本發明屬于飛機燃油惰化系統，涉及一種飛機燃油惰化系統高溫氣體降溫冷卻處理裝置。

背景技術：

飛機燃油惰化系統一般從環控系統引氣總管引氣，引氣溫度較高，不能滿足空氣分離裝置的入口氣體溫度要求，需要對引氣進行降溫。一般選擇燃油作為冷媒，通過一級或多級散熱的方式將高溫引氣的熱量傳遞給燃油。這種散熱方式有一定的局限性。首先，會引起油箱內局部溫度的升高，可能會帶來一定的危險；其次，由于散熱管路及散熱器需要進入油箱并長時間浸泡在燃油中，因而存在泄漏污染燃油的可能；第三，散熱器需要布置在油量充足的場合，一般布置在直接向發動機供給燃油的油箱中，而油箱中一般空間有限并且需要布置較多的設備部件及管路等，因而增加了燃油系統安裝布局的復雜性。

技術實現要素：

本發明的目的是：提出一種飛機燃油惰化系統高溫氣體降溫裝置，以便防止以燃油作為冷卻介質而引起油箱內局部溫度升高，杜絕因散熱器泄漏導致污染燃油的可能，避免因在油箱中布置設備而增加了燃油系統安裝布局的復雜性。

本發明的技術解決方案是：一種飛機燃油惰化系統高溫氣體降溫裝置，其特征在于：它包括沖壓空氣調節閥1、沖壓空氣出口2、高溫氣體入口3、切斷閥4、單向活門5、沖壓空氣入口6、風扇7、高溫氣體出口8、溫度傳感器9、熱交換器10和控制器11；沖壓空氣調節閥1的出氣口1b與沖壓空氣出口2連通，沖壓空氣調節閥1的進氣口1a與熱交換器10的冷卻介質出口10d連通，熱交換器10的冷卻介質進口10c分別與風扇7的出氣口7b和單向活門5的出口連通，沖壓空氣入口6分別與風扇7的進氣口7b和單向活門5的進口連通；高溫氣體入口3與熱交換器10的高溫氣體進氣口10a連通，熱交換器10的高溫氣體出氣口10b分別與溫度傳感器9的感溫口和高溫氣體出口8連通；沖壓空氣調節閥1的控制信號輸入端1c與控制器11的調節閥控制信號輸出端11a連接，切斷閥4控制信號輸入端4c與控制器11的切斷閥控制信號輸出端11b連接，風扇7的控制信號輸入端7c與控制器11的風扇控制信號輸出端11c連接。

本發明的優點是：提出了一種飛機燃油惰化系統高溫氣體降溫裝置，能防止以燃油作為冷卻介質而引起油箱內局部溫度升高，杜絕了因散熱器泄漏導致污染燃油的可能，避免了因在油箱中布置設備而增加了燃油系統安裝布局的復雜性。

附圖說明

圖1是本發明的結構示意圖。

具體實施方式

下面對本發明做進一步詳細說明。參見圖1，一種飛機燃油惰化系統高溫氣體降溫裝置，其特征在于：它包括沖壓空氣調節閥1、沖壓空氣出口2、高溫氣體入口3、切斷閥4、單向活門5、沖壓空氣入口6、風扇7、高溫氣體出口8、溫度傳感器9、熱交換器10和控制器11；沖壓空氣調節閥1的出氣口1b與沖壓空氣出口2連通，沖壓空氣調節閥1的進氣口1a與熱交換器10的冷卻介質出口10d連通，熱交換器10的冷卻介質進口10c分別與風扇7的出氣口7b和單向活門5的出口連通，沖壓空氣入口6分別與風扇7的進氣口7b和單向活門5的進口連通；高溫氣體入口3與熱交換器10的高溫氣體進氣口10a連通，熱交換器10的高溫氣體出氣口10b分別與溫度傳感器9的感溫口和高溫氣體出口8連通；沖壓空氣調節閥1的控制信號輸入端1c與控制器11的調節閥控制信號輸出端11a連接，切斷閥4控制信號輸入端4c與控制器11的切斷閥控制信號輸出端11b連接，風扇7的控制信號輸入端7c與控制器11的風扇控制信號輸出端11c連接。

本發明的工作原理是：本發明以沖壓空氣作為冷媒對高溫引氣進行可控制的冷卻，熱交換器10下游管路上的溫度傳感器9感受冷卻后的高溫氣體的溫度，并實時反饋溫度信號給控制器11，控制器11根據反饋的實時溫度與目標調節溫度的差值來自動調節空氣調節閥1的開度，改變參與熱交換的冷卻空氣的流量，以維持冷卻后的高溫氣體溫度在預定的范圍內。當沖壓空氣不足時，控制器11控制打開風扇7，采用風扇支路提供高溫氣體冷卻所需的冷卻氣量。當系統出現故障，如沖壓空氣入口堵塞、風扇失效、沖壓空氣流量調節失效及控制器故障等情況導致冷卻系統失效時，控制器11通過切斷閥4切斷高溫氣源，防止發生危險。

本發明的一個實施例，所采用的沖壓空氣調節閥1、切斷閥4、單向活門5、風扇7、溫度傳感器9、熱交換器10和控制器11均為成品件。控制器11根據具體控制需求編輯軟件，設定控制邏輯。本實施例能夠根據具體的冷卻控制需求對相關成品件進行邏輯控制，完成預定的將高溫氣體冷卻到目標溫度的功能，并具有故障狀態下的應急切斷能力。