CN110655037B - 一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统及方法，该系统包含：吸气模块、加热模块、制氧模块和冷却模块。吸气模块包含：膜除湿组件和压气机。加热模块包含：回热器、高温换热器、发动机、泵和取热组件。制氧模块包含：离子膜制氧模块、氧气罐和废气罐。冷却模块包含：冷凝器、蒸发器和压缩机。本发明的制氧系统利用冷凝器、回热器、高温换热器逐步加温至离子膜制氧所需温度，实现了对发动机高温余热的有效利用，回收热量用于加热空气后制氧，系统综合了膜除湿技术、非发动机引气技术、余热回收技术以及蒸发制冷技术，具有结构紧凑、能耗低、效率高、氧气浓度高等优点，可满足未来飞机制氧系统的设计需求。
Description
技术领域
本发明涉及一种制氧系统，具体涉及一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统及方法。
背景技术
目前，飞机常用的制氧技术为分子筛制氧，氧气浓度一般可达95％，但其空气通常来源于发动机压气机，如此会造成发动机功率显著损失，影响发动机性能。此外，航空发动机燃烧产生的巨大能量仅有部分用于产生推力，另一部分大都通过热量散失，不仅会造成能量浪费，而且会增大飞机红外可识别性，降低隐身性能。
离子膜制氧技术由于透氧速率快、制氧系统体积小、成本低引起了人们广泛兴趣，其原理是：当离子传导膜两侧氧气浓度不同时，氧气以氧离子的形式从高浓度侧透过膜到达低浓度一侧，从而实现氧分离。由于离子传导膜只能透过氧气，氧气浓度可到99.5％，尤其适用于严酷条件，即使此时吸入空气污染十分严重，所制氧气仍十分洁净。
然而，离子膜制氧技术需要空气达到450℃以上的高温才能发生反应，如果采用电加热会消耗大量电能。
因而，开发一种利用航空发动机高温余热的离子膜制氧系统将极具意义。
发明内容
本发明的目的是提供一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统及方法，解决了现有航空发动机热量散失和分子筛制氧影响发动机性能的问题，耦合引气、制氧和发动机，提高系统集成度，而且节省了大量能量，降低燃油代偿损失。
为了达到上述目的，本发明提供了一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统，该系统包含：吸气模块、加热模块、制氧模块和冷却模块。
其中，所述吸气模块包含：膜除湿组件，其上设有：空气入口、空气出口、吹扫气入口和吹扫气出口，且空气出口与吹扫气入口通过管道连通，其用于为冷空气除湿；和压气机，其入口与所述膜除湿组件的空气出口连通，其出口与所述冷却模块连通。
所述加热模块包含：回热器，其冷流进口和热流出口分别与所述冷却模块连通，其热流进口与所述制氧模块连通，其用于对空气进行第二次升温和对高温氧气进行第一次降温；高温换热器，其冷流进口与所述回热器5的冷流出口连通，其冷流出口与所述制氧模块连通，其内通入取热介质用于对空气进行第三次升温以获得用于制氧的热空气；发动机，其为航空发动机，其用于为所述高温换热器中通入的空气提供热量；泵，其入口与所述高温换热器的热流出口连通，其用于引入所述取热介质；以及取热组件，其入口与所述泵的出口连通，其出口与所述高温换热器的热流进口连通，且其固定设置在所述发动机外壁上，用于为所述取热介质进行加热。
所述制氧模块包含：离子膜制氧模块，其进口与所述高温换热器的冷流出口连通，其氧气出口与所述回热器的热流进口连通，用于通过热空气获得所述高温氧气；氧气罐，其与所述冷却模块连通，用于收集经所述冷却模块降温的氧气；以及废气罐，其与所述离子膜制氧模块的废气出口连通，用于收集所述离子膜制氧模块内除氧气外的气体。
