CN112177778A - 一种发动机引气调温调压方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种发动机引气调温调压方法，属于飞机发动机技术领域。在发动机的不同压力级构造较低级引气接口和较高级引气接口，从这两个接口各引出一条引气管路，根据飞机不同状态时的引气需求，分别控制这两条引气管路上压力调节活门的开合程度来调节最终进入空气预混器中的混合引气的流量和压力；经过调压后的混合引气进入预冷器中调温，预冷器中通入冷燃油对混合引气进行预冷，燃油油温过热或燃油量不足时，往预冷器中通入从飞机外引入的冲压空气对高温引气进行预冷。采用本发明所述的调温调压方法可降低超温超压气体的引气量，采用燃油‑冲压空气冷却的方式减少从冲压空气的引气量，提高燃油的燃烧效率，提升飞机性能。

Description

一种发动机引气调温调压方法

技术领域

本发明涉及飞行器发动机技术领域，具体涉及一种发动机引气调温调压方法。

背景技术

目前，大型飞机的引气系统都是从发动机引出具有一定温度和压力的气体，然后经过调压降温后用于飞机的环控、座舱增压和机翼除冰等系统。常见的发动机引气系统中，从发动机固定某一级引出的高温高压气体都需要使用预冷器降低引气温度才能使用。而根据飞行情况，发动机状态时刻都在发生变化，状态变化时只从固定某一级引出的气体不一定具有最合适的引气温度和压力。这种不随飞机状态变化的从发动机引出的超过使用需求的高温高压气体会使得发动机进气道气动阻力增大，过量的引出已被压缩的气体还会使得发动机排气喷管中的质量流减小，影响发动机的可用推力，使得耗油量上升。传统飞机上采用预冷器对引出的高温高压气体进行预冷却，如专利CN109642499A所公开的名称为“使用带有补充热交换器的双轮涡轮机预冷却环境控制系统的增强方法和飞行器”的中国发明专利，而预冷器中通入的从风扇级引出的冲压空气同样会使得发动机用于推动飞机的可用功率下降和发动机耗油增加，影响发动机性能。

发明内容

本发明旨在解决现有技术中发动机引气的调温降压过程存在的上述问题，提出了一种发动机引气调温调压方法，可降低超温超压气体的引气量，采用燃油-冲压空气冷却的方式减少从冲压空气的引气量，提高燃油的燃烧效率，提升飞机性能。

为了实现上述发明目的，本发明的技术方案如下：

一种发动机引气调温调压方法，首先设计一套调温调压系统，所述调温调压系统包括引气管路、通过引气管路连通的空气预混器和预冷器、设置在引气管路上的若干压力调节活门，通过该系统对发动机引气进行调温调压的过程如下：

在发动机的不同压力级构造较低级引气接口和较高级引气接口，从这两个接口各引出一条引气管路，根据飞机不同状态时的引气需求，分别控制这两条引气管路上压力调节活门的开合程度来调节最终进入空气预混器中的混合引气的流量和压力；

经过调压后的混合引气进入预冷器中调温，预冷器中通入冷燃油对混合引气进行预冷，燃油油温过热或燃油量不足时，往预冷器中通入从飞机外引入的冲压空气对高温引气进行预冷。

进一步地，所述调温调压系统还包括接入引气管路中的应急冲压子系统，所述应急冲压子系统包括与冲压空气连接的应急空气阀门；当调温调压系统因故关闭时，打开应急空气阀门使冲压空气进入座舱和电子设备的供气管路。

进一步地，所述较低级引气接口和较高级引气接口独立引气时均能满足引气供应的最小压力需求。

进一步地，所述预冷器接在引气管路上，预冷器内设有燃油冷却管道和冲压空气冷却管道，所述燃油冷却管道和冲压空气冷却管道的进口端均设有用于调节冷却介质流量及关断的调节阀门。

进一步地，所述预冷器的出口端还设有温度传感器，所述温度控制器包括过热温度传感器和预冷温度传感器。

进一步地，所述的若干压力调节活门、过热温度传感器、过冷温度传感器以及调节阀门均与控制器连接。

进一步地，当过热温度传感器检测到从预冷器出来的引气温度超过490℉时，控制器控制压力调节活门降低高温引气的流量；当预冷温度传感器从预冷器出来的引气温度超过450℉时，控制器控制调节通入预冷器中的冷却介质的流量实现对高温引气的可控冷却。

