本發(fā)明屬于直升機環(huán)控系統(tǒng)設計領域，具體涉及一種引射散熱可控的空氣循環(huán)系統(tǒng)。

背景技術：

固定翼飛機的簡單式空氣循環(huán)系統(tǒng)主要由絕對壓力調節(jié)器1、散熱器2、渦輪3、風扇4、水分離器5、噴霧器6、冷邊進風道7、冷邊出風道8等組成，其基本原理為：由發(fā)動機送來的高溫高壓氣體，經(jīng)絕對壓力調節(jié)器1調節(jié)后，到散熱器2冷卻降溫，流入渦輪冷卻器3，渦輪冷卻器對風扇4膨脹做功，在渦輪冷卻器中空氣膨脹到所需的座艙空氣壓力，經(jīng)水分離器5分離后，干空氣進入座艙，液態(tài)水由噴霧器6噴灑到散熱器外表面強化冷卻，其中風扇4有時作為單純耗能的負載(見圖2)；有時又作為散熱器抽風、引射空氣之用(見圖3)。

現(xiàn)有技術中，具有受調節(jié)的冷源的飛行器環(huán)境控制系統(tǒng)直接應用于直升機，將會因懸停或地面開車無法散熱而尚失功能、因高溫熱氣損壞渦輪冷卻器例如專利號CN103249643A提到了一種用于飛行器的空氣調節(jié)系統(tǒng)包括至少一個空氣調節(jié)組件，該空氣調節(jié)組件為了散熱目的能夠連接至飛行器的至少一個冷卻空氣入口并且被設計為用以對空氣進行冷卻以及用以將空氣在機艙壓力下引入到飛行器的客艙中。能夠獨立操作的冷卻設備設計為用以對流冷卻空氣入口的環(huán)境空氣進行冷卻。再如專利號為CN103612761A的發(fā)明專利中提到了一種被動吸收冷量的開式空氣制冷循環(huán)裝置，包括與發(fā)動機引氣相連的空氣渦輪制冷通道和被動吸收冷量通道。其中，所述被動吸收冷量通道包括初級散熱器、次級散熱器、冷量閥、冷凝器出口空氣經(jīng)冷量閥與冷風道內，熱邊位于空氣渦輪制冷通道。通過設置被動吸收冷量組件，從發(fā)動機高壓引氣用于座艙的循環(huán)冷卻，減小了專門的沖壓空氣進氣口面積，能夠大幅尖山飛機性能代償損失，滿足高性能作戰(zhàn)飛機的隱身需求，并具有制冷量大、體積小、可靠性高的優(yōu)點。再如專利號為CN103612760A的中國發(fā)明專利中提到了一種被動吸收冷量的開式空氣制冷循環(huán)裝置，包括均與發(fā)動機引氣相連的空氣渦輪制冷通道和主動回收冷量通道。其中，所述主動回收冷量通道包括初級散熱器，次級散熱器、冷量閥、增壓水箱、空氣活門、發(fā)動機高壓引氣依次經(jīng)冷量閥、增壓水箱與冷風道連通，發(fā)動機外涵引氣經(jīng)空氣活門與冷風道相連，初級散熱器和次級散熱器冷邊位于冷風道內，熱邊位于空氣渦輪制冷通道，通過設置主動回收冷量組件，從發(fā)動機高壓引氣用于座艙的循環(huán)冷卻，不需要專門的沖壓空氣進氣口，能夠大幅減少飛機性能代償損失，能滿足高性能作戰(zhàn)飛機的隱身需求，并具有制冷量大、體積小、可靠性高的優(yōu)點。

直升機區(qū)別于固定翼飛機，它能空中懸停，倘若將該上述專利中提到的空氣循環(huán)系統(tǒng)直接應用于直升機，將會因懸?；虻孛骈_車無法散熱而尚失功能、因高溫熱氣損壞渦輪冷卻器。

技術實現(xiàn)要素：

鑒于上述問題，本發(fā)明專利提供了一種引射散熱可控的空氣循環(huán)系統(tǒng)，使直升機懸?；虻孛骈_車時，能正常使用。

本發(fā)明引射散熱可控的空氣循環(huán)系統(tǒng)，經(jīng)過絕對壓力調節(jié)器的高溫高壓氣體流經(jīng)引射艙外的冷卻散熱器，之后通過渦輪冷卻器對設置在所述引射艙外的冷卻散熱器側方的風扇做功，同時，經(jīng)過渦輪冷卻器的氣體進一步通過水分離器的分離后輸送給直升機座艙，經(jīng)過絕對壓力調節(jié)器的高溫高壓氣體還通過第一管道延伸至設置有冷卻散熱器所在的通道出風口，且在所述第一管道尾端設置有引射器，引射器噴口方向與出風口風向一致。