所述冷却模块包含：冷凝器，其冷流入口与所述压气机的出口连通，其冷流出口与所述回热器的冷流进口连通，用于所述制冷剂和冷空气进行热交换以对空气进行第一次升温；蒸发器，其热流入口与所述回热器的热流出口连通，其冷流入口与所述冷凝器的热流出口连通，其冷流出口与所述氧气罐连通，其用于所述制冷剂和所述高温氧气进行热交换以降低氧气温度；以及压缩机，其入口与所述蒸发器的热流出口连通，其出口与所述冷凝器的热流进口连通，其用于引入所述制冷介质。
优选地，所述吸气模块还包含：过滤器，其与所述膜除湿组件的空气入口连通，用于为冷空气除杂。
优选地，所述冷却模块还包含：节流阀，其设置在所述冷凝器和蒸发器连通的管道上。
优选地，所述冷凝器、蒸发器、回热器和高温换热器均采用微通道换热器。
本发明还提供了一种航空发动机高温余热离子膜制氧的方法，该方法包含：
将冷空气经压气机引入，通过冷凝器对冷空气进行第一次升温后通入回热器中，通过将经离子膜制氧模块内获得的高温氧气通入所述回热器中，对冷空气进行第二次升温，并对高温氧气进行第一次降温，将经第二次升温的空气通入高温换热器内进行第三次升温获得热空气，将热空气通入离子膜制氧模块内获得的高温氧气；
将所述高温氧气经回热器降温后进行蒸发器进行第二次降温，获得低温氧气；
通过压缩机引入制冷介质，进行所述冷凝器内，通过制冷介质和冷空气换热对冷空气进行第一次升温并对制冷介质降温，制冷介质再经所述蒸发器内，与经过第一次降温的高温氧气进行热交换，对高温氧气进行第二次降温和对制冷介质升温，制冷介质升温后再经所述压缩机进入冷凝器内进行循环；
通过取热组件收集航空发动机的余热，对所述高温换热器内空气进行加热，被降温后的介质经泵回到所述取热组件内再次加热进行循环。
优选地，该方法还包含：所述冷空气先经膜除湿组件为冷空气除湿后通入所述压气机内。
优选地，所述膜除湿组件与压气机连接的管道与所述膜除湿组件上的吹扫气入口通过管道连接，将经所述膜除湿组件除湿后的部分气体作为吹扫气引到其水汽渗透侧，将产生的水汽经所述膜除湿组件的吹扫气出口直接排出舱外。
优选地，该方法还包含：所述冷空气经过滤器除杂后再通入所述膜除湿组件内。
优选地，所述蒸发器与氧气罐连通，以收集所述低温氧气。
优选地，所述离子膜制氧模块与废气罐连通，以收集所述离子膜制氧模块内除氧气外的气体。
本发明的航空发动机高温余热离子膜制氧系统及方法，解决了现有航空发动机热量散失和分子筛制氧影响发动机性能的问题，具有以下优点：
(1)本发明的制氧系统，采用非发动机引气，利用压气机增压供气，减少发动机功率损耗，并且利用取热组件将航空发动机的余热收集对空气加热达到离子膜制氧的高温要求，实现了为飞机乘员提供不间断高浓度洁净氧气的目的；
(2)本发明的制氧系统，通过多次热交换，对冷空气进行升温和对离子膜制氧得到的高温氧气进行降温，将升温和降温结构进行合理的设计，使得能量充分被利用；
(3)本发明的制氧系统，采用膜除湿组件除湿，在增压前进行除湿可优化压气机进气参数并降低能耗，此外，利用膜除湿组件出口干燥空气的一部分作为吹扫气流，引到其水汽渗透侧，自吹扫产生的水汽直接排出舱外；
(4)本发明的制氧系统，利用冷凝器、回热器、高温换热器逐步加温至离子膜制氧所需温度，实现了对发动机高温余热的有效利用，回收热量用于加热空气后制氧，系统综合了膜除湿技术、非发动机引气技术、余热回收技术以及蒸发制冷技术，具有结构紧凑、能耗低、效率高、氧气浓度高等优点，可满足未来飞机制氧系统的设计需求。
附图说明
图1为本发明航空发动机高温余热离子膜制氧系统的结构示意图。
图2为本发明采用的膜除湿组件的结构示意图。
图3为本发明离子膜制氧模块气体运行示意图。
具体实施方式
