一种飞机机翼油箱散热系统及方法与流程

1.本发明涉及飞机系统设计技术领域，尤其涉及一种飞机机翼油箱散热系统及方法。


背景技术：

2.随着民用飞机的多电/全电化，机载设备的发热功率越来越大，散热需求随之增大。在民机上的制冷功能主要是由环控系统中的空调子系统承担，通过在机腹开口引入冲压空气在换热器冷流道中进行冷时的传输，并最终为机内提供制冷。若仅使用冲压空气作为未来电气化民机机载设备的散热，必定会增大对冲压空气的依赖，并且会带来更大的燃油代偿损失，所以需要设计出新的制冷方式或找到飞机上可利用热沉。燃油本身带有限的冷量，而且民用飞机油箱大部分布置于机翼中，飞机飞行过程中机翼与高空冷空气会有热量交换；若充分的利用此热交换过程中的冷量，则可充分的提高飞机的制冷能力，本发明正是考虑到这一点而进行发明设计的。
3.在航空领域中，特别是军用飞机领域，存在一些使用蒙皮换热装置给飞机燃油散热的技术解决方案或结构。例如专利cn108100273a中提供一种燃油散热方案，其使用飞机机翼蒙皮本身的“结构散热效应”对机翼油箱中的燃油进行散热，为了使机翼上蒙皮的散热效应得到利用，设置了至少一个喷嘴将燃油箱中的燃油喷至机翼油箱上表面进行散热；该专利使用机翼上蒙皮进行散热，且未专门使用相应的蒙皮换热器，飞机上蒙皮会受到太阳辐射温度会上升，影响蒙皮换热效果。另外，在民机领域，为了防业燃油箱中油温过高，导致燃油发生爆燃的风险上升，燃油箱中燃油的散热则使用了空调系统中的冷量制冷，如在专利cn 105644794 a的方案中，通过使用空气循环冷却系统或液体冷却系统对中央翼油箱中的燃油进行散热；但该方案无法对空调系统的制冷产生影响。
4.因此，有必要研究一种使用蒙皮换热器的飞机机翼油箱散热系统及方法来应对现有技术的不足，以解决或减轻上述一个或多个问题。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供了一种使用蒙皮换热器的飞机机翼油箱散热系统及方法，能够实现飞机机翼油箱燃油散热功能，降低燃油箱中油温，提升燃油中储存的冷量。
6.一方面，本发明提供一种飞机机翼油箱散热系统，所述散热系统包括机翼油箱、燃油管路、蒙皮换热器、电驱动泵、液位计、第一开关阀、第二开关阀和控制器；
7.所述蒙皮换热器设置在机翼的下蒙皮上，且所述蒙皮换热器与所述下蒙皮融合连接；
8.所述机翼油箱通过所述燃油管路与所述蒙皮换热器连通形成回路；随所述回路内燃油的流动方向，所述回路中依次设有所述机翼油箱、所述第一开关阀、所述蒙皮换热器、所述电驱动泵和所述第二开关阀；
9.所述液位计设置在所述机翼油箱内；
10.所述第一开关阀、所述第二开关阀、所述电驱动泵和所述液位计均与所述控制器电连接。
11.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述融合连接具体连接方式为所述蒙皮换热器的下蒙皮面与对应位置的所述下蒙皮为同一蒙皮。
12.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述蒙皮换热器为逆流式多流道气液换热器；所述蒙皮换热器的换热翅片与所述下蒙皮紧密贴合设置。
13.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述下蒙皮处设有第一温度传感器，所述机翼油箱内设有第二温度传感器；所述第一温度传感器和所述第二温度传感器均与所述控制器电连接。
14.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述蒙皮换热器后面的燃油管路上设有第三温度传感器，所述第三温度传感器与所述控制器电连接。
15.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述燃油管路上设有流量计和压力传感器，所述流量计和所述压力传感器均与所述控制器电连接。
