CN215851904U - 一种旁通增压式飞机液体冷却系统 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机液体冷却系统领域，特别涉及一种旁通增压式飞机液体冷却系统。包括：冷却通道、空‑液热交换器、旁通通道、轴流风扇以及导管。所述冷却通道具有第一进气口以及第一排气口；所述空‑液热交换器设置在所述冷却通道中，所述空‑液热交换器内部设置有换热管；所述旁通通道位于所述空‑液热交换器的排气端，且与所述冷却通道并列设置，所述旁通通道具有第二进气口以及第二排气口，所述旁通通道的第二进气口设置有冷风道旁通活门；所述轴流风扇设置在所述旁通通道中；所述导管中容纳有冷却液，所述导管与所述空‑液热交换器的换热管连通，并与所述换热管形成循环流路，所述导管上设置有液体泵以及待冷却的电子设备。

Description

一种旁通增压式飞机液体冷却系统

技术领域

本申请属于飞机液体冷却系统领域，特别涉及一种旁通增压式飞机液体冷却系统。

背景技术

在飞机液体冷却系统的设计中，冷边通常采用空-液热交换器利用冲压空气与冷却液发生热交换或通过液-液热交换器利用燃油与冷却液发生热交换，从而将系统中的热量带走，达到冷却的目的。这种冷边构型的液体冷却系统简单可靠，在高空飞行时能够满足系统的冷却需求。然而，针对冲压空气冷却方法，当热天、低空且飞行速度较低时，系统所需冲压空气量无法满足系统冷却要求。

现有技术中，系统设计时为了满足全包线内的冷却需求，常常要设计较大的冲压进气口和较大的空-液热交换器迎风面积以满足热天、低空或小马赫数时的冷却需求。但是，较大的冲压进气口和较大的空-液热交换器迎风面积对飞机的气动外形影响较大，燃油代偿损失较高。另外，飞机在地面状态时，无冲压空气可用，必须依赖地面空调车为系统提供所需的冷却空气或利用地面液冷车与机上系统对接实现冷却功能。因此飞机对机场的地面保障设备需求较高。这种情况下，在一些简易机场，或者是环境比较恶劣的飞行甲板上，飞机的使用将会存在限制，或者会延长了飞机再次出动或者直接机务准备的时间。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

实用新型内容

本申请的目的是提供了一种旁通增压式飞机液体冷却系统，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种旁通增压式飞机液体冷却系统，包括：

冷却通道，所述冷却通道具有第一进气口以及第一排气口；

空-液热交换器，所述空-液热交换器设置在所述冷却通道中，所述空-液热交换器内部设置有换热管；

旁通通道，所述旁通通道位于所述空-液热交换器的排气端，且与所述冷却通道并列设置，所述旁通通道具有第二进气口以及第二排气口，所述旁通通道的第二进气口设置有冷风道旁通活门；

轴流风扇，所述轴流风扇设置在所述旁通通道中；

导管，所述导管中容纳有冷却液，所述导管与所述空-液热交换器的换热管连通，并与所述换热管形成循环流路，所述导管上设置有液体泵以及待冷却的电子设备。

在本申请的至少一个实施例中，所述空-液热交换器的排气端上方设置有限位机构，所述限位机构用于限制所述冷风道旁通活门的开度。

在本申请的至少一个实施例中，所述旁通通道的第二排气口设置有导流格栅。

在本申请的至少一个实施例中，所述导管包括第一导管段以及第二导管段，在所述第一导管段，所述冷却液由所述空-液热交换器流向所述电子设备，在所述第二导管段，所述冷却液由所述电子设备流向所述空-液热交换器。

在本申请的至少一个实施例中，还包括第三导管段，所述第三导管段的两端分别与所述第一导管段以及所述第二导管段连接，所述第三导管段将所述第一导管段分隔为第一导管上游段以及第一导管下游段，所述第三导管段将所述第二导管段分隔为第二导管上游段以及第二导管下游段。

