一种带油箱增压的唇口热气防冰系统及防冰方法

摘要

本发明提出了一种带油箱增压的唇口热气防冰系统及防冰方法，通过设计带油箱增压的唇口热气防冰系统，将两者进行融合，最大限度共用资源，实现系统功能的同时节省重量和安装空间；本发明通过上述设置较好地实现了唇口热气防冰系统和油箱引气增压系统综合设计，减少了系统硬件数量，可以节省重量和安装空间，降低成本的同时也提高了系统的维护性。

说明书

技术领域

本发明属于航空航天引气技术领域，具体地说，涉及一种带油箱增压的唇口热气防冰系统及防冰方法。

背景技术

亚音速飞机在结冰气象条件下飞行时，云层中的过冷水滴撞击并冻结在发动机唇口表面，会造成飞机气动性能下降，甚至会出现唇口表面积冰脱落进入发动机，造成发动机损伤的情况，影响飞机安全，所以亚音速飞机需设置唇口防冰系统，而一种较为常见的形式的唇口热气防冰系统则是从发动机引气至唇口。另一方面，为了保证飞机燃油按照预定顺序实现输油，并保证燃油泵入口的燃油压力，一般需设计油箱引气增压系统，从发动机引入气体，为不同位置的油箱进行增压，确保燃油系统工作正常。

目前国内外大多数飞机均设计彼此独立的唇口防冰系统和油箱引气增压系统。系统构成复杂，制造和维护成本高。尤其是对于中小型飞机，会浪费宝贵的重量和空间资源。

发明内容

本发明针对现有技术的上述缺陷，提出了一种带油箱增压的唇口热气防冰系统及防冰方法，通过设计带油箱增压的唇口热气防冰系统，将两者进行融合，最大限度共用资源，实现系统功能的同时节省重量和安装空间；本发明通过上述设置较好地实现了唇口热气防冰系统和油箱引气增压系统综合设计，减少了系统硬件数量，可以节省重量和安装空间，降低成本的同时也提高了系统的维护性。

本发明具体实现内容如下：

本发明提出了一种带油箱增压的唇口热气防冰系统，用于对飞机进行油箱增压和热气防冰；所述系统包括发动机、引气通道、唇口热气防冰管路、温度传感器、压力调节关断活门、压力传感器、控制盒、电缆；

所述发动机和引气通道都分别设置两组；所述引气通道包括发动机引气管路、单向活门、油箱增压引气管路；

两组引气通道中的所述发动机引气管路的一端连接各自对应的发动机，另一端通过对应的单向活门与唇口热气防冰管路连接；两个所述油箱增压引气管路分别通过一端插接到对应的发动机引气管路上位于单向活门和唇口热气防冰管路之间的位置处；

所述唇口热气防冰管路一端与油箱增压引气管路连接后，另一端端口设置唇口；所述温度传感器、压力调节关断活门、压力传感器依次设置在唇口热气防冰管路的中段，且温度传感器位于靠近油箱增压引气管路的一侧，压力传感器位于靠近唇口的一侧；

所述控制盒通过电缆分别与温度传感器、压力调节关断活门、压力传感器控制连接。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述唇口热气防冰管路与所述油箱增压引气管路通过三通接头进行连接。

一种带油箱增压的唇口热气防冰方法，基于上述的一种带油箱增压的唇口热气防冰系统，使用带油箱增压的唇口热气防冰系统进行唇口防冰处理和油箱增压处理，具体包括以下操作：

对于油箱增压处理：采用两个发动机将气源引气到发动机引气管路，经过单向活门输送到唇口热气防冰管路中，然后通过唇口热气防冰管路分配一部分引气到油箱增压引气管路，并通过油箱增压引气管路输送到油箱中进行油箱增压；

