CN102917950A - 用于飞行器的使用混合操作的空气调节系统 - Google Patents

Abstract

一种飞行器机舱的空气调节系统（32），包括：至少一个冷却回路（40，42）、至少一个压缩空气管路（33）和用于压缩空气的至少一个压缩机（36）。冷却回路（40，42）通过压缩空气管路（33）连接到压缩机（36），其中压缩机（36）能够独立于引气被驱动。这使得能够汲取比平常低的压力的发动机引气，这是因为所产生的与所需操作压力之间的差能够通过压缩机（36）来补偿。因此，该空气调节系统（32）能够通过混合能量供给来进行工作。

Description

用于飞行器的使用混合操作的空气调节系统

相关申请的交叉引用

本申请要求于2010年5月28日提交的德国专利申请No.102010021890.1和于2010年5月28日提交的美国临时专利申请No.61/349,366的优先权，所述申请的公开内容通过参引并入本文中。

技术领域

本发明涉及用于飞行器的空气调节系统、用于飞行器的空气调节方法以及用于使飞行器的至少一个空气调节系统工作的能量供给系统。

背景技术

为了给飞行器的空气调节系统、除冰系统或其他装备供给能量和新鲜空气，通常使用从发动机的压缩机级汲取的呈引气形式的压缩空气或者通过由辅助气轮机（“APU”）驱动的压缩机所产生的压缩空气。该压缩空气被给送到空气调节单元（所谓的“组”）以及除冰系统或其他装备的空气出口。通常，在飞行器运行期间，这是唯一的能量源，其通过空气调节系统不仅用于通风，而且还用于冷却所供给的空气，并且还用于给飞行器机舱增压。

发动机上的合适的引气连接部的设计由所连接的系统的最大压力需求来确定，该压力需求需要在所有可想到的工作状态下被满足。然而，这意味着在飞行器的许多运行状态下，必然在引气连接部处提供明显过量的压力和明显过量的容积流量，使得需要执行节制。

因此必须在发动机的较高压缩机级处设置能够提供足够压力水平的引气连接部，这又与较高的温度水平相关联。在设置在引气连接部的下游的引气输送元件（如阀、密封件和管）中，由于气压水平和温度水平，所使用的材料要承受相当大的负荷，因此需要恰当的设计以确保安全操作。

发明内容

本发明的目的是减少或消除上述缺点。特别地，能够认为本发明的目的在于提出一种在飞行器的介绍中所提及的类型的空气调节系统，该空气调节系统允许来自飞行器的发动机的引气的最佳去除，在该去除期间，在尽可能小的程度超过用于通过引气使空气调节系统和其他装备工作的预定最大压力水平，使得引气输送元件等承受较小的负荷。

此外，本发明的另外的目的可以包括：提出一种空气调节系统，其中，能够在提供机舱空气的冷却效果的同时实现电子设备装置的有效冷却。

此外，本发明的另外的目的可以包括：将由过量的发动机动力输出的节流损失和热损失所导致的燃料消耗的任何增加最小化。

本发明的另外的目的可以包括：提出一种用于使飞行器的空气调节系统工作的能量供给系统，该能量供给系统的特征在于尽可能高的效率因数。

上述目的通过如下的飞行器机舱的空气调节系统来实现：所述空气调节系统包括至少一个冷却回路、至少一个压缩空气管路和用于压缩空气的至少一个压缩机，其中冷却回路通过压缩空气管路连接到压缩机，并且其中压缩机能够独立于引气被驱动。

术语“冷却回路”也能够指冷却回路系统；其涉及能够通过热力循环来冷却介质的装置。因此，下文使用“冷却回路”和“冷却回路系统”这两个术语。

通过使用能够独立于引气进行操作的附加的压缩机，能够额外地压缩来自任何所期望的源的空气，以获得能够使具有所述至少一个冷却回路的空气调节系统工作的所需压力水平。例如，可以从飞行器的发动机汲取过低压力水平的引气；所汲取的引气的气压没有必要达到用于在所有工作条件下使空气调节系统工作的最低必要压力。引气连接部的不同设计及其在一个或多个飞行阶段中布置于较低气压的区域中所导致的结果包括能量缺口，该能量缺口能够通过根据本发明的空气调节系统的附加压缩机来弥补。

