CN107521699A - 一种可蓄氧的分子筛供氧系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可蓄氧的分子筛供氧系统，属于飞机供氧技术领域。由直供氧系统和蓄氧系统组成，蓄氧系统通过控制装置切换，能够为呼吸装置供氧。发动机的引气经机载分子筛作用后的气体分为两路，一路直接供给呼吸装置形成直供氧系统；经机载分子筛作用后另一路气体通过所述离心式压缩机、第一换热器、容积式压缩机及第二换热器后冷却液化储存在绝热储存装置中，形成蓄氧系统。当飞机在应急情况或座舱高度大于9000m时，通过控制装置切换蓄氧系统为呼吸装置提供氧气，本发明将机载分子筛输出的低压气氧增压液化为液氧储存，减小蓄氧装置的体积，增加了蓄氧量，提高了液氧储存的经济性和安全性；系统从发动机引气驱动涡轮为系统提供能量，能耗低。
Description
技术领域
本发明属于飞机供氧技术领域，具体涉及一种可蓄氧的分子筛供氧系统。
背景技术
现有的机载分子筛供氧系统常配备氧气瓶作为备用氧源和应急氧源。使用氧气瓶作为备用氧源和应用氧源，存在以下问题：
1)当飞机进行远程飞行时，为满足远程长航时或高原飞行条件，备用氧源的气瓶体积大，增加了飞机的重量，降低了战斗类飞机的机动性能；
2)飞机无法摆脱对地面氧站的依赖，增加了后勤保障的工作量，降低了飞机使用地灵活性。
发明内容
本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种可蓄氧的分子筛供氧系统，采用一体化结构设计，实现了分子筛供氧系统的蓄氧功能，通过氧气在机上的自产自储，使飞机彻底摆脱了对地面氧源的依赖，提高了远程飞行的安全性和机动性能。
本发明的技术方案：一种可蓄氧的分子筛供氧系统，包括：引气装置、涡轮、发电机、离心式压缩机、第一换热器、容积式压缩机、第二换热器、绝热储存装置、控制装置、呼吸装置及机载分子筛；
所述引气装置通过管路分别与所述机载分子筛的进气端和所述涡轮的进气端连接；
所述机载分子筛的排气端通过管路分别与所述呼吸装置和所述离心式压缩机进气端连接；
所述涡轮的排气端通过管路分别与所述第一换热器和第二换热器连接；
所述涡轮、所述发电机及离心式压缩机同轴连接，所述发电机与所述容积式压缩机连接为其提供动力；
所述离心式压缩机的排气端依次与所述第一换热器、所述容积式压缩机、所述第二换热器及绝热储存装置连接；
所述呼吸装置通过控制装置与所述绝热储存装置连接。
优选地，所述可蓄氧的分子筛供氧系统由直供氧系统和蓄氧系统组成，所述蓄氧系统通过控制装置切换，能够为呼吸装置供氧。
优选地，经所述机载分子筛作用后的气体直接供给所述呼吸装置形成直供氧系统。
优选地，经所述机载分子筛作用后的气体通过所述离心式压缩机、第一换热器、容积式压缩机及第二换热器后液化储存在所述绝热储存装置中，形成蓄氧系统，将机载分子筛输出的低压气氧增压液化为液氧储存，减小蓄氧装置的体积，增加了蓄氧量，采用绝热储存装置，提高了液氧储存的经济性和安全性。
优选地，所述控制装置控制需氧量，且能够在座舱高度大于9000m时，自动切换为蓄氧系统供氧。
优选地，所述引气装置能够从发动机或者环控系统引气，系统从发动机引气驱动涡轮为系统提供能量，能耗低。
优选地，所述绝热储存装置采用纳米孔超级绝热材料制作，导热系数数量级在0.0001W/mK，能够很好的防止装置中的液氧的气化。
优选地，所述绝热储存装置采用气凝胶制作。
本发明技术方案的有益效果：本发明一种可蓄氧的分子筛供氧系统，采用一体化结构设计，实现分子筛供氧系统的蓄氧功能，通过氧气在机上的自产自储，使飞机彻底摆脱了对地面氧源的依赖，提高了远程飞行的安全性和机动性能。
附图说明
图1为本发明一种可蓄氧的分子筛供氧系统的一优选实施例的结构示意图；
其中，1-发动机，2-涡轮，3-发电机，4-离心式压缩机，5-第一换热器，6-容积式压缩机，7-第二换热器，8-绝热储存装置，9-控制装置，10-呼吸装置，11-机载分子筛。
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所示，图1为本发明一种可蓄氧的分子筛供氧系统的结构示意图，
一种可蓄氧的分子筛供氧系统，包括发动机1、涡轮2、发电机3、离心式压缩机4、第一换热器5、容积式压缩机6、第二换热器7、绝热储存装置8、控制装置9、呼吸装置10及机载分子筛11；
来自发动机1或者环控系统的气体分为两路，一路通过管路与机载分子筛11连接，另一路通过管路与涡轮2的进气端连接；