下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统，该系统包含：吸气模块、加热模块、制氧模块和冷却模块。
其中，吸气模块包含：膜除湿组件2，其上设有：空气入口、空气出口、吹扫气入口和吹扫气出口，且空气出口与吹扫气入口通过管道连通，其用于为冷空气除湿；和压气机3，其入口与膜除湿组件2的空气出口连通，其出口与冷却模块连通。
加热模块包含：回热器5，其冷流进口和热流出口分别与冷却模块连通，其热流进口与制氧模块连通，其用于对空气进行第二次升温和对高温氧气进行第一次降温；高温换热器6，其冷流进口与回热器5的冷流出口连通，其冷流出口与制氧模块连通，其内通入取热介质用于对空气进行第三次升温以获得用于制氧的热空气；发动机11，其为航空发动机，其用于为高温换热器6中通入的空气提供热量；泵12(可采用液体齿轮泵)，其入口与高温换热器6的热流出口连通，其用于引入取热介质；以及取热组件13，其入口与泵12的出口连通，其出口与高温换热器6的热流进口连通，且其固定设置在发动机11外壁上，用于为取热介质进行加热。
制氧模块包含：离子膜制氧模块7，其进口与高温换热器6的冷流出口连通，其氧气出口与回热器5的热流进口连通，用于通过热空气获得高温氧气；氧气罐10，其与冷却模块连通，用于收集经冷却模块降温的氧气；以及废气罐8，其与离子膜制氧模块7的废气出口连通，用于收集离子膜制氧模块7内除氧气外的气体。
冷却模块包含：冷凝器4，其冷流入口与压气机3的出口连通，其冷流出口与回热器5的冷流进口连通，用于制冷剂和冷空气进行热交换以对空气进行第一次升温；蒸发器9，其热流入口与回热器5的热流出口连通，其冷流入口与冷凝器4的热流出口连通，其冷流出口与氧气罐10连通，其用于制冷剂和高温氧气进行热交换以降低氧气温度；以及压缩机14，其入口与蒸发器9的热流出口连通，其出口与冷凝器4的热流进口连通，其用于引入制冷介质。
进一步地，吸气模块还包含：过滤器1，其与膜除湿组件2的空气入口连通，用于为冷空气除杂。
进一步地，冷却模块还包含：节流阀15，其设置在冷凝器4和蒸发器9连通的管道上。
进一步地，冷凝器4、蒸发器9、回热器5和高温换热器6均采用微通道换热器。
本发明还提供了一种航空发动机高温余热离子膜制氧的方法，该方法包含：
将冷空气经压气机3引入，通过冷凝器4对冷空气进行第一次升温后通入回热器5中，通过将经离子膜制氧模块7内获得的高温氧气通入回热器5中，对冷空气进行第二次升温，并对高温氧气进行第一次降温，将经第二次升温的空气通入高温换热器6内进行第三次升温获得热空气，将热空气通入离子膜制氧模块7内获得的高温氧气；
将高温氧气经回热器5降温后进行蒸发器9进行第二次降温，获得低温氧气；
通过压缩机14引入制冷介质，进行冷凝器4内，通过制冷介质和冷空气换热对冷空气进行第一次升温并对制冷介质降温，制冷介质再经蒸发器9内，与经过第一次降温的高温氧气进行热交换，对高温氧气进行第二次降温和对制冷介质升温，制冷介质升温后再经压缩机14进入冷凝器4内进行循环；
通过取热组件13收集航空发动机的余热，对高温换热器6内空气进行加热，被降温后的介质经泵12回到取热组件13内再次加热进行循环。
进一步地，该方法还包含：冷空气先经膜除湿组件2为冷空气除湿后通入压气机3。
进一步地，膜除湿组件2与压气机3连接的管道与膜除湿组件2上的吹扫气入口通过管道连接，将经膜除湿组件2除湿后的部分气体作为吹扫气引到其水汽渗透侧，将产生的水汽经膜除湿组件2的吹扫气出口直接排出舱外。更加具体地，膜除湿组件2包含：中空纤维膜和壳体，中空纤维膜固定在壳体中且与壳体内壁具有间隙，该中空纤维膜形成内层走空气，该间隙为外层，水析出排到外层(即水蒸气渗透侧)。
