一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统的制作方法

1.本发明涉及飞机空调系统技术领域，具体是一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统。


背景技术：

2.为了保证飞机在不同应用场景下均能够为人员提供适宜温度，需要设置空调系统，目前飞机空调系统主要有空气循环和蒸发循环2类。
3.空气循环多从发动机引气，经初级热交换器冷却后再经涡轮冷却器膨胀降温，获取冷空气作为座舱的供给空气，涡轮做功带动压气机、风扇等装置，将热能转化为可用功制冷，制热时直接利用发动机引气加热，技术成熟，结构简单，但制冷系数cop值较低，多用于各型军用飞机。
4.蒸发循环是将制冷剂在系统中周而复始的压缩、冷凝、膨胀和蒸发，从而将热能从高温环境转移到低温环境中，实现制冷，制热效果较差，多辅助电加热或提取发动机滑油热量；但电辅热会消耗一部分电功率，从滑油散热器提取热量会影响散热效果，降低发动机可靠性，多用于以活塞发动机为动力的通航飞机。
5.一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统是为基础教练机研发的一种空调系统，受发动机功率限制只能采用蒸发循环制冷，但涡桨发动机对散热要求较高，为保证发动机可靠性，无法提供滑油热量。综上，为保证基础教练机特殊的使用需求，少量提取发动机引气为驾驶舱加热。。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于提供一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，以解决上述背景技术中提出的问题。
7.本发明的技术方案是：一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，包括空调系统，所述空调系统与飞机共形设计，分别布置在发动机舱、驾驶舱以及后设备舱，所述发动机舱开设有进气口，所述后设备舱开设有冷却器排风口以及冷却器进风口，所述驾驶舱上安装有控制面板，所述述控制面板上设置有仪表出风口以及温度控制面板，所述驾驶舱内设置有除霜风口，地板出风口，所述发动机舱(a)内置有发动机，还包括；
8.引气模块，所述引气模块设置在发动机舱内；
9.通风换热模块，所述通风换热模块设置在驾驶舱；
10.压缩机及冷却器模块，所述压缩机及冷却器模块均设置在后设备舱内，所述冷却器模块包括冷却器、控制器以及冷凝风机组，所述冷凝风机组和压缩机均与控制器连接，所述冷却器、控制器以及冷凝风机组均设置在后设备舱内，所述冷凝风机组的出风端朝向冷却器，所述压缩机与通风换热模块通过高压管路连通，所述冷却器安装在高压管路上，所述冷却器上开设有冷却器排风口以及冷却器进风口；
11.其中，所述引气模块可从进气口处引入冲压空气，也可从发动机引入高温、高压空
气，所述引气模块还可以实现不同气路间的切换，为所述驾驶舱内的通风换热模块提供冲压或热空气，所述驾驶舱内的通风换热模块可切换进入驾驶舱的气流，实现所述驾驶舱内换气、加热和风挡除霜等功能，所述压缩机及冷却器模块工作时产生的高温、高压制冷剂液体经高压管路进入所述驾驶舱内的通风换热模块，所述通风换热模块包含离心风机组和蒸发器，在所述离心风机组和蒸发器的控制下实现驾驶舱控温，所述驾驶舱内的通风换热模块还设置有循环进气口，所述通风换热模块接着循环进气口使风流在驾驶舱循环。
12.优选的，所述发动机上设置有用于引入空气的发动机引气口，所述引气模块与发动机引气口之间设置有用于连通两者的环控引气管，所述引气模块通过环控引气管从发动机引气口处引入发动机内的高温、高压空气，用于对所述驾驶舱进行加热处理。
13.优选的，所述环控引气管上安装有电磁关断阀、压力调节和关断阀。
14.优选的，所述发动机的进气口内和进气口内共同固定安有发动机整流罩；其中，所述引气模块可从发动机整流罩处的进气口处引入冲压空气，为驾驶舱提供新鲜空气，发动机整流罩采用埋入式固定在进气口内，所述发动机整流罩能够为驾驶舱提供足够的冲压空气，又减小飞行阻力。
15.优选的，所述控制面板上设置有。
16.优选的，所述引气模块的环控引气管上的电磁关断阀和压力调节和关断阀均可实现管路关断，所述电磁关断阀和压力调节和关断阀均采取了裕度设计。
17.优选的，所述引气模块还包括空气混合组件，所述空气混合组件包括壳体，所述壳体开设有入端口以及出口端，所述入端口与驾驶舱连通，所述出口端与发动机的引气孔连通，所述壳体内设置了温度传感器组件。
18.优选的，所述温度传感器组件设置了第一温度传感器和第二温度传感器。
