌入式蒙皮热交换器还包含进液分配总管、出液收集总管；所述基础单元设置有多个，所述多个基础单元上的液体分配腔连接进液分配总管，所述多个基础单元上的液体收集腔连接出液收集总管。
优选地，所述外表面、内表面、微通道隔板、侧板为一体成型。
优选地，所述外表面、内表面、微通道隔板及侧板采用3D打印整体成型。
优选地，所述外表面为激光拉槽外表面。
优选地，所述外表面采用快卸式气密螺栓连接于飞机长桁和框结构上，且外表面与机身外蒙皮之间涂有密封胶。
优选地，所述基础单元的外表面与飞机机身的蒙皮高度一致。
优选地，所述微通道的内部设置有扰流结构。
优选地，所述扰流结构为在所述微通道的内表面设置的高度不相等的凸起。
本发明的有益效果：本发明提出的飞机嵌入式蒙皮热交换器的基础单元内设置有多个微通道，在微通道的一端设置有液体分配腔，另一端设置有液体收集腔，液体从液体分配腔进入微通道后流入液体收集腔，冷却后的液体从液体收集腔流回待冷却设备。外表面的两端与机身固定连接，利用空气带走液体的热量，减小了系统对飞机的燃油代偿损失，设置有多个液体微通道，换热效率高，可减少集中热辐射和雷达热反射面积，可以满足飞机隐身性能要求。
可以设置多个基础单元，多个基础单元上的液体分配腔连接进液分配总管，多个基础单元上的液体收集腔连接出液收集总管，有利于提高热交换器的换热效率。
外表面、内表面、微通道隔板、侧板为一体成型，取消了零件与零件之间的连接焊缝，大大减少了因焊缝引起的结构泄漏，另外，由于热交换器的内、外表面融为一体，取消了传统的热交换器的内表面、外表面的焊点，克服了热交换器的内、外表面之间因接触不良所造成的传热损失，使热交换器的传热效率大大提高。
外表面、内表面、微通道隔板、侧板采用3D打印整体成型，提高了整体强度。
所述外表面为激光拉槽外表面，有利于提高散热效率。
所述多个微通道的内表面设置有扰流结构，有利于提高散热效率。
所述嵌入式热交换器的外表面与飞机机身的蒙皮高度一致，减少了飞机气动阻力。
附图说明
图1是本发明的飞机嵌入式蒙皮热交换器的截面示意图；
图2是图1所示的飞机嵌入式蒙皮热交换器的I处的放大图；
图3是图1所示的飞机嵌入式蒙皮热交换器的微通道一端的液体分配腔的示意图；
图4是图1所示的飞机嵌入式蒙皮热交换器的微通道一端的液体收集腔的示意图。
其中，1-外表面，2-内表面，5-液体分配腔，6-液体收集腔，7-微通道隔板，712-微通道，9-外蒙皮，11-进液管，12-出液管，15-密封胶，16-气密螺栓，19-侧板。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1至图3所示，一种飞机嵌入式蒙皮热交换器，包含基础单元，所述基础单元包含外表面1、内表面2、侧板19及多个微通道隔板7，多个微通道隔板7设置在外表面1与内表面2之间，微通道隔板7的两端与外表面1及内表面2固定连接，多个微通道隔板7与外表面1及内表面2形成微通道712；基础单元嵌入机身内部，外表面1的两端与机身固定连接；侧板19设置在微通道712的两端，与外表面1、内表面2在微通道隔板7的一端形成液体分配腔5，另一端形成液体收集腔6；液体从液体分配腔5进入微通道712后进入液体收集腔6，冷却后的液体从液体收集腔6流回待冷却设备。
本发明提出的飞机嵌入式蒙皮热交换器的基础单元内设置有多个微通道712，在微通道712的一端设置有液体分配腔5，另一端设置有液体收集腔6，液体从液体分配腔5进入微通道712后流入液体收集腔6，冷却后的液体从液体收集腔6流回待冷却设备。外表面1的两端与机身固定连接，利用空气带走液体的热量，减小了系统对飞机的燃油代偿损失，设置有多个液体微通道，换热效率高，可减少集中热辐射和雷达热反射面积，可以满足飞机隐身性能要求。
在本实施例中，所述飞机嵌入式蒙皮热交换器还包含进液分配总管10、出液收集总管13；所述基础单元设置有多个，所述多个基础单元上的液体分配腔5连接进液分配总管10，所述多个基础单元上的液体收集腔6连接出液收集总管13。其优点在于，有利于提高热交换器的换热效率。
在本实施例中，外表面1、内表面2、微通道隔板7、侧板19为一体成型。取消了零件与零件之间的连接焊缝，大大减少了因焊缝引起的结构泄漏，另外，由于热交换器的内、外表面融为一体，取消了传统的热交换器的内表面、外表面的焊点，克服了热交换器的内、外表面之间因接触不良所造成的传热损失，使热交换器的传热效率大大提高。