进一步地，该方法还包含：冷空气经过滤器1除杂后再通入膜除湿组件2内。
进一步地，蒸发器9与氧气罐10连通，以收集低温氧气。
进一步地，离子膜制氧模块7与废气罐8连通，以收集离子膜制氧模块7内除氧气外的气体。
为了进一步对本发明提供的一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统进行具体说明，以下通过实施例1详细阐述。
实施例1
一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统，如图1所示，为本发明的航空发动机高温余热离子膜制氧系统的结构示意图，该系统包含：吸气模块、加热模块、制氧模块和冷却模块，这四个模块通过供气管道相连接，通过制氧模块制得氧气并存储。
上述吸气模块包含：过滤器1、膜除湿组件2和压气机3，膜除湿组件2的进口与过滤器1的出口通过管道连接，其出口与压气机3的进口通过管道连接，压气机3的出口与冷却模块连接。空气从飞机舱外引入过滤器1，依次经过滤器1去除杂质(包含空气中的各类颗粒物，如砂石，而且飞机在地面时增压引气会吸入地面上各类颗粒物的可能性更大)，经膜除湿组件2除湿，然后进入压气机3增压，增压后的空气经过冷却模块进行换热。在增压前进行除湿可优化压气机进气参数并降低能耗。如图2所示，为本发明采用的膜除湿组件的结构示意图，膜除湿组件2包含：中空纤维膜20和壳体19，中空纤维膜20固定在壳体19中且与壳体19内壁具有间隙。更具体地，在壳体19的两端通过膜组件封头将中空纤维膜20固定在壳体19内。壳体19两端分别设有：高湿气体进口16和干燥气体出口22，其侧壁上设有：吹扫气进口21和吹扫气出口18，该中空纤维膜20形成内层走空气，该间隙为外层，水析出排到外层(即水蒸气渗透侧)，而且膜除湿组件2利用从干燥气体出口22排出的干燥空气中的一部分作为吹扫气流，从吹扫气进口21进入壳体19内，引到其水汽渗透侧，自吹扫产生的水汽从吹扫气出口18排出舱外。
上述加热模块包括：回热器5、高温换热器6、发动机11、泵12和取热组件13，回热器5的冷流进口与冷却模块通过管道连接，其冷流出口与高温换热器6的冷流进口通过管道连接，其热流进口与制氧模块通过管道连接，其热流出口与冷却模块通过管道连接，回热器5用于空气的初次升温。高温换热器6的热流出口与泵12通过管道连接，泵12与取热组件13的进口通过管道连接，取热组件13的出口与高温换热器6的热流进口通过管道连接，高温换热器6的冷流出口与制氧模块通过管道连接，高温换热器6用于空气的再次升温并回收利用发动机11的余热。取热组件13固定设置在发动机11上，具体地，固定设置在发动机11尾喷管外壁上，与尾喷管外壁紧密贴合，用于从发动机11回收余热。更加具体地，取热组件13为微通道耐高温换热器。
取热介质(载冷剂，可选用乙二醇水溶液)经泵12引入，进入取热组件13，经与发动机11换热后，从取热组件13进入高温换热器6的热流进口，为空气进行加热，再从高温换热器6的热流出口经泵12进入取热组件13进行循环。
上述制氧模块包括：离子膜制氧模块7、氧气罐10和废气罐8，离子膜制氧模块7的进口与高温换热器6的冷流出口通过管道连接，其氧气出口与回热器5的热流进口通过管道连接，回热器5的热流出口与冷却模块通过管道连接，冷却模块与氧气罐10通过管道连接。离子膜制氧模块7的废气出口与废气罐8通过管道连接。如图3所示，为本发明离子膜制氧模块气体运行示意图，离子膜制氧模块7的进口进入的是高温空气，通过离子膜后，氧气出口为浓度极高的纯氧，浓度可以达到99.5％以上，纯氧经过回热器5和冷却模块两次降温后存入氧气罐10中，而除氧气外的剩余气体则存入废气罐8。
