CN111806700A - 适用于飞机的空调组件舱的通风系统及包括其的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于飞机的空调组件舱的通风系统及包括其的飞机，该通风系统包括：引射套管，其位于靠近飞机的空调系统的冲压空气排气管路的排气口的位置，将一段冲压空气排气管路包裹在内，并外延出飞机的蒙皮表面；可调节的蒙皮进气口，其通向空调组件舱，并被构造为能够使得外部的空气流入空调组件舱并至少部分地流向引射套管。根据本发明的适用于飞机的空调组件舱的通风系统及包括其的飞机，能够灵活通风系统的有效流通面积和流通量，实现空调组件舱通风的功能，具有流量可调节、燃油代偿损失低、重量轻、地面无温升的优点。

Description

适用于飞机的空调组件舱的通风系统及包括其的飞机

技术领域

本发明涉及飞机的空调组件舱的通风以及飞机的冲压空气系统，尤其涉及一种适用于飞机的空调组件舱的通风系统及包括其的飞机。

背景技术

随着对民用飞机经济性要求越来越严苛，轻量化、高结构效率、安全、经济、舒适、环保的复合材料在飞机的结构及蒙皮上受到大规模应用。把两种以上的材料，例如增强纤维(玻璃纤维，芳纶纤维，碳纤维)和有机聚合物基体通过按某种比例和组成形式组合在一起，使各类材料性能优势互补，从而制成一种新的复合型材料。复合材料具有超高的比强度和比刚度，大幅度减重，机体结构轻量化(增加有效载荷，增大航程，降低油耗)；复合材料具有优异的结构一体化成型能力，减少连接和零件数量，提高结构功能完整性和可维护性；复合材料具有融合了各组分材料的优势性能，出众的材料性能助力实现飞机结构力学特征的优化(气弹，颤振，寿命，耐腐蚀)。因此，目前先进的民用飞机的机身、鼓包、中央翼等多采用复合材料。

其中，举例来说，飞机主结构如机身、机翼、垂尾、平尾、舱门通常采用碳纤维层压板，方向舵、短舱、系统设备通常采用碳纤维夹层，整流罩、雷达罩、低压管路通常采用玻璃纤维。然而，复合材料的耐热性与常规的钢铝合金相比，仍有不少的提升空间，常见的复合材料其耐受温度一般在70℃到80℃，经过特殊工艺提升的复合材料其耐受温度也有120℃的，但其生产成本也较高。因此，先进民用飞机对传导到复合材料部件上的温度有一定限制。

另一方面，随着对民用飞机舒适性要求越来越严苛，特别是对于宽体飞机，其制冷需求受载客人数及设备的影响，通常需要采用制冷温控系统、辅助冷却系统、空气准备系统等多套系统协调为飞机提供制冷能力，这些设备及高压管路等常被布置在中央翼盒与翼身整流罩鼓包之间的区域，这些设备表面温度大都超过200℃，失效状态下最高可达260℃，其温度远超复合材料中央翼盒及鼓包蒙皮的耐受温度80℃，将影响区域的结构安全性，影响相关系统设计及后期取证工作。因此，目前常见的解决办法是增加空调组件舱区域的通风系统，通过通风降低该区域的区域温度，使传递到复合材料鼓包蒙皮上的温度低于耐受温度限制。

目前，现有的空调组件舱通风系统，基本均采用主动吹气式通风技术。如图1所示为一种现有技术的主动吹气式通风系统。这种传统形式的空调组件舱通风系统，这种空调组件舱通风系统一般位于中央翼油箱51附近，并包括涡轮风扇61、涡轮风扇的供气活门、交输活门65、地面入口(叶栅进气口62)、飞行入口(NACA进气口64)、笛形管66、等部分组成部分，其优点是通过主导式、定点式的方式，有利通风及散热效果。

其中，在地面状态，高压气源驱动涡轮风扇61，将外部环境空气通过叶栅进气口62引至空调组件舱52内，在空调组件舱52内通过笛形管66送风，在舱内形成了良好的换热后，舱内空气通过整流罩底部的一个排气口排出机外。在飞行状态，外部环境空气通过NACA进气口64的冲压效应进入空调组件舱52，通过笛形管66为舱内吹袭换热，而后舱内空气通过整流罩(即翼身整流罩鼓包53)底部的排气口(即叶栅排气口63)排出机外。

