飞机发动机引气液冷系统及包括该系统的飞机的制作方法

1.本发明涉及一种飞机发动机引气液冷系统及包括该系统的飞机，涉及飞机环控系统技术领域。


背景技术：

2.典型的飞机环控系统将涡扇发动机产生的高温引气，提供给下游的制冷温控、机翼防冰、空气准备等系统，实现各自的功能。高温引气来自发动机的中、低压级压气机，经过气源系统的调温、调压后再输送至下游。一般采用预冷器进行预冷，即利用来自发动机风扇的外部空气对引气进行降温。这种方案以气-气对流换热为主，热效率较低，为了满足换热性能要求，需要将预冷器尺寸设计较大，不仅增加了重量，而且占用了发动机吊挂部位的空间。
3.典型的涡轮风扇发动机飞机的气源系统，将来自发动机的高温高压引气，经过调温调压后供给下游的环控系统用户。引气系统的主要设备和原理如图1所示。高压阀门(hpv)和中压单向阀门(ipckv)实现中高压级引气切换，压力调节关断阀门(prsov)实现调压和引气关断功能，而引气温度调节由预冷器(pce)实现，通过风扇空气阀门(fav)引入来自发动机风扇的冷空气，在预冷器内部与高温引气实现换热，使引气温度降低到合适的温度，再供给到下游；引气温度传感器(bts)实现引气总管的温度监控。
4.对于预冷器，其主要原理是实现气体和气体的对流换热，冷源来自外界空气，冷边的换热量可通过fav的开度实现流量的调节。
5.采用预冷器+fav实现对流换热，由于气体的热容和导热率有限，换热效率不高。实际的设计中，如果需要保证满足下游的引气温度，需要的冷边-热边的换热面积较大，直接导致预冷器设计尺寸增加。在飞机上，预冷器需要通过fav提供来自发动机风扇的空气，为保证冷却效果，通常安装在发动机吊挂位置，尺寸的增加对吊挂区域的布置提出了很多难题。另外，预冷器的冷源来自发动机进气的风扇，会带来两方面缺陷：一是引气预冷的需求会在一定程度上影响发动机进气量，二是受限于环境因素，如果是热天，地面阶段，预冷器的换热性能会有所下降，必要时需要通过风扇抽引冲压空气实现散热。


技术实现要素：

6.本发明的一个目的在于，提供一种飞机发动机引气液冷系统，其能克服现有技术存在的至少一些缺陷，能提高对发动机引气冷却的能力，避免预冷器设计尺寸过大。
7.本发明的以上目的通过一种飞机发动机引气液冷系统来实现，所述飞机发动机引气液冷系统包括蒸发制冷单元、载冷剂分配单元、以及一个或多个冷却单元；
8.其中，所述蒸发制冷单元通过蒸发循环原理提供制冷剂的冷量，并将冷的制冷剂输送至所述载冷剂分配单元，从而与所述载冷剂分配单元内的液态载冷剂进行换热以实现对液态载冷剂的冷却，所述载冷剂分配单元将冷却后的液态载冷剂输送至所述一个或多个冷却单元，从而与所述一个或多个冷却单元内的引气进行换热以实现对引气的冷却，经所
述一个或多个冷却单元冷却的引气输送至相应的一个或多个用户子系统。
9.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：能提高对发动机引气冷却的能力，避免预冷器设计尺寸过大。
10.较佳的是，所述飞机发动机引气液冷系统还包括控制器，所述控制器配置成根据位于所述一个或多个冷却单元上游的总引气温度传感器、以及位于一个或多个用户子系统入口的引气温度传感器所测得的温度，控制所述一个或多个冷却单元内的相应液体流量调节阀的开度，从而控制所述一个或多个用户子系统入口的引气温度。
11.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：能实现引气温度的闭环调节。
12.较佳的是，所述控制器还配置成控制所述蒸发制冷单元内的泵和阀，从而控制所述制冷剂的温度。
13.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：能控制制冷剂的温度，从而能更好地调节一个或多个用户子系统入口的引气温度。
14.较佳的是，所述控制器还配置成控制所述载冷剂分配单元内的泵，从而控制每个液态载冷剂输送回路的关断/打开状态，进而控制每个冷却单元和用户子系统引气冷却的关断/打开。
15.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：各冷却单元独立工作，各液态载冷剂输送回路也独立地关断/打开，可以实现按需调节引气温度，防止对冷量的浪费。
16.较佳的是，所述蒸发制冷单元的冷凝器布置在冲压空气风道中。
17.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：通过适宜的冷凝器布置，能更好地实现蒸发制冷单元的制冷功能。