19.优选的，所述空气混合组件还包括电控蝶阀组件，所述电控蝶阀组件包安装在入口端上的第一电控蝶阀和安装在出口端上的第二电控蝶阀。
20.优选的，所述通风换热模块包括三通管、离心风机组以及蒸发器，所述蒸发器安装在离心风机组上，所述离心风机组通过三通管与入口端连通，所述三通管与驾驶舱连通，所述三通管上安装有分配阀组件，所述分配阀组件包括安装三通管上的旋转阀壳体、转动安装阀体内的旋转阀芯以及与阀芯连接的电机，所述仪表出风口以、除霜风口以及地板出风口均与三通管连接。
21.本发明通过改进在此提供一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，与现有技术相比，具有如下改进及优点：
22.其一：本发明通过设置有压缩机及冷却器模块内的控制器可实时接收温度传感器的信号，并可实现制冷、加热和通风等机构联动控制，控制模块体积小，重量轻集，成性高，并可将故障检测信息传输给飞机。
23.其二：后设备舱内的压缩机及冷却器模块的冷凝器组件采用与飞机共形设计，从飞机左侧冷却器进风口处引入冲压空气，加大了凝风机组件引气量，提高了冷凝器的散热效果，换热后热空气经飞机右侧排气口排出，飞机高速飞行时的动压加大了热空气排出效果，进一步保证了冷凝器的散热效果。
24.其三：本发明的空调系统可在地面制冷，不需要地面空调车配合工作，有效降低了太阳辐射对驾驶舱的影响。
附图说明
25.下面结合附图和实施例对本发明作进一步解释：
26.图1为本发明在飞机上的结构示意图；
27.图2为本发明的空气混合组件结构示意图；
28.图3为本发明的分配阀组件结构示意图；
29.图4为本发明的工作原理图；
30.图5是本发明的控制面板结构示意图。
31.附图标记说明：
32.1、引气模块；101、发动机引气口；102、环控引气管；103、电磁关断阀；104、压力调节和关断阀；105、空气混合组件；106、发动机整流罩；1051、第一电控蝶阀；1052、第二电控蝶阀；1053、第一温度传感器；1054、第二温度传感器；2、通风换热模块；201、三通管；202、离心风机组；203、蒸发器；204、分配阀组件；2041、旋转阀壳体；2042、旋转阀芯；2043、电机；205、电控蝶阀组件；3、冷却器模块；301、压缩机；302、控制器；303、冷凝风机组；304、冷却器；4、冷却器排风口；5、冷却器进风口；6、循环进气口；7、naca进气口；8、仪表出风口；9、除霜风口；10、地板出风口；11、温度控制面板；a、发动机舱；b、驾驶舱；c、后设备舱。
具体实施方式
33.下面对本发明进行详细说明，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
34.本发明通过改进在此提供一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，本发明的技术方案是：
35.如图1-图5所示一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，包括空调系统，所述空调系统与飞机共形设计，分别布置在发动机舱a、驾驶舱b以及后设备舱c，发动机舱a开设有naca进气口7，后设备舱c开设有冷却器排风口4以及冷却器进风口5，述控制面板上设置有仪表出风口8以及温度控制面板11，驾驶舱内设置有除霜风口9，地板出风口10，述控制面板上设置有仪表出风口8以及温度控制面板11，驾驶舱内设置有除霜风口9，地板出风口10，所述发动机舱(a)内置有发动机，还包括；
36.引气模块1，引气模块1设置在发动机舱a内；
37.通风换热模块2，通风换热模块2设置在驾驶舱b；
38.压缩机301及冷却器模块3，压缩机301及冷却器模块3均设置在后设备舱c内，冷却器模块3包括冷却器304、控制器302以及冷凝风机组303，冷凝风机组303和压缩机301均与控制器302连接，冷却器304、控制器302以及冷凝风机组303均设置在后设备舱c内，冷凝风机组303的出风端朝向冷却器304，压缩机301与通风换热模块2通过高压管路连通，冷却器304安装在高压管路上，冷却器304上开设有冷却器排风口4以及冷却器进风口5；
39.其中，引气模块1可从naca进气口7处引入冲压空气，也可从发动机引入高温、高压空气，引气模块1还可以实现不同气路间的切换，为驾驶舱b内的通风换热模块2提供冲压或热空气，驾驶舱b内的通风换热模块2可切换进入驾驶舱b的气流，实现驾驶舱b内换气、加热
