CN113323757B - 一种分离式气压型辅助动力空气管路系统 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机空气管路系统技术领域，特别涉及一种分离式气压型辅助动力空气管路系统。所述结构包括多通接头，所述多通接头连接有输入空气管路及输出空气管路，通过所述输入空气管路连接飞机辅助动力装置，通过所述输出空气管路连接至飞机发动机的起动控制阀，其中，所述输入空气管路包括第一管路段及第二管路段，第一管路段与第二管路段之间通过单向引气活门连接。此种分离式气压型辅助动力空气管路系统能够有效减少空气压力损失和温度损失，提高系统的效率，降低辅助动力引气装置的功率标准，进而小型化，从而减轻飞机重量。

Description

一种分离式气压型辅助动力空气管路系统

技术领域

本申请属于飞机空气管路系统技术领域，特别涉及一种分离式气压型辅助动力空气管路系统。

背景技术

采用辅助动力为发动机起动提供能量已经成为现代先进军用作战飞机的标准配置，通过空气管路系统将辅助动力生成的压缩空气传递至空气涡轮起动机，后者将气压能量转化为轴功率输出，从而带动飞机附件机匣及液压泵、发电机、发动机功率轴工作。由于空气管路系统是将辅助动力生成的气压功率传递至空气涡轮起动机，其系统的效率对飞机第二动力系统设计、辅助动力选型、空气涡轮起动机匹配以及发动机地面起动具有重要的影响，在传统型号设计过程中，起动系统作为重要的考核项目，在GJB 241A-2010、GJB2187A-2015、HB 6630-92中都由详细的规定。

目前在国家执行的相关标准领域尚没有空气管路系统设计的相关指导性文件，主要是依据飞机的系统布置及结构空间开展设计，存在以下几方面的问题：

1、以系统结构的功能集成为目标，往往会系统空气管路的效率，导致压缩空气在管路流动过程中造成较大的损失。

2、为保证空气管路系统出口气流压力等参数，往往通过提高进口的压力参数，会造成气源发生装置如辅助动力付出较大的代价如提高引气增压比等。

3、空气管路系统损失较大会造成发动机起动性能受限，起动时间和点火性能均会受到很大的影响。

4、需要单独在空气管路上布置增压装置，弥补空气管路系统的损失，会造成系统额外的重量增加。

发明内容

为了解决上述问题，一种分离式气压型辅助动力空气管路系统，包括多通接头，所述多通接头连接有输入空气管路及输出空气管路，通过所述输入空气管路连接飞机辅助动力装置，通过所述输出空气管路连接至飞机发动机的起动控制阀，其中，所述输入空气管路包括第一管路段及第二管路段，第一管路段与第二管路段之间通过单向引气活门连接。

优选的是，所述分离式气压型辅助动力空气管路系统，其特征在于，所述多通接头包括“Y型”四通接头，所述“Y型”四通接头包括：

第一输入接口，通过所述输入空气管路连接所述飞机辅助动力装置；

第二输入接口，连接地面引气装置；

第一输出接口，通过一路输出空气管路连接一个发动机；

第二输出接口，通过另一路输出空气管路连接另一个发动机。

优选的是，所述“Y型”四通接头，所述第一输入接口与所述第二输出接口的轴线位于同一平面上，第一输入接口与所述第一输出接口和/或所述第二输出接口的轴线在同一平面上且夹角大于120°。

优选的是，所述第一输出接口与所述第二输出接口的轴线相对于所述第一输入接口的轴线对称布置。

优选的是，所述单向引气阀具有气路通道，所述气路通道内具有单向阀门，所述气路通道的具有单向阀门处的内径大于两端口的内径。

优选的是，所述多通接头包括多个接口，多个接口均为凹接口或凸接口，空气管路的接口以多通接头的接口相异的接口与其连接。所述凹接口的端面有槽状凹陷，凸接口的端面环状凸起，槽状凹陷与环状凸起相互咬合。

