充分利用能源的空气循环式飞机环境控制系统

摘要

一种充分利用能源的空气循环式飞机环境控制系统属飞机环境控制技术，其主要特点是，把发动机压气机引气压力作为飞机环境控制系统的入口压力，大气压力作为飞机环境控制系统的出口压力，使飞机环境控制系统进出口压力比等于发动机压气机引气的增压比。且采用两级涡轮膨胀、做功、降温，两只涡轮的输出功都传送给一只压气机，构成一个由两只涡轮一只压气机组成的升压式系统，同时采用冲压空气涡轮和压气机构成逆升压式系统来利用冲压空气的能量，降低冲压空气的温度。

说明书

本发明的充分利用能源的空气循环式飞机环境控制系统所涉及的是飞机环境控制技术。

目前在飞机上普遍使用的空气循环式飞机环境控制系统，所使用的能源主要是由发动机压气机引出的高温高压空气和由大气引入的冲压空气。

对于发动机压气机引出的高温高压空气，飞机环境控制系统主要是利用其内能，通过涡轮膨胀做功，使空气温度降低来进行制冷。但是目前的飞机环境控制系统以及专利US5086622-A和专利US5014518-A所提出的系统，都没有充分利用发动机压气机引气所具有的能量。例如，现代歼击机在海平面高度以马赫数0.9的速度飞行时，发动机压气机引气的压力为16kg/cm²，压气机引气的增压比为15.49。而飞机环境控制系统的入口压力为引气压力调节器的出口压力，它通常限制在7kg/cm²以下；飞机环境控制系统的出口压力为座舱压力，在海平面高度飞行时约为1.033kg/cm²。因此飞机环境控制系统进出口之间实际利用的压力比只有6.78，远低于发动机压气机引气的增压比15.49。表1给出了现代歼击机在不同高度不同马赫数时的发动机压气机引气的增压比和飞机环境控制系统所实际利用的压力比。从表1可看出，目前的飞机环境控制系统所利用的压力比都远远低于发动机压气机引气的增压比。而且高度越高，利用率越低。发动机压气机引气增压比的大小反映了发动机给予引气的能量大小。而飞机环境控制系统进出口压力比的大小则表示飞机环境控制系统所利用的能量的大小。后者远小于前者，表明目前的飞机环境控制系统远远没有充分利用发动机压气机引气所具的能量。

        表1歼击机在热天飞行中的引气参数

专利US5014518-A提出的系统，把入口压力提高到接近引气压力的水平，但是出口压力仍然是座舱压力。因此它也没有充分利用引气的能量。

由大气引入的冲压空气也具有能量。表2给出了不同高度和马赫数时冲压空气的增压比。但是目前的飞机环境控制系统以及专利US5086622-A和专利US5014518-A所提出的系统，都没有把这部分能量充分利用起来。

目前的空气循环式飞机环境控制系统存在的另一个问题是，没有区分座舱通风换气所需空气与座舱、电子设备舱制冷所需空气的不同特点而分别对待，而是把两者合而为一。从发动机压气机高压级引出一股空气，既用于座舱通风换气，也用于座舱和电子设备舱制冷。这种设计是飞机环境控制系统浪费能源的又一个主要根源。原因有两个，一是用于制冷的空气如果同时用于座舱通风换气，则制冷系统的出口压力不能低于座舱压力，因而不能充分利用引气所具有的能量，造成浪费。二是单纯只用于座舱通风换气的空气所需压力是很低的，只要大于座舱压力加管道压降即可。如果这部分空气也从发动机压气机高压级引气，则由此造成的发动机功率损失将比引用低压空气增大几倍、十几倍、甚至更多。例如夏天当气温为40℃时，某机以M＝0.9的速度在海平面高度飞行，此时发动机压气机高压级引气的压力约为16kg/cm²，温度约为474℃。如果引用的低压空气的压力为1.75kg/cm²，温度为90.73℃，则高压引气造成的发动机功率损失约为低压引气的8.6倍。这是相当大的浪费。对于座舱通风换气所需空气流量远大于座舱、电子设备舱制冷所需空气流量的旅客机，这种浪费显得特别严重。

                 表2冲压空气的参数

飞行高度H(km)  0  11  18飞行马赫数M  0.9  2  2大气压力p_H(kg/cm²)  1.033  0.242  0.0809冲压空气压力p_H^*(kg/cm²)  1.747  1.894  0.633冲压空气增压比  1.69  7.82  7.82

本发明的目的在于提供一种能把发动机压气机引气所具有的能量和冲压空气所具有的能量充分利用起来，使飞机环境控制系统的性能系数Cop进一步大幅度提高的空气循环式飞机控制系统。

