[發明專利]航空航天零部件測試用制冷加熱控溫系統

在審

• 申請號: 202010057324.4
• 申請日: 2020-01-19
• 公開（公告）號: CN111141069A
• 公開（公告）日: 2020-05-12
• 發明（設計）人: 顏厥枝
• 申請（專利權）人: 無錫冠亞恒溫制冷技術有限公司
• 主分類號: F25B41/00
• 分類號: F25B41/00;F25B41/06;F25B41/04;F25B43/00;F25B43/02;F25B40/02;F25B45/00;F25B49/02
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• 代理人: 暫無信息

本發明是航空航天零部件測試用制冷加熱控溫系統，其結構包括壓縮機、套管冷凝器、干燥過濾器、過冷器、中間換熱器、氣液分離器及包括蒸發器、加熱管和循環風機的循環風系統。本發明的優點：結構緊湊、合理，操作與使用方便，可以提供高壓、高速、大風量的循環風控溫系統；在低負荷運行時節能優勢非常明顯；一個小功率風機即可滿足風壓的需求，同時也最大限度的減少化霜次數，提高測試的效率；縮短化霜時間，同時避免出現化霜后的溫升；化霜均勻，高效節能；具有高溫快速制冷的功能；可采用多點運算加無模型自建樹算法，專門針對大滯后系統控溫，使滯后目標值的溫度能恒溫的控制在±0.5℃以內，而且不出現上下頻發波動。

技術領域

本發明涉及的是航空航天零部件測試用制冷加熱控溫系統。

背景技術

飛機在飛行過程中的穩定性是至關重要的，所以對于關鍵零部件的測試條件也是非常苛刻的，通常需要模擬出飛機在飛行過程中的實際狀況來進行測試，也就是對空氣的壓力、流量、溫度、流動速度都有非常高的要求。循環風機的流量和壓力是成反比的，要滿足較高的壓力，就需要犧牲一部分流量，要同時滿足流量和壓力就需要配套功率非常大的電機，導致能耗高不節能、成本高、體積過于龐大，且電機功率越大、發熱量越高，而這部分的熱量會被循環空氣帶走，導致循環空氣溫度不斷上升，要使溫度下降必須加大制冷機組的制冷量，同樣會出現高能耗、高成本、大體積的問題，同時若制冷機組過大，在控溫精度要求較高時很難實現，需要配套多個制冷系統才能實現控溫精度的要求。

循環空氣在低溫運行時，難以避免蒸發器結霜問題，蒸發器結霜會導致制冷效率變低，如果化霜不及時或不徹底，還會有壓縮機液擊的風險。一般在循環風系統中，補充的新鮮空氣越多、化霜周期越短、化霜越頻繁，無論采用何種方式進行化霜，在化霜過程中，對測試都會有影響，最好的方式就是減少化霜次數。

發明內容

本發明提出的是航空航天零部件測試用制冷加熱控溫系統，其目的旨在克服現有技術存在的上述不足，實現高可靠性和高能效比，為用戶節省前期投入和后期維護成本。

本發明的技術解決方案：航空航天零部件測試用制冷加熱控溫系統，其結構包括壓縮機、套管冷凝器、干燥過濾器、過冷器、中間換熱器、氣液分離器及包括蒸發器、加熱管和循環風機的循環風系統，其中壓縮機通過管道分別連接油分離器的頂部和底部，油分離器頂部通過管道連接套管冷凝器，套管冷凝器通過管道連接干燥過濾器，套管冷凝器底部分別連接冷卻水進管和帶流量開關的冷卻水出管，干燥過濾器通過管道連接過冷器第一通路，過冷器第一通路通過管道連接氣液分離器頂部，氣液分離器頂部通過管道連接中間換熱器第一通路，中間換熱器第一通路通過帶A膨脹閥的管道連接蒸發器，蒸發器通過管道連接中間換熱器第二通路，中間換熱器第二通路通過管道連接過冷器第二通路，過冷器第二通路通過管道連接壓縮機，氣液分離器底部通過帶B膨脹閥的管道連接蒸發器與中間換熱器第二通路之間的管道，循環風系統底部和頂部分別連接循環風入管和帶外循環電動通風蝶閥的循環風出管，循環風入管上設補氣口，油分離器和套管冷凝器之間管道與中間換熱器第一通路和蒸發器之間管道之間連接有帶化霜電磁閥和銅球閥的管道，A膨脹閥兩側管道之間連接有帶高溫降溫電磁閥和銅球閥的管道。

優選的，還包括緩沖罐，緩沖罐通過帶角閥和卸荷閥的管道連接過冷器與干燥過濾器之間管道，緩沖罐通過帶角閥和節流毛細管的管道連接過冷器和壓縮機之間管道。

優選的，所述的過冷器和壓縮機之間管道上設充油低壓表，壓縮機和油分離器之間管道上設充油高壓表，過冷器和壓縮機之間管道與壓縮機和油分離器之間管道都連接高低壓控制器。

優選的，所述的循環風出管、循環風入管和循環風系統上都設有溫度傳感器。

優選的，所述的中間換熱器和高溫降溫電磁閥之間管道與中間換熱器第二通路和蒸發器之間管道之間連接有帶冷量調節電磁閥和銅球閥的管道。

優選的，所述的加熱管為U型光管，加熱管連接三相調壓器和機械式溫度保護開關。