独立于引气的压缩机操作导致根据本发明的空气调节系统的能量供给的混合。

包括多个能量源的根据本发明的空气调节系统的工作能够在不同的有利实施方式中以多种方式实现。

在有利的实施方式中，至少一个冷却回路可以设计成基于使用压缩空气进行工作的空气回路原理。这样的冷却回路或冷却回路系统可以在常见的飞行器空气调节单元中找到。这些空气调节单元通常组合成各种装置的紧凑的束的形式，并被称之为“组”。可以使用通过压缩空气进行工作的传统空气调节单元来实现对空气进行调节以在飞行器中提供空气调节，使得根据本发明的空气调节系统在与常见空气调节系统相比只需微小的改动。在本实施方式中，压缩机可以布置在该空气调节单元的上游并且可以通过各种源向其供给空气或压缩空气。

在本发明的同样有利的实施方式中，至少一个冷却回路或至少一个冷却回路系统能够设计成独立于压缩空气。上述可以用于向例如上面提到的空气调节单元提供额外的支持，使得提供给空气调节单元的压缩空气的压力水平至少完全足够给飞行器机舱增压，并且通过该附加的冷却回路的支持，能够冷却空气。独立于压缩空气的冷却回路系统使得其能够以简单的方式附加地集成辅助冷却回路用于对电子设备装置等进行冷却。

在本发明的有利实施方式中，可以使用热交换器形式的散热器来进行预冷却或主冷却，所述热交换器使用外界空气进行冷却。例如，冷却气流可以通过集成冲压空气管道进行输送，并且在飞行中，可以通过冲压空气压力来实现，而在飞行器位于地面的情况下，可以通过电操作的冷却空气风扇组件来实现。这样的热交换器可以作为空气调节单元的一体部分，引气流过该部分；或者所述热交换器可以实施为布置在空气调节单元的上游的外部外界空气热交换器；或者所述热交换器可以通过基于液体的中间回路联接到根据本发明的空气调节系统。

根据有利实施方式，压缩机设计成使得其能够连接到能够关闭的外界空气入口。可以对外界空气入口进行控制，使得其在飞行中处于关闭。在地面时，能够关闭的外界空气入口优选地为打开，使得能够独立于飞行器的发动机的操作而通过压缩机提供具有适当压力水平的空气以用于使空气调节单元工作。

根据本发明的有利实施方式，压缩机形成空气调节单元的一体部分，从而例如形成能够独立于引气而实现额外地提供压缩空气的组的部件中的一个。这提供如下优点：根据本发明的具有该装备的空气调节系统可能够设计得非常紧凑，并且使得其能够定位于飞行器内的经过验证的位置。

根据本发明的有利实施方式，压缩空气管路能够连接到引气连接部。因此，空气调节系统能够通过来自发动机的引气进行供给，使得：例如在要求有较高或完全的发动机性能的飞行阶段中，由发动机进行的引气供给足以使空气调节系统工作，然而，在其他飞行阶段中，可能会改换成附加的或替代的压缩空气供给。例如，能够设想在飞行器的起飞阶段仅将引气供给给空气调节系统而不进行进一步压缩。然而，这应当只被视为一种能够认为是附加的且只涉及少数工作状况的操作选项。这样的构思可以例如包括能够将根据本发明的剩余部件（如附加的压缩机）绕过的阀控旁通部。此外，这样能够以更简单的方式设计压缩机的工作特性，这是因为需要覆盖必要气压增加的较小的范围。此外，在短的工作阶段中将压缩机绕过时，没有通过压缩机发生进一步温度增加，不然该温度增加会不得不通过空气调节系统进行补偿。旁通部可以包括止回阀，该止回阀在压缩机关闭时由于回动的压力差而打开。

在另一有利实施方式中，这可以实施成：压缩机的空气入口能够连接到飞行器的至少一个发动机的引气连接部。在具有中等发动机动力输出的巡航高度，可以以此方式来增加引气的压力水平，使得达到使空气调节系统工作的最小压力。通过独立于引气的能量源来实现该压力增加，从而改善发动机的效率。

