BR102015002835B1

BR102015002835B1 - Sistema de turbocompressor para extrair energia de um motor de aeronave, aeronave, e, método de extração de energia de um motor de aeronave

Info

Publication number: BR102015002835B1
Application number: BR102015002835-0A
Authority: BR
Inventors: Warren A. Atkey
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2014-03-10
Filing date: 2015-02-09
Publication date: 2022-03-22
Also published as: RU2014151419A; RU2678234C2; EP2918497B1; US9656756B2; CN104912835A; CN104912835B; BR102015002835A2; JP6470561B2; EP2918497A1; JP2015168424A; RU2014151419A3; CA2875181A1; CA2875181C; US20150251766A1

Abstract

SISTEMA DE TURBOCOMPRESSOR PARA EXTRAIR ENERGIA DE UM MOTOR DE AERONAVE, AERONAVE, E, MÉTODO DE EXTRAÇÃO DE ENERGIA DE UM MOTOR DE AERONAVE. Um sistema de turbocompressor (TC) para extrair energia de um motor de aeronave. O sistema de TC tem um conjunto de TC com uma turbina acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor. O sistema de TC tem uma entrada de TC em comunicação fluídica com um sistema de ar de sangria no motor de aeronave e uma saída de TC em comunicação fluídica com um grupo de condicionamento de ar (AC) de um sistema de condicionamento de ar de aeronave e configurada para extrair ar de entrada de grupo de temperatura reduzida proveniente do conjunto de TC para o grupo de condicionamento de ar. O sistema de TC tem uma entrada de ar dinâmico acoplada ao pelo menos um compressor. O sistema de TC tem uma válvula de controle de TC, e uma válvula de retenção de TC ou uma válvula de corte de TC, ambas acopladas ao conjunto de TC através de uma pluralidade de dutos de conexão. O sistema de TC extrai energia do ar de sangria para reduzir fluxo de ar de sangria e (...).

Description

FUNDAMENTO Campo da Descrição

[0001] A descrição se refere geralmente a sistemas e métodos de condicionamento de ar de aeronave, e mais particularmente, a sistemas e métodos de condicionamento de ar de aeronave para extrair energia de um motor de aeronave em um sistema de condicionamento de ar de aeronave, baseado em ar de sangria.

Descrição da Técnica Relacionada

[0002] Os conhecidos sistemas de condicionamento de ar usados em veículos de transporte, tais como aeronave comercial, usam tipicamente um ciclo termodinâmico baseado em ar para prover ar pressurizado trio para vários compartimentos internos da aeronave, tais como a cabina de passageiros, compartimentos de carga, e outros compartimentos internos. Ar proveniente dos estágios de compressor dos motores principais da aeronave, tipicamente referido como "ar de sangria", pode ser sangrado por um sistema de ar de sangria a partir de dois ou mais de tais motores de turbina a gás da aeronave para fornecer energia pneumática para vários sistemas de aeronave e motores. Por exemplo, ar de sangria pode ser usado para fornecer energia pneumática para o sistema de condicionamento de ar de aeronave, para um sistema antigelo da aeronave, para um sistema hidráulico de aeronave, ou para outros sistemas ou componentes da aeronave.

[0003] Ar de sangria pode tipicamente ser fornecido a uma alta temperatura e uma alta pressão pelo sistema de ar de sangria do motor de aeronave. Tal ar de sangria pode então ser resfriado e condicionado através de grupos de condicionamento de ar do sistema de condicionamento de ar de aeronave. Uma vez quando o ar de sangria é condicionado nos grupos de condicionamento de ar, ele pode então ser distribuído para o interior da aeronave para o controle, a ventilação, e a pressurização, do interior da aeronave. O ar condicionado dentro do interior da aeronave pode então ser descarregado para o ambiente externo através de várias válvulas externas, válvulas de descarga e bocais de injeção na cabina.

[0004] Todavia, nos conhecidos sistemas de condicionamento de ar, baseados em ar de sangria, a energia pneumática ou energia extraída do ar de sangria provido pelo sistema de ar de sangria do motor de aeronave para o sistema de condicionamento de ar de aeronave pode ser desacoplada e não alinhada com a potência ou energia necessitada pelo sistema de condicionamento de ar de aeronave para satisfazer suas demandas de fluxo e resfriamento. O motor de aeronave pode prover mais energia do que é requerida pelas exigências de energia do sistema de condicionamento de ar de aeronave. Tal energia em excesso pode resultar em ineficiência e energia desperdiçada. Porque o sistema de condicionamento de ar de aeronave é tipicamente o maior usuário de energia na aeronave, diferentemente da propulsão da aeronave propriamente dita, tal energia desperdiçada pode representar um significante impacto de queima de combustível para a aeronave.

[0005] Além disso, nos conhecidos sistemas de condicionamento de ar, baseados em ar de sangria, o grupo de condicionamento de ar (AC) de tais conhecidos sistemas de condicionamento de ar de aeronave pode requerer elevado uso de ar dinâmico do grupo, a fim de resfriar adequadamente o ar de sangria que vai para o grupo de AC. O elevado uso de ar dinâmico do grupo, e por sua vez, elevado fluxo de ar dinâmico, pode resultar em elevado arraste por ar dinâmico para a aeronave.

[0006] Consequentemente, um aperfeiçoado sistema de aeronave e método para extrair energia de um motor de aeronave é necessário para alinhar a energia pneumática ou energia extraída do ar de sangria provido pelos motores de aeronave com as demandas de potência ou energia do sistema de condicionamento de ar de aeronave, reduzindo ou minimizando assim a energia desperdiçada pelo sistema de condicionamento de ar de aeronave, e para prover reduções de arraste por ar dinâmico.

SUMÁRIO

[0007] Esta necessidade para um aperfeiçoado sistema de aeronave e método é satisfeita. Como discutido na descrição detalhada abaixo, modalidades de tais aperfeiçoados sistema de aeronave e método podem prover significantes vantagens sobre os sistemas e métodos existentes.

[0008] Em uma modalidade é provido um sistema de turbocompressor (TC) para extrair energia de um motor de aeronave. O sistema de turbocompressor compreende um conjunto de turbocompressor compreendendo uma turbina acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor. O conjunto de turbocompressor compreende adicionalmente uma entrada de turbocompressor em comunicação fluídica com um sistema de ar de sangria no motor de aeronave e configurada para admitir ar de sangria proveniente do sistema de ar de sangria ao conjunto de turbocompressor. O conjunto de turbocompressor compreende adicionalmente uma saída de turbocompressor em comunicação fluídica com um grupo de condicionamento de ar de um sistema de condicionamento de ar de aeronave e configurada para extrair ar de entrada de grupo de temperatura reduzida do conjunto de turbocompressor para o grupo de condicionamento de ar.

[0009] O conjunto de turbocompressor compreende adicionalmente uma entrada de ar dinâmico acoplada ao pelo menos um compressor e configurada para admissão de ar dinâmico pelo ao menos um compressor. O conjunto de turbocompressor compreende adicionalmente uma válvula de controle de turbocompressor, e uma válvula de retenção de turbocompressor ou uma válvula de fechamento de turbocompressor, ambas acopladas ao conjunto de turbocompressor através de uma pluralidade de dutos de conexão. O sistema de turbocompressor extrai energia do ar de sangria.

[00010] Em outra modalidade é provida uma aeronave compreendendo pelo menos uma asa e um ou mais motores de aeronave acoplados a pelo menos uma asa. Cada motor de aeronave tem um sistema de ar de sangria para gerar ar de sangria. A aeronave compreende adicionalmente uma fuselagem definindo um volume interno tendo uma cabina de aeronave e um compartimento de grupo separado da cabina de aeronave. A aeronave compreende adicionalmente um sistema de condicionamento de ar de aeronave posicionado no compartimento de grupo e em comunicação fluídica com a cabina de aeronave.

[00011] O sistema de condicionamento de ar de aeronave compreende um grupo de condicionamento de ar e um sistema de turbocompressor (TC). O sistema de turbocompressor compreende um conjunto de turbocompressor compreendendo uma turbina acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor. O sistema de turbocompressor compreende adicionalmente uma entrada de turbocompressor em comunicação fluídica com o sistema de ar de sangria e configurada para admitir ar de sangria proveniente do sistema de ar de sangria ao conjunto de turbocompressor. O sistema de turbocompressor compreende adicionalmente uma saída de turbocompressor em comunicação fluídica com o grupo de condicionamento de ar e configurada para extrair ar de entrada de grupo de temperatura reduzida do conjunto de turbocompressor para o grupo de condicionamento de ar.

[00012] O sistema de turbocompressor compreende adicionalmente uma entrada de ar dinâmico acoplada ao pelo menos um compressor e configurada para admissão de ar dinâmico pelo ao menos um compressor. O sistema de turbocompressor compreende adicionalmente uma válvula de controle de turbocompressor, e uma válvula de retenção de turbocompressor ou válvula de fechamento de turbocompressor, ambas acopladas ao conjunto de turbocompressor através de uma pluralidade de dutos de conexão. O sistema de turbocompressor extrai energia do ar de sangria.

[00013] Em outra modalidade é provido um método de extração de energia de um motor de aeronave. O método compreende a etapa de instalar um sistema de turbocompressor (TC) em um sistema de condicionamento de ar de aeronave de uma aeronave. O sistema de turbocompressor compreende um conjunto de turbocompressor disposto entre uma entrada de turbocompressor e uma saída de turbocompressor e compreendendo uma turbina acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor. O sistema de turbocompressor compreende adicionalmente uma entrada de ar dinâmico acoplada ao pelo menos um compressor. O sistema de turbocompressor compreende adicionalmente uma válvula de controle de turbocompressor, e uma válvula de retenção de turbocompressor ou uma válvula de fechamento de turbocompressor, ambas acopladas ao conjunto de turbocompressor através de uma pluralidade de dutos de conexão.

[00014] O método compreende adícionalmente a etapa de usar a turbina do sistema de turbocompressor para extrair energia a partir de ar de sangria para obter ar de saída de turbina e energia extraída. O método compreende adicional mente a etapa de acionar o pelo menos um compressor com a energia extraída para admitir e comprimir ar dinâmico proveniente da entrada de ar dinâmico para obter ar de saída de compressor. O método compreende adicionalmente a etapa de usar o sistema de turbocompressor para reduzir fluxo de ar de sangria necessário para um grupo de condicionamento de ar no sistema de condicionamento de ar de aeronave, reduzindo assim exigências de energia para o sistema de condicionamento de ar de aeronave. O método compreende adicionalmente a etapa de misturar o ar de saída de turbina e o ar de saída de compressor no sistema de turbocompressor para obter reduzido uso de ar de entrada de grupo de reduzida temperatura e ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar.

[00015] As características, funções, e vantagens que foram discutidas podem ser obtidas independentemente nas várias modalidades da descrição ou podem ser combinadas, em adicionalmente outras modalidades, com outros detalhes de que podem ser vistos com referência à seguinte descrição e desenhos,

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[00016] A descrição pode ser mais bem entendida com referência à seguinte descrição detalhada tomada em conjunção com os desenhos anexos, que ilustram modalidades preferidas e de exemplo, mas que não são necessariamente desenhados em escala, nos quais: a figura IA é uma ilustração de um diagrama esquemático de uma aeronave tendo uma modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) da descrição cora uma modalidade de uma entrada de ar dinâmico; a figura 1B é uma ilustração de um diagrama esquemático de uma aeronave tendo uma modalidade de um sistema de turbocompressor da descrição com outra modalidade de uma entrada de ar dinâmico; a figura 2 é uma ilustração de um diagrama esquemático de uma modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) da descrição com uma turbina, um compressor e uma entrada de ar dinâmico, em que o sistema de TC é mostrado em um sistema de condicionamento de ar de aeronave e acoplado a um sistema de ar de sangria; a figura 3 é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) da descrição com uma turbina, dois compressores e uma entrada de ar dinâmico, em que o sistema de TC é mostrado em um sistema de condicionamento de ar de aeronave e acoplado a um sistema de ar de sangria; a figura 4 é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) da descrição com uma turbina, um motor elétrico, dois compressores e uma entrada de ar dinâmico, em que o sistema de TC é mostrado em um sistema de condicionamento de ar de aeronave e acoplado a um sistema de ar de sangria; a figura 5 é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) da descrição com uma turbina, um trocador de calor de resfriamento intermediário, dois compressores e uma entrada de ar dinâmico, em que o sistema de TC é mostrado em um sistema de condicionamento de ar de aeronave e acoplado a um sistema de ar de sangria; a figura 6 é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) da descrição com uma turbina, dois compressores e um duto de ar de cabina recirculado, em lugar de uma entrada de ar dinâmico, em que o sistema de TC é mostrado em um sistema de condicionamento de ar de aeronave e acoplado a um sistema de ar de sangria; a figura 7A é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) da descrição na forma de um sistema integrado de máquina de ciclo de ar de turbocompressor e uma entrada de ar dinâmico, em que o sistema de TC é mostrado em um sistema de condicionamento de ar de aeronave e acoplado a um sistema de ar de sangria e uma válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) está em uma posição aberta; a figura 7B é uma ilustração de um diagrama esquemático do sistema de turbocompressor (TC) da figura 7A, em que o sistema de TC é mostrado em um sistema de condicionamento de ar de aeronave e acoplado a um sistema de ar de sangria e a válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) está em uma posição fechada; a figura 8 é uma ilustração de um diagrama de blocos de uma aeronave mostrando um sistema de condicionamento de ar de aeronave com modalidades de um sistema de turbocompressor da descrição; a figura 9 é uma ilustração de um fluxograma mostrando uma modalidade de um método da descrição; a figura 10 é uma ilustração de um fluxograma de um método de produção e serviço de aeronave; e, a figura 11 é uma ilustração de um diagrama de blocos de uma aeronave.

DESCRJÇÀQ DETALHADA

[00017] As modalidades descritas serão agora descritas mais completamente daqui em diante com referência aos desenhos anexos, nos quais algumas, mas nem todas das modalidades descritas são mostradas. Mais especificamente, várias modalidades diferentes podem ser providas e não devem não ser interpretadas como limitadas às modalidades descritas aqui. Essas modalidades são providas de forma que esta descrição será concisa e transportará completamente o escopo da descrição para aqueles especializados na técnica.

[00018] Agora, com referência às figuras, a figura IA é uma ilustração de um diagrama esquemático de uma aeronave 12 tendo uma modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) 10 da descrição com uma modalidade de uma entrada de ar dinâmico 58. A figura 1B é uma ilustração de um diagrama esquemático de uma aeronave 12 tendo uma modalidade de um sistema de turbocompressor 10 da descrição com outra modalidade de uma entrada de ar dinâmico 58. O sistema de turbocompressor 10 (ver as figuras 1A-8), discutido em detalhe abaixo é projetado para extrair energia a partir de ar de sangria 50 (ver as figuras 1 A-8) provido por um sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 1A-8) em um motor de aeronave 32 (ver as figuras lA-8) para um sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 1A- 8). Adicionalmente, um método 250 (ver a figura 9) de extração de energia a partir de ar de sangria 50 (ver as figuras 1A-8) provido pelo sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 1 A-8) no motor de aeronave 32 (ver as figuras 1A- 8) para o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras lA-8) usando o sistema de turbocompressor (ver as figuras 1A-8) é descrito.

[00019] Como mostrado nas figuras 1A-1B, a aeronave 12 tem uma fuselagem 13 definindo um volume interno 15. O volume interno 15 pode incluir uma cabina de aeronave 14 preferivelmente para passageiros ou carga, um convés de voo 16, preferivelmente para pilotos ou outros membros de tripulação de voo, um compartimento dianteiro de componentes eletrônicos e de equipamentos 18, um compartimento dianteiro de carga 20, um compartimento traseiro de carga 22, e um compartimento de carga volumosa 24. O volume interno 15 da aeronave 12 pode incluir adicional mente compartimentos ou áreas de carga adicionais. A cabina de aeronave 14 e convés de voo 16 são áreas pressurizadas com ar pressurizado, e o compartimento dianteiro de componentes eletrônicos e de equipamentos 18, o compartimento dianteiro de carga 20, o compartimento traseiro de carga 22, e o compartimento de carga volumosa 24 podem, opcionalmente, ser áreas pressurizadas com ar pressurizado.