采用唇口热气防冰管路输送引气到唇口进行唇口防冰处理。

为了更好地实现本发明，进一步地，在实际操作时，判断是否需要进行唇口防冰处理：

当判断为不需要进行唇口防冰处理时：通过控制盒控制压力调节关断活门关断，阻断唇口热气防冰管路内的引气输送到唇口；

当判断为需要进行唇口防冰处理时：通过控制盒控制压力调节关断活门连通，将唇口热气防冰管路内的引气输送到唇口进行防冰。

为了更好地实现本发明，进一步地，在通过控制盒控制压力调节关断活门连通进行唇口防冰处理的过程中时，还需要判断是否继续保持连通，具体判断方法为：设置高度门限值、大气总温门限值、发动机转速门限值、飞机余油量门限值、温度测量要求值、压力测量要求值，所述高度门限值和温度测量要求值通过过往的地面结冰风洞试验获得的统计经验值；所述大气总温门限值为过往对大气总温环境测量得到的统计经验值；所述压力测量要求值为对过往压力进行数据测量得到的在增压和引气防冰情形下优先满足增压需求可以实现的最低的压力值；所述发动机转速门限值和飞机余油量门限值为根据实际型号的发动机和飞机在增压和引气防冰两种情形下优先满足增压需求可以实现时的最低需求值；然后进行以下判断：

判断1：判断高度是否大于高度门限值；

判断2：判断大气总温是否高于大气总温门限值；

判断3：判断发动机转速是否低于发动机转速门限值且飞机余油量高于飞机余油量门限值；

判断4：判断温度测量值是否高于温度测量要求值；

判断5：判断压力测量值是否低于压力测量要求值；

以上五条判断中任一一条的判断结果为“是”时，通过控制盒控制压力调节关断活门关断；

以上五条判断的判断结果都不为“是”时，通过控制盒控制压力调节关断活门连通。

为了更好地实现本发明，进一步地，当判断3、判断5的判断结果为“是”时，认定当前引气量不足，不进行唇口的防冰引气处理，通过控制盒控制压力调节关断活门关断，优先保证油箱增压获取足够引气，保证飞行安全。

为了更好地实现本发明，进一步地，当判断1、判断2、判断4的判断结果为“是”时，认定唇口防冰处理过程中的引气异常。

为了更好地实现本发明，进一步地，在判断为需要进行唇口防冰处理时的情况中，在通过控制盒控制压力调节关断活门连通之前，还需要判断是否可以进行连通操作，具体判断为：设置高度门限值、大气总温门限值、发动机转速门限值、飞机余油量门限值、温度测量要求值，所述高度门限值和温度测量要求值通过过往的地面结冰风洞试验获得的统计经验值；所述大气总温门限值为过往对大气总温环境测量得到的统计经验值；所述发动机转速门限值和飞机余油量门限值为根据实际型号的发动机和飞机在增压和引气防冰两种情形下优先满足增压需求可以实现时的最低需求值；然后进行以下判断：

判断一：高度小于高度门限值；

判断二：大气总温低于大气总温门限值；

判断三：发动机转速高于发动机转速门限值或飞机余油量低于飞机余油量门限值；

判断四：温度测量值低于温度测量要求值；

以上四条判断中任一一条的判断结果为“是”时，通过控制盒控制压力调节关断活门保持关断；

以上四条判断的判断结果都不为“是”时，通过控制盒控制压力调节关断活门连通。

为了更好地实现本发明，进一步地，当判断三的判断结果为“是”时，认定当前引气量不足，不进行唇口的防冰引气处理，通过控制盒控制压力调节关断活门保持关断，优先保证油箱增压获取足够引气，保证飞行安全。

为了更好地实现本发明，进一步地，当判断一、判断二、判断四的判断结果为“是”时，认定唇口防冰处理过程中的引气异常。

本发明与现有技术相比具有以下优点及有益效果：

本发明通过设计带油箱增压的唇口热气防冰系统，将两者进行融合，最大限度共用资源，实现系统功能的同时节省重量和安装空间；本发明通过上述设置较好地实现了唇口热气防冰系统和油箱引气增压系统综合设计，减少了系统硬件数量，可以节省重量和安装空间，降低成本的同时也提高了系统的维护性。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

