CN104709467A - 用于改进低入口压力冷却性能的空气循环机组系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及用于改进低入口压力冷却性能的空气循环机组系统和方法。提供一种用于具有改进的低入口压力冷却性能的飞行器的空气循环机(ACM)组系统。ACM组系统具有空气循环机(ACM)，该空气循环机具有在ACM轴上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机的至少一个压缩机。ACM组系统进一步具有耦接至ACM的至少一个压缩机并且与其流体连通的组式热交换器。ACM系统进一步具有以并联操作路径耦接至ACM的旁路气流组件并且具有旁路气流调节元件。旁路气流组件将通过旁路气流组件所提取的能量传递给ACM以有助于ACM组系统在低入口压力时的冷却性能，从而产生ACM组系统的改进的低入口压力冷却性能。

Description

用于改进低入口压力冷却性能的空气循环机组系统和方法
技术领域
本公开总体上涉及飞行器空气调节系统和方法，更具体地，涉及用于改进在基于引气(bleed air)的飞行器空气调节系统中的空气循环机(ACM)组系统(air cycle machine pack system)的低入口压力冷却性能的系统和方法。
背景技术
一种用于飞行器空气调节系统的典型飞行器空气循环机组(ACM组)可包括一个或者多个热交换器、压缩机以及一个或者多个涡轮机。这些部件的尺寸适合用于在地面上和飞行中的各种冷却和气流标准。从入口至出口的压力差可获得用于操作ACM组的动力，并且出口压力由所规定的飞行器机舱压力限定。因此，当可用的入口压力减小时，ACM组的性能潜能也降低。
当在较高的海拔高度操作时，由于通过相对固定压力比的飞行器引擎引气系统的外部环境气压降低，所以可使用的入口压力减小。当该入口压力降低至机组的冷却性能和气流性能的极限时，气流会减少以维持所需要的冷的输出温度或者输出温度可上升以通过使在涡轮机周围的一些气流迂回来维持所需要的气流。然而，当减少通过ACM组的动力时，压缩机和涡轮机偏离其最佳设计点并且可能变得低效，从而进一步使由于入口压力降低而产生的动力损耗加重。从而致使因入口压力下降而甚至使ACM组性能更大幅度地下降。
近来，FAR(联邦航空条例)就飞行器乘客机舱中每个座位最小气流的规定使得入口压力降低时冷却性能与气流之间的问题复杂化，问题在于如果气流减少，则必须降低诸如货物等非座位用途。因此，ACM组需要被设计成不仅满足下拉性能，而且还满足海拔高度处可见的低入口压力的冷却和气流规定。这就要求平衡功能更为强大的机组的增大尺寸和重量并且由于热负荷、座位数目或者货物而对ACM组要求施加限制。
因此，所需要的是一种用于改进基于引气的飞行器空气调节系统中空气循环机(ACM)组系统的低入口压力冷却性能且同时仍保持所需要的气流的改进飞行器系统和方法。
发明内容
满足了对改进飞行器系统和方法的需求。如在下面细节描述中所讨论的，改进的飞行器系统和方法的实施方式可提供超过现有系统和方法的重要优点。
在一种实施方式中，提供一种用于飞行器的空气循环机(ACM)组系统。ACM组系统具有改进的低入口压力冷却性能。ACM组系统包括空气循环机(ACM)，该空气循环机包括在ACM轴上以串联方式机械地耦接至至少一个涡轮机的至少一个压缩机。ACM组系统进一步包括耦接至ACM的至少一个压缩机并且与ACM的至少一个压缩机流体连通的组式热交换器(pack heat exchanger)。
ACM系统进一步包括以并联操作路径耦接至ACM的旁路气流组件(bypass air flow assembly)。旁路气流组件具有旁路气流调节元件。旁路气流组件将通过旁路气流组件所提取的能量传递至ACM以有助于ACM组系统处于低入口压力时的冷却性能，从而产生ACM组系统改进的低入口压力冷却性能。
在另一实施方式中，提供了一种包括一个或者多个飞行器引擎的飞行器，每个飞行器引擎具有用于生成引气的引气系统。飞行器进一步包括限定具有飞行器机舱的内部体积的机身和与飞行器机舱分离的组分隔舱。
飞行器进一步包括定位在组分隔舱(pack bay)中并且与飞行器机舱流体连通的飞行器空气调节系统。飞行器空气调节系统包括空气循环机(ACM)组系统。
ACM组系统包括空气循环机(ACM)，空气循环机(ACM)包括在ACM轴上以串联方式机械地耦接至至少一个涡轮机的至少一个压缩机。ACM组系统进一步包括耦接至ACM的至少一个压缩机并且与ACM的至少一个压缩机流体连通的组式热交换器。ACM组系统进一步包括以并联操作路径耦接至ACM的旁路气流组件。旁路气流组件具有并联涡轮机阀。旁路气流组件将通过旁路气流组件所提取的能量传递至ACM以注意ACM组系统在低入口压力处的冷却性能，从而产生ACM组系统改进的低入口压力冷却性能。
在另一实施方式中，提供一种用于改进空气循环机(ACM)组系统的低入口压力冷却性能的方法。该方法包括将空气循环机(ACM)组系统安装在飞行器的飞行器空气调节系统中的步骤。ACM组系统包括空气循环机(ACM)，空气循环机(ACM)包括在ACM轴上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机的至少一个压缩机。ACM组系统进一步包括耦接至ACM的至少一个压缩机并且与ACM的至少一个压缩机流体连通的组式热交换器。ACM组系统进一步包括被配置为用于耦接至ACM并且具有旁路气流调节元件的旁路气流组件。
该方法进一步包括以并联操作路径耦接旁路气流组件与ACM的步骤。该方法进一步包括使用旁路气流组件从流经旁路气流组件的气流提取能量以获得所提取的能量的步骤。该方法进一步包括将所提取的能量从旁路气流组件传递至ACM以有助于空气循环机(ACM)组系统在低入口压力处的冷却性能，从而产生空气循环机(ACM)组系统改进的低入口压力冷却性能。
在本公开的各种实施方式中可以独立实现所讨论的特性、功能、以及优点或者在又一些其他实施方式中可对所讨论的特性、功能、以及优点进行组合，参考下列描述和附图可以获得本公开中的进一步细节。
附图说明
参考结合示出了优选的和示例性的实施方式的附图的以下详细描述可更容易地理解本公开，但是附图不一定必须按比例绘制，在附图中：
图1是示出了可以在飞行器的飞行器空气调节系统中整合了本公开的空气循环机(ACM)组系统的实施方式中的一个的飞行器的示意图；
图2是示出了具有用于三轮组(three wheel pack)的并联涡轮机的本公开的空气循环机(ACM)组系统的实施方式的示意图；
图3是示出了具有用于四轮组(four wheel pack)的并联涡轮机阀组件的本公开的空气循环机(ACM)组系统的另一实施方式的示意图；
图4是示出了具有用于三轮组的涡轮压缩机(TC)组件的本公开的空气循环机(ACM)组系统的另一实施方式的示意图；
图5是示出了具有用于三轮组的涡轮压缩机(TC)组件的本公开的空气循环机(ACM)组系统的另一实施方式的示意图；
图6是示出了具有用于三轮组的涡轮压缩机(TC)组件的本公开的空气循环机(ACM)组系统的另一实施方式的示意图；
图7是示出了飞行器的实施方式的功能框图，该飞行器示出了可包括本公开的空气循环机(ACM)组系统的实施方式的飞行器空气调节系统；
图8是示出了示出本公开的方法的实施方式的流程图；
图9是示出了飞行器生产和服务方法的流程图；以及
图10是示出了飞行器的框图。
具体实施方式
在下文中，将参考附图更为全面地描述所公开的实施方式，附图中示出了一些但并非全部公开的实施方式。当然，可以提供多个不同的实施方式并且不得被解释为局限于本公开中所阐述的实施方式。更确切地，所提供的这些实施方式将使本公开更加全面并且将本公开的范围充分传递给本领域技术人员。
现参考附图，图1是示出了可以在飞行器12的飞行器空气调节系统40中整合空气循环机组(ACM组)系统10的实施方式中的一个的飞行器12的示意图。如下面详细讨论的，ACM组系统10(见图2至图6)被设计成改进低入口压力冷却性能。此外，公开了一种用于改进空气循环机(ACM)组系统10(见图2至图6)的低入口压力冷却性能的方法250(见图8)。
如图1中所示，飞行器12具有限定内部体积15的机身13。内部体积15可包括优选地用于乘客或者货物的飞行器机舱14、优选地用于飞行员或者其他机组人员的驾驶舱16、前部电子和设备分隔舱18、前货舱20、后货舱22以及散货舱24。飞行器12的内部体积15可进一步包括额外的货舱或者区域。飞行器机舱14和驾驶舱16是具有对空气进行加压的加压区域，并且前部电子产品和设备舱18、前货舱20、后货舱22以及散货舱24可优选地是具有对空气进行加压的加压区域。
飞行器12进一步包括一个或者多个机翼30(见图1)从其延伸的机翼翼盒28(见图1)。图1示出了从机翼翼盒28延伸的一个机翼30和优选从机翼翼盒28的相对侧向外延伸的另一机翼30(未示出)。如图1所示，机翼30具有诸如燃气涡轮机形式的一个或者多个引擎32。每个引擎32均可具有耦接在引擎32内的一个或者多个引气系统34(见图1)。
如图1中所示，飞行器12的内部体积15进一步包括至少一个组分隔舱36。优选地，飞行器12具有两个组分隔舱36，且一个组分隔舱36被定位在每个机翼30的下方。然而，飞行器12可具有额外的组分隔舱36并且组分隔舱36可定位在飞行器12中另一合适的区域内。组分隔舱36是具有对空气进行加压的加压区域。组分隔舱36的内部可延伸至飞行器整流罩(aircraft fairing)38的内部(见图1)，诸如飞行器翼身整流罩，其是定位在机身13下方以及在机翼30之间的位于飞行器12上的结构。
组分隔舱36和飞行器整流罩38容纳飞行器空气调节系统40(见图1)。如图1所示，飞行器空气调节系统40包括具有入口41、空气循环机(ACM)42以及组式热交换器(HX)44的空气循环机(ACM)组系统10的实施方式。