18.较佳的是，所述载冷剂分配单元包括泵和阀，所述泵用于实现液态载冷剂至所述一个或多个冷却单元的输送，所述阀独立设置在各液态载冷剂输送回路中。
19.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：能独立地控制液态载冷剂的输送。
20.较佳的是，每个冷却单元包括液液换热器和气液换热器，所述液液换热器用于液态载冷剂的预热，所述气液换热器设置在所述液液换热器下游且用于液态载冷剂与引气换热。
21.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：能防止过冷载冷剂和高温引气直接换热，可能出现的结冰阻塞问题；提高换热效率。
22.较佳的是，所述控制器还配置成对所述飞机发动机引气液冷系统的各部件进行监控，当发生异常时，及时发出告警信号，或通过控制液态载冷剂回路的阀和泵，自动实施应急关断措施。
23.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：能对飞机引气液冷系统的各部件进行监控，及时实施应急措施。
24.较佳的是，用于各个用户子系统的各个冷却单元是相互独立的，从而实现独立的引气温度调节。
25.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效
果：各冷却单元独立工作，可以实现按需调节引气温度，防止对冷量的浪费。
26.较佳的是，每个冷却单元还设有液态载冷剂入口压力传感器和液态载冷剂出口压力传感器，所述液态载冷剂入口压力传感器和所述液态载冷剂出口压力传感器分别位于冷却单元内液态载冷剂回路的入口位置和冷却单元内液态载冷剂回路的出口位置。
27.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：监控载冷剂回路的超压故障，压力超过阈值时发出相应告警或自动关闭回路；监测载冷剂回路的低压故障(例如发生回路载冷剂泄漏)，并发出响应的告警；两个压力传感器配合，计算冷却单元的出口、入口压差，作为冷却单元过冷结冰告警的条件。
28.较佳的是，每个冷却单元还设有液态载冷剂入口温度传感器和液态载冷剂出口温度传感器，所述液态载冷剂入口温度传感器和所述液态载冷剂出口温度传感器分别位于冷却单元内液态载冷剂回路的入口位置和冷却单元内液态载冷剂回路的出口位置。
29.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：监控液态载冷剂入口温度和液态载冷剂出口温度，温度超出阈值时发出相应告警或自动关闭回路。
30.本发明的以上目的还通过一种飞机来实现，该飞机包括如以上任一方面所述的飞机发动机引气液冷系统。
31.根据上述技术方案，本发明的飞机能起到以下有益技术效果：能提高对发动机引气冷却的能力，避免预冷器设计尺寸过大。
附图说明
32.图1是现有技术的飞机发动机引气系统的示意图。
33.图2是本发明一实施例的飞机发动机引气液冷系统的架构示意图。
34.图3是本发明一实施例的飞机发动机引气液冷系统的控制原理图。
具体实施方式
35.以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。应当可以理解的是，在任意一种实施方式的实际实施过程中，正如在任意一个工程项目或者设计项目的过程中，为了实现开发者的具体目标，为了满足系统相关的或者商业相关的限制，常常会做出各种各样的具体决策，而这也会从一种实施方式到另一种实施方式之间发生改变。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本公开揭露的技术内容的基础上进行的一些设计、制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本公开的内容不充分。
36.除非另作定义，权利要求书和说明书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“一个”或者“一”等类似词语并不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件
或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同元件，并不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，也不限于是直接的还是间接的连接。
37.图2是本发明一实施例的飞机发动机引气液冷系统的架构示意图。图3是本发明一实施例的飞机发动机引气液冷系统的控制原理图。