在本申请的至少一个实施例中，所述液体泵设置在所述第二导管上游段上。

在本申请的至少一个实施例中，所述第三导管段与所述第二导管段连接处设置有温度调节活门。

在本申请的至少一个实施例中，所述第一导管下游段上设置有温度传感器。

在本申请的至少一个实施例中，还包括控制器，所述控制器用于根据接收的所述温度传感器的信号控制所述温度调节活门的开度。

在本申请的至少一个实施例中，所述控制器还用于控制所述冷风道旁通活门以及所述轴流风扇的开启和关闭。

实用新型至少存在以下有益技术效果：

本申请的旁通增压式飞机液体冷却系统，能够解决传统液体冷却系统在地面或热天、低空、小马赫数飞行时，冲压空气量不足的问题，无需设计过大的冲压进气口，减小了过大的冲压进气口给飞机气动性能带来的影响；同时，对地面保障设备的需求较低，避免了飞机在简易机场，或者是环境比较恶劣的飞行甲板上的使用限制，缩短了飞机飞行前的机务准备时间。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的冷边旁通关闭状态下的旁通增压式飞机液体冷却系统示意图；

图2是本申请一个实施方式的冷边旁通打开状态下的旁通增压式飞机液体冷却系统示意图。

其中：

1-液体泵；2-温度调节活门；3-空-液热交换器；4-温度传感器；5-电子设备；6-冷风道旁通活门；7-限位机构；8-轴流风扇；9-导流格栅；10-导管；11-冷却液；12-冷边旁通开关。

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。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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种旁通增压式飞机液体冷却系统，包括：冷却通道、空-液热交换器3、旁通通道、轴流风扇8以及导管10。

具体的，如图1-2所示，冷却通道具有第一进气口以及第一排气口；空-液热交换器3设置在冷却通道中，空-液热交换器3内部设置有换热管；旁通通道位于空-液热交换器3的排气端，且与冷却通道并列设置，旁通通道具有第二进气口以及第二排气口，旁通通道的第二进气口设置有冷风道旁通活门6，其中，冷风道旁通活门6在打开状态下，旁通通道与空-液热交换器3的排气端连通；轴流风扇8设置在旁通通道中；导管10中容纳有冷却液11，导管10与空-液热交换器3的换热管连通，并与换热管形成循环流路，导管10上设置有液体泵1以及待冷却的电子设备5。

在本申请的优选实施方案中，空-液热交换器3的排气端上方设置有限位机构7，限位机构7用于限制冷风道旁通活门6的开度。当冷风道旁通活门6开启时，通过限位机构7将冷风道旁通活门6的开度限制在合适的角度，防止在冲压空气的作用下冷风道旁通活门6开度过大导致活门损坏。

在本申请的优选实施方案中，在旁通通道的第二排气口还设置有导流格栅9。本实施例中，旁通通道的第二排气口与冷却通道连通，使得由旁通通道排出的气体，能够从冷却通道的第一排气口排出。

本申请的旁通增压式飞机液体冷却系统，导管10包括第一导管段以及第二导管段，第一导管段中容纳有温度较低的冷却液11，在第一导管段中，冷却液11由空-液热交换器3流向电子设备5；第二导管段中容纳有温度较高的冷却液11，在第二导管段中，冷却液11由电子设备5流向空-液热交换器3。本实施例中，还包括第三导管段，第三导管段的两端分别与第一导管段以及第二导管段连接，第三导管段将第一导管段分隔为第一导管上游段以及第一导管下游段，第三导管段将第二导管段分隔为第二导管上游段以及第二导管下游段。其中，液体泵1设置在第二导管上游段上。

在本申请的优选实施例中，第三导管段与第二导管段连接处设置有温度调节活门2，第一导管下游段上设置有温度传感器4，控制器根据接收的温度传感器4的信号控制温度调节活门2的开度。控制器还用于控制冷风道旁通活门6以及轴流风扇8的开启和关闭。

本申请的旁通增压式飞机液体冷却系统，液体泵1驱动冷却液11在导管10内流动，经过温度调节活门2时冷却液11分为两路，一路经过空-液热交换器3被冲压空气冷却，另一路不经过空-液热交换器3，温度传感器4设置在待冷却的电子设备5前的导管10上，能够测量进入电子设备5的冷却液11温度，温度调节活门2根据温度传感器4测得的冷却液温度来调节温度调节活门2出口冷热路流体的比例。