然而，这种形式的空调组件舱通风系统，无空调组件舱通风的流量调节功能，无法控制区域通风换热的效果，另外在地面状态时由于外界环境空气无法主动流动，因此采用高压气源驱动涡轮风扇61，需要消耗宝贵的发动机引气，发动机引气的消耗将增加燃油代偿损失，影响飞机的经济性。同时，由于主导式、定点式的通风效果，包含横向、纵向两个维度的笛形管66的安装布置，其较多且相对复杂的管路将导致额外的系统增重。最后，在地面采用涡轮风扇61，将使得引入组件舱的外界环境温度升温9℃，当极热天的时候，外界环境温度可达55℃，若温升至64℃，同时使舱内冷却到80℃以内，则冷却代价将变得较大。

因此，亟需提出一种新型空调组件舱通风系统，以满足空调组件舱中的发热设备的散热通风需求，以避免复合材料组件(诸如复合材料的中央翼盒及鼓包蒙皮等)承受高于其可承受温度极限的热量和温度，并且至少部分地解决如下技术问题：实现能够灵活地根据飞行及地面不同工况所需的不同通风流量进行调节；减少发动机引气量以降低燃油代偿损失；减轻系统重量，诸如省去管路、进气口、涡轮风扇的重量；避免地面极热天气状况下，外界的高温导致的冷却代价过大的问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的空调组件舱通风系统，缺乏通风流量调节功能而无法根据需要调节区域通风换热的效果，以及在外界环境空气无主动流动时必须采用高压气源驱动涡轮风扇，因而将消耗宝贵的发动机引气并增加燃油代偿损失，影响飞机的经济性的缺陷，提出一种适用于飞机的空调组件舱的通风系统及包括其的飞机。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种适用于飞机的空调组件舱的通风系统，其中飞机包括空调系统，所述空调系统具有用于将在其中循环通过的空气排出的冲压空气排气管路，其特点在于，所述通风系统包括：

引射套管，所述引射套管位于靠近所述冲压空气排气管路的排气口的位置，将一段所述冲压空气排气管路包裹在内，并外延出飞机的蒙皮表面；

可调节的蒙皮进气口，所述蒙皮进气口通向所述空调组件舱，并被构造为能够使得外部的空气流入所述空调组件舱并至少部分地流向所述引射套管。

根据本发明的一种实施方式，所述引射套管套设于所述排气口一端的一段所述冲压空气排气管路以外，并具有套管入口和套管出口，其中，所述套管入口朝向所述空调组件舱并具有沿气流方向逐渐收敛的形状。

根据本发明的一种实施方式，所述引射套管还包括连接所述套管入口和所述套管出口的套管主体部分，所述套管主体部分的尾段围绕所述冲压空气排气管路的排气口，并被构造为使得所述引射套管内的气流和所述冲压空气排气管路内的气流在所述套管主体部分的尾段处混合。

根据本发明的一种实施方式，所述套管主体部分具有基本相同的空气流通面积。

根据本发明的一种实施方式，所述冲压空气排气管路的所述排气口位于飞机的蒙皮表面处，所述套管出口延伸至飞机的蒙皮表面以外。

根据本发明的一种实施方式，所述蒙皮进气口设置于飞机的翼身整流罩鼓包的两侧，并且位于所述空调组件舱内布置的高温组件的前端处。

根据本发明的一种实施方式，所述通风系统还包括：

温度传感器，所述温度传感器布置于所述空调组件舱内；

进气口调节装置，所述进气口调节装置被配置为能够获取所述温度传感器检测到的温度值，并根据所述温度值调节所述蒙皮进气口的流通面积的大小。

根据本发明的一种实施方式，所述进气口调节装置预设有通风开启温度和高于所述通风开启温度的预警温度；

所述进气口调节装置还被配置为，能够在获取的所述温度值达到所述预警温度时将所述蒙皮进气口开启到最大，以及，能够在获取的所述温度值未达到所述通风开启温度时将所述蒙皮进气口关闭到最小。

