CN117022652A - 冷却机舱用的组合式通风系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种冷却机舱用的组合式通风系统，包括：进气装置，该进气装置引入机舱外部的冷空气，并且进气装置的进气流量是可控制的；控制装置，该控制装置基于检测到的反馈控制进气装置的进气流量；以及排气装置，该排气装置排出机舱内部的空气，并且排气装置的排气流量基于进气装置的进气流量的变化而变化。进气装置、控制装置和排气装置是模块化的。上述组合式通风系统能够灵活地调节进气流量，且维修更换方便快捷。

Description

冷却机舱用的组合式通风系统

技术领域

本发明涉及一种通风系统，更具体地说，涉及一种冷却机舱用的组合式通风系统，该通风系统可用于航空航天领域中有舱室通风使用需求且需要阻挡易燃液体再次进入的区域。

背景技术

飞行器在起飞阶段期间，对刹车碳盘的温度进行监控存在放飞限制。飞行器在着陆时，刹车会吸收大量能量，导致温度急剧升高。易熔塞在超过一定温度限值后可能会有融化风险，无法保证其完整性。因此，需要在飞行器的机舱进行通风设计，解决飞行器空中刹车降温慢的问题。

易燃液体防火安全是民用飞行器防火设计与验证的重要部分，CCAR 25.863条款规定了民用飞行器全机易燃液体泄漏区的防火设计要求，即，在易燃液体泄漏区需设计合理的内部排液路径和外部排液出口，以保证易燃液体可以及时地排出机外而无危险量的积存，并且还要求防止飞行器的易燃液体通过进气口重新进入机身或可能造成危害的区域，以降低火灾风险。

因此，针对我国某型飞行器非增压舱的通风需求，进气装置的设计目标主要有三点：一是保证进气口和排气口有较好的进排气效果，尽量减小进气对气动外阻和外部流场稳定性的影响，实现较好的舱室通风效果；二是确保进气道设置有排液分流器，以防止机身排液口排放的液体被吸收进入进气口；三是在不同的设计工况下，冲压空气的进气和通风流量需求有所差异，因此有必要对进气流量进行按需调节。

使用常规的空调调节系统会降低商用飞行器的经济性，而使用冲压空气为飞行器提供新鲜空气源用作舱室通风可以有效地提高经济性。目前，进气口根据形状和位置可以分为冲压式进气口、埋入式进气口、漏斗式进气口等。

冲压式进气口是开设在机翼前缘或机头等处的进气口，其总压恢复很好，但是气动阻力较大；埋入式进气口是开设在飞行器蒙皮平面上、没有任何突起部分的特殊进气口，其进气口气动阻力小，但其总压恢复也较小；漏斗式进气口安装在飞行器蒙皮上，做成风斗形状并向外突出到与飞行器蒙皮平行的气流中，该布置形式对飞行器气动外阻和外部流场稳定性有较大的影响。

目前现有的国内外技术采用了多种进气结构形式。

由埃姆普里萨有限公司于2012年12月21日提交的美国发明专利US9,051,057B2中公开了一种带改进的空气动力学特性的飞行器空气入口分流器组件。这种分流器组件包括至少基本上包围空气入口的分流器结构，以及安装到分流器结构的、在空气入口前面的上边缘的整流罩。该分流器组件通常设置在APU空气入口管道处并且用作屏蔽装置，以防止非期望的液体被管道吸取。但是，由于该分流器组件不含自动控制进气调节功能，因此无法根据实际流量需求调节进气口的大小。

由德事隆航空公司于2019年1月15日提交的美国发明专利US11,312,499B2中公开了一种集成有液体分流器的进气口装置。在这种进气口构型中，弯曲轮廓的进气道和空气动力整流罩使得气动阻力最小化，而液体分流器的设置则能够避免液体被吸入进气口。然而，这种进气口构型无法按需调节进气口大小。

由中国商用飞机有限责任公司于2020年12月30日提交的中国实用新型专利CN213862688U中公开了一种飞行器环控空气进气装置。这种空气进气装置的原理是通过滑动滚轮在导轨内平移来灵活调节冲压空气系统中的进气流量，因此其机械结构简单、对气动阻力影响较小且进气口捕获面积是可调的。在该空气进气装置中，保持齐平的唇口板和下壁板的外表面允许实现更有利的气动外形，即允许实现更小的气动阻力。然而，这种空气进气装置并不涉及分流器的进气口结构一体化设计。