16.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述回路中还设有止回阀，且所述止回阀、所述第二开关阀和所述机翼油箱的流入口依次设置。
17.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述散热系统还包括隔板，所述隔板设于飞机机翼内空间中并将该内空间分割成上下两个腔室；所述机翼油箱设于两腔室中的上腔室内，所述蒙皮换热器设于两腔室中的下腔室内。
18.另一方面，本发明提供一种飞机机翼油箱散热方法，所述方法采用如上任一所述的散热系统来实现；
19.所述方法的步骤包括：
20.s1、采集飞机的飞行状态信号，判断飞机是否处于飞行状态；若是，进入下一步，否则继续采集和判断；
21.s2、判断所述散热系统是否满足散热条件，若是，则进入下一步，否则继续判断；
22.所述散热条件包括：机翼油箱内的实时燃油液位高于满油液位的1/3；
23.s3、控制器控制第一开关阀、第二开关阀打开，并控制电驱动泵启动，进行燃油散热；
24.s4、监测散热系统的运行参数，判断是否满足停止散热条件；若是，则进入下一步，否则，继续散热，同时继续监测和判断；
25.所述停止散热条件为机翼油箱内的实时燃油液位不高于满油液位的1/3或飞机处于地面；
26.s5、所述控制器关闭所述电驱动泵，并关闭所述第一开关阀和所述第二开关阀。
27.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，步骤s2中的散热条件还包括：机翼油箱内燃油的实时温度高于所述下蒙皮的实时温度；
28.步骤s4中所述停止散热条件还为：经蒙皮散热器散热后的燃油实时温度低于所述机翼油箱内燃油的实时温度，且差值大于预设阈值。
29.与现有技术相比，上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：本发明的方案通过在民用飞机机翼中设置于下机翼蒙皮融合的蒙皮换热器，实现对机翼油箱
中的燃油进行散热降温的功能，散热效率高，且结构设置便捷、合理，散热过程安全、稳定。
30.当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有技术效果。
附图说明
31.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
32.图1是本发明一个实施例提供的使用蒙皮换热器的民用飞机机翼油箱散热系统架构图；
33.图2是本发明一个实施例提供的蒙皮换热器流道结构的俯视图；
34.图3是本发明一个实施例提供的机翼油箱散热系统工作流程图。
35.其中，图中：
36.1、控制器；2、第一温度传感器；3、流量计；4、蒙皮换热器；5、第三温度传感器；6、电驱动泵；7、下蒙皮；8、上蒙皮；9、压力传感器；10、机翼油箱；11、第二温度传感器；12、燃油管路；13、隔板；14、液位计；15、止回阀；16、第一开关阀；17、第二开关阀。
具体实施方式
37.为了更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。
38.应当明确，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它实施例，都属于本发明保护的范围。
39.针对现有技术的不足，本发明提供一种使用蒙皮换热器的民用飞机机翼油箱散热系统，本发明散热系统的结构如图1所示，包括流量计3、温度传感器(第一温度传感器2、第二温度传感器11、第三温度传感器5)、压力传感器9、电驱动泵6、蒙皮换热器4、机翼油箱10、液位计14、机翼油箱散热系统的控制器1、止回阀15、第一开关阀16、第二开关阀17、燃油管路12和隔板13。