根据本发明的一种实施方式，所述温度传感器设置于所述空调组件舱内的复合材料部件上。

根据本发明的一种实施方式，所述蒙皮进气口为叶栅式蒙皮进气口或风门式蒙皮进气口，所述进气口调节装置具有被构造为能够调节所述蒙皮进气口的流通面积的大小的调节机构，并且所述调节机构设置于所述蒙皮进气口。

根据本发明的一种实施方式，所述调节机构被构造为能够机械调节所述蒙皮进气口的流通面积的大小。

根据本发明的一种实施方式，所述引射套管采用金属材料制成，所述蒙皮进气口采用碳纤维复合材料制成。

本发明还提供了一种飞机，其包括如上所述的通风系统。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本发明的积极进步效果在于：

根据本发明的适用于飞机的空调组件舱的通风系统及包括其的飞机，能够灵活通风系统的有效流通面积和流通量，实现空调组件舱通风的功能，具有流量可调节、燃油代偿损失低、重量轻、地面无温升的优点。

附图说明

图1为现有技术的主动吹气式通风系统的示例性示意图。

图2为根据本发明的优选实施方式的适用于飞机的空调组件舱的通风系统的示意图。

图3为根据本发明的优选实施方式的适用于飞机的空调组件舱的通风系统中的冲压空气排气管路部分及其出口的四种视图，其中左上、右上、左下、右下部分依次示出其侧视图、斜视图、俯视图、和正视图。

图4为根据本发明的优选实施方式的适用于飞机的空调组件舱的通风系统中的引射套管的四种视图，其中左上、右上、左下、右下部分依次示出其侧视图、斜视图、俯视图、和正视图。

图5为根据本发明的优选实施方式的适用于飞机的空调组件舱的通风系统中，引射套管套设于冲压空气排气管路上的装配状态的四种视图，其中左上、右上、左下、右下部分依次示出其侧视图、斜视图、俯视图、和正视图。

图6为根据本发明的优选实施方式的适用于飞机的空调组件舱的通风系统中可采用的叶栅式调节装置的示意图。

图7为根据本发明的优选实施方式的适用于飞机的空调组件舱的通风系统中可采用的风门式调节装置的示意图。

图8为根据本发明的优选实施方式的适用于飞机的空调组件舱的通风系统采用的闭环控制逻辑的流程图。

附图标记说明

1：引射套管 11：套管入口

12：套管出口 13：套管主体部分

2：冲压空气排气管路 21：排气口

3：蒙皮进气口 31：叶栅式调节装置

32：风门式调节装置 4：温度传感器

51：中央翼油箱 52：空调组件舱

53：翼身整流罩鼓包 61：涡轮风扇

62：叶栅进气口 63：叶栅排气口

64：NACA进气口 65：活门

66：笛形管

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

参考图2-5所示，根据本发明的较佳实施方式的适用于飞机的空调组件舱的通风系统，其至少部分地利用了飞机的空调系统所具有用于的冲压空气排气管路2，冲压空气排气管路2将在空调系统中循环通过的空气排出。该通风系统包括引射套管1和可调节的蒙皮进气口3。

其中，引射套管1位于靠近冲压空气排气管路2的排气口21的位置，将一段冲压空气排气管路2包裹在内，并外延出飞机的蒙皮表面。该蒙皮进气口3通向空调组件舱52，并被构造为能够使得外部的空气流入空调组件舱52并至少部分地流向引射套管1。

具体地，参考图2-5并尤其参考图5所示，引射套管1可套设于排气口21一端的一段冲压空气排气管路2以外，并具有套管入口11和套管出口12，其中，套管入口11朝向空调组件舱52并具有沿气流方向逐渐收敛的形状。而连接套管入口11和套管出口12的套管主体部分13，其尾段围绕冲压空气排气管路2的排气口21，并被构造为使得引射套管1内的气流和冲压空气排气管路2内的气流在套管主体部分13的尾段处混合。

