[发明专利]一种发动机入口燃油温度调节系统

说明书

技术领域

本发明属于航空燃油技术领域，特别是涉及一种发动机入口燃油温度的调节系统。 

背景技术

现有的飞机大量采用冲压引气对飞机机载系统进行散热，这种方式需要在飞机外表面开口，破坏了飞机的外形完整性。同时，冲压引气散热消耗了飞机发动机的有效功率，降低了飞机的性能。为了克服前述缺点，偶见采用发动机供油管路串联散热器的方式为其它系统散热，但仅限于散热器功率小，散热器数量少。随着飞机机电系统的发展，要求能够对多个系统的散热器热源同时进行冷却，同时散热器散热功率不断增大，对飞机提出了多系统大功率散热的要求，采用燃油作为热沉对多系统散热很可能会导致燃油温度超过发动机入口要求温度，引发发动机故障。因此，迫切需要一种能够对多系统进行散热，并且保证发动机供油可靠的温度调节系统。 

发明内容

本发明的目的是提供一种结构简单、安全性高的采用燃油为多系统散热的方案，同时能够进行温度调节，满足发动机入口温度要求。 

本发明的技术方案是：一种发动机入口燃油温度调节系统，位于燃油箱14中的两个互为备份的供油泵1的出口与发动机供油管路2连通之后分为两路：散热路7和直接供油路8，所述散热路8设置切断阀3，然后连接环控散热器4、液压散热器5及惰化散热器6之后，通过三位电磁阀9与直接供油路8汇合，汇合后的管路11上安装有用于提供三 位电磁阀9阀位控制信号的温度传感器10，发动机13入口前安装有防火切断阀12。 

所述直接供油路8上不安装任何附件。 

所述环控散热器4、液压散热器5及惰化散热器6顺次连接于散热路7上。 

本发明的优点：本发明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，特别是对有隐身要求的飞机，满足了特殊的作战要求。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。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。 

附图说明

图1为本发明的原理框图； 

图2为本发明正常供油状态示意图； 

图3为本发明冷热燃油混合供油状态示意图； 

图4为本发明冷燃油直接供油状态示意图。 

其中：1-第一供油泵，2-发动机供油管路，3-切断阀，4-环控散热器，5-液压散热器，6-惰化散热器，7-散热路，8-直接供油路，9-三位电磁阀，10-温度传感器，11-汇合后的管路，12-防火切断阀，13-发动机，14-燃油箱。 

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图4。 

如图1所示，本发明一种发动机入口燃油温度调节系统，位于燃油箱14中的两个互为备份的供油泵1的出口与发动机供油管路2连通之后分为两路：散热路7和直接供油路8，所述散热路8设置切断阀3， 然后连接环控散热器4、液压散热器5及惰化散热器6之后，通过三位电磁阀9与直接供油路8汇合，汇合后的管路11上安装有用于提供三位电磁阀9阀位控制信号的温度传感器10，发动机13入口前安装有防火切断阀12。所述两个油泵1互为备份，均安装在油箱14内，将油箱14内的燃油泵送至发动机供油管路2，发动机供油管路2的功能是向发动机供油。 

所述直接供油路8上不安装任何附件。燃油经过散热器后逐级温升，在严酷状态下，可能会导致燃油温度超过发动机入口温度。因此直接供油路上不安装附件，冷燃油直接流过。 

所述环控散热器4、液压散热器5及惰化散热器6顺次连接于散热路7上。为了实现对环控散热器4、液压散热器5及惰化散热器6的有效散热，可以上述三种散热器按出口燃油温度由低到高顺次连接于散热路7上。 

本系统分为下述三种状态： 

如图1所示，正常供油状态下，进入发动机燃油温度低于发动机入口要求温度，温度传感器10控制三位电磁阀9仅导通散热路7经过环控散热器4、液压散热器5及惰化散热器6。 

如图2所示，冷热燃油混合供油状态，进入发动机燃油温度高于发动机入口要求温度，温度传感器10控制三位电磁阀9改变阀位，同时导通散热路7和直接供油路8，两路冷热燃油经过混合后进入发动机，保证进入发动机燃油温度低于发动机入口燃油最高温度要求。