本发明充分利用发动机压气机引气所具有的能量的技术方案，是把发动机压气机引气压力p₀作为飞机环境控制系统的入口压力p_in，把大气压力p_H作为飞机环境控制系统的出口压力p_ex，使飞机环境控制系统进出口压力比ε_A等于发动机压气机引气的增压比π₀，从而使发动机压气机引气所具有的能量被充分地利用起来。为有效地利用发动机压气机引气所具有的能量，本发明采用两级涡轮膨胀做功、降温。两只涡轮的输出功率都传送给一只压气机，构成一个具有两只涡轮一只压气机的升压式系统。为了适应涡轮进口压力变化和调节流量的需要，两只涡轮均采用喷咀截面积可调的变截面涡轮。为了获得干燥空气，用第一级涡轮与冷凝器、回热器和高压水分离器构成高压除水系统。为防止冷凝器结冰，第一级涡轮的出口温度在低空时不低于2℃。对于座舱和电子设备舱的冷却，本发明都采用热交换器，用第二级涡轮出口的冷空气，对座舱和电子设备舱进行冷却。

冲压空气在飞机环境控制系统中用来作为散热器的冷源(吸热介质)，降低它的温度有利于提高飞机环境控制系统的性能系数Cop。为此，本发明充分利用冲压空气所具有的能量的技术方案是采用冲压空气涡轮和压气机构成逆升压式系统，用它来利用冲压空气的能量，驱动涡轮压气机机组，通过涡轮膨胀做功，降低冲压空气的温度。为了适应冲压空气压力变化和调节流量的需要，冲压空气涡轮也采用喷咀截面积可调的变截面涡轮。

根据座舱通风换气所需空气与座舱、电子设备舱制冷所需空气的不同特点，为减少浪费，本发明把单纯用于座舱通风换气的空气改为从发动机压气机低压级引气，只把用于座舱、电子设备舱制冷用的空气从发动机压气机高压级引气。对于同时用于座舱、电子设备舱制冷和座舱通风换气的空气，从发动机压气机高压级引气，而后从第二级涡轮的入口处取出供入座舱，用于座舱通风换气。

此外，为了充分利用能量，本发明还取用冷却过座舱和电子设备舱之后排出的空气作为发动机压气机的高温高压引气的初级散热器的冷风源。

本发明可以有各种具体的实施方案。

附图1，为本发明用于现代歼击机的一种实施方案。

附图2，为本发明用于现代旅客机的一种实施方案。

图中T₁、T₂、T₃为涡轮，C_a、C_b为压气机。其中T₁、T₂、C_a为一涡轮压气机机组，T₃、C_b为另一涡轮压气机机组。图中标号1、2、3、5为空气——空气热交换器，4为空气——液体热交换器，图中的A、B₁、B₂、C₁、C₂、C₃、C₄、C₅、D、E为控制阀门，f为单向活门，Ra为冲压空气。

附图1与附图2的不同之处在于，附图1中的座舱CB的通风换气的空气是从涡轮T₂的入口处引出一部分空气供入座舱，而座舱排气则送入热交换器(4)的冷风道，用于冷却电子设备舱。而附图2中的座舱CD的通风换气的空气，是从发动机压气机EC的低压级引气，而后利用热交换器(5)与座舱排气进行热交换，使其温度接近座舱温度。除此之外，附图1与附图2完全相同，现按附图1详细叙述如下：

在座舱需要冷却时，由发动机压气机EC引出的高温高压空气首先通过热交换器(1)，由热交换器(4)排出的冷空气进行冷却，而后进入压气机C_a进行升压升温，然后通过热交换器(2)，由冲压空气进行冷却。冲压空气的温度由涡轮T₃压气机C_b构成的逆升压式系统进行降温，在此系统中，冲压空气先通过涡轮T₃膨胀降温，而后通过热交换器(2)的冷风道，最后由压气机C_b升压后排出机外。通过热交换器(2)冷却后的空气进入由涡轮T₁、回热器RH、冷凝器CD和高压水分离器WE构成的高压除水系统。通过此系统进行降温降压减湿除水之后，再通过涡轮T₂进一步降温降压成为温度很低的冷空气，用于冷却座舱CB和电子设备舱EL。其中一部分冷空气通过热交换器(3)对由风机(6)驱动的座舱再循环空气和供入座舱的新鲜空气进行冷却；另一部分冷空气与热交换器(3)排出的冷空气和座舱排气混合后通过热交换器(4)对电子设备舱的循环冷却电子设备的液体进行冷却。由热交换器(4)排出的冷空气再通过热交换器(1)的冷风道，对发动机压气机EC高压级引气进行冷却，然后排出机外。

