CN113232867B - 一种直升机温度调节与油箱防爆系统 - Google Patents

一种直升机温度调节与油箱防爆系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种直升机温度调节与油箱防爆系统，包括第一级压缩机、冷凝器、第二级压缩机、第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统、冷却惰化模块、座舱增压系统和主控器；所述第一级蒸发制冷循环系统与所述座舱增压系统连接，产生的冷量用来降低客舱、座舱的温度；所述第二级蒸发制冷循环系统与所述冷却惰化模块连接；所述冷却惰化模块惰化机载油箱中的液态燃油；第一级压缩机输出的高温高压制冷剂蒸汽通过冷凝器冷凝后，降压处理，一部分输给第一级蒸发冷循环系统，另一部输给第二级蒸发冷循环系统；本发明解决了直升机引气压力不足的问题又降低了环控系统和惰化系统的总重量，具有结构简单、性能可靠、安全环保、安装及维修方便。

Description

一种直升机温度调节与油箱防爆系统
技术领域
本发明涉及温度调节与防爆系统，尤其涉及一种直升机温度调节与油箱防爆系统。
背景技术
随着我国低空空域的开放，民用直升机未来发展潜力巨大。近年来，直升机在执法、救护、农业、军事、运输巡逻、旅游等方面的应用越来越广泛。直升机是依靠由涡轮发动机以旋转输出轴的形式提供动力、并通过机械传动系统直接驱动回旋翼产生升力和推进力的航空器，它能完成垂直起落、空中悬停、原地旋转多方向飞行等多种常规固定翼飞机无法完成的飞行动作。作为具有特殊用途的飞行器，直升机装备的改进和完善一直是各国重点发展的目标。在直升机上安装环控系统，可以为座舱和电子设备舱提供加热或冷却，保障飞行人员的工作环境的舒适性，提高效率，同时也可以保证设备的安全工作。
20世纪60年代，开始在直升机上安装制冷循环系统，其制冷循环系统主要包括蒸发循环系统和空气循环系统。当时发动机的空气循环系统是固定翼飞机环控系统普遍采用的解决方案，重量也比蒸发循环系统轻。因此，在研制直升机环控系统时，人们考虑采用空气循环系统。但是相对于蒸发制冷循环，空气循环制冷系统需要从发动机引气、代偿损失大、效率低。随着机载蒸发循环制冷技术近年来的不断发展，系统冷媒泄漏和可靠性较差等问题得到了较好解决，发循环制冷系统因性能系数高，无须发动机引气等优点，被认为是未来直升机制冷系统的发展方向。
燃烧爆炸需要点火源，燃料和氧气，可以通过去除三要素中的任何一种来避免机油箱燃爆。目前采用中空纤维膜((hollow fiber membrane))制取富氮气体的机载制氮惰化技术，已在国内外军机和民机得到广泛应用。但是，该技术仍存在一些问题，例如需从发动机大量引气，导致代偿负荷大；无法用中空机载纤维膜惰化、系统总质量过大的问题。
发明内容
发明目的：本发明的目的是提供一种实现连续监测油箱气相空间温度、蒸汽体积浓度和惰化的直升机温度调节与油箱防爆系统。
技术方案：本发明的温度调节与油箱防爆系统，包括第一级压缩机、冷凝器、第二级压缩机、第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统、冷却惰化模块、座舱增压系统和主控器；所述第一级压缩机输出端连接冷凝器，所述冷凝器输出端与第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统连接；所述第一级蒸发制冷循环系统与所述座舱增压系统连接，产生的冷量用来降低客舱、座舱的温度；所述第二级蒸发制冷循环系统与所述冷却惰化模块连接；所述冷却惰化模块惰化机载油箱中的液态燃油；
所述第一级压缩机输出的高温高压制冷剂蒸汽通过冷凝器冷凝后，降压处理，一部分输给所述第一级蒸发制冷循环系统，另一部输给所述第二级蒸发制冷循环系统；