[00020] A aeronave 12 compreende adicionalmente uma caixa de asa 28 (ver as figuras 1A-1B), a partir da qual uma ou mais asas 30 (ver as figuras 1A-1B) se estendem. As figuras 1A-1B mostram uma asa 30 se estendendo a partir da caixa de asa 28 e outra asa 30 (não mostrada) se estende para fora a partir do lado oposto da caixa de asa 30. Como mostrado nas figuras 1A-1B, a asa 30 tem um ou mais motores 32, tais como na forma de motores de turbina a gás. Cada motor 32 pode ter um ou mais sistemas de ar de sangria 34 (ver as figuras l A-l B) acoplados dentro do motor 32. Cada sistema de ar de sangria 34 tem uma arquitetura do sistema de ar de sangria 34a (ver as figuras 2-7B), discutida em detalhe abaixo.

[00021] Como mostrado nas figuras 1A-1B, o volume interno 15 da aeronave 12 inclui adicionalmente pelo menos um compartimento de grupo 36. Preferivelmente, a aeronave 12 tem dois compartimentos de grupo 36, com um compartimento de grupo 36 posicionado embaixo de cada asa 30. Todavia, a aeronave 12 pode ter compartimentos de grupos adicionais 36 e os compartimentos de grupos 36 podem ser posicionados em outra área apropriada da aeronave 12. O compartimento de grupo 36 é uma área despressurizada com ar despressurizado. O interior do compartimento de grupo 36 pode se estender para o interior de uma carenagem de aeronave 38 (ver as figuras 1A-1B), tal como uma carenagem de aeronave de asa para corpo, que é uma estrutura na aeronave 12 posicionada abaixo da fuselagem 13 e entre as asas 30.

[00022] O compartimento de grupo 36 e a carenagem de aeronave 38 alojam o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 1A- 1B). Como mostrado nas figuras 1A-1B, o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 compreende uma modalidade do sistema de turbocompressor 10, discutido em detalhe abaixo, acoplado a um grupo de condicionamento de ar (AC) 42 tendo um trocador de calor de grupo (HX) 44 com um ou mais trocadores de calor (não mostrados). O grupo de condicionamento de ar 42 é preferivelmente na forma de um sistema de ciclo de ar 182 (ver a figura 7A) com válvulas, dutos, sensores, e trocadores de calor, associados.

[00023] Como adicional mente mostrado nas figuras 1A-1B, ar de sangria 50 a partir do sistema de ar de sangria 34 (isto é, sistema pneumático) do motor de aeronave 32 é transportado através dos dutos de ar de sangria 52 para o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40, e em particular, para o sistema de turbocompressor (TC) 10 e para o grupo de condicionamento de ar 42 do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40.

[00024] Uma vez quando o ar de sangria 50 (ver as figuras 1A-1B) é condicionado no sistema de condicionamento de ar de aeronave 40, ele pode ser então distribuído como um suprimento de ar condicionado 46 (ver as figuras 1A-1B) através dos dutos de ar 53 (ver as figuras 1A-1B) para dentro da cabina de aeronave 14 e outros volumes internos 15 da aeronave 12 para o controle de temperatura e umidade, da ventilação, e da pressurizaçào, do interior da aeronave. O suprimento de ar condicionado 46 pode ser descarregado para o ambiente externo ou recirculado de volta para o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40. Como mostrado nas figuras 1 A-l B, a aeronave 12 compreende adicionalmente uma ou mais válvulas de ar de descarga 47a, 47b para permitir que o ar de descarga 48a, 48b escoe para fora da aeronave 12. O ar de descarga 48a, 48b (ver as figuras 1A-1B) pode compreender ar de descarga de cabina e/ou outro ar de descarga proveniente de outras áreas da aeronave 12.

[00025] Como adicionalmente mostrado nas figuras 1A-1B, ar dinâmico 60 pode ser puxado para o interior do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 a partir do exterior da aeronave reboque 12, para ser usado no ciclo termodinâmico baseado em ar. Para finalidades desta aplicação, "ar dinâmico" significa ar ambiente no exterior de uma aeronave, criado por movimento da aeronave propriamente dita, que é levado para dentro de uma aeronave através de uma entrada de ar dinâmico e usado no ciclo termodinâmico baseado em ar.

[00026] Um exemplo de um sistema de turbocompressor (TC) 10 descrito aqui pode compreender, em uma modalidade mostrada na figura IA, uma entrada de ar dinâmico 58 na forma de uma concha de entrada de ar dinâmico 62. Como mostrado na figura IA, a entrada de ar dinâmico 58, na forma da concha de entrada de ar dinâmico 62, é configurada para admissão de ar dinâmico 60, tal como ar dinâmico de entrada 60a, pelo sistema de TC 10. A concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura 1 A) é uma estrutura que pode ser acrescentada ao exterior da aeronave 12 (ver a figura 1 A) e pode preferivelmente ser formada através do exterior da carenagem de aeronave 38 (ver a figura IA) para o interior da carenagem de aeronave 38. Todavia, a concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura IA) pode também ser acrescentada em outros locais apropriados na aeronave 12, dependendo de onde o sistema de TC 10 é instalado na aeronave 12.

[00027] No interior da carenagem de aeronave 38 (ver a figura 1A), a concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura 1 A) é preferivelmente acoplada a urn duto de concha de entrada de ar dinâmico 63 (ver as figuras 1 A, 2), o qual, por sua vez, é acoplado a um compressor 144 (ver a figura 2), tal como na forma de primeiro compressor (Cl) 144a (ver as figuras 2, 3), do sistema de TC 10 (ver as figuras 2, 3). O ar dinâmico 60, tai como na forma de ar dinâmico de entrada 60a (ver a figurai A), é preferivelmente empurrado ou puxado para dentro através da concha de entrada de ar dinâmico 62 e através do duto de da concha de entrada de ar dinâmico 63 (ver as figuras 1 A, 2) pelo compressor 144 (ver a figura 2), preferivelmente na forma de primeiro compressor (Cl) 144a (ver as figuras 2, 3), que é discutido em maior detalhe abaixo.

[00028] A concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura IA) que é acrescentada à aeronave 12 (ver a figura IA) como parte do sistema de TC 10 (ver a figura IA) é preferivelmente de um tamanho muito menor quando comparada com as entradas de ar dinâmico existentes, usados com os existentes grupos de condicionamento de ar de aeronave. A concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura IA) é preferivelmente composta de um compósito, metal, ou outro apropriado material durável.

[00029] A concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura IA) que é acrescentada à aeronave 12 (ver a figura IA) como parte do sistema de TC 10 (ver a figura 1 A) pode não requerer a adição de estruturas de modulação, tais comas portas de modulação ou palhetas de modulação, e pode não requerer o uso de um controlador de modulação para modular automaticamente a entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 1 A). Por exemplo, as entradas existentes de ar dinâmico tipicamente usam uma porta de modulação sobre a entrada de ar dinâmico para controlar a quantidade de fluxo de ar de resfriamento através dos trocadores de calor de ar dinâmico, primário e secundário, e/ou tipicamente usam palhetas de modulação sobre a descarga de ar dinâmico para aumentar a recuperação de ar dinâmico. Em adição, as entradas existentes de ar dinâmico podem usar um controlador de modulação para modular automaticamente a entrada de ar dinâmico enquanto a aeronave está em voo. A concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura 1 A) pode ser acrescentada ao sistema de TC 10 (ver a figura IA) sem tal modulação.

[00030] O sistema de turbocompressor (TC) 10 descrito aqui pode compreender, em outra modalidade, como mostrada na figura 1B, uma entrada de ar dinâmico 58 na forma de um duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68, acoplado ao sistema de TC 10. Nesta modalidade, como mostrada na figura IB, a entrada de ar dinâmico 58 do sistema de TC 10 interrompe ar dinâmico 60 a partir de um sistema de ar dinâmico 64 que existe na aeronave 12 e tendo um existente duto de entrada de ar dinâmico 66 acoplado ao trocador de calor de grupo (HX) 44 do grupo de AC 42. O duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68 (ver a figura 1B) pode ser interrompido ou fechado em relação ao existente duto de entrada de ar dinâmico 66 de forma que ele é integrado com um sistema de ar dinâmico 64 que existe na aeronave 12 (ver a figura 1B). O duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68 (ver a figura 1B) é acoplado ao sistema de TC 10 (ver a figura 1B), e é preferivelmente acoplado ao compressor 144 (ver a figura 2), tal como na forma de primeiro compressor (Cl) 144a (ver as figuras 2, 3), do sistema de TC 10 (ver as figuras 2, 3).

[00031] Como mostrado na figura 1B, o ar dinâmico 60, tal como na forma de ar dinâmico de entrada 60b, escoa a partir do exterior a aeronave 12 através do existente duto de entrada de ar dinâmico 66 do existente o sistema de ar dinâmico 64 para o trocador de calor de grupo (HX) 44. Como adicionalmente mostrado na figura 1B, algum do ar dinâmico 60, na forma de ar dinâmico de entrada 60b, é interrompido pelo duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68, como ar dinâmico de derivação 60c, e escoa para o sistema de TC 10. O ar dinâmico de entrada 60b (ver a figura 1B) que não é interrompido escoa para o trocador de calor de grupo 44 (ver a figura 1B) e então abandona o trocador de calor de grupo 44 (ver a figura 1B) como ar dinâmico de saída 60d. Como mostrado na figura 1B, o ar dinâmico de saída 60d escoa para fora da aeronave 12 através de uma saída de ar dinâmico 70 através de um duto de saída de ar dinâmico 72, ambos os presentes no sistema de ar dinâmico 64 que existe na aeronave 12.

[00032] Como adicionalmente mostrado nas figuras 1A-1B, a aeronave 12 compreende adicionalmente um ou mais sistemas de controle 54 (ver as figuras 1A-1B) operativamente acoplados ou conectados ao sistema de TC 10 para controlar e operar o sistema de TC 10. O um ou mais sistemas de controle 54 (ver as figuras 1A-1B) podem também ser operativamente acoplados ou conectados ao grupo de AC 42 (ver as figuras 1A-1B) e o sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 1A-1B) para controlar e operar o grupo de AC 42 e o sistema de ar de sangria 34. O um ou mais sistemas de controle 54 (ver as figuras 1A-1B) podem ser posicionados no compartimento de grupo 36 (ver as figuras 1A-1B) ou em outro local apropriado na aeronave 12 (ver as figuras 1A-1B). O um ou mais sistemas de controle 54 (ver as figuras 1A-1B) podem ser usados, por exemplo, para ativar e desativar válvulas, interruptores, ventiladores, e outros vários componentes, a fim de controlar e regular, por exemplo, a quantidade de fluxo de ar, a temperatura e pressão do fluxo de ar, umidade, ventilação, e outras características aplicáveis. Por exemplo, o um ou mais sistemas de controle 54 podem compreender um ou mais de um sistema de controle ambiental com um sistema de controle de suprimento de ar integrado e de um sistema de controle de condicionamento e de temperatura do ar de cabina, um sistema de controle mecânico, um sistema de controle pneumático, um sistema de controle hidráulico, um sistema de controle elétrico, ou outro sistema de controle apropriado.

[00033] O sistema de controle 54 preferivelmente compreende um ou mais controladores 56 (ver as figuras 1A-1B). O controlador 56 (ver as figuras 1A-1B) pode também ser posicionado no compartimento de grupo 36 (ver as figuras 1A-1B) ou em outro local apropriado na aeronave 12 (ver as figuras 1A-1B). O sistema de controle 54 e o controlador 56 podem ser acoplados ao, ou conectados ao, sistema de TC 10, ao grupo de AC 42, e/ou ao sistema de ar de sangria 34, através de uma ou mais linhas de controle com fio (não mostradas) ou através de acoplamentos ou conexões sem fio (não mostrados). O controlador 56 pode compreender um ou mais de um dispositivo de processamento por computador com software associado, um controlador de sistema de ar, integrado, com software associado, um controlador eletrônico digital com computador digital e software associado, um controlador eletrônico analógico com computador digital e software associado, um controlador pneumático com circuitos lógicos de relés e controladores ou computadores lógicos programáveis, um controlador pneumático com controles lógicos de ar e controladores ou computadores lógicos programáveis, um controlador hidráulico com lógica de relé, na forma de condutores físicos, e controladores ou computadores lógicos programáveis, ou outro controlador apropriado.

[00034] A aeronave 12 (ver as figuras 1A-1B) compreende adicionalmente um ou mais sistemas de energia 57 (ver a figura 8) que podem prover energia para um ou mais componentes do sistema de TC 10 (ver as figuras 1A-1B), o grupo de AC 42 (ver as figuras 1A-1B), e o sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 1A-1B). O um ou mais sistemas de energia 57 que acionam um ou mais componentes do sistema de TC 10 (ver as figuras 1A- 1B), o grupo de AC 42 (ver as figuras 1A-1B), e o sistema de ar de sangria 34 pode compreender um ou mais dentre energia elétrica, energia hidráulica, energia pneumática, energia de eixo, ou outro sistema de energia apropriado.

[00035] As figuras 2-7B mostram várias modalidades do sistema de turbocompressor (TC) 10 que é preferivelmente instalado no sistema de condicionamento de ar de aeronave (AC) no compartimento de grupo 36 (ver as figuras 1A-7B) da aeronave 12 e que é acoplado a um ou mais sistemas de ar de sangria 34 (isto é, sistemas pneumáticos) dos motores de aeronave 32. O sistema de TC 10 é preferivelmente um turbocompressor multiplicador de fluxo.

[00036] O sistema de TC 10 (ver as figuras lA-8) pode ser instalado em uma nova aeronave que usa um sistema de condicionamento de ar, baseado em ar de sangria, ou pode ser readaptado em uma aeronave existente que usa um sistema de condicionamento de ar, baseado em ar de sangria. O sistema de TC 10 (ver as figuras 1A-8) pode ser readaptado ao interior do sistema de condicionamento de ar de aeronave de uma aeronave existente que usa um sistema de condicionamento de ar, baseado em ar de sangria, com mínimo impacto sobre os sistemas de aeronave existentes ou somente modificação mínima nas estruturas existentes de aeronave. Por exemplo, alterações de hardware não são requeridas que sejam feitas no sistema existente de ar de sangria 34 (ver as figuras 1A-8) ou no grupo de AC existente 42 (ver as figuras 1A-8). A aplicação específica de uma modalidade do sistema de turbocompressor 10 (ver as figuras 1A-8) sobre outra pode depender da arquitetura e tamanho da aeronave, se a aeronave é de um novo projeto ou de um projeto existente, ou de considerações de projeto da aeronave.

[00037] As figuras 2-7B mostram uma modalidade do grupo de condicionamento de ar (AC) 42 com o trocador de calor de grupo (HX) 44. Quando usado aqui, o termo "grupo de condicionamento de ar (AC)" significa um dispositivo ou sistema que condiciona ar pressurizado destinado a ser fornecido para uma aeronave, onde o ar pressurizado é condicionado para temperatura através de um sistema de ciclo de resfriamento. O grupo de AC 42 pode compreender adicionalmente componentes, tais como válvulas, dutos, controladores, e outros componentes conhecidos na técnica. O grupo de AC 42 (ver as figuras 1A-1B) usado nas modalidades do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 1A-1B) descritas aqui provê pressurização, ventilação e controle de temperatura para a aeronave 12 (ver as figuras 1A-1B) através da operação inteira da aeronave, incluindo no nível do mar e em nível de cruzeiro. Modalidades do sistema de TC 10 descrito aqui podem também ser usadas com outros conhecidos grupos de AC contendo componentes mecânicos conhecidos na técnica.

