1.本发明属于直升机进气道防冰系统与座舱加温的设计领域，涉及一种直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统。
背景技术：
2.目前发动机进气道防冰多采用直接从发动机引气防冰或电加热防冰，发动机引气防冰引气温度高(通常大于350℃)，对发动机进气道材料耐高温性能要求高，成本昂贵。一般金属材料对于新型发动机的高温引气不适用。采用直接发动机引气进行防冰，需对发动机引气增加降温装置，使进入发动机防冰腔的引气温度低于200℃。直升机座舱加温多采用发动机引气，同时引射外界大气，混合后供座舱加温，同样需要从发动机引气。
3.当前直升机发动机引气防冰和座舱通风加温系统多为两套独立系统，附件在机上布置较为分散，重量大。两套引气装置从发动机分别独立引气，引气量相对较大。
技术实现要素：
4.本发明提供一种直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统，解决现有两套引气装置从发动机分别独立引气，引气量相对较大的问题。
5.本发明提供一种直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统，包括：关断阀1、引气管路2、吸气风扇3、通风管路4、换热器5、防冰控制活门7、加温控制活门8、引射器9；其中，
6.所述引气管路2通过关断阀1从直升机发动机引起口a引气，将发动机的高温高压气体送至换热器5，经过换热器5分别通过防冰控制活门7送至进气道防冰腔c，通过加温控制活门8送至引射器9；
7.所述通风管路4与大气/舱内空气相连，通风管路4内设置有吸气风扇3，所述吸气风扇3抽吸进风口b处空气流向换热器5与换热器5中的高温高压气体进行换热，经过换热器5的空气与引射器9输出的引气混合，混合后的空气流至消音混合腔室d，然后进入直升机座舱内。
8.可选的，所述换热器5为空空换热器，发动机引气口a的高温高压空气进入换热器5盘管内，进风口b处抽吸的空气流过换热器5盘管外部，进行热交换。
9.可选的，所述引射器9采用锥形口形状，利用高速气流引射进风口b空气，减小吸气风扇3的负载。
10.可选的，综合热利用系统还包括：控制器；
11.所述控制器分别与所述关断阀1和所述吸气风扇3连接，根据防冰或加温需求控制所述关断阀1的开/关，根据加温或通风需求控制吸气风扇3的开关。
12.可选的，所述控制器还与所述防冰控制活门7、所述加温控制活门8连接，还用于，根据进气道防冰腔c内的温度控制防冰控制活门7的打开程度，根据座舱内温度控制加温控制活门8的打开程度。
13.可选的，所述控制器还用于，根据消音混合腔室d内的温度控制吸气风扇3的转速，将消音混合腔室d内的温度控制在65-85℃。
14.可选的，所述控制器还用于，在检测到进气道防冰腔c内温度高于200℃或消音混合腔室d温度超过93℃时，调高吸气风扇3转速。
15.可选的，直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统还包括：分配管路6；
16.所述分配管路6呈y字形，输入端与换热器5的输出端连接，接收换热后的发动机的高温高压气体，两个输出端分别通过防冰控制活门7与进气道防冰腔c连通，通过加温控制活门8与引射器9连通。
17.本发明提供一种直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统，将发动机进气道防冰系统与通风加温系统关联，集成设计，方便维护。通过共用引气管路，共用关断阀作为系统总开关，减少重量，各附件也可集中布置安装。实现集成化设计的同时，减少总引气量。系统使用一个空空换热器将发动机进气道防冰与座舱加温集成设计，高温引气流入换热器盘管内，盘管外流过经吸气风扇抽吸的外界/舱内空气，既可以对高温引气进行降温，同时也可以对抽吸的外界/舱内空气进行加热，送往消音混合腔室；充分利用对高温引气降温时换热器周围环境空气温升给座舱加温，充分利用了发动机引气的热量，减少发动机的引气量。消音混合腔室内的送往座舱的空气由三部分混合组成，一部分为吸气风扇抽吸的大气/舱内空气，经换热器加温后的热空气，一部分为经加温控制活门流入的高温引气，另一部分为消音混合腔室内的引射器利用高速气流引射的大气/舱内空气。引射空气充分利用了高速气流，不消耗机上交/直流电。系统控制器采集并处理防冰腔内、座舱、消音混合腔室的瞬态温度信号。控制器控制防冰控制活门和加温控制活门分别根据进气道防冰腔和座舱反馈的温度信号，独立动态调节防冰支路和座舱加温支路需要的热空气流量。系统中吸气风扇转速可分档位调节，根据消音混合腔室d内的温度信号，可降低或提高转速，最终控制消音混合腔室d内的目标温度区间为65～85℃。
附图说明
18.图1为本发明提供的直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统的示意图；
19.附图标记说明：
20.1—关断阀；
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2—引气管路；
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3—吸气风扇；
21.4—通风管路；
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5—换热器；
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6—分配管路；
22.7—防冰控制活门；
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8—加温控制活门；
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9—引射器；
23.a—发动机引气口；
