CN104514636B - 操作多包环境控制系统的方法 - Google Patents

Abstract

提供一种环境控制系统(ECS)包，其包括初级热交换器、次级热交换器和空气循环机。所述空气循环机包括压缩机和涡轮机。所述压缩机流体耦接至所述初级热交换器的出口和所述次级热交换器的入口。所述次级热交换器的出口流体耦接到所述涡轮机。第一导管连接所述初级热交换器的所述出口和所述次级热交换器的所述入口。所述第一导管包括第一阀。第二导管将所述次级热交换器的所述出口连接到空气负荷。所述第二导管包括第二阀。

Description

操作多包环境控制系统的方法

相关申请的交叉引用

本申请要求于2013年9月3日提交的美国临时专利申请第61/872，988号的权益，其全部内容通过引用并入本文。

发明背景

本发明的实施方案涉及飞行器环境控制系统，并且更具体地说，涉及飞行器环境控制系统的燃气涡轮发动机压缩机空气供应。

在典型的燃气涡轮发动机中，压缩机压缩空气并且将该空气沿主流动路径传递到燃烧器，其中空气与燃料混合并且燃烧。燃烧混合物膨胀并且传递到涡轮机，涡轮机由于传递的燃烧混合物而被强制旋转。在飞行器上使用时，该系统的主要目的是为飞行器提供推进力。

在一些燃气涡轮发动机中，由压缩机压缩的空气的一部分从主流动路径转向引气系统的引气入口。该压缩引气可以用于各种目的，例如给机翼除冰或给飞行器的客舱提供加压空气。因为引气通常处于不希望的高温，所以热交换器用于冷却引气。释放和冷却压缩空气通常不产生推力，从而降低了压缩机和整个燃气涡轮发动机的效率。此外，热交换器占据相当大的空间量并且会增加引气系统的总重量。

发明概要

根据本发明的一个实施方案，提供一种环境控制系统(ECS)包，其包括初级热交换器、次级热交换器、空气循环机和从空气中去除水分的可选构件(如冷凝热交换器)。所述空气循环机包括压缩机和涡轮机。所述压缩机流体耦接至所述初级热交换器的出口和所述次级热交换器的入口。冷凝热交换器可流体耦接至次级热交换器的出口。包括第一阀的第一导管将初级热交换器的出口连接到次级热交换器的入口以及涡轮机。包括第二阀的第二导管将次级热交换器的出口连接到空气负荷。

根据本发明的另一个实施方案，提供了包括发动机和至少两个环境控制系统包的飞行器。每个环境控制系统包可配置以在至少两种操作模式中操作。控制器被配置成命令至少两个环境控制系统包在至少两种操作模式中的一种中操作。

附图简述

在说明书的开始部分的权利要求书中特别指明和清楚要求被视为本发明的主题。本发明的上述和其它特征以及优点从结合附图进行的下面详细描述变得明显，在附图中：

图1是飞行器的燃气涡轮发动机的横截面图；

图2是发动机舱总成内燃气涡轮发动机的另一横截面图；

图3是飞行器的环境控制系统(ECS)的ECS包的示意图；

图4是飞行器的环境控制系统(ECS)的另一ECS包的示意图；以及

图5是流体耦接飞行器的燃气涡轮发动机和ECS包的引气供应系统的示意图。

详述参照附图以举例的方式来说明本发明的实施方案以及优点和特征。

具体实施方式

现在参考图1和图2，示意性地图示被配置用于飞行器的燃气涡轮发动机20的实例。本文公开的燃气涡轮发动机20是双线轴涡轮风扇，其通常并入有风扇段22、压缩机段24、燃烧器段26和涡轮机段28。替代发动机可包括加力燃烧室段(未示出)以及其它系统或特征。风扇段22沿旁路流动路径驱动空气，同时压缩机段24沿核心流动路径驱动空气以进行压缩和传送到燃烧器段26并且然后通过涡轮机段28进行膨胀。虽然在公开的非限制性实施方案中描绘为涡轮风扇燃气涡轮发动机10，但是应当理解，本文描述的概念不限于与涡轮风扇使用，因为教导可以应用于其它类型的涡轮发动机，例如三线轴架构。

发动机20通常包括低线轴30和高线轴32，其被安装成相对于发动机静态结构36经由若干轴承系统38绕着发动机中心纵向轴线A旋转。应理解，处于不同位置的不同轴承系统38可替代地或者额外地提供。

低线轴30通常包括内轴40，其与风扇42、低压压缩机44和低压涡轮机46互连。内轴40可直接或通过齿轮架构48连接到风扇42以在不同的、通常比低线轴30低的速度下驱动风扇42。高线轴32包括外轴50，其与高压压缩机52和高压涡轮机54互连。燃烧器56被布置在高压压缩机52和高压涡轮机54之间。内轴40和外轴50是同心的并且绕与其纵向轴线共线的发动机中心纵向轴线A旋转。

