本发明提供一种航空发动机涡轮转子冷却热管理系统,所述热管理系统包括空油换热器(4)和冷却空气导流结构(17)；空油换热器(4)安装于主燃烧室外机匣外侧与转轴之间；空油换热器(4)与发动机燃油流路连通；冷却空气导流结构(17)位于主燃烧室外机匣外侧与转轴之间；冷却空气导流结构(17)的前端与空油换热器(4)的冷却空气出口(16)连接,后端与预旋喷嘴(9)连接；空油换热器(4)用于对空气进行冷却。本发明提供的航空发动机涡轮转子冷却热管理系统,解决高速飞行器中航空发动机涡轮转子超温问题。
本发明提供了一种基于超临界介质的闭式循环热管理集成系统,所述系统包括：发动机冷却子系统、冷却介质压缩子系统、功率输出子系统、回热子系统和燃油换热子系统。本发明所提供的一种基于超临界介质的闭式循环热管理集成系统以超临界二氧化碳作为介质采用微通道高效换热器可将热端壁面温度降低的同时输出功率。相比于燃油直接冷却方案,可降低燃油温升,避免了燃油的气化结焦风险,解决燃油热沉不足等问题。经过吸热后的超临界二氧化碳可利用涡轮膨胀输出功率或发电。可将约30％-40％热量(目前国内闭式循环效率约30％)转化为轴功或电加以利用,可解决综合能源系统的功率提取问题。
本申请提供了一种基于超结构模型的航空机载换热网络优化方法,所述方法包括：确定机载换热网络中冷热流体的进出口参数及冷热流体的股数；根据所述冷热流体的进出口参数及冷热流体的股数建立换热网络超结构模型,从而建立每个换热节点的热平衡关系；构建最优换热面积下的优化目标函数,通过优化目标函数计算冷热流体的换热量,通过优化算法迭代计算所述优化目标函数得到全机换热网络结构。本申请的方法从全机的角度对热量的交换过程进行整体优化,是一种热管理系统中热网络的正向设计方法,能够最大限度的利用机载现有热沉,同时优化换热节点的重量和换热功率裕度,为系统的轻质化设计提供重要的指导方法。
本公开提供了一种电池包及双模式混合动力飞行器电池热管理系统,电池包包括导热框架、相变组件、至少一个电芯、以及至少一个热管；热管上连接有翅片；热管穿过相变组件,并且与相变组件内的相变材料接触；导热框架上设有至少一个电芯安装槽和至少一个热管安装槽；每个电芯对应安装于一个电芯安装槽内,并且电芯的外侧壁与电芯安装槽的内侧壁接触；每个热管对应插接于一个热管安装槽内,并且热管的外侧壁与热管安装槽的内侧壁接触。本实施例的电池热管理系统,通过相变材料相变吸热,以及连接翅片的热管的空气冷却双模式热管理方案,实现动力电池有效热管理,可运用于油电混合动力飞行器的动力电池上。
本申请属于飞机热管理技术领域,涉及一种能量优化的飞机机电系统热管理方法。所述方法包括将吸收热源热量后的冲压空气的一部分通过第一管路引入燃油箱及机载制氮设备,作为油箱增压的气源及机载制氮的补充气源；从发动机外涵风扇后端引出空气作为冷源引入冷油箱换热器,所述冷油箱换热器浸泡在燃油箱的燃油中。本申请优化了冲压空气的使用方式,利用这部分气源作为油箱增压和机载制氮系统的气源,有效减少了发动机的引气量,通过设计冷油箱,从发动机外涵风扇后引出空气作为冷源,冷却燃油,降低了燃油的温度,提高了燃油的热沉能力。
本申请属于飞机燃油热管理技术领域,特别涉及一种压差式自调节活门。包括：壳体、底座、活门、顶盖以及活塞。壳体具有第一连接部、第二连接部以及第三连接部,第三连接部具有腔体C,壳体的内部设置有基座；底座与第二连接部连接,底座具有腔体B；活门的活门连接部抵接底座,中心轴上套设有第一弹簧；顶盖的一端与壳体的第一连接部连接,另一端安装有拧入式管接头；活塞的活塞头部设置在壳体的第一连接部内部且抵接顶盖,活塞头部与拧入式管接头之间形成腔体A,活塞杆穿过基座的第一通孔以及活门的第二通孔,其阶梯部抵接第一弹簧,活塞上套设有第二弹簧,第二弹簧的两端分别通过活塞头部以及基座限位。本申请能够自调节其开度,提升散热性能。