如图1中所进一步示出的，来自飞行器引擎32的引气系统34(即，气动系统)的引气50可经由引气管52被传递至飞行器空气调节系统40，具体地，传递至飞行器空气调节系统40的ACM组系统10。出于此应用之目的，“引气”意指被吸入到诸如飞行器燃气涡轮引擎的飞行器引擎中的外部空气，其在飞行器引擎的压气阶段被压缩并且被用作飞行器空气调节系统和飞行器空气调节系统的空气循环机(ACM)组的能量源或者动力源并且还可用于飞行器中的其他系统或者部件。如图2至图6中所示，ACM组系统10和飞行器空气调节系统40可被称之为基于引气的系统。
当对飞行器空气调节系统40中的引气50(见图1)进行调节时，其然后可被分布成经由空气管道53(见图1)进入飞行器机舱14(见图1)和飞行器12(见图1)的其他内部体积15(见图1)的调节后的空气供应46(见图1)，以用于飞行器内部温度和湿度控制、通风以及加压。调节后的空气供应46(见图1)可被排放到外部周围环境或者再流通返回至飞行器空气调节系统40(见图1)。如图1中所示，飞行器12进一步包括用于允许流出空气48a、48b从飞行器12流出的一个或者多个流出空气阀47a、47b。流出空气48a、48b(见图1)可包括机舱流出空气和/或来自飞行器12(见图1)的其他区域的其他流出空气。
如图1中进一步示出的，冲压空气(ram air)60可经由冲压空气系统58从飞行器12的外部被吸入到飞行器空气调节系统40的ACM组系统10中。冲压空气60(见图1)用于冷却被吸入到ACM组系统10(见图1)的引气50(见图1)，反之，可以冷却至飞行器机舱14(见图1)的调节后的空气供应46(见图1)。出于本申请之目的，“冲压空气”意指由于飞行器自身的移动而产生的飞行器的外部周围环境的空气，其经由冲压空气入口被吸入飞行器中并且用于冷却被吸入到空气循环机(ACM)组系统的引气，并且反之可用于冷却供应至飞行器机舱的调整后的空气的外部周围空气。冲压空气60(见图1)可用作用于冲压空气系统58(见图1)的组式热交换器(HX)44(见图1)的冷源(heat sink)。
如图1中所示，冲压空气系统58包括冲压空气入口62和冲压空气入口管道64，用于将诸如以冲压入口空气60a(见图2)形式的冲压空气60吸入或者引入到ACM组系统10中，并且具体地吸入或者引入至组式热交换器(HX)44中并且通过组式热交换器(HX)44。如图1中所示，冲压空气系统58进一步包括冲压空气出口管道66和冲压空气出口68，用于将诸如以冲压出口空气60b(见图2)形式的冲压空气60排放到ACM组系统10外部(具体地，排放到组式热交换器(HX)44外部)。
如图1中进一步示出的，飞行器12进一步包括根据需要可操作性地耦接或者连接至ACM组系统10以控制并且操作ACM组系统10的一个或多个控制系统54(见图1、图7)。一个或多个控制系统54(见图1)可定位在驾驶舱16中(见图1)或者飞行器12(见图1)中的另一合适的位置处。例如，一个或多个控制系统54(见图1)可用于启用和禁用各个阀、开关、风扇以及其他各种部件，从而控制并且调节例如气流量、气流的温度和压力、湿度、通风以及其他合适的特性。例如，一个或多个控制系统54(见图1)可包括具有集成空气供应控制系统以及机舱空气调整和温度控制系统的环境控制系统、机械控制系统、气动控制系统、液压控制系统、电力控制系统或者另一合适的控制系统中的一个或多个。
控制系统54优选地包括一个或者多个控制器56(见图1、图7)。控制器56(见图1)还可被定位在驾驶舱16(见图1)中或者飞行器12(见图1)的另一合适的位置处。控制系统54(见图1)和控制器56(见图1)可经由一个或者多个有线控制线(未示出)或者经由无线耦接或者连接(未示出)耦接或者连接至ACM组系统10(见图1)。控制器56(见图1)可包括具有关联软件的计算机处理设备、具有关联软件的集成空气系统控制器、具有数字计算机和关联软件的数字电子控制器、具有模拟计算机和关联软件的模拟电子控制器、具有继电器逻辑电路和可编程逻辑控制器或者计算机的气动控制器、具有空气逻辑控制和可编程逻辑控制器或者计算机的气动控制器、具有固线式继电器逻辑和可编程逻辑控制器或者计算机的液压控制器或者另一合适控制器中的一个或多个。
飞行器12(见图1)进一步包括可将动力提供给ACM组系统10(见图1)的一个或者多个部件的一个或多个动力系统57(见图7)。驱动ACM组系统10(见图1)的一个或者多个部件的一个或多个动力系统57可包括机械或者轴动力、气动动力、电动力、液压动力或者另一合适的动力系统中的一个或多个。
在一个实施方式中，提供了一种用于飞行器12(见图2至图6)的空气循环机(ACM)组系统10(见图2至图6)。ACM组系统10(见图2至图7)具有改进的低入口压力冷却性能168(见图7)。图2至图6示出了优选安装在飞行器12(见图1至图6)的组分隔舱36(见图1)中的飞行器空气调节(AC)系统40中的创造性ACM组系统10的各种实施方式。ACM组系统10(见图2至图6)优选地被设计成在基于引气的空气调节系统中使用。具体地，诸如在飞行器12处于巡航模式期间，当引气50(见图7)的入口压力166(见图7)较低时，ACM组系统10(见图2至图6)是有用的。
ACM组系统10(见图2至图6)可被安装在使用基于引气的空气调节系统的新型飞行器中或者可被改装成使用基于引气的空气调节系统的现有飞行器。无论飞行器是新型设计或者现有设计，ACM组系统10(见图2至图6)的一个实施方式的特定应用超过另一个取决于飞行器的架构和尺寸或者飞行器的设计考虑因素。
图2至图6示出了具有空气循环机(ACM)42和组式热交换器(HX)44的ACM组式系统10的实施方式。ACM组式系统10(见图2至图6)包括空气循环机(ACM)42(见图2至图6)，空气循环机(ACM)42包括至少一个压缩机72(见图2至图6)，该压缩机在ACM轴78a(见图2至图6)上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机74(见图2至图6)。
如本文中使用的，术语“空气循环机(ACM)组”意指调节旨在向飞行器供应加压空气的设备或者系统，其中，经由冷却循环系统调节加压空气的温度，并且其中，经由湿度控制系统调节加压空气的湿度。ACM组系统10可包括诸如本领域中已知的阀、管道、控制器以及其他部件的另外的部件。贯穿飞行器的整个操作，本文中所公开的飞行器空气调节系统40(见图1)的实施方式中使用的ACM组系统10(见图2至图6)提供了对飞行器12(包括在海平面高度和巡航高度时)(见图1)的加压、通风、以及温度和湿度控制。
在图2中所示的一个实施方式中，空气循环机(ACM)42包括具有一个压缩机72的三轮组70，该压缩机在ACM轴78上机械式地串联耦接至一个涡轮机74。在另一实施方式中，如图3所示，空气循环机(ACM)42包括四轮组120，该四轮组具有在ACM轴78a上以串联的方式机械式地耦接的压缩机72、第一涡轮机74a以及第二涡轮机74b。组式热交换器(HX)44(见图2至图6)优选地耦接至ACM 42(见图2至图6)的至少一个压缩机72(见图2至图6)并且与其流体连通。组式热交换器44(见图2至图6)优选地包括一级热交换器(PHX)92(见图2至图6)和二级热交换器(SHX)94(见图2至图6)。ACM组系统10(见图2至图6)中还可使用额外的热交换器。
ACM组系统10(见图2至图7)进一步包括并联耦接操作路径84(见图2、图3)的ACM 42(见图2-3)的旁路气流(BAF)组件11(见图2至图7)。在一种实施方式中，旁路气流组件11(见图2、图3)机械能式的传递旁路气流组件11a(见图7)。在另一实施方式中，旁路气流组件11(见图4至图6)是气动能式的传递旁路气流组件11b(见图7)。
旁路气流组件11(见图2至图7)具有旁路气流调节元件86，诸如以并联涡轮机阀(PTV)86a的形式。旁路气流组件11(见图2至图7)将通过旁路气流组件11(见图2至图7)所提取的能量传递至ACM 42(见图2至图7)以助于空气循环机(ACM)组系统10(见图2至图7)在低入口压力167(见图7)处的冷却性能，诸如低入口气压，从而产生空气循环机(ACM)组系统10(见图2至图7)改进的低入口压力冷却性能168(见图7)。当飞行器12(见图1)处于飞行操作的巡航模式时，ACM组系统10(见图1)的入口41(见图1)处的低入口压力167(见图7)通常为约30 psi(磅/平方英寸)。飞行过程中操作的巡航模式可以是通常在约30000英尺以上的高海拔高度巡航。然而，入口41(见图1)处的低入口压力167(见图7)可取决于飞行器12(见图1)的推力和操作条件。当飞行器12(见图1)处于操作的地面模式时，ACM组系统10(见图1)的入口41处(见图1)的入口压力166(见图7)通常可以为约50 psi。
图2是示出了本公开中具有用于三轮组70的并联涡轮机75的诸如以ACM组系统10a形式的空气循环机(ACM)组系统10的实施方式的示意图。在如图2中所示的实施方式中，该空气循环机(ACM)42包括具有一个压缩机72的三轮组70，该压缩机在轴78(诸如，ACM轴78a)上以串联方式机械地耦接至一个涡轮机74(诸如，第一涡轮机74a)。
在本实施方式中，如图2中所示，旁路气流组件11包括机械地耦接至轴78(诸如，涡轮机轴78b)的涡轮机74(诸如，第二涡轮机74b)。优选地，涡轮机74(见图2)是并联涡轮机75(见图2)。