優(yōu)選的是，所述第一管道上設置有引射控制閥。

上述方案中優(yōu)選的是，所述風扇設置在所述冷卻散熱器與引射器之間。

上述方案中優(yōu)選的是，經(jīng)過絕對壓力調節(jié)器的高溫高壓氣體還通過第二管道延伸至水分離器的進口處。

上述方案中優(yōu)選的是，所述第二管道上設置有加溫控制閥。

本發(fā)明專利的關鍵技術主要有以下幾點：

1)所述系統(tǒng)中在冷邊出風道內布置引射器，用于引射環(huán)境空氣；

2)所述系統(tǒng)中在引射器前布置引射控制閥，使引射散熱可控；

3)所述系統(tǒng)中渦輪冷卻器對風扇做功，風扇抽吸環(huán)境空氣冷卻散熱器，使渦輪冷卻器的輸出功得到有效利用；

4)所述系統(tǒng)中由水分離器分離出來的水通過噴霧器噴灑在散熱器上，增強散熱能力。

本發(fā)明通過引射器率先引射艙外環(huán)境空氣冷卻散熱器，降低渦輪冷卻器入口空氣溫度，有利于保證系統(tǒng)在直升機懸?；虻孛婀ぷ鳠o沖壓空氣時能平穩(wěn)工作，有利于提高渦輪冷卻器的使用壽命。因風扇已開啟，并抽吸艙外空氣冷卻散熱器，關閉引射器，以減少發(fā)動機引氣量，降低發(fā)動機功率消耗。

附圖說明

圖1為本發(fā)明專利引射散熱可控的空氣循環(huán)系統(tǒng)示意圖。

圖2為現(xiàn)有技術中風扇作為單純耗能負載的空氣循環(huán)系統(tǒng)示意圖。

圖3為現(xiàn)有技術中風扇作為散熱器抽氣、引射空氣的空氣循環(huán)系統(tǒng)示意圖。

其中，1-絕對壓力調節(jié)器；2-冷卻散熱器；3-渦輪冷卻器；4-風扇；5-水分離器；6-噴霧器；7-冷邊進風道；8-冷邊出風道；9-引射控制閥；10-引射器；11-加溫控制閥。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下面結合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護范圍的限制。

下面通過實施例對本發(fā)明做進一步詳細說明。

如圖1所示，一種引射散熱可控的空氣循環(huán)系統(tǒng)，包括絕對壓力調節(jié)器1、散熱器2、渦輪冷卻器3、風扇4、水分離器5、噴霧器6、冷邊進風道7、冷邊出風道8、引射控制閥9、引射器10和加溫控制閥11等。

由發(fā)動機引氣口引出的高溫高壓氣體，進入絕對壓力調節(jié)器1進行調節(jié)，使其出口壓力為恒定值，之后分成兩路，一路進入引射器10，另一路進入主系統(tǒng)。具體的，經(jīng)過絕對壓力調節(jié)器1的高溫高壓氣體流經(jīng)引射艙外的冷卻散熱器2，之后通過渦輪冷卻器3對設置在所述引射艙外的冷卻散熱器2側方的風扇4做功，同時，經(jīng)過渦輪冷卻器3的氣體進一步通過水分離器5的分離后輸送給直升機座艙，其特征在于，經(jīng)過絕對壓力調節(jié)器1的高溫高壓氣體還通過第一管道延伸至設置有冷卻散熱器2所在的通道出風口，且在所述第一管道尾端設置有引射器10，引射器10噴口方向與出風口風向一致

系統(tǒng)啟動前率先打開設置在第一管道上的引射控制閥9，高速氣體通過引射器10孔口噴出，引射艙外環(huán)境空氣，冷卻散熱器2，使渦輪冷卻器3入口的空氣溫度不至于過高，3min后，引射控制閥9關閉，引射器10停止工作。

進入主系統(tǒng)的高溫高壓氣體，經(jīng)散熱器2后冷卻降溫，在渦輪冷卻器3中對風扇4膨脹做功，風扇4抽吸艙外環(huán)境空氣與散熱器2進行熱交換，渦輪冷卻器3出口空氣變?yōu)榈蜏亍⒌蛪旱臍庖簝上嗷旌衔铮?jīng)設置在第二管道上的水分離器5氣液分離后干空氣進入座艙，液態(tài)水由噴霧器6噴灑到散熱器2外表面。冷天加溫時，加溫控制閥11打開，高溫空氣流經(jīng)加溫控制閥11后，與渦輪冷卻器3出口過來的低溫氣體混合，當混合氣體溫度達到設定值后進入座艙，為座艙加溫除霧。

最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發(fā)明各實施例技術方案的精神和范圍。