根据本发明的有利实施方式，压缩机是能够电操作的。电能量源可以通过在发动机上或在辅助发动机上的一个或多个发电机、或通过一个或多个低温燃料电池和/或高温燃料电池来实现。

在本发明的另一有利实施方式中，压缩空气管路能够连接到通过飞行器的辅助气轮机驱动的空气压缩机，使得：在辅助气轮机操作期间，当飞行器位于地面时或在飞行中，能够使来自发动机的引气供给最小化或被消除。在此情况下，要提及的是：空气压缩机优选地布置在辅助气轮机的轴上，并且在辅助气轮机处不发生直接的引气去除。

在飞行器的发动机上的引气的任何去除不限于单个引气连接部，而是也能够使用多个引气连接部，并且通过一个或多个调节阀和空气管路网络进行互联，以满足飞行器的特定运行条件。

换言之，与已知的空气调节系统相比，根据本发明的空气调节系统提供多个优点。这些优点将在下文概述。

与现有系统相比，引气从较低的压力级汲取。在这样的架构下的这样的布置中，引气系统需要至少一个口来汲取压缩空气。根据应用情况和设计策略，能够在另外的压力级或压缩机级上集成另外的口。根据由引气口的设计所导致的最大引气温度，能够设置预冷却器。通过相应地选择发动机上的引气位置，能够产生在引气系统中的对最大工作气压的依循；换言之，所预期的最大引气压力不超过预定限值。作为替代，这也能够通过传统的调节阀来实现。

由于在引气系统中的与现有系统相比较低的气压和温度，故而或者能够用较薄的材料来设计装置和管道，或者作为替代，使用重量较轻的材料，而这些材料在传统系统中由于高温还未能被使用。这可以降低引气系统的重量。

除了引气系统的气动能量之外，根据本发明的空气调节系统还使用电能以最优地满足在能量方面的功能需求。电能弥补了根据本发明的空气调节系统的动力需求与来自引气系统的可用的气动动力之间的缺口。在飞行中，根据本发明的系统能够可替代地从发动机的发电机、辅助气轮机的发电机、燃料电池或以上源的组合来获得电能。

在飞行器在地面上的运行中以及在发动机无法提供任何引气的其他情况下，这能够通过辅助气轮机的空气压缩机（也称为“负载压缩机”）来实现。与现有系统的那些相比，对于空气压缩机的压力需求较低，因为同样对于此工作状态，根据本发明的空气调节系统的所需动力的一部分能够通过在压缩机中实现的电功率提供。

可选地，根据本发明的空气调节系统也提供通过全电动操作的压缩机来提供引气的可能性，该压缩机可以或者是空气调节单元的一体部件、或者可以布置在所述空气调节单元的上游。可以通过在飞行时关闭的专用外界空气入口来直接获得空气。在此变型中，有可能去掉在辅助气轮机和空气调节单元之间的引气系统，并且能够设计用于完全电操作的辅助气轮机。

在两个变型中，根据本发明的系统可以替代性地从辅助动力单元的发电机、燃料电池、外部地面供给系统或上述的组合来获得当飞行器在地面时用于进行工作的电力。

根据本发明的空气调节系统为机舱和驾驶员座舱提供增压、冷却能力和温度调节以及额外的冷却功能，例如呈动力电子设备形式的电子设备和航空电子设备装置的冷却。制冷能力的产生一般可以通过驰豫冷却、冷蒸汽过程或满足有关机舱供给空气的温度需求的其他热力循环来实现。

可通过控制器来调节电力消耗，以针对所需总动力来实现发动机处的引气和电力的最佳动力提取。

此外，该目的通过根据次级独立权利要求的特征的能量供给系统和用于飞行器的空气调节方法被进一步满足。

附图说明

本发明的另外的特征、优点和应用选择在下面的示例性实施方式的描述和附图中公开。所有所描述和/或示出的特征本身及其任意组合形成了本发明的主题，甚至与其各个权利要求中的组成或其相互关系无关。此外，附图中的相同或者相似的部件具有相同的附图标记。