其中：1、发动机引气管路，2、单向活门，3、油箱增压引气管路，4、唇口热气防冰管路，5、温度传感器，6、压力调节关断活门，7、压力传感器，8、控制盒，9、电缆。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作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。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例提出了一种带油箱增压的唇口热气防冰系统，用于对飞机进行油箱增压和热气防冰；如图1所示，所述系统包括发动机、引气通道、唇口热气防冰管路4、温度传感器5、压力调节关断活门6、压力传感器7、控制盒8、电缆9；

所述发动机和引气通道都分别设置两组；所述引气通道包括发动机引气管路1、单向活门2、油箱增压引气管路3；

两组引气通道中的所述发动机引气管路1的一端连接各自对应的发动机，另一端通过对应的单向活门2与唇口热气防冰管路4连接；两个所述油箱增压引气管路3分别通过一端插接到对应的发动机引气管路1上位于单向活门2和唇口热气防冰管路4之间的位置处；

所述唇口热气防冰管路4一端与油箱增压引气管路3连接后，另一端端口设置唇口；所述温度传感器5、压力调节关断活门6、压力传感器7依次设置在唇口热气防冰管路4的中段，且温度传感器5位于靠近油箱增压引气管路3的一侧，压力传感器7位于靠近唇口的一侧；

所述控制盒8通过电缆9分别与温度传感器5、压力调节关断活门6、压力传感器7控制连接；

进一步地，所述唇口热气防冰管路4与所述油箱增压引气管路3通过三通接头进行连接。

实施例2：

本实施例提出了一种带油箱增压的唇口热气防冰方法，基于上述的一种带油箱增压的唇口热气防冰系统，使用带油箱增压的唇口热气防冰系统进行唇口防冰处理和油箱增压处理，具体包括以下操作：

对于油箱增压处理：采用两个发动机将气源引气到发动机引气管路1，经过单向活门2输送到唇口热气防冰管路4中，然后通过唇口热气防冰管路4分配一部分引气到油箱增压引气管路3，并通过油箱增压引气管路3输送到油箱中进行油箱增压；

采用唇口热气防冰管路4输送引气到唇口进行唇口防冰处理。

进一步地，在实际操作时，判断是否需要进行唇口防冰处理：

当判断为不需要进行唇口防冰处理时：通过控制盒8控制压力调节关断活门6关断，阻断唇口热气防冰管路4内的引气输送到唇口；

当判断为需要进行唇口防冰处理时：通过控制盒8控制压力调节关断活门6连通，将唇口热气防冰管路4内的引气输送到唇口进行防冰。

进一步地，在通过控制盒8控制压力调节关断活门6连通进行唇口防冰处理的过程中时，还需要判断是否继续保持连通，具体判断方法为：设置高度门限值、大气总温门限值、发动机转速门限值、飞机余油量门限值、温度测量要求值、压力测量要求值，所述高度门限值和温度测量要求值通过过往的地面结冰风洞试验获得的统计经验值；所述大气总温门限值为过往对大气总温环境测量得到的统计经验值；所述压力测量要求值为对过往压力进行数据测量得到的在增压和引气防冰情形下优先满足增压需求可以实现的最低的压力值；所述发动机转速门限值和飞机余油量门限值为根据实际型号的发动机和飞机在增压和引气防冰两种情形下优先满足增压需求可以实现时的最低需求值；然后进行以下判断：

判断1：判断高度是否大于高度门限值；

判断2：判断大气总温是否高于大气总温门限值；

判断3：判断发动机转速是否低于发动机转速门限值且飞机余油量高于飞机余油量门限值；

判断4：判断温度测量值是否高于温度测量要求值；

判断5：判断压力测量值是否低于压力测量要求值；

以上五条判断中任一一条的判断结果为“是”时，通过控制盒8控制压力调节关断活门6关断；

以上五条判断的判断结果都不为“是”时，通过控制盒8控制压力调节关断活门6连通。

工作原理：带油箱增压的唇口热气防冰系统主要由控制盒8、压力调节关断活门6、单向活门2、温度传感器5、压力传感器7、发动机引气管路1、唇口热气防冰管路4、油箱增压引气管路3等组成。