由中国商用飞机有限责任公司于2021年3月26日提交的中国发明专利申请CN112960123A中公开了一种进气和通风截面积比可变的飞行器辅助动力单元的进气门装置。这种进气门装置在能够满足不同工况下的飞行器辅助动力单元本体的进气和通风冷却进气需求的同时，还能够减小进气门处的迎风面积，进而减小在空中运行时的飞行气动阻力。然而，进气室内部分由用于进气气流和用于通风冷却气流的两个腔体组成，而且不含有防止液体进入的分流器。

综上所述，目前广泛采用的进气结构形式主要存在以下几种有待改进的缺陷：

第一，无法根据实际的通风需求，依据不同的场景实现进气流量和温度的可调节功能；

第二，未将排气系统、进气系统和分流器进行组合设计以形成通风系统，从而提高冷却效率；

第三，进气口与冲压空气直接接触，分流器结构会对飞行器产生一定的气动阻力，进而造成一定的能量损失；

第四，NACA进气口分流器需要的航向空间较大，且互换性差，无法进行不同模块的拆装。

为此，目前急需设计一种能够解决上述不足之处的冷却机舱用的组合式通风系统，从而能够灵活地调节进气流量，且维修更换方便快捷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种灵活地调节进气流量且便于维修更换的冷却机舱用的组合式通风系统。

根据本发明的冷却机舱用的组合式通风系统，包括：

进气装置，该进气装置引入机舱外部的冷空气，并且进气装置的进气流量是可控制的；

控制装置，该控制装置基于检测到的反馈控制进气装置的进气流量；以及

排气装置，该排气装置排出机舱内部的空气，并且排气装置的排气流量基于进气装置的进气流量的变化而变化，

其中，进气装置、控制装置和排气装置是模块化的。

在上述技术方案中，术语“反馈”表示控制装置在检测过程中获得的检测值，例如，机舱内部的温度。内置的温度-流量-进气角度计算模块可以计算出不同飞行场景下的通风流量需求及其对应的有效通风面积，并将信号反馈给控制装置以进行之后的控制操作。

术语“模块化”指的是组成组合式通风系统的三个部分，即，进气装置、控制装置和排气装置均是彼此独立的。因此，可以根据用户需求定制化不同的模块。这样，无论是维护还是更换都将变得更加方便。

在一个较佳实施例中，进气装置可以包括排液分流器、进气口和内流道，进气口的内部空间构成内流道，进气口的四周边缘被邻接的排液分流器包围。

较佳的是，排液分流器可以包括头部构件、基础构件和翻边构件，头部构件与基础构件附接成封闭结构，翻边构件沿封闭结构的至少一条边向外突伸。

更佳的是，头部构件的截面形式可以为抛物线型，基础构件的截面形式可以为矩形。

最佳的是，排液分流器还可以包括进口坡度构件，进口坡度构件的一端附接到头部构件和/或基础构件，另一端联接到进气口，以便在封闭结构与进气口之间形成过渡区域。

在另一个较佳实施例中，位于进气口顶部的旋转构件和位于进气口两侧的第一支撑构件和第二支撑构件可以以连接的方式共同形成进气口。

较佳的是，控制装置至少可以包括连杆作动控制装置，连杆作动控制装置包括至少一个作动连杆、至少一个连杆销和驱动作动连杆和连杆销以使进气口在第一位置和第二位置之间转换的驱动源。

更佳的是，进气口处于第一位置时，进气口与水平面之间的角度为最小角度α°，进气口的通风面积为最小通风面积；进气口处于第二位置时，进气口与水平面之间的角度为最大角度α°，进气口的通风面积为最大通风面积，其中，最小角度α°优选为30°，最大角度2α°优选为60°。

在再一个较佳实施例中，排气装置可以包括排气格栅、排气挡片和转动连杆，排气格栅固定在蒙皮结构上，转动连杆固定在排气格栅上，排气挡片穿过转动连杆，并且绕着转动连杆可转动。

根据本发明的冷却机舱用的组合式通风系统能够获得以下优点：

(1)外界环境的冲压空气通过进气道进入飞机舱室内部，与飞机舱室内的高温气体混合并降低飞机舱室内温度后，通过排气格栅将舱室内部气体排到机外，以实现飞机舱室的通风冷却。这种通风系统的进气系统与排气系统的组合式设计可以为飞机舱室提供冷却气流，提高特定设备和部位的冷却效率。

(2)由于通风系统由进气装置、控制装置和排气装置等三个模块组成，可以根据用户需求定制化选择不同的模块。当通风系统的内部组件出现故障而需要拆除机身盖板进行故障排除时，上述模块化通风系统可以使拆装操作更为简单，显著提高维修效率。