图1示出了根据现有技术的空气调节系统的简图。

图2示出了根据本发明的空气调节系统的第一示例性实施方式的简图。

图3示出了根据本发明的空气调节系统的第二示例性实施方式的简图。

图4示出了根据本发明的空气调节系统的第三示例性实施方式的简图。

图5a和图5b示出了现有技术的空气调节系统和根据本发明的空气调节系统的引气压力图的比较。

图6示出了根据本发明的方法的第一示例性实施方式的框图。

具体实施方式

图1示出了根据现有技术的空气调节系统2。引气在发动机6的高压压缩机4处汲取，其中，在发动机6的正常操作中，从高压压缩机4的前部进行汲取，但在对发动机动力输出进行节制的情况下，例如在降落期间，从高压压缩机4的后部进行汲取，其中高压阀8打开。为了降低所汲取的引气的温度，其在预冷却机10中进行冷却，其中典型地（在旁通发动机的情况下）使用了来自发动机6的风扇区域12的发动机旁通空气。调节阀14在引气被向前输送给引气消耗设备之前限制引气的压力。另外的调节阀16调节所汲取的引气的量，随后引气在每种情况下被输送给空气调节单元18。

空气调节单元18通常基于将增压的引气在冷却涡轮机（未详细示出）中进行膨胀从而来显著地冷却所述引气的充气冷却过程（air-supportedcooling process）来进行工作。该冷却过程中的废热通过冲压空气管道20和空气冷却风扇组件22导引至周围环境中。除了机舱空气调节的功能和给机舱增压的功能之外，还可以执行额外的冷却功能，例如提供制冷能力以冷却航空电子设备舱。图1示出了这样的附加的分配循环。能够通过用作散热器的附加的冲压空气管道24来获得外界空气，其中冲压空气管道24与分配系统的热耦合通过空气/液体热交换器26实现。为了在分配系统中获得低于外界温度的温度，插入了冷蒸汽冷却设备28。在该布置中获得的制冷能力的消耗设备通过热交换器30再次与系统进行热耦合。

在图1示出但未在上文提及的其他部件在示例性实施方式的上下文中根据需要列出和说明。

图2示出了根据本发明的具有压缩空气管路33的空气调节系统32的第一示例性实施方式。当与图1所示的现有技术的空气调节系统2相比较时，特定的特征包括如下事实：能够使用提供比通常情况显著低的压力水平的引气连接部34。在第一示例性实施方式中，引气被给送到压缩机36，压缩机36将引气压缩到较高的压力水平，随后在第一混合单元38中将引气与再循环的机舱空气混合。在压缩的引气到达第一混合单元38之前，该引气通过压缩空气管路33被输送到第一冷却回路40进行冷却。另外，来自第一混合单元38的混合空气通过第二冷却回路42进一步冷却，其中该第二冷却回路42可以例如设计成冷蒸汽过程。在第二混合单元44中，已经以这种方式进一步冷却的混合空气在可送往机舱46或飞行器中的其他要进行空气调节的空间之前与来自空气调节系统32的另一股混合空气进行合并。

空气至少部分地通过循环风扇48从机舱汲取并输送到第一混合单元38。

在目前所示的架构的情况下，能够在基于液体的中间冷却回路50中实现额外的二次冷却功能。根据在与另外的热源的接口处的所需温度水平，另外的热源能够与第二冷却回路42并联地得到供给，或者其能够串联地连接到上游或者串联地连接到下游。在混合空气和另外的热源之间的温度水平相同的情况下，并联连接将是有益的；在另外的热源的温度水平较低的情况下，串联连接到上游将是有益的；以及，在另外的热源的温度水平较高的情况下，串联连接到下游将是有益的。

第一冷却回路40和第二冷却回路42能够以单个空气调节单元的形式实现，使得这些功能不会在空间上彼此独立地提供而是尽可能地在一个紧凑的单元内提供。当然，如果所需混合体积超过空气调节单元的合理设计尺寸，第一混合单元38将布置到空气调节单元外部。

除了从引气源34供给压缩机36以外、或者作为从引气源34供给压缩机36替代，可以设想辅助气轮机的空气压缩机52，该空气压缩机52能够提供相对较低压力水平的空气，该空气通过由压缩机36进一步压缩而足以使空气调节系统32工作。