38.如图2至图3所示，根据本发明的一实施例，飞机发动机引气液冷系统包括蒸发制冷单元(vcu)、载冷剂分配单元(ldu)、以及一个或多个冷却单元(cu)；
39.其中，蒸发制冷单元通过蒸发循环原理提供制冷剂的冷量，并将冷的制冷剂输送至载冷剂分配单元，从而与载冷剂分配单元内的液态载冷剂进行换热以实现对液态载冷剂的冷却，载冷剂分配单元将冷却后的液态载冷剂输送至一个或多个冷却单元，从而与一个或多个冷却单元内的引气进行换热以实现对引气的冷却，经一个或多个冷却单元冷却的引气输送至相应的一个或多个用户子系统。
40.根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：能提高对发动机引气冷却的能力，避免预冷器设计尺寸过大。
41.具体地说，本发明主要解决了现有fav和预冷器方案对发动机引气冷却性能不足，以及预冷器尺寸过大影响发动机吊挂布置的问题。在各引气用户子系统上游，布置独立的冷却单元，利用气液换热器实现引气调温，可以根据不同用户子系统的引气温度需求，独立和精确地进行温度调节；冷却单元布置在非吊挂区域，安装位置可灵活调整。基于采用蒸发制冷原理，通过制冷剂对冷却引气后高温的载冷剂进行降温。本发明的主要优点是提高了对发动机引气冷却的能力，并可实现闭环的引气温度调节；同时，将冷却单元布置在非发动机吊挂区，避免安装过程的困难。
42.在一些实施例中，如图2至图3所示，蒸发制冷单元(vcu)，利用两相态制冷剂等压蒸发时，蒸发温度近似恒定的特性，实现制冷功能。通过压缩机的驱动作用，将热量传递给冷凝器，冷凝器布置在冲压空气风道中，利用冲压空气将热量带走。压缩机的转速可调，实现制冷量调节。利用制冷剂的吸热和放热循环，实现制冷功能。
43.在一些实施例中，如图2至图3所示，载冷剂分配单元(ldu)，利用泵组件将低温液态载冷剂输送到引气冷却单元，实现冷量传输。经过来自蒸发制冷单元的制冷剂冷却后的载冷剂，通过传输管路输送到各个发动机引气用户子系统所相应的冷却单元中，吸收引气的热量，实现对引气的预冷降温。载冷剂使用低粘度、高比热容和高导热率液体。输送到各冷却单元的载冷剂流量通过泵组件实现传输，并在各回路设置独立的关断阀门，实现载冷量控制。载冷剂分配单元还可以有单向阀门、载冷剂过滤和泄露探测功能。
44.在一些实施例中，如图2至图3所示，冷却单元(cu)，内部有一个液体流量调节阀(lrv)用于调节进入冷却单元的载冷剂流量，实现引气温度控制；对于不同的发动机引气用户子系统，引气流量不同，工况不同，有不同的引气温度需求。在冷却单元内部，有两个换热器：液液换热器(llhx)和气液换热器(alhx)，气液换热器设置在液液换热器下游，气液换热器用于载冷剂和发动机热引气换热，液液换热器用于进入冷却单元的载冷剂预热，防止载冷剂和引气温差过大导致的气液换热器换热格栅结冰问题。
45.在一些实施例中，如图3所示，飞机发动机引气液冷系统还包括控制器。在一些实施例中，控制器配置成根据位于一个或多个冷却单元上游的总引气温度传感器bts、以及位
于一个或多个用户子系统入口的引气温度传感器ts1、ts2、ts3所测得的温度，控制一个或多个冷却单元内的相应液体流量调节阀的开度，从而控制一个或多个用户子系统入口的引气温度。在一些实施例中，控制器还配置成控制蒸发制冷单元内的泵和阀，从而控制制冷剂的温度。在一些实施例中，控制器还配置成控制载冷剂分配单元内的泵，从而控制每个液态载冷剂输送回路的关断/打开状态，进而控制每个冷却单元和用户子系统引气冷却的关断/打开。
46.在一些实施例中，控制器还配置成监控制冷剂的温度、和/或液态载冷剂的温度，从而更好地控制一个或多个用户子系统入口的引气温度。在一些实施例中，控制器还配置成对飞机发动机引气液冷系统的各部件进行监控，当发生制冷剂、液态载冷剂泄露，或者泵工作过热，液态载冷剂回路超压等异常时，及时发出告警信号，或通过控制液态载冷剂回路的阀和泵，自动实施应急关断措施。
47.在一些实施例中，如图2至图3所示，用于各个用户子系统的各个冷却单元是相互独立的，从而实现独立的引气温度调节。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：各冷却单元独立工作，可以实现按需调节引气温度，防止对冷量的浪费；或者当某冷却单元关断时，不影响其他用户子系统的引气温度控制性能。
48.在一些实施例中，如图2至图3所示，一个或多个用户子系统包括空气准备系统、机翼防冰系统、以及制冷温控系统。当然，上述用户子系统仅仅是示例，本领域技术人员在本技术公开内容的基础上可以理解，也可采用其他合适数量的用户子系统(例如，一个、两个、四个等)，也可采用上述图示用户子系统之外的其它用户子系统，而不脱离本技术权利要求的保护范围。