核心气流由低压压缩机44、然后高压压缩机52压缩，在燃烧器56中与燃料混合并且燃烧，然后在高压涡轮机56和低压涡轮机46上膨胀。响应于膨胀，涡轮机54、46旋转地驱动各自的低线轴30和高线轴32。

参照图2，燃气涡轮发动机20安装到发动机机舱总成62内的发动机吊架结构60，其为针对亚音速操作设计的飞行器的典型。发动机舱总成62通常包括核心发动机舱64和风扇发动机舱66。应当理解，核心发动机舱64和风扇发动机舱66可以具有不同的配置。

现在参考图3和图4，通过压缩机引气供应系统200(见图5)从燃气涡轮发动机20之一为飞行器的环境控制系统(ECS)的每个包100供应压缩机引气。ECS可以包括任何数量的ECS包100，其被配置以向飞行器的不同热负荷供应经调节的空气。来自供应系统200的引气输入到初级热交换器102，使得引气与冲压空气或周围空气处于热交换关系。提供给初级热交换器102和次级热交换器116二者的冲压空气或周围空气的量由可变入口113控制。引气于初级热交换器102中被冷却后，所得的较冷空气通过通道104传送到压缩机106，其中处引气被压缩至高压。压缩机106可位于与与第一涡轮机110和风扇112共同的轴108上。风扇112、压缩机106和第一涡轮机110一起限定空气循环机(ACM)。

压缩空气离开压缩机106通过通道114并被提供给次级热交换器116，其被配置成通过与冲压空气或周围空气流动热交换来进一步冷却压缩空气。携带水蒸汽的压缩、冷却空气从次级热交换器116离开并且流过管道118到达冷凝热交换器120。冷凝热交换器120被配置成通过将水冷凝并且分离到水提取器122中来进一步冷却空气。除湿空气离开水提取器122并通过通道124提供给第一涡轮机110。通过ACM的第一涡轮机110，使引气膨胀并且使空气中的水蒸汽进一步冷凝。冷却空气流过通道126返回到冷凝热交换器120，其中所述空气被加热到相对温暖温度，且然后被供应给飞行器的空气负荷(示意性地图示在128)，例如供应给客舱。

图4所示的ECS包100包括安装在风扇112、压缩机106和第一涡轮机110的轴108上的第二涡轮机130。引气流从第二通路126离开通过冷凝热交换器120后，引气被提供给第二涡轮机130，其中空气在被提供给飞行器的空气负荷128之前被进一步膨胀。在一个实施方案中，被配置以进一步冷却引气的再热器(未示出)可以被布置在次级热交换器116和冷凝热交换器120之间。本文所述的三轮(图3)和四轮(图4)ACM ECS包100只是为了说明的目的，且具有另一配置的ACM的ECS包100在本发明的范围内。

再次参照图3和图4所示的ECS包100，包括第一阀152的第一导管150将初级热交换器102的出口140连接到次级热交换器116的入口142。包括第二阀156的第二导管154从次级热交换器116的出口144延伸至飞行器的多个空气负荷128。第一阀152和第二阀156可以是任何类型的阀，包括但不限于例如止回阀、球阀和蝶形阀。第一阀和第二阀可操作地耦合到控制器160，其被配置以使每个阀在第一闭合位置和第二打开位置之间移动。控制器160可耦合到可变入口113以控制周围空气或冲压空气流过初级热交换器102和次级热交换器116。

每个ECS包100被配置成在第一正常模式和第二旁路模式中操作。当ECS包100在第一正常模式中时，第一阀152和第二阀156被闭合使得引气以常规方式流过ACM。当ECS包100在第二旁路模式中时，第一阀152和第二阀156两者至少部分地打开。当第一阀152打开时，大部分的引气将从初级热交换器102直接流到次级热交换器116；然而，小部分的引气将流过压缩机106。当第二阀156打开时，大部分的引气将从次级热交换器116直接流到飞行器的空气负荷128，且只有小部分的引气被提供给涡轮机110。经由第二阀156提供给涡轮机110的少量空气允许ACM以最小操作速度旋转以防止其故障。在一个实施方案中，流到涡轮机110的空气由第二阀156在ECS包100内的位置控制并且也由通过第二阀156的引气的流速控制。

图5更详细图示被配置成从燃气涡轮发动机20供应空气给ECS包100的压缩机引气供应系统200。压缩机引气供应系统200包括预冷器202，其可以用于在将压缩机引气提供给ECS包100之前冷却压缩机引气。预冷器202包括与冷却空气源(例如旁路流动路径74中的旁路气流)流体连通的空气对空气热交换器。