在本实施方式中，旁路气流组件11(见图2)进一步包括将涡轮机轴78b(见图2)连接至ACM轴78a(见图2)的机械驱动元件80(见图2)，从而驱动并联操作路径84(见图2)中的ACM 42(见图2)的第一涡轮机74a(见图2)和旁路气流组件11(见图2)的并联涡轮机75(见图2)。机械驱动元件80(见图2)可以是机械轴80a(见图2)、齿轮轴80b(见图7)或者用于机械驱动ACM 42(见图2)的涡轮机74(见图2)(诸如，以第一涡轮机74a(见图2)的形式)和并联涡轮机75(见图2)的另一合适元件的形式。机械驱动元件80(见图2)提供了一种将机械能170a(见图7)从并联涡轮机75(见图2)传递至ACM 42(见图2)的压缩机72(见图2)的方式。机械驱动元件80(见图2)提供一种用于驱动第一涡轮机74a(见图2)和并联涡轮机75(见图2)以允许动力转换的方式。如图2中所示，机械驱动元件80的第一端82a连接至涡轮机轴78b，并且机械驱动元件80的第二端82b连接至ACM轴78a，从而驱动并联操作路径84中的ACM 42的涡轮机74和旁路气流组件11的并联涡轮机75并且将机械能170a从旁路气流组件11传递至ACM 42。
旁路气流组件11(见图2)进一步包括各种连接的旁路管道，其包括旁路管道90(见图2)，该旁路管道通过并联涡轮机75(见图2)从一级热交换器92(见图2)转移作为旁路气流172(见图2)的出口空气96(见图2)。PTV旁路管道88(见图2)可从并联涡轮机75(见图2)被添加到ACM 42和第一涡轮机出口空气114a管道，并且PTV 86a(见图2)优选地耦接至PTV旁路管道88(见图2)。
在本实施方式中，优选地，诸如并联涡轮机阀(PTV)86a(见图2)形式的旁路气流调节元件86(见图2)经由PTV旁路管道88(见图2)耦接至并联涡轮机75(见图2)。PTV 86a(见图2)在PTV 86a(见图2)打开以允许并联涡轮机75(见图2)与第一涡轮机74a(见图2)并联操作时将来自涡轮机轴78b的动力转移提供给ACM轴78a。
并联涡轮机75(见图2)允许压缩机72(见图2)以更为高效的设计设置进行操作。当通过引气50(见图2)提供更多的气流时，其作为旁路气流172被转移至并联涡轮机75(见图2)并且所提取的能量170(见图7)被恢复用于操作压缩机72(见图2)或者ACM组系统10(见图2)内的其他部件。
因此，并联涡轮机75(见图2)在ACM组系统10内(见图2)将额外的能量或者动力驱动给压缩机72(见图2)或者其他部件，并且当压缩机72(见图2)获得能量或者动力上的增加超过其通常所具有的能量或者动力时，压缩机72(见图2)可从来自飞行器引擎32(见图2)并且处于相同入口压力166(见图7)处的引气50(见图2)抽出或者吸收更多的气流。通过运行并联涡轮机75上(见图2)的旁路气流172，可将额外的能量或者动力推回至ACM组系统10的ACM 42(见图2)或者其他部件中，从而允许ACM组系统10具有增加的效率和增强的冷却性能。
图2示出了从飞行器引擎32的引气系统34中经由引气管道52流入组式热交换器44的一级热交换器92的引气50。如图2中所进一步示出的，外部空气96通过管道98流入ACM 42的压缩机72。外部空气96(见图2)在压缩机72中(见图2)被压缩并且经由管道102被排放为压缩机出口空气100(见图2)。如图2中所进一步示出的，压缩机出口空气100通过流入二级热交换器94的冲压入口空气60a而在二级热交换器94中得到冷却并且作为被可选地通过风扇76所进一步推动的冲压出口空气60b流出。
图2进一步示出了经由管道104a、104b、104c流动通过包括冷凝器热交换器108和水收集器110的水分离系统106并且作为膨胀通过第一涡轮机74a的第一涡轮机入口空气112a而被排放以及作为第一涡轮机出口空气114a被排放的冷却压缩机出口空气100a，从而获得经由空气管道53流入飞行器机舱14的调节后的空气供应46。
图3是示出了本公开中具有用于四轮组120的的并联涡轮机阀组件118的诸如ACM组系统10b形式的空气循环机(ACM)组系统10的另一实施方式的示意图。在本实施方式中，如图3中所示，空气循环机(ACM)42包括四轮组120，该四轮组具有在ACM轴78a上以串联的方式机械地耦接的压缩机72和两个涡轮机74(诸如，以第一涡轮机74a和第二涡轮机74b形式)。
在本实施方式中，诸如以旁路机械能传递旁路气流组件11a(见图7)形式的旁路气流组件11(见图3)包括耦接至ACM 42(见图3)的并联涡轮机阀组件118(见图3)。并联涡轮机阀组件118(见图3)优选地包括压缩机旁路阀(CBV)122(见图3)、隔离阀(ISOV)128(见图3)、诸如四轮组检验阀132a(见图3)的检验阀132(见图3)以及诸如并联涡轮机阀(PTV)86a(见图3)形式的旁路气流调节元件86(见图3)。
旁路气流组件11(见图3)进一步包括各种连接性的旁路管道，其包括CBV旁路管道124(见图3)，该CBV旁路管道通过第一涡轮机74a(见图3)从一级热交换器92(见图3)转移作为旁路气流172(见图3)的出口空气96(见图3)。CBV 122(见图3)优选地耦接至CBV旁路管道124。可以添加PTV旁路管道126(见图3)，PTV旁路管道126将旁路气流172从第一涡轮机74a(见图3)转移至具有变成调节后的空气供应46的第二涡轮机出口空气114b的空气管道53。PTV 86a(见图3)优选地耦接至PTV旁路管道126(见图3)。
当图3中所示的容纳ACM组系统10b的飞行器12处于操作的巡航模式时，ISOV 128开启直至并联涡轮机阀组件118准备以并联方式运行。在HAV 136(见图3)开启时，ISOV 128(见图3)关闭，CBV 122(见图3)开启以在第一涡轮机74a上运行旁路气流172，并且PTV 86a(见图3)逐渐开启，从而阻止在随着入口压力下降而保持气流的同时阻止冷却的损耗。检验阀132(见图3)进行检验以确保气流不流向错误的方向。PTV 86a(见图3)在开启时有效地使第一涡轮机74a与第二涡轮机74b对准。因此，在HAV 136(见图3)开启时未使用的第一涡轮机74a(见图3)重新执行任务并且通过并联涡轮机阀组件118(见图3)以并联方式使用。当CBV 122(见图3)和PTV 86a(见图3)开启时，ISOV 128(见图3)关闭。
图3示出了经由引气管道52从飞行器引擎32中的引气系统34流入组式热交换器44的一级热交换器92中的引气50。如图3中所进一步示出的，出口空气96流动通过管道98至ACM 42的压缩机72。出口空气96(见图3)在压缩机72中(见图2)被压缩并且经由管道102(见图3)被排出作为压缩机出口空气100(见图2)。如图3中所进一步示出的，压缩机出口空气100(见图3)通过流入二级热交换器94(见图3)的冲压入口空气60a(见图3)在二级热交换器94(见图3)中的到冷却并且作为可选地通过风扇76(见图2)进一步推动的冲压出口空气60b(见图3)而流出。
图3进一步示出了经由管道104a、104b、104c流经包括冷凝器热交换器108和水收集器110的水分离系统106并且作为第一涡轮机74a的第一涡轮机入口空气112a或者第二涡轮机74b的第二涡轮机入口空气112b被排放的冷却压缩机出口空气100a。当ISOV 128(见图3)开启而HAV 136(见图3)关闭时，第一入口空气112a(见图3)经由ISOV管道130(见图3)流动通过ISOV 128(见图3)。第一涡轮机入口空气112a(见图3)膨胀通过第一涡轮机74a(见图3)并且作为第一涡轮机出口空气114a(见图3)被排出，并且经由检验阀管道134(见图3)流动通过检验阀132(见图3)，诸如以四轮组检验阀132a(见图3)形式。
当ISOV 128(见图3)关闭并且HAV 136(见图3)开启时，第二涡轮机入口空气112b(见图3)流动通过HAV管道138(见图3)。第二涡轮机入口空气112b(见图3)膨胀通过第二涡轮机74b(见图3)并且作为第二涡轮机出口空气114b(见图3)被排出，以获得经由空气管道53(见图3)流入飞行器机舱14(见图3)的调节后的空气供应46(见图3)。
图4是示出了具有用于三轮组70的涡轮压缩机(TC)组件150的本公开的第一实施方式的诸如以ACM组系统10c形式的空气循环机(ACM)组系统10的另一实施方式的示意图。
在图4中所示的实施方式中，空气循环机(ACM)42包括具有一个压缩机72(诸如以第一压缩机72a形式)的三轮组70，该压缩机在轴78(诸如ACM轴78a)上以串联的方式机械地耦接至一个涡轮机74(诸如以第一涡轮机74a形式)。
在本实施方式中，诸如气动能量传递旁路气流组件11b(见图7)形式的旁路气流组件11(见图4)包括耦接至再生式热交换器156和检验阀132的涡轮压缩机(TC)组件150，诸如三轮组检验阀132b。TC组件150、再生式热交换器156以及检验阀132皆耦接至ACM 42。在本实施方式中，诸如以并联涡轮机阀(PTV)86a形式的流调节元件86经由PTV管道88耦接至TC组件150。
旁路气流组件11(见图4)进一步包括各种连接性旁路管道，其包括旁路管道152(见图4)，该旁路管道通过TC涡轮机77(见图4)从一级热交换器92(见图4)转移作为旁路气流172a(见图4)的出口空气96(见图4)。从TC涡轮机77(见图4)可将PTV旁路管道88(见图4)添加到ACM 42(见图4)和第一涡轮机出口空气管道114a，并且PTV 86a(见图4)优选地耦接至PTV旁路管道(见图4)。
旁路气流组件11(见图4)进一步包括旁路管道154(见图4)，旁路管道154经由管道158通过TC压缩机73(见图4)并且通过再生式热交换器156从一级热交换器92(见图4)传递作为旁路气流172b(见图4)的出口空气96(见图4)。可以添加一个或者多个再生式热交换器156，以降低压缩机72a(见图4)的温度，从而使压缩机72a更为高效。
在本实施方式中，将气动动力或者能量从旁路气流组件11传递至ACM 42(见图4)，旁路气流172a(见图4)经由旁路管道152在TC涡轮机77(见图4)上流通。此外，旁路气流172b经由旁路管道154流入TC压缩机73并且在其流入上升至第一压缩机72a时压力增加。再生式热交换器156(见图4)传递热量162(Q)(见图4)，因此，第一压缩机72a(见图4)获得较低的入口温度(见图4)，并且再生式热交换器156(见图4)还对进入第一涡轮机74a(见图4)的空气进行加热，从而也使得其更为高效。