[00038] As figuras 2-7B mostram uma modalidade de uma arquitetura do sistema de ar de sangria 34a do sistema de ar de sangria 34 (isto é, sistema pneumático) que é conhecida e que provê o ar de sangria 50 (ver a figura 2) para o sistema de TC 10 (ver a figura 2). A arquitetura do sistema de ar de sangria 34a do sistema de ar de sangria 34 mostrado nas figuras 2-7B é uma modalidade de exemplo da arquitetura do sistema de ar de sangria, que pode ser usada com o sistema de TC 10 descrito aqui, e não se destina a ser limitativa e não deve ser interpretada como limitada a esta modalidade. Ao contrário, outras apropriadas arquiteturas do sistema de ar de sangria de sistemas de ar de sangria conhecidos na técnica podem ser usadas, que provêm ar de sangria 50 ao sistema de TC 10 descrito aqui.

[00039] Como mostrado nas figuras 2-7B, a arquitetura do sistema de ar de sangria 34a inclui uma ventoinha de motor 74 com portas de sangria de estágio de compressor 76. Ar puxado para o interior do motor de aeronave 32 é preferivelmente sangrado de um estágio de compressor do motor de aeronave 32 com as portas de sangria de estágio de compressor 76. Embora somente duas portas de sangria de estágio de compressor 76 sejam mostradas nas figuras 2-7B, portas adicionais de sangria de estágio de compressor 76 podem ser usadas. Para finalidades desta aplicação, "ar de sangria" significa ar do exterior puxado para o interior de um motor de aeronave, tal como um motor de turbina a gás de aeronave, que é comprimido em um estágio de compressor do motor de aeronave e que é usado como uma fonte de energia ou energia para um sistema de condicionamento de ar de aeronave e que pode também ser usado em outros sistemas ou componentes na aeronave. O sistema de turbocompressor 10 e o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40, como mostrados nas figuras 2-7B, podem ser referidos como sistemas baseados em ar de sangria.

[00040] No sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B), um orifício de sangria de alta pressão 76b (ver as figuras 2-7B) pode ser usado para puxar para dentro e comprimir o ar quando o motor de aeronave 32 (ver a figura 2) está em baixo empuxe. Quando o empuxe é aumentado, a pressão a partir do orifício de sangria de alta pressão 76b (ver as figuras 2-7B) se eleva, e uma válvula de corte de alta pressão (HPSOV) 90 (ver as figuras 2-7B) se fecha. O ar de sangria é então puxado a partir de um orifício de sangria de baixa pressão 76a (ver as figuras 2-7B) através de uma válvula de retenção de pressão intermediária 80 (ver as figuras 2-7B).

[00041] O sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B) preferivelmente controla a pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) para um ponto de ajuste. No orifício de sangria de baixa pressão 76a (ver as figuras 2-7B), ar é sangrado no modo de cruzeiro da aeronave 12 (ver as figuras 27B), enquanto que o orifício de sangria de alta pressão 76b (ver as figuras 27B) pode ser fechado e pode tipicamente somente ser usado para condições no solo ou na descida quando o motor 32 (ver as figuras 2-7B) está em marcha lenta.

[00042] No sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B), o ar de sangria que foi comprimido pode ser puxado através do duto de ar de sangria 78 (ver as figuras 2-7B) através de todo o sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B). Ar de sangria em lábio de capuz de entrada 86 (ver as figuras 2-7B) pode escoar através de uma válvula anti-gelo de motor 82 (ver as figuras 2-7B) para um lábio de capuz de entrada 84 (ver as figuras 2-7B) para prover proteção antigelo para o lábio de capuz de entrada 84 (ver as figuras 2- 7B).

[00043] Como mostrado nas figuras 2-7B, a arquitetura do sistema de ar de sangria 34a do sistema de ar de sangria 34 pode incluir adicionalmente um sensor de pressão intermediária 88, uma válvula de corte de regulagem de pressão (PRSOV) 92, um pré-resfriador 94, um arranque 96, uma válvula de arranque 98, um sensor de pressão de coletor de sangria 100, um sensor de pressão delta 102, uma válvula de modulação de ar de ventoinha (FAMV) 104, um sensor de temperatura de coletor de escora externa 106a, um sensor de temperatura de coletor de escora interna 106b, e uma válvula de sobrepressão (OPV) 110.

[00044] A pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) pode ser controlada com uma válvula de corte de regulagem de pressão (PRSOV) 92 (ver as figuras 2-7B) e a válvula de sobrepressão (OPV) 110 (ver as figuras 27B). A temperatura de ar de sangria 235 (ver a figura 8) pode ser controlada com a FAMV 104. Para obter a desejada temperatura de ar de sangria, o ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) é preferivelmente passado através do pré- resfriador 94 (ver as figuras 2-7B), que pode ser na forma de um trocador de calor. Ar de ventoinha de motor 103 (ver as figuras 2-7B) a partir da ventoinha de motor 74 (ver as figuras 2-7B) pode ser soprado através do pré- resfriador 94 (ver as figuras 2-7B) e modulado pela válvula de modulação de ar de ventoinha (FAMV) 104 (ver as figuras 2-7B) para controlar a temperatura de ar de sangria 235 (ver a figura 8) do ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7).

[00045] Como adicionalmente mostrado nas figuras 2-7B, uma escora/bordo de ataque de asa 114 pode ser separado do sistema de ar de sangria 34 posicionado no motor de aeronave 32 sobre a asa 30 a partir do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 posicionado no compartimento de grupo 36 da aeronave 12. O ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) abandona o sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B) posicionado no motor de aeronave 32 (ver as figuras 2-7B) através de uma saída do sistema de ar de sangria 110 (ver as figuras 2-7B). Ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) que não abandona o sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B) posicionado no motor de aeronave 32 (ver as figuras 2-7B) pode ser transportado e usado no sistema de anticongelamento/asa 112 (ver as figuras 2-7B). Ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) que entra no compartimento de grupo 36 (ver as figuras 2-7B) e outras áreas da aeronave 12 (ver as figuras 2-7B) pode ser transportado através do duto de ar de sangria de compartimento de grupo/fuselagem 116 (ver as figuras 2-7B) para uso por vários sistemas e componentes através de todo a aeronave 12 (ver as figuras 2-7). Como mostrado nas figuras 2-7B, além de ser transportado e usado pelo sistema de TC 10 descrito aqui, o ar de sangria 50 pode também ser transportado e usado, por exemplo, por uma bomba acionada por ar (ADP) 118, uma sonda de temperatura do ar total 120, água potável 122, um reservatório hidráulico 124, um componente de ar de sangria 126 no lado oposto da aeronave 12, ou outro sistema ou componente apropriado na aeronave 12.

[00046] O ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) é preferivelmente transportado através dos dutos de ar de sangria 52 (ver as figuras 2-7) para o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 2-7B). Como mostrado nas figuras 2-7B, em uma interseção de derivação 128, o ar de sangria 50 é transportado para o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-7B) em uma direção e o ar de sangria 50 é transportado para o grupo de condicionamento de ar (AC) 42 (ver as figuras 2-7B) através de uma válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) 130 na outra direção. A quantidade de ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) escoando para o grupo de AC 42 (ver as figuras 2-7B) é regulada pela FCV de grupo 130 (ver as figuras 2-7B), Preferivelmente, uma FCV de grupo 130 (ver as figuras 2-7B) pode ser instalada para cada grupo de AC 42 (ver as figuras 2-7B), embora adicionais FCVs de grupo 130 possam ser instaladas, se necessário. Como mostrado nas figuras 2-7B, o sistema de TC 10 é preferivelmente posicionado preparado em paralelo com a FCV de grupo 130 para o grupo de AC 42.

[00047] Como mostrado nas figuras 2-7B, cada uma das modalidades do sistema de TC 10, 10a-10f, compreende uma entrada de turbocompressor (TC) 132 em comunicação fluídica com o sistema de ar de sangria 34 no motor de aeronave 32 e configurada para admitir ar de sangria 50 a partir do sistema de ar de sangria 34 para um conjunto de turbocompressor (TC) 11 do sistema de TC 10. A entrada de TC 132, como mostrado nas figuras 2-7B, está em comunicação fluídica com o sistema de ar de sangria 34 através dos dutos de ar de sangria 52 e através de uma pluralidade de dutos de conexão 131 no sistema de TC 10.

[00048] Como adicionalmente mostrado nas figuras 2-7B, cada uma das modalidades do sistema de TC 10, 10a-10f, compreende uma saída de turbocompressor (TC) 150 em comunicação fluídica com o grupo de AC 42 do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 e configurada para extrair o ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 a partir do conjunto de TC 11 para o interior do grupo de AC 42. A saída de TC 150, como mostrado nas figuras 2-7B, está em comunicação fluídica com o grupo de AC 42 através de uma pluralidade de dutos de conexão 131.

[00049] Como adicionalmente mostrado nas figuras 2-7B, cada uma das modalidades do sistema de TC 10, 10a-10f, compreende uma válvula de controle de turbocompressor (TCCV) 134 acoplada ao conjunto de TC 11 através da pluralidade de dutos de conexão 131, e compreende uma válvula de turbocompressor (TC) 142 acoplada ao conjunto de TC 11 através da pluralidade de dutos de conexão 131. A válvula de TC 142 (ver a figura 8) pode compreender uma válvula de retenção de TC 142a (ver a figura 8), uma válvula de corte de TC 142b (ver a figura 8), ou outra válvula de TC apropriada. A TCCV 134 (ver as figuras 2-7B) e a válvula de TC 142 (ver as figuras 2-7B) podem ser acrescentadas ao sistema de TC (ver as figuras 2-7B) a fim de isolar o conjunto de TC 11 (ver as figuras 2-7B) e o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-7B) a partir do grupo de AC 42 (ver as figuras 2-7B), a partir do sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B), e a partir de outros sistemas na aeronave 12.

[00050] Como adicionalmente mostrado nas figuras 2-6, as modalidades do sistema de TC 10, 10a-10e, podem opcionalmente compreender um ou mais sensores de temperatura 148 acoplados ao conjunto de TC 11. Preferivelmente, o um ou mais sensores de temperatura 148 (ver as figuras 2-6) podem ser usados para detectar se ar de saída de compressor 154 (ver as figuras 2-6) a partir do compressor 144 (ver as figuras 2-6) é demasiadamente quente e podem ser usados para prover proteção contra superaquecimento do ar de saída de compressor 154 (ver as figuras 2-6). Adicionalmente, o sistema de TC 10, 10a-10f (ver as figuras 2-7B) pode opcionalmente compreender sensores adicionais de pressão e temperatura (não mostrados) na entrada de TC 132 (ver as figuras 2-7B), na saída de TC 150 (ver as figuras 2-7B), em uma entrada e saída de turbina 138 (ver as figuras 2-7B), na TCCV 134 (ver as figuras 1-7B), na válvula de TC 142 (ver as figuras 2-7B), ou em outros locais dentro do sistema de TC 10, 10a-10f (ver as figuras 2-7B). Opcionalmente, o sistema de TC 10, 10a-10f (ver as figuras 2-7B) pode compreender adicional mente elementos de resfriamento (não mostrados) para prover o resfriamento de um ou mais dos componentes do conjunto de TC 11, 1 la-11 f (ver as figuras 2-7B).

[00051] Como adicionalmente mostrado nas figuras 2-7B, cada uma das modalidades do sistema de TC 10, lOa-lOf, compreende um conjunto de turbocompressor 11 compreendendo uma turbina 138 mecanicamente acoplada a pelo menos um compressor 144. A turbina 138 (ver as figuras 2-7B) do sistema de TC 10 (ver as figuras 2-7B) extrai energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir do ar de sangria 50 (ver a figura 8) para reduzir fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8) e pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) necessária para o grupo de AC 42 (ver as figuras 2-6) (ou sistema de ciclo de ar 182 na figura 7A), resultando em reduzidas exigências de energia 232 (ver a figura 8) para o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 2-7B) e reduzido uso de ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar 157 (ver a figura 8). Como discutido acima, o conjunto de TC 11 (ver a figura 8) compreende adicionalmente uma entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 8) acoplada ao pelo menos um compressor 144 (ver a figura 8) e configurada para admissão de ar dinâmico 60 (ver a figura 8) pelo ao menos um compressor 144 (ver a figura 8).

[00052] A figura 2 é uma ilustração de um diagrama esquemático de uma modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) 10, tal como na forma do sistema de TC 10a, tendo uma modalidade de um conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11a. Nesta modalidade, como mostrado na figura 2, o conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 1 la, compreende uma turbina 138 mecanicamente acoplada a pelo menos um compressor 144 através de um eixo 146. Preferivelmente, nesta modalidade, o conjunto de TC 11 (ver a figura 2), tal como na forma do conjunto de TC 11a (ver a figura 2), tem um compressor 144 (ver a figura 2), tal como um primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 2).

[00053] A turbina 138 (ver a figura 2) tem uma entrada de turbina 136 (ver a figura 2) para receber o ar de sangria 50 transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 (ver a figura 2) no sistema de TC 10 (ver a figura 2) e dutos de ar de sangria 52 (ver a figura 2) a partir do sistema de ar de sangria 34 (ver a figura 2). A turbina 138 (ver a figura 2) expande o ar de sangria 50 (ver a figura 2) através da turbina 138 (ver a figura 2) e extrai energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir do ar de sangria 50 (ver a figura 2) passando através da turbina 138 (ver a figura 2) para gerar energia 240 (ver a figura 8), tal como energia pneumática 242 (ver a figura 8), para acionar o compressor 144. Como mostrado por a figura 2, a turbina 138 gera ar de descarga de turbina 152 que escoa para fora da turbina 138 através do duto de saída 140 (ver a figura 2).

[00054] O conjunto de TC 11 (ver as figuras 2-7B) e o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-7B) usam a turbina 138 (ver as figuras 2-7B) para puxar energia a partir do ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) para reduzir fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8) e a pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) necessários para o grupo de AC 42 (ver as figuras 2-7B), e para levar a energia extraída 238 (ver a figura 8) da turbina 138 (ver as figuras 2-7B) para puxar para dentro ar dinâmico 60 (ver as figuras 2-5, 7B) e misturar com ar de saída de turbina 152 (ver as figuras 2-5, 7B) para gerar um ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 (ver as figuras 2-3) entrando no grupo de AC 42 (ver as figuras 2-3).

[00055] Como mostrado na figura 2, o compressor 144 pode admitir ar dinâmico 60 através da entrada de ar dinâmico 58 acoplada ao compressor 144. A entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 2) acoplada ao compressor 144 (ver a figura 2) é preferivelmente configurada para admissão do ar dinâmico 60 (ver a figura 2) pelo ao menos um compressor 144 (ver a figura 2).

[00056] A figura 2 mostra a modalidade da entrada de ar dinâmico 58 na forma de concha de entrada de ar dinâmico 62 com duto de concha de entrada de ar dinâmico 63, como discutido acima e também mostrado na figura IA. Todavia, a entrada de ar dinâmico 58 na forma de duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68 (ver a figura 1B), como discutido acima e mostrado na figura 1B, pode também ser usada com esta modalidade do conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 1 la.

[00057] O compressor 144 (ver a figura 2) comprime o ar dinâmico 60 e gera ar de saída de compressor 154 (ver a figura 2), tal como primeiro ar de saída de compressor 154a (ver a figura 2), através de saída de compressor 162 (ver a figura 2). Como mostrado na figura 2, o sensor de temperatura 148 é posicionado na, ou perto da, saída de compressor 162 do compressor 144 e preferivelmente provê proteção contra superaquecimento do ar de saída de compressor 154.