上述冷却模块为蒸发制冷循环模块，其包括：冷凝器4、蒸发器9、压缩机14和节流阀15，冷凝器4的冷流入口与压气机3的出口通过管道连接，其冷流出口与回热器5的冷流进口通过管道连接，回热器5的热流出口与蒸发器9的热流入口通过管道连接，蒸发器9的热流出口与压缩机14通过管道连接，压缩机14与冷凝器4的热流进口通过管道连接，冷凝器4的热流出口与蒸发器9的冷流入口通过管道连接，且该管道上设有节流阀15，蒸发器9的冷流出口与氧气罐10通过管道连接。该蒸发制冷循环模块工作时，制冷剂(可选用空调剂R134a或R407C)经压缩机14从环境引气进入蒸发制冷循环模块中，从冷凝器4的热流进口进入，经冷凝器4换热降温后从其热流出口进入蒸发器9的冷流入口，经蒸发器9换热升温后从其冷流出口进入压缩机14，进行循环。
上述冷凝器4、蒸发器9、回热器5、高温换热器6均采用微通道换热器，以减小体积和重量，同时高温换热器6应采用耐高温金属制作，如不锈钢。
本发明的航空发动机高温余热离子膜制氧系统的工作原理，具体如下：
通过吸气模块将飞机舱外空气引入，经过过滤器1除杂，膜除湿组件2除湿，然后进入压气机3增压，随后通过冷凝器4进行预热，再经过回热器5进行初次升温，高温换热器6进行再次升温，将空气温度升至450℃以上，接着经过离子膜制氧模块7产生高温氧气，依次经回热器5和蒸发器9两次降温得到温度和浓度均适宜的氧气并存储在氧气罐10中。
取热介质经泵12引入，进入取热组件13，经与发动机11换热后，从取热组件13进入高温换热器6的热流进口，为空气进行加热，再从高温换热器6的热流出口经泵12进入取热组件13进行循环。
制冷剂经压缩机14从环境引气进入蒸发制冷循环模块中，从冷凝器4的热流进口进入，经冷凝器4换热降温后从其热流出口进入蒸发器9的冷流入口，经蒸发器9换热升温后从其冷流出口进入压缩机14，进行循环。
本发明的制氧系统，在增压前进行除湿可优化压气机进气参数并降低能耗，经膜除湿组件2自吹扫产生的水汽直接排出舱外，而且采用非发动机引气，通过压气机3从环境引气，可降低发动机功率损耗。利用冷凝器4、回热器5、高温换热器6逐级加温至离子膜制氧所需温度，并且利用发动机11的高温余热，可节省系统能量消耗，降低飞机燃油代偿损失。冷却模块可确保进入氧气罐10的氧气温度符合要求，可将温度降至常温。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
Claims (9)
1.一种航空发动机高温余热离子膜制氧系统，其特征在于，该系统包含：吸气模块、加热模块、制氧模块和冷却模块；
其中，所述吸气模块包含：
膜除湿组件(2)，其上设有：空气入口、空气出口、吹扫气入口和吹扫气出口，且空气出口与吹扫气入口通过管道连通，其用于为冷空气除湿；和
压气机(3)，其入口与所述膜除湿组件(2)的空气出口连通，其出口与所述冷却模块连通；
所述加热模块包含：
回热器(5)，其冷流进口和热流出口分别与所述冷却模块连通，其热流进口与所述制氧模块连通，其用于对空气进行第二次升温和对高温氧气进行第一次降温；
高温换热器(6)，其冷流进口与所述回热器(5)的冷流出口连通，其冷流出口与所述制氧模块连通，其内通入取热介质用于对空气进行第三次升温以获得用于制氧的热空气；
发动机(11)，其为航空发动机，其用于为所述高温换热器(6)中通入的空气提供热量；
泵(12)，其入口与所述高温换热器(6)的热流出口连通，其用于引入所述取热介质；以及
取热组件(13)，其入口与所述泵(12)的出口连通，其出口与所述高温换热器(6)的热流进口连通，且其固定设置在所述发动机(11)外壁上，用于为所述取热介质进行加热；
所述制氧模块包含：
离子膜制氧模块(7)，其进口与所述高温换热器(6)的冷流出口连通，其氧气出口与所述回热器(5)的热流进口连通，用于通过热空气获得所述高温氧气；