在本实施方式中，将涡轮压缩机组件150(见图4)添加到三轮组70(见图4)，在一级热交换器92(见图4)之后在点144处(见图4)引入旁路气流172a(见图4)。在气动能170b(见图7)传递实施方式中，PTV 86a(见图4)逐渐开启以在入口压力降低保持流动的同时阻止冷却损失。
图4示出了从飞行器引擎32的引气系统34中经由引气管道52流入组式热交换器44的一级热交换器92的引气50。如图4中所进一步示出的，出口空气96通过管道98并且通过检验阀132(诸如，三轮组检验阀132b)流入ACM 42的压缩机72(诸如，第一压缩机72a)。出口空气96(见图4)被压缩在压缩机72中(见图4)并且经由管道102(见图4)作为压缩机出口空气100(见图4)被排放。如图4中所进一步示出的，压缩机出口空气100通过流入二级热交换器94并且作为通过风扇76(见图4)可选地被进一步促动的重压出口空气60b而流出的冲压入口空气60a而在二级热交换器94中得到冷却。
图4进一步示出了经由管道104a、104b、104c流经包括冷凝器热交换器108和水收集器110并且作为膨胀通过第一涡轮机74a的第一涡轮机入口空气112a被排出和作为第一涡轮机出口空气114a排出的冷却压缩机出口空气100a，以获得经由空气管道53流入飞行器机舱14的调节后的空气供应46。
图5是示出了本公开中具有用于三轮组70的涡轮压缩机(TC)组件第二实施方式的诸如ACM组系统10d形式的空气循环机(ACM)组系统10的另一实施方式的示意图。
在图5中所示的实施方式中，空气循环机(ACM)42包括具有机械地耦接至在轴78(诸如，ACM轴78a)上串联的一个涡轮机74(诸如，第一涡轮机74a形式)的一个压缩机72(诸如，第一压缩机72a形式)的三轮组70。
在本实施方式中，诸如气动能传递旁路气流组件11b(见图7)形式的旁路气流组件11(见图5)包括耦接至再生式热交换器156和检验阀132的涡轮压缩机(TC)组件150，诸如，三轮组检验阀132b。TC组件150、再生式热交换器156、以及检验阀132皆耦接至ACM 42。在本实施方式中，诸如并联涡轮机阀(PTV)86a形式等流调节元件86经由PTV管道88耦接至TC组件150。
旁路气流组件11(见图5)进一步包括各种连通性旁路管道，其中包括旁路管道154(见图5)，旁路管道154经由管道158通过TC压缩机73(见图5)并且通过再生式热交换器156从一级热交换器92(见图5)传递作为旁路气流172b(见图5)的出口空气96(见图5)。
PTV旁路管道88(见图5)可从TC涡轮机77(见图5)被添加到ACM 42(见图5)和第一涡轮机出口空气管道114a，并且PTV 86a(见图5)优选耦接至PTV旁路管道88(见图5)。
另外，从二级热交换器94添加旁路管道164(见图5)，旁路管道164通过TC涡轮机77(见图5)从二级热交换器94(见图5)传递作为旁路气流172a(见图5)的冷却压缩机出口空气100a(见图5)。
在本实施方式中，将气动动力或者能量从旁路气流组件11传递至ACM 42(见图5)，旁路气流172a(见图5)经由旁路管道164在TC涡轮机77上(见图5)上流通。此外，旁路气流172b经由旁路管道154流入TC压缩机73并且在其流入上升至第一压缩机72a时压力增加。再生式热交换器156(见图5)传递热量162(见图2)，因此，第一压缩机72a(见图5)获得较低的入口温度(见图5)并且再生式热交换器156(见图5)还对进入第一涡轮机74a(见图5)的空气进行加热，从而也使得其更为高效。
在本实施方式中，将涡轮压缩机组件150(见图5)添加到三轮组70(见图5)，当气流被冷却并且具有低压时，在二级热交换器94(见图5)之后在点146处(见图4)引入旁路气流172a(见图5)。在气动能170b(见图7)传递实施方式中，PTV 86a(见图5)逐渐开启以在入口压力降低保持流动的同时阻止冷却损失。
图5示出了从飞行器引擎32的引气系统34中经由引气管道52流入组式热交换器44的一级热交换器92的引气50。如图5中所进一步示出的，出口空气96通过管道98并且通过检验阀132(诸如，三轮组检验阀132b)流入ACM 42的压缩机72(诸如，第一压缩机72a)。出口空气96(见图4)被压缩在压缩机72中(见图4)并且经由管道102(见图4)作为压缩机出口空气100(见图4)被排放。如图4中所进一步示出的，压缩机出口空气100通过流入二级热交换器94并且作为通过风扇76(见图4)可选地被进一步促动的重压出口空气60b而流出的冲压入口空气60a而在二级热交换器94中得到冷却。
图5进一步示出了经由管道104a、104b、104c流经包括冷却器热交换器108和水收集器110的水分离系统106的冷却压缩机出口空气100a，流经再生式热交换器156，并且流经管道160并且作为第一涡轮机入口空气112a被排放。第一涡轮机入口空气112a膨胀通过第一涡轮机74a并且作为第一涡轮机出口空气114a被排出，以获得经由管道53流入飞行器机舱14的调节后的空气供应46。
图6是示出了具有用于三轮组70的涡轮压缩机(TC)组件150的本公开的第三实施方式的诸如ACM组系统10e形式的空气循环机(ACM)组系统10的另一实施方式的示意图。
在图6中所示的实施方式中，空气循环机(ACM)42包括具有在轴78(诸如，ACM轴78a)上以串联的方式机械地耦接至一个涡轮机74(诸如，第一涡轮机74a形式)的一个压缩机72(诸如，第一压缩机72a形式)的三轮组70。
在本实施方式中，诸如气动能传递旁路气流组件11b(见图7)形式的旁路气流组件11(见图6)包括耦接至再生式热交换器156和检验阀132的涡轮压缩机(TC)组件150，诸如三轮组检验阀132b。TC组件150、再生式热交换器156、以及检验阀132皆耦接至ACM 42。在本实施方式中，诸如并联涡轮机阀(PTV)86a形式等流调节元件86经由PTV管道88耦接至TC组件150。
旁路气流组件11(见图6)进一步包括各种连通性旁路管道，其中包括旁路管道154(见图6)，旁路管道154经由管道158通过TC压缩机73(见图6)并且通过再生式热交换器256从一级热交换器92(见图6)传递作为旁路气流172b(见图6)的出口空气96(见图6)。一个或者多个再生式热交换器156可被添加到压缩机72a(见图6)，以降低压缩机72a(见图6)处的温度，从而使得压缩机72a更为高效。
PTV旁路管道88(见图6)可从TC涡轮机77(见图6)被添加到ACM 42(见图6)和第一涡轮机出口空气管道114a，并且PTV 86a(见图5)优选地耦接至PTV旁路管道88(见图6)。
另外，在热交换器(包括一级热交换器92、二级热交换器94、一级再生式热交换器156)通过TC涡轮机77(见图6)从水分离系统106和再生式热交换器156(见图6)传递作为旁路气流172a(见图6)的第一涡轮机入口空气112a(见图6)之后，添加旁路管道161(见图6)。
在本实施方式中，将气动动力或者能量170b(见图7)从旁路气流组件11传递至ACM 42(见图6)，旁路气流172a(见图6)经由旁路管道161流入TC涡轮机77(见图6)。此外，旁路气流172b经由旁路管道154(见图6)流入TC压缩机73(见图6)并且在其流入上升至第一压缩机72a(见图6)时压力增加。再生式热交换器156(见图5)传递热量162(Q)(见图6)，因此，第一压缩机72a(见图6)获得更低的入口温度(见图6)并且再生式热交换器156(见图6)还对进入第一涡轮机74a(见图6)的空气进行加热，从而也使得其更为高效。
在本实施方式中，将涡轮压缩机组件150(见图6)添加到三轮组70(见图6)，当气流处于其最低压力时，在再生式热交换器156(见图6)之后在点148处(见图6)引入旁路气流172a(见图6)。在气动能170b(见图7)传递实施方式中，PTV 86a(见图6)逐渐开启以在入口压力降低保持流动的同时阻止冷却损耗。
图6示出了从飞行器引擎32中的引气系统34经由引气管道52流入组式热交换器44的一级热交换器92的引气50。如图6中进一步示出的，出口空气96通过管道98并且通过检验阀132(诸如，三轮组检验阀132b)流入ACM 42的压缩机72，诸如，第一压缩机72a。出口空气96(见图6)被压缩在压缩机72中(见图6)并且经由管道102(见图6)作为压缩机出口空气100(见图6)被排放。如图6中进一步示出的，压缩机出口空气100通过流入二级热交换器94并且作为通过风扇76(见图6)可选地被进一步促动的冲压出口空气60b而流出的冲压入口空气60a而在二级热交换器94中得到冷却。
图6进一步示出了经由管道104a、104b、104c流经包括冷凝器热交换器108和水收集器110的水分离系统106并且流经管道160并且作为第一涡轮机入口空气112a被排放的冷却压缩机出口空气100a。第一涡轮机入口空气112a(见图6)膨胀通过第一涡轮机74a(见图6)并且作为第一涡轮机出口空气114a(见图6)被排放以获得经由空气管道53(见图6)流入飞行器机舱14(见图6)的调节后的空气供应46(见图6)。此外，第一涡轮机入口空气112a(见图6)通过第一涡轮机74a(见图6)并且经由旁路管道161(见图6)作为旁路气流172a(见图6)流入第二涡轮机74b(见图6)，诸如，TC涡轮机77(见图6)形式。旁路气流172a(见图6)通过第二涡轮机74b(见图6)并且通过PTV 86a(见图6)流入ACM 42(见图6)和第一涡轮机出口空气114a(见图6)，以获得经由空气管道53(见图6)流入飞行器机舱14(见图6)的调节空提供应46。