[00058] O ar de saída de turbina 152 (ver a figura 2) é misturado ou mesclado com o ar de saída de compressor 154 (ver a figura 2) para formar ar de saída de turbocompressor (TC) 155 (ver a figura 2). O ar de saída de TC 155 (ver a figura 2) pode ser transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 (ver a figura 2), tal como na forma de duto de saída 140a (ver a figura 2), e através da saída de TC 150 (ver a figura 2). Porque o ar de saída de turbina 152 (ver a figura 2) teve energia extraída do mesmo pela turbina 138 (ver a figura 2), isto resulta no ar de saída de turbina 152 ter uma temperatura mais baixa que a temperatura de ar de sangria 235 (ver a figura 8) do ar de sangria 50 (ver a figura 2) que vem para o interior do sistema de TC 10 (ver a figura 2) a partir do sistema de ar de sangria 34 (ver a figura 2).

[00059] O ar de saída de compressor 154 (ver a figura 2) é composto do ar dinâmico 60 (ver a figura 2) que foi comprimido pelo compressor 144 (ver a figura 2) e levado para cima para uma pressão necessária para o grupo de AC 42 (ver a figura 2). Assim, a mistura ou mescla do ar de saída de turbina 152 com o ar de saída de compressor 154 (ver a figura 2) que forma o ar de saída de TC 155 (ver a figura 2) resulta em uma redução na temperatura de ar de entrada de grupo do ar de entrada que vai para o grupo de AC 42 (ver a figura 2) e gera um ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 (ver a figura 2) que escoa para o interior do grupo de AC 42 (ver a figura 2) a partir do sistema de TC 10. Porque a temperatura do ar de entrada de grupo que vai para o grupo de AC 42 (ver a figura 2) pode ter um efeito de quanto trabalho o grupo de AC 42 (ver a figura 2) tem que produzir, por exemplo, para resfriar o ar, o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156 (ver a figura 2) tem o efeito de diminuir o trabalho que o grupo de AC 42 (ver a figura 2) tem que produzir para resfriar o ar de entrada de grupo que vem para o interior do grupo de AC 42 (ver a figura 2).

[00060] O sistema de TC 10 (ver as figuras 2-5) serve para reduzir a temperatura de ar de entrada de grupo, reduzindo assim os fluxos de ar dinâmico de trocador de calor de grupo (HX) 44 (ver as figuras 2-5), que, por sua vez, reduz o uso de ar dinâmico do grupo de AC 42 (ver as figuras 2-5), resultando em um uso reduzido de ar dinâmico de grupo de AC 157 (ver a figura 8) e reduz o arraste de ar dinâmico. Assim, o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-5) provê reduções de amaste de ar dinâmico do grupo de AC 42 (ver as figuras 2-5) e economias da ventoinha de motor 74 (ver as figuras 2-5).

[00061] Preferivelmente, em uma modalidade, quando o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-3) está em um modo de operação, tal como quando a aeronave 12 está em cruzeiro, está nas fases de subida ou de descida (ou uma porção das fases de subida e de descida), a FCV de grupo 130 (ver as figuras 2-3) é fechada, e o ar de sangria 50 (ver as figuras 2-3) é desviado e escoa através do sistema de TC 10 (ver as figuras 2-3). Assim, todo do ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156 (ver as figuras 2-3) que escoa para o interior do grupo de AC 42 (ver as figuras 2-3) vem a partir do sistema de TC 10 (ver as figuras 2-3). Nesta modalidade, o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156 (ver as figuras 2-3) compreende a mistura de ar de saída de TC 155 (ver as figuras 2-3) do ar de saída de turbina 152 (ver a figura 2-3) e do ar de saída de compressor 154 (ver a figura 2-3).

[00062] A TCCV 134 (ver as figuras 2-7B) do sistema de TC 10 (ver as figuras 2-7B) realiza a função de controle de fluxo de grupo da FCV de grupo 130 (ver as figuras 2-7B) quando a TCCV 134 (ver as figuras 2-7B) é aberta e a FCV de grupo 130 (ver as figuras 2-7B) é fechada. A modulação da TCCV 134 (ver as figuras 2-7B) provê a otimização de extração de energia pneumática em tempo real 242 (ver a figura 8) e as economias em ar de sangria líquido 50 (ver as figuras 2-7B) e economias em SFC em % (consumo de combustível específico), otimizadas em tempo real. Preferivelmente, quando o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-3) está em um modo de operação, é desejável também ter uma válvula de corte de regulagem de pressão (PRSOV) 92 (ver as figuras 2-7B) e a válvula de sobrepressão (OPV) 108 (ver as figuras 2-7B) do sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B) ambas abertas tanto quanto possível para minimizar ou impedir que a PRSOV 92 e OPV 108 modulem e abaixem a pressão do ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) de forma a maximizar a pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) do ar de sangria 50 ao sistema de TC 10 e para minimizar qualquer energia desperdiçada.

[00063] Em outra modalidade, como mostrado na figura 4, quando o sistema de TC 10 está no modo de operação, tal como quando a aeronave 12 está em cruzeiro, subida ou na descida, a FCV de grupo 130 é aberta e ar de sangria 50 escoa através de tanto o sistema de TC 10 quanto a FCV de grupo 130. Como mostrado na figura 4, ar de sangria 50a escoando através da FCV de grupo 130 é misturado com o ar de saída de TC 155 que vem do sistema de TC 10 e a mistura forma ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156a que escoa para o interior do grupo de AC 42. Nesta modalidade, o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156a (ver a figura 4) compreende a mistura de ar de saída de TC 155 (ver a figura 4) do ar de saída de turbina 152 (ver a figura 4) e do ar de saída de compressor 154 (ver a figura 4) e do ar de sangria 50a (ver a figura 4) escoando através da FCV de grupo 130 (ver a figura 4). Altemativamente, o sistema de TC 10 mostrado na figura 4 pode usar o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156 composto do ar de saída de TC 155 somente, como mostrado nas figuras 2-3.

[00064] Adicionalmente, embora as modalidades do sistema de TC 10 mostradas nas figuras 2-3 e 5 mostrem o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156 composto do ar de saída de TC 155 somente, tais modalidades do sistema de TC 10 mostradas nas figuras 2-3 e 5 podem também usar o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156a (ver a figura 4) compreendendo a mistura de ar de saída de TC 155 (ver a figura 4) do ar de saída de turbina 152 (ver a figura 4) e ar de saída de compressor 154 (ver a figura 4) e o ar de sangria 50a (ver a figura 4) escoando através da FCV de grupo 130 (ver a figura 4).

[00065] A figura 3 é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) 10, tal como na forma do sistema de TC 10b, tendo uma modalidade de um conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11b. O sistema de TC 10, tal como na forma do sistema de TC 10b, é similar ao sistema de TC 10a da figura 2, exceto que, em lugar de um compressor 144, o conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11b, tem dois compressores 144. Nesta modalidade, como mostrado na figura 3, o conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11b, compreende uma turbina 138 mecanicamente acoplada a dois compressores 144, tal como na forma de primeiro compressor (Cl) 144a e segundo compressor (C2) 144b. Como adicionalmente mostrado na figura 3, a turbina 138 é mecanicamente acoplada ao primeiro compressor (Cl) 144a através do eixo 146, e o primeiro compressor (Cl) 144a é mecanicamente acoplado ao segundo compressor (C2) 144b através do eixo 158. Um duto de compressor 160 (ver a figura 3) pode ser acoplado entre o primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 3) e o segundo compressor (C2) 144b (ver a figura 3). Esta modalidade pode ter a vantagem de uma altura total reduzida do conjunto de TC 11b e do sistema de TC 10b, permitindo assim que o conjunto de TC 11b e o sistema de TC 10b se ajustem mais facilmente dentro de um designado espaço ou área de instalação dentro da aeronave 12 (ver a figura IA).

[00066] Como mostrado na figura 3, a turbina 138 tem uma entrada de turbina 136 para receber o ar de sangria 50 transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 no sistema de TC 10b e dutos de ar de sangria 52 a partir do sistema de ar de sangria 34. A turbina 138 (ver a figura 3) expande o ar de sangria 50 (ver a figura 3) através da turbina 138 (ver a figura 3) e extrai energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir do ar de sangria 50 (ver a figura 3) passando através da turbina 138 (ver a figura 3) para gerar energia 240 (ver a figura 8), tal como energia pneumática 242 (ver a figura 8), para acionar o primeiro compressor (Cl) 144a. Como mostrado por a figura 3, a turbina 138 gera ar de descarga de turbina 152 que flui para fora da turbina 138 através do duto de saída 140 (ver a figura 3).

[00067] Como mostrado na figura 3, o primeiro compressor (Cl) 144a pode admitir ar dinâmico 60 através da entrada de ar dinâmico 58 acoplada ao primeiro compressor (Cl) 144a. A figura 3 mostra a modalidade da entrada de ar dinâmico 58 na forma de concha de entrada de ar dinâmico 62 com duto de concha de entrada de ar dinâmico 63, como discutido acima e também mostrado na figura IA. Todavia, a entrada de ar dinâmico 58 na forma de duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68 (ver a figura 1B), como discutido acima e mostrado na figura 1B, pode também ser usada com esta modalidade do conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11b.

[00068] Como mostrado na figura 3, o primeiro compressor (Cl) 144a comprime o ar dinâmico 60 e gera ar de saída de compressor 154 (ver a figura 3), tal como primeiro ar de saída de compressor 154a (ver a figura 3), que pode ser transportado para o segundo compressor (C2) 144b através do duto de compressor 160. Como adicionalmente mostrado na figura 3, o segundo compressor (C2) 144b comprime o primeiro ar de saída de compressor 154a (isto é, ar dinâmico comprimido 60) e gera o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 3). Como mostrado na figura 3, o sensor de temperatura 148 pode ser posicionado na, ou perto da, saída de compressor 162 do segundo compressor (C2) 144b e pode preferivelmente prover proteção contra superaquecimento do segundo ar de saída de compressor 154b.

[00069] O ar de saída de turbina 152 (ver a figura 3) é misturado ou mesclado com o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 3) para formar ar de saída de turbocompressor (TC) 155 (ver a figura 3). O ar de saída de TC 155 (ver a figura 3) pode ser transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 (ver a figura 3), tal como na forma de duto de saída 140a (ver a figura 3), e através da saída de TC 150 (ver a figura 3). A mistura ou mescla do ar de saída de turbina 152 (ver a figura 3) com o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 3) que forma o ar de saída de TC 155 (ver a figura 3) resulta em uma redução na temperatura de ar de entrada de grupo do ar de entrada que vai para o grupo de AC 42 (ver a figura 3) e gera um ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 (ver a figura 3) que escoa para o interior do grupo de AC 42 (ver a figura 3) a partir do sistema de TC 10b (ver a figura 3).

[00070] A figura 4 é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) 10, tal como na forma do sistema de TC 10c, tendo uma modalidade de um conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11c. O sistema de TC 10, tal como na forma do sistema de TC 10c, é similar ao sistema de TC 10b da figura 3, exceto que um motor elétrico 164 é acoplado mecanicamente entre a turbina 138 e o pelo menos um compressor 144, tal como na forma de primeiro compressor (Cl) 144a.

[00071] Nesta modalidade, como mostrado na figura 4, o conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11c, compreende uma turbina 138 mecanicamente acoplada ao primeiro compressor (Cl) 144a através do eixo 146, e tendo o motor elétrico 164 acoplado ao eixo 146 entre a turbina 138 e o primeiro compressor (Cl) 144a. O motor elétrico 164 (ver a figura 4) preferivelmente aumenta a energia para o primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 4). Esta modalidade do sistema de TC 10c (ver a figura 4) é preferivelmente um sistema elétrico híbrido, isto é, o sistema de TC 10c usa adicionalmente ar de sangria 50 (ver a figura 4), mas o ar de sangria 50 é aumentado com alguma energia elétrica a partir do motor elétrico 164 (ver a figura 4) a fim de melhorar adicionalmente mais as economias de consumo de combustível. Esta modalidade pode ser benéfica se existirem condições nas quais a pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) é inadequada para suportar as necessidades do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver a figura 8) e aumento é necessário.

[00072] Como adicionalmente mostrado na figura 4, o primeiro compressor (Cl) 144a é acoplado mecanicamente ao segundo compressor (C2) 144b através do eixo 158. Um duto de compressor 160 (ver a figura 4) pode ser acoplado entre o primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 4) e o segundo compressor (C2) 144b (ver a figura 4).

[00073] Como adicionalmente mostrado na figura 4, a turbina 138 tem uma entrada de turbina 136 para receber o ar de sangria 50 transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 no sistema de TC 10c e dutos de ar de sangria 52 a partir do sistema de ar de sangria 34. A turbina 138 (ver a figura 4) expande o ar de sangria 50 (ver a figura 4) através da turbina 138 (ver a figura 4) e extrai energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir do ar de sangria 50 (ver a figura 4) passando através da turbina 138 (ver a figura 4) para gerar energia 240 (ver a figura 8), tal como energia pneumática 242 (ver a figura 8). O motor elétrico 164 (ver a figura 4) gera energia ou energia e é usado para aumentar a energia pneumática 242 (ver a figura 8) derivada pela turbina 138 (ver a figura 4) para acionar então um compressor 144 (ver a figura 4), tal como um primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 4). Como mostrado por a figura 4, a turbina 138 gera ar de descarga de turbina 152 que flui para fora da turbina 138 através do duto de saída 140 (ver a figura 4).

[00074] Como adicionalmente mostrado na figura 4, o primeiro compressor (Cl) 144a pode admitir ar dinâmico 60 através da entrada de ar dinâmico 58 acoplada ao primeiro compressor (Cl) 144a. A figura 4 mostra a modalidade da entrada de ar dinâmico 58 na forma de concha de entrada de ar dinâmico 62 com duto de concha de entrada de ar dinâmico 63, como discutido acima e também mostrado na figura IA. Todavia, a entrada de ar dinâmico 58 na forma de duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68 (ver a figura 1B), como discutido acima e mostrado na figura 1B, pode também ser usada com esta modalidade do conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11b.

[00075] Como adicionalmente mostrado na figura 4, o primeiro compressor (Cl) 144a comprime o ar dinâmico 60 e gera ar de saída de compressor 154, tal como primeiro ar de saída de compressor 154a, que pode ser transportado para o segundo compressor (C2) 144b através do duto de compressor 160. Como adicionalmente mostrado na figura 4, o segundo compressor (C2) 144b comprime o primeiro ar de saída de compressor 154a (isto é, ar dinâmico comprimido 60) e gera o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 4). Como mostrado na figura 4, o sensor de temperatura 148 pode ser posicionado na, ou perto da, saída de compressor 162 do segundo compressor (C2) 144b e pode preferivelmente prover proteção contra superaquecimento do segundo ar de saída de compressor 154b.

[00076] O ar de saída de turbina 152 (ver a figura 4) é misturado ou mesclado com o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 4) para formar ar de saída de turbocompressor (TC) 155 (ver a figura 4). O ar de saída de TC 155 (ver a figura 4) pode ser transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 (ver a figura 4), tal como na forma de duto de saída 140a (ver a figura 4), e através da saída de TC 150 (ver a figura 4).

[00077] Nesta modalidade, como discutido acima, quando o sistema de TC 10c (ver a figura 4) está no modo de operação, tal como quando a aeronave 12 (ver a figura 4) está em cruzeiro, subida ou na descida, a FCV de grupo 130 (ver a figura 4) é aberta e ar de sangria 50 (ver a figura 4) escoa tanto através do sistema de TC 10c (ver a figura 4) quanto da FCV de grupo 130 (ver a figura 4). Como mostrado na figura 4, ar de sangria 50a escoando através da FCV de grupo 130 é misturado com o ar de saída de TC 155 a partir do sistema de TC 10c e a mistura forma ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156a que escoa para o interior do grupo de AC 42. Nesta modalidade, o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156a (ver a figura 4) compreende a mistura de ar de saída de TC 155 (ver a figura 4) do ar de saída de turbina 152 (ver a figura 4) e ar de saída de compressor 154 (ver a figura 4) e o ar de sangria 50a (ver a figura 4) escoando através da FCV de grupo 130 (ver a figura 4). Altemativamente, o sistema de TC 10c mostrado na figura 4 pode usar ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 composto do ar de saída de TC 155 somente, como mostrado nas figuras 2-3.

