CN104912835A - 涡轮压缩机系统、航空器及从航空器发动机提取能量的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及涡轮压缩机系统、航空器及从航空器发动机提取能量的方法。用于从航空器发动机提取能量的涡轮压缩机(TC)系统具有TC组件，TC组件具有与至少一个压缩机机械地连接的涡轮。TC系统具有：TC入口，其与所述航空器发动机中的引气系统流体连通；TC出口，其与航空器空气调节系统的空气调节(AC)组件流体连通并且被构造成将来自所述TC组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中。TC系统具有与所述至少一个压缩机连接的冲压空气入口。TC系统具有TC控制阀与TC止回阀或TC关断阀，其均经由多个连接管道连接到所述TC组件。所述TC系统从所述引气提取能量，以减少引气流量和AC组件引气用量。

Description

涡轮压缩机系统、航空器及从航空器发动机提取能量的方法
技术领域
本公开总体上涉及航空器空气调节系统和方法，更特别地，涉及用于在基于引气的航空器空气调节系统中从航空器发动机提取能量的航空器空气调节系统和方法。
背景技术
用在运输交通工具(诸如，商用航空器)中的已知空气调节系统通常使用基于空气的热力循环为航空器的各种内部隔室(诸如，客舱、货舱和其它内部隔室)提供冷却增压空气。通常被称为引气的来自主航空器发动机的压缩机级的空气可被此航空器的燃气涡轮发动机中的两个或更多个中的引气系统引气，以为各种航空器和发动机系统供应气动动力。例如，引气可用于向航空器空气调节系统、航空器防结冰系统、航空器液压系统、或其它航空器系统或组件供应气动动力。
通常，航空器发动机的引气系统可在高温和高压下输出引气。接着，可通过航空器空气调节系统的空气调节组件来冷却和调节此引气。一旦在空气调节组件中调节了引气，接着就可将引气分配到航空器内部，以进行航空器内部的温度控制、通风和增压。接着，可将航空器内部内的经调节的空气经由各种舷外阀、溢流阀和舱漏道(cabinleak)排放到外部周边环境。
然而，在已知的基于引气的航空器空气调节系统中，从航空器发动机的引气系统向航空器空气调节系统提供的引气中提取的气动能量或动力可脱离和不符合航空器空气调节系统满足其流动和冷却需求所需的动力或能量。航空器发动机可提供比航空器空气调节系统动力要求更多的动力。这种过多的动力会导致无效率和能量浪费。因为航空器空气调节系统通常是除了航空器本身的推进之外航空器上最大的能量用户，所以这种能量浪费会表现为对航空器的大量燃油消耗影响。
此外，在已知的基于引气的航空器空气调节系统中，这种已知的航空器空气调节系统的空气调节(AC)组件会需要增加使用组件冲压空气，以足以冷却正进入AC组件的引气。增加使用组件冲压空气进而增加冲压气流，这样会导致冲压空气对航空器的阻力增加。
因此，需要改进的用于从航空器发动机提取能量的航空器系统和方法以使从航空器发动机提供的引气中提取的气动动力或能量与航空器空气调节系统的动力或能量需求相符合，从而减少航空器空气调节系统的能量浪费或使能量浪费减至最少，并且减少冲压空气阻力。
发明内容
满足了对改进的航空器系统和方法的这种需要。如以下的具体实施方式中讨论的，这种改进的航空器系统和方法的实施方式可提供明显优于现有系统和方法的优点。
在一个实施方式中，提供了一种用于从航空器发动机提取能量的涡轮压缩机(TC)系统。该涡轮压缩机系统包括涡轮压缩机组件，涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮。涡轮压缩机组件还包括涡轮压缩机入口，该涡轮压缩机入口与所述航空器发动机中的引气系统流体连通并且被构造成将来自所述引气系统的引气带入所述涡轮压缩机组件中。涡轮压缩机组件还包括涡轮压缩机出口，该涡轮压缩机出口与航空器空气调节系统的空气调节组件流体连通并且被构造成将来自所述涡轮压缩机组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中。