作为示例，图2示出了用于使压缩机36操作的电驱动器54。然而，其他驱动器类型、例如液压驱动器或者气动驱动器也能够适合于此，其中气动驱动器可以例如通过来自辅助气轮机的压缩机52的压缩空气进行驱动。

在图1和图2中，为了提供更好的理解，通过根据本发明的空气调节系统和根据现有技术的空气调节系统的左手分支的虚线框，标出了可以进行组合以形成空气调节单元并由此设计为空间封闭且紧凑的设计单元的部件。为了简单起见，这些标示限于图1和图2，然而，所述标示当然也适用于其他所有图。

图3示出了根据本发明的空气调节系统56的另一个示例性实施方式，其与根据图2的空气调节系统32的显著不同之处包括：例如当飞行器位于地面时，机舱46能够通过集成机舱风扇组件58进行通风，其中集成机舱风扇组件58例如从冲压空气管道20获得空气、可选地还从可替代的外界空气入口开口（未在图中详细示出）获得空气。作为示例，图3示出了集成机舱风扇组件58将新鲜空气直接输送到第二混合单元44，新鲜空气从该第二混合单元44到达机舱46。

对于在发动机6处具有足够的引气压力来使空气调节系统56工作的某些飞行阶段，能够例如使用旁通部57，该旁通部57可以绕过压缩机36输送引气，使得空气调节系统专门地通过没有经过进一步压缩的引气进行工作。所考虑的飞行阶段的特征在于需要高的发动机动力输出，例如起飞。对于巡航飞行，由于不足的引气压力，将不能够使用旁通部，并且由于本发明的上述优点，这样的使用也不会是有益的。

可以通过简单的止回阀59对旁通进行控制，假如来自压缩机36的压力不超过引气压力，则止回阀59使得引气能够流入旁通部57从而直接进入压缩空气管路33。因此，在压缩机关闭的情况下，止回阀59将立刻打开。

应当理解，旁通部57可以出现在所有示例性实施方式中，但仅在图3中作为示例更详细地示出。

图4示出了空气调节系统60的另一示例性实施方式，其基本上对应于图2的空气调节系统32，然而，其中，来自外界空气入口开口（例如呈冲压空气管路20形式）的新鲜空气输送到压缩机36，使得在飞行器在地面上运行期间提供到空气调节系统60的供给，该供给完全不依赖于引气。

下面，简要地说明关于根据现有技术的空气调节系统的引气压力图（图5a）与关于根据本发明的空气调节系统的引气压力图（图5b）的比较。

图5a中，通过虚线62示出了在相对温暖的天气使空气调节系统工作的最大所需引气压力。在其下方的曲线64示出了在平均温度天气的所需引气压力图。根据现有技术，引气压力66总是超过所需引气压力63或64，使得在所有环境下以及在所有飞行阶段中，空气调节系统能够通过所提供的引气进行工作。特别地，在起飞和爬升飞行期间，所提供的引气压力显著高于其他任何时候所需的引气压力，其中通过节流阀等来减少过量的压力。这等同于能量损失。

根据图5b，在根据本发明的空气调节系统中，由于附加的压缩机36，因此需要显著较低水平的引气压力68，其中如果没有达到在每种情况中所需的引气压力62或64，则使用压缩机36，以例如产生电能来应对所产生的压力差70（如阴影区域所示）。这等同地意味着所汲取的引气的压力和容积流量只需要在要求相对较高推力的短暂飞行段中进行节制。然而，当飞行器在巡航时，引气的压力水平不是十分充足以使根据本发明的空气调节系统充分地工作。因此，在最长的飞行段中（例如在巡航中）没有必要对压力和容积流量进行节制，与现有技术相比，这等同于发动机效率的显著改善。

图6用图示法示出了根据本发明的方法的示例性实施方式。根据本发明的方法可以从引气的去除72开始；或者作为替代，其也可以包括从外界空气入口开口输送新鲜空气74。所述新鲜空气可以通过压缩机进行压缩76并且可以用于通风。

