CN108100273B - 一种飞机燃油冷却系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及燃油热管理技术领域，特别涉及一种飞机燃油冷却系统；飞机燃油冷却系统用于对吸收热量后且预返回供油箱中的待冷却燃油进行冷却，包括：飞机机翼油箱，待冷却燃油通过进油管接入飞机机翼油箱内；至少一个喷嘴，设置在进油管上，配置成将待冷却燃油按照预定喷射方向和喷射流量喷射至飞机机翼油箱的上蒙皮；输油管，其进油口位于飞机机翼油箱内部靠近飞机机翼油箱的下蒙皮位置，用于将依次经过上蒙皮和下蒙皮冷却后的待冷却燃油输送至供油箱。本发明的飞机燃油冷却系统，使用空气热沉对高温燃油进行冷却，不需要在机上开冲压口引入冲压空气，减少了飞机飞行时的阻力。

Description

一种飞机燃油冷却系统
技术领域
本发明涉及燃油热管理技术领域，特别涉及一种飞机燃油冷却系统。
背景技术
随着飞机综合性能的提高，机载电子设备数量不断增加、功率不断增大，系统产生的热量自然随之增多。另外，为满足飞机的隐身要求，机身外表冲压口的数量和面积受到限制，可以利用的冲压空气数量受到限制。因此，燃油势必会成为主要的冷源，用来冷却飞机的其他设备与系统(如液压油、滑油、冷却液等)。吸收热量后的燃油返回供油箱，导致供油箱内的燃油温度升高，有可能达到或超过到发动机的入口温度限制。
从飞机油箱的布局来看，机翼油箱的上、下蒙皮均与外界空气直接触，这样的特征一方面带来了较大的迎风面积，另一方面使得燃油和外界空气之间容易发生热量的传递。因此，在飞机的某些飞行状态下，机翼油箱本身就成为了一个巨大的“结构散热器”。
通常情况下，燃油液面不能到达上蒙皮内侧的位置高度。尽管油箱内燃油可以通过液面和蒙皮之间的空气层传导一部分热量，但是，空气的导热系数比燃油小很多。因此，单位时间内通过上蒙皮导出的热量非常有限，未充分发挥机翼油箱“散热器”的效能。
发明内容
本发明的目的是提供了一种飞机燃油冷却系统，以解决现有飞机燃油冷却系统存在的至少一个问题。
本发明的技术方案是：
一种飞机燃油冷却系统，用于对吸收热量后且预返回供油箱中的待冷却燃油进行冷却，包括：
飞机机翼油箱，所述待冷却燃油通过进油管接入所述飞机机翼油箱内；
至少一个喷嘴，设置在所述进油管上，配置成将所述待冷却燃油按照预定喷射方向和喷射流量喷射至所述飞机机翼油箱的上蒙皮；
输油管，其进油口位于所述飞机机翼油箱内部靠近所述飞机机翼油箱的下蒙皮位置，用于将依次经过所述上蒙皮和下蒙皮冷却后的待冷却燃油输送至供油箱。
可选的，所述喷嘴的数量为1个，位于所述飞机机翼油箱的中心位置处。
可选的，所述喷嘴的数量为多个，均匀分布在所述进油管上。
可选的，所述喷嘴包括入口端和出口端，所述出口端的内径小于所述入口端的内径。
可选的，位于所述飞机机翼油箱中的所述进油管包括第一支管和第二支管；其中
所述喷嘴连接至所述第一支管出口，且所述喷嘴与所述第一支管之间设置有第一控制阀；
所述第二支管的出口连通至所述飞机机翼油箱内腔，且出口处设置有第二控制阀。
可选的，所述第一控制阀和所述第二控制阀均为电磁阀；
所述飞机燃油冷却系统还包括：
控制器，配置成在飞机处于亚声速飞行状态时控制所述第一控制阀开启，并控制所述第二控制阀关闭；
所述控制器还配置成在处于非亚声速飞行状态时，控制所述第一控制阀关闭，并控制所述第二控制阀开启。
发明效果：
本发明的飞机燃油冷却系统，使用空气热沉对高温燃油进行冷却，不需要在机上开冲压口引入冲压空气，减少了飞机飞行时的阻力；另外，充分利用机翼油箱蒙皮对高温燃油进行散热，不需要额外增加燃油散热器，减轻了飞机重量；进一步，通过蒙皮导出的热量被气流迅速带走，分散在巨大的外部空间，不易形成红外热点。
附图说明
图1是本发明飞机燃油冷却系统的结构示意图；
图2是本发明飞机燃油冷却系统中油箱冷环境示意图；
图3是本发明飞机燃油冷却系统中喷嘴部分燃油流动示意图。
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。
下面结合附图1至图3对本发明飞机燃油冷却系统做进一步详细说明。
本发明提供了一种飞机燃油冷却系统，用于对吸收热量后且预返回供油箱中的待冷却燃油进行冷却；飞机燃油冷却系统可以包括飞机机翼油箱1、喷嘴5以及输油管6。
其中，待冷却燃油通过进油管4接入飞机机翼油箱1内；
喷嘴5的数量为至少一个，喷嘴5设置在进油管4上，配置成将待冷却燃油按照预定喷射方向(以形成射流冲刷效果)和喷射流量喷射至飞机机翼油箱1的上蒙皮2。其中，可以根据高温燃油入口端的压力和流量，确定高温燃油进油管4的直径。也可以根据高温燃油的压力、流量及高温燃油导管距离上蒙皮2的高度，确定导流喷嘴5的尺寸。