涡轮压缩机组件还包括冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气。涡轮压缩机组件还包括涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，其均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件。所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量。
在另一个实施方式中，提供了一种航空器，该航空器包括：至少一个翼；一个或多个航空器发动机，所述一个或多个航空器发动机连接到所述至少一个翼。各航空器发动机具有用于产生引气的引气系统。所述航空器还包括机身，该机身限定内部空间，所述内部空间具有航空器机舱和与所述航空器机舱分开的组件舱。所述航空器还包括航空器空气调节系统，该航空器空气调节系统设置在所述组件舱中并且与所述航空器机舱流体连通。
所述航空器空气调节系统包括空气调节组件和涡轮压缩机(TC)系统。所述涡轮压缩机系统包括涡轮压缩机组件，涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮。所述涡轮压缩机系统还包括涡轮压缩机入口，该涡轮压缩机入口与所述引气系统流体连通并且被构造成将来自所述引气系统的引气带入所述涡轮压缩机组件中。所述涡轮压缩机系统还包括涡轮压缩机出口，该涡轮压缩机出口与所述空气调节组件流体连通并且被构造成将来自所述涡轮压缩机组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中。
所述涡轮压缩机系统还包括冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气。所述涡轮压缩机系统还包括涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，其均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件。所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量。
在另一个实施方式中，提供了一种从航空器发动机提取能量的方法。该方法包括以下步骤：将涡轮压缩机(TC)系统安装在航空器的航空器空气调节系统中。所述涡轮压缩机系统包括涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件设置在涡轮压缩机入口和涡轮压缩机出口之间并且包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮。所述涡轮压缩机系统还包括冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机。所述涡轮压缩机系统还包括涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，其均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件。
所述方法还包括以下步骤：使用所述涡轮压缩机系统的涡轮从所述引气提取能量以得到涡轮出口空气和提取能量。所述方法还包括以下步骤：利用所述提取能量来驱动所述至少一个压缩机，以将来自所述引气入口的冲压空气带入并且进行压缩，以得到压缩机出口空气。所述方法还可包括以下步骤：使用所述涡轮压缩机系统来减少所述航空器空气调节系统中的空气调节组件所需的引气流量，从而减少所述航空器空气调节系统的功率要求。所述方法还包括以下步骤：在所述涡轮压缩机系统中混合所述涡轮出口空气和所述压缩机出口空气，以得到降温的组件入口空气和减少的空气调节组件冲压空气用量。
所讨论的特征、功能和优点可独立地在本公开的各种实施方式中实现或者可在其它实施方式中组合，可参照下面的描述和附图明白其它实施方式的其它细节
附图说明
可参照下面结合附图的具体实施方式更好地理解本公开，附图示出优选的示例性实施方式，但不一定是按比例绘制的，其中：
图1A是航空器的示意图的图示，航空器具有带有冲压空气入口的一个实施方式的涡轮压缩机(TC)系统的实施方式；