根据本发明的上述优选实施方式，当飞机处于地面状态时，利用空调系统的冲压空气排气而产生的引射的主流将通过引射套管1，这将在空调组件舱52内部形成局部低压，吸引外部环境空气通过全开的蒙皮进气口3进入空调组件舱52，并通过射流带走空调组件舱52内的高温气体进而将高温气体带离机外。换言之，空调系统的冲压空气排气在排气口21处排气所带动的气流将引射套管1内的气流抽出，并进而形成气压梯度，以便吸引外部环境空气通过全开的蒙皮进气口3进入空调组件舱52。当飞机处于飞行状态时，外界空气的冲压效应，通过可调节的蒙皮进气口3进入空调组件舱52，在空调组件舱52内部形成局部高压，并通过射流带走组件舱内高温气体到机外。

因此，根据本发明的上述优选实施方式的通风系统设计，可适用于所有配备空气循环机或电动风扇的民用飞机，并且相较于传统的空调组件舱52的通风系统，根据本发明的上述优选实施方式的通风系统设计可根据不同工况的流量需求调节通风量，并具有重量轻、结构简单的特点，极大地节省系统重量，并且能够显著地减少通风系统所需的发动机引气量，从而大大降低燃油代偿损失。

换言之，根据本发明的上述优选实施方式的通风系统设计，充分利用了飞机已有的空调系统及其中设置的冲压空气排气管路2，通过一个具有引射功能的引射套管1、一个可调节的蒙皮进气口3，在地面状态采用冲压空气排气导致的引射效应，通过引射套管1形成空调组件舱52的内外压力差。根据一些更为具体的应用实例，冲压空气排气速度可达0.2～0.3马赫，在设计的引射系数为0.2的情形下，可实现空调组件舱52内空气的有效流动，满足大部分现有客机的实际冷却需求。而在飞行状态下，则采用飞行速度带来的冲压效应，利用可调节的蒙皮进气口3形成空调组件舱52的内外压力差，同时配合引射套管1的套管出口12延伸出飞机蒙皮处的外流场而实现的混合引射，实现组件舱内空气的流动。这种设计有助于实现低燃油代偿损失和地面无温升的优点。

相对于现有的传统空调组件舱52的通风系统，根据本发明的上述优选实施方式的通风系统设计省去了诸如涡轮风扇、涡轮风扇供气活门、交输活门、笛形管等组件，并合并了地面入口和飞行入口，因而还将显著减轻系统的总重量，增加飞机的经济性。

根据本发明的一些进一步优选的实施方式，冲压空气排气管路2的排气口21位于飞机的蒙皮表面处，套管出口12延伸至飞机的蒙皮表面以外达2-5厘米，此时如上所述的在飞行状态下实现的混合引射可取得较为令人满意的针对空调组件舱52内的高温部件的通风效果。根据一些应用实例的测试，在套管出口12延伸至飞机的蒙皮表面以外达3厘米时，上述混合引射可取得最为令人满意的针对空调组件舱52内的高温部件的通风效果。

根据本发明的一些进一步优选的实施方式，引射套管1可具体采用如图4-5所示的形状设计。如图4-5所示，引射套管1可分为三部分，前部呈收敛段，中部为包裹冲压空气排气管路2的直管段，后部为贴合冲压空气排气口21的弯管段。三部分中，前部(即套管入口11)可引导气流流通路径，中部尾端可与空调组件的冲压空气高速排气参混，后部(即套管出口12)尾端可以与外界环境的冲压空气产生混合射流。应理解的是，上述将引射套管1分为三部分进行描述仅出于说明性的目的，引射套管1本身可一体成型为单个部件，而只是在不同部分具有不同的形状特征。基于某型民用飞机进行的估算显示，其在地面状态下，空调系统或者说空调组件的冲压空气的流量为2.5kg/s，排气速度0.2马赫，空调组件舱52通风的流量需求为0.5kg/s，因此引射套管1的设计具有的引射系数达到0.2，舱内外压差达到0.01bar，即可满足设计要求。飞行状态下，空调组件舱52的通风流量需求小于0.5kg/s，冲压效应配合引射，可减小蒙皮进气口3的有效流通面积，以便满足设计要求。

