CN103249643B - 具有受调节的冷源的飞行器环境控制系统 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器的空气调节系统（2）包括至少一个空气调节组件（4），该空气调节组件（4）为了散热目的能够连接至飞行器的至少一个冷却空气入口（42）并且被设计为用以对空气进行冷却以及用以将空气在机舱（6）压力下引入到飞行器的客舱中。能够独立操作的冷却设备（16）设计为用以对流入冷却空气入口的环境空气进行冷却。

Description

具有受调节的冷源的飞行器环境控制系统

相关申请的交叉引用

本申请要求2010年10月8日提交的德国专利申请No.10 2010 047970.5以及2010年10月8日提交的美国临时专利申请No.61/391,252的优先权，上述申请的公开内容以参引的方式并入本文。

技术领域

本发明涉及一种具有空气调节组件的用于飞行器的空气调节系统，本发明还涉及一种用于为飞行器冷却进入机舱的空气的方法。

背景技术

在现有技术中，经常使用借助于执行基于空气的冷却循环的空气调节组件(所谓的“空气循环机”)或借助于冷蒸气处理产生冷却性能的用于飞行器的空气调节系统。冷却性能用于冷却进入机舱的空气，根据空气调节系统的设计类型，进入机舱的空气既可以完全由外部空气组成，也可以由外部空气和机舱空气的混合空气组成。无论采用什么样的冷却原理，所有的空气调节系统都将冷却空气用作初级冷源，该初级冷源由来自飞行器的周围环境中的空气实施。所述空气既可直接供给至空气调节系统也可借助于中间冷却循环间接地实现散热，该过程通常使用初级热交换器和次级热交换器，在每种情形中，从其尺寸的观点看，初级热交换器和次级热交换器或者针对飞行操作或者针对地面操作而进行优化。而且，在飞行器位于地面上的情况下，大部分时间借助于冷却风机提供冷却空气，而在飞行时，则空气动力的冲压空气压力足以输送环境空气。

已知这样的系统和方法：为了进一步降低冷却空气的温度，将水注入到位于热交换器的上游的冷却空气管道中，其中，被注入的水通过在不饱和的冷却空气中的蒸发过程能够降低所述冷却空气的温度。为此，能够从由该空气调节系统自身的冷却设备或中间冷却设备产生的冷凝液中获得待被注入的水。

通常，对于将由空气调节系统产生的冷却性能的设计而言，需考虑在具有极端的外部空气温度的地面上的理论操作情形。这样能够确保在飞行器的所有能够想到的操作情形中空气调节系统都能够提供足够的冷却性能。

EP1 129 940A1和US 6 415 621B2示出一种用于飞行器的空气调节系统，在该空气调节系统中，通过使用空气循环冷却循环单元，能够冷却供给至客舱的空气。

发明内容

作为空气调节系统的决定性的设计因素，来自具有极端的外部空气温度的飞行器环境中的冷却空气的形式的冷源导致这样一种情形：因为除了机舱内部的热负载之外，由于从飞行器的环境传递至客舱的热量较高而导致作用在客舱上的热负载也增加，所以在该空气调节系统内必须能够产生非常可观的冷却性能。将被传递的高热流还导致需要非常高的冷却空气体积流量。另外，由于高的冷却空气供给温度，导致与操作空气调节系统内的空气循环冷却设备或冷蒸气冷却设备的压缩机的输出有关的需求处在非常高的水平。

因此，在惯用的飞行器的空气调节系统的设计中，需要为这种操作情形对所使用的绝大多数部件和能量生成系统进行设计。由于并非所有的飞行器操作员都会遇到在地面上具有的极端的外部空气温度的操作情形，而仅仅是那些飞往特别热的地区的飞行器操作员会遇到这种操作情况，因此，虽然在所有制造的飞行器中采用了相同的空气调节组件，但绝大多数飞行器操作员将不会完全地利用所提供的冷却性能。为此，根据上述边界条件设计的空气调节系统对许多飞行器操作员而言是尺寸过大的，这也招致了与重量和成本有关的相应的缺点。

