具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

一种飞机燃油冷却系统，包括：

飞机燃油箱1；

飞机燃油增压泵2，入口与飞机燃油箱1连通；

机载设备散热器3，冷边入口与飞机燃油增压泵2出口连通，冷边出口与飞机燃油箱1连通；

飞机发动机增压泵4，入口与机载设备散热器3的冷边出口连通；

飞机发动机5，与飞机增压泵4出口连通；

第一可控阀门6，在机载设备散热器3、飞机燃油箱1之间的管路上设置；

第一温度传感器7，在机载设备散热器3、飞机发动机增压泵4之间的管路上设置；

控制器8，与第一可控阀门6、第一温度传感器7电连接，在第一温度传感器7传输的温度信号对应的温度值超过第一预设温度值时，控制第一可控阀门6打开。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员可以理解的是，飞机燃油箱1内的燃油经飞机燃油增压泵2后，流经机载设备散热器3对机载设备进行散热，变为高温燃油，高温燃油经飞机发动机增压泵4增压后供给飞机发动5使用，以此可确保飞机发动机5能够及时的将高温燃油消耗，充分利用飞机发动机的排热能力，防止热量积累。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员还可以理解的是，其设置第一温度传感器7监测流向飞机发动机增压泵4的燃油的温度，在温度超过第一预设温度值时，打开第一可控阀门6，使高温燃油回流回飞机发动机燃油箱1，以此保护飞机发动机增压泵4不被破坏。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员还可以理解的是，第一预设温度值可由相关技术人员在应用本申请的技术方案时，根据具体实际进行设定，其具体大小一方面应确保保护飞机发动机增压泵4不被破坏，另一方面应使流向飞机发动机增压泵4的燃油具有相当高的温度，以此，充分发掘飞机发动机的排热能力。

在一些可选的实施例中，上述的飞机燃油冷却系统中，还包括：

压力传感器9，在机载设备散热器3、飞机发动机增压泵4之间的管路上设置，与控制器8电连接；在压力传感器9传输的压力信号对应的压力值超过预设压力值时，控制第一可控阀门6打开。

在一些可选的实施例中，上述的飞机燃油冷却系统中，还包括：

回流散热器10，热边入口与机载设备散热器3冷边出口连通，热边出口与飞机燃油箱1连通。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员可以理解的是，其设置回流散热器10可对回流回飞机发动机燃油箱1的高温燃油进行散热，以此降低燃油的热量积累，保证燃油的热沉能力。

在一些可选的实施例中，上述的飞机燃油冷却系统中，还包括：

飞机发动机滑油换热器18，其冷边入口与飞机发动机增压泵4出口连通，冷边出口与飞机燃油箱1连通；

飞机发动机滑油箱11，与飞机发动机滑油换热器18热边出口连通；

飞机发动机滑油增压泵12，入口与飞机发动机滑油箱10连通，出口与飞机发动机滑油换热器18热边入口连通。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员可以理解的是，其设置飞机发动机滑油换热器18利用飞机发动机增压泵4增压后的燃油对飞机滑油进行冷却，以保证飞机发动机的整体性能。

在一些可选的实施例中，上述的飞机燃油冷却系统中，还包括：

飞机发动机进气道换热器13，冷边用以与飞机发动机进气道连通，热边入口与飞机发动机滑油换热器18热边出口连通，热边出口与飞机燃油箱1连通。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员可以理解的是，其设置飞机发动机进气道换热器13对流经飞机发动机滑油换热器18后的燃油进行冷却，降低回流回飞机燃油箱1燃油的温度，以此降低燃油的热量积累，保证燃油的热沉能力。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员还可以理解的是，飞机发动机进气道换热器13用以与飞机发动机进气道连通，即利用飞机发动机进气道的引气对流经飞机发动机进气道换热器13的燃油进行散热，充分利用飞机发动机进气道引气的热沉能力，且不需要在飞机表面额外开设冲压引气孔，以此保证飞机的隐身能力。

在一些可选的实施例中，上述的飞机燃油冷却系统中，飞机发动机进气道换热器13具有两个热边，其中的一个热边入口与飞机发动机滑油换热器18热边出口连通，对应的热边出口与飞机燃油箱1连通；另一热边入口与飞机发动机滑油增压泵12出口连通，对应的热边出口与飞机发动机滑油箱11连通；

飞机燃油冷却系统还包括：

第二可控阀门14，在飞机发动机增压泵4、飞机发动机滑油换热器18之间的管路上设置；

第三可控阀门15，在飞机发动机滑油增压泵12、飞机发动机滑油换热器18之间的管路上设置；

第四可控阀门16，在飞机发动机滑油增压泵12、飞机发动机进气道换热器13之间的管路上设置；

第二温度传感器17，在飞机发动机增压泵4、飞机发动机滑油换热器18之间的管路上设置，与控制器8电连接；在第二温度传感器17传输的温度信号对应的温度值超过第二预设温度值时，控制器8控制第二可控阀门14、第三可控阀门15关闭，以及控制第四可控阀门16打开。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员可以理解的是，其设置第二温度传感器17监测流向飞机发动机滑油换热器18燃油的温度，在温度超过第二预设温度值时，即流向飞机发动机滑油换热器18燃油的温度过高，已经难以满足飞机滑油的冷却需求，控制第二可控阀门14、第三可控阀门15关闭，以及控制第四可控阀门16打开，切断流向飞机发动机滑油换热器18的飞机滑油、燃油，飞机滑油流向飞机发动机进气道换热器13，利用飞机发动机进气道的引气对流经飞机发动机进气道换热器13的飞机滑油进行冷却，充分利用了飞机发动机进气道引气的热沉能力，保证飞机发动机的整体性能，且能够避免飞机燃油温度进一步升高，防止热量积累。

对于上述实施例公开的飞机燃油冷却系统，领域内技术人员还可以理解的是，第二预设温度值可由相关技术人员在应用本申请的技术方案时，根据具体实际进行设定，其具体大小应是在充分利用飞机燃油热沉能力的基础上，满足飞机滑油的冷却需求。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。