其中，蒙皮进气口3一般可采用碳纤维夹层的复合材料，以减轻系统重量。引射套管1一般则可采用金属材料，以承受较高的排气温度。

根据本发明的一些进一步优选的实施方式，通风系统还包括：

温度传感器4，温度传感器4布置于空调组件舱52内；

进气口调节装置，进气口调节装置被配置为能够获取温度传感器4检测到的温度值，并根据温度值调节蒙皮进气口3的流通面积的大小。

进一步优选地，进气口调节装置预设有通风开启温度和高于通风开启温度的预警温度；

进气口调节装置还被配置为，能够在获取的温度值达到预警温度时将蒙皮进气口3开启到最大，以及，能够在获取的温度值未达到通风开启温度时将蒙皮进气口3关闭到最小。

其中，温度传感器4贴设于空调组件舱52内的复合材料部件上。

基于上述优选实施方式，举例来说，利用温度传感器4可实施如图6所示并如下所述的闭环控制逻辑。假设空调组件舱52的复合材料耐受温度为80℃，超温则会发生材料特性的失效或使用寿命的影响，而飞机安装在翼身整流罩蒙皮鼓包区域内的各系统(诸如空调组件、辅冷组件、惰化组件、引气管路、液压作动器等)，在运行时向区域内散发大量热量。那么，该闭环控制逻辑大致如下。

首先，通过区域的温度传感器4获取空调组件舱52和/或复合材料结构蒙皮的温度；

若监测到的温度高于空调组件舱52的预警温度，诸如70℃，则可调蒙皮进气口3开到最大，使得进气口的流通面积最大；

若监测到的温度低于空调组件舱52的通风开启温度，诸如50℃，则可调蒙皮进气口3关闭，使得进气口的流通面积最小；

若监测到的温度超过通风开启温度但未达到预警温度，则可调蒙皮进气口3半开，使得进气口的流通面积适中。

根据本发明的一些进一步优选的实施方式，蒙皮进气口3为叶栅式蒙皮进气口3或风门式蒙皮进气口3，蒙皮进气口3设置有能够调节蒙皮进气口3的流通面积大小的调节机构。可以理解的是，调节机构可以是前述进气口调节装置的一部分，例如是其执行部分。

其中，调节机构可选地被构造为能够通过调节叶栅式蒙皮进气口3的叶栅机构的角度来调节蒙皮进气口3的流通面积的大小(如图6所示的叶栅式调节装置31)，或者被构造为能够通过调节风门式蒙皮进气口3的风门机构的角度来调节蒙皮进气口3的流通面积的大小(如图6所示的风门式调节装置32)。这样的调节机构被构造为能够机械地调节蒙皮进气口3的流通面积大小。

通过将进气口调节到合适位置，根据飞机所处状态的不同，可产生至少两种不同的空调组件舱的适宜的通风效果。

飞机处于地面静止状态的情况下，空调系统的冲压空气排气速度较高，作为引射的主流，通过引射套管位于冲压空气出口位置形成局部低压，组件舱内高温气流向低压区域流动从而排出机外，同时由于气流排出组件舱内形成局部中压，吸引外部环境空气通过全开的蒙皮进气口进入组件舱，与组件舱内高温气流混合，降低组件舱内温度。

飞机处于飞行状态的情况下，由飞行产生的速度，使得外界空气与飞机存在冲压效应，外界环境的空气通过可调节的蒙皮进气口进入组件舱，与组件舱内高温气流混合，降低组件舱内温度，同时在组件舱内部形成局部高压，并且该气流带有动能，另一方面，引射套管位于蒙皮外出口，受飞机速度产生的混合引射效应，辅助驱动组件舱内气体产生流动，通过引射套管的通道将组件舱内高温气体排到机外。