[00078] A figura 5 é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) 10, tal como na forma do sistema de TC 10d, tendo uma modalidade de um conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 1 ld. O sistema de TC 10, tal como na forma do sistema de TC 10d, é similar ao sistema de TC 10b da figura 3, exceto que um trocador de calor de resfriamento intermediário 166 é acoplado entre o primeiro compressor (Cl) 144a e o segundo compressor (C2) 144b, e é também acoplado ao duto de concha de entrada de ar dinâmico 63.

[00079] Dependendo da eficiência do primeiro compressor (C1) 144a e do segundo compressor (C2) 144b no sistema de TC 10, um trocador de calor de resfriamento intermediário 166 pode ser acrescentado para preferivelmente manter uma temperatura de ar dinâmico 61 (ver a figura 8) do ar dinâmico 60 (ver as figuras 5, 8) abaixo de um limite de temperatura de autoignição do combustível, assumindo que o sistema de TC 10d é instalado em uma zona incidente a vazamento de fluido inflamável na aeronave 12 (ver a figura 5). Como mostrado na figura 5, o ar dinâmico 60 escoando através da concha de entrada de ar dinâmico 62 para o duto de concha de entrada de ar dinâmico 63 pode ser transportado através do duto 168 para o trocador de calor de resfriamento intermediário 166 para o resfriamento. Como adicionalmente mostrado na figura 5, o primeiro ar de saída de compressor 154a pode ser transportado através do duto de compressor 160 para o trocador de calor de resfriamento intermediário 166 para o resfriamento. Como mostrado na figura 5, o trocador de calor de resfriamento intermediário 166 pode descarregar calor 170 a partir do ar dinâmico 60 ou do primeiro ar de saída de compressor 154a resfriado através do trocador de calor de resfriamento intermediário 166.

[00080] Na modalidade mostrada na figura 5, como uma alternativa para a adição do trocador de calor de resfriamento intermediário 166, o segundo compressor (C2) 144b e a saída de compressor 162 pode, em lugar disso, ser ventilados em locais desejados antes da mistura com o ar de saída de turbina 152. Tal ventilação pode ser adicionada na forma de um ou mais dispositivos de ventilação 153 (ver as figuras 2-6) conhecidos na técnica para preferivelmente manter a temperatura do ar do primeiro ar de saída de compressor 154a (ver as figuras 2, 7A, 7B), do segundo ar de saída de compressor 154b (ver as figuras 3-5), e do segundo ar de saída de compressor 176b (ver a figura 6) abaixo de um limite de temperatura de autoignição do combustível. O um ou mais dispositivos de ventilação 153 (ver as figuras 2-6) podem ser na forma de dutos ou outros apropriados dispositivos de ventilação projetados para ventilar o ar ambiente.

[00081] Nesta modalidade, como mostrado na figura 5, o conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 1 ld, compreende uma turbina 138 acoplada mecanicamente ao primeiro compressor (Cl) 144a através do eixo 146, e o primeiro compressor (Cl) 144a é acoplado mecanicamente ao segundo compressor (C2) 144b através do eixo 158. Um duto de compressor 160 (ver a figura 3) pode ser acoplado entre o primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 3) e o segundo compressor (C2) 144b (ver a figura 3).

[00082] Como mostrado na figura 5, a turbina 138 tem uma entrada de turbina 136 para receber o ar de sangria 50 transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 no sistema de TC 10d e dutos de ar de sangria 52 a partir do sistema de ar de sangria 34. A turbina 138 (ver a figura 5) expande o ar de sangria 50 (ver a figura 5) através da turbina 138 (ver a figura 3) e extrai energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir do ar de sangria 50 (ver a figura 5) passando através da turbina 138 (ver a figura 5) para gerar energia 240 (ver a figura 8), tal como energia pneumática 242 (ver a figura 8), para acionar o primeiro compressor (Cl) 144a. Como mostrado por a figura 5, a turbina 138 gera ar de descarga de turbina 152 que flui para fora da turbina 138 através do duto de saída 140 (ver a figura 5).

[00083] Como adicionalmente mostrado na figura 5, o primeiro compressor (Cl) 144a pode admitir ar dinâmico 60 através da entrada de ar dinâmico 58 acoplada ao primeiro compressor (Cl) 144a. Como discutido acima, o ar dinâmico 60 (ver a figura 5) pode ser transportado para o trocador de calor de resfriamento intermediário 166 (ver a figura 5) através do duto 168 (ver a figura 5). A figura 5 mostra a modalidade da entrada de ar dinâmico 58 na forma de concha de entrada de ar dinâmico 62 com duto de concha de entrada de ar dinâmico 63, como discutido acima e também mostrado na figura IA. Todavia, a entrada de ar dinâmico 58 na forma de duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68 (ver a figura 1B), como discutido acima e mostrado na figura 1B, pode também ser usada com esta modalidade do conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 11b.

[00084] Como adicionalmente mostrado na figura 5, o primeiro compressor (Cl) 144a comprime o ar dinâmico 60 e gera ar de saída de compressor 154 (ver a figura 3), tal como primeiro ar de saída de compressor 154a (ver a figura 3) que pode ser transportado através do duto de compressor 160 ao trocador de calor de resfriamento intermediário 166 e então através do duto de compressor 160 ao segundo compressor (C2) 144b. Como adicionalmente mostrado na figura 5, o segundo compressor (C2) 144b comprime o primeiro ar de saída de compressor 154a (isto é, ar dinâmico comprimido 60) ou o ar dinâmico 60 que foi resfriado pelo trocador de calor de resfriamento intermediário 166 e gera o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 5). Como mostrado na figura 5, o sensor de temperatura 148 pode ser posicionado na, ou perto da, saída de compressor 162 do segundo compressor (C2) 144b e pode preferivelmente prover proteção contra superaquecimento do segundo ar de saída de compressor 154b.

[00085] O ar de saída de turbina 152 (ver a figura 5) é misturado ou mesclado com o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 5) para formar ar de saída de turbocompressor (TC) 155 (ver a figura 5). O ar de saída de TC 155 (ver a figura 5) pode ser transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 (ver a figura 5), tal como na forma de duto de saída 140a (ver a figura 5), e através da saída de TC 150 (ver a figura 5). A mistura ou mescla do ar de saída de turbina 152 (ver a figura 5) com o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 5) que forma o ar de saída de TC 155 (ver a figura 5) resulta em uma redução na temperatura de ar de entrada de grupo do ar de entrada que vai para o grupo de AC 42 (ver a figura 5) e gera um ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 (ver a figura 5) que escoa para o interior do grupo de AC 42 (ver a figura 5) a partir do sistema de TC 10d (ver a figura 5).

[00086] A figura 6 é uma ilustração de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) 10, tal como na forma do sistema de TC 10e, tendo uma modalidade de um conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 1 le. O sistema de TC 10, tal como na forma do sistema de TC 10e, é similar ao sistema de TC 10b da figura 3, exceto que, em lugar do ar dinâmico 60 (ver a figura 3) e de uma concha de entrada de ar dinâmico 62 e do duto de concha de entrada de ar dinâmico 63, um ar de cabina recirculado 172 e um duto de ar de cabina recirculado 174 são usados e acoplados ao primeiro compressor (Cl) 144a.

[00087] Nesta modalidade, como mostrado na figura 6, o conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 1 le, compreende uma turbina 138 acoplada mecanicamente a dois compressores 144, tal como na forma de primeiro compressor (Cl) 144a e segundo compressor (C2) 144b. Como mostrado na figura 6, a turbina 138 é acoplada mecanicamente ao primeiro compressor (Cl) 144a através do eixo 146, e o primeiro compressor (Cl) 144a é acoplado mecanicamente ao segundo compressor (C2) 144b através do eixo 158. Um duto de compressor 160 (ver a figura 6) pode ser acoplado entre o primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 6) e o segundo compressor (C2) 144b (ver a figura 6).

[00088] Nesta modalidade, como mostrado na figura 5, a entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 3) configurada para admissão de ar dinâmico 60 (ver a figura 3) pelo ao menos um compressor 144 é substituída por um duto de ar de cabina recirculado 174 acoplado ao pelo menos um compressor (Cl ) 144a e configurada para admissão de ar de cabina recirculado 172 a partir da cabina de aeronave 14 pelo primeiro compressor (Cl) 144a. Assim, em lugar de admissão de ar dinâmico 60 (ver as figuras 3-5) pelo primeiro compressor (Cl) 144a, ar de cabina recirculado 172 é puxado para dentro pelo primeiro compressor (Cl) 144a. Um duto de ar de cabina recirculado 174 é uado em lugar da entrada de ar dinâmico 58 (ver as figuras 3-5).

[00089] Como mostrado na figura 6, a turbina 138 tem uma entrada de turbina 136 para receber o ar de sangria 50 transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 no sistema de TC 10e e dutos de ar de sangria 52 a partir do sistema de ar de sangria 34. A turbina 138 (ver a figura 6) expande o ar de sangria 50 (ver a figura 6) através da turbina 138 (ver a figura 6) e extrai energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir do ar de sangria 50 (ver a figura 6) passando através da turbina 138 (ver a figura 6) para gerar energia 240 (ver a figura 8), tal como energia pneumática 242 (ver a figura 8), para acionar o primeiro compressor (Cl) 144a. Como mostrado por a figura 6, a turbina 138 gera ar de descarga de turbina 152 que flui para fora da turbina 138 através do duto de saída 140 (ver a figura 6).

[00090] Como adicionalmente mostrado na figura 6, o primeiro compressor (Cl) 144a pode admitir o ar de cabina recirculado 172 através do duto de ar de cabina recirculado 174 acoplado ao primeiro compressor (Cl ) 144a. Como adicional mente mostrado na figura 6, o primeiro compressor (Cl) 144a comprime o ar de cabina recirculado 172 e gera ar de saída de compressor 176 (ver a figura 6), tal como primeiro ar de saída de compressor 176a (ver a figura 6) que pode ser transportado através do duto de compressor 160 ao segundo compressor (C2) 144b. Como adicionalmente mostrado na figura 6, o segundo compressor (C2) 144b comprime o primeiro ar de saída de compressor 176a (isto é, ar de cabina recirculado comprimido 172) e gera segundo ar de saída de compressor 176b (ver a figura 6). Como mostrado na figura 6, o sensor de temperatura 148 pode ser posicionado na, ou perto da, saída de compressor 162 do segundo compressor (C2) 144b e pode preferivelmente prover proteção contra superaquecimento do segundo ar de saída de compressor 176b.

[00091] Como adicionalmente mostrado na figura 6, como uma alternativa para o, ou em adição ao, sensor de temperatura 148, ventilação pode ser adicionada na forma de um ou mais dispositivos de ventilação 153 conhecidos na técnica para preferivelmente manter a temperatura do ar do segundo ar de saída de compressor 176b abaixo de um limite de temperatura de autoignição do combustível. O um ou mais dispositivos de ventilação 153 (ver a figura 6) pode ser na forma de dutos ou outros apropriados dispositivos de ventilação projetados para ventilar o ar ambiente.

[00092] O ar de saída de turbina 152 (ver a figura 6) é misturado ou mesclado com o segundo ar de saída de compressor 176b (ver a figura 6) para formar ar de saída de turbocompressor (TC) 155a (ver a figura 6). O ar de saída de TC 155a (ver a figura 6) pode ser transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 (ver a figura 6), tai como na forma de duto de saída 140a (ver a figura 6), e através da saída de TC 150 (ver a figura 6). A mistura ou mescla do ar de saída de turbina 152 (ver a figura 6) com o segundo ar de saída de compressor 176b (ver a figura 6) que forma o ar de saída de TC 155a (ver a figura 6) resulta em uma redução na temperatura de ar de entrada de grupo do ar de entrada que vai para o grupo de AC 42 (ver a figura 6) e gera um ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156b (ver a figura 6) que escoa para o interior do grupo de AC 42 (ver a figura 6) a partir do sistema de TC lOe (ver a figura 6).

[00093] Embora a modalidade do sistema de TC lOe mostrada na figura 6 mostre o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156a composto do ar de saída de TC 155a somente, tal modalidade do sistema de TC 1 Oe mostrado na figura 6 pode também usar o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156a (ver a figura 4) compreendendo a mistura de ar de saída de TC 155 (ver a figura 4) do ar de saída de turbina 152 (ver a figura 4) e ar de saída de compressor 154 (ver a figura 4) e do ar de sangria 50a (ver a figura 4) escoando através da FCV de grupo 130 (ver a figura 4).

[00094] As figuras 7A-7B são ilustrações de um diagrama esquemático de outra modalidade de um sistema de turbocompressor (TC) 10, tal como na forma do sistema de TC 10f, tendo uma modalidade de um conjunto de TC 11, tal como na forma do conjunto de TC 1 lf. A figura 7A mostra a válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) 130 em uma posição aberta. Este modo de operação com a válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) 130 (ver a figura 7A) em uma posição aberta não é destinado a prover um benefício de economias de combustível. A figura 7B mostra a válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) 130 em uma posição fechada. Este modo de operação com a válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) 130 (ver a figura 7B) em uma posição fechada provê um benefício de economias de combustível.

[00095] Nesta modalidade, como mostrado nas figuras 7A-7B, o sistema de TC 10, tal como na forma do sistema de TC 10f, compreendo sistema de turbocompressor (TC) 10 integrado com um sistema de ciclo de ar 182 do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 para formar um sistema integrado de máquina de ciclo de ar de lurbocompressor 180, e inclui uma ou mais válvulas adicionais 181 (ver a figura 8), tal como turbocompressor válvulas 142 (ver a figura 8). Por exemplo, o sistema integrado de máquina de ciclo de ar de compressor 180 pode compreender uma adicional válvula de retenção de turbocompressor 202 (ver as figuras 7A- 7B), pode compreender uma adicional válvula de controle de turbocompressor (TCCV) 214 (ver as figuras 7A-7B), ou pode compreender outras válvulas adicionais.

[00096] Como adicional mente mostrado nas figuras 7A-7B, o sistema de turbocompressor (TC) 10, tal como na forma do sistema de TC 10f, é em um sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 e é acoplado a um sistema de ar de sangria 34. Para a modalidade mostrada nas figuras 7A-7B, o grupo de AC 42 (ver as figuras 2-6) pode ser na forma de um sistema de ciclo de ar 182. Como mostrado nas figuras 7A-7B, o sistema de ciclo de ar 182 pode compreender um trocador de calor primário 188, um trocador de calor secundário 190, um coletor de água 192, um trocador de calor de condensador 194, uma válvula de derivação de coletor/condensador 196, e vários dutos de conexão. O sistema de ciclo de ar 182 do sistema integrado de máquina de ciclo de ar de compressor 180, mostrado nas figuras 7A-7B, é uma modalidade de exemplo da estrutura de sistema de ACM que pode ser usada com o sistema de TC 10f (ver as figuras 7A-7B) descrito aqui, e não se destina a ser limitativa e não deve ser interpretada como limitada a esta modalidade. Pelo contrário, outras apropriadas estruturas de sistema de ACM conhecidas na técnica podem ser usadas com o sistema de TC 10f descrito aqui.

[00097] Nesta modalidade, como mostrado nas figuras 7A-7B, o sistema de TC 10, tal como na forma do sistema de TC 10f, compreende uma turbina 138, tal como uma primeira turbina (Tl) 138a, acoplada mecanicamente a um compressor 144, tal como um primeiro compressor (Cl) 144a, através de um eixo 146. Como adicionalmente mostrado nas figuras 7A-7B, o primeiro compressor (Cl) 144a é acoplado mecanicamente a outro compressor 144, tal como um segundo compressor (C2) 144b, através de um eixo 158, e o segundo compressor (C2) 144b é acoplado mecanicamente a outra turbina 138, tal como a segunda turbina (T2) 138b, através de um eixo 220. A primeira turbina (Tl) 138a (ver as figuras 7A-7B), a segunda turbina (T2) 138b (ver as figuras 7A-7B), e o segundo compressor (C2) 144b (ver as figuras 7A-7B) podem ser componentes de um sistema de turbocompressor existente do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40, e o primeiro compressor (Cl) 144a (ver as figuras 7A-7B) é preferivelmente acrescentado como uma nova parte componente do sistema de TC 10 (ver as figuras 7A- 7B), tal como na forma do sistema de TC 10f (ver as figuras 7A-7B).

