[發明專利]機載分子篩氧氣系統

有效

• 申請號: 201610063586.5
• 申請日: 2016-01-30
• 公開（公告）號: CN105727405B
• 公開（公告）日: 2018-10-23
• 發明（設計）人: 藤佳;席艷芳
• 申請（專利權）人: 成都康拓興業科技有限責任公司
• 主分類號: A61M16/00
• 分類號: A61M16/00;A61M16/10
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明公開了一種機載分子篩氧氣系統，包括氣源組件、氧濃縮器和供氧組件，氣源組件包括渦旋壓縮機、散熱風機和過濾器，氧濃縮器包括控制單元、分子篩床Ⅰ、分子篩床Ⅱ和儲氣罐，供氧組件包括供氧面罩、供氧管路、具有防窒息活門結構和氧流量自主調節結構的供氧調節器，分子篩床Ⅰ和分子篩床Ⅱ分別設置有程控裝置Ⅰ和程控裝置Ⅱ，儲氣罐的氣路輸出端通過供氧管路與供氧調節器連接，供氧面罩設置在供氧調節器的氣路輸出端，渦旋壓縮機、程控裝置Ⅰ和程控裝置Ⅱ均與控制單元電連接。本發明具有自主氧流量調節功能和防窒息功能；整個結構為模塊化設計，方便模塊化系統更換維修。

技術領域

本發明涉及飛行技術領域，具體涉及一種機載分子篩氧氣系統。

背景技術

機載分子篩氧氣系統主要針對直升機特殊用氧模式而研發的一款制氧系統。分子篩制氧系統是利用變壓吸附(PSA/VPSA)原理，分子篩對氧、氮的選擇性吸附特性，將通過的空氣進行氮、氧分離而制取氧氣，滿足機載人員生理用氧需求。

隨著飛機運行高度的增加，空氣中的氧氣含量不斷下降，稀薄的氧氣不能滿足機載成員的用氧需求，市場現有的分子篩制氧機同樣是利用分子篩變壓吸附制氧原理，但是現有制氧機的制氧量、輸出氧氣壓力均不能滿足高空用氧需求。

現有制氧機整體結構設計、強度、體積、密封性、材料均不能滿足軍用直升機使用環境要求，不能滿足國軍標對機載產品高、低溫、抗溫度沖擊、濕熱、霉菌、鹽霧、加速度、振動、沖擊、溫度-濕度-高度、產品電磁兼容性、壽命、可靠性、維修性、測試性、保障性、安全性等要求。

現有制氧機沒有高度氧流量自調節功能，不能隨飛機的運行高度進行自主氧流量調節，在飛機運作中，飛行高度在不斷的變化，不同高的大氣中含氧量不同，機載對用氧的需求量也不同，恒定的氧流量會造成：飛行高度相對較低時，例如飛行高度＜2000m，大氣中的含氧量與地面相近，此時，機載人員并不需要多余的氧氣，僅靠大氣的氧氣量即能滿足正常需求，制氧機可以不運作，此時制氧機運作會造成機載能源的浪費。

連續恒定的氧流量如果設定輸出的氧流量過高，引起機載人員不能完全吸取，吸取不完全的氧氣會通過面罩內噴出到機載人員的面部或鼻腔處，造成氣流干擾，引起機載人員不適；隨著飛機運行高度的增加，高度達到7000m時，大氣中的含氧量低，機載人員需要吸取制氧機輸出的氧氣，如果設定輸出的氧流量不足以機載人員吸取，會造成呼吸困難，引發意外。

發明內容

本發明的目的就在于為了解決上述問題而提供一種機載分子篩氧氣系統。

本發明通過以下技術方案來實現上述目的：

一種機載分子篩氧氣系統，包括氣源組件、氧濃縮器和供氧組件，所述氣源組件包括渦旋壓縮機、散熱風機和過濾器，所述氧濃縮器包括控制單元、分子篩床Ⅰ、分子篩床Ⅱ和儲氣罐，所述供氧組件包括供氧面罩、供氧管路、具有防窒息活門結構和氧流量自主調節結構的供氧調節器，所述分子篩床Ⅰ和所述分子篩床Ⅱ分別設置有程控裝置Ⅰ和程控裝置Ⅱ，所述渦旋壓縮機的氣路輸出端與所述過濾器的氣路輸入端連接，所述散熱風機的吹風口朝向所述渦旋壓縮機，所述過濾器的氣路輸出端同時與所述程控裝置Ⅰ和所述程控裝置Ⅱ的氣路輸入端連接，所述分子篩床Ⅰ和所述分子篩床Ⅱ的氣路輸出端同時與所述儲氣罐連通，所述儲氣罐的氣路輸出端通過所述供氧管路與所述供氧調節器連接，所述供氧面罩設置在所述供氧調節器的氣路輸出端，所述渦旋壓縮機、所述程控裝置Ⅰ和所述程控裝置Ⅱ均與所述控制單元電連接。

優選地，所述儲氣罐中設置有多個狀態檢測傳感器，多個所述狀態檢測傳感器均與所述控制單元電連接。

優選地，所述程控裝置Ⅰ和所述程控裝置Ⅱ均設置有與所述控制單元電連接的電磁閥。

優選地，所述儲氣罐為具有穩壓結構的罐體。

優選地，所述儲氣罐與兩個所述分子篩床之間的氣路中設置有單向閥，所述單向閥的出口與所述儲氣罐內部相通。