本发明的有益效果：

1、本发明将飞行状态与引气状态结合，在发动机不同的压力级构造了两个引气接口，并将飞行状态划分为慢车状态和大功率状态，根据飞行状态选择从某一级引气接口引气，并使得两个引气接口在该状态下独立引气时均能满足引气系统的最小引气压力需求；若飞机处于慢车和大功率状态之间时，根据飞行状态调节不同比例的较低级引气和较高级引气的流量，使得出口引气压力尽可能满足引气系统的需求，同时，可降低超温超压气体的引气量；

2、采用本发明所述方法，同时采用燃油-冲压空气冷却的方式对高温高压气体进行调压降温，减少甚至不需要从冲压空气的引气量，冷却之后的热燃油提高了燃油的燃烧效率，使得飞机的性能得到提升；

3、本发明所述方法，在调温调压过程中若系统发生故障无法正常工作，可打开应急冲压子系统中的应急空气阀门，使冲压空气进入冷却座舱和电子设备的供气管路中，为座舱和电子设备提供冷却通风气体，提高飞机的安全性能。

附图说明

图1 是本发明的发动机引气系统局部示意图；

图2是一种预冷器的结构示意图；

图3是一种空气预混器示意图；

其中，

1、发动机进口，2、风扇，3、较高级引气接口，4、较低级引气接口，5、单向阀，6、压力调节活门一，7、压力调节活门二，8、空气预混器，9、压力调节活门三，10、预冷器，11、过热温度传感器，12、预冷温度传感器，13、控制器，14、调节阀门一，15、调节阀门二，16、冷燃油进口，17、冲压空气进口，18、冲压空气出口，19、燃油出口，20、燃油冷却管道，21、冲压空气冷却管道，22、应急空气阀门，23、冲压空气，24、高压级引气，25、低压级引气，26、混合引气。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地描述，显然，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。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“竖直”、“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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，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的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本实施例提供了一种发动机引气调温调压方法，首先设计一种发动机引气调温调压系统，所述调温调压系统主要包括引气管路、通过引气管路连通的空气预混器8和预冷器10、设置在引气管路上的多个压力调节活门以及与所述压力调节活门连接的控制器13，所述压力调节活门和控制器均采用现有技术中本领域的常用产品。所述引气管路的进口端分别与发动机上的两个不同级的引气接口相连，所述引气接口包括较高级引气接口3和较低级引气接口4。引气的调温调压系统示意图如图1所示。

所述引气管路上设有单向阀5，所述单向阀5用于防止引气管路中的引气倒流；所述若干压力调节活门用于引气的压力、流量调节及关断；所述空气预混器8设置在两条引气管路出口的汇合处，控制压力调节活门一6、压力调节活门二7和压力调节活门三9的开合程度可控制通入空气预混器8内高压级引气24和低压级引气25的流量和压力；所述预冷器10连接在空气预混器8的出口，用于引出气体的降温冷却。

本发明的引气调温调压过程如下：

所述控制器13用于判断飞机不同状态下的引气需求。控制器13通过控制各个压力调节活门的开合来实现不同状态下的引气。当飞机在慢车状态时，由于低压级引气25的压力不满足引气系统的压力需求，因此选择从较高级引气接口3引气；当飞机在大功率状态时，较低级的引气已经能满足该状态下的需求，可以选择从较低级引气接口4引气；当飞机在慢车状态和大功率状态之间时，通过调节活门的开合程度控制通入空气预混器8内的高压级引气24和低压级引气25的流量和压力，来实现对引气压力、温度的无极调节，减少从固定某一级引气时的高温高压气体的引出量。

控制器13通过对引气管路上压力调节活门一6和压力调节活门二7的控制，按飞机当前的状态，将引气接口出口的引气压力调节到25~65psi范围内。

进一步的，压力调节活门三9将预冷器10前段的压力控制在34~50psi范围内。保证调压后的输出压力满足引气系统压力需求。选择的较低级引气接口4和较高级引气接口3均应能保证在飞机状态变化时满足引气供应系统的最小引气压力需求。

调温调压系统中还设有温度传感器，所述温度传感器用于检测预冷器出口端的引气温度。其中，温度传感器一为过热温度传感器11，当感受到的温度超过490℉时，过热温度传感器11将感受到的引气温度传递给控制器13，控制器13控制压力调节活门一6和压力调节活门二7的开合程度来降低高温引气的流量，以此达到降低引气温度的目的。温度传感器二为预冷温度传感器12，传感器感受到温度超过450℉时，将感受到的引气温度传递给控制器13，控制器13调节通入预冷器10中的冷却介质的流量可以实现对高温引气的可控冷却。