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b—外界/舱内空气；
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c—进气道防冰腔；
24.d—消音混合腔室。
具体实施方式
25.下面结合附图对本发明提供的直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统进行详细说明。
26.如图1所示，本发明提供一种直升机进气道防冰与座舱加温综合热利用系统，包括：关断阀1、引气管路2、吸气风扇3、通风管路4、换热器5、分配管路6、防冰控制活门7、加温控制活门8、引射器9；其中，
27.所述引气管路2通过关断阀1从直升机发动机引起口a引气，将发动机的高温高压气体送至换热器5，经过换热器5的高温高压气体分别通过防冰控制活门7与进气道防冰腔c连通，通过加温控制活门与引射器9连通。
28.所述通风管路4与大气/舱内空气相连，通风管路4内设置有吸气风扇3，抽吸进风口b处空气流向换热器5，经换热器5的空气与引射器9输出的引气混合，将混合后的空气输送至消音混合腔室d，然后进入直升机舱内。
29.示例性的，关断阀1主要用于接通/切断发动机引气，并作为加温和进气道防冰系统总开关。当外界气温较高，不需使用加温和防冰功能时，只需关闭关断阀切断引气即可。此时，为满足直升机内机组人员在所有飞行和地面状态下，应向驾驶舱提供新鲜通风空气，其通风量应不少于每个机上人员283l/min的要求，系统具备通风功能。吸气风扇3设置风速为5挡，初始状态为最高档风速，最高档风速必须满足最小通风量的要求。通风工作状态时，全系统仅吸气风扇3工作，换热器内无高温气体，无换热发生。
30.若仅需要座舱加温时，打开关断阀1，关闭防冰控制活门7，打开加温控制活门8，发动机引气经关断阀1和引气管路2、加温控制活门8进入引射器9，引射舱外空气或舱内回风，同时进入消音混合室混合，供给座舱加温。此时吸气风扇3风速由最高档起始，根据消音混合腔室d内温度变化，在1～5档转速中选择。同时加温控制活门8也根据舱内温度调节打开程度，最终保持消音混合腔室d内最终温度在65～85℃动态平衡。一旦系统某处出现故障，导致消音混合腔室d内采集温度高于93℃，系统首先调高吸气风扇3转速档位，若1分钟内温度仍然高于93℃，系统可迅速关闭关断阀1，切断发动机引气，并同时向飞行员发出超温告警信号。防止高温空气进入座舱烫伤旅客，防止高温空气引起舱内分配管路变形。
31.若仅需要进气道防冰时，打开关断阀1，关闭加温控制活门8，打开防冰控制活门7，发动机引气经关断阀1和引气管路2、防冰控制活门7进入发动机进气道防冰腔c。此时吸气风扇3风速以最高档工作，确保流经换热器5的高温引气经换热后流入进气道防冰腔c的空气温度不高于200℃。同时防冰控制活门8根据进气道防冰腔c内温度调节打开程度，确保进气道表面不结冰。同样的，一旦系统某处出现故障，导致进气道防冰腔c内采集温度高于200℃，系统首先调高吸气风扇3转速档位，若1分钟内温度仍然高于200℃，系统可迅速关闭关断阀1，切断发动机引气，并同时向飞行员发出进气道防冰超温告警信号。防止超过200℃的空气引起进气道结构变形，功能失效。
32.进气道防冰和舱内加温和都在寒冷气候条件下使用，舱内加温和进气道防冰同时工作的概率是非常大的。此时，打开关断阀1，打开防冰控制活门7，打开加温控制活门8，发动机引气经关断阀1、引气管路2、换热器5到达分配管路6。一路热气经加温控制活门8进入引射器9，引射舱外空气或舱内回风，同时与吸气风扇抽吸的经换热器加温的空气一并进入消音混合腔室d混合，供给座舱加温。另一路热气经防冰控制活门7进入进气道防冰腔c供给进气道表面防结冰。吸气风扇3风速同样由最高档起始工作，根据消音混合腔室d内温度变化，在1～5档转速中动态选择。同时加温控制活门8也根据舱内温度调节打开程度，最终保持消音混合腔室d内最终温度在65～85℃动态平衡。同时防冰控制活门8根据进气道防冰腔c内温度调节打开程度，确保进气道表面不结冰。一旦系统某处出现故障，导致消音混合腔室d内采集温度高于93℃或进气道防冰腔c内采集温度高于200℃，系统首先调高吸气风扇3转速档位。若1分钟内，温度仍然超出范围，切断发动机引气。并同时向飞行员发出超温告警
信号。目前机上直升机环控系统中加温系统出现超温现象，均直接切断关断阀，此逻辑会造成使用过程中因温度振荡，关断阀频繁切断接通，导致温度继续振荡变化，不容易将消音混合腔室d控制在目标温度范围内，系统频繁启停，影响舱内舒适性。通过调节吸气风扇风速，可保持引气不断，通过动态调节冷边流量，维持目标温度。
33.在温度的调节过程中，本系统具备快速升温和降温的能力。示例性的，舱内加温时，舱内会设置一个目标温度，假设为25摄氏度。若此时消音混合腔室d内温度较高，大于85℃小于93℃，舱内温度超过25度，此时系统会减小加温控制活门8的打开程度，流经8的热气流量会减小，同时流经换热器5盘管的引气流量也将减小。同时吸气风扇风速档位会增加，抽吸更多的舱外空气/舱内回风，流经换热器5盘管外的冷气流量将增大。此调节作用下，盘管内高温气体流量减小，盘管外的冷气流量增大，换热效率高，高温气体将被更快冷却。最终使得消音混合腔室d可以更快降低，系统调节能力强。
34.目前在直升机上，加温和进气道防冰是两套独立系统，附件布置零散，串起系统的管路长。两套引气管路不仅功能重复，且重量代价大，代偿损失大。本系统介绍的关断阀1、吸气风扇3、换热器5、防冰控制活门7、加温控制活门8，可以集成设计，布置紧凑，其中连接各附件的引气管路2、通风管路4和三通管路等管路都可大大缩短距离，取消功能重复的管路，实现相同防冰及舱内加温功能，减少系统重量。并且由于系统内附件紧凑，与机上的机械接口和电气接口少，可减少安装、外场维护保养工作。系统中使用的引射器不消耗机上交/直流电，引射一部分冷空气，可降低吸气风扇的负载，节约电能，同样可以减少直升机的代偿损失。