[00098] A figura 7A mostra a válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) 130 em uma posição aberta, e o ar de sangria 50 escoa através da FCV de grupo 130 como ar de entrada de reduzida temperatura 216 para o trocador de calor primário 188, em lugar de diretamente para a turbina 138, tal como a primeira turbina (Tl) 138a. A figura 7A mostra o ar de sangria 50 escoando através de interseção de derivação 128, através da FCV de grupo 130, através do trocador de calor primário 188, através do duto 218 to o compressor 144, tal como o segundo compressor (C2) 144b. O segundo compressor (C2) 144b (ver a figura 7A) gera ou fornece o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 7A) que escoa através do duto 222 (ver a figura 7A) para o trocador de calor secundário 190 (ver a figura 7A).

[00099] O ar de saída de reduzida temperatura 226 (ver a figura 7A) escoa para fora do trocador de calor secundário 190 (ver a figura 7A), através do duto 208 (ver a figura 7A) através do trocador de calor de condensador 194 (ver a figura 7A), através do duto 206 (ver a figura 7 A), através do coletor de água 192 (ver a figura 7A), através do duto 204 (ver a figura 7A), através da válvula de retenção de turbocompressor 202 (ver a figura 7A), através da entrada de turbina 136 e para a turbina 138, tal como a primeira turbina (Tl) 138a. A primeira turbina (Tl) 138a (ver a figura 7A) gera ou fornece ar de saída de turbina 152 (ver a figura 7A) que escoa através do duto 212 (ver a figura 7A) de volta através do trocador de calor de condensador 194 (ver a figura 7A), através do duto 210 (ver a figura 7A), para a turbina 138 (ver a figura 7A), tal como a segunda turbina (T2) 138b (ver a figura 7A),

[000100] A segunda turbina (T2) 138b (ver a figura 7A) gera ar condicionado de saída de turbina 198 (ver a figura 7A). O ar condicionado de saída de turbina 198 (ver a figura 7A) é então fornecido através dos dutos 53 (ver a figura 7A) como o suprimento de ar condicionado 46 (ver a figura 7) para a cabina de aeronave 14 (ver a figura 7A).

[000101] A figura 7B mostra a válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) 130 em uma posição fechada, e o ar de sangria 50 escoa para a turbina 138, tal como a primeira turbina (Tl) 138a, em lugar de através da FCV de grupo 130. A figura 7B mostra o ar de sangria 50 escoando depois da interseção de derivação 128, através da entrada de turbocompressor 132, através da válvula de controle de turbocompressor (TCCV) 134, através da entrada de turbina 136 e para dentro da primeira turbina (Tl) 138a. Como mostrado na figura 7B, o ar de sangria 50 é preferivelmente transportado através da pluralidade de dutos de conexão 131 no sistema de TC 10f e através dos dutos de ar de sangria 52 a partir do sistema de ar de sangria 34.

[000102] A turbina 138 (ver a figura 7B), tal como a primeira turbina (Tl) 138a (ver a figura 7B), expande o ar de sangria 50 (ver a figura 7B) e extrai energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir do ar de sangria 50 (ver a figura 7B) passando através da primeira turbina (Tl) 138a (ver a figura 7B) para gerar energia 240 (ver a figura 8), tal como energia pneumática 242 (ver a figura 8), para acionar o compressor 144 (ver a figura 7B), tal corno o primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 7B). Como mostrado na figura 7B, a primeira turbina (Tl) 138a gera ar de descarga de turbina 152 que flui para fora da primeira turbina (Tl) 138a através de turbina duto de saída 212 e através de uma válvula de derivação 214.

[000103] O compressor 144 (ver a figura 7B), tal como o primeiro compressor (Cl) 144a (ver a figura 7B), que é acionado pela energia extraída 238 (ver a figura 8), pode admitir ou puxar para dentro ar dinâmico 60 (ver a figura 7B) a partir do exterior a aeronave 12 (ver a figura 7B) através da concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura 7B) e o duto de concha de entrada de ar dinâmico 63 (ver a figura 7B) acoplado ao primeiro compressor (Cl) 144a. O primeiro compressor (Cl) 144a comprime o ar dinâmico 60. Altemativamente, como mostrado na figura 6, o primeiro compressor (Cl) 144a pode admitir ar de cabina recirculado 172 em lugar de ar dinâmico 60.

[000104] Como adicionalmente mostrado na figura 7B, o primeiro compressor (Cl) 144a gera ou fornece ar de saída de compressor 154 (isto é, ar dinâmico comprimido), tal como primeiro ar de saída de compressor 154a, que escoa através de uma saída de duto de compressor 224. O ar de saída de compressor 154 (ver a figura 7B) se mistura com o ar de descarga de turbina 152 (ver a figura 7B), e a mistura então escoa serialmente através de uma válvula de turbocompressor 142 (ver a figura 7B), através de uma saída de turbocompressor 150 (ver a figura 7B), através do trocador de calor primário 188 (ver a figura 7B), através do duto 218, e através de um compressor 144, tal como um segundo compressor (C2) 144b. O segundo compressor (C2) 144b (ver a figura 7B) comprime e aquece a mistura do ar de saída de compressor 154 (ver a figura 7B) e o ar de descarga de turbina 152 (ver a figura 7B). O segundo compressor (C2) 144b (ver a figura 7B) gera ou fornece ar de saída de compressor 154 (ver a figura 7B), tal como o segundo ar de saída de compressor 154b (a figura 7B), que escoa através do duto 222 (ver a figura 7B) através do trocador de calor secundário 190 (ver a figura 7B). O ar de saída de reduzida temperatura 226 (ver a figura 7B) é gerado pelo trocador de calor secundário 190 (ver a figura 7B), passa através de uma válvula de derivação de coletor/condensador 196 (ver a figura 7B), através do duto 184 (ver a figura 7B), para a turbina 138 (ver a figura 7B), tal como a segunda turbina (T2) 138b (ver a figura 7B). Ar condicionado de saída de turbina 198 (ver a figura 7B) então escoa para fora da segunda turbina (T2) 138b e é então fornecido através dos dutos 53 (ver a figura 7B) como o suprimento de ar condicionado 46 (ver a figura 7B) para a cabina de aeronave 14 (ver a figura 7B).

[000105] A figura 8 é uma ilustração de um diagrama funcional em blocos de uma das modalidades de uma aeronave 12, mostrando um sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 que pode incluir as modalidades do sistema de turbocompressor (TC) 10 da descrição. Como mostrado na figura 8, nesta modalidade é provida uma aeronave 12 compreendendo pelo menos uma asa 30 e um ou mais motores de aeronave 32 acoplados à pelo menos uma asa 30. Cada motor de aeronave 32 (ver a figura 8) tem um sistema de aide sangria 34 (ver a figura 8) para gerar ar de sangria 50 (ver a figura 8). A aeronave 12 (ver a figura 8) compreende adicionalmente uma fuselagem 13 (ver a figura 8) definindo um volume interno 15 (ver as figuras 1A-1B) tendo uma cabina de aeronave 14 (ver a figura 8) e um compartimento de grupo 36 (ver a figura 8) separada a partir da cabina de aeronave 14 (ver a figura 8). A aeronave 12 (ver a figura 8) compreende adicionalmente um sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver a figura 8) posicionado no compartimento de grupo 36 (ver a figura 8) e em comunicação fluídica com a cabina de aeronave 14 (ver a figura 8).

[000106] Como adicionalmente mostrado na figura 8, a aeronave 12 compreende um ou mais sistemas de controle 54 tendo um ou mais controladores 56, como discutido em detalhe acima. Como adicionalmente mostrado na figura 8, a aeronave 12 compreende um ou mais sistemas de energia 57 para prover energia para o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-7B). A cabina de aeronave 14 (ver a figura 8) recebe um suprimento de ar condicionado 46 (ver a figura 8) a partir do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver a figura 8) através dos dutos de ar 53 (ver a figura 8). A aeronave 12 (ver a figura 8) compreende adicionalmente uma ou mais válvulas de ar de descarga 47a, 47b (ver as figuras 1A-1B) para permitir que ar de descarga 48a, 48b (ver a figura 8) escoe para fora da aeronave 12 (ver a figura 8). O ar de descarga 48a, 48b (ver a figura 8) pode compreender ar de descarga de cabina e/ou outro ar de descarga proveniente de outras áreas da aeronave 12 (ver a figura 8).

[000107] Como adicionalmente mostrado na figura 8, o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver a figura 8) compreende um sistema de turbocompressor (TC) 10 acoplado a um grupo de condicionamento de ar (AC) 42. O grupo de AC 42 (ver a figura 8) pode compreender um trocador de calor de grupo 44 (ver a figura 8) e pode ser na forma de um sistema de ciclo de ar 182 (ver a figura 7A). O grupo de AC 42 (ver a figura 8) tem exigências de fluxo de ar de grupo 230 (ver a figura 8) e exigências de energia 232 (ver a figura 8). Uma válvula de controle de fluxo de grupo (FCV) 130 (ver a figura 8) controla o fluxo de ar de grupo 228 (ver a figura 8) para o interior do grupo de AC 42 (ver a figura 8).

[000108] Como mostrado na figura 8 e discutido em detalhe acima, o sistema de TC 10 compreendo conjunto de turbocompressor (TC) 11. O sistema de TC 10 (ver a figura 8) compreende uma entrada de TC 132 (ver a figura 8) em comunicação fluídica com o sistema de ar de sangria 34 (ver a figura 8) e configurada para admitir ar de sangria 50 (ver a figura 8) a partir do sistema de ar de sangria 34 (ver a figura 8) ao conjunto de TC 11 (ver a figura 8). O sistema de TC 10 (ver a figura 8) compreende adicionalmente uma saída de TC 150 (ver a figura 8) em comunicação fluídica com o grupo de AC 42 (ver a figura 8) e configurada para extrair ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 (ver a figura 8) a partir do conjunto de TC 10 (ver a figura 8) para o interior do grupo de AC 42 (ver a figura 8).

[000109] Como mostrado na figura 8, o conjunto de TC 11 compreende a turbina 138 acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor 144. A turbina 138 (ver a figura 8) descarrega ar de saída de turbina 152 (ver a figura 8). O compressor 144 (ver a figura 8) descarrega ar de saída de compressor 154 (ver a figura 8). O compressor 144 (ver a figura 8) pode compreender um primeiro compressor (C1) 144a (ver a figura 8) que descarrega o primeiro ar de saída de compressor 154a (ver a figura 8) e um segundo compressor (C2) 144b (ver a figura 8) que descarrega o segundo ar de saída de compressor 154b (ver a figura 8).

[000110] Como mostrado na figura 8, o sistema de TC 10 compreende adicionalmente uma entrada de ar dinâmico 58 acoplada ao pelo menos um compressor 144 e configurada para admissão de ar dinâmico 60 tendo uma temperatura de ar dinâmico 61 pelo ao menos um compressor 144. A entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 8) pode compreender, em uma modalidade, uma concha de entrada de ar dinâmico 62 (ver a figura 8) e pode compreender, em outra modalidade, um duto de derivação de entrada de ar dinâmico 68 (ver a figura 8).

[000111] Como mostrado na figura 8, o sistema de TC 10 compreende adicionalmente uma válvula de controle de TC 134 e a Válvula de TC 142, ambas acopladas ao conjunto de TC 11 através de uma pluralidade de dutos de conexão 131. A válvula de TC 142 (ver a figura 8) pode compreender uma válvula de retenção de TC 142a (ver a figura 8), uma válvula de corte de TC 142b (ver a figura 8), ou outra válvula de TC apropriada. O ar de saída de turbina 152 (ver a figura 8) se mistura com o ar de saída de compressor 154 (ver a figura 8) para formar ar de saída de TC 155 (ver a figura 8). O sistema de TC 10 pode compreender adicionalmente um ou mais sensores de temperatura (ver a figura 2) posicionados em uma saída de compressor 162 (ver a figura 2) do pelo menos um compressor 144 (ver a figura 2).

[000112] Em várias modalidades do sistema de TC 10, como mostrado na figura 8 e discutido em detalhe acima, o conjunto de TC 11 do sistema de TC 10 pode opcionalmente compreender um motor elétrico 164 (ver a figura 4) acoplado mecanicamente entre a turbina 138 e o pelo menos um compressor 144; um trocador de calor de resfriamento intermediário 166 (ver a figura 5) acoplado ao pelo menos um compressor 144; um duto de ar de cabina recirculado 174 (ver a figura 6) em lugar da entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 8) e acoplado ao pelo menos um compressor 144 e configurado para admissão de ar de cabina recirculado 172 a partir da cabina de aeronave 14 pelo ao menos um compressor 144; ou um sistema integrado de máquina de ciclo de ar de turbocompressor 180 (ver a figura 7A) incluindo uma ou mais válvulas adicionais 181.

[000113] A turbina 138 (ver a figura 8) do sistema de TC 10 (ver a figura 8) extrai energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir do ar de sangria 50 (ver a figura 8). Isto gera energia 240 (ver a figura 8), tal como energia pneumática 242 (ver a figura 8), para reduzir fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8) e pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) necessária para o grupo de AC 42 (ver a figura 8), resultando em reduzidas exigências de energia 232 (ver a figura 8), tal como uma reduzida energia pneumática total 244 (ver a figura 8) requerida para o sistema de condicionamento de ar 40 (ver a figura 8) e reduzido uso de ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar 157 (ver a figura 8).

[000114] Para qualquer dada condição de operação, existe uma pressão mínima necessária na entrada de grupo de condicionamento de ar 43 (ver a figura 2) para prover o resfriamento e fluxo de ar requerido para a aeronave 12 (ver a figura 1 A). Sob certas circunstâncias, a pressão provida pelo sistema de ar de sangria 34 (ver a figura 2) pode ser acima desta pressão mínima necessária na entrada de grupo de condicionamento de ar 43 (ver a figura 2). O sistema de turbocompressor (TC) 10 (ver as figuras 2-8) preferivelmente usa esta pressão em excesso para comprimir ar dinâmico 60 (ver as figuras 2, 8), ou ar externo, e aumentar o ar de sangria 50 (ver as figuras 2-8) escoando para o sistema de turbocompressor (TC) 10 (ver a figura 2-8). Altemativamente, em uma modalidade mostrada na figura 6, ar de cabina recirculado 172 pode ser usado em lugar de ar dinâmico 60 (ver a figura 2). A redução em ar de sangria 50 (ver as figuras 2-8) escoando a partir do sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-8) preferivelmente reduz a energia extraída global 238 (ver a figura 8) ou energia extraída a partir do motor de aeronave 32 (ver as figuras 2-7B). O sistema de turbocompressor 10 (ver as figuras 2-8) é preferivelmente controlado para prover a pressão e fluxo necessários pelo grupo de condicionamento de ar 42 (ver a figura 2). Ao efetuai- isto, as temperaturas de fluxo de ar na entrada do grupo de condicionamento de ar 43 (ver a figura 2) são reduzidas, e isto resulta em ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 (ver as figuras 2, 8). O efeito líquido é reduzido exigências de energia 232 (ver a figura 8) para o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 2, 8) e reduzido uso de ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar 157 (ver a figura 8).

[000115] Em outra modalidade é provido um método 250 (ver a figura 9) de extração de energia de um motor de aeronave 32 (ver a figura 1 A) para obter ou gerar energia extraída 238 (ver a figura 8). A figura 9 é uma ilustração de um fluxograma mostrando uma modalidade do método 250 da descrição.