如上所述，在另一实施方式中，提供了一种具有空气循环机(ACM)组系统10的实施方式的飞行器12。图7是示出了可包括空气循环机(ACM)组系统10的一个或多个实施方式的飞行器空提系统40的飞行器12的一种实施方式的功能框图。
如图7中所示，飞行器12包括一个或者多个飞行器引擎32，每个飞行器引擎32均优选地具有用于产生引气50的引气系统34。飞行器12可进一步包括至少一个机翼30。然而，飞行器12还可包括具有旋翼但不具有机翼的旋翼飞行器。如图7中所示，飞行器12进一步包括限定具有飞行器机舱14和与飞行器机舱14分离的组分隔舱36的内部体积15(见图1)的机身13。如图7进一步示出的，飞行器12进一步包括定位在组分隔舱36内并且与飞行器机舱14流体连通的飞行器空气调节系统40。飞行器空气调节系统40包括空气循环机(ACM)组系统10。
如上所述，ACM组系统10包括空气循环机(ACM)42，空气循环机包括在ACM轴78a上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机74的至少一个压缩机72。ACM组系统10进一步包括耦接至ACM 42的至少一个压缩机72并且与其流体连通的组式热交换器44。ACM组系统10进一步包括与操作路径84并联地耦接至ACM 42的旁路气流组件11(见图2至图7)。旁路气流组件11(见图2至图7)具有并联涡轮机阀86a。旁路气流组件11(见图2至图7)将通过旁路气流组件11(见图2至图7)所提取的能量传递至ACM 42，以有助于ACM组系统10在诸如低入口气压的低入口压力167处(见图7)的冷却性能，从而产生ACM组系统10改进的低入口压力冷却性能168(见图7)。
如上所述，在图2中所示的一个实施方式中，空气循环机(ACM)42包括具有在ACM轴78上以串联的方式机械地耦接至一个涡轮机74的一个压缩机72的三轮组70。在另一实施方式中，如图3所示，空气循环机(ACM)42包括具有在ACM轴78a上以串联方式机械地耦接的压缩机72、第一涡轮机74a以及第二涡轮机74b的四轮组120。
在图2中所示的一种实施方式中，旁路气流组件11包括耦接至涡轮机轴78b的并联涡轮机75。在本实施方式中，旁路气流组件11进一步包括将涡轮机轴78b连接至ACM轴78a的机械驱动元件80，从而驱动并联操作路径中ACM 42的涡轮机74和旁路气流组件11的并联涡轮机75并且将机械能170a(见图7)从旁路气流组件11传递至ACM 42。机械驱动元件80可包括机械轴80a、齿轮轴80b以及用于机械驱动ACM 42的涡轮机74和并联涡轮机75的另一合适的元件。在本实施方式中，优选地，诸如并联涡轮机阀(PTV)86a形式的旁路气流调节元件86耦接至并联涡轮机75。
在另一实施方式中，如图3中所示，诸如旁路机械能传递旁路气流组件11a形式等旁路气流组件11包括耦接至ACM 42的并联涡轮机阀组件118，其中，ACM 42是四轮组120。并联涡轮机阀组件118优选包括压缩机旁路阀(CNV)122、隔离阀(ISOV)128、检验阀132a、以及并联涡轮机阀(PTV)86a。并联涡轮机阀组件118将机械能170a(见图7)从旁路气流组件11传递至ACM 42。
在另一实施方式中，如图4中所示，诸如传递气动能的旁路气流组件11b形式的旁路气流组件11包括耦接至再生式热交换器156和检验阀132b的涡轮压缩机组件150，涡轮压缩机组件150以及再生式热交换器156和检验阀132b皆耦接至ACM 42。在本实施方式中，诸如并联涡轮机阀(PTV)86a形式等流调节元件86耦接至涡轮压缩机组件150。在本实施方式中，涡轮压缩机组件150将气动能170b从旁路气流组件11传递至ACM 42。
在另一实施方式中，提供一种用于改进空气循环机(ACM)组系统10(见图1至图7)的低入口压力冷却性能168(见图7)的方法250。图8是示出了本公开的方法250的实施方式的流程图的示图。
如图8中所示，方法250包括将空气循环机(ACM)组系统10、10a至10e(见图1至图7)安装在飞行器(见图1、图7)的飞行器空气调节系统40(见图7)中的步骤252。如下面所详细讨论的，ACM组系统10、10a至10e(见图1至图7)包括空气循环机(ACM)42(见图1至图7)，空气循环机(ACM)42包括在ACM轴78a(见图2至图7)上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机74(见图2至图7)的至少一个压缩机72(见图2至图7)。ACM组系统10、10a至10e(见图1至图7)进一步包括耦接至ACM 42(见图1至图7)的至少一个压缩机72(见图2至图7)并且与其流体连通的组式热交换器(HX)44(见图1至图7)。ACM组系统10、10a至10e(见图1至图7)进一步包括被配置为用于耦接至ACM(见图1至图7)并且具有旁路气流调节元件86(见图2至图7)的旁路气流组件11(见图2至图7)。
在一个实施方式中，安装步骤252包括安装ACM 42(见图2、图4至图6)，ACM 42包括三轮组70(见图2、图4至图6)，该三轮组具有以串联方式机械地耦接至ACM轴78a(见图2、图4至图6)上的一个涡轮机74(见图2、图4至图6)的一个压缩机(见图2、图4至图6)。安装步骤252可进一步包括将旁路气流组件11(见图2、图4至图6)安装在三轮组70上(见图2、图4至图6)。在一个实施方式中，旁路气流组件11(见图2)包括耦接至涡轮机轴78b(见图2)的并联涡轮机75(见图2)。机械驱动元件80(见图2)优选地安装在并联涡轮机75(见图2)与ACM 42(见图2)之间。更优选地，机械驱动元件80(见图2)的第一端82a(见图2)连接至涡轮机轴78b(见图2)，并且机械驱动元件80(见图2)的第二端82b(见图2)连接至ACM轴78a(见图2)，从而驱动并联操作路径84(见图2)中ACM 42(见图2)的涡轮机74(见图2)和旁路气流组件11(见图2)的并联涡轮机75(见图2)并且将机械能170a(见图7)从旁路气流组件11(见图2)传递至ACM 42(见图2)。
在将旁路气流组件11(见图4至图6)安装至三轮组70(见图4至图6)的另一实施方式中，安装步骤252可进一步包括安装旁路气流组件11(见图4至图7)，旁路气流组件11包括耦接至三轮组70(见图4至图6)的涡轮压缩机(TC)组件150(见图4至图6)。TC组件150(见图4至图6)优选地耦接至再生式热交换器(HX)156(见图4至图6)和检验阀132b(见图4至图6)，所有的皆耦接至ACM 42(见图4至图6)。此外，包括并联涡轮机阀86a(见图4至图6)的气流调节元件86(见图4至图6)耦接至TC组件150(见图4至图6)。
在另一实施方式中，安装步骤252包括安装ACM 42(见图3)，ACM42包括具有在ACM轴78a(见图3)上以串联方式机械地耦接的一个压缩机72(见图3)、第一涡轮机74a(见图3)以及第二涡轮机74b(见图3)的四轮组70(见图3)。在本实施方式中，安装步骤252进一步包括安装旁路气流组件11(见图3)，旁路气流组件11包括旁路涡轮机阀组件118(见图3)并且将旁路涡轮机阀组件118(见图3)耦接至ACM 42(见图3)。旁路涡轮机阀组件118(见图3)包括压缩机旁路阀122(见图3)、隔离阀130(见图3)、检验阀132a(见图2)以及包括旁路涡轮机阀86a(见图3)的旁路气流调节元件86(见图3)。旁路涡轮机阀组件118(见图3)将机械能170a(见图7)从旁路气流组件11(见图3)传递至ACM 42(见图3)。如图3中进一步示出的，可以安装高海拔高度阀(HAV)138。
如图8中所示，方法250进一步包括以并联操作路径84(见图2至图7)耦接旁路气流组件11(见图2至图7)和ACM 42(见图1至图7)的步骤254。如图8中所示，方法250进一步包括使用旁路气流组件11(见图2至图7)从流经旁路气流组件11(见图2至图7)的旁路气流172(见图7)提取能量以获得所提取的能量170(见图7)的步骤256。
如图8中所示，方法250进一步包括步骤258，即，将所提取的能量170(见图7)从旁路气流组件11(见图2至图7)传递至ACM 42(见图1至图7)以助于空气循环机(ACM)组系统10、10a至10e(见图1至图7)在诸如低入口气压的低入口压力时的冷却性能(见图7)，从而产生空气循环机(ACM)组系统10、10a至10e(见图1至图7)改进的低入口压力冷却性能168(见图7)。传递步骤258包括将机械能170a(见图7)从旁路气流组件11(见图2、图3)传递至ACM 42(见图2、图3)或者将气动能170b(见图4至图6)从旁路气流组件11(见图4至图6)传递至ACM 42(见图4至图6)。
图9是示出了飞行器生产和服务方法300的流程图。图10是示出了飞行器316的框图。参考图9至图10，在如图9中所示的飞行器生产和服务方法300以及如图10中所示的飞行器316的上下文中描述了本公开的实施方式。在预生产过程中，示例性飞行器生产和服务方法300可包括飞行器316的规格和设计302以及材料采购304。在生产过程中，进行飞行器316的部件和子组件制造306以及系统集成308。之后，飞行器316可进行认证和交付310以投入服役(in-service)312。在为客户服役312时，定期对飞行器316进行例行维护和保养314，还可包括维修、改造、翻新以及其他合适的服务。
系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)可执行或者完成飞行器生产和服务方法300中的各个过程。为了便于描述，系统集成商可包括但不限于任意数目的飞行器制造商和主系统分包商(subcontractor)；第三方可包括但不限于任意数目的承包商、分包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军队、服务组织以及其他合适的运营商。