(3)附面层会给进气系统带来明显不利影响，根据仿真模拟得到的附面层高度设计排液分流器高度，使得进气道和飞机机身之间留出一定距离，使得在气动阻力增加不大的前提下尽量引入流速更大的气体。根据进气道吸入流量和舱室通风效果之间的匹配关系，优化得到一定范围的进气道高度在特定场景下的气动阻力和通风效果均能满足设计要求，以此作为可调节的高度范围。这样，进气口和分流器高度得以优化，实现气动阻力最小和通风效果最佳。

附图说明

为了进一步说明根据本发明的组合式通风系统的技术效果，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，其中：

图1是设置有组合式通风系统的飞机仰视平面图；

图2是进气口角度为α°和排气口关闭状态下的组合式通风系统示意图；

图3是进气口角度为2α°和排气口打开状态下的组合式通风系统示意图；

图4与图5分别是第一分流器视角下和第二分流器视角下的进气口结构示意图；

图6是拆装状态下的进气口结构的侧视图；以及

图7是拆装状态下的进气口结构的立体图。

附图标记

1 通风系统

10 排液分流器

10-1 头部构件

10-2 基础构件

10-3 翻边构件

10-4 进口坡度构件

11 进气口

11-1 旋转构件

11-2 左侧支撑构件

11-3 右侧支撑构件

12 内流道

13 连杆作动控制装置

13-1 第一作动连杆

13-2 第二作动连杆

13-3 第三作动连杆

13-4 第一连杆销

13-5 第二连杆销

13-6 电机

14 飞机蒙皮结构

15 排气装置

15-1 排气格栅

15-2 排气挡片

15-3 转动连杆

具体实施方式

下面结合附图说明根据本发明的组合式通风系统的构造及其技术效果。应当明确，本说明书所描述的实施例仅仅涵盖本发明的一部分实施例，而非全部实施例。基于说明书中记载的实施例，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它实施例，都属于本发明保护的范围。

除非另有定义，本发明所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，并不是旨在于限制本发明。本发明的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排它的包含。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括复数形式，除非上下文清楚地表示其它含义。

基于相同的方位理解，在本发明的描述中，术语“长度”、“宽度”、“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，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。

下面结合附图对本发明做进一步详细说明，其中，图1示出了与飞机主起落架舱相关联的用于舱室冷却的组合式通风系统，图2表示进气口角度为30°和排气口关闭状态下的组合式通风系统示意图，图3表示进气口角度为60°和排气口打开状态下的组合式通风系统示意图，图4与图5分别是不同分流器视角下的进气口结构示意图，以及图6与图7分别是拆装状态下的进气口结构的侧视图和立体图。

根据本发明的组合式通风系统1由进气装置、控制装置和排气装置构成。如图1所示，组合式通风系统1相对于飞机的中轴线成对地配装在飞机的机舱底部。当然，上述配装位置仅仅是各种布置方式中的一种，任何可选的布置方式都应当视为落在本发明的保护范围之内。

如通常所知，进气装置引入机舱外部的冷空气，排气装置排出机舱内部的空气，控制装置则基于检测到的反馈控制进气装置的进气流量。因此，进气装置的进气流量是可控制的。控制装置也可以控制排气装置的排气流量，使得排气装置的排气流量基于进气装置的进气流量的变化而变化。例如，在进气装置的进气流量为最小时，关闭排气装置；或者在进气装置的进气流量为最大时，将排气装置完全打开。

进气装置、控制装置和排气装置是模块化的。也就是说，进气装置、控制装置和排气装置均是彼此独立的。因此，可以根据用户需求定制化不同的模块，以便于拆卸和维护。

进气装置包括排液分流器10、进气口11、内流道12。如图2至5所示，进气口11的内部空间构成内流道12，进气口11的四周边缘则被邻接的排液分流器10完全包围，从而防止机身上的液体被进气口11吸取。

排液分流器10通过铆接或其它适当方式形成在飞机的机身蒙皮结构14上，并且至少包括头部构件10-1、基础构件10-2和翻边构件10-3。

在一个较佳实施方式中，头部构件10-1的截面形式为抛物线型(例如参见图5)，基础构件10-2的截面形式为矩形(例如参见图4)。排液分流器10的头部构件10-1被设计为诸如抛物线的弧形设计，能够保证各排液口所排放的液体向弧形两端流动，具有一定的泄压效果，防止产生局部高压区，从而避免液体越过排液分流器10的顶端进入机舱内。