[000116] O método 250 compreende etapa 252 de instalar um sistema de turbocompressor (TC) 10 (ver a figura 8) em um sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver a figura 8) de uma aeronave 12 (ver a figura 8). Como discutido em detalhe acima, o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-8) compreende um conjunto de turbocompressor (TC) 11 (ver as figuras 2-8) disposto entre uma entrada de TC 132 (ver as figuras 2-8) e uma saída de TC 150 (ver as figuras 2-8), e compreendendo uma turbina 138 (ver as figuras 2-8) acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor 144 (ver as figuras 2-8), tal como na forma de primeiro compressor (Cl) 144a (ver as figuras 2-8).

[000117] O sistema de TC 10 (ver a figura 8) compreende adicionalmente uma entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 8) acoplada ao pelo menos um compressor 144 (ver a figura 2). O sistema de TC 10 (ver a figura 8) compreende adicionalmente uma válvula de controle de turbocompressor (TC) 134 (ver a figura 8), e uma válvula de turbocompressor (TC) 142 (ver a figura 8). A válvula de TC 142 (ver a figura 8) pode ser na forma de uma válvula de retenção de turbocompressor (TC) 142a, uma válvula de corte de turbocompressor (TC) 142b (ver a figura 8), ou outra válvula de TC apropriada. Tanto a válvula de controle de TC 134 (ver a figura 8) quanto a válvula de TC 142 (ver a figura 8) (por exemplo, a válvula de retenção de TC 142a ou a válvula de corte de TC 142b) são preferivelmente acopladas ao conjunto de TC 11 (ver a figura 8) através de uma pluralidade de dutos de conexão 131 (ver a figura 8).

[000118] Como mostrado na figura 9, o método 250 compreende adicionalmente a etapa 254 de usar a turbina 138 (ver a figura 8) do sistema de TC 10 (ver a figura 8) para extrair energia a partir de ar de sangria 60 (ver a figura 8) a partir de um sistema de ar de sangria 34 (ver a figura 8) em um motor de aeronave 32 (ver a figura 8) para obter ar de saída de turbina 152 (ver a figura 8) e energia extraída 238 (ver a figura 8).

[000119] Como mostrado na figura 9, o método 250 compreende adicionalmente a etapa 256 de acionar o pelo menos um compressor 144 (ver a figura 2) com a energia extraída 238 (ver a figura 8) para admitir e comprimir ar dinâmico 60 (ver a figura 8) a partir da entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 8) para obter ar de saída de compressor 154 (ver a figura 2). Altemativamente, a etapa 256 de acionar o pelo menos um compressor 144 (ver a figura 2) com a energia extraída 238 (ver a figura 8) para admitir e comprimir ar dinâmico 60 (ver a figura 8) a partir da entrada de ar dinâmico 58 (ver a figura 8) pode ser substituída pela etapa de acionar o pelo menos um compressor 144 (ver a figura 8) com a energia extraída 238 (ver a figura 8) para admitir e comprimir ar de cabina recirculado 172 (ver a figura 6) a partir de uma cabina de aeronave 14 (ver a figura 6) através de um duto de ar de cabina recirculado 174 (ver a figura 6) para obter ar de saída de compressor 155a (ver a figura 6).

[000120] Corno mostrado na figura 9, o método 250 compreende adicionalmente a etapa 258 de usar o sistema de TC 10 (ver a figura 8) para reduzir fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8) (e pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8)) necessário para um grupo de AC 42 (ver a figura 8) no sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver a figura 8), reduzindo assim exigências de energia 232 (ver a figura 8) para o sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver a figura 8). A etapa 258 de usar o sistema de TC 10 (ver a figura 8) para reduzir fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8) e pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) pode compreender adicional mente abrir simultaneamente tanto uma válvula de corte de regulagem de pressão (PRSOV) 92 (ver a figura 2) quanto uma válvula de sobrepressão (OPV) 108 (ver a figura 2) no sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2, 8).

[000121] Como mostrado na figura 9, o método 250 compreende adicionalmente a etapa 260 de misturar o ar de saída de turbina 152 (ver a figura 8) e o ar de saída de compressor 154 (ver a figura 8) (ou ar de saída de compressor 176b (ver a figura 6)) no sistema de TC 10 (ver a figura 8) para obter o ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 (ver a figura 8) e um reduzido uso de ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar 157 (ver a figura 8).

[000122] Como mostrado na figura 9, o método 250 pode compreender adicionalmente a etapa opcional 262 de acoplar mecanicamente um motor elétrico 164 (ver a figura 4) entre a turbina 138 (ver a figura 4) e o pelo menos um compressor 144 (ver a figura 4) para aumentar a potência para o pelo menos um compressor 144 (ver a figura 4), e mais particularmente, para aumentar a potência para o primeiro compressor (C1) 144a (ver a figura 4).

[000123] Como mostrado na figura 9, o método 250 pode compreender adicionalmente a etapa opcional 264 de posicionar um ou mais sensores de temperatura 148 (ver a figura 2) em uma saída de compressor 162 (ver a figura 2) do pelo menos um compressor 144 (ver a figura 2) para prover proteção contra superaquecimento do ar de saída de compressor 154 (ver a figura 4) ou ar de saída de compressor 176b (ver a figura 6).

[000124] Como mostrado na figura 9, o método 250 pode compreender adicionalmente a etapa opcional 266 de acoplar um trocador de calor de resfriamento intermediário 166 (ver a figura 5) ao conjunto de TC 10 para manter uma temperatura de ar dinâmico 62 (ver a figura 8) do ar dinâmico 60 (ver a figura 8) abaixo de um limite de temperatura de autoignição do combustível.

[000125] Como mostrado na figura 9, o método 250 pode compreender adicional mente a etapa opcional 268 de integrar o sistema de TC 10 com uma máquina de ciclo de ar (ACM) 45 (ver as figuras 7A, 8) do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 7A, 8) e instalar uma ou mais válvulas adicionais 181 (ver a figura 8), tal como uma válvula de retenção de TC 202 (ver a figura 7A) e uma válvula de controle de TC (TCCV) 214 (ver a figura 7A), no sistema integrado de turbocompressor de ACM 180 (ver a figura 7A).

[000126] O método 250 pode compreender adicionalmente a etapa opcional de controlar fluxo do ar de entrada de grupo de temperatura reduzida 156 (ver a figura 8) a partir do sistema de TC 10 (ver a figura 8) para dentro do grupo de condicionamento de ar de aeronave 42 (ver a figura 8) por abrir a válvula de controle de TC (TCCV) 134 (ver a figura 8) e fechar uma válvula de controle de fluxo de grupo 130 (ver a figura 2) para o grupo de AC 42 (ver a figura 2).

[000127] A figura 10 é uma ilustração de urn fluxograma de um método de produção e serviço de aeronave 300. A figura 11 é uma ilustração de um diagrama de blocos de uma aeronave 316. Com referência às figuras 10-11, modalidades da descrição podem ser descritas no contexto de um método de produção e serviço de aeronave 300, como mostrado na figura 10, e a aeronave 316, como mostrado na figura 11. Durante a pré-produção, método de produção e serviço de aeronave 300, de exemplo, pode incluir especificação e projeto 302 da aeronave 316 e aquisição de material 304. Durante a produção, a fabricação de componentes e subconjuntos 306 e a integração de sistemas 308 da aeronave 316 têm lugar. Em seguida, a aeronave 316 pode ir através de certificação e fornecimento 310 a fim de ser colocada em serviço 312. Durante no serviço 312 por um cliente, a aeronave 316 pode ser programada para manutenção e serviço de rotina 314 que pode também incluir modificação, reconfiguração, remodelação, e outros serviços apropriados.

[000128] Cada um dos processos de um método de produção e serviço de aeronave 300 pode ser realizado ou executado por um integrador de sistemas, um terceirizado e/ou um operador (por exemplo, um cliente). Para as finalidades desta descrição, um integrador de sistemas pode incluir, sem limitação, qualquer número de fabricantes de aeronaves e subcontratados para os sistemas principais; um terceirizado pode incluir, sem limitação, qualquer número de vendedores, subcontratados e fornecedores; e, um operador pode ser uma empresa aérea, empresa aérea, organização militar, organização de serviço e outros operadores apropriados.

[000129] Como mostrado na figura 11, a aeronave 316 produzida pelo método de produção e serviço de aeronave 300, de exemplo, pode incluir uma fuselagem 318 com uma pluralidade de sistemas de alto nível 320 e um interior 322. Exemplos da pluralidade de sistemas de alto nível 320 podem incluir um ou mais dentre um sistema de propulsão 324, um sistema elétrico 326, um sistema hidráulico 328, e um sistema ambiental 330. Qualquer número de outros sistemas pode também ser incluído. Embora um exemplo aeroespacial seja mostrado, os princípios da invenção podem ser aplicados a outras indústrias, tal como a indústria automotiva.

[000130] Métodos e sistemas incorporados aqui podem ser empregados durante qualquer um ou mais dos estágios do método de produção e serviço 300. Por exemplo, componentes ou subconjuntos correspondentes à fabricação de componentes e subconjuntos 306 podem ser fabricados ou produzidos de uma maneira similar aos componentes ou subconjuntos produzidos enquanto a aeronave 316 está em serviço 312. Também, uma ou mais modalidades de aparelho, modalidades de método, ou uma combinação das mesmas, podem ser utilizadas durante a fabricação de componentes e subconjuntos 306 e a integração de sistemas 308, por exemplo, por substancialmente acelerar a montagem da, ou reduzir o custo da, aeronave 316. Similarmente, uma ou mais das modalidades de aparelho, modalidades de método, ou uma combinação das mesmas, podem ser utilizadas enquanto a aeronave 316 está em serviço 312, por exemplo, e sem limitação, na manutenção e serviço de rotina 314.

[000131] As modalidades descritas do sistema de turbocompressor (TC) 10, 10a-10f (ver as figuras 2-7B) e método 250 (ver a figura 9) provêm um meio para controlar fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8) para o interior do grupo de AC 42 (ver as figuras 2-8), enquanto que significantemente reduz a SFC em % de motor (consumo de combustível específico percentual) e reduz o arraste de ar dinâmico. O sistema de TC 10 (ver as figuras 2-7B) com o conjunto de TC 11 (ver as figuras 2-7B) usa a turbina 138 (ver as figuras 2- 7B) para puxar energia a partir do ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B) para reduzir fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8) e pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) necessários para o grupo de AC 42 (ver as figuras 2-7B), e para levar a energia extraída 238 (ver a figura 8) a partir da turbina 138 (ver as figuras 2-7B) para puxar para dentro ar dinâmico 60 (ver as figuras 2-5, 7B) e misturar com ar de saída de turbina 152 (ver as figuras 2-5, 7B) para gerar ar de entrada de grupo de reduzida temperatura 156 (ver as figuras 2-3) entrando no grupo de AC 42 (ver as figuras 2-3).

[000132] O sistema de TC 10 (ver as figuras 2-8) permite a redução do fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8), requerida para satisfazer as exigências de fluxo de ar de grupo 230 (ver a figura 8). A redução do fluxo de ar de sangria 236 (ver a figura 8) translada diretamente para economias de SFC em % do motor (consumo de combustível específico percentual). Por exemplo, para uma aeronave de grande porte, o sistema de TC 10 pode prover economias de SFC em % (consumo de combustível específico percentual) de 0,3%-0,4%.

[000133] A modulação da TCCV 134 (ver as figuras 2-7B) provê otimização de extração de energia pneumática em tempo real 242 e economias em ar de sangria líquido 50 (ver as figuras 2-7B) e economias em SFC em % (consumo de combustível específico) otimizadas em tempo real. Preferivelmente, quando o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-3) está em um modo de operação, é desejável também ter uma válvula de corte de regulagem de pressão (PRSOV) 92 (ver as figuras 2-7B) e a válvula de sobrepressão (OPV) 108 (ver as figuras 2-7) do sistema de ar de sangria 34 (ver as figuras 2-7B) ambas abertas tanto quanto possível para minimizar ou impedir que a PRSOV 92 e OPV 108 module e diminua a pressão do ar de sangria 50 (ver as figuras 2-7B), de forma a maximizar a pressão de sangria do ar 234 (ver a figura 8) do ar de sangria 50 para o sistema de TC 10 e para minimizar qualquer energia desperdiçada.

[000134] Em adição, as modalidades descritas do sistema de turbocompressor (TC) 10, 10a-10f (ver as figuras 2-7B) e método 250 (ver a figura 9) provêm um meio para alinhar a energia pneumática 242 (ver a figura 8) provida pelos motores de aeronave 32 (ver as figuras 1A-8) com as exigências de energia 232 (ver a figura 8) do sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 1A-8), reduzindo assim qualquer energia desperdiçada. Preferivelmente, o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-7B) reduz a energia extraída 238 (ver a figura 8) para exatamente as exigências de energia 232 (ver a figura 8) ou quantidade de energia requerida pelo sistema de condicionamento de ar de aeronave 40 (ver as figuras 2-8).

[000135] Adicionalmente, as modalidades descritas do sistema de turbocompressor (TC) 10, 10a-10f (ver as figuras 2-7B) e método 250 (ver a figura 9) reduzem a temperatura de ar de entrada de grupo, reduzindo assim os fluxos de ar dinâmico de trocador de calor de grupo (HX) 44 (ver as figuras 2-5), que por sua vez, reduz o uso de ar dinâmico do grupo de AC 42 (ver as figuras 2-5), resultando em um uso reduzido de ar dinâmico de grupo de AC 157 (ver a figura 8) e reduz o arraste de ar dinâmico. Assim, o sistema de TC 10 (ver as figuras 2-5) provê economias de arraste de ar dinâmico do grupo de AC (ver as figuras 2-5) e economias de ar de ventoinha de motor 103 (ver as figuras 2-5).

