CN108216642A - 一种应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统，通过采用中间再热循环显著提高系统效率。系统包括进气系统、一级涡轮、二级涡轮、一级换热器、二级换热器、压气机、排气系统。该系统利用飞机飞行过程中冲压空气作为动力源，经过两级涡轮膨胀降温后对通过原表面换热器对电子舱内空气进行冷却。该系统采用中间再换热循环，显著提高涡轮冷却器的单位流量换热能力；不需要液体循环换热系统并采用原表面换热器降低换热器重量，显著降低了系统重量；该系统额外耗电量极低，显著降低了冷却系统能耗；该系统采用空气轴承系统，不需要油润滑系统，降低系统自重同时提高了系统维护性。

Description

一种应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统
技术领域
本发明涉及一种应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统，利用飞机飞行过程中冲压空气作为动力源，通过增加中间换热器提高换热能力，并降低涡轮后压力增加冲压空气做功能力；该系统具有不耗电、重量轻等优点。
背景技术
机载吊舱环境控制系统(ECS，Environmental Control System)是保证各种电子设备能够可靠稳定工作的关键，将电子器件发出的大量废热排出舱外是ECS的主要工作任务，也是电子舱重要的附件装置。
目前，冷却系统主要有两种，其一为有动力源的冷却系统，系统一般采用蒸发循环制冷，存在结构复杂，体积重量大，且需要外部动力源对工质进行压缩制冷等不足。其二为采用冲压空气进行冷却方式，无外部动力源。由于系统未选用合理循环形式和高效部件，存在换热效率不高的问题，浪费更多压缩空气，导致飞机飞行阻力增加。比如现有技术中提出了一些采用双涡轮结构设计，主要特点在于单纯增加一路动力涡轮以增加制冷量，但是由于新增加的动力涡轮旁路对冷却气体利用率低，其综合效率反而较单涡轮结构差。因此急需寻找更高效的利用冲压空气的动能实现机载环境高效制冷的方式。
发明内容
为了克服现有机舱冷却技术存在的不足，本发明旨在提供一种应用于机载吊舱的带有中间再热的涡轮冷却器系统，采用中间再热循环方式，显著提高了涡轮冷却器的制冷效率，系统采用空气轴承和原表面换热器，进一步提高了涡轮冷却器的制冷效率并减轻重量。本专利具有重量轻、制冷效率高、不需要额外能源等优点，具有广阔应用前景。
为实现上述技术目的，本发明采取的技术方案是：
一种应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统，其特征在于，
所述系统包括进气系统、一级涡轮、二级涡轮、一级换热器、二级换热器、压气机、排气系统，
所述进气系统设置在吊舱上，用以捕捉冲压空气；
所述进气系统通过气体管线与一级涡轮的进气口连通，
所述一级涡轮的排气口经一级换热器与二级涡轮的进气口连通，
所述二级涡轮的排气口经二级换热器与压气机的进气口连通，
所述压气机的排气口经排气系统与大气连通，
其中，
所述二级涡轮的落压比大于所述一级涡轮的落压比。
优选的，所述二级涡轮的落压比应显著大于一级涡轮落压比，所述一级涡轮落压比宜选择为1.1～1.2，使膨胀后温度略低于吊舱内温度；二级涡轮落压比宜选择为2.0左右。
本发明的应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统，采用两级涡轮两级换热器的结构形式，冲压空气在一级涡轮中膨胀做功，温度降低；低温气体在一级换热器中换热带走机舱中废热；经过一级换热器换热后继续在二级涡轮中膨胀做功，温度降低；低温气体在二级换热器中换热带走机舱中的废热；经过两级涡轮膨胀后，气体压力低于大气压力，经过压气机压缩到大气压力后排出系统；压气机由前述两级动力涡轮驱动。
所述的中间增加一级换热器和一级涡轮结构形式，膨胀后气体经过再次加热后做功能力增加，可以驱动压气机在涡轮冷却器内产生更低负压。更低的负压增加了涡轮膨胀能力，可以带走电子舱内更多热量。
优选地，所述进气系统与一级涡轮进气口之间的气体管线上设置流量调节阀门。
优选的采用两级中间再热结构形式。采用更多级中间换热会进一步提高系统换热能力，但会极大增加系统复杂性，在现有涡轮、压气机及轴承设计条件下，不宜采用多于两级的中间再热结构形式。
优选地，所述一级涡轮、二级涡轮、压气机三者共轴布置，且采用空气轴承作为支撑。涡轮冷却器功率小，因此设计转速高，而转子轴向力及轴承的耗功量相对较大，涡轮冷却器的机械传动效率普遍较低(仅为80％)，过低机械传动效率限制采用所述中间再热系统对压气机增压比和涡轮制冷能力的提高。采用空气轴承后机械传动效率可达97％，采用空气轴承后，制冷量可提高25％。采用空气轴承系统，不需要油润滑系统，降低系统自重同时提高了系统维护性。
优选地，所述一级换热器、二级换热器采用原表面换热器。所述一级换热器、二级换热器优选均设置有风扇。不需要通过液体循环换热系统传送热量，换热系统自重和能耗都得到有效降低。采用原表面换热器，换热能力强，流动阻力小，显著降低系统重量。
优选的，所述压气机采用离心压气机。由于提高了涡轮冷却器的膨胀比，因此也增加了压气机的压比，对这种小流量压气机采用现有轴流压气机设计技术，很难满足对压气机效率和压比的设计要求，因此采用离心压气机更容易设计并达到更高的效率，同时具有更高的喘振裕度和稳定工作范围。
同现有压缩制冷技术相比，本发明的应用飞机飞行过程中冲压空气作为系统的外来动力来源，不需要耗费额外的电力消耗，与传统靠压缩机制冷方式相比节约电力消耗，缓解了电子舱在飞行环境下的电力紧张问题。
同现有的利用冲压空气冷却方式相比，本发明冲压气体经过涡轮膨胀降温后再进入到换热器中进行换热，换热量更大。另外当外界环境温度较高时系统仍然可以产生足够的换热温差，实现冷却功能。
同现有的涡轮冷却器相比，本发明所采用的中间再热技术方式，可以实现更高的循环膨胀比，使得冲压空气的动能得到更充分利用，单位冲压空气所带走的热量显著增加，提高换热效率的同时也降低了涡轮冷却器的自身重量。采用技术已经成熟的空气轴承技术，将进一步提高涡轮膨胀比；采用原表面换热器进一步降低系统重量，并实现对电子舱内直接换热，省掉液体循环换热系统。