当然，也可以对头部构件10-1和基础构件10-2进行改型，使其具有在流体动力学条件下适用的其它形状。

头部构件10-1与基础构件10-2刚性地附接成诸如四边形之类的封闭结构，翻边构件10-3则沿头部构件10-1与基础构件10-2所构成的封闭结构的至少一条边、较佳地为三条边向外突伸。在不同飞行姿态下，机身排液口会向不同方向排出大量易燃液体。通过为排液分流器10的四周设计翻边结构，可避免四面八方的液体从排液分流器10的顶端溅入机舱内，满足防火安全。

排液分流器10还可以配备进口坡度构件10-4，该进口坡度构件10-4具有规定的倾斜度，以利于气流进入到进气口11中。进口坡度构件10-4的一端刚性地附接到头部构件10-1和/或基础构件10-2，另一端铆接到进气口11，以便在头部构件10-1与基础构件10-2所构成的封闭结构的开口面积与进气口11的开口面积不相等的情况下，在头部构件10-1与基础构件10-2所构成的封闭结构与进气口11之间形成过渡区域。

通常来说，进口坡度构件10-4与水平面相比呈大致在30至60°之间的锐角，致使飞机外部环境的冲压空气能够迅速通过进气口11进入内流道12。

进气口11从与排液分流器10相对的方向固定到飞机蒙皮结构14。换句话说，从图6所示的进气装置的侧视图可以看到，排液分流器10从飞机蒙皮结构14的下方固定到飞机蒙皮结构14，而进气口11从飞机蒙皮结构14的上方固定到飞机蒙皮结构14。

位于进气口顶部的旋转构件11-1和位于进气口两侧的左侧或第一支撑构件11-2和右侧或第二支撑构件11-3以连接的方式共同形成进气口11的整体框架。也可以对进气口11的结构进行改适，只要能够根据实际状态下的进气和通风流量需求来调节进气口11的大小即可。

控制装置由连杆作动控制装置13和温度传感器(图中未示出)等检测装置构成。

连杆作动控制装置13包括第一作动连杆13-1、第二作动连杆13-2、第三作动连杆13-3、第一连杆销13-4、第二连杆销13-5和电机13-6。电机13-6作为驱动源与第三作动连杆13-3相连，第三作动连杆13-3借助于第二连杆销13-5与第二作动连杆13-2相连，第二作动连杆13-2借助于第一连杆销13-4与第一作动连杆13-1相连，第一作动连杆13-1则与旋转构件11-1固定相连。由此，通过控制电机13-6可以驱动连杆作动控制装置13的其它部分，借助于第三作动连杆13-3、第二作动连杆13-2和第一作动连杆13-1之间的相对移位使进气口11在第一位置和第二位置之间转换。

仍然以水平面为基准，进气口11在第一位置和第二位置之间的旋转角度为α°，或者说从α°变化至2α°。在一个较佳实施例中，进气口11在第一位置和第二位置之间的旋转角度从30°变化至60°。

参见图2，进气口11处于第一位置，即，处于部分打开状态。此时，进气口11与水平面之间的角度为最小角度α°，进气口11的通风面积为最小通风面积。随后参见图3，进气口11处于第二位置，即，完全打开状态。此时，进气口11与水平面之间的角度为最大角度2α°，进气口11的通风面积为最大通风面积。

本领域技术人员可以根据温度传感器实时监测飞机舱室内特定监测点的温度，借助于连杆作动控制装置13，根据实际不同状态下的进气和通风流量需求来调节进气口11的大小，即，进气口11在第一位置和第二位置之间变化。

具体来说，基于机载数据总线中的温度参数，通过内置的温度-流量-进气角度计算模块可以计算出不同飞行场景下的通风流量需求及其对应的有效通风面积，并将信号反馈给控制装置。控制装置通过连杆作动控制装置13，驱动各连杆和连杆销移动和/或转动，灵活调节进气系统的进气口角度和格栅排气角度，从而控制进气流量大小。当温度降低至设定目标值时，可减小进气口角度，以减少阻力损失。

机载数据总线中的参数也可以是其它参数，包括但不限于：压力、高度、刹车指示温度、上位锁状态等场景信息。

排气装置15包括排气格栅15-1、排气挡片15-2和转动连杆15-3。排气格栅15-1固定在飞机蒙皮结构14上，转动连杆15-3固定在排气格栅15-1上。排气挡片15-2穿过转动连杆15-3，并且可以绕着转动连杆15-3转动。

再次参见图2和3，其中图2示出了排气口的关闭状态，在此状态下，排气挡片15-2转动到与飞机蒙皮结构14大致平行的位置，恰好将排气格栅15-1完全封闭；图3则示出了排气口的打开状态，在此状态下，排气挡片15-2转动到与飞机蒙皮结构14大致垂直的位置，排气格栅15-1获得最大排气面积。本技术人员也可以通过内置的温度-流量-排气角度计算模块，根据实际不同状态的通风流量和排气需求开启和/或关闭排气口。