由于飞行器的空气调节系统通常还要满足产生客舱中所需压力的任务，所以将空气调节系统分成对冷却性能的要求较低的若干个较小的能够组合的组件，并且为每个拥有不变的飞行路线的飞行器操作员单独地组装空气调节系统，将无法满足实际情况。由于对此的需求对所有飞行器操作员而言都是相同的，因此，省去一些空气调节组件只会导致由于缺乏相应的储备而不能够实现生成压力的功能的情形。

因此本发明的目的是提出一种用于飞行器的空气调节系统，在该空气调节系统中，如果可以，将不再为地面上的很少发生的操作情形设置空气调节组件的尺寸以及相应的冷却性能。这意味着，将要提出的这种飞行器空气调节系统，就它能供应的性能而言，应当尽可能地能够单独地适应于特定的飞行器操作员，而不需要对于大多数飞行器操作员而言尺寸过大的空气调节组件。

该目的通过根据本发明的用于飞行器的空气调节系统而实现。在从属权利要求中陈述了有利的实施方式和改进方案。

根据本发明的空气调节系统包括至少一个空气调节组件，该至少一个空气调节组件为了散热能够连接至飞行器的至少一个冷却空气入口，并且该至少一个空气调节组件被设计为用以冷却空气并且将空气引入飞行器的客舱并同时提供预期的机舱压力。根据本发明，空气调节系统还包括冷却设备，该冷却设备配备成用以冷却流入到冷却空气入口中的环境空气，其中，该冷却设备能够独立于空气调节组件操作。

通过集成这种单独的冷却设备，能够影响新鲜环境空气形式的冷源，从而使得能够将空气调节系统的空气调节组件的尺寸设定为用于较低的性能。在以这种方式设定尺寸的情况下，空气调节组件自身并且在不影响冷源的情况下能够优选地仅处理在所有飞行器操作员的飞行过程中出现的绝大多数操作情形。然而，这些情形不包括地面上出现极端温度的操作情形。

对于大多数飞行器操作员而言，根据本发明的空气调节系统的空气调节组件的主要的尺寸设定参数与地面上的预期的最高环境温度以及在具有正常装备水平的飞行器客舱内将被消散的最大热量(“输出的热负载”)有关，其中，该地面上的预期的最高环境温度通常大大低于与所有操作员有关的最大环境温度。除了冷却性能之外，根据本发明的空气调节系统的部件还根据通过所述部件供给至客舱的空气质量流量设定尺寸。将被供应的冷却性能因此限制于如下值：该值仅仅足够用于冷却在特定的外部温度下在考虑到平均乘坐密度、发热设备的平均装备水平以及通过飞行器机身从外部输入的热的情况下将被输送到客舱的空气。对于与具有更高的环境温度、客舱中更高的乘坐密度以及电子设备和其他发热设备的更密集的装备水平的更极端的操作情形有关的冷却性能的供应而言，则需要使用独立的冷却设备。由于环境空气的温度随着飞行高度的增加显然会降低，因此，即使是在不使用单独的冷却设备的情况下，无论气候条件如何，空气调节组件都能够继续产生在飞行任务的大部分时间段内所需的冷却性能。

根据本发明，在冷源侧，可用的冷却空气的温度则能够降低至使得根据本发明的空气调节系统的空气调节组件产生该空气调节系统操作所需的冷却性能的程度。降低冷却空气入口处的冷却空气温度主要导致由维持相同状况的空气量确保了中间冷却过程中的散热的提高，使得进入机舱的空气的温度能够使用独立的冷却设备进一步降低。根据本发明，因此能够实现空气调节系统的设计尺寸的显著减小，从而使得能够应对在飞行过程中常常遇到的操作条件。这主要导致了操作空气调节系统的能量需求降低并且显著地降低了重量。