压缩机引气供应系统200包括高压端口204和中压端口206与低压端口208，其被配置以从发动机20的不同部分引气。高压端口204被配置以从发动机20的高线轴32引气且低压端口208被配置以从发动机20的低线轴30引气，例如分别从高压压缩机52与低压压缩机44引气。中压端口206被配置以从发动机20中压力通常大于低压端口208处的空气且低于高压端口204处的空气的一部分引气。在一个实施方案中，中压端口206也被配置以从高压压缩机52的一部分引气。

每个端口204、206、208处的阀可操作地耦合到控制器160。控制器160可以是被配置以操作ECS包100的多个阀152、156的同一控制器，或者替代地，可以是不同的。控制器160被配置以操作控制使引气流入端口204、206、208中的每个的阀。在一个实施方案中，压缩机引气供应系统200的高压端口204、中压端口206和低压端口208中只有一个在任何给定时间是打开的。应当理解，可以使用各种类型的阀和控制策略，包括由系统中由于打开或闭合引气供应系统中的其它阀产生的压力变化来间接控制的止回阀。

在某些飞行状况下，当周围空气的温度和压力与涡轮发动机20的功率设定结合导致低压端口208处引气的温度超过预定阈值(例如450。F)时，控制器160打开中压端口206和低压端口208两者。来自中压端口206、由预冷器202冷却的引气与来自低压端口208的温热引气混合以产生具有低于预定阈值的温度的合成空气混合物。为了减少涡轮发动机20中损失的总效率量，所提供的来自中压端口208的冷空气量是达到合成空气混合物温度低于预定阈值所要求的最小值。

在其它飞行状况下，例如在怠速下降期间，低压端口208处可用的能量不足以给ECS包100供能，甚至当与中间端口206处可用的能量结合时也不足以给ECS包100供能。在这些飞行状况下，控制器160将使引气系统200从高压端口204吸取引气来提供所需的能量以给ECS包100供能。

高压端口204和中压端口206都流体耦接到预冷器202，使得通过任一端口204、206吸取的引气在被提供给ECS包100之前首先通过预冷器202。低压端口208流体耦接至导管212，其从预冷器202的出口210延伸至ECS包100。因为低压端口208处供应的引气通常比来自中压端口206或高压端口204的空气冷，所以低压引气不需要在供应给ECS包100之前进行冷却。因此，来自低压端口208的空气绕过预冷器202且直接供应给ECS包100。在一个实施方案中，阀214被布置在导管212内邻近ECS包100的入口101。控制器160可操作地耦合至阀214并且被配置以调节引气流入ECS包100。

控制器160包括被配置以确定每个引气供应系统200中的哪个压力端口(即高压端口204、中压端口206或低压端口208)打开且也确定什么模式以操作相应ECS包100接收从每个系统200供应的引气的算法。该算法将飞行器的能量优化为一天中的环境状况、飞行器高度和飞行模式(例如爬升、巡航、下降)、发动机操作压力以及所供应的引气与空气负荷128的需求之间的温度差的函数。例如，当引气的温度明显高于针对客舱的空气负荷128的温度需求时，控制器160通常被配置以在第一正常模式中操作ECS包100使得引气可以另外通过ACM冷却。或者，当引气的温度低于或接近空气负荷128的温度需求时，控制器160通常被配置以在第二旁路模式中操作ECS包100。类似地，用于提供引气的每个供应系统200的压力端口204、206、208可以部分基于操作相应ECS包100的ACM所要求的压力来选择。

在一些情况下，如同在常规飞行器中，控制器160可以使用飞行器的每个供应系统200的相同高压端口204、中压端口206或低压端口208以从多个发动机20供应引气给多个相应的ECS包100。因此，多个ECS包100中的每个通常在相同的第一正常模式或第二旁路模式中操作。在另一个实施方案中，控制器160可以使用第一压力端口(例如中压端口206)以从至少一个发动机20供应引气给至少一个相应的ECS包100，并且控制器可以使用不同于第一压力端口的第二压力端口(例如低压端口)以从另一发动机20供应引气给至少另一个ECS包100。在供应系统200使用不同端口的实施方案中，被配置成从第一供应系统200接收引气的ECS包100可以被配置为在第一正常模式或第二旁路模式中操作。类似地，被配置成从第二供应系统200接收引气的ECS包100可以被配置为在与其它ECS包100相同的模式中或不同的模式中操作。

包括压缩机引气供应系统200中的低压端口208以及包括被配置成使通过ECS包100中的ACM的流量最小化的旁路阀，限制引气所要求的额外冷却。飞行器的环境控制系统的效率被改进使得减少了飞行器的燃料燃烧。