下面结合图2、3和7简要地描述根据本发明的组合式通风系统1的实际操作步骤：

i)根据温度传感器的实时监测结果，若飞机舱室内的监测点温度处于可接受范围内，则将进气口11设定为第一位置，其中，进气口11与水平面之间的夹角最小，进气口11的开口面积最小，进入进气口11的冲压空气量因此也是最小的，关闭排气装置15，尽量减小额外的飞行气动阻力。

ii)随着飞机工况的变化，若飞机舱室内的监测点温度上升至告警阈值，则控制装置启动连杆作动控制装置13，进气口11从第一位置逐渐向第二位置移动，直至到达第二位置。在此过程中，进气口11与水平面之间的夹角和进气口11的开口面积逐渐变大，排气装置15开启，进入进气口11的冲压空气量因此也逐渐增加至最大值。

iii)随着飞行高度的增加以及外界环境的变化，若飞机舱室内的监测点温度下降至设定阈值，则借助于连杆作动控制装置13使进气口11从第二位置逐渐向第一位置移动，直至返回到第一位置。在此过程中，进气口11与水平面之间的夹角和进气口11的开口面积逐渐减小，排气装置15关闭，进入进气口11的冲压空气量因此也逐渐减少至最小值，以减小振动、噪声等的影响。

虽然以上结合了较佳实施例和附图对根据本发明的组合式通风系统的结构以及工作原理进行了说明，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

Claims (10)

1.一种冷却机舱用的组合式通风系统(1)，包括：

进气装置，所述进气装置引入所述机舱外部的冷空气，并且所述进气装置的进气流量是可控制的；

控制装置，所述控制装置基于检测到的反馈控制所述进气装置的进气流量；以及

排气装置，所述排气装置排出所述机舱内部的空气，并且所述排气装置的排气流量基于所述进气装置的进气流量的变化而变化，

其中，所述进气装置、所述控制装置和所述排气装置是模块化的。

2.如权利要求1所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述进气装置包括排液分流器(10)、进气口(11)和内流道(12)，所述进气口(11)的内部空间构成所述内流道(12)，所述进气口(11)的四周边缘被邻接的所述排液分流器(10)包围。

3.如权利要求2所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述排液分流器(10)包括头部构件(10-1)、基础构件(10-2)和翻边构件(10-3)，所述头部构件(10-1)与所述基础构件(10-2)附接成封闭结构，所述翻边构件(10-3)沿所述封闭结构的至少一条边向外突伸。

4.如权利要求3所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述头部构件(10-1)的截面形式为抛物线型，所述基础构件(10-2)的截面形式为矩形。

5.如权利要求3所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述排液分流器(10)还包括进口坡度构件(10-4)，所述进口坡度构件(10-4)的一端附接到所述头部构件(10-1)和/或所述基础构件(10-2)，另一端联接到所述进气口(11)，以便在所述封闭结构与所述进气口(11)之间形成过渡区域。

6.如权利要求2所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，位于所述进气口(11)顶部的旋转构件(11-1)和位于所述进气口(11)两侧的第一支撑构件(11-2)和第二支撑构件(11-3)以连接的方式共同形成所述进气口(11)。

7.如权利要求1所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述控制装置至少包括连杆作动控制装置(13)，所述连杆作动控制装置(13)包括至少一个作动连杆(13-1、13-2、13-3)、至少一个连杆销(13-4、13-5)和驱动所述作动连杆(13-1、13-2、13-3)和所述连杆销(13-4、13-5)以使所述进气口(11)在第一位置和第二位置之间转换的驱动源(13-6)。

8.如权利要求7所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，

所述进气口(11)处于第一位置时，所述进气口(11)与水平面之间的角度为最小角度α°，所述进气口(11)的通风面积为最小通风面积；

所述进气口(11)处于第二位置时，所述进气口(11)与水平面之间的角度为最大角度2α°，所述进气口(11)的通风面积为最大通风面积。

9.如权利要求8所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，最小角度α°为30°，最大角度2α°为60°。

10.如权利要求1所述的组合式通风系统(1)，其特征在于，所述排气装置包括排气格栅(15-1)、排气挡片(15-2)和转动连杆(15-3)，所述排气格栅(15-1)固定在蒙皮结构(14)上，所述转动连杆(15-3)固定在所述排气格栅(15-1)上，所述排气挡片(15-2)穿过所述转动连杆(15-3)，并且绕着所述转动连杆(15-3)可转动。