优选的是，所述槽状凹陷设置有密封圈

优选的是，柔性补偿接头10连接输出空气管路与启动控制阀，柔性补偿接头在展向/径向有0.2-0.5mm补偿，在轴向有1-3mm补偿。

优选的是，所述输入第一管路段与第二管路段长度比在0.8～1.2之间。

本申请的优点包括：传统的集成式的空气管路系统，单向引气阀与四通接头进行集成设计，导致压缩空气经过空气管路系统后损失较大，造成气压功率转换为轴功率输出较小，同时影响了整个系统的性能匹配设计，代价较大。采用分离式的空气管路系统，单向阀采用变径单向阀，增大直径，减少单向阀内壁装置带来的流速控制流动阻力，能够使空气管路系统的效率有较大的提升，减小了辅助动力装置的引气压力需求，在同样的输出功率前提下，辅助动力装置可采用小型化设计，进而能够减小辅助动力装置的体积和重量，有利于飞机的总体布置。另外，在起动控制阀前端布置柔性补偿接头，当左、右发动机起动控制阀及其连接结构由于安装存在偏差的时候，通过柔性补偿接头进行有限补偿，更加有利于整个系统的性能匹配设计，在同样的引气条件下，其压缩空气的气压功率转换为轴功率输出会大幅度的提升，对发动机地面起动会有很大的受益；同时，引气功率的增加导致发动机起动的能力包线得到提升，有利于发动机在更高海拔高度下的起动；柔性补偿接头能够在一定的范围内弥补安装偏差造成的影响，保证系统的安装固定。分离式的空气管路系统部件在机上布置灵活方便，地面维护操作简便，适用于以辅助动力为特征的飞机系统配置。

附图说明

图1是本申请一优选实施方式的分离式气压型辅助动力空气管路系统结构示意图。

图2是本申请图1所示实施例的“Y型”四通接头结构正视图。

图3是本申请图1所示实施例的“Y型”四通接头结构侧视图。

图4是本申请图1所示实施例的单向引气阀开启和关闭状态示意图。

图5是本申请图1所示实施例与集成式空气管路系统的压力损失对比图。

图6是本申请图1所示实施例与集成式空气管路系统的温度损失对比图。

图7是本申请图1所示实施例的系统原理图。

图8是本申请图1所示实施例的凹、凸接口半剖面图。

其中，1-扩径弯头，2-第二管路段，3-安装支架，4-扩径单向引气活门，41-气路通道，42-单向阀门，5-第一管路段，6-右发起动控制阀，7-右输出空气管道，8-多通接头，9-左输出空气管道，10-柔性补偿接头。11-右发起动控制阀，81-第一输入接口，82-第二输入接口，83-第一输出接口，84-第二输出接口，12-凹接口，121-槽状凹陷，122-密封圈，13-凸接口，131-环状凸起。

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方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。一种分离式气压型辅助动力空气管路系统，包括多通接头8，所述多通接头8为“Y型”四通接头，其连接有输入空气管路及输出空气管路，通过所述输入空气管路连接飞机辅助动力装置，通过所述输出空气管路连接至飞机发动机的起动控制阀，所述输入空气管路包括第一管路段5及第二管路段2，第一管路段5与第二管路段2之间通过单向引气活门4连接。其中“Y型”四通接头包括：

第一输入接口81，通过所述输入空气管路连接所述飞机辅助动力装置；

第二输入接口82，连接地面引气装置；

第一输出接口83，通过一路输出空气管路连接一个发动机；

第二输出接口84，通过另一路输出空气管路连接另一个发动机。

所述“Y型”四通接头，所述第一输入接口81与所述第二输出接口82的轴线位于同一平面上，第一输入接口81与所述第一输出接口83和/或所述第二输出接口84的轴线在同一平面上且夹角大于120°。所述第一输出接口83与所述第二输出接口84的轴线相对于所述第一输入接口81的轴线对称布置。气体从输入接口道输出到左右对称的输出接口，对称的分布能够使第一输出接口81和第二输出接口82的空气能量保持大致相同。

“Y型”四通接头的输入接口两个输入接头的轴线在同一平面上，其中一个输入接头与输出接头轴线在同一平面上且夹角大于120°，此输入接头与所述输入空气管道2连接，如图2、图3所示。“输入接头与输出接头轴线在同一平面形成夹角大于120°的钝角能够保证高压气体通过时能够以最小的转角通过，使气体较少对管道壁面的摩擦和冲击，从而减少气体功的损耗，从而减少辅助动力引气的功率损失。

第二输入接口82作为地面引气接头，一般处于闭合状态，使用时，上述输入管道之间安装单向阀，地面引气接头输入气体时，单向阀闭合，气体梳理进入输出管道。因为地面引其装置连接的为非飞机本身装置，本申请不考虑地面引气接头工作时的功率损耗。其工作流程如图8所示。

所述单向引气阀4具有气路通道41，所述气路通道41内具有单向阀门42，所述气路通道41的具有单向阀门42处的内径大于两端口的内径。如图4所示，阀门直径略大于管道半径，这样可以弥补阀门内部装置占用的空气流通种面积，从而减小空气功耗。