40.隔板13设置在机翼内，将机翼内空间分割成上下两个腔室。机翼油箱10设置在上腔室内，并盛放有需要散热的燃油。机翼油箱10的一端设有第一散热孔，另一端设有第二散热孔，第一、第二散热孔通过燃油管路分别与蒙皮换热器4的进口和出口连接。在第一散热孔和蒙皮换热器4进口之间的燃油管路上依次设有第一开关阀16和流量计3。在蒙皮换热器出口和第二散热孔之间的燃油管路上依次设有第三温度传感器5、电驱动泵6、压力传感器9、止回阀15和第二开关阀17。第一开关阀16、第二开关阀17、流量计3、第三温度传感器5、电驱动泵6、压力传感器9、止回阀15均与控制器1电连接。
41.在整个散热结构的燃油回路工作时，由于电驱动泵6的工作抽力，使得机翼油箱10中的燃油被抽出并依次流经设置在散热通道始端的第一开关阀16、流量计3、蒙皮换热器4、第三温度传感器5、电驱动泵6、压力传感器9、止回阀15和设置在散热通道末端的第二开关阀17，再进入机翼油箱10中。燃油在该循环过程中实现散热。电驱动泵6可以设置在燃油回路的任意一个位置，之所以选择设置在蒙皮换热器4后面是考虑到本发明中机翼油箱10和
蒙皮换热器4呈上下设置，而散热后的燃油从下往上流动时需要更大的动力，故而将电驱动泵6设置在由下往上流动的管路的底端，如此可以更好的保证燃油的循环流动。
42.本发明的蒙皮换热器整体安装于燃油箱下部，蒙皮换热器与机翼下表面蒙皮(即下蒙皮7)融合安装，具体地：蒙皮换热器整体呈长方体，长方体的底面为下蒙皮7，从而实现蒙皮换热器与下蒙皮的融合。这种结构设置，使得下蒙皮7作为蒙皮换热器的散热面实现与外部环境的能量交换。这里需要注意的是蒙皮换热器所占面积远小于整个机翼下蒙皮，也就是仅用下蒙皮的一部分，该部分可以称作设计段，作为蒙皮换热器的散热面。蒙皮换热器上部与油箱间以隔板13进行物理隔离，即前述的隔离成上下两个腔室。本发明之所选择下蒙皮作为蒙皮换热器的一部分而非向上采用上蒙皮8，原因在于机翼上面表蒙皮由于位于飞机上表面，与太阳光直接接触，存在太阳热辐热从而影响换热效率，并且上蒙皮8并非平面，而是在不同位置具有不同的曲率，与蒙皮换热器融合时需要蒙皮换热器的几何外形曲率与机翼上蒙皮8一致，设计、制造与安装成本都较高，不如平面结构的下蒙皮更加实用。
43.在本发明一个具体实施方式中，蒙皮换热器4是一种气/液式换热器，具体为逆流式单层多流道气液换热器，其中液体流路为燃油，气体为机翼下表面外的空气。燃油流动方向与飞行方向相反。飞机飞行过程中外界冷空气与燃油经蒙皮换热器翅片进行热交换，经热交换后燃油温度降低。如图2所示为该实施例中的蒙皮换热器简化流道结构的俯视图。蒙皮换热器4的换热器翅片与下蒙皮7紧密贴实连接。本发明中不建议使用多层流道的换热器，原因是换热器换热效率会降低；燃油流动方向也可采用与飞行方向相同的流动形式，本实施中仅描述与飞行方向相反的流动形式，原因是逆流形式的换热效率更高。蒙皮换热器进出口与燃油管路12刚性连接，其中燃油管路应为传统飞机上通用燃油传输使用的刚性硬管。
44.在本发明一个具体实施方式中，机翼油箱10中设有用于测量燃油液位高度的液位计14。液位计14与控制器1电连接，控制器接收液位计测量的燃油液位数据，并作为控制电驱动泵6、第一开关阀16以及第二开关阀17工作的依据。
45.燃油回路中传感器设备在燃油管路12上固定连接(结构不限)。第二温度传感器11设置在机翼油箱中，用于测量油箱中燃油的油温t2。第三温度传感器5设置在蒙皮换热器4后面的燃油回路中，用于测量井蒙皮换热器散热后的回路中燃油的温度t3。第一温度传感器2设置在机翼下表面处，用于测量机翼下表面蒙皮温度t1。第一温度传感器2的探测头优选与外界空气直接接触。三个温度传感器都与控制器1电连接，作为控制电驱动泵6、第一开关阀16以及第二开关阀17工作的依据。