如果飞行器临时地对冷却性能有特别的需求，则能够通过冷却空气入口上的单独的冷却设备对冷源进行“调节”。相应地，实质效果是实现在冷却空气入口上的显著的温度差距，该温度差距是在完全独立于实际的空气调节组件的操作的情况下实现的。

在根据本发明的空气调节系统的有利的实施方式中，由于在冷却空气入口上的附加的冷却设备被设计为能够容纳在飞行器的为此设置的模块隔舱中的模块，所以能够以特别有利的方式利用该冷却设备的独立性。由于在将已升温的客舱降至舒适的温度的过程中(该过程也被称作“降低”过程)，相应的冷却设备模块能够被插入到模块隔舱中以便在无须依赖机场操作员的外部的陆基租借单元的情况下暂时地提供最大可能的冷却性能，所以上述的特征对于在极度炎热的地区中在地面停留一段较长时间的飞行器而言是特别有利的。对冷却设备模块的供能不必来源于飞行器的机载电压供给设备；可替代地，也能够从外部装备供能，无论是电压供给设备还是供给压缩空气的设备都可以。

在替代性实施方式中，冷却设备被设计为永久地集成在飞行器中的单独的空气调节系统。这种类型的空气调节系统对于经常在地面上具有极端操作条件的区域中操作的飞行器而言是特别适合的。例如，能够将飞行器装备为规律地从中欧或北欧的机场飞往例如阿拉伯联合酋长国等地区的热带机场。附加的冷却设备仅在炎热的目的地机场操作；然而该附加的冷却设备在北欧或中欧的机场将是不必要的。

在根据本发明的空气调节系统的同样有利的实施方式中，该独立的冷却设备被设计为在飞行器的飞行过程中提供用于冷却飞行器内的设备的冷却性能。这意味着，该独立的冷却设备仅仅在地面上影响冷源的温度，而在飞行中，其被专门地用于其他目的。例如，独立的冷却设备不仅可连接至冷却空气入口，而且可例如连接至飞行器中的某个空间的空气出口，使得通过使用风机，将空气从该空间输送到该独立的冷却设备，空气在该独立的冷却设备中被冷却并且随后经由该空间的空气入口被输送回该空间。该空间可为货舱、航空电子设备舱、装备箱、冷却室等等。关于这点，有利的是可以将独立的冷却设备设计为具有包括双通阀或双开关阀的阀装置，从而使得或者将冷却空气入口连接至独立的冷却设备，或者将空气出口连接至将被冷却的一个或多个空间。术语“航空电子设备舱”应当被理解为仅仅是飞行过程中需要被冷却的发热设备的装置中的一个示例。

在这种空气调节系统的改良方案中，独立的冷却设备还可包括能够允许液体冷却剂流动穿过的热交换器。该冷却剂可用于冷却飞行器内的设备，这些设备包括能够让冷却剂流动通过的冷却器。

在本发明的进一步的有利实施方式中，独立的冷却设备可仅仅被设计为能够允许冷却剂流动穿过的热交换器，该热交换器在飞行器在地面上操作的期间由外部设备提供。以这样的方式，由于实际有效的冷却由外部设备提供，因此能够将独立的冷却设备带来的附加重量降低至最小值。

此外，独立的冷却设备执行产生冷却性能的方式是无关紧要的。因此，能够提供冷却能力的所有已知的设备、处理和方法都是适合的，例如，空气循环处理、冷蒸气处理等。

可通过各种事件启动可独立操作的冷却设备的操作。如果飞行器处于例如在飞行器的操作手册中指定或推荐的接通冷却设备的位置中时，例如能够由机械开关或来自飞行器的驾驶舱的开关指令起动永久地安装的冷却设备。另一方面，能够被插入到飞行器中的模块化的冷却设备能够在当它被恰当地插入到相关的模块隔舱中并且该模块隔舱的舱盖关闭后就开始操作。进一步的替代性方案可由这样一种冷却设备组成：该冷却设备被设计为当其连接至冷却剂管线时——这可能意味着，例如，在接通用于输送冷却剂的泵时——自动地起动的热交换器的形式。