所述第一级蒸发制冷循环系统降压为第一压力阈值后，与座舱室内的低温热源进行热交换；所述第二级蒸发制冷循环系统降压为第二压力阈值后，与冷却惰化模块相连，第二级蒸发制冷循环系统的低温低压制冷剂蒸汽输出端与第二级压缩机相连；
所述主控器通过控制电路调节管路各阀门，处理各传感器通过导线传输来的电信号为数字信号，实时观察第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统和冷却惰化模块的信息。
所述第一级蒸发制冷循环系统包括第一电磁阀、第二电子流量计、第三压力传感器、第三温度传感器、第一级蒸发器、风机、第四压力传感器、第四温度传感器和座舱污染物浓度计；
所述第一电磁阀的入口与冷凝器的输出端连接，所述第二电子流量计入口与第一电磁阀出口和第一级蒸发器制冷剂入口通过管道连接；所述第一级蒸发器制冷剂的出口、第二级压缩机出口分别与第一级压缩机入口通过管道相连；所述第一级蒸发器的输出端的管路上依次设有第四压力传感器、第四温度传感器和座舱污染物浓度计。
所述第二级蒸发制冷循环系统包括第二级膨胀阀(20)、第二电磁阀、第三电子流量计、第五压力传感器、第五温度传感器、第二级蒸发器、第六温度传感器；所述第二级膨胀阀入口与冷凝器的输出端连接，第二级膨胀阀出口与第二电磁阀入口相连；所述第二电磁阀出口与第三电子流量计相连；所述第二级蒸发器制冷剂入口与第三电子流量计通过管道相连，第二级蒸发器制冷剂出口与第二级压缩机入口通过管道连接；第二级蒸发器冷却剂入口与所述冷却惰化模块的输出端连接，第二级蒸发器冷却剂出口与所述冷却惰化模块的输入端连接。
所述冷却惰化模块包括油箱、第一阻火器、第三电磁阀、第四电子流量计、第七温度传感器、第六压力传感器、第五电子流量计、第八温度传感器、第七压力传感器、调压阀、第八压力传感器、第九温度传感器、油分离器、第一油气比传感器、第四电磁阀、第二阻火器、第六电子流量计、第十温度传感器、第九压力传感器、第二油气比传感器；
所述油箱上部的混合气体流经第一阻火器、第三电磁阀、第四电子流量计、第七温度传感器、第六压力传感器，通入第二级蒸发器中降温冷却，混合气体中部分燃油蒸汽被冷凝成液态燃油，通过第五电子流量计、第八温度传感器、第七压力传感器、调压阀、第八压力传感器、第九温度传感器和油分离器后，将冷凝后的液态燃油经第六电子流量计从油箱进油口送回油箱中；冷凝后的低温气体通过第一油气比传感器、第四电磁阀、第二阻火器通入油箱中；所述第十温度传感器、第九压力传感器和第二油气比传感器分别设于油箱上。
所述冷却惰化模块还包括抽气机；所述抽气机提供动力，从油箱上部气相空间抽取包含了空气和燃油蒸汽的混合气体；抽气机出口与第二级蒸发器冷却剂入口通过管道相连，第二级蒸发器冷却剂出口与第五电子流量计以管道连接。
所述油箱包含一个气体入口、一个气体出口和一个燃油入口；所述气体入口与第二阻火器相连，所述气体出口与第一阻火器)燃油入口与第六电子流量计的出口通过管道相连；所述油箱上方还设置一通气孔。
所述座舱增压系统包括电动压气机和排气活门；所述电动压气机将直升机的环境引气压缩至预设的第一压力阈值后、排至座舱；所述排气活门连接在座舱上，在座舱内压力大于预设的第二压力阈值时打开，将座舱内的空气排至机外。
进一步，本发明的温度调节与油箱防爆系统，还包括第一温度传感器、第一压力传感器、第一电子流量计、第二温度传感器、第二压力传感器和第一级膨胀阀；所述第一级压缩机的出口与冷凝器入口通过管道相连，管道上依次设有第一温度传感器、第一压力传感器；所述第一电子流量计与冷凝器出口和第一级膨胀阀的入口通过管道相连，管道上依次设有第二温度传感器、第二压力传感器；所述第一级膨胀阀通过分流管路分别第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统。
