本发明涉及一种适于高超声速飞行器的综合热管理装置,包含温度控制活门(1),蒸发器(2),风扇(3),座舱(4),压缩机(5),冷凝器(6),节流阀(7),关断活门(8),第二关断活门(9),空气碳氢换热器(10),流量调节活门(11),过滤器(12),第三关断活门(13),第四关断活门(14),第二风扇(15),电子设备(16),泵(17)等,整个系统以存储在碳氢燃料箱(21)中的碳氢燃料为纽带,将各个分系统连接起来。整个系统以碳氢燃料为纽带,将各个分系统连接起来,以实现高超声速飞行器的热管理。与现有技术相比,本发明所具有的优点和积极效果,例如性能的提高、成本的降低等。
本发明涉及一种适于瞬时高热流的热管理装置,包含流量控制活门(1),过滤器(2),空气液氢换热器(3),关断活门(4),第二关断活门(5),风扇(6),座舱(7),泵(8),储液箱(9),电子设备(10),液氢燃料箱(13)中的燃料通过泵(14)做功,流入空气液氢换热器(3)并吸收热量后,进入发动机(16)。本发明利用冲压空气实现座舱空气调节功能,系统结构简单；利用单相液体回路系统有效带走电子设备、第二动力系统和液压系统的集中热载荷；利用储液箱浸没在液氢燃料箱内充当“热缓冲器”,有效冷却瞬时高热流热载荷。
本发明属于飞机热管理系统实验技术领域,涉及一种飞机热管理系统试验加热器功率调定方法。该方法通过试验的手段对热管理系统试验台上的加热器功率进行逐次调整,实现加热器功率的调定。整个过程中,仅需要对试验中的温度和流量参数进行简单的计算,就能够准确调定加热器所需的实际功率,避免了理论计算输入参数不全,计算不准确的缺点。
本发明涉及一种适于长航时大热流的热管理装置,包含压气机(1),空液热交换器(2),涡轮(3),水分离器(4),座舱(5),电机(6),电子设备(7),蒸发器(8),温度控制活门(9),空气在压气机(1)内受到压缩后进入空液热交换器(2),将热量传递给液体循环冷却回路,再进入涡轮(3)降温,经水分离器(4)进入座舱(5),吸收热量后再进入压气机(1),完成一个循环：其中压气机(1)动力来自电机(6)的输入功率以及涡轮(3)的膨胀做功。本发明以碳氢燃料作为热沉,系统冷却能力大；利用空气循环制冷系统对座舱空气进行调节,可靠性高；能量利用率较高,结构紧凑。
本发明涉及航空燃油系统热管理技术领域,具体涉及一种热负载功率模拟方法及热负载模拟系统,以解决飞机电气系统对飞机燃油系统的加热功率模拟误差大的问题。模拟方法包括如下步骤：步骤一、泵使得试验管路中的热介质流通；按照试验功率目标值控制电加热器对流经其内部的热介质进行加热；计算水散热器吸热功率,并计算吸热功率与试验功率的差值；根据差值,重新调节电加热器的加热功率；使得储液箱中热介质温度、电加热器的控制电流达到上述步骤中的记录值,再接通“燃油-热介质”散热器管路进口进行试验。本发明的热负载功率模拟方法,能够对系统向试验环境的散热功率损失进行试验标定,从而精确模拟飞机电气系统对飞机燃油系统的加热功率。
本实用新型属于航空燃油系统领域,特别是涉及到一种提高散热性能的飞机热管理系统。位于油箱中的两个互为备份的供油泵的出口与供油管路连通,并且油箱回油管路上设置有油箱回油切断阀和回油限流装置。本实用新型避免了飞机冲压引气散热对飞机外表面的破坏,简化了结构设计,满足了特殊的要求；避免了冲压引气散热方式对飞机发动机有效功率的浪费,提升了飞机效率。在供油管路上串联散热器后,提高了进入发动机入口的燃油温度,最大限度的利用了燃油热沉。特别对于高空长航时飞机,避免了燃油温度过低引发的燃油结冰风险。本实用新型热管理集成了多个分系统的散热器,在进行能量集成设计的过程中,推进了机电系统的物理集成。
本实用新型属于航空技术领域,涉及一种保证发动机供油可靠的飞机热管理系统,所述采用位于油箱中的两个互为备份的供油泵的出口与发动机供油管路连通之后分为两路：散热路和直接供油路。本实用新型设置了散热路和直接供油路,避免了串联多个散热器后的燃油压力损失；同时避免了导致发动机供油管路堵塞,引起发动机供油功能失效；并联了吸力供油路,在满足多系统散热的前提下保证了发动机供油的完整性和可靠性。本实用新型避免了传统飞机冲压引气散热对飞机外表面的破坏,简化了结构设计,避免了冲压引气散热方式对飞机发动机有效功率的浪费,提升了飞机效率。
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