根据本发明的空气调节系统的特别有利的实施方式包括被设计为基于操作参数执行对必要的冷却性能的估算的运算单元，所述操作参数包括：例如，电气设备的数量和电力输出；外部温度；由于飞行器操作员的独自的油漆作业而导致的飞行器机身的辐射吸收能力；处于登机和等待阶段的乘客数量等。在进行这种估算之后，运算单元有能力检测何时超出了能够由空气调节组件提供的冷却性能，并且此后通过发出用于在驾驶舱中或安装在飞行器机舱内的控制终端上显示的相应信号来推荐使用附加的、能够独立操作的冷却设备，或者，至少在永久安装的且能够独立操作的冷却设备的情况下，自动地致动该冷却设备。相反，当运算单元检测到必要的冷却性能降至能够提供的冷却性能之下时，例如，当乘客下机时、在夜晚温度较低的情况下以及在机身上没有太阳辐射时，所述运算单元可推荐切断能够独立操作的冷却设备，或者可自动地停用该冷却设备。

无论空气调节组件的性能极限是多少，都能够永久地对冷却空气入口上的环境空气进行冷却操作。在这种情形下，虽然一方面附加的冷却设备会消耗能量，但另一方面会永久地减轻空气调节组件自身的负荷。因而可实现整体节能。

如果冷却设备基于减轻冷却的原理，那么在飞行过程中，所述冷却设备还能够被用作压缩空气源。在该布置中，所述冷却设备在空气调节组件失效的情况下用以至少部分地承接所述空气调节组件的功能，即用以对机舱空气进行空气调节。因此，在飞行过程中，冷却设备将主要执行冷却功能和空气调节功能而不是提供辅助冷却的任务。以这样的方式，可减少空气调节组件内的冗余，例如，与设置的压缩机的数量有关的冗余。为了使这成为可能，需要将冷却设备永久地安装在飞行器中。对于纯粹的飞行操作而言，这对所有用户都是有利的；然而，将再也不能以模块化的方式执行地面操作。

还能够通过一种用于冷却飞行器的客舱中的进入机舱的空气的方法而进一步实现本目的，在该方法中，基于操作参数执行对于必要的冷却性能的估算，以便当超过由空气调节组件能够提供的冷却性能时提供能够独立操作的附加的冷却设备，该冷却设备对作为该空气调节系统的冷源的冷却空气进行冷却。只要在不影响冷却空气的温度的情况下估算的必要的冷却性能降至空气调节系统能够提供的冷却性能之下，则停用该独立的冷却设备。

附图说明

在示例性实施方式和附图的下述说明中公开了本发明的另外的特征、优点和应用选择。所有描述和/或示出的特征本身及其任何组合都构成本发明的主题，无论它们在单个权利要求中的组成以及它们的相互关系如何都是如此。此外，在附图中的相同或相似的部件具有相同的附图标记。

图1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基于线框的图解示图。

图2示出了根据本发明的飞行器空气调节系统的另一示例性实施方式的基于线框的图解示图。

图3示出了根据本发明的方法的图解视图。

图4示出了包括根据本发明的空气调节系统的飞行器的俯视图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的空气调节系统2，该空气调节系统2包括用于冷却空气的空气调节组件4，该空气调节组件4被设计为用于冷却进入气流、对该进入气流进行加压并且将该进入气流引入到飞行器的客舱6中。空气调节组件4不仅能够冷却外部空气8，还能够冷却外部空气8与再循环的机舱空气10的混合空气。