本发明与现有技术相比，其显著效果如下：1、采用双级蒸发循环制冷系统性能系数高，不需要从发动机引气，装置简单，解决了直升机引气压力不足、无法使用中空纤维膜惰化的问题；2、采用对冷却油箱上部油气混合物进行惰化的方式，以燃油箱气相空间温度和燃油蒸汽体积浓度作为标准，轻松连续监测系统性能和燃油箱可燃性状态；3、将环境控制系统与油箱惰化系统耦合，该惰化方式装置简单，重量轻，安全环保，改装及检修方便。
附图说明
图1为本发明的总示意图。
具体实施方式
下面结合说明书附图和具体实施方式对本发明做进一步详细描述。
本发明采用双级机载蒸发循环制冷与冷却油箱上部气相空间惰化耦合的方式，实现直升机温度调节和油箱的防爆。如图1所示，双级蒸发制冷循环系统主要包括第一级压缩机1、第二级压缩机27、冷凝器4、第一级膨胀阀8、第二级膨胀阀20、第一级蒸发器13和第二级蒸发器25；冷却油气惰化模块主要包括抽气机32、第二级蒸发器25、调压阀、油分离器、油箱和两个电磁阀；座舱模块包括风机14、电动压气机18和排气活门19。通过控制电路调节管路各阀门，各部分传感器通过导线将电信号传到主控器49处理为数字信号，便于实时观察环控及惰化系统信息。
第一级蒸发制冷循环系统，包括第一电磁阀9、第二电子流量计10、第三压力传感器11、第三温度传感器12、第一级蒸发器13、风机14、第四压力传感器15、第四温度传感器16和座舱污染物浓度计17；第一电磁阀9的入口与冷凝器4的输出端连接，所述第二电子流量计10入口与第一电磁阀9出口和第一级蒸发器13制冷剂入口通过管道连接；第一级蒸发器13制冷剂的出口、第二级压缩机27出口分别与第一级压缩机1入口通过管道相连；第一级蒸发器13的输出端的管路上依次设有第四压力传感器15、第四温度传感器16和座舱污染物浓度计17；制冷剂首先流经第一级压缩机1，所述第一级压缩机1的出口与冷凝器4入口通过管道相连；第一电子流量计5与冷凝器4出口和第一级膨胀阀8的入口通过管道相连；第一级膨胀阀8通过分流管路分别第一电磁阀9和第二级膨胀阀20相连；所述第二电子流量计10入口与第一电磁阀9出口和第一级蒸发器13制冷剂入口通过管道连接；第一级蒸发器13制冷剂的出口、第二级压缩机27出口共同与第一级压缩机1入口通过管道相连。
第二级蒸发制冷循环系统，膨胀阀20出口与第二电磁阀21入口相连；所述第二电磁阀21出口与第三电子流量计22相连；第二级蒸发器25制冷剂入口与第三电子流量计22通过管道相连，制冷剂出口与第二级压缩机27入口通过管道连接，通过第六温度传感器26测量制冷剂出口的温度；第二级蒸发器25冷却剂入口与抽气机32出口通过管道相连，冷却剂出口与第五电子流量计35以管道连接；在第三电子流量计22输出端与第二级蒸发器25制冷剂入口之间，依次设有第五压力传感器23、第五温度传感器24。
油箱28包含一个气体入口、一个气体出口和一个燃油入口；其中气体出口与第一阻火器29相连，气体入口与第二阻火器44相连，第六电子流量计45的出口与油箱28燃油入口通过管道相连。为了保持燃油箱内气相空间的压力不变，在燃油箱上方设置一通气孔，保持油箱内外气压平衡。
第三电磁阀30入口与第一阻火器29出口通过管道相连，第四电子流量计31出口与抽气机32入口通过管道相连；所述调压阀38入口与第五电子流量计35出口通过管道相连。
油气分离器41入口仅与调压阀38出口通过管道相连；所述油分离器41液相出口与第六电子流量计45入口通过管道相连；油气分离器41气相出口与第四电磁阀43入口通过管道相连；所述第四电磁阀43出口通过管道与第二阻火器44相连。
电动压气机18用于将直升机的环境引气压缩至预设的第一压力阈值后，排至座舱；所述排气活门19连接在座舱上，用于在座舱内压力大于预设的第二压力阈值时打开，将座舱内的空气排至机外。