本申请的旁通增压式飞机液体冷却系统，如图1所示，在高空环境温度较低，飞行马赫数较高时，关闭控制器的冷边旁通开关12，冷风道旁通活门6关闭，同时轴流风扇8停止工作，在冲压头的作用下冲压空气进入空-液热交换器3，直接由冷却通道的排气口排出，满足系统的制冷需求。如图2所示，当地面状态或者热天、低空、小马赫数飞行时，打开控制器的冷边旁通开关12，打开冷边旁通活门6，同时轴流风扇8工作，在轴流风扇8的抽吸作用下，足量的冲压空气进入空-液热交换器3从导流格栅9排出，满足系统的制冷需求。

本申请的旁通增压式飞机液体冷却系统，当飞行马赫数较高或者高空环境大气温度较低，空气密度较小时，则利用飞机飞行中本身产生的冲压头来提供足够的冲压空气量。通过在冷边加装大流量的轴流风扇，当地面或者热天、低空、小马赫数飞行时，利用风扇的抽吸作用强迫足量的冲压空气流过空-液热交换器与冷却液发生热交换，将冷却液的热量带走。本申请能够解决传统液体冷却系统在地面或热天、低空、小马赫数飞行时，冲压空气量不足的问题，无需设计过大的冲压进气口，减小了过大的冲压进气口给飞机气动性能带来的影响；同时，对地面保障设备的需求较低，避免了飞机在简易机场，或者是环境比较恶劣的飞行甲板上的使用限制，缩短了飞机飞行前的机务准备时间。

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 (10)

1.一种旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，包括：

冷却通道，所述冷却通道具有第一进气口以及第一排气口；

空-液热交换器(3)，所述空-液热交换器(3)设置在所述冷却通道中，所述空-液热交换器(3)内部设置有换热管；

旁通通道，所述旁通通道位于所述空-液热交换器(3)的排气端，且与所述冷却通道并列设置，所述旁通通道具有第二进气口以及第二排气口，所述旁通通道的第二进气口设置有冷风道旁通活门(6)；

轴流风扇(8)，所述轴流风扇(8)设置在所述旁通通道中；

导管(10)，所述导管(10)中容纳有冷却液(11)，所述导管(10)与所述空-液热交换器(3)的换热管连通，并与所述换热管形成循环流路，所述导管(10)上设置有液体泵(1)以及待冷却的电子设备(5)。

2.根据权利要求1所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，所述空-液热交换器(3)的排气端上方设置有限位机构(7)，所述限位机构(7)用于限制所述冷风道旁通活门(6)的开度。

3.根据权利要求1所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，所述旁通通道的第二排气口设置有导流格栅(9)。

4.根据权利要求1所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，所述导管(10)包括第一导管段以及第二导管段，在所述第一导管段，所述冷却液(11)由所述空-液热交换器(3)流向所述电子设备(5)，在所述第二导管段，所述冷却液(11)由所述电子设备(5)流向所述空-液热交换器(3)。

5.根据权利要求4所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，还包括第三导管段，所述第三导管段的两端分别与所述第一导管段以及所述第二导管段连接，所述第三导管段将所述第一导管段分隔为第一导管上游段以及第一导管下游段，所述第三导管段将所述第二导管段分隔为第二导管上游段以及第二导管下游段。

6.根据权利要求5所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，所述液体泵(1)设置在所述第二导管上游段上。

7.根据权利要求5所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，所述第三导管段与所述第二导管段连接处设置有温度调节活门(2)。

8.根据权利要求7所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，所述第一导管下游段上设置有温度传感器(4)。

9.根据权利要求8所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，还包括控制器，所述控制器用于根据接收的所述温度传感器(4)的信号控制所述温度调节活门(2)的开度。

10.根据权利要求9所述的旁通增压式飞机液体冷却系统，其特征在于，所述控制器还用于控制所述冷风道旁通活门(6)以及所述轴流风扇(8)的开启和关闭。

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