一种基于飞行安全保障的飞机燃油冷却系统

1.本发明属于飞行安全保障技术领域，特别是涉及一种基于飞行安全保障的飞机燃油冷却系统。


背景技术：

2.飞机是现代人类社会的重要交通工具，其高速航行状态下能够将乘客快速输送至远洋彼岸，但也正因如此，在飞行过程中，燃油储备也是不可忽视的重要问题；在常规飞行工作中，飞机所携带的燃油通常是充足的，且均为固态储存；但在遭遇极寒天气时，固态燃油更容易上冻而无法继续使用，从而引发飞行事故；另外现有的飞机最常用的是涡喷发动机，这种发动机燃烧室的冷却方式往往是气冷，虽然最终还是作用于燃烧室的助燃过程，但作用单一导致燃烧室依然有大量余热没有被利用而浪费；因此，我们在对现有飞机结构及涡喷发动机的工作原理进行研究后，将上述的两个问题相结合，设计一种基于飞行安全保障的飞机燃油冷却系统，来对现有的飞机进行一定程度的改进。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种基于飞行安全保障的飞机燃油冷却系统，解决现有的固态燃油在遭遇极寒天气时容易上冻和气冷冷却发动机效率低的问题。
4.为解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：本发明为一种基于飞行安全保障的飞机燃油冷却系统，包括储油模块、油量监测模块、燃油输送模块、动力模块和燃油回流模块，所述储油模块设置于机翼内部，包含两个储油区，分别设置于两侧机翼；所述储油区包括一个预热油箱和若干供料油箱，其中预热油箱与供料油箱连通，若干供料油箱之间相互隔离；其中，根据传统飞机机翼内设油箱的结构，本技术方案中将同侧机翼的若干油箱分设为预热油箱和供料油箱，从而细化各油箱功能，具体方式是通过将固态燃油从预热油箱送出参与燃油的预热和利用燃油冷却发动机的工作，在预热和冷却工作完成后一方面直接参与燃烧驱动工作，另一方面使余量回流至供料油箱内部，实现油料自身的散热冷却和预热工作循环；所述动力模块为涡喷发动机，包括涡流罩和驱动涡轴，驱动涡轴与涡流罩旋转卡合；所述涡流罩内部设置有预热腔，预热腔与储油区连通；其中涡喷发动机为现有技术中常见的飞机发动机，而本技术方案在该种发动机内部增设预热腔，既能对燃油进行预热，又能利用燃油吸热的过程对发动机的燃烧室进行及时冷却；所述驱动涡轴周侧面榫卯连接有若干驱动涡扇和若干从动涡扇，其中驱动涡扇和从动涡扇分别设置于驱动涡轴的相对两端；所述涡流罩内表面焊接固定有燃烧罩，且驱动涡轴与燃烧罩旋转配合；所述燃烧罩为筒体结构，其筒壁内部开设有燃烧腔；所述预热腔设置于燃烧罩与驱动涡轴之间，其中燃烧罩为常规燃烧室，利用筒壁中空的筒体结构对燃烧室进行相对封闭处理，使燃烧产生的热量不易流失而直接排出作用在驱动涡扇处，将预热腔设置于燃烧罩与驱动涡轴之间，能够将燃油作为冷媒直接作用在燃烧罩和驱动涡轴处，
提高冷却效率和燃油预热效率；所述预热腔内部安装有预热管，其中预热管为螺旋管结构，且旋转嵌套于驱动涡轴与燃烧罩之间；结合上述结构，螺旋盘绕的预热管在注入燃油时，外侧吸收燃烧罩的热量，内侧吸收驱动涡轴的热量，高效预热和冷却；所述预热管一端延伸连通至预热油箱的内部，为预热端，另一端延伸至供料油箱的内部，为供油回流端；即燃油从预热油箱排出参与冷却和预热工作，再回流至供料油箱中储存；所述涡流罩的罩壁内部开设有连通腔道，连通腔道与燃烧腔之间焊接连通有若干燃料喷管；所述连通腔道和燃料喷管均设置于涡流罩的预热管的供油回流端一侧，且连通腔道与预热管连通；结合上述结构，燃油在冷却和预热后至回流前，一部分经连通腔道注入燃料喷管内部参与燃烧反应，另一部分回流储存。
5.进一步地，所述燃油输送模块包括驱动输送盒和输油轴，其中输油轴周侧面焊接有螺旋龙骨；所述预热油箱内表面焊接有挡板，所述输油轴与挡板旋转轴接，驱动输送盒栓接固定于挡板的上表面。
6.进一步地，所述输油轴上端焊接有从动齿盘，且从动齿盘设置于驱动输送盒的内部；所述输油轴的下端延伸至预热管的预热端；所述驱动输送盒内表面栓接固定有输送电机，输送电机的输出轴一端焊接有驱动齿轮；所述驱动齿轮与从动齿盘啮合；结合前述结构，当输送电机启动时，驱动齿轮带动从动齿盘和输油轴旋转，输油轴的螺旋龙骨利用螺旋输送结构将固态油料经预热管输送出去参与预热和冷却工作。