46.本发明中第一开关阀16和第二开关阀17的设置是为了防止在散热系统未启动时燃油流入冷却回路中。为了保证燃油回路的合理安全输送，机翼油箱的流入口应配置于油箱上部，流出口应配置于油箱下部；油箱内液位计14的数量及安装位置的设计，应考虑飞机在起飞、爬升、下降、近进、降落阶段的燃油箱姿态对燃油液位计测量的影响。在一个具体实施方式中，机翼油箱中第二温度传感器11与液位计14数量各一个，目的是为了避免系统过于复杂。液位计14优选安装于油箱靠近机翼后缘部分，原因是保证飞机在下降、近进、降落过程中燃油箱姿态前倾油箱前液位高后液位低的情况下能够测量到满足散热要求的液位，从而保证燃油箱与散热系统的安全稳定运行。流量计3与燃油管路法兰连接，可使用体积流量计或质量流量计。隔板13的设置目的是保证散热系统各部件之间的物理隔离，保证燃油
箱在物理结构上的安全与稳定。
47.本发明中的散热系统，适用于飞机在飞行状态时的机翼油箱中燃油的散热。该散热系统工作逻辑与如流程图3所示。步骤包括：
48.第一步：在飞机发动机启动后，开始为机翼油箱散热系统中的测控部件供电；
49.第二步：飞机发送起落架接地信号至油箱散热系统，作为系统启动的判定信号；
50.第三步：机翼油箱内液位计探测油箱内燃油液位h，第二温度传感器11测量油箱内的油温t2，第一温度传感器2探测机翼下表面蒙皮温度t1，以上所有信号传输至控制器1，供控制器1判断使用；
51.第四步：当t1《t2且h高于油箱满油液位的1/3时，控制器1控制第一开关阀16和第二开关阀17打开，同时控制电驱动泵6启动，开始燃油散热；散热过程中第三温度传感器5测量经蒙皮换热器4散热后的燃油温度t3，并传输给控制器1，控制器1可以根据t2、t3和t1判断出散热效率等数据，可供有需要时使用；
52.前述的满油液位的1/3的判定条件，是以液位计14的读数信息为判定对象的；若同时配置多个液位计时，则以所有读数中的最低燃油液位读数为判定对象，即油箱内所能测量到的多个液位数值，有一个不满足满油液位1/3时，就不进行散热动作；
53.第五步：当燃油液位低于满油液位的1/3时，或者根据起落架接地信号判定飞机已安全降落时，或者t1与t2的温差低于预设的第一阈值时，或者t3与t2的温差低于预设的第二阈值时，控制器1控制电驱动泵6停止工作，系统停止散热运行。第一阈值为5℃，第二阈值为3℃。
54.以上对本技术实施例所提供的一种使用蒙皮换热器的民用飞机机翼油箱散热系统及方法，进行了详细介绍。以上实施例的说明只是用于帮助理解本技术的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本技术的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本技术的限制。
55.在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。在本技术中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“中”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本技术中的具体含义。本文中使用的术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，a和/或b，可以表示：单独存在a，同时存在a和b，单独存在b这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

技术特征：