和风挡除霜等功能，压缩机301及冷却器模块3工作时产生的高温、高压制冷剂液体经高压管路进入驾驶舱b内的通风换热模块2，通风换热模块2包含离心风机组202和蒸发器203，在离心风机组202和蒸发器203的控制下实现驾驶舱b控温，驾驶舱b内的通风换热模块2还设置有循环进气口6，通风换热模块2接着循环进气口6使风流在驾驶舱b循环。
40.通过上述可知，整个系统由飞机高负载汇流条供电，并可检测发动机引气温度、压力和驾驶舱温度等信息，相关信息经通信总线传输给飞机主控计算机，实现故障检测、隔离。
41.进一步的，发动机上设置有用于引入空气的发动机引气口101，引气模块1与发动机引气口101之间设置有用于连通两者的环控引气管102，引气模块1通过环控引气管102从发动机引气口101处引入发动机内的高温、高压空气，用于对驾驶舱b进行加热处理。
42.进一步的，环控引气管102上安装有电磁关断阀103、压力调节和关断阀104；
43.其中，引气模块1经环控引气管102、电磁关断阀103和压力调节和关断阀104对从发动机引入的气体进行了降温、减压处理。
44.进一步的，发动机的进气口内和naca进气口7内共同固定安有发动机整流罩106；其中，引气模块1可从发动机整流罩106处的naca进气口7处引入冲压空气，为驾驶舱提供新鲜空气。
45.进一步的，发动机整流罩106采用埋入式固定在naca进气口7内，发动机整流罩106能够为驾驶舱b提供足够的冲压空气，又减小飞行阻力。
46.进一步的，引气模块1的环控引气管102上的电磁关断阀103和压力调节和关断阀104均可实现管路关断，电磁关断阀103和压力调节和关断阀104均采取了裕度设计。
47.进一步的，引气模块1还包括空气混合组件105，空气混合组件105包括壳体，壳体开设有入端口以及出口端，入端口与驾驶舱b连通，出端口与发动机的引气孔连通，壳体内设置了温度传感器组件。
48.由此可知，可实时监控空气混合组件105内温度，超温时告警并自动关闭电磁关断阀103、压力调节和关断阀104，有效防止下游管路超温。
49.进一步的，温度传感器组件设置了第一温度传感器1053和第二温度传感器1054。通过设置第一温度传感器1053和第二温度传感器1054，第一温度传感器1053和第二温度传感器1054检测到数值可以进行对比，提高测量精度，还可以提高整个系统的可靠性，当某个传感器出现故障时，整个系统可以继续正常工作，提高了系统可靠性。
50.进一步的，空气混合组件105还包括电控蝶阀组件205，电控蝶阀组件205包安装在入口端上的第一电控蝶阀1051和安装在出口端上的第二电控蝶阀1052。
51.其中，入口端第一电控蝶阀1051打开时可将舱外冲压空气引入驾驶舱b，关闭时可防止发动机引气反向流出，出口端第二电控蝶阀1052打开时可将舱外冲压空气或发动机引气引入驾驶舱b，关闭时可防止驾驶舱b内空气反向流出。
52.进一步的，通风换热模块2包括三通管201、离心风机组202以及蒸发器203，蒸发器203安装在离心风机组202上，离心风机组202通过三通管201与入口端连通，三通管201与驾驶舱b连通，三通管201上安装有分配阀组件204，分配阀组件204包括安装三通管201上的旋转阀壳体2041、转动安装阀体内的旋转阀芯2042以及与阀芯连接的电机2043，仪表出风口8以、除霜风口9以及地板出风口10均与三通管201连接。
53.其中，冲压空气、发动机引气以及驾驶舱(b)内空气均可经进风离心风机组(202)、蒸发器203进入驾驶舱b，共用风道，较少管路，方便布局和安装，驾驶舱通风换热模块2内的分配阀组件204为旋转阀结构，电机2043驱动旋转阀芯2042在旋转阀壳体2041内旋转切换气流方向，实现驾驶舱换气、风挡除霜和驾驶舱加热等功能。
54.工作原理：发动机舱a内的引气模块1可从发动机整流罩106上的进气口处引入冲压空气，也可从发动机引气口101处引取发动机内的高温、高压空气；从发动机整流罩106上的进气口处引入的冲压空气经空气混合组件105进入驾驶舱b；从发动机引气口101处引取的发动机引气经环控引气管102降温后经关断电磁阀、压力调节和关断阀104进入空气混合组件105；空气混合组件105与发动机整流罩106的连接处设置有电控蝶阀，当从发动机引入热空气时该阀门关闭；空气混合组件105内安装有温度传感器，可实时监控空气混合组件105内空气温度，超温时向控制器302输出告警信息；电磁阀、压力调节和关断阀104都具有自动关断能力，在控制器302的驱动下关断发动机引气，防止驾驶舱b超温；压力调节和关断阀104还具有减压功能，可将发动机引气减至预定压力，防止下游管路超压；空气混合组件105出口端设置有电控蝶阀，可关闭引气模块1，防止驾驶舱b内空气反向流出；引气模块1提供的