所述多通接头8包括多个接口，多个接口均为凹接口12或凸接口13，空气管路的接口以多通接头8的接口相异的接口与其连接。所述凹接口12端面有槽状凹陷121，凸接口13是接口端面有环状凸起131，所述槽状凹陷设置有密封圈122，能够和环状凸起131紧密咬合。密封材料和凹凸面通过简单的结构实现异型管路两端的密封，保证空气在管路中不泄露，且可以通过快卸卡箍的形式进行连接，对于大尺寸的管路系统便于拆装、维护，且重量代价小，体积空间小。

柔性补偿接头10连接输出空气管路与启动控制阀，柔性补偿接头在展向/径向有0.2-0.5mm补偿，在轴向有1-3mm补偿。柔性补偿接头10更加有利于整个系统的性能匹配设计，在同样的引气条件下，其压缩空气的气压功率转换为轴功率输出会大幅度的提升，对发动机地面起动会有很大的受益，同时，引气功率的增加导致发动机起动的能力包线得到提升，有利于发动机在更高海拔高度下的起动。同时，能够在一定的范围内弥补安装偏差造成的影响，保证系统的安装固定。分离式的空气管路系统部件在机上布置灵活方便，地面维护操作简便，适用于以辅助动力为特征的飞机系统配置。

所述第一管路段5与第二管路段2长度比设置为1，即所述输入空气管道1和输入空气管道2的长度比为1，即分离式的空气管路系统。通过实验，此种优选方式较空气管道2长度为0时，即集成式在压力损失下降12％左右，温度损失下降3℃左右。实验数据对比图如图5、图6所示。因此采用分离式的空气管路系统，空气管路系统的效率有了较大的提升，减小了辅助动力装置的引气压力需求，在同样的输出功率前提下，辅助动力装置因为功耗减少，对其额定输出功率标准降低，即可采用小型化设计，能够减小辅助动力装置的体积和重量，有利于飞机的总体布置。

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)

1.一种分离式气压型辅助动力空气管路系统，包括多通接头(8)，所述多通接头(8)连接有输入空气管路及输出空气管路，通过所述输入空气管路连接飞机辅助动力装置，通过所述输出空气管路连接至飞机发动机的起动控制阀，其特征在于，所述输入空气管路包括第一管路段(5)及第二管路段(2)，第一管路段(5)与第二管路段(2)之间通过单向引气活门(4)连接；

其中，所述多通接头(8)包括“Y型”四通接头，所述“Y型”四通接头包括：

第一输入接口(81)，通过所述输入空气管路连接所述飞机辅助动力装置；

第二输入接口(82)，连接地面引气装置；

第一输出接口(83)，通过一路输出空气管路连接一个发动机；

第二输出接口(84)，通过另一路输出空气管路连接另一个发动机；

所述“Y型”四通接头的第一输入接口(81)与所述第二输入接口(82)的轴线位于同一平面上，第一输入接口(81)与所述第一输出接口(83)和/或所述第二输出接口(84)的轴线在同一平面上且夹角大于120°；

所述单向引气活门(4)具有气路通道(41)，所述气路通道(41)内具有单向阀门(42)，所述气路通道(41)的具有单向阀门(42)处的内径大于两端口的内径。

2.如权利要求1所述分离式气压型辅助动力空气管路系统，其特征在于，所述第一输出接口(83)与所述第二输出接口(84)的轴线相对于所述第一输入接口(81)的轴线对称布置。

3.如权利要求1所述分离式气压型辅助动力空气管路系统，其特征在于，所述多通接头(8)包括多个接口，多个接口均为凹接口(12)或凸接口(13)，空气管路的接口以与多通接头(8)的接口相异的接口与多通接头(8)连接；所述凹接口(12)的端面有槽状凹陷(121)，凸接口(13)的端面环状凸起(131)，槽状凹陷(121)与环状凸起(131)相互咬合。

4.如权利要求3所述分离式气压型辅助动力空气管路系统，其特征在于，所述槽状凹陷设置有密封圈(122)。

5.如权利要求1所述分离式气压型辅助动力空气管路系统，其特征在于，柔性补偿接头10连接输出空气管路与启动控制阀，柔性补偿接头在径向有0.2-0.5mm补偿，在轴向有1-3mm补偿。

6.如权利要求1所述一种分离式气压型辅助动力空气管路系统，其特征在于，所述第一管路段(5)与第二管路段(2)长度比在0.8～1.2之间。

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