7.进一步地，所述预热油箱内部通过挡板分设有缓冲区和供油区，其中缓冲区位于供油区的上方；所述挡板表面开设有连通口，且供油区和缓冲区通过连通口相互连通；其中缓冲区用于对吸热过后的燃油进行冷却缓冲，而后通过连通口流入供油区参与循环预热供油。
8.进一步地，所述油量监测模块包括载油压板和压力传感器，其中载油压板与供料油箱内表面滑动卡合，且压力传感器设置于载油压板与供料油箱的底面之间。
9.进一步地，所述燃油回流模块包括回流泵和回流管；所述回流泵与预热油箱内表面栓接固定，且位于缓冲区内部；所述回流泵为电动抽液泵，其数量与供料油箱相同；所述回流管设置于预热油箱与供料油箱之间，其一端延伸连通至回流泵内部，另一端延伸至载油压板的下方。
10.进一步地，所述载油压板与回流管固定连接，且回流管为瓦形软管结构；所述载油压板表面开设有若干回流孔，且回流孔为倒锥形孔结构；所述回流管一侧面安装有启动开关，其中启动开关为轻触开关结构，且与回流泵电性连接；综合上述结构，在燃油回流过程中，液态燃油首先注入供料油箱中，由于初始流速较高，载油压板在燃油冲压和自身重力作用下下压压力传感器，进而实时测量油量；当预热油箱内部燃油不断减少时，回流流速降低，载油压板在燃油浮力作用下上浮，直至触碰启动开关，从而启动回流泵，将供料油箱中的燃油抽送至预热油箱内部，继续参与预热和冷却工作，在此过程中，燃油从中央预热油箱输送至两侧的供料油箱，而后再次回流至中央的预热油箱中，油料保持动态的均匀分布。
11.进一步地，所述燃烧罩相对两端分别开设有若干进气孔和若干排气孔，其中进气孔正对从动涡扇，排气孔正对驱动涡扇。
12.需要补充的是，前述结构中，载油压板自动上浮为极限工作状态，而在常规工作状
态下，飞机的中央处理器内设油量监测阈值，当压力传感器测量的压力超过阈值时，回流泵同样可以启动，进行油料回流；另外本技术方案在工作前仍需要确保涡喷发动机为工作状态，因此在供料油箱与涡喷发动机之间还设置有启动点火装置，以使涡喷发动机顺利启动；结合前述结构，本技术方案主要利用固态燃油作为冷媒，对涡喷发动机的燃烧罩和驱动涡轴进行冷却降温，同时利用燃烧罩的预热和驱动涡轴工作产生的热量对固态燃油进行预热，能够有效避免燃油在经历极寒天气时发生速冻现象，减少飞行事故的发生；在实际工作中，具体的工作流程为：初始状态下，燃油为固态，且预热油箱和供料油箱均为满载状态，载油压板及回流管均放置于燃油最上方，由于涡喷发动机为启动状态，此时输送电机同时启动将油料输送至预热管中参与预热和冷却工作，吸热后的燃油一部分参与燃烧反应，另一部分回流至供料油箱中，此时回流泵也为启动状态，能够将上方回流的油料泵送至预热油箱；待供料油箱内部初始燃油耗尽时，供油区内部的所有燃油均为液态，此时即可实现循环往复地冷却、预热和回流过程。
13.本发明具有以下有益效果：本发明通过在涡喷发动机内部加设预热腔和螺旋管结构的预热管，利用固态燃油作为冷媒对燃烧罩和驱动涡轴进行冷却降温，同时还能利用燃烧罩的预热和驱动涡轴工作产生的热量对固态燃油进行预热，使油箱内的燃油始终保持液态，避免燃油快速冰冻的现象；其中通过设置驱动输送盒、输油轴和回流泵，能够将固态燃油从预热油箱排出，经预热和冷却工作后回流至供料油箱，而后再重新注入预热油箱内部，实现液态燃油动态平衡，解决问题的同时保障了飞行稳定。
14.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优点。
附图说明
15.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述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他的附图。
16.图1为本发明的一种基于飞行安全保障的飞机燃油冷却系统的装置组装结构图；图2为本发明的一种基于飞行安全保障的飞机燃油冷却系统部分组装结构图；图3为图2的主视图；图4为图3中剖面a-a的结构示意图；图5为图4中c部分的局部展示图；图6为图4中剖面d-d的结构示意图；图7为图6中e部分的局部展示图；图8为图6中f部分的局部展示图；图9为图3中剖面b-b的结构示意图；图10为供油区内部分布示意图。