附图说明
图1为应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统的示意图；
图2为应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统的热力循环图；
图3为动力涡轮膨胀比与制冷量关系图；
图4为机械传动效率与制冷量关系图；
图5为机械传动效率与涡轮冷却器工作特性关系图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚，以下参照附图3并举实施例，对本发明进一步详细说明。
如图1所示，本发明应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统，主要工作部件包括进气系统1、一级涡轮3、二级涡轮4、一级换热器6、二级换热器7、压气机5、排气系统8。一级涡轮3、二级涡轮4、压气机5同轴布置，一级涡轮3的前端设置径向轴承11，后端设置推力轴承12，压气机5的后端设置径向轴承13。
飞机飞行过程中，吊舱随载机高速飞行，在吊舱上通过安装进气口捕捉到冲压空气压头作为系统的唯一动力源，冲压空气压头和温度会随飞行速度与高度发生变化，在大多数情况下冲压空气温度较高，不能直接用于冷却电子舱。冲压空气流量越大，飞行空气阻力越大，因此应尽量减少冲压空气流量，合理设计的进气系统1可减少总压损失及风阻。冲压空气经过涡轮膨胀后温度将明显降低，涡轮既起到了膨胀降温的作用，同时可以输出功驱动压气机5。
涡轮采用两级涡轮3、4和两级换热器6、7的结构形式，冲压空气在一级涡轮3中膨胀做功，温度降低；低温气体在一级换热器6中换热带走机舱中废热；经过一级换热器6换热后继续在二级涡轮4中膨胀做功，温度降低；低温气体在二级换热器7中换热带走机舱中的废热；经过两级涡轮3、4膨胀后，气体压力低于大气压力，经过压气机5压缩到大气压力后排出系统；压气机5由两级动力涡轮3、4驱动。
本发明的应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统，中间增加一级换热器7和一级涡轮4的结构形式，膨胀后气体经过再次加热后做功能力增加，可以驱动压气机5在涡轮冷却器内产生更低负压，提高系统最大负压值。更低的负压增加了涡轮膨胀能力，可以带走电子舱内更多热量。
优选的采用两级中间再热结构形式，可以增加单位冲压空气所携带的热能，有效降低冲压空气消耗量，从而减少飞机风阻。采用更多级中间换热会进一步提高系统换热能力，但会极大增加系统复杂性，在现有涡轮、压气机及轴承设计条件下，不宜采用多于两级的中间再热结构形式。
以电子舱工作的典型工况(飞行马赫数0.85，飞行高度1000米，年平均大气温度压力)为例说明本发明涡轮冷却器的工作原理。
如图1、2所示，在典型工况，在a节点，冲压空气压力为89.87kPa，温度为8.5℃，对应总压为144.13kPa，总温为49.20℃，假设冲压空气流量为0.05kg/s(0.045m3/s)；经过进气系统1及流量调节阀门2后在b节点压力为139.81kPa，温度为49.20℃；经过一级涡轮3膨胀后，在c节点压力降低为124.90kPa，温度降低为42.05℃，同时输出功0.358W，经过一级换热器6后，在d节点压力为118.95kPa，温度为60℃，同时带走舱内热量901.31W；经过二级涡轮4膨胀后，在e节点压力降低为59.09kPa，温度降低为11.71℃，同时输出功2.414W；经过二级换热器7后，在f节点压力为56.28kPa，温度为60.00℃，同时带走舱内热量2424.09W；经过压气机5压缩后，在g节点压力为83.38kPa，温度为112.67℃，这一过程耗功为2.772W，考虑传动效率后与一级涡轮3和二级涡轮4的输出功刚好平衡；排气位置一般选在机舱外的低压流动区，因此经过排气系统8后，刚好达到压力平衡。同样条件下，采用单级涡轮换热量仅为2788.7W。
如图3所示，为保证冷却器的换热量最大，优选按照图中的曲线进行一级涡轮与二级涡轮压缩比分配的最优配置，二级涡轮的落压比应显著大于一级涡轮落压比，一级涡轮落压比宜选择为1.1～1.2，使膨胀后温度略低于吊舱内温度；二级涡轮落压比选取为2.0效果最佳。
本发明应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统中，优选的采用空气轴承作为支撑，不需要油润滑系统，降低系统自重同时提高了系统维护性。涡轮冷却器功率小，因此设计转速高，而转子轴向力及轴承的耗功量相对较大，涡轮冷却器的机械传动效率普遍较低(仅为80％)，过低机械传动效率限制采用所述中间再热系统对压气机增压比和涡轮制冷能力的提高。采用空气轴承后机械传动效率可达97％，由图4可以看到，采用空气轴承后，制冷量可提高25％。
此外，一级换热器6、二级换热器7优选的采用原表面换热器，并且分布配置有风扇9、10。可以实现高效的气体对气体换热，省掉了水泵循环系统，不需要通过液体循环换热系统传送热量，换热系统自重和能耗都得到有效降低。采用原表面换热器，换热能力强，流动阻力小，显著降低系统重量。
压气机5优选的采用离心压气机，可实现单级高增压比，二级涡轮后绝对压力可低于60kPa。由于提高了涡轮冷却器的膨胀比，因此也增加了压气机的压比，对这种小流量压气机采用现有轴流压气机设计技术，很难满足对压气机效率和压比的设计要求，因此采用离心压气机更容易设计并达到更高的效率，同时具有更高的喘振裕度和稳定工作范围。
本发明可应用与低空、中高空、高空等复杂条件，随着飞行高度增加，换热能变化规律如图5所示，可以看到随着飞行高度增加，涡轮冷却器的换热量略有增加，因此可以保证在不同高度下按照设计要求稳定工作。为保证涡轮冷却器的转子系统稳定工作，应建立控制装置，通过调整流量调节阀2的开度控制转子转速，使其工作在许用的转速范围内，避开转子的临界转速区域。
以上所述仅为本发明的较佳实施实例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的范围之内。