如图10中所示，通过示例性飞行器生产和服务方法300所生产的飞行器316可包括具有多种高级系统320的机身318和内部332。多种高级系统320的实施例可包括推进系统(propulsion system)324、电气系统326、液压系统328以及环境系统330中的一个或多个。还可包括任意数目的其他系统。尽管示出了航空实施例，然而，本发明的原理可适用于诸如汽车行业的其他行业。
在生产和服务方法300的任意一个或者多个阶段可以采用本公开中所体现的方法和系统。例如，可以与在飞行器316投入服役312时所生产的部件或者子组件相似的方式生产或者制造对应于部件和子组件制造306的部件或者子组件。此外，在部件和子组件制造306以及系统集成308过程中，可以利用一个或多个装置实施方式、方法实施方式或者其组合，例如，充分加快飞行器316的组装或者降低成本。同样，在飞行器316投入使用312时，例如但不限于，例行维护和保养314，可以利用一个或多个装置实施方式、方法实施方式、或者其组合。
空气循环机(ACM)组系统10、10a至10e(见图2至图7)和方法250(见图8)的所公开的实施方式提供一种低入口压力冷却性能的方式，将并联涡轮机75(见图2)添加到了三轮组70(见图2)、将涡轮压缩机组件150(见图4至图6)添加到了三轮组70(见图4至图6)或者将并联涡轮机阀组件118(见图3)添加到了四轮组120(见图3)，从而取代纯粹的旁路在旁路涡轮机75(见图2)上路由旁路气流172(见图7)，诸如，主涡轮机旁路气流。在并联涡轮机75(见图2)上路由旁路气流172(见图7)提取用于冷却压缩机72(见图2)的额外动力并且冷却出口空气，因此，两者有助于组冷却性能。此外，致使旁路气流172(见图2)通过压缩机72(见图2)以及允许压缩机72在低入口压力条件下更为高效地操作(诸如，低入口气压条件)也改进了ACM组系统10的冷却性能。
另外，空气循环机(ACM)组系统10、10a至10e(见图2至图7)和方法250(见图8)的所公开的实施方式允许压缩机72(见图2)以更为高效的设计设置操作。当通过引气50(见图2)提供更多气流时，其被转移至并联涡轮机75(见图2)并且机械能170a(见图7)可恢复用于操作压缩机72(见图2)或者ACM组系统10中的其他部件。通过从涡轮机旁路气流提取动力或者能量，由于动力提取的冷却效应，所以可部分减轻组出口温度的整体提高。而且，如果涡轮机旁路气流也通过压缩机，则压缩机可在相同动力输入情况下以更高的效率和更大的压力比操作，从而进一步阻止性能下降。对于具有一个涡轮机74(见图2)的ACM组系统10，可添加额外的并联涡轮机75(见图1)从共轴或者基线驱动元件80(见图2)上的旁路气流172(见图7)提取动力，从而将动力或者所提取的能量170(见图7)传递至压缩机72(见图2)，即，机械或者气动的第二压缩机72b(见图4至图6)。
对于具有两个涡轮机的组，由于已有较小的入口压力并且外部空气缺乏湿度，在较高的海拔高度处很可能不使用一个涡轮机74a(见图3)，在这种情况下，可以使用并联涡轮机阀组件118(见图3)来启动具有旁路气流172(见图7)的另一未使用的第一涡轮机74a(见图3)。并联使用第二涡轮机74b(见图3)极大地改进超越了简单涡轮机旁路气流的低压力冷却性能。
另外，空气循环机(ACM)组系统10、10a至10e(见图2至图7)和方法250(见图8)的所公开的实施方式提供一种具有改进的低入口压力冷却性能的ACM组系统10，即，可以更好地符合有关飞行器乘客机舱中最小的气流/座位的FAR(联邦航空条例)规定，而不增加ACM组系统10的尺寸和重量。
条款1：一种用于飞行器的空气循环机(ACM)组系统，该系统具有改进的低入口压力冷却性能，该系统包括：空气循环机(ACM)，包括至少一个压缩机，该至少一个压缩机在ACM轴上以串联的方式机械地耦接至的至少一个涡轮机；组式热交换器，耦接至所述ACM的所述至少一个压缩机并且与其流体连通；以及旁路气流组件，以并联操作路径耦接至所述ACM，所述旁路气流组件具有旁路气流调节元件，其中，所述旁路气流组件将通过所述旁路气流组件所提取的能量传递至所述ACM以处于所述空气循环机(ACM)组系统在低入口压力处的冷却性能，从而产生所述空气循环机(ACM)组系统改进的低入口压力冷却性能。
条款2：根据条款1所述的系统，其中，所述空气循环机(ACM)包括具有在所述ACM轴上以串联方式机械地耦接至一个涡轮机的一个压缩机的三轮组。
条款3：根据条款2所述的系统，其中，所述旁路气流组件包括并联涡轮机和机械驱动元件，所述并联涡轮机耦接至涡轮机轴；并且所述机械驱动元件将所述涡轮机轴连接至所述ACM轴，从而驱动所述并联操作路径中的所述ACM的所述涡轮机和所述旁路气流组件的所述涡轮机。
条款4：根据条款3所述的系统，其中，所述机械驱动元件包括机械轴或者齿轮轴。
条款5：根据条款3所述的系统，其中，所述旁路气流调节元件包括耦接至所述并联涡轮机的并联涡轮机阀。
条款6：根据条款2所述的系统，其中，所述旁路气流组件包括耦接至再生式热交换器和检验阀的涡轮压缩机组件，所有的皆耦接至所述ACM，并且所述流调节元件包括耦接至所述涡轮压缩机组件的并联涡轮机阀。
条款7：根据条款1所述的系统，其中，所述空气循环机(ACM)包括具有在所述ACM轴上以串联方式机械地耦接的压缩机、第一涡轮机以及第二涡轮机的四轮组。
条款8：根据条款7所述的系统，其中，所述旁路气流调节元件包括耦接在所述第一涡轮机与所述第二涡轮机之间的并联涡轮机阀。
条款9：根据条款8所述的系统，其中，所述旁路气流组件包括耦接至所述ACM的并联涡轮机阀组件，所述并联涡轮机阀组件包括压缩机旁路阀、隔离阀、检验阀以及所述并联涡轮机阀。
条款10：根据条款1所述的系统，其中，所述旁路气流组件是机械能传递气流组件或者气动能传递旁路气流组件。
条款11：一种飞行器，包括：一个或者多个飞行器引擎，所述一个或者多个飞行器引擎中的每个均具有用于产生引气的引气系统；机身，限定具有飞行器机舱和与所述飞行器机舱分离的组分隔舱的内部体积；飞行器空气调节系统，所述飞行器空气调节系统定位在所述组分隔舱内并且与所述飞行器机舱流体连通，所述飞行器空气调节系统具有空气循环机(ACM)组系统，包括：空气循环机(ACM)，所述空气循环机(ACM)包括在ACM轴上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机的至少一个压缩机；组式热交换器，耦接至所述ACM的所述至少一个压缩机并且与其流体连通；以及旁路气流组件，以并联操作路径耦接至所述ACM，所述旁路气流组件具有并联涡轮机阀，其中，所述旁路气流组件将通过所述旁路气流组件所提取的能量传递至所述ACM以助于所述ACM组系统在低入口压力处的冷却性能，从而产生所述ACM组系统改进的低入口压力冷却性能。
条款12：根据条款11所述的飞行器，其中，所述空气循环机(ACM)包括具有在所述ACM轴上机械地串联耦接至一个涡轮机的一个压缩机的三轮组。
条款13：根据条款12所述的飞行器，其中，所述旁路气流组件包括并联涡轮机和机械驱动元件，所述并联涡轮机耦接至涡轮机轴；并且所述机械驱动元件将所述涡轮机轴连接至所述ACM轴，从而驱动所述并联操作路径中所述ACM的所述涡轮机和所述旁路气流组件的所述涡轮机并且将机械能从所述旁路气流组件传递至所述ACM。
条款14：根据条款12所述的飞行器，其中，所述旁路气流组件包括耦接至再生式热交换器和检验阀的涡轮压缩机组件，所有的皆耦接至所述ACM，并且所述并联涡轮机阀耦接至所述涡轮压缩机组件，所述涡轮压缩机组件将气动能从所述旁路气流组件传递至所述ACM。
条款15：根据条款11所述的飞行器，其中，所述空气循环机(ACM)包括具有在所述ACM轴上以串联方式机械地耦接的压缩机、第一涡轮机以及第二涡轮机的四轮组。
条款16：根据条款15所述的飞行器，其中，所述旁路气流组件包括耦接至所述ACM的并联涡轮机阀组件，所述旁路涡轮机阀组件包括压缩机旁路阀、隔离阀、检验阀以及所述并联涡轮机阀，所述并联涡轮机阀组件将机械能从所述旁路气流组件传递至所述ACM。
条款17：一种用于改进空气循环机(ACM)组系统的低入口压力冷却性能的方法，所述方法包括下列步骤：将空气循环机(ACM)组系统安装在飞行器的飞行器空气调节系统中，所述ACM组系统包括：空气循环机(ACM)，包括在ACM轴上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机的至少一个压缩机；组式热交换器，耦接至所述ACM的所述至少一个压缩机并且与所述ACM的所述至少一个压缩机流体连通；以及旁路气流组件，被配置为用于耦接至所述ACM并且具有旁路气流调节元件，在联操作路径中耦接所述旁路气流组件和所述ACM；使用所述旁路气流组件从流经所述旁路气流组件的旁路气流提取能量以获得所提取的能量；将从所述旁路气流组件所提取的能量传递至所述ACM以助于所述空气循环机(ACM)组系统杂低入口压力处的冷却性能，从而产生所述空气循环机(ACM)组系统改进的低入口压力冷却性能。
条款18：根据条款17所述的方法，其中，所述传递步骤包括将机械能从所述旁路气流组件传递至所述ACM或者将气动能从所述旁路气流组件传递至所述ACM。
条款19：根据条款17所述的方法，其中，所述安装步骤进一步包括安装空气循环机(ACM)，所述空气循环机(ACM)包括具有以串联方式机械地耦接至所述ACM轴上的一个涡轮机的一个压缩机的三轮组。
条款20：根据条款19所述的方法，其中，所述安装步骤进一步包括安装所述旁路气流组件，所述旁路气流组件包括并联涡轮机和机械驱动元件，所述并联涡轮机耦接至涡轮机轴，并且所述机械驱动元件将所述涡轮机轴连接至所述ACM轴，从而驱动所述并联操作路径中所述ACM的所述涡轮机和所述旁路气流组件的所述涡轮机并且将机械能从所述旁路气流组件传递至所述ACM。