冲压空气或发动机引气经三通管201、离心风机组202、蒸发器203和分配阀、进入驾驶舱b；驾驶舱b内安装有空调控制面板，可供前后舱驾驶员分别调节空调的工作模式和风量，当空调系统处于外通风模式时，冲压空气经进气口进入驾驶舱b，此时电控蝶阀、开启，电磁关断阀103、压力调节和关断阀104、控蝶阀组件关闭，飞行员可通过空调控制面板、调节离心风机组202的转速，改变进入驾驶舱b内的风量，当空调系统处于内通风模式时，电控蝶阀、关闭，控蝶阀组件打开，驾驶舱b内空气经引气口进入驾驶舱b通风换热模块2；当空调系统处于加热模式时，电控蝶阀、电磁关断阀103、压力调节和关断阀104开启，电控蝶阀、控蝶阀组件关闭，从发动机引取的热空气进入驾驶舱b，飞行员控制压力调节和关断阀104的输出流量进而实现驾驶舱b温度调节；当空调系统处于除霜模式时，在电机2043的驱动下，旋转阀芯2042转动到旋转阀壳体2041的相应位置，将旋转阀内热空气供向风挡，实现风挡除霜；飞行员还可通过空调控制面板、控制电机2043驱动旋转阀芯2042转动到旋转阀壳体2041的其它位置，控制驾驶舱b内空气流向仪表板或地板等位置；当空调系统处于制冷模式时，低温、低压制冷剂蒸汽进入压缩机301吸气口，被压缩成高温、高压气体进入冷凝器组件；高温、高压气体在冷凝器组件内通过冷凝风机组303进行换热冷，凝成高温、高压液体后进入蒸发器203；制冷剂液体通过蒸发器203内的电子膨胀阀节流形成低温低压液体后进入蒸发器203进行换热，吸收热量，蒸发成低温、低压的制冷剂气体再进入压缩机301，完成制冷循环；冷凝器组件与飞机共形设计，从飞机左侧的引气口处引入冲压空气，加大了凝风机组件的引气量，提高了冷凝器的散热效果，换热后热空气经飞机右侧排气口排出，飞机高速飞行时的动压加大了热空气排出效果，进一步保证了冷凝器的散热效果；一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统可检测发动机引气温度、压力和驾驶舱b温度等信息，相关信息经通信总线传输给飞机主控计算机，实现故障检测、隔离；一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统由飞机高负载汇流条供电，工作电压，可在地面制冷。
55.上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱
离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

技术特征：
1.一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，包括空调系统，其特征在于：所述空调系统与飞机共形设计，分别布置在发动机舱(a)、驾驶舱(b)以及后设备舱(c)，所述发动机舱(a)开设有naca进气口(7)，所述后设备舱(c)开设有冷却器排风口(4)以及冷却器进风口(5)，所述驾驶舱(b)上安装有控制面板，所述述控制面板上设置有仪表出风口(8)以及温度控制面板(11)，所述驾驶舱内设置有除霜风口(9)，地板出风口(10)，所述发动机舱(a)内置有发动机，还包括；引气模块(1)，所述引气模块(1)设置在发动机舱(a)内；通风换热模块(2)，所述通风换热模块(2)设置在驾驶舱(b)；压缩机(301)及冷却器模块(3)，所述压缩机(301)及冷却器模块(3)均设置在后设备舱(c)内，所述冷却器模块(3)包括冷却器(304)、控制器(302)以及冷凝风机组(303)，所述冷凝风机组(303)和压缩机(301)均与控制器(302)连接，所述冷却器(304)、控制器(302)以及冷凝风机组(303)均设置在后设备舱(c)内，所述冷凝风机组(303)的出风端朝向冷却器(304)，所述压缩机(301)与通风换热模块(2)通过高压管路连通，所述冷却器(304)安装在高压管路上，所述冷却器(304)上开设有冷却器排风口(4)以及冷却器进风口(5)；其中，所述引气模块(1)可从naca进气口(7)处引入冲压空气，也可从发动机引入高温、高压空气，所述引气模块(1)还可以实现不同气路间的切换，为所述驾驶舱(b)内的通风换热模块(2)提供冲压或热空气，所述驾驶舱(b)内的通风换热模块(2)可切换进入驾驶舱(b)的气流，实现所述驾驶舱(b)内换气、加热和风挡除霜等功能，所述压缩机(301)及冷却器模块(3)工作时产生的高温、高压制冷剂液体经高压管路进入所述驾驶舱(b)内的通风换热模块(2)，所述通风换热模块(2)包含离心风机组202和蒸发器203，在所述离心风机组202和蒸发器203的控制下实现驾驶舱(b)控温，所述驾驶舱(b)内的通风换热模块(2)还设置有循环进气口(6)，所述通风换热模块(2)接着循环进气口(6)使风流在驾驶舱(b)循环。