输油管6的进油口位于飞机机翼油箱1内部靠近飞机机翼油箱1 的下蒙皮3位置，用于将依次经过上蒙皮2和下蒙皮3冷却后的待冷却燃油输送至供油箱。
综上，高温燃油经过喷嘴5喷出，对上蒙皮2形成射流冲刷效果，完成上蒙皮2一次冷却。一次冷却后，燃油落洒在下蒙皮3上，通过下蒙皮3的二次冷却后，经过机翼油箱的输油管6(或余油收集管路) 6，将低温燃油输送至供油箱。吸热后的高温燃油经过机翼油箱散热后，再返回供油箱，避免在供油箱内产生热量累积；另外，还可以减少常规的空气—燃油散热器的使用功率，减少了冲压空气的使用，也在一定程度上减轻系统重量。
本发明的飞机燃油冷却系统，使用空气热沉对高温燃油进行冷却，不需要在机上开冲压口引入冲压空气，减少了飞机飞行时的阻力；另外，充分利用机翼油箱蒙皮对高温燃油进行散热，不需要额外增加燃油散热器，减轻了飞机重量；进一步，通过蒙皮导出的热量被气流迅速带走，分散在巨大的外部空间，不易形成红外热点。
本发明飞机燃油冷却系统的一个实施例中，优选喷嘴5为一个，位于飞机机翼油箱1的中心位置处。在另一实施例中，当高温燃油流量比较大时，同时，避免高压作用对油箱蒙皮造成冲击破坏，优选喷嘴5的数量为多个，均匀分布在进油管4上。上述实施例中，进一步优选喷嘴5包括入口端和出口端，出口端的内径小于入口端的内径。另外，导流喷嘴5通过焊接与高温燃油进油管4成为一体。
本发明飞机燃油冷却系统中，位于飞机机翼油箱1中的进油管4 包括第一支管和第二支管；其中，喷嘴5连接至第一支管出口，且喷嘴5与第一支管之间设置有第一控制阀(手动或自动控制)；第二支管的出口连通至飞机机翼油箱1内腔，且出口处设置有第二控制阀 (手动或自动控制)。
进一步，优选第一控制阀和第二控制阀均为电磁阀；本发明的飞机燃油冷却系统还可以包括控制器；控制器配置成在飞机处于亚声速飞行状态时控制第一控制阀开启，并控制第二控制阀关闭；控制器还配置成在处于非亚声速飞行状态时，控制第一控制阀关闭，并控制第二控制阀开启。
本发明飞机燃油冷却系统冷却原理如下：
1)如图1所示，当飞机在高空亚声速飞行时，外界温度较低，气动加热不明显，机翼油箱上、下蒙皮基本接近来流V∞温度。因此，外界空气对蒙皮的制冷作用显著，蒙皮温度低，可以对高温燃油进行冷却。
2)综合考虑燃油流动特征(高温燃油的压力、流量等)，喷嘴5 设计成出口端的内径小于入口端的内径。高温燃油从喷嘴5的入口端进入，从出口端喷出，直达机翼油箱上蒙皮内侧，从而产生射流冲刷的效果，实现上蒙皮对燃油的一次冷却。
3)如图3所示，高温燃油从两个高温燃油入口进入高温燃油导管，经过喷嘴5喷向油箱上蒙皮2的内侧，完成高温燃油的一次冷却；一次冷却后的燃油，洒落于油箱下蒙皮3的内侧，完成二次冷却。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种飞机燃油冷却系统，用于对吸收热量后且预返回供油箱中的待冷却燃油进行冷却，其特征在于，包括：
飞机机翼油箱(1)，所述待冷却燃油通过进油管(4)接入所述飞机机翼油箱(1)内；
至少一个喷嘴(5)，设置在所述进油管(4)上，配置成将所述待冷却燃油按照预定喷射方向和喷射流量喷射至所述飞机机翼油箱(1)的上蒙皮(2)；
输油管(6)，其进油口位于所述飞机机翼油箱(1)内部靠近所述飞机机翼油箱(1)的下蒙皮(3)位置，用于将依次经过所述上蒙皮(2)和下蒙皮(3)冷却后的待冷却燃油输送至供油箱；
其中，位于所述飞机机翼油箱(1)中的所述进油管(4)包括第一支管和第二支管；所述喷嘴(5)连接至所述第一支管出口，且所述喷嘴(5)与所述第一支管之间设置有第一控制阀；所述第二支管的出口连通至所述飞机机翼油箱(1)内腔，且出口处设置有第二控制阀；
其中，所述第一控制阀和所述第二控制阀均为电磁阀；
所述飞机燃油冷却系统还包括：
控制器，配置成在飞机处于亚声速飞行状态时控制所述第一控制阀开启，并控制所述第二控制阀关闭；
所述控制器还配置成在处于非亚声速飞行状态时，控制所述第一控制阀关闭，并控制所述第二控制阀开启。
2.根据权利要求1所述的飞机燃油冷却系统，其特征在于，所述喷嘴(5)的数量为1个，位于所述飞机机翼油箱(1)的中心位置处。
3.根据权利要求1所述的飞机燃油冷却系统，其特征在于，所述喷嘴(5)的数量为多个，均匀分布在所述进油管(4)上。
4.根据权利要求2或3所述的飞机燃油冷却系统，其特征在于，所述喷嘴(5)包括入口端和出口端，所述出口端的内径小于所述入口端的内径。
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