49.在一些实施例中，如图2至图3所示，每个冷却单元还设有液态载冷剂入口压力传感器i_ps和液态载冷剂出口压力传感器o_ps，液态载冷剂入口压力传感器i_ps和液态载冷剂出口压力传感器o_ps分别位于冷却单元内液态载冷剂回路的入口位置和冷却单元内液态载冷剂回路的出口位置。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：监控载冷剂回路的超压故障，压力超过阈值时发出相应告警或自动关闭回路；监测载冷剂回路的低压故障(例如发生回路载冷剂泄漏)，并发出响应的告警；两个压力传感器配合，计算冷却单元的出口、入口压差，作为冷却单元过冷结冰告警的条件。
50.在一些实施例中，每个冷却单元还设有液态载冷剂入口温度传感器和液态载冷剂出口温度传感器，液态载冷剂入口温度传感器和液态载冷剂出口温度传感器分别位于冷却单元内液态载冷剂回路的入口位置和冷却单元内液态载冷剂回路的出口位置。根据上述技术方案，本发明的飞机发动机引气液冷系统能起到以下有益技术效果：监控液态载冷剂入口温度和液态载冷剂出口温度，温度超出阈值时发出相应告警或自动关闭回路。
51.在实施本发明的飞机发动机引气液冷系统时，可以有如下考虑因素：
52.考虑因素1：明确从发动机压气机端抽引的引气温度、压力范围，用于计算prsov下游的温度。本发明中，预冷器和风扇空气阀门(fav)可以取消，完全依靠制冷剂的冷量，通过载冷剂实现对发动机引气的冷却；也可以保留预冷器和fav的设计，用于提供一定程度的初步冷却，液冷系统提供进一步的引气冷却功能。
53.考虑因素2：明确发动机引气系统的下游用户子系统数量，及各自的引气温度需求。例如机翼防冰，考虑用气量的经济性考虑，在不同的结冰环境下可能有不同的热气温度
需求。该步骤用于为设计冷却单元(cu)的性能提供输入。
54.考虑因素：计算蒸发制冷单元(vcu)的制冷功率需求。这里，主要考虑发动机引气从发动机端到用户系统入口的流量、温度降低、热效率损失、飞机运行包线等。对于保留预冷器和fav的方案，需要权衡预冷器性能和气液辅助冷却能力的分配。另外，还要考虑飞机两侧发动机引气系统，一侧辅助冷却失效时的冗余，即考虑单侧辅助冷却系统对双侧发动机引气的冷却能力。
55.考虑因素4：根据气液辅助冷却系统的制冷功率，设计计算设备的性能和尺寸。包括但不限于——蒸发制冷单元：制冷剂量、冷凝器尺寸、压缩机转速、膨胀阀尺寸；载冷剂分配单元：载冷剂量、泵功率、载冷剂-制冷剂换热器尺寸；冷却单元：流量调节阀尺寸、液-液换热器尺寸、气-液换热器尺寸。
56.考虑因素5：考虑冷却单元(cu)的数量和布置。本发明中所涉及的cu数量，根据飞机的实际构型而决定，可以对每个引气用户系统独立设置一个cu，如图2所示；而如果引气用户子系统对引气的预冷温度没有特殊要求，或者不需要精确调控，也可以使用一个冷却单元进行引气预冷，再分别送至下游系统。对于cu的布置，可以灵活布局在机上合适位置，但是尽量靠近预冷器，缩短高温发动机引气管路的长度。
57.考虑因素6：对冷却单元(cu)，设计其内部热交换器。采用双级换热器的方案，防止高温引气与过冷的载冷液直接换热，可以提高换热效率，并避免冷凝结冰问题。设计换热器时，冷却单元的引气出口温度为控制目标，通过lrv调节载冷剂流量来实现；cu的最大载冷剂流量下，保证能够满足cu出口引气最低温度需求。
58.考虑因素7：设计控制器。根据系统的工作需求，梳理控制需求，并布置为实现引气温度闭环控制、以及冷却系统正常监控所需的传感器；同时，完成控制器的接口梳理，并考虑安全性等因素，进行控制器的软硬件研制。这里的控制器，可以是单独的控制器，也可以是与机上其他系统共用控制器，或者驻留在飞机航电系统，即对控制器的架构不做限制。
59.根据本发明的一实施例，飞机包括如以上任一方面所述的飞机发动机引气液冷系统。根据上述技术方案，本发明的飞机能起到以下有益技术效果：能提高对发动机引气冷却的能力，避免预冷器设计尺寸过大。
60.以上对本发明的具体实施方式进行了描述，但本领域技术人员将会理解，上述具体实施方式并不构成对本发明的限制，本领域技术人员可以在以上公开内容的基础上进行多种修改，而不超出本发明的范围。

技术特征：