在图1中，空气调节组件4仅仅被示出为单个线框。在当前通常使用的飞行器空气调节系统中，这种空气调节组件4被设计为空气循环设备，在该空气循环设备中，对来自飞行器引擎的引气进行压缩，使其经受中间冷却以及膨胀，其中，通过冲压空气热交换器或类似装置借助于外部空气进行中间冷却。作为替代性方案，还可存在基于其他热力学循环过程的空气调节组件4，其中，空气调节组件4的类型主要根据需要的冷却性能进行设计。在根据本发明的空气调节系统2的图解中，空气调节组件4的部件因此是无关紧要的；以下考虑因素仅仅是基于这样的假设：通过空气调节组件4在使用能经受环境空气的中间冷却设备的情况下对进入气流进行冷却，并且使进入气流达到预定的压力水平。

所有的空气调节组件4的共同特点是都需要冷源12，借助于冷源12实现冷却或中间冷却。在根据本发明的空气调节系统2的示出的设计中，冷源12被设计为是流至空气调节组件4的环境空气。对于飞行器在炎热天气里在地面上的使用的情况而言，空气调节组件4能够提供的性能不足以实现机舱空气14的预期的状态。这需要经受环境空气12的冷却设备16进行操作，之后，该环境空气12作为已冷却的环境气流18流出冷却设备16。

已冷却的环境气流18能够被直接地输送至空气调节组件4的入口20中，或者，作为上述的替代性方案，该已冷却的环境气流18通过中间循环22将充当用于空气调节组件4的冷源。在后一种情况下，可能需要将冷却风机24用作用于该中间循环的冷源。同样的情况适用于地面操作的空气调节组件4的废热，在该过程中，冷却风机24从新鲜空气入口等处抽吸空气。

为了附加地冷却环境气流18，还能够通过注水喷嘴26提供注水，在注水过程中，水被注入到环境气流中，例如，注入到冲压空气管道中，在此，水通过在不饱和的环境空气12中的蒸发而对所述环境空气12进行冷却。

在替代性示图2中示出了冷却设备，当冷却性能没有被空气调节组件4完全地使用时，该冷却设备附加地为消耗者28提供冷却性能，该消耗者28能够实施为飞行器中的电子设备或空间的形式。为此，能够设想包括阀30和32的阀装置，该阀装置使得冷却设备16经受消耗者28的空气或冷却剂而不是经受环境空气12，并且该阀装置部分地或专门地向消耗者提供冷却性能。

此外，在两个示例性实施方式中，都能够使用运算单元17来估算必要的冷却性能，以便当空气调节组件4提供的冷却性能不充足时接通冷却设备16，或者当空气调节组件4提供的冷却性能充足时切断冷却设备16。

最后，图3示出根据本发明的方法的一个方面，其中，运算单元通过操作参数34估算需要对独立的冷却设备16进行启动操作36或停止操作38时的冷却性能。

图4示出包括根据本发明的空气调节系统2的飞行器。作为示例，已永久地安装了两个独立的冷却设备16并且将该两个独立的冷却设备16设计为用以冷却例如能够通过布置在机翼半部上的位于靠近机身处的区域上的冷却空气入口42流入飞行器40中的环境空气12。以这样的方式，作为示例，两个空气调节组件能够获得冷却的环境空气，该两个空气调节组件能够基于通过冷却设备16实现的温度差距总体上实现更大的温度降低。

此外，应当指出，“包括”不排除包含其他元件或步骤的情况，并且“一”或“一个”不排除复数的情况。而且，应当指出，已经参照上述示例性实施方式中的一个描述的特征或步骤还能够结合上文描述的其它示例性实施方式的其他特征或步骤而使用。权利要求中的附图标记不应解释为是限制性的。

参考符号列表

2 空气调节系统

4 空气调节组件

6 客舱

8 外部空气

10 机舱空气

12 冷源

14 进入机舱的空气

16 冷却设备

17 运算单元

18 环境气流

20 入口

22 中间循环

24 冷却风机

26 注水喷嘴

28 消耗者/空间

30 阀

32 阀

34 估算操作参数

36 启动操作

38 停止操作

40 飞行器

42 冷却空气入口

Claims (11)