综上所述，和传统的飞机的空调组件舱的通风系统相比，根据本发明的上述优选实施方式的通风系统设计具有以下技术优势：

1)可适用于所有配备空气循环机或电动风扇的民用飞机，且系统结构简单，所需部件的总重量可减轻至传统形式的通风系统的50％；

2)利用空调系统原有的冲压空气排气的引射作用，促使外界环境气流被吸入空调组件舱，因而可无需使用涡轮风扇驱动外界环境气流进入空调组件舱，免除了发动机引气的能源消耗，降低燃油代偿损失；

3)传统的空调组件舱的通风系统，使用的涡轮风扇、涡轮风扇活门等部件，均为气动组件，无法调节通风量，但飞机地面及飞行状态所需的通风量差异较大，为此上述设计采用了可机械调节通风量的调节机构，并可利用温度传感器进行检测以实现闭环控制，有效减少受冲压空气引气所产生的阻力；

4)避免了传统的空调组件舱通风系统所使用的涡轮风扇必然导致的显著的温升，更为节能。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (13)

1.一种适用于飞机的空调组件舱的通风系统，其中飞机包括空调系统，所述空调系统具有用于将在其中循环通过的空气排出的冲压空气排气管路，其特征在于，所述通风系统包括：

引射套管，所述引射套管位于靠近所述冲压空气排气管路的排气口的位置，将一段所述冲压空气排气管路包裹在内，并外延出飞机的蒙皮表面；

可调节的蒙皮进气口，所述蒙皮进气口通向所述空调组件舱，并被构造为能够使得外部的空气流入所述空调组件舱并至少部分地流向所述引射套管。

2.如权利要求1所述的通风系统，其特征在于，所述引射套管套设于所述排气口一端的一段所述冲压空气排气管路以外，并具有套管入口和套管出口，其中，所述套管入口朝向所述空调组件舱并具有沿气流方向逐渐收敛的形状。

3.如权利要求2所述的通风系统，其特征在于，所述引射套管还包括连接所述套管入口和所述套管出口的套管主体部分，所述套管主体部分的尾段围绕所述冲压空气排气管路的排气口，并被构造为使得所述引射套管内的气流和所述冲压空气排气管路内的气流在所述套管主体部分的尾段处混合。

4.如权利要求3所述的通风系统，其特征在于，所述套管主体部分具有基本相同的空气流通面积。

5.如权利要求2所述的通风系统，其特征在于，所述冲压空气排气管路的所述排气口位于飞机的蒙皮表面处，所述套管出口延伸至飞机的蒙皮表面以外。

6.如权利要求1所述的通风系统，其特征在于，所述蒙皮进气口设置于飞机的翼身整流罩鼓包的两侧，并且位于所述空调组件舱内布置的高温组件的前端处。

7.如权利要求1所述的通风系统，其特征在于，所述通风系统还包括：

温度传感器，所述温度传感器布置于所述空调组件舱内；

进气口调节装置，所述进气口调节装置被配置为能够获取所述温度传感器检测到的温度值，并根据所述温度值调节所述蒙皮进气口的流通面积的大小。

8.如权利要求7所述的通风系统，其特征在于，所述进气口调节装置预设有通风开启温度和高于所述通风开启温度的预警温度；

所述进气口调节装置还被配置为，能够在获取的所述温度值达到所述预警温度时将所述蒙皮进气口开启到最大，以及，能够在获取的所述温度值未达到所述通风开启温度时将所述蒙皮进气口关闭到最小。

9.如权利要求7所述的通风系统，其特征在于，所述温度传感器设置于所述空调组件舱内的复合材料部件上。

10.如权利要求7所述的通风系统，其特征在于，所述蒙皮进气口为叶栅式蒙皮进气口或风门式蒙皮进气口，所述进气口调节装置具有被构造为能够调节所述蒙皮进气口的流通面积的大小的调节机构，并且所述调节机构设置于所述蒙皮进气口。

11.如权利要求10所述的通风系统，其特征在于，所述调节机构被构造为能够机械调节所述蒙皮进气口的流通面积的大小。

12.如权利要求1所述的通风系统，其特征在于，所述引射套管采用金属材料制成，所述蒙皮进气口采用碳纤维复合材料制成。

13.一种飞机，其特征在于，飞机包括如权利要求1-12中任意一项所述的通风系统。

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