本发明涉及一种基于发动机壳体热源的机翼前缘防冰结构,包括机翼前缘、发动机、热交换器、液泵、传感器和控制器；所述机翼前缘内部有空腔,所述空腔、液泵和热交换器通过管路串联为流体回路；热交换器固定在发动机壳体上,将发动机壳体的热交换给流体回路中的流体介质；所述传感器用于检测所述流体介质和 或发动机壳体的温度,并将温度信息发送给控制器,所述控制器根据温度信息控制液泵工作。本发明对机翼前缘进行防冰,保证飞机飞行安全；减少飞机热管理系统的负担；不需要从发动机压气机引气,使得发动机实际工作效率得以提高。
本发明涉及一种基于发动机壳体热源的机翼前缘防冰结构,包括机翼前缘、发动机、热交换器、液泵、传感器和控制器；所述机翼前缘内部有空腔,所述空腔、液泵和热交换器通过管路串联为流体回路；热交换器固定在发动机壳体上,将发动机壳体的热交换给流体回路中的流体介质；所述传感器用于检测所述流体介质和 或发动机壳体的温度,并将温度信息发送给控制器,所述控制器根据温度信息控制液泵工作。本发明对机翼前缘进行防冰,保证飞机飞行安全；减少飞机热管理系统的负担；不需要从发动机压气机引气,使得发动机实际工作效率得以提高。
本发明公开了一种带热油箱可回油的航空发动机热管理系统,其特征在于,在加力燃油流路上,加力燃烧室17之前,增加一条回油油路,并增大加力油路的油量；高速飞行时,加力燃油流路的燃油流经加力油路成附件16加力燃油分布器后,控制进入加力燃烧室17的燃油流量满足其要求,剩余的燃油流入高温油箱7中暂存；低速飞行时,高温油箱7中的燃油,经过第一空油换热器5,利用此时低温来流空气对高温燃油进行冷却,最后汇入到油箱中。本发明技术方案可以在不大改传统热管理系统方案的情况下,解决高速飞行时时燃油热沉不足的问题,具有易实施、易改造、高效的优点。
本发明涉及一种采用冰蓄冷的储能热管理装置。该装置包括制冷单元、冰蓄冷单元和恒温供冷单元,制冷单元包括蒸发循环制冷设备,用于蒸发制冷并通过载冷剂回路输出冷源；冰蓄冷单元包括蓄冷箱体、布水器、制冰组件和碎冰机构,蓄冷箱体内部装有冷却水,在蓄冷箱体底部设有第一循环水泵,在载冷剂回路上设有四通换向阀,用于切换蒸发循环制冷设备与制冰组件的载冷剂回路,碎冰机构设置在蓄冷箱体内的底部；恒温供冷单元包括三通恒温控制阀和补偿储水箱,三通恒温控制阀设有冷水入口、热水入口以及恒温水出口,冷水入口与蓄冷箱体连接,恒温水出口连接需冷却的热负载端的入口用于对其降温冷却,热负载端的出口连接三通恒温控制阀的热水入口。
本发明属于机载环控 热管理系统设计领域,提出一种机载热管理系统基于模型的综合设计及仿真软件架构方法,包括：步骤1、将一种机载综合环控 热管理系统基于模型的综合设计过程属性归为一个两列三行的矩阵,行列交叉确定设计流程的归属；步骤2、首先进行传统设计流程1的架构搭建；步骤3、系统性能校核12合格的方案,进入矩阵的第一列第二行；步骤4、部件性能校核24合格的部件将进入矩阵的第一列第三行；步骤5、进行上述的矩阵的第二列仿真设计流程2的架构搭建；步骤6、进入第二列第二行的仿真设计流程2的搭建；步骤7、进入第二列的第三行的仿真设计流程2的搭建。本发明实现综合评价及从参数到构形上优化。
一种可控腔内温度的等离子体合成射流发生器及其应用,喷管包括：导热支撑结构、热管、腔体、电极和直流高压脉冲电源；其中所述电极包括阳极、阴极和激励极；所述腔体、所述电极和所述直流高压脉冲电源构成等离子体合成射流发生器；所述热管理部件包括所述导热支撑结构和热管；所述直流高压脉冲电源和所述电极通过导线相连；所述电极在所述直流高压脉冲电源的激励下形成高频电弧,在一个激励周期内,电弧加热所述腔体内气体,并通过所述腔体斜方孔喷入主流,高温气体喷出后所述腔体内密度下降、温度上升,主流气体通过所述腔体斜方孔吸入所述腔体,形成一个工作循环；所述热管理部件将所述腔体高温传导至热管冷端,可以降低所述腔体内温度,进而提高所述腔体内密度。本发明极大提升了等离子体合成射流发生器喷出射流的动量。
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