主控器49通过控制电路调节管路各阀门，各部分传感器通过导线将电信号传到主控器49处理为数字信号，实时观察第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统及惰化系统信息。
本发明的系统还包括第一温度传感器2、第一压力传感器3、第一电子流量计5、第二温度传感器6、第二压力传感器7和第一级膨胀阀8；第一级压缩机1的出口与冷凝器4入口通过管道相连，管道上依次设有第一温度传感器2、第一压力传感器3；第一电子流量计5与冷凝器出口和第一级膨胀阀8的入口通过管道相连，管道上依次设有第二温度传感器6、第二压力传感器7；所述第一级膨胀阀8通过分流管路分别第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统。
本发明的各系统及其工作过程如下：
(一)直升机温度控制系统
蒸发制冷循环系统由冷凝器4、第一级蒸发器13、第二级蒸发器25、第一级压缩机1、第二级压缩机27、第一级膨胀阀8，第二级膨胀阀20、配合配套风机、风道、制冷剂管路、控制器和箱体等辅助部件组成。
来自第二级蒸发器的低温低压制冷剂蒸汽先由低压压缩机27压缩到中间压力，再由高级压缩机1压缩到冷凝压力，高温高压的制冷剂蒸汽通过冷凝器4冷凝，使制冷剂凝结成液体。冷凝后的一部分制冷剂流经第一级膨胀阀8，由于节流的作用，制冷剂压力由冷凝压力下降到第一级蒸发压力P1，再通入第一级蒸发器13，制冷剂液体气化成为蒸汽，与低温热源进行热交换，适用于直升机座舱温度调节；冷凝后另的一部分制冷剂流经第二级膨胀阀20，制冷剂压力到第二级蒸发压力P2，再通入第二级蒸发器25，第二级产生的气体温度更低，用于冷却机载油箱气相空间或液态燃油进行惰化。如此周而复始，实现制冷目的。
(二)直升机座舱增压系统
非发动机引气的座舱增压系统主要由环境引气、电动压气机18、排气活门19、座舱压力调节器组成，通过电动压气机18从环境空气引气增压，在座舱回气处与循坏空气汇合后，通过风机14流过第一级蒸发器13后，再由座舱压力调节器依据座舱压力制度设定的座舱高度，由排气活门19将全部或部分增压空气排至舱外。
(三)直升机惰化系统
冷却气体惰化模块由油箱28、阻火器、电磁阀、抽气机32、调压阀38、油分离器41、油气管路、控制器等辅助部件组成。
本发明的冷却惰化模块主要包括油箱28、第一阻火器29、第三电磁阀30、第四电子流量计31、第七温度传感器33、第六压力传感器34、第五电子流量计35、第八温度传感器36、第七压力传感器37、调压阀38、第八压力传感器39、第九温度传感器40、油分离器41、第一油气比传感器42、第四电磁阀43、第二阻火器44、第六电子流量计45、第十温度传感器46、第九压力传感器47、第二油气比传感器48；油箱28上部的混合气体流经第一阻火器29、第三电磁阀30、第四电子流量计31、第七温度传感器33、第六压力传感器34，通入第二级蒸发器25中降温冷却，混合气体中部分燃油蒸汽被冷凝成液态燃油，依次通过第五电子流量计35、第八温度传感器36、第七压力传感器37、调压阀38、第八压力传感器39、第九温度传感器40和油分离器41后，将冷凝后的液态燃油经第六电子流量计45从油箱进油口送回油箱28中；冷凝后的低温气体通过第一油气比传感器42、第四电磁阀43、第二阻火器44通入油箱28中；所述第十温度传感器46、第九压力传感器47和第二油气比传感器48分别设于油箱28上。