17.附图中，各标号所代表的部件列表如下：1、预热油箱；2、供料油箱；3、涡喷发动机；4、涡流罩；5、驱动涡轴；6、预热腔；7、驱动涡扇；8、从动涡扇；9、燃烧罩；10、燃烧腔；11、预热管；12、连通腔道；13、燃料喷管；14、驱
动输送盒；15、输油轴；16、螺旋龙骨；17、挡板；18、从动齿盘；19、输送电机；20、驱动齿轮；21、载油压板；22、回流泵；23、回流管；24、回流孔；25、启动开关；26、进气孔；27、排气孔。
具体实施方式
18.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，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作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。
19.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“中”、“外”、“内”等指示方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的组件或元件必须具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
20.请参阅图1-图10所示，本发明为一种基于飞行安全保障的飞机燃油冷却系统，包括储油模块、油量监测模块、燃油输送模块、动力模块和燃油回流模块，储油模块设置于机翼内部，包含两个储油区，分别设置于两侧机翼；储油区包括一个预热油箱1和若干供料油箱2，其中预热油箱1与供料油箱2连通，若干供料油箱2之间相互隔离；其中，根据传统飞机机翼内设油箱的结构，本技术方案中将同侧机翼的若干油箱分设为预热油箱1和供料油箱2，从而细化各油箱功能，具体方式是通过将固态燃油从预热油箱1送出参与燃油的预热和利用燃油冷却发动机的工作，在预热和冷却工作完成后一方面直接参与燃烧驱动工作，另一方面使余量回流至供料油箱2内部，实现油料自身的散热冷却和预热工作循环；动力模块为涡喷发动机3，包括涡流罩4和驱动涡轴5，驱动涡轴5与涡流罩4旋转卡合；涡流罩4内部设置有预热腔6，预热腔6与储油区连通；其中涡喷发动机3为现有技术中常见的飞机发动机，而本技术方案在该种发动机内部增设预热腔6，既能对燃油进行预热，又能利用燃油吸热的过程对发动机的燃烧室进行及时冷却；驱动涡轴5周侧面榫卯连接有若干驱动涡扇7和若干从动涡扇8，其中驱动涡扇7和从动涡扇8分别设置于驱动涡轴5的相对两端；涡流罩4内表面焊接固定有燃烧罩9，且驱动涡轴5与燃烧罩9旋转配合；燃烧罩9为筒体结构，其筒壁内部开设有燃烧腔10；预热腔6设置于燃烧罩9与驱动涡轴5之间，其中燃烧罩9为常规燃烧室，利用筒壁中空的筒体结构对燃烧室进行相对封闭处理，使燃烧产生的热量不易流失而直接排出作用在驱动涡扇7处，将预热腔6设置于燃烧罩9与驱动涡轴5之间，能够将燃油作为冷媒直接作用在燃烧罩9和驱动涡轴5处，提高冷却效率和燃油预热效率；预热腔6内部安装有预热管11，其中预热管11为螺旋管结构，且旋转嵌套于驱动涡轴5与燃烧罩9之间；结合上述结构，螺旋盘绕的预热管11在注入燃油时，外侧吸收燃烧罩9的热量，内侧吸收驱动涡轴5的热量，高效预热和冷却；预热管11一端延伸连通至预热油箱1的内部，为预热端，另一端延伸至供料油箱2的内部，为供油回流端；即燃油从预热油箱1排出参与冷却和预热工作，再回流至供料油箱2中储存；涡流罩4的罩壁内部开设有连通腔道12，连通腔道12与燃烧腔10之间焊接连通有若干燃料喷管13；连通腔道12和燃料喷管13均设置于涡流罩4的预热管11的供油回流端一侧，且连通腔道12与预热管11连通；结合上述结构，燃油在冷却和预热后至回流前，一部分经连通腔道12注入燃料喷管13内部参与燃烧反应，另一部分回流储存。