采用预冷器10对高温引气进行降温冷却。预冷器10的结构示意图如图2所示，预冷器10由燃油冷却管道20、冲压空气冷却管道21和调节阀门组成。所述燃油冷却管道20和冲压空气冷却管道21均包括进口和出口，且两个管道的进口均设有用于调节冷却介质流量及关断的调节阀门。预冷器10可以选择性的通入燃油和冲压空气23，并控制通入冷却介质的流量。调节阀门一14、调节阀门二15由控制器13根据飞行状态进行控制，可以选择性将燃油和冲压空气23的引入量调整为100%和0%。正常情况下经过空气预混器8调压调温后的气体流入预冷器10，此时调节阀门一14打开、调节阀门二15关闭，预冷器10中通入冷燃油对高温引气进行预冷，控制器13对调节阀门一14的开度进行控制以增大冷却介质流量，达到调节引气温度的目的。当燃油油温过热或者燃油量不足时，调节阀门二15打开，此时预冷器10中通入从飞机外引入的冲压空气23对高温引气进行预冷，控制器13对调节阀门二15的开度进行控制以增大冷却介质流量，达到调节引气温度的目的。以此满足特殊状态下的引气需求。

进一步地，若调温调压系统因故关闭，此时应急冲压空气23系统将取代引气调温调压系统进行工作，通过飞行员操作，打开应急空气阀门22，冲压空气23直接进入座舱和电子设备的供气管路中，为座舱和电子设备提供冷却通风气体。在应急冲压状态，调温调压系统的各项引气参数是不可调节的，只可实现部分功能，为保证飞行安全应尽快返航。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，设计一套调温调压系统，所述调温调压系统包括引气管路、通过引气管路连通的空气预混器（8）和预冷器（10）、设置在引气管路上的若干压力调节活门，通过该系统对发动机引气进行调温调压的过程如下：

在发动机的不同压力级构造较低级引气接口（4）和较高级引气接口（3），从这两个接口各引出一条引气管路，根据飞机不同状态时的引气需求，分别控制这两条引气管路上压力调节活门的开合程度来调节最终进入空气预混器（8）中的混合引气（26）的流量和压力；

经过调压后的混合引气（26）进入预冷器（10）中调温，预冷器（10）中通入冷燃油对混合引气（26）进行预冷，当燃油油温过热或燃油量不足时，往预冷器（10）中通入从飞机外引入的冲压空气（23）对引气进行预冷。

2.根据权利要求1所述的一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，

所述调温调压系统还包括接入引气管路中的应急冲压子系统，所述应急冲压子系统包括与冲压空气（23）连接的应急空气阀门（22）。

3.根据权利要求1所述的一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，

所述较低级引气接口（4）和较高级引气接口（3）独立引气时均能满足引气供应的最小压力需求。

4.根据权利要求1所述的一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，所述预冷器（10）连接在引气管路上，预冷器（10）内设有燃油冷却管道（20）和冲压空气冷却管道（21），所述燃油冷却管道（20）和冲压空气冷却管道（21）的进口端均设有用于调节冷却介质流量及关断的调节阀门。

5.根据权利要求4所述的一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，所述预冷器（10）的出口端还设有温度传感器，所述温度控制器包括过热温度传感器（11）和预冷温度传感器（12）。

6.根据权利要求5所述的一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，所述的若干压力调节活门、过热温度传感器（11）、预冷温度传感器（12）以及调节阀门均与控制器（13）连接。

7.根据权利要求2所述的一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，当调温调压系统因故关闭时，打开应急空气阀门（22）使冲压空气（23）进入座舱和电子设备的供气管路。

8.根据权利要求6所述的一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，当过热温度传感器（11）检测到从预冷器（10）出来的引气温度超过490℉时，控制器（13）控制压力调节活门降低高温引气的流量。

9.根据权利要求6或8所述的一种发动机引气调温调压方法，其特征在于，当预冷温度传感器（12）检测到从预冷器（10）出来的引气温度超过450℉时，控制器（13）控制调节通入预冷器（10）中的冷却介质的流量实现对高温引气的可控冷却。

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