图1B是航空器的示意图的图示，航空器具有带有冲压空气入口的另一个实施方式的涡轮压缩机系统的实施方式；
图2是具有涡轮、压缩机和冲压空气入口的涡轮压缩机(TC)系统的实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
图3是具有涡轮、两个压缩机和冲压空气入口的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
图4是具有涡轮、电动机、两个压缩机和冲压空气入口的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
图5是具有涡轮、中冷器热交换器、两个压缩机和冲压空气入口的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
图6是具有涡轮、两个压缩机和替代冲压空气入口的再循环机舱空气管道(recirculated cabin air duct)的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
图7A是集成的涡轮压缩机空气循环机(ACM)系统和冲压空气入口形式的本公开的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统并且组件流量控制阀(FCV)处于打开位置；
图7B是图7A的涡轮压缩机(TC)系统的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统并且组件流量控制阀(FCV)处于闭合位置；
图8是示出具有本公开的涡轮压缩机系统的实施方式的航空器空气调节系统的航空器的框图的图示；
图9是示出本公开的方法的实施方式的流程图的图示；
图10是航空器制造和维修方法的流程图的图示；以及
图11是航空器的框图的图示。
具体实施方式
现在，下文中将参照附图更充分地描述公开的实施方式，在附图中示出公开实施方式中的一些而并非全部。事实上，可提供一些不同的实施方式并且不应该将其理解为限于本文阐述的实施方式。相反，提供这些实施方式使得本公开将是彻底的并且将把本公开的范围充分传达给本领域的技术人员。
现在，参照附图，图1A是航空器12的示意图的图示，航空器12具有带有冲压空气入口58的一个实施方式的涡轮压缩机(TC)系统10的实施方式。图1B是航空器12的示意图的图示，航空器12具有带有冲压空气入口58的另一个实施方式的涡轮压缩机系统10的实施方式。以下详细讨论的涡轮压缩机系统10(参见图1A至图8)被设计成从航空器发动机32(参见图1A至图8)中的引气系统34(参见图1A至图8)所提供的引气50(参见图1A至图8)提取能量到航空器空气调节系统40(参见图1A至图8)。另外，公开了使用涡轮压缩机系统(参见图1A至图8)从航空器发动机32(参见图1A至图8)中的引气系统34(参见图1A至图8)所提供的引气50(参见图1A至图8)提取能量到航空器空气调节系统40(参见图1A至图8)的方法250(参见图9)。
如图1A至图1B中所示，航空器12具有限定内部空间15的机身13。内部空间15可包括对于乘客或货物而言优选的航空器机舱14、对于飞行员或其它机组人员而言优选的驾驶舱16、前电子设备舱18、前货舱20、后货舱22和散货仓24。航空器12的内部空间15还可包括另外的货舱或区域。航空器机舱14和驾驶舱16是带有增压空气的增压区域，前电子设备舱18、前货舱20、后货舱22和散货仓24可以可选地是带有增压空气的增压区域。
航空器12还包括翼盒28(参见图1A至图1B)，一个或多个翼30(参见图1A至图1B)从翼盒28延伸。图1A至图1B示出一个翼30从翼盒208延伸而另一个翼30(未示出)从翼盒30的相对侧向外延伸。如图1A至图1B中所示的，翼30带有诸如燃气涡轮发动机的形式的一个或多个发动机32。各发动机32可具有在发动机32内连接的一个或多个引气系统34(参见图1A至图1B)。各引气系统34具有以下详细讨论的引气系统构造34a(参见图2至图7B)。