1.一种飞机机翼油箱散热系统，其特征在于，所述散热系统包括机翼油箱、燃油管路、蒙皮换热器、电驱动泵、液位计、第一开关阀、第二开关阀和控制器；所述蒙皮换热器设置在机翼的下蒙皮上，且所述蒙皮换热器与所述下蒙皮融合连接；所述机翼油箱通过所述燃油管路与所述蒙皮换热器连通形成回路；随所述回路内燃油的流动方向，所述回路中依次设有所述机翼油箱、所述第一开关阀、所述蒙皮换热器、所述电驱动泵和所述第二开关阀；所述液位计设置在所述机翼油箱内；所述第一开关阀、所述第二开关阀、所述电驱动泵和所述液位计均与所述控制器电连接。2.根据权利要求1所述的飞机机翼油箱散热系统，其特征在于，所述融合连接具体连接方式为所述蒙皮换热器的下蒙皮面与对应位置的所述下蒙皮为同一蒙皮。3.根据权利要求2所述的飞机机翼油箱散热系统，其特征在于，所述蒙皮换热器为逆流式多流道气液换热器；所述蒙皮换热器的换热翅片与所述下蒙皮紧密贴合设置。4.根据权利要求1所述的飞机机翼油箱散热系统，其特征在于，所述下蒙皮处设有第一温度传感器，所述机翼油箱内设有第二温度传感器；所述第一温度传感器和所述第二温度传感器均与所述控制器电连接。5.根据权利要求1所述的飞机机翼油箱散热系统，其特征在于，所述蒙皮换热器后面的燃油管路上设有第三温度传感器，所述第三温度传感器与所述控制器电连接。6.根据权利要求1所述的飞机机翼油箱散热系统，其特征在于，所述燃油管路上设有流量计和压力传感器，所述流量计和所述压力传感器均与所述控制器电连接。7.根据权利要求1所述的飞机机翼油箱散热系统，其特征在于，所述回路中还设有止回阀，且所述止回阀、所述第二开关阀和所述机翼油箱的流入口依次设置。8.根据权利要求1所述的飞机机翼油箱散热系统，其特征在于，还包括隔板，所述隔板设于飞机机翼内空间中并将该内空间分割成上下两个腔室；所述机翼油箱设于两腔室中的上腔室内，所述蒙皮换热器设于两腔室中的下腔室内。9.一种飞机机翼油箱散热方法，其特征在于，所述方法采用权利要求1-8任一所述的散热系统来实现；所述方法的步骤包括：s1、采集飞机的飞行状态信号，判断飞机是否处于飞行状态；若是，进入下一步，否则继续采集和判断；s2、判断所述散热系统是否满足散热条件，若是，则进入下一步，否则继续判断；所述散热条件包括：机翼油箱内的实时燃油液位高于满油液位的1/3；s3、控制器控制第一开关阀、第二开关阀打开，并控制电驱动泵启动，进行燃油散热；s4、监测散热系统的运行参数，判断是否满足停止散热条件；若是，则进入下一步，否则，继续散热，同时继续监测和判断；所述停止散热条件为机翼油箱内的实时燃油液位不高于满油液位的1/3或飞机处于地面；s5、所述控制器关闭所述电驱动泵，并关闭所述第一开关阀和所述第二开关阀。10.根据权利要求9所述的飞机机翼油箱散热方法，其特征在于，步骤s2中的散热条件
还包括：机翼油箱内燃油的实时温度高于所述下蒙皮的实时温度；步骤s4中所述停止散热条件还为：经蒙皮散热器散热后的燃油实时温度低于所述机翼油箱内燃油的实时温度，且差值大于预设阈值。

技术总结
本发明涉及一种飞机机翼油箱散热系统及方法，属于飞机系统设计技术领域，能够实现飞机机翼油箱燃油散热功能，降低燃油箱中油温，提升燃油中储存的冷量；该散热系统包括机翼油箱、燃油管路、蒙皮换热器、电驱动泵、液位计、第一开关阀、第二开关阀和控制器；所述蒙皮换热器设置在机翼的下蒙皮上，且所述蒙皮换热器与所述下蒙皮融合连接；所述机翼油箱通过所述燃油管路与所述蒙皮换热器连通形成回路；随燃油流动方向，依次设有所述机翼油箱、所述第一开关阀、所述蒙皮换热器、所述电驱动泵和所述第二开关阀；所述液位计设置在所述机翼油箱内；所述第一开关阀、所述第二开关阀、所述电驱动泵和所述液位计均与所述控制器电连接。泵和所述液位计均与所述控制器电连接。泵和所述液位计均与所述控制器电连接。


技术研发人员：谢良 李澎 何旭楠 周桥 冯韵
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司
技术研发日：2023.02.23
技术公布日：2023/6/27