1.一种飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，所述飞机发动机引气液冷系统包括蒸发制冷单元、载冷剂分配单元、以及一个或多个冷却单元；其中，所述蒸发制冷单元通过蒸发循环原理提供制冷剂的冷量，并将冷的制冷剂输送至所述载冷剂分配单元，从而与所述载冷剂分配单元内的液态载冷剂进行换热以实现对液态载冷剂的冷却，所述载冷剂分配单元将冷却后的液态载冷剂输送至所述一个或多个冷却单元，从而与所述一个或多个冷却单元内的引气进行换热以实现对引气的冷却，经所述一个或多个冷却单元冷却的引气输送至相应的一个或多个用户子系统。2.如权利要求1所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，所述飞机发动机引气液冷系统还包括控制器，所述控制器配置成根据位于所述一个或多个冷却单元上游的总引气温度传感器、以及位于一个或多个用户子系统入口的引气温度传感器所测得的温度，控制所述一个或多个冷却单元内的相应液体流量调节阀的开度，从而控制所述一个或多个用户子系统入口的引气温度。3.如权利要求2所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，所述控制器还配置成控制所述蒸发制冷单元内的泵和阀，从而控制所述制冷剂的温度。4.如权利要求2所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，所述控制器还配置成控制所述载冷剂分配单元内的泵，从而控制每个液态载冷剂输送回路的关断/打开状态，进而控制每个冷却单元和用户子系统引气冷却的关断/打开。5.如权利要求1所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，所述蒸发制冷单元的冷凝器布置在冲压空气风道中。6.如权利要求1所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，所述载冷剂分配单元包括泵和阀，所述泵用于实现液态载冷剂至所述一个或多个冷却单元的输送，所述阀独立设置在各液态载冷剂输送回路中。7.如权利要求1所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，每个冷却单元包括液液换热器和气液换热器，所述液液换热器用于液态载冷剂的预热，所述气液换热器设置在所述液液换热器下游且用于液态载冷剂与引气换热。8.如权利要求2所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，所述控制器还配置成对所述飞机发动机引气液冷系统的各部件进行监控，当发生异常时，及时发出告警信号，或通过控制液态载冷剂回路的阀和泵，自动实施应急关断措施。9.如权利要求1所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，用于各个用户子系统的各个冷却单元是相互独立的，从而实现独立的引气温度调节。10.如权利要求1所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，每个冷却单元还设有液态载冷剂入口压力传感器和液态载冷剂出口压力传感器，所述液态载冷剂入口压力传感器和所述液态载冷剂出口压力传感器分别位于冷却单元内液态载冷剂回路的入口位置和冷却单元内液态载冷剂回路的出口位置。11.如权利要求1所述的飞机发动机引气液冷系统，其特征在于，每个冷却单元还设有液态载冷剂入口温度传感器和液态载冷剂出口温度传感器，所述液态载冷剂入口温度传感器和所述液态载冷剂出口温度传感器分别位于冷却单元内液态载冷剂回路的入口位置和冷却单元内液态载冷剂回路的出口位置。12.一种飞机，包括如权利要求1-11中任一项所述的飞机发动机引气液冷系统。

技术总结
本发明涉及飞机发动机引气液冷系统及包括该系统的飞机。该飞机发动机引气液冷系统包括蒸发制冷单元、载冷剂分配单元、以及一个或多个冷却单元；其中，蒸发制冷单元通过蒸发循环原理提供制冷剂的冷量，并将冷的制冷剂输送至载冷剂分配单元，从而与载冷剂分配单元内的液态载冷剂进行换热以实现对液态载冷剂的冷却，载冷剂分配单元将冷却后的液态载冷剂输送至一个或多个冷却单元，从而与一个或多个冷却单元内的引气进行换热以实现对引气的冷却，经一个或多个冷却单元冷却的引气输送至相应的一个或多个用户子系统。根据上述技术方案，本发明能起到以下有益技术效果：能提高对发动机引气冷却的能力，避免预冷器设计尺寸过大。避免预冷器设计尺寸过大。避免预冷器设计尺寸过大。


技术研发人员：左泽轩 张瑶 薛战东 张学玲 段春
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
技术研发日：2023.02.03
技术公布日：2023/4/29