如图1A至图1B中所示，航空器12的内部空间15还包括至少一个组件舱36。优选地，航空器12具有两个组件舱36，其中，在每个翼30下面设置一个组件舱36。然而，航空器12可具有另外的组件舱36并且组件舱36可位于航空器12的另一个合适区域中。组件舱36是带有不增压空气的不增压区域。组件舱36的内部可延伸到诸如翼机身航空器整流罩的航空器整流罩38(参见图1A至图1B)的内部，航空器整流罩是设置在机身13下方介于翼30之间的航空器12上的结构。
组件舱36和航空器整流罩38容纳航空器空气调节系统40(参见图1A至图1B)。如图1A至图1B中所示，航空器空气调节系统40包括以下详细讨论的涡轮压缩机系统10的实施方式，涡轮压缩机系统10连接到具有带有一个或多个热交换器(未示出)的组件热交换器(HX)44的空气调节(AC)组件42。空气调节组件42优选地是具有相关阀、管道、传感器和热交换器的空气循环系统182(参见图7A)的形式。
如图1A至图1B中进一步示出的，来自航空器发动机32的引气系统34(即，气动系统)的引气50经由引气管道52被传输到航空器空气调节系统40，特别地，传输到涡轮压缩机(TC)系统10和航空器空气调节系统40的空气调节组件42。
一旦在航空器空气调节系统40中调节了引气50(参见图1A至图1B)，接着就可以将它作为经调节的空气源46(参见图1A至图1B)经由风道53(参见图1A至图1B)分配到航空器机舱14和航空器12的其它内部空间15，以进行航空器内部温度和湿度控制、通风和增压。经调节的空气源46可被排放到外部周边环境或再循环回到航空器空气调节系统40。如图1A至图1B中所示，航空器12还包括一个或多个出流空气阀47a、47b，空气阀允许出流空气48a、48b流出航空器12。出流空气48a、48b(参见图1A至图1B)可包括来自航空器12的其它区域的机舱出流空气和/或其它出流空气。
如进一步在图1A至图1B中示出的，可从航空器12的外部将冲压空气60引入航空器空气调节系统40，以将其用于基于空气的热力循环。出于该应用的目的，“冲压空气”意指航空器外部的因航空器本身的移动而形成的周边空气，该周边空气经由冲压空气入口被带入航空器中并且被用于基于空气的热力循环。
在图1A中示出的实施方式中，本文公开的涡轮压缩机(TC)系统10的一个示例可包括冲压空气进气口62形式的冲压空气入口58。如图1A中所示，冲压空气进气口62形式的冲压空气入口58被构造用于使TC系统10吸入冲压空气60(诸如，入口冲压空气60a)。冲压空气进气口62(参见图1A)是可在航空器12(参见图1A)的外部添加的并且可优选地穿过航空器整流罩38(参见图1A)的外部形成到航空器整流罩38的内部的结构。然而，冲压空气进气口62(参见图1A)还可根据TC系统10安装在航空器12中的地方被添加到航空器12上的其它合适位置。
在航空器整流罩38(参见图1A)的内部中，冲压空气进气口(参见图1A)优选地连接到冲压空气进气口管道63(参见图1A、图2)，冲压空气进气口管道63进而连接到TC系统10(参见图2、图3)的诸如第一压缩机(C1)144a(参见图2、图3)形式的压缩机144(参见图2)。诸如入口冲压空气60a(参见图1A)的冲压空气60优选地借助于优选地是第一压缩机(C1)144a(参见图2、图3)形式的压缩机144(参见图2)而被拉入或引入穿过冲压空气进气口62并且穿过冲压空气进气口管道63(参见图1A、图2)，以下将对此进行更详细的讨论。
与和现有航空器空气调节组件一起使用的现有冲压空气入口相比，作为TC系统10(参见图1A)的部分被添加到航空器12(参见图1A)中的冲压空气进气口62(参见图1A)的尺寸优选地小得多。冲压空气进气口62(参见图1A)优选地包括耐久的复合材料、金属或其它合适材料。
作为TC系统10(参见图1A)的部分被添加到航空器12(参见图1A)中的冲压空气进气口62(参见图1A)可不需要添加调节结构(诸如，调节门或调节叶片)，并且可不需要使用自动调节冲压空气入口58(参见图1A)的调节控制器。例如，现有的冲压空气入口通常使用冲压空气入口上的调节门来控制冷却空气流过主冲压空气热交换器和次冲压空气热交换器的量和/或通常使用冲压空气出口上的调节叶片来增加冲压空气回收。另外，现有的冲压空气入口可使用调节控制器在航空器飞行的同时自动地调节冲压空气入口。可不在进行这种调节的情况下，在TC系统10(参见图1A)中添加冲压空气进气口62(参见图1A)。