[000136] Adicionalmente, a descrição compreende modalidades de acordo com as seguintes cláusulas: Cláusula 1: Um sistema de turbocompressor (TC) para extrair energia de um motor de aeronave, o sistema de turbocompressor compreendendo: um conjunto de turbocompressor compreendendo uma turbina acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor; uma entrada de turbocompressor em comunicação fluídica com um sistema de ar de sangria no motor de aeronave e configurada para admitir ar de sangria proveniente do sistema de ar de sangria ao conjunto de turbocompressor; uma saída de turbocompressor em comunicação fluídica com um grupo de condicionamento de ar de um sistema de condicionamento de ar de aeronave e configurada para extrair ar de entrada de grupo de temperatura reduzida do conjunto de turbocompressor para o grupo de condicionamento de ar; uma entrada de ar dinâmico acoplada ao pelo menos um compressor e configurada para admissão de ar dinâmico pelo ao menos um compressor; e, uma válvula de controle de turbocompressor, e uma válvula de retenção de turbocompressor ou uma válvula de fechamento de turbocompressor, ambas acopladas ao conjunto de turbocompressor através de uma pluralidade de dutos de conexão, em que o sistema de turbocompressor extrai energia do ar de sangria. Cláusula 2: O sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 1, compreende adicional mente um motor elétrico acoplado mecanicamente entre a turbina e o pelo menos um compressor, o motor elétrico aumentando a potência para o pelo menos um compressor. Cláusula 3; O sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 1, compreende adicionalmente um ou mais sensores de temperatura posicionados em uma saída de compressor do pelo menos um compressor, o um ou mais sensores de temperatura provendo proteção contra superaquecimento do ar de saída de compressor. Cláusula 4: O sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 1, em que o conjunto de turbocompressor compreende um primeiro compressor e um segundo compressor. Cláusula 5: O sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 4, compreendendo adicionalmente um trocador de calor de resfriamento intermediário, acoplado entre o primeiro compressor e o segundo compressor, o trocador de calor de resfriamento intermediário mantendo uma temperatura de ar dinâmico do ar dinâmico abaixo de um limite de temperatura de autoignição do combustível. Cláusula 6: O sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 1, em que a entrada de ar dinâmico configurada para admissão de ar dinâmico pelo ao menos um compressor é substituída por um duto de ar de cabina recirculado acoplado ao pelo menos um compressor e configurado para admissão de ar de cabina recirculado proveniente de uma cabina de aeronave pelo ao menos um compressor. Cláusula 7: O sistema de lurbocompressor de acordo com a cláusula 1, em que o sistema de turbocompressor opera em paralelo com uma válvula de controle de fluxo de grupo para o grupo de condicionamento de ar. Cláusula 8: O sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 1, em que o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida compreende uma mistura de ar de saída de turbina e ar de saída de compressor, ou compreende uma mistura de ar de saída de turbina, ar de saída de compressor, e ar de sangria através de uma válvula de controle de fluxo de grupo para o grupo de condicionamento de ar. Cláusula 9: O sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 1, em que o sistema de lurbocompressor é integrado com uma máquina de ciclo de ar (ACM) do sistema de condicionamento de ar de aeronave e inclui uma ou mais válvulas adicionais. Cláusula 10: O sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 1, em que a entrada de ar dinâmico compreende uma concha de entrada de ar dinâmico ou um duto de derivação de entrada de ar dinâmico integral com um sistema de ar dinâmico de uma aeronave. Cláusula 11:0 sistema de turbocompressor de acordo com a cláusula 1, em que o sistema de turbocompressor extrai energia do ar de sangria para reduzir fluxo de ar de sangria necessário para o grupo de condicionamento de ar, resultando em reduzidas exigências de energia para o sistema de condicionamento de ar de aeronave e reduzido uso de ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar. Cláusula 12: uma aeronave compreendendo: pelo menos uma asa; um ou mais motores de aeronave acoplados a pelo menos uma asa, cada motor de aeronave tendo um sistema de ar de sangria para gerar ar de sangria; uma fuselagem definindo um volume interno tendo uma cabina de aeronave e um compartimento de grupo separado da cabina de aeronave; um sistema de condicionamento de ar de aeronave posicionado no compartimento de grupo e em comunicação fluídica com a cabina de aeronave, o sistema de condicionamento de ar de aeronave compreendendo: um grupo de condicionamento de ar; e, um sistema de turbocompressor (TC) compreendendo: um conjunto de turbocompressor compreendendo uma turbina acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor; uma entrada de turbocompressor em comunicação fluídica com o sistema de ar de sangria e configurada para admitir ar de sangria proveniente do sistema de ar de sangria ao conjunto de turbocompressor; uma saída de turbocompressor em comunicação fluídica com o grupo de condicionamento de ar e configurada para extrair ar de entrada de grupo de temperatura reduzida do conjunto de turbocompressor para o grupo de condicionamento de ar; uma entrada de ar dinâmico acoplada ao pelo menos um compressor e configurada para admissão de ar dinâmico pelo ao menos um compressor; e, uma válvula de controle de turbocompressor, e uma válvula de retenção de turbocompressor ou uma válvula de fechamento de turbocompressor, ambas acopladas ao conjunto de turbocompressor através de uma pluralidade de dutos de conexão, em que o sistema de turbocompressor extrai energia do ar de sangria. Cláusula 13: A aeronave de acordo com a cláusula 12, em que o sistema de turbocompressor compreende adicionalmente um ou mais dentre um motor elétrico acoplado mecanicamente entre a turbina e o pelo menos um compressor; um ou mais sensores de temperatura posicionados em uma saída de compressor do pelo menos um compressor; e um trocador de calor de resfriamento intermediário acoplado ao pelo menos um compressor. Cláusula 14: A aeronave de acordo com a cláusula 12, em que a entrada de ar dinâmico configurada para admissão de ar dinâmico pelo ao menos um compressor é substituída por um duto de ar de cabina recirculado acoplado ao pelo menos um compressor e configurado para admissão de ar de cabina recirculado proveniente de a cabina de aeronave pelo ao menos um compressor. Cláusula 15: A aeronave de acordo com a cláusula 12, em que o sistema de turbocompressor é integrado com uma máquina de ciclo de ar (ACM) do sistema de condicionamento de ar de aeronave e inclui uma ou mais válvulas adicionais. Cláusula 16: A aeronave de acordo com a cláusula 12, em que o sistema de turbocompressor extrai energia do ar de sangria para reduzir fluxo de ar de sangria necessário para o grupo de condicionamento de ar, resultando em reduzidas exigências de energia para o sistema de condicionamento de ar de aeronave e reduzido uso de ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar. Cláusula 17: Um método de extração de energia de um motor de aeronave, o método compreendendo as etapas de: instalar um sistema de turbocompressor (TC) em um sistema de condicionamento de ar de aeronave de uma aeronave, o sistema de turbocompressor compreendendo: um conjunto de turbocompressor disposto entre uma entrada de turbocompressor e uma saída de turbocompressor e compreendendo uma turbina acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor; uma entrada de ar dinâmico acoplada ao pelo menos um compressor; e, uma válvula de controle de turbocompressor, e uma válvula de retenção de turbocompressor ou uma válvula de fechamento de turbocompressor, ambas acopladas ao conjunto de turbocompressor através de uma pluralidade de dutos de conexão, usar a turbina do sistema de turbocompressor para extrair energia a partir de ar de sangria para obter ar de saída de turbina e energia extraída; acionar o pelo menos um compressor com a energia extraída para admitir e comprimir ar dinâmico proveniente da entrada de ar dinâmico para obter ar de saída de compressor; usar o sistema de turbocompressor para reduzir fluxo de ar de sangria necessário para um grupo de condicionamento de ar no sistema de condicionamento de ar de aeronave, reduzindo assim exigências de energia para o sistema de condicionamento de ar de aeronave; e, misturar o ar de saída de turbina e o ar de saída de compressor no sistema de turbocompressor para obter reduzido uso de ar de entrada de grupo de reduzida temperatura e ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar . Cláusula 18: O método de acordo com a cláusula 17, compreendendo adicionalmente a etapa de acoplar mecanicamente um motor elétrico entre a turbina e o pelo menos um compressor para aumentar a potência para o pelo menos um compressor. Cláusula 19: O método de acordo com a cláusula 17, compreendendo adicionalmente a etapa de posicionar um ou mais sensores de temperatura em uma saída de compressor do pelo menos um compressor para prover proteção contra superaquecimento do ar de saída de compressor. Cláusula 20: O método de acordo com a cláusula 17, compreendendo adicionalmente a etapa de acoplar um trocador de calor de resfriamento intermediário ao conjunto de turbocompressor para manter uma temperatura de ar dinâmico do ar dinâmico abaixo de um limite de temperatura de autoignição do combustível. Cláusula 21: O método de acordo com a cláusula 17, compreendendo adicionalmente a etapa de integrar o sistema de turbocompressor com uma máquina de ciclo de ar (ACM) do sistema de condicionamento de ar de aeronave e instalar uma ou mais válvulas adicionais no sistema integrado de turbocompressor de ACM. Cláusula 22: O método de acordo com a cláusula 17 em que a etapa de acionar o pelo menos um compressor com a energia extraída para admitir e comprimir ar dinâmico proveniente da entrada de ar dinâmico é substituída por a etapa de acionar o pelo menos um compressor com a energia extraída para admitir e comprimir ar de cabina recirculado proveniente de uma cabina de aeronave através de um duto de ar de cabina recirculado para obter ar de saída de compressor. Cláusula 23: O método de acordo com a cláusula 17, compreendendo adicionalmente a etapa de controlar fluxo do ar de entrada de grupo de temperatura reduzida proveniente do sistema de turbocompressor para o grupo de condicionamento de ar por abrir a válvula de controle de turbocompressor e fechar uma ou mais válvulas de controle de fluxo de grupo para o grupo de condicionamento de ar. Cláusula 24: O método de acordo com a cláusula 17, em que a etapa de usar o sistema de turbocompressor para reduzir fluxo de ar de sangria compreende adicionalmente abrir simultaneamente tanto uma válvula de corte de regulagem de pressão quanto uma válvula de sobrepressão no sistema de ar de sangria. Muitas modificações e outras modalidades da descrição irão à mente para uma pessoa especializada na técnica à qual esta descrição pertence tendo o benefício dos ensinamentos apresentados nas descrições precedentes e desenhos associados. As modalidades descritas aqui são destinadas a serem ilustrativas e não são destinadas a serem limitativas ou exaustivas. Embora termos específicos sejam empregados aqui, eles são usados somente em um sentido genérico e descritivo e não para finalidades de limitação.

Claims

1. Sistema de turbocompressor (10) (TC) para extrair energia de um motor de aeronave, o sistema de turbocompressor (10), caracterizado pelo fato de que compreende: um conjunto de turbocompressor (11) compreendendo uma turbina (138) acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor (144); uma entrada de turbocompressor (132) em comunicação fluídica com um sistema de ar de sangria (34) no motor de aeronave e configurada para admitir ar de sangria proveniente do sistema de ar de sangria (34) ao conjunto de turbocompressor (11); um duto de entrada acoplado entre a entrada de turbocompressor (132) e o conjunto de turbocompressor (11), e incluindo uma válvula de controle de turbocompressor (134); uma entrada de ar dinâmico (58) acoplada ao pelo menos um compressor (144) e configurada para admissão de ar dinâmico através do pelo menos um compressor (144); um duto de saída acoplado à turbina e ao pelo menos um compressor, e incluindo pelo menos uma de uma válvula de retenção de turbocompressor (142a) e uma válvula de corte de de turbocompressor (142b), o duto de saída configurado para misturar o ar de saída de turbina a partir da turbina e o ar de saída de compressor a partir do pelo menos um ar de compressor para formar ar de saída de turbina-compressor; e uma saída de turbocompressor (150) em comunicação fluídica com um grupo de condicionamento de ar de um sistema de condicionamento de ar de aeronave e configurada para extrair ar de entrada de grupo de temperatura reduzida do ar de saída de turbina-compressor do conjunto de turbocompressor (11) para dentro do grupo de condicionamento de ar (42); em que o sistema de turbocompressor (10) extrai energia do ar de sangria.

2. Sistema de turbocompressor (10) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um motor elétrico (164) acoplado mecanicamente entre a turbina (138) e o pelo menos um compressor (144), o motor elétrico (164) aumentando a potência para o pelo menos um compressor (144).

3. Sistema de turbocompressor (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 2, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um ou mais sensores de temperatura (148) posicionados em uma saída de compressor do pelo menos um compressor (144), o um ou mais sensores de temperatura (148) provendo proteção contra superaquecimento do ar de saída de compressor.

4. Sistema de turbocompressor (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que o conjunto de turbocompressor (11) compreende um primeiro compressor (144a) e um segundo compressor (144b), compreendendo adicionalmente um trocador de calor de resfriamento intermediário (166), acoplado entre o primeiro compressor (144a) e o segundo compressor (144b), o trocador de calor de resfriamento intermediário (166) mantendo uma temperatura de ar dinâmico do ar dinâmico abaixo de um limite de temperatura de autoignição do combustível.

5. Sistema de turbocompressor (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que o ar de entrada de grupo de temperatura reduzida compreende uma mistura de ar de saída de turbina e ar de saída de compressor, ou compreende uma mistura de ar de saída de turbina, ar de saída de compressor, e ar de sangria através de uma válvula de controle de fluxo de grupo (130) para o grupo de condicionamento de ar (42).

6. Sistema de turbocompressor (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo fato de que o sistema de turbocompressor (10) é integrado com uma máquina de ciclo de ar (ACM) do sistema de condicionamento de ar de aeronave e inclui uma ou mais válvulas adicionais.

7. Aeronave (12, 316), caracterizada pelo fato de que compreende: pelo menos uma asa (30); um ou mais motores de aeronave (32) acoplados a pelo menos uma asa (30), cada motor de aeronave tendo um sistema de ar de sangria (34) para gerar ar de sangria; uma fuselagem (13) definindo um volume interno (15) tendo uma cabina (14) de aeronave e um compartimento de grupo (36) separado da cabina (14) de aeronave; um sistema de condicionamento de ar de aeronave posicionado no compartimento de grupo (36) e em comunicação fluídica com a cabina (14) de aeronave, o sistema de condicionamento de ar de aeronave compreendendo: um grupo de condicionamento de ar (42); e, um sistema de turbocompressor (10) (TC) compreendendo: um conjunto de turbocompressor (11) compreendendo uma turbina (138) acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor (144); uma entrada de turbocompressor (132) em comunicação fluídica com o sistema de ar de sangria (34) e configurada para admitir ar de sangria proveniente do sistema de ar de sangria (34) ao conjunto de turbocompressor (11); um duto de entrada acoplado entre a entrada de turbocompressor (132) e o conjunto de turbocompressor (11), e incluindo uma válvula de controle de turbocompressor (134); uma entrada de ar dinâmico (58) acoplada ao pelo menos um compressor (144) e configurada para admissão de ar dinâmico através do pelo menos um compressor (144); um duto de saída acoplado à turbina e ao pelo menos um compressor, e incluindo pelo menos uma de uma válvula de retenção de turbocompressor (142a) e uma válvula de corte de de turbocompressor (142b), o duto de saída configurado para misturar o ar de saída de turbina a partir da turbina e o ar de saída de compressor a partir do pelo menos um ar de compressor para formar ar de saída de turbina-compressor; uma saída de turbocompressor (150) em comunicação fluídica com o grupo de condicionamento de ar (42) e configurada para extrair ar de entrada de grupo de temperatura reduzida do ar de saída de turbina- compressor do conjunto de turbocompressor (11) para dentro do grupo de condicionamento de ar (42); em que o sistema de turbocompressor (10) extrai energia do ar de sangria.

8. Aeronave (12, 316) de acordo com a reivindicação 7, caracterizada pelo fato de que o sistema de turbocompressor (10) compreende adicionalmente um ou mais dentre um motor elétrico (164) acoplado mecanicamente entre a turbina (138) e o pelo menos um compressor (144); um ou mais sensores de temperatura (148) posicionados em uma saída de compressor do pelo menos um compressor (144); e um trocador de calor de resfriamento intermediário (166) acoplado ao pelo menos um compressor (144).

9. Método de extração de energia de um motor de aeronave, o método caracterizado pelo fato de que compreende as etapas de: instalar um sistema de turbocompressor (10) (TC) em um sistema de condicionamento de ar de aeronave de uma aeronave (12, 316), o sistema de turbocompressor (10) compreendendo: um conjunto de turbocompressor (11) disposto entre uma entrada de turbocompressor (132) e uma saída de turbocompressor (150) e compreendendo uma turbina (138) acoplada mecanicamente a pelo menos um compressor (144); uma entrada de ar dinâmico (58) acoplada ao pelo menos um compressor (144); e, um duto de entrada acoplado entre a entrada de turbocompressor (132) e o conjunto de turbocompressor (11), e incluindo uma válvula de controle de turbocompressor (134), e um duto de saída acoplado à turbina e ao pelo menos um compressor, e incluindo pelo menos uma de uma válvula de retenção de turbocompressor (142a) e uma válvula de fechamento de turbocompressor (142b), ambas acopladas ao conjunto de turbocompressor (11) através de uma pluralidade de dutos de conexão (131), usar a turbina (138) do sistema de turbocompressor (10) para extrair energia a partir de ar de sangria para obter ar de saída de turbina e energia extraída; acionar o pelo menos um compressor (144) com a energia extraída para admitir e comprimir ar dinâmico proveniente da entrada de ar dinâmico para obter ar de saída de compressor; usar o sistema de turbocompressor (10) para reduzir fluxo de ar de sangria necessário para um grupo de condicionamento de ar (42) no sistema de condicionamento de ar de aeronave, reduzindo assim exigências de energia para o sistema de condicionamento de ar de aeronave; e, misturar o ar de saída de turbina e o ar de saída de compressor no duto de saída do sistema de turbocompressor (10) para formar ar de saída de turbina-compressor e obter uso de ar de entrada de grupo de reduzida temperatura e reduzido ar dinâmico de grupo de condicionamento de ar, a partir do ar de saída de turbina-compressor.

10. Método de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente a etapa de acoplar mecanicamente um motor elétrico (164) entre a turbina (138) e o pelo menos um compressor (144) para aumentar a potência para o pelo menos um compressor (144).