CN112478181A - 一种机载综合冷却系统 - Google Patents

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杨子仲
卞静
于静
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Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
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    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
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Abstract

本申请提供了一种机载综合冷却系统，所述机载综合冷却系统包括：涡轮冷却器和换热器，其中，所述涡轮冷却器包括均具有膨胀涡轮与风扇的第一级膨胀涡轮组件和第二级膨胀涡轮组件，所述第一级膨胀涡轮组件的膨胀涡轮连接于发动机引气节点及连接于第二膨胀涡轮组件的膨胀涡轮，第二级膨胀涡轮组件的风扇连接于发动机排气节点，换热器的进口连接于机体开口、换热器的出口连接于第一级膨胀涡轮组件的风扇。本申请的机载综合冷却系统与现有技术中独立设置的各系统相比，集成度更高，布置更紧凑，可以实现飞机结构的减重、减小体积、降低能耗、提高热能利用率、减少进排气口数量，从而提高飞机性能。

Description

一种机载综合冷却系统
技术领域
本申请属于机载热管理技术领域，特别涉及一种机载综合冷却系统。
背景技术
在现有技术中，飞机发动机舱通风、介质冷却、发动机排气均采用各自独立的系统或装置，采用方式，虽然各系统互不影响且工作可靠，但总体/体积重量大，能耗大、许多热能被浪费，且机上需开设多个进气口或排气口，影响飞机的气动外形。在上述因素共同作用下，对飞机性能产生一定的影响。
发明内容
本申请的目的是提供了一种机载综合冷却系统，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种机载综合冷却系统，所述机载综合冷却系统包括：涡轮冷却器和换热器，其中，所述涡轮冷却器包括均具有膨胀涡轮与风扇的第一级膨胀涡轮组件和第二级膨胀涡轮组件，所述第一级膨胀涡轮组件的膨胀涡轮连接于发动机引气节点及连接于第二膨胀涡轮组件的膨胀涡轮，第二级膨胀涡轮组件的风扇连接于发动机排气节点，换热器的进口连接于机体开口、换热器的出口连接于第一级膨胀涡轮组件的风扇。
进一步的，所述第一级膨胀涡轮组件的膨胀涡轮能够驱动第一级膨胀涡轮组件的风扇转动，从而使换热器能够从机体开口处吸气。
进一步的，所述换热器还具有换热进口和换热出口，热气自所述换热进口流入而与从机体开口处吸入的冷气进行换热后，自所述换热出口流出。
进一步的，所述第一级膨胀涡轮组件的膨胀涡轮换热温度大于所述第二级膨胀涡轮组件的膨胀涡轮换热温度。
进一步的，所述第一级膨胀涡轮组件和第二级膨胀涡轮组件均为轴流式。
在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种飞机，所述飞机包括如上任一所述的机载综合冷却系统，所述机载冷却系统设置在所述飞机的内部。
本申请的机载综合冷却系统与现有技术中独立设置的各系统相比，集成度更高，布置更紧凑，可以实现飞机结构的减重、减小体积、降低能耗、提高热能利用率、减少进排气口数量，从而提高飞机性能。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的机载综合冷却系统布置示意图。
图2为本申请的机载综合冷却系统组成示意图。
附图标记：
1-发动机舱，11-发动机舱冷气节点
2-发动机，21发动机引气节点，22发动机排气节点
3-换热器，31-外部环境引气
4-多级涡轮冷却器
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
如图1和图2所示，本申请提供的机载综合冷却系统主要包括一涡轮冷却器4和一换热器3。涡轮冷却器4包括第一级膨胀涡轮组件41和第二级膨胀涡轮组件42，第一级膨胀涡轮组件41和第二级膨胀涡轮组件42均具有用于产生动力的膨胀涡轮与用于做功的风扇。第一级膨胀涡轮组件41的膨胀涡轮连接至发动机引气节点21同时也连接至第二膨胀涡轮组件42的膨胀涡轮，第二级膨胀涡轮组件42的风扇连接至发动机排气节点22，换热器3的进口连接至机体开口31，换热器3的出口连接至第一级膨胀涡轮组件41的风扇。
从发动机引气节点21将高温高压空气引入涡轮冷却器4的第一级级膨胀涡轮组件41的膨胀涡轮中实现膨胀降温，之后降温后的气体进入第二级膨胀涡轮组件42的膨胀涡轮再次降温后，最后与发动机排气节点22引出的气体进行掺混后排出机外。在第一级膨胀涡轮组件41处因压气机引气膨胀产生的轴功率，驱动第一级膨胀涡轮组件中的一级风扇从机外抽吸空气，对发动机舱1进行冷却。
需要说明的是，上述结构部件之间的气体流通可以通过管路进行连接，也可以利用飞机结构内部形成的各类通道或流道等。
本申请中，利用发动机内高温、高压空气膨胀降温、同时产生轴功的原理，将发动机排气的热能转化为机械能，进行冷却后实现机外空气的抽吸、发动机排气的掺混排放，提高了热能利用率，无需消耗飞机上二次能源，降低系统能耗，且使发动机排气温度降低，从而降低了飞机红外特征。与现有技术中的冷却系统相比，进、排气开口减少多处，同时将冲压式进气口，改为内嵌式进气口，降低空气阻力，降低了飞机雷达特征。
另外，本申请还提供了一种飞机，所述飞机包括如上的机载综合冷却系统的各个结构设置在飞机内部，
本申请的机载综合冷却系统与现有技术中独立设置的各系统相比，集成度更高，布置更紧凑，可以实现飞机结构的减重、减小体积、降低能耗、提高热能利用率、减少进排气口数量，从而提高飞机性能。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种机载综合冷却系统，其特征在于，所述机载综合冷却系统包括：涡轮冷却器(4)和换热器(3)，其中，所述涡轮冷却器(4)包括均具有膨胀涡轮与风扇的第一级膨胀涡轮组件(41)和第二级膨胀涡轮组件(42)，所述第一级膨胀涡轮组件(41)的膨胀涡轮连接于发动机引气节点及连接于第二膨胀涡轮组件(42)的膨胀涡轮，第二级膨胀涡轮组件(42)的风扇连接于发动机排气节点，换热器(3)的进口连接于机体开口、换热器(3)的出口连接于第一级膨胀涡轮组件(41)的风扇。
2.如权利要求1所述的机载综合冷却系统，其特征在于，所述第一级膨胀涡轮组件(41)的膨胀涡轮能够驱动第一级膨胀涡轮组件(41)的风扇转动，从而使换热器(3)能够从机体开口处吸气。
3.如权利要求2所述的机载综合冷却系统，其特征在于，所述换热器(3)还具有换热进口和换热出口，热气自所述换热进口流入而与从机体开口处吸入的冷气进行换热后，自所述换热出口流出。
4.如权利要求1所述的机载综合冷却系统，其特征在于，所述第一级膨胀涡轮组件(41)的膨胀涡轮换热温度大于所述第二级膨胀涡轮组件(42)的膨胀涡轮换热温度。
5.如权利要求1所述的机载综合冷却系统，其特征在于，所述第一级膨胀涡轮组件(41)和第二级膨胀涡轮组件(42)均为轴流式。
6.一种飞机，其特征在于，所述飞机包括如权利要求1至5任一所述的机载综合冷却系统，所述机载冷却系统设置在所述飞机的内部。
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