在另一个实施方式中，如图1B中所示，本文中公开的涡轮压缩机(TC)系统10可包括与TC系统10连接的冲压空气入口旁路管道68形式的冲压空气入口58。在这个实施方式中，如图1B中所示，TC系统10的冲压空气入口58流出来自冲压空气系统64的冲压空气60，冲压空气系统64存在于航空器12中并且具有与AC组件42的组件热交换器(HX)44连接的现有冲压空气入口管道66。冲压空气入口旁路管道68(参见图1B)可流出现有冲压空气入口管道66，使得它与航空器12(参见图1B)中存在的冲压空气系统64集成在一起。冲压空气入口旁路管道68(参见图1B)连接到TC系统10(参见图1B)，优选地连接到TC系统10(参见图2、图3)的诸如第一压缩机(C1)144a(参见图2、图3)形式的压缩机144(参见图2)。
如图1B中所示，诸如入口冲压空气60b形式的冲压空气60通过现有冲压空气系统64的现有冲压空气入口管道66从航空器12外部流向组件热交换器(HX)44。如图1B中进一步示出的，入口冲压空气60b形式的冲压空气60中的一些通过冲压空气入口旁路管道68流出，成为旁路冲压空气60c并且流向TC系统10。没有流出的入口冲压空气60b(参见图1B)流入组件热交换器44(参见图1B)，然后退出组件热交换器44(参见图1B)，成为出口冲压空气60d。如图1B中所示，出口冲压空气60d经由冲压空气出口管道72通过冲压空气出口70流出航空器12，冲压空气出口70和冲压空气出口管道72都存在于航空器12中存在的冲压空气系统64中。
如图1A至图1B中进一步示出的，航空器12还包括一个或多个控制系统54(参见图1A至图1B)，控制系统54可操作地联结或连接到TC系统10，以控制和操作TC系统10。一个或多个控制系统54(参见图1A至图1B)还可可操作地联结或连接到AC组件42(参见图1A至图1B)和引气系统34(参见图1A至图1B)，以控制和操作AC组件42和引气系统34。一个或多个控制系统54(参见图1A至图1B)可位于组件舱36(参见图1A至图1B)中或航空器12(参见图1A至图1B)中的另一个合适位置。一个或多个控制系统54(参见图1A至图1B)可用于例如启用和禁用阀、开关、风扇和其它各种组件，以控制和调节例如气流量、气流的温度和压力、湿度、通风和其它可应用特征。例如，一个或多个控制系统54可包括具有集成的供气控制系统和机舱空气调节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、电子控制系统或其它合适控制系统中的一个或多个。
控制系统54优选地包括一个或多个控制器36(参见图1A至图1B)。控制器56(参见图1A至图1B)还可位于组件舱36(参见图1A至图1B)中或航空器12(参见图1A至图1B)中的其它合适位置。控制系统54和控制器56可经由一条或多条有线控制线路(未示出)或经由无线联结或连接(未示出)联结或连接到TC系统10、AC组件42和/或引气系统34。控制器56可包括带有相关软件的计算机处理装置、带有相关软件的集成空气系统控制器、带有数字计算机和相关软件的数字电子控制器、带有模拟计算机和相关软件的模拟电子控制器、带有中继逻辑电路和可编程逻辑控制器或计算机的气动控制器、带有空气逻辑控制器和可编程逻辑控制器或计算机的气动控制器、带有硬连线中继逻辑和可编程逻辑控制器或计算机的液压控制器、或其它合适控制器中的一个或多个。
航空器12(参见图1A至图1B)还包括可向TC系统10(参见图1A至图1B)、AC组件42(参见图1A至图1B)和引气系统34(参见图1A至图1B)中的一个或多个组件供电的一个或多个动力系统57(参见图8)。驱动TC系统10(参见图1A至图1B)、AC组件42(参见图1A至图1B)和引气系统34(参见图1A至图1B)中的一个或多个组件的一个或多个动力系统57可包括电力、液压动力、气动动力、轴动力或其它合适动力系统中的一个或多个。