由抽气机32提供动力，将油箱28上部气相空间的燃油混合蒸汽抽出，并将其通入第二级蒸发器25中进行冷却，流经调压阀38进行调压，使用油气分离器41将液态燃油分离出来，将燃油通过管道通入油箱中的燃油，混合气体流经油气比传感器42，电磁阀43，第二阻火器44通入油箱28中的气相空间，与油箱28上部原有的混合气体均匀混合，有效降低了油箱28上部气相空间燃油蒸汽浓度和温度，从而实现油箱28的惰化。整个循环过程中，通过不断从油箱28气相空间中抽气冷却降温的方法，将混合气体中的燃油蒸汽冷凝出来，使气相空间的燃油蒸汽浓度大大降低，最终降到燃油可燃极限之下，并且将油箱28气相空间温度也大大降低，实现燃油箱上部气相空间的惰性化。
主控器49通过监测无油空间温度和燃油蒸汽体积浓度来控制冷却系统的运行和停止；也可以通过控制电路调节管路各阀门，各部分传感器通过导线将电信号传到主控器49处理为数字信号，实时观察环控及惰化系统信息。
本发明从油箱上部气相空间抽取包含了空气和燃油蒸汽的混合气体，通入机载制冷系统中降温冷却，混合气体中部分燃油蒸汽被冷凝成液态燃油，通过这种方法改变了空气与燃油蒸汽比例，将油箱气相空间的燃料蒸汽含量降低到可燃浓度以下，使油箱上部气相空间实现惰性化。
本发明的直升机温度调节与油箱防爆系统将环境控制系统与油箱惰化系统耦合，采用双级蒸发循环制冷系统，第一级蒸发器产生的气体用于客舱、座舱的降温，第二级产生的气体温度更低，用于冷却机载油箱气相空间或液态燃油进行惰化，且无需增加中空纤维膜惰化设备。所以，本发明既解决了直升机引气压力不足，无法使用中空纤维膜惰化的问题，也将直升机座舱环境控制系统与油箱惰化系统进行了耦合，系统总重量降低。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种直升机温度调节与油箱防爆系统，其特征在于，包括第一级压缩机(1)、冷凝器(4)、第二级压缩机(27)、第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统、冷却惰化模块、座舱增压系统和主控器(49)；所述第一级压缩机(1)输出端连接冷凝器(4)，所述冷凝器(4)输出端分别与第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统连接；所述第一级蒸发制冷循环系统与所述座舱增压系统连接，产生的冷量用来降低客舱、座舱的温度；所述第二级蒸发制冷循环系统与所述冷却惰化模块连接；所述冷却惰化模块惰化机载油箱中的液态燃油；
所述第一级压缩机(1)输出的高温高压制冷剂蒸汽通过冷凝器(4)冷凝后，降压处理，一部分输给所述第一级蒸发制冷循环系统，另一部分输给所述第二级蒸发制冷循环系统；
所述第一级蒸发制冷循环系统降压处理后，压力值为第一压力阈值，与座舱室内的低温热源进行热交换；所述第二级蒸发制冷循环系统降压处理后，压力值为第二压力阈值，与冷却惰化模块相连，第二级蒸发制冷循环系统的低温低压制冷剂蒸汽输出端与第二级压缩机(27)相连；
所述主控器(49)通过控制电路调节管路各阀门，处理各传感器通过导线传输来的电信号为数字信号，实时观察第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统和冷却惰化模块的信息；
所述第一级蒸发制冷循环系统包括第一电磁阀(9)、第二电子流量计(10)、第三压力传感器(11)、第三温度传感器(12)、第一级蒸发器(13)、风机(14)、第四压力传感器(15)、第四温度传感器(16)和座舱污染物浓度计(17)；
所述第一电磁阀(9)的入口与冷凝器(4)的输出端连接，所述第二电子流量计(10)入口与第一电磁阀(9)出口和第一级蒸发器(13)制冷剂入口通过管道连接；所述第一级蒸发器(13)制冷剂的出口、第二级压缩机(27)出口分别与第一级压缩机(1)入口通过管道相连；所述第一级蒸发器(13)的输出端的管路上依次设有第四压力传感器(15)、第四温度传感器(16)和座舱污染物浓度计(17)；
所述第二级蒸发制冷循环系统包括第二级膨胀阀(20)、第二电磁阀(21)、第三电子流量计(22)、第五压力传感器(23)、第五温度传感器(24)、第二级蒸发器(25)、第六温度传感器(26)；