系统运行中，发动机压气机高压级引气流量主要通过改变涡轮T₁和T₂的喷咀截面积进行控制，阀门A在多数情况下是全开的，只在少数情况下起辅助控制作用。座舱温度由阀门B₁和B₂进行控制。此时阀门E关闭。座舱通风流量由阀门D控制。阀门C₁、C₂、C₃、C₄、C₅对于热交换器(2)的冷风道的控制方法如下：在地面时或飞行速度很低时，打开阀门C₃、C₅，关闭阀门C₁、C₄，打开并调节C₂阀门，引适当数量的高压引气驱动涡轮T₃，带动压气机C_b，对热交换器(2)的冷风道进行抽气，使之产生合符需要的冷风道流量；在高速飞行中，关闭阀门C₂、C₃、C₅，打开阀门C₁、C₄，利用冲压空气产生冷风道流量，同时利用冲压空气的能量驱动涡轮T₃，带动压气机C_b，通过涡轮膨胀做功，降低冲压空气的温度。此时冷风道流量靠改变涡轮T₃的喷咀截面积进行控制。在某些低速飞行中，如果需要直接引用冲压空气，则可以关闭阀门C₂、C₅，打开并调节阀门C₃，使之产生合符需要的冷风道流量。此时阀门C₁、C₄的开、关，可根据需要确定。

在座舱需要加温时，关闭阀门B₁，完全打开阀门B₂，使涡轮T₂出口冷空气全部流入热交换器(4)的冷风道。同时调节涡轮T₁和T₂的喷咀截面积，使流量符合电子设备舱冷却的需要。与此同时打开并调节阀门E，引适当数量的高温空气供入座舱，对座舱进行加温。此时座舱温度由阀门E控制。

所有控制机构均由微机智能控制器按照最佳运行的要求统一进行控制。

为了说明本发明的可行性和优点，以采用现有元器件为依据，对本发明的附图1的实施例进行了设计计算。计算的主要结果列于表3之中。

由表3数据可以看出，该系统达到的性能系统Cop很高。与目前的歼击机环境控制系统相比，在H＝0，M＝0.9时，Cop提高了1.5倍左右；在H＝11km，M＝2时，Cop提高了2.9倍左右；在H＝18km，M＝2时，Cop提高了2.8倍左右。这充分说明，在器件水平相同的条件下，本发明可以大幅度地、成倍地提高飞机环境控制系统的性能系数Cop。这是本发明的主要优点。除此之外，本发明还有如下优点：

(1)本发明可以大幅度地减少代偿损失。

由表3中的发动机压气机引气流量和冲压空气流量的数据可求得，该系统与具有同样制冷能力的目前的歼击机飞机环境控制系统相比，由引气和冲压空气造成的代偿损失，在H＝0，M＝0.9时，约可减少69％左右；在H＝11km，M＝2时，约可减少83％左右；在H＝18km，M＝2时，约可减少81％左右。而由系统重量引起的代偿损失增加得却不多。因此总的来说，仍然是大幅度地减少了代偿损失。

表3  附图1系统设计计算数据

(2)本发明可以适用于现代高马赫数飞行的飞机。

提高飞行马赫数是现代飞机的发展方向之一，也是现代飞机区别于老式飞机的主要特征之一。但是飞行马赫数的提高将使冲压空气温度随之提高。高到一定程度之后，冲压空气将不再是冷风源，散热器将不能利用冲压空气进行散热，从而使系统失去制冷能力。因此目前的飞机环境控制系统不能适用飞行马赫数更高的飞机。而本发明则不同，它可以利用冲压空气的能量驱动涡轮压气机机组，通过涡轮膨胀做功，把冲压空气的温度降下来，使它在高马赫数飞行时仍然可以充当散热器的有效的冷风源。例如在H＝11km，M＝2时，冲压空气温度高达156℃，而通过涡轮降温之后，散热器(2)的冷风道进口温度只有4.4℃左右。因此，本发明可以适用于现代高马赫数飞行的飞机。马赫数越高，本发明的优点越明显。

(3)本发明的可行性好。

本发明没有采用过去和现在都没有的，需要重新研制的器件。本发明采用的喷咀截面积可调的变截面涡轮在波音707飞机上已经使用过。本发明采用的压气机、热交换器、高压水分离器等等都是目前的飞机环境控制系统中所使用的器件。没有特殊的要求。因此，实现本发明没有不可克服的困难，本发明是完全可以实现的。