如果需要，换言之，在主要的、较长的飞行段中，引气通过压缩机进行额外的压缩76，并被输送到至少一个冷却回路78。然后，可以通过第一冷却回路40进行预冷却，接着与机舱空气进行混合82。在该混合步骤之前、期间或者之后，可以在第二冷却回路42中例如通过冷蒸汽过程进行额外的冷却84。最后，将已经以这种方式进行调节的空气向机舱46进行输送86。此外，根据本发明的方法还可以包括例如当飞行器位于地面时通过机舱风扇组件对机舱进行通风88。作为替代、或者除了引气和/或来自外界空气入口开口的外界空气之外，还能够将来自空气压缩机的压缩空气输送到压缩机90，其中所述空气压缩机可由辅助气轮机驱动。

另外，应当指出，“包括”并未将其他元件或步骤排除在外，“一”或“一个”并未将多个排除在外。此外，应当指出，已参照上述示例性实施方式中的一个进行描述的特征或步骤也能够与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应被理解为是限制。

附图标记列表

2  空气调节系统

4  高压压缩机

6  发动机

8  高压阀

10 热交换器

12 风扇区域

14 调节阀

16 调节阀

18 空气调节单元（组）

20 冲压空气管道

22 冷却空气风扇组件

24 冲压空气管道

26 热交换器

28 冷蒸汽冷却设备

30 热交换器

32 空气调节系统

33 压缩空气管路

34 引气连接部

36 压缩机

38 第一混合单元

40 第一冷却单元

42 第二冷却单元

44 第二混合单元

46 机舱

48 循环风扇

50 中间冷却回路

52 空气压缩机

54 电驱动器

56 空气调节系统

57 旁通部

58 集成机舱风扇组件

59 止回阀

60 空气调节系统

62 炎热天气所需引气

64 均温天气所需引气

66 引气压力

68 所需引气压力（根据本发明）

70 压力差

72 汲取引气

74 输送新鲜空气

76 压缩

78 输送到冷却回路

80 预冷却

82 与机舱空气混合

84 冷却

86 输送到机舱

88 给机舱通风

90 将压缩空气输送到压缩机

Claims (11)

1.一种飞行器机舱的空气调节系统，包括：

至少一个冷却回路（40，42），

至少一个压缩空气管路（33），以及

用于压缩空气的至少一个压缩机（36），

其中，所述冷却回路（40，42）通过所述压缩空气管路（33）连接到所述压缩机（36），并且

其中，所述压缩机（36）能够独立于引气被驱动。

2.根据权利要求1所述的空气调节系统（32，56，60），

其中，所述至少一个冷却回路（40，42）被设计成基于使用压缩空气进行工作的空气回路原理。

3.根据权利要求1或2所述的空气调节系统（32，56，60），

其中，所述至少一个冷却回路（40，42）被设计成独立于压缩空气。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统（32，56，60），

其中，所述压缩机（36）能够连接到能够关闭的外界空气入口。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统（32，56，60），

其中，所述压缩空气管路能够连接到引气连接部。

6.根据权利要求5所述的空气调节系统（32，56，60），

其中，在所述引气连接部和所述压缩空气管路之间设置有朝向所述压缩空气管路打开的止回阀。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统（32，56，60），

其中，所述压缩机（36）的入口能够连接到所述飞行器的至少一个发动机（6）的引气连接部（34）。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统（32，56，60），

其中，所述压缩机（36）是能够电操作的。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统（32，56，60），

其中，通过所述飞行器的辅助气轮机驱动的空气压缩机（52）能够连接到所述压缩空气管路（33）。

10.一种用于使飞行器的至少一个空气调节系统工作的能量供给系统，包括：

至少一个压缩空气管路（33），以及

至少一个压缩机（36），

其中，空气调节单元能够连接到所述压缩空气管路（33），并且

其中，所述压缩空气管路（33）能够连接到所述压缩机（36）。

11.一种用于对商用飞行器进行空气调节的方法，所述方法包括如下步骤：

汲取引气（72），

通过能够独立于引气被驱动的压缩机（36）对所述引气进行压缩（76），以及

将所压缩的引气输送到至少一个冷却回路（78）。

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