当飞机座舱高度低于9000m时，经机载分子筛11作用后产生的低压富氧气体分为两路，一路可直接供给给呼吸装置11，另一路经过压缩降温处理储存在绝热储存装置8内；
涡轮2与发电机3和离心式压缩机4同轴连接，来自发动机1的气体推动涡轮2旋转，涡轮2利用气体的动能转换为机械能，驱动发电机3和离心式压缩机4工作；
来自发动机1的气体经涡轮2作用下的，气体的温度下降，具有降温冷却效果，分别与第一换热器5和第二换热器7的冷路连接；
经机载分子筛11作用后的低压富氧气体进入离心式压缩机4后，离心式压缩机4在涡轮2的驱动下对低压富氧气体进行压缩，伴随着富氧气体压力的增大，温度有所升高，使低压富氧的气体的压力和温度有所升高。
经离心式压缩机4作用后产生的具有较高压力和温度的富氧气体进入到第一换热器5，与来自涡轮2的排气端的冷却气体进行第一次热交换，使富氧的气体的温度有所下降。
经第一换热器5换热后的富氧气体进入容积式压缩机6，容积式压缩机6在发电机3的驱动下，对富氧气体进行降压处理，使压力进一步降低，温度有所降低；
经容积式压缩机6作用后的低压富氧气体进入第二换热器7与来自涡轮2的冷却气体进行再次降温，使低压富氧气体液化成液体，在控制装置9的控制下并储存在绝热储存装置8内，绝热储存装置8采用纳米孔超级绝热材料制作，导热系数数量级在0.0001W/mK,能够很好的防止装置中的液氧的气化。
本实施例中，绝热储存装置8采用气凝胶制作。
当飞机在应急情况或座舱高度大于9000m时，通过控制装置9切换供氧模式，蓄氧系统为呼吸装置提供氧气，释放绝热储存装置8内的氧气。
本发明可蓄氧的分子筛供氧系统由直供氧系统和蓄氧系统组成，蓄氧系统通过控制装置9切换，能够为呼吸装置10供氧。
经机载分子筛11作用后的气体直接供给呼吸装置10形成直供氧系统；
经机载分子筛作用后的气体通过离心式压缩机4、第一换热器5、容积式压缩机6及第二换热器7后液化储存在绝热储存装置8中，形成蓄氧系统。
本发明将机载分子筛输出的低压气氧增压液化为液氧储存，减小蓄氧装置的体积，实现分子筛供氧系统的自蓄氧功能，使飞机彻底摆脱了对地面氧源的依赖；采用绝热储存装置，提高了液氧储存的经济性和安全性。系统从发动机引气驱动涡轮为系统提供能量，能耗低。
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 (8)
1.一种可蓄氧的分子筛供氧系统，其特征在于，包括：引气装置、涡轮(2)、发电机(3)、离心式压缩机(4)、第一换热器(5)、容积式压缩机(6)、第二换热器(7)、绝热储存装置(8)、控制装置(9)、呼吸装置(10)及机载分子筛(11)；
所述引气装置通过管路分别与所述机载分子筛(11)的进气端和所述涡轮(2)的进气端连接；
所述机载分子筛(11)的排气端通过管路分别与所述呼吸装置(10)和所述离心式压缩机(4)进气端连接；
所述涡轮(2)的排气端通过管路分别与所述第一换热器(5)和第二换热器(7)连接；
所述涡轮(2)、所述发电机(3)及离心式压缩机(4)同轴连接，所述发电机(3)与所述容积式压缩机(6)连接为其提供动力；
所述离心式压缩机(4)的排气端依次与所述第一换热器(5)、所述容积式压缩机(6)、所述第二换热器(7)及所述绝热储存装置(8)连接；
所述呼吸装置(10)通过控制装置(9)与所述绝热储存装置(8)连接。
2.如权利要求1所述的可蓄氧的分子筛供氧系统，其特征在于：所述可蓄氧的分子筛供氧系统由直供氧系统和蓄氧系统组成，所述蓄氧系统通过控制装置(9)切换，能够为呼吸装置(10)供氧。
3.如权利要求2所述的可蓄氧的分子筛供氧系统，其特征在于：经所述机载分子筛(11)作用后的气体直接供给所述呼吸装置(10)形成直供氧系统。
4.如权利要求2所述的可蓄氧的分子筛供氧系统，其特征在于：经所述机载分子筛(11)作用后的气体通过所述离心式压缩机(4)、第一换热器(5)、容积式压缩机(6)及第二换热器(7)后液化储存在所述绝热储存装置(8)中，形成蓄氧系统。
5.如权利要求2所述的可蓄氧的分子筛供氧系统，其特征在于：当座舱高度大于9000m时，所述控制装置(9)能够自动切换为蓄氧系统供氧。
6.如权利要求1所述的可蓄氧的分子筛供氧系统，其特征在于：所述引气装置能够从发动机或者环控系统引气。
7.如权利要求1所述的可蓄氧的分子筛供氧系统，其特征在于：所述绝热储存装置(8)采用纳米孔超级绝热材料制作，导热系数数量级在0.0001W/mK。
8.如权利要求1所述的可蓄氧的分子筛供氧系统，其特征在于：所述绝热储存装置(8)采用气凝胶制作。
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