条款21：根据条款19所述的方法，其中，所述安装步骤进一步包括安装所述旁路气流组件，所述旁路气流组件包括耦接至再生式热交换器和检验阀的涡轮压缩机组件，所有的皆耦接至所述ACM；并且将包括并联涡轮机阀的所述流调节元件耦接至所述涡轮压缩机组件。
条款22：根据条款17所述的方法，其中，所述安装步骤进一步包括安装空气循环机(ACM)，所述空气循环机(ACM)包括具有在所述ACM轴上以串联方式机械地耦接的压缩机、第一涡轮机、以及第二涡轮机的四轮组。
条款23：根据条款22所述的方法，其中，所述安装步骤进一步包括安装包括耦接至所述ACM的并联涡轮机阀组件的所述旁路气流组件，所述旁路涡轮机阀组件包括压缩机旁路阀、隔离阀、检验阀以及包括旁路涡轮机阀的所述旁路气流调节元件，所述旁路涡轮机阀组件将机械能从所述旁路气流组件传递至所述ACM。
在上述描述和关联附图中所展示的教导益处下，本公开所述领域技术人员将容易想到本公开的许多变形和其他实施方式。本公开中所描述的实施方式意为示出性并且并不旨在限制或者穷尽。尽管本公开中采用了特定的术语，然而，这些术语仅用于常见的描述性含义并且并不用于限制之目的。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的空气循环机组系统，所述系统具有改进的低入口压力冷却性能，所述系统包括：
空气循环机，包括在空气循环机轴上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机的至少一个压缩机；
组式热交换器，耦接至所述空气循环机的所述至少一个压缩机并且与所述空气循环机的所述至少一个压缩机流体连通；以及
旁路气流组件，以并联操作路径耦接至所述空气循环机，所述旁路气流组件具有旁路气流调节元件，
其中，所述旁路气流组件将通过所述旁路气流组件提取的能量传递至所述空气循环机以有助于所述空气循环机组系统在低入口压力时的冷却性能，从而产生所述空气循环机组系统的改进的低入口压力冷却性能。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述空气循环机包括三轮组，所述三轮组具有在所述空气循环机轴上机械地串联耦接至一个涡轮机的一个压缩机。
3.根据权利要求2所述的系统，其中，所述旁路气流组件包括耦接至涡轮机轴的并联涡轮机和将所述涡轮机轴连接至所述空气循环机轴的机械驱动元件，以驱动所述空气循环机的涡轮机和所述并联操作路径中的所述旁路气流组件的涡轮机。
4.根据权利要求3所述的系统，其中，所述机械驱动元件包括机械轴或者齿轮轴。
5.根据权利要求3所述的系统，其中，所述旁路气流调节元件包括耦接至所述并联涡轮机的并联涡轮机阀。
6.根据权利要求1所述的系统，其中，所述旁路气流组件是机械能传递旁路气流组件或者气动能传递旁路气流组件。
7.一种用于改进空气循环机组系统的低入口压力冷却性能的方法，所述方法包括以下步骤：
将空气循环机组系统安装在飞行器的飞行器空气调节系统中，所述空气循环机组系统包括：
空气循环机，包括在空气循环机轴上以串联的方式机械地耦接至至少一个涡轮机的至少一个压缩机；
组式热交换器，耦接至所述空气循环机的所述至少一个压缩机并且与所述空气循环机的所述至少一个压缩机流体连通；以及
旁路气流组件，被配置用于耦接至所述空气循环机并且具有旁路气流调节元件，
在并联操作路径中耦接所述旁路气流组件与所述空气循环机；
使用所述旁路气流组件以从流经所述旁路气流组件的旁路气流提取能量以获得提取的能量；
将所述提取的能量从所述旁路气流组件传递至所述空气循环机以有助于所述空气循环机组系统在低入口压力时的冷却性能，从而产生所述空气循环机组系统的改进的低入口压力冷却性能。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述传递步骤包括将机械能从所述旁路气流组件传递至所述空气循环机或者将气动能从所述旁路气流组件传递至所述空气循环机。
9.根据权利要求7所述的方法，其中，所述安装步骤进一步包括安装空气循环机，所述空气循环机包括三轮组，所述三轮组具有在所述空气循环机轴上以串联方式机械地耦接至一个涡轮机的一个压缩机。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，所述安装步骤进一步包括安装所述旁路气流组件，所述旁路气流组件包括耦接至涡轮机轴的并联涡轮机和将所述涡轮机轴连接至所述空气循环机轴的机械驱动元件，以驱动所述空气循环机的涡轮机和所述并联操作路径中的所述旁路气流组件的涡轮机并且将机械能从所述旁路气流组件传递至所述空气循环机。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110294130A (zh) * 2018-03-21 2019-10-01 波音公司 冷却系统、空气调节包和调节空气的方法
CN111237214A (zh) * 2018-11-29 2020-06-05 曾固 一种离心贯流空航体牵引装置及应用
CN113734447A (zh) * 2016-04-22 2021-12-03 哈米尔顿森德斯特兰德公司 利用双通道式次级热交换器和机舱压力辅助的环境控制系统

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3019522B1 (fr) * 2014-04-07 2016-05-20 Airbus Helicopters Ensemble sustentateur amovible d'un giravion et giravion
US10472071B2 (en) * 2014-07-09 2019-11-12 United Technologies Corporation Hybrid compressor bleed air for aircraft use
WO2016200915A1 (en) 2015-06-08 2016-12-15 Hamilton Sundstrand Corporation No primary heat exchanger and bleed air (cabin discharge air) assist
US10017032B2 (en) * 2016-02-16 2018-07-10 The Boeing Company Thermal management systems and methods
US20170268810A1 (en) * 2016-03-16 2017-09-21 Hamilton Sundstrand Corporation Heat Exchanger with Integral Bypass Valve
US11377216B2 (en) * 2016-08-23 2022-07-05 Ge Aviation Systems Llc Advanced method and aircraft for pre-cooling an environmental control system using a dual compressor four wheel turbo-machine
US10794290B2 (en) 2016-11-08 2020-10-06 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine
US10550768B2 (en) * 2016-11-08 2020-02-04 United Technologies Corporation Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine
US10086946B1 (en) 2017-04-03 2018-10-02 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid third air condition pack
US10745138B2 (en) * 2018-03-23 2020-08-18 The Boeing Company Air drying system and method therefor
US10815889B2 (en) * 2018-07-05 2020-10-27 United Technologies Corporation Failure mitigation and failure detection of intercooled cooling air systems
US11077949B2 (en) * 2018-10-05 2021-08-03 The Boeing Company Dual turbine thermal management system (TMS)
US10994848B2 (en) * 2019-03-19 2021-05-04 Hamilton Sunstrand Corporation Environmental control system for an aircraft
US11332252B2 (en) 2019-06-11 2022-05-17 Hamilton Sundstrand Corporation Using bleed air to supply outside air to a cabin
US11377217B2 (en) * 2019-06-11 2022-07-05 Hamilton Sundstrand Corporation Using bleed air to supply outside air to a cabin