在另一个实施方案中，飞行器可以具有ECS系统，其包括由每个涡轮发动机20驱动的两个ECS包100、包括供应系统200，供应系统200被配置成为两个ECS包100中的任一个从三个压力端口204、206和208中的任一个供应引气。控制器160可配置供应系统200以从低线轴压缩机的压力端口208提供引气给两个ECS包100中的一个以在旁路模式中运行，并且从高线轴压缩机的压力端口204或206提供引气以使两个ECS包100中的另一个在正常模式中运行。当两个ECS包100运行在不同模式中时，控制器不对称地操作ECS包。应当理解，多个ECS包的这种不对称操作可以扩展到具有多个发动机的飞行器，每个发动机均具有被配置以在至少两个不同的操作模式中驱动多个ECS包的多个引气端口。通过采取这种飞行器系统水平方法来选择引气端口和在不同模式中操作ECS包，可以优化ECS系统以使所要求的引气最小化来提供需要的客舱增压和调节。

虽然本发明仅结合有限数量的实施方案进行了详细描述，但是应该容易理解的是本发明不限于这些公开的实施方案。相反，可以修改本发明以并入此前未描述的任何数量的变化、改变、替换或等效装置，但这些需与本发明的精神和范围相称。另外，虽然已经描述了本发明的各种实施方案，但是应当理解的是本发明的方面可仅包括所述实施方案中的一些。因此，本发明不应被视为受限于上文的描述，而是仅受限于所附权利要求的范围。

Claims (12)

1.一种环境控制系统(ECS)包，其包括：

初级热交换器；

次级热交换器；

空气循环机，其包括压缩机和涡轮机，所述压缩机流体耦接到所述初级热交换器的出口和所述次级热交换器的入口，并且所述次级热交换器的出口流体耦接到所述涡轮机；

第一导管，其连接所述初级热交换器的所述出口和所述次级热交换器的所述入口，所述第一导管包括第一阀；以及

第二导管，其将所述次级热交换器的所述出口连接到空气负荷，所述第二导管包括第二阀；

其中所述ECS包被配置成在第一正常模式或第二旁路模式中操作，并且其中当所述ECS包在所述第二旁路模式中时，有限部分的引气流过所述空气循环机使得所述空气循环机以最小速度操作。

2.根据权利要求1所述的ECS包，其还包括可操作地耦接到所述第一阀和所述第二阀中的至少一个的控制器，所述控制器被配置成使所述第一阀和所述第二阀在闭合位置和打开位置之间移动。

3.根据权利要求2所述的ECS包，其中当所述ECS包在所述第一正常模式中时，所述第一阀和所述第二阀被闭合使得所述ECS包内的引气流过所述空气循环机。

4.根据权利要求3所述的ECS包，其中当所述ECS包在所述第二旁路模式中时，所述第一阀和所述第二阀至少部分地打开使得流过所述ECS包的大多数引气绕过所述空气循环机。

5.根据权利要求4所述的ECS包，其中所述控制器包括被配置以部分基于发动机引气压力以及输入所述ECS包的冲压空气温度和所述空气负荷的温度的差异来使所述ECS包的能量效率最大化的算法。

6.一种飞行器，其包括：

发动机；

至少两个根据权利要求1到5中的一项所述的环境控制系统(ECS)包，每个ECS包可配置以在至少两种操作模式中操作；

控制器，其被配置成命令所述至少两个环境控制系统包在所述至少两种操作模式中的一种中操作。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其中所述控制器命令所述至少两个环境控制系统包在不同的操作模式中操作。

8.根据权利要求6所述的飞行器，其还包括：

多个发动机；

多个引气供应系统，每个引气供应系统被配置成从所述多个发动机中的一个提供引气给多个ECS包中的至少一个；以及

多个环境控制系统(ECS)包，每个ECS包包括：

初级热交换器；

次级热交换器；

空气循环机，其包括压缩机和涡轮机，所述压缩机流体耦接到所述初级热交换器的出口和所述次级热交换器的入口，所述次级热交换器的出口流体耦接到所述涡轮机；

第一导管，其连接所述初级热交换器的所述出口和所述次级热交换器的所述入口，所述第一导管包括第一阀；以及

第二导管，其将所述次级热交换器的所述出口连接到空气负荷，所述第二导管包括第二阀。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其还包括可操作地耦接到每个ECS的所述第一阀和所述第二阀的控制器，所述控制器被配置成使所述第一阀和所述第二阀在闭合位置和打开位置之间移动。

10.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述多个ECS包中的每个在相同的第一正常模式或第二旁路模式中操作。

11.根据权利要求8所述的飞行器，其中第一ECS包在所述第一正常模式中操作且第二ECS包在所述第二旁路模式中操作。

12.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述控制器包括被配置成将所述飞行器的能量优化为环境状况、飞行高度、飞行模式、发动机操作压力以及所述引气与所述空气负荷的需求的温度差中的至少一个的函数的算法。