在本实施例中，外表面1、内表面2、微通道隔板7及侧板19采用3D打印整体成型。其优点在于，提高了整体强度。
可以理解的是，外表面1、内表面2及微通道隔板7及侧板19还可以根据实际需求选择其他整体成型方式。例如，在一个备选实施例中，外表面1、内表面2及微通道隔板7及侧板19采用铸造整体成型；在另一个备选实施例中，外表面1、内表面2及微通道隔板7及侧板19采用粘接整体成型，并通过紧固件固定。
在本实施例中，外表面11为激光拉槽外表面。所述激光拉槽为利用激光加工的槽，有利于提高散热效率。在本实施例中，所述表面激光拉槽为十字形激光拉槽。
可以理解的是，所述表面激光拉槽还可以设置为其它形式，例如，在一个备选实施例中，表面激光拉槽设置为“S”型。
在本实施例中，外表面1采用快卸式气密螺栓16连接于飞机长桁和框结构上，且外表面1与机身外蒙皮9之间涂有密封胶15，有利于提高热交换器与机身之间的气体密封性。
在本实施例中，所述基础单元的外表面1与飞机机身的蒙皮高度一致，减少了飞机气动阻力。
可以理解的是，所述嵌入式热交换器的外表面1还可以高出机身外蒙皮，外表面1与机身外蒙皮之间光滑过渡。
可以理解的是，微通道712的内部设置有扰流结构。其优点在于，有利于扰乱液体的流动，提高换热效率。
可以理解的是，所述扰流结构为在所述微通道的内表面设置的高度不相等的凸起。
可以理解的是，所述扰流结构还可以根据实际情况设定。例如，在一个备选实施例中，微通道712设置为截面变化的通道，所述截面为在液体流动方向的截面。
本实施例的飞机蒙皮热交换器的具体工作过程为：从待冷却设备出来的热流体经进液管11进入进液分配总管后，进入相互独立的多个基础单元，热交换器中的热流体与外界的冲压空气进行热交换并冷却降温，然后进入出液收集总管，最后从出液管12流出进入待冷却设备，并对待冷却设备进行再次冷却，以保证待冷却设备工作在合适的温度范围内。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种飞机嵌入式蒙皮热交换器，其特征在于：包含基础单元，
所述基础单元包含外表面(1)、内表面(2)、侧板(19)及多个微通道隔板(7)，多个微通道隔板(7)设置在外表面(1)与内表面(2)之间，微通道隔板(7)的两端与外表面(1)及内表面(2)固定连接，多个微通道隔板(7)与外表面(1)及内表面(2)形成微通道(712)；
所述基础单元嵌入机身内部，外表面(1)的两端与机身固定连接；
所述侧板(19)设置在微通道(712)的两端，与外表面(1)、内表面(2)在微通道隔板(7)的一端形成液体分配腔(5)，另一端形成液体收集腔(6)；液体从液体分配腔(5)进入微通道(712)后进入液体收集腔(6)，冷却后的液体从液体收集腔(6)流回待冷却设备。
2.如权利要求1所述的飞机嵌入式蒙皮热交换器，其特征在于：还包含进液分配总管、出液收集总管；所述基础单元设置有多个，所述多个基础单元上的液体分配腔(5)连接进液分配总管，所述多个基础单元上的液体收集腔(6)连接出液收集总管。
3.如权利要求1所述的飞机嵌入式蒙皮热交换器，其特征在于：所述外表面(1)、内表面(2)、微通道隔板(7)、侧板(19)为一体成型。
4.如权利要求3所述的飞机嵌入式热交换器，其特征在于：所述外表面(1)、内表面(2)、微通道隔板(7)及侧板(19)采用3D打印整体成型。
5.如权利要求1所述的飞机嵌入式蒙皮热交换器，其特征在于：所述外表面(1)为激光拉槽外表面。
6.如权利要求1所述的飞机嵌入式蒙皮热交换器，其特征在于：所述外表面(1)采用快卸式气密螺栓连接于飞机长桁和框结构上，且外表面(1)与机身外蒙皮之间涂有密封胶。
7.如权利要求1所述的飞机嵌入式蒙皮热交换器，其特征在于：所述基础单元的外表面(1)与飞机机身的蒙皮高度一致。
8.如权利要求1所述的飞机嵌入式蒙皮热交换器，其特征在于：所述微通道(712)的内部设置有扰流结构。
9.如权利要求8所述的飞机嵌入式蒙皮热交换器，其特征在于：所述扰流结构为在所述微通道(712)的内表面设置的高度不相等的凸起。
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