US11492127B2 (en) * 2019-12-19 2022-11-08 Hamilton Sundstrand Corporation Air cycle machines, air cycle machine systems, and methods of controlling air flow in air cycle machines
EP3945031B1 (en) 2020-07-30 2024-01-31 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft environmental control system
US11939065B2 (en) 2020-07-30 2024-03-26 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft environmental control system
US20220033090A1 (en) 2020-07-30 2022-02-03 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft environmental control system
US11377218B1 (en) * 2020-12-17 2022-07-05 Hamilton Sundstrand Corporation Flexible turbine arrangement air cycle machine with adaptive heat exchanger
US20220242580A1 (en) * 2021-01-29 2022-08-04 Hamilton Sundstrand Corporation Ambient air architecture with single acm without an ambient turbine
US20240092489A1 (en) * 2022-09-20 2024-03-21 Hamilton Sundstrand Corporation Low pressure air cycle
US11773778B1 (en) * 2022-09-23 2023-10-03 Rtx Corporation Air bottoming cycle air cycle system source

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE69706408T2 (de) * 1996-04-08 2002-06-06 United Technologies Corp Integriertes umgebungsluftregelsystem
EP1386837A1 (de) * 2002-07-31 2004-02-04 Liebherr-Aerospace Lindenberg GmbH Flugzeugklimaanlage
US20050061911A1 (en) * 2003-09-22 2005-03-24 Zywiak Thomas M. Air cycle air conditioning with adaptive ram heat exchanger
US20060059942A1 (en) * 2004-09-22 2006-03-23 Hamilton Sundstrand Air cycle machine for an aircraft environmental control system
US20130187007A1 (en) * 2012-01-24 2013-07-25 Steve G. Mackin Bleed air systems for use with aircrafts and related methods

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4261416A (en) 1979-02-23 1981-04-14 The Boeing Company Multimode cabin air conditioning system
US4553407A (en) * 1983-12-12 1985-11-19 United Technologies Corporation High efficiency air cycle air conditioning system
US5442905A (en) * 1994-04-08 1995-08-22 Alliedsignal Inc. Integrated power and cooling environmental control system
JP4206615B2 (ja) * 2000-06-20 2009-01-14 株式会社島津製作所 航空機用空調装置
US6484533B1 (en) * 2000-11-02 2002-11-26 Air Products And Chemicals, Inc. Method and apparatus for the production of a liquid cryogen
US6526775B1 (en) 2001-09-14 2003-03-04 The Boeing Company Electric air conditioning system for an aircraft
JP3870760B2 (ja) * 2001-11-14 2007-01-24 株式会社島津製作所 航空機用空調システム
US7210653B2 (en) 2002-10-22 2007-05-01 The Boeing Company Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US7121100B2 (en) 2003-09-09 2006-10-17 The Boeing Company High efficiency aircraft cabin air supply cooling system
US8336821B2 (en) 2005-03-31 2012-12-25 The Boeing Company Systems and methods for cargo compartment air conditioning using recirculated air
US7624944B2 (en) 2006-10-26 2009-12-01 The Boeing Company Tandem air inlet apparatus and method for an airborne mobile platform
US7871038B2 (en) 2007-05-17 2011-01-18 The Boeing Company Systems and methods for providing airflow in an aerospace vehicle
US8973393B2 (en) 2009-11-08 2015-03-10 The Boeing Company System and method for improved cooling efficiency of an aircraft during both ground and flight operation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE69706408T2 (de) * 1996-04-08 2002-06-06 United Technologies Corp Integriertes umgebungsluftregelsystem
EP1386837A1 (de) * 2002-07-31 2004-02-04 Liebherr-Aerospace Lindenberg GmbH Flugzeugklimaanlage
US20050061911A1 (en) * 2003-09-22 2005-03-24 Zywiak Thomas M. Air cycle air conditioning with adaptive ram heat exchanger
US20060059942A1 (en) * 2004-09-22 2006-03-23 Hamilton Sundstrand Air cycle machine for an aircraft environmental control system
US20130187007A1 (en) * 2012-01-24 2013-07-25 Steve G. Mackin Bleed air systems for use with aircrafts and related methods

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113734447A (zh) * 2016-04-22 2021-12-03 哈米尔顿森德斯特兰德公司 利用双通道式次级热交换器和机舱压力辅助的环境控制系统
CN113734447B (zh) * 2016-04-22 2024-01-02 哈米尔顿森德斯特兰德公司 利用双通道式次级热交换器和机舱压力辅助的环境控制系统
CN110294130A (zh) * 2018-03-21 2019-10-01 波音公司 冷却系统、空气调节包和调节空气的方法
CN110294130B (zh) * 2018-03-21 2024-03-22 波音公司 冷却系统、空气调节包和调节空气的方法
CN111237214A (zh) * 2018-11-29 2020-06-05 曾固 一种离心贯流空航体牵引装置及应用

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