1.一种用于飞行器(40)的空气调节系统(2)，包括至少一个空气调节组件(4)，所述至少一个空气调节组件(4)能够连接至所述飞行器的供作为冷源的环境空气(12)流入的至少一个冷却空气入口(42)以便用于散热，并且所述至少一个空气调节组件(4)被设计为用以对空气进行冷却并且用以将所述空气在机舱压力下引入所述飞行器(40)的客舱(6)，

其特征在于包括至少一个冷却设备(16)，所述至少一个冷却设备(16)配备成用以对流入所述冷却空气入口(42)的环境空气(12)进行冷却以实现所述冷却空气入口上的温度差距，其中，所述冷却设备(16)能够独立于所述空气调节组件(4)操作，并且其中所述温度差距独立于所述空气调节组件(4)的操作而实现。

2.根据权利要求1所述的空气调节系统(2)，其特征在于：

所述冷却设备(16)设计为能够容纳在飞行器(40)的已经为此而设置的模块隔舱中的模块。

3.根据权利要求1所述的空气调节系统，其特征在于：

所述冷却设备(16)设计为能够永久地集成在所述飞行器(40)中的空气调节系统。

4.根据权利要求3所述的空气调节系统(2)，其特征在于：

所述冷却设备(16)设计为用以在所述飞行器(40)的飞行过程中提供用于对所述飞行器(40)内的设备进行冷却的冷却性能。

5.根据权利要求4所述的空气调节系统(2)，其中，所述冷却设备(16)能够连接至所述飞行器(40)中的空间(28)的空气出口和空气入口，并且所述冷却设备(16)包括用于将来自所述空间(28)的所述空气出口的空气输送至所述冷却设备以及从所述冷却设备输送至所述空间(28)的所述空气入口的风机。

6.根据权利要求5所述的空气调节系统(2)，其特征在于：

包括阀装置(30、32)，所述阀装置(30、32)用于可选地将所述空间(28)的所述冷却空气入口或所述空气出口连接至独立的冷却设备(16)。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的空气调节系统(2)，其特征在于：

所述冷却设备(16)被设计为热交换器，所述热交换器被设计为用于使得从所述飞行器(40)外部供给的液体冷却剂流动通过所述热交换器。

8.根据权利要求1至6中任一项所述的空气调节系统(2)，其特征在于：

包括运算单元(17)，所述运算单元(17)被设计为基于操作参数执行必要的冷却性能的估算，以便当超过能够由所述空气调节组件(4)提供的冷却性能时，指示使用附加的、独立操作的冷却设备(16)，并且当未达到所述冷却性能时，指示停用所述冷却设备(16)。

9.根据权利要求7所述的空气调节系统(2)，其特征在于：

包括运算单元(17)，所述运算单元(17)被设计为基于操作参数执行必要的冷却性能的估算，以便当超过能够由所述空气调节组件(4)提供的冷却性能时，指示使用附加的、独立操作的冷却设备(16)，并且当未达到所述冷却性能时，指示停用所述冷却设备(16)。

10.一种用于对飞行器(40)的客舱的进入机舱的空气进行冷却的方法，包括通过使用冷却设备来对从外部供给的流入冷却空气入口的作为冷源的环境空气(12)进行冷却以实现所述冷却空气入口上的温度差距的步骤以及通过使用使已冷却的所述环境空气释放热量的空气调节组件(4)对空气进行冷却的步骤，其中，所述温度差距独立于所述空气调节组件(4)的操作而实现。

11.根据权利要求10所述的方法，还包括如下步骤：基于操作参数估算必要的冷却性能(34)，以便当超过能够由所述空气调节组件提供的冷却性能时，操作(36)附加的、独立操作的冷却设备(16)，以便对来自冷却空气入口(42)的环境空气(12)进行冷却，以及当未达到所述冷却性能时，停用(38)所述冷却设备(16)。