氧气罐(10)，其与所述冷却模块连通，用于收集经所述冷却模块降温的氧气；以及
废气罐(8)，其与所述离子膜制氧模块(7)的废气出口连通，用于收集所述离子膜制氧模块(7)内除氧气外的气体；
所述冷却模块包含：
冷凝器(4)，其冷流入口与所述压气机(3)的出口连通，其冷流出口与所述回热器(5)的冷流进口连通，用于制冷剂和冷空气进行热交换以对空气进行第一次升温；
蒸发器(9)，其热流入口与所述回热器(5)的热流出口连通，其冷流入口与所述冷凝器(4)的热流出口连通，其冷流出口与所述氧气罐(10)连通，其用于所述制冷剂和所述高温氧气进行热交换以降低氧气温度；以及
压缩机(14)，其入口与所述蒸发器(9)的热流出口连通，其出口与所述冷凝器(4)的热流进口连通，其用于引入制冷介质；
所述冷凝器(4)、蒸发器(9)、回热器(5)和高温换热器(6)均采用微通道换热器。
2.根据权利要求1所述的航空发动机高温余热离子膜制氧系统，其特征在于，所述吸气模块还包含：过滤器(1)，其与所述膜除湿组件(2)的空气入口连通，用于为冷空气除杂。
3.根据权利要求1所述的航空发动机高温余热离子膜制氧系统，其特征在于，所述冷却模块还包含：节流阀(15)，其设置在所述冷凝器(4)和蒸发器(9)连通的管道上。
4.一种航空发动机高温余热离子膜制氧的方法，其特征在于，采用如权利要求1-3中任意一项所述的航空发动机高温余热离子膜制氧系统，该方法包含：
将冷空气经压气机(3)引入，通过冷凝器(4)对冷空气进行第一次升温后通入回热器(5)中，通过将经离子膜制氧模块(7)内获得的高温氧气通入所述回热器(5)中，对冷空气进行第二次升温，并对高温氧气进行第一次降温，将经第二次升温的空气通入高温换热器(6)内进行第三次升温获得热空气，将热空气通入离子膜制氧模块(7)内获得的高温氧气；
将所述高温氧气经回热器(5)降温后进行蒸发器(9)进行第二次降温，获得低温氧气；
通过压缩机(14)引入制冷介质，进行所述冷凝器(4)内，通过制冷介质和冷空气换热对冷空气进行第一次升温并对制冷介质降温，制冷介质再经所述蒸发器(9)内，与经过第一次降温的高温氧气进行热交换，对高温氧气进行第二次降温和对制冷介质升温，制冷介质升温后再经所述压缩机(14)进入冷凝器(4)内进行循环；
通过取热组件(13)收集航空发动机的余热，对所述高温换热器(6)内空气进行加热，被降温后的介质经泵(12)回到所述取热组件(13)内再次加热进行循环。
5.根据权利要求4所述的航空发动机高温余热离子膜制氧的方法，其特征在于，该方法还包含：所述冷空气先经膜除湿组件(2)为冷空气除湿后通入所述压气机(3)内。
6.根据权利要求5所述的航空发动机高温余热离子膜制氧的方法，其特征在于，所述膜除湿组件(2)与压气机(3)连接的管道与所述膜除湿组件(2)上的吹扫气入口通过管道连接，将经所述膜除湿组件(2)除湿后的部分气体作为吹扫气引到其水汽渗透侧，将产生的水汽经所述膜除湿组件(2)的吹扫气出口直接排出舱外。
7.根据权利要求5或6所述的航空发动机高温余热离子膜制氧的方法，其特征在于，该方法还包含：所述冷空气经过滤器(1)除杂后再通入所述膜除湿组件(2)内。
8.根据权利要求4所述的航空发动机高温余热离子膜制氧的方法，其特征在于，所述蒸发器(9)与氧气罐(10)连通，以收集所述低温氧气。
9.根据权利要求4所述的航空发动机高温余热离子膜制氧的方法，其特征在于，所述离子膜制氧模块(7)与废气罐(8)连通，以收集所述离子膜制氧模块(7)内除氧气外的气体。
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