21.优选地，燃油输送模块包括驱动输送盒14和输油轴15，其中输油轴15周侧面焊接
有螺旋龙骨16；预热油箱1内表面焊接有挡板17，输油轴15与挡板17旋转轴接，驱动输送盒14栓接固定于挡板17的上表面。
22.优选地，输油轴15上端焊接有从动齿盘18，且从动齿盘18设置于驱动输送盒14的内部；输油轴15的下端延伸至预热管11的预热端；驱动输送盒14内表面栓接固定有输送电机19，输送电机19的输出轴一端焊接有驱动齿轮20；驱动齿轮20与从动齿盘18啮合；结合前述结构，当输送电机19启动时，驱动齿轮20带动从动齿盘18和输油轴15旋转，输油轴15的螺旋龙骨16利用螺旋输送结构将固态油料经预热管11输送出去参与预热和冷却工作。
23.优选地，预热油箱1内部通过挡板17分设有缓冲区和供油区，其中缓冲区位于供油区的上方；挡板17表面开设有连通口，且供油区和缓冲区通过连通口相互连通；其中缓冲区用于对吸热过后的燃油进行冷却缓冲，而后通过连通口流入供油区参与循环预热供油。
24.优选地，油量监测模块包括载油压板21和压力传感器，其中载油压板21与供料油箱2内表面滑动卡合，且压力传感器设置于载油压板21与供料油箱2的底面之间。
25.优选地，燃油回流模块包括回流泵22和回流管23；回流泵22与预热油箱1内表面栓接固定，且位于缓冲区内部；回流泵22为电动抽液泵，其数量与供料油箱2相同；回流管23设置于预热油箱1与供料油箱2之间，其一端延伸连通至回流泵22内部，另一端延伸至载油压板21的下方。
26.优选地，载油压板21与回流管23固定连接，且回流管23为瓦形软管结构；载油压板21表面开设有若干回流孔24，且回流孔24为倒锥形孔结构；回流管23一侧面安装有启动开关25，其中启动开关25为轻触开关结构，且与回流泵22电性连接；综合上述结构，在燃油回流过程中，液态燃油首先注入供料油箱2中，由于初始流速较高，载油压板21在燃油冲压和自身重力作用下下压压力传感器，进而实时测量油量；当预热油箱1内部燃油不断减少时，回流流速降低，载油压板21在燃油浮力作用下上浮，直至触碰启动开关25，从而启动回流泵22，将供料油箱2中的燃油抽送至预热油箱1内部，继续参与预热和冷却工作，在此过程中，燃油从中央预热油箱1输送至两侧的供料油箱2，而后再次回流至中央的预热油箱1中，油料保持动态的均匀分布。
27.优选地，燃烧罩9相对两端分别开设有若干进气孔26和若干排气孔27，其中进气孔26正对从动涡扇8，排气孔27正对驱动涡扇7。
28.需要补充的是，前述结构中，载油压板21自动上浮为极限工作状态，而在常规工作状态下，飞机的中央处理器内设油量监测阈值，当压力传感器测量的压力超过阈值时，回流泵22同样可以启动，进行油料回流；另外本技术方案在工作前仍需要确保涡喷发动机3为工作状态，因此在供料油箱2与涡喷发动机3之间还设置有启动点火装置，以使涡喷发动机3顺利启动；结合前述结构，本技术方案主要利用固态燃油作为冷媒，对涡喷发动机3的燃烧罩9和驱动涡轴5进行冷却降温，同时利用燃烧罩9的预热和驱动涡轴5工作产生的热量对固态燃油进行预热，能够有效避免燃油在经历极寒天气时发生速冻现象，减少飞行事故的发生；在实际工作中，具体的工作流程为：初始状态下，燃油为固态，且预热油箱1和供料油箱2均为满载状态，载油压板21及回流管23均放置于燃油最上方，由于涡喷发动机3为启动状态，此时输送电机19同时启动将油料输送至预热管11中参与预热和冷却工作，吸热后的燃油一部分参与燃烧反应，另一部分回流至供料油箱2中，此时回流泵22也为启动状态，能够将上
方回流的油料泵送至预热油箱1；待供料油箱2内部初始燃油耗尽时，供油区内部的所有燃油均为液态，此时即可实现循环往复地冷却、预热和回流过程。
29.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“示例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
30.以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。