Claims (7)

1.一种应用于机载吊舱的中间再热式涡轮冷却器系统，其特征在于，
所述系统包括进气系统、一级涡轮、二级涡轮、一级换热器、二级换热器、压气机、排气系统，
所述进气系统设置在吊舱上，用以捕捉冲压空气；
所述进气系统通过气体管线与一级涡轮的进气口连通，
所述一级涡轮的排气口经一级换热器与二级涡轮的进气口连通，
所述二级涡轮的排气口经二级换热器与压气机的进气口连通，
所述压气机的排气口经排气系统与大气连通，
其中，
所述二级涡轮的落压比大于所述一级涡轮的落压比。
2.根据权利要求1所述的涡轮冷却器系统，其特征在于，所述进气系统与一级涡轮进气口之间的气体管线上设置进气流量调节阀门。
3.根据权利要求1所述的涡轮冷却器系统，其特征在于，所述一级涡轮、二级涡轮、压气机三者共轴布置，且采用空气轴承作为支撑。
4.根据权利要求1所述的涡轮冷却器系统，其特征在于，所述一级换热器、二级换热器采用原表面换热器。
5.根据权利要求4所述的涡轮冷却器系统，其特征在于，所述一级换热器、二级换热器均设置有风扇。
6.根据权利要求1所述的涡轮冷却器系统，其特征在于，所述压气机采用离心压气机。
7.根据权利要求1所述的涡轮冷却器系统，其特征在于，所述一级涡轮落压比宜选择为1.1～1.2，使膨胀后温度略低于吊舱内温度；所述二级涡轮的落压比宜选择为2.0左右。
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Application publication date: 20180629

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