所述第二级膨胀阀(20)入口与冷凝器(4)的输出端连接，第二级膨胀阀(20)出口与第二电磁阀(21)入口相连；所述第二电磁阀(21)出口与第三电子流量计(22)相连；所述第二级蒸发器(25)制冷剂入口与第三电子流量计(22)通过管道相连，第二级蒸发器(25)制冷剂出口与第二级压缩机(27)入口通过管道连接；第二级蒸发器(25)冷却剂入口与所述冷却惰化模块的输出端连接，第二级蒸发器(25)冷却剂出口与所述冷却惰化模块的输入端连接；
所述冷却惰化模块包括油箱(28)、第一阻火器(29)、第三电磁阀(30)、第四电子流量计(31)、第七温度传感器(33)、第六压力传感器(34)、第五电子流量计(35)、第八温度传感器(36)、第七压力传感器(37)、调压阀(38)、第八压力传感器(39)、第九温度传感器(40)、油分离器(41)、第一油气比传感器(42)、第四电磁阀(43)、第二阻火器(44)、第六电子流量计(45)、第十温度传感器(46)、第九压力传感器(47)、第二油气比传感器(48)；
所述油箱(28)上部的混合气体流经第一阻火器(29)、第三电磁阀(30)、第四电子流量计(31)、第七温度传感器(33)、第六压力传感器(34)，通入第二级蒸发器(25)中降温冷却，混合气体中部分燃油蒸汽被冷凝成液态燃油，依次通过第五电子流量计(35)、第八温度传感器(36)、第七压力传感器(37)、调压阀(38)、第八压力传感器(39)、第九温度传感器(40)和油分离器(41)后，将冷凝后的液态燃油经第六电子流量计(45)从油箱进油口送回油箱(28)中；冷凝后的低温气体通过第一油气比传感器(42)、第四电磁阀(43)、第二阻火器(44)通入油箱(28)中；所述第十温度传感器(46)、第九压力传感器(47)和第二油气比传感器(48)分别设于油箱(28)上。
2.根据权利要求1所述的直升机温度调节与油箱防爆系统，其特征在于，所述冷却惰化模块还包括抽气机(32)；所述抽气机(32)提供动力，从油箱(28)上部气相空间抽取包含了空气和燃油蒸汽的混合气体；抽气机(32)出口与第二级蒸发器(25)冷却剂入口通过管道相连，第二级蒸发器(25)冷却剂出口与第五电子流量计(35)以管道连接。
3.根据权利要求1所述的直升机温度调节与油箱防爆系统，其特征在于，所述油箱(28)包含一个气体入口、一个气体出口和一个燃油入口；所述气体入口与第二阻火器(44)相连，所述气体出口与第一阻火器(29)；燃油入口与第六电子流量计(45)的出口通过管道相连；所述油箱(28)上方还设置一通气孔。
4.根据权利要求1所述的直升机温度调节与油箱防爆系统，其特征在于，所述座舱增压系统包括电动压气机(18)和排气活门(19)；所述电动压气机(18)将直升机的环境引气压缩至预设的第一压力阈值后、排至座舱；所述排气活门(19)连接在座舱上，在座舱内压力大于预设的第二压力阈值时打开，将座舱内的空气排至机外。
5.根据权利要求1-4项中任一项所述的直升机温度调节与油箱防爆系统，其特征在于，还包括第一温度传感器(2)、第一压力传感器(3)、第一电子流量计(5)、第二温度传感器(6)、第二压力传感器(7)和第一级膨胀阀(8)；
所述第一级压缩机(1)的出口与冷凝器(4)入口通过管道相连，管道上依次设有第一温度传感器(2)、第一压力传感器(3)；所述第一电子流量计(5)与冷凝器出口和第一级膨胀阀(8)的入口通过管道相连，管道上依次设有第二温度传感器(6)、第二压力传感器(7)；所述第一级膨胀阀(8)通过分流管路分别第一级蒸发制冷循环系统、第二级蒸发制冷循环系统。
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