2.根据权利要求1所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述发动机上设置有用于引入空气的发动机引气口(101)，所述引气模块(1)与发动机引气口(101)之间设置有用于连通两者的环控引气管(102)，所述引气模块(1)通过环控引气管(102)从发动机引气口(101)处引入发动机内的高温、高压空气，用于对所述驾驶舱(b)进行加热处理。3.根据权利要求2所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述环控引气管(102)上安装有电磁关断阀(103)、压力调节和关断阀(104)。4.根据权利要求1所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述发动机的进气口内和naca进气口(7)内共同固定安有发动机整流罩(106)；其中，所述引气模块(1)可从发动机整流罩106处的naca进气口(7)处引入冲压空气，为驾驶舱提供新鲜空气，发动机整流罩(106)采用埋入式固定在naca进气口内，所述发动机整流罩(106)能够为驾驶舱(b)提供足够的冲压空气，又减小飞行阻力。5.根据权利要求4所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述控制面板上设置有。6.根据权利要求3所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述引气模块(1)的环控引气管(102)上的电磁关断阀(103)和压力调节和关断阀(104)均可实现管路关断，所述电磁关断阀(103)和压力调节和关断阀(104)均采取了
裕度设计。7.根据权利要求1所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述引气模块(1)还包括空气混合组件(105)，所述空气混合组件(105)包括壳体，所述壳体开设有入端口以及出口端，所述入端口与驾驶舱(b)连通，所述出口端与发动机的引气孔连通，所述壳体内设置了温度传感器组件。8.根据权利要求7所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述温度传感器组件设置了第一温度传感器(1053)和第二温度传感器(1054)。9.根据权利要求7所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述空气混合组件(105)还包括电控蝶阀组件(205)，所述电控蝶阀组件(205)包安装在入口端上的第一电控蝶阀(1051)和安装在出口端上的第二电控蝶阀(1052)。10.根据权利要求7所述的一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，其特征在于：所述通风换热模块(2)包括三通管(201)、离心风机组(202)以及蒸发器(203)，所述蒸发器(203)安装在离心风机组(202)上，所述离心风机组(202)通过三通管(201)与入口端连通，所述三通管(201)与驾驶舱(b)连通，所述三通管(201)上安装有分配阀组件(204)，所述分配阀组件(204)包括安装三通管(201)上的旋转阀壳体(2041)、转动安装阀体内的旋转阀芯(2042)以及与阀芯连接的电机(2043)，所述仪表出风口(8)以、除霜风口(9)以及地板出风口(10)均与三通管(201)连接。

技术总结
本发明涉及飞机空调系统技术领域，具体是一种基础教练机用蒸发循环制冷发动机引气加热空调系统，包括空调系统与飞机共形设计，分别布置在发动机舱、驾驶舱以及后设备舱，所述发动机舱开设有进气口，所述后设备舱开设有冷却器排风口以及冷却器进风口，所述驾驶舱上安装有控制面板，所述述控制面板上设置有仪表出风口以及温度控制面板，所述驾驶舱内设置有除霜风口，地板出风口，所述发动机舱内置有发动机，还包括；引气模块，本发明通过设置有压缩机及冷却器模块内的控制器可实时接收温度传感器的信号，并可实现制冷、加热和通风等机构联动控制，控制模块体积小，重量轻集，成性高，并可将故障检测信息传输给飞机。可将故障检测信息传输给飞机。可将故障检测信息传输给飞机。


技术研发人员：黄从成 李东洋 徐兴林 杨柳 王海陆
受保护的技术使用者：芜湖中科飞机制造有限公司
技术研发日：2022.11.04
技术公布日：2023/4/4