当不需要进行唇口防冰时，控制盒8控制压力调节关断活门6关断，不进行唇口防冰引气，但油箱增压引气管路3可以正常进行引气，不受影响。当需要进行唇口防冰时，控制盒8控制盒会先采集高度、大气总温、发动机转速、飞机余油量及唇口热气防冰系统的温度传感5器测量值等，满足限制条件时将压力调节关断活门6通电打开，引气通过压力调节关断活门6到达唇口进行防冰，压力调节关断活门6可实现引气自主调压，限制最大引气流量，保证引气流量不超过限制条件，保证发动机正常工作。此时唇口防冰和油箱增压都在通过发动机引气管路1引气。在此过程中控制盒会实时采集高度、大气总温、发动机转速、飞机余油量及唇口热气防冰系统的温度传感器5和压力传感器7测量值等，保证引气温度在合理范围内，保证唇口安全，同时在引气量不足时，停止唇口防冰引气，优先保证油箱增压获取足够引气，保证飞行安全。

本发明较好地实现了唇口热气防冰系统和油箱引气增压系统综合设计，减少了系统硬件数量，可以节省重量和安装空间，降低成本的同时也提高了系统的维护性。

工作时候的具体操作如下：

通过发动机引气管路1从两台发动机的气源进行引气，发动机处于不同工况条件下，引气的参数也会随之改变，发动机引气管路1的每条支路上设置有单向活门2，用来防止引气串流，保证引气安全。引气经过单向活门2后进入唇口热气防冰管路4。唇口热气防冰管路4通过三通接头与油箱增压引气管路3连接，将一部分引气分配用于油箱增压。

当不需要进行唇口防冰时，控制盒8控制压力调节关断活门6关断，不进行唇口防冰引气，但油箱增压引气管路3可以正常进行引气，不受影响。

当需要进行唇口防冰时，控制盒8先采集高度、大气总温、发动机转速、飞机余油量及温度传感器5测量值等信息，进行以下判断：

判断一：高度小于高度门限值；

判断二：大气总温低于大气总温门限值；

判断三：发动机转速高于发动机转速门限值或飞机余油量低于飞机余油量门限值；

判断四：温度测量值低于温度测量要求值；

以上四条判断中任一一条的判断结果为“是”时，通过控制盒控制压力调节关断活门保持关断；

以上四条判断的判断结果都不为“是”时，通过控制盒控制压力调节关断活门连通。

控制盒8将压力调节关断活门6通电打开，此时引气通过压力调节关断活门6到达唇口进行防冰。其中判断三是为了优先保证油箱增压引气正常工作而设置，当引气量不足时，不进行唇口防冰引气，优先保证油箱增压获取足够引气，保证飞行安全。其余三条是为了唇口防冰引气正常工作而设置。

此时唇口防冰和油箱增压都在通过发动机引气管路1引气，在此过程中：

压力调节关断活门6可实现自主调压，限制最大引气流量，保证引气流量不超过限制条件，保证发动机正常工作；

控制盒8会实时采集高度、大气总温、发动机转速、飞机余油量及温度传感器5和压力传感器7测量值等信息，进行以下判断：

判断1：判断高度是否大于高度门限值；

判断2：判断大气总温是否高于大气总温门限值；

判断3：判断发动机转速是否低于发动机转速门限值且飞机余油量高于飞机余油量门限值；

判断4：判断温度测量值是否高于温度测量要求值；

判断5：判断压力测量值是否低于压力测量要求值；

控制盒8将压力调节关断活门6断电关闭，停止唇口防冰引气，上述所有条件都不满足时，控制盒8将压力调节关断活门6重新开启，重新进行唇口防冰引气。其中判断3、判断5是为了优先保证油箱增压引气正常工作而设置，当引气量不足时，控制压力调节关断活门6关断，停止唇口防冰引气，优先保证油箱增压引气，保证飞行安全。其余三条是为了唇口防冰引气正常工作而设置。

控制盒8与温度传感器5、压力调节关断活门6和压力传感器7通过电缆9连接，实现信息交互。

本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。