图2至图7B示出涡轮压缩机(TC)系统10的各种实施方式，涡轮压缩机系统10优选地安装在航空器12的组件舱36(参见图1A至图7B)中的航空器空调(AC)系统40中并且连接到航空器发动机32的一个或多个引气系统34(即，气动系统)。TC系统10优选地是流量倍增器涡轮压缩机。
TC系统10(参见图1A至图8)可被安装在使用基于引气的空气调节系统的新航空器中或者可被翻新装配到使用基于引气的空气调节系统的现有航空器中。TC系统10(参见图1A至图8)可被翻新装配到使用基于引气的空气调节系统的现有航空器的航空器空气调节系统中，使得对现有航空器系统的影响最小或者仅仅对现有航空器结构进行最小的修改。例如，不需要对现有的引气系统34(参见图1A至图8)或现有的AC组件42(参见图1A至图8)进行硬件变化。涡轮压缩机系统10(参见图1A至图8)的一个实施方式优于另一个的特定应用可取决于航空器的构造和尺寸、航空器是新设计还是现有设计、或航空器的设计考虑。
图2至图7B示出具有组件热交换器(HX)44的空气调节(AC)组件42的实施方式。如本文中使用的，术语“空气调节(AC)组件”意指调节意图被供应到航空器的增压空气的装置或系统，其中，借助冷却循环系统，针对温度调节增压空气。AC组件42还可包括诸如阀、管道、控制器和本领域中已知的其它组件的组件。本文中公开的航空器空气调节系统40(参见图1A至图1B)的实施方式中使用的AC组件42(参见图1A至图1B)在整个航空器整体操作(包括在海平面和巡航高度进行的操作)期间为航空器12(参见图1A至图1B)提供增压、通风和温度控制。本文中公开的TC系统10的实施方式还可与包含本领域中已知的机械组件的其它已知AC组件一起使用。
图2至图7B示出已知的向TC系统10(参见图2)提供引气50(参见图2)的引气系统34(即，气动系统)的引气系统构造34a的实施方式。图2至图7B中示出的引气系统34的引气系统构造34a是可与本文中公开的TC系统10一起使用的引气系统构造的示例性实施方式，不意图是限制并且应该不被理解为限于这个实施方式。相反，可使用向本文中公开的TC系统10提供引气50的本领域中已知的引气系统的其它合适引气系统构造。
如图2至图7B中所示，引气系统构造34a包括具有压缩机级引气口76的发动机风扇74。引入航空器发动机32的空气优选地被从具有压缩机级引气口76的航空器发动机32的压缩机级引气。尽管在图2至图7B中只示出两个压缩机级引气口76，但可使用另外的压缩机级引气口76。出于这个应用的目的，“引气”意指引入航空器发动机(诸如，航空器燃气涡轮发动机)的、在航空器发动机的压缩机级被压缩并且用作航空器空气调节系统的能量或动力源并且还可用于航空器中的其它系统或组件的外部空气。如图2至图7B中所示，涡轮压缩机系统10和航空器空气调节系统40可被称为基于引气的系统。
在引气系统34(参见图2至图7B)中，高压引气口76b(参见图2至图7B)可用于当航空器发动机32(参见图2)处于小推力时引入并且压缩空气。随着推力增大，来自高压引气口76b(参见图2至图7B)的压力上升，高压断流阀(HPSOV)90(参见图2至图7B)闭合。然后，从低压引气口76a(参见图2至图7B)通过中间的压力止回阀80(参见图2至图7B)引入引气。
引气系统34(参见图2至图7B)优选地控制引气压力234(参见图8)达到设定点。在低压引气口76a(参见图2至图7B)处，在航空器12(参见图2至图7B)的巡航模式下引气，而高压引气口76b(参见图2至图7B)可闭合并且通常可只在发动机32(参见图2至图7B)空转时用于地面或下降的状况。
在引气系统34(参见图2至图7B)中，已被压缩的引气可通过引气管道78(参见图2至图7B)引入整个引气系统34(参见图2至图7B)。入口整流罩前缘引气86(参见图2至图7B)可通过发动机防结冰阀82(参见图2至图7B)流向入口整流罩前缘84(参见图2至图7B)，以为入口整流罩前缘84(参见图2至图7B)提供防结冰保护。
如图2至图7B中所示，引气系统34的引气系统构造34a还可包括中间压力传感器88、压力调节关断阀(PRSOV)92、预冷却器94、启动器96、启动器阀98、引气歧管压力传感器100、δ压力传感器102、风扇空气调节阀(FAMV)104、外侧支柱歧管温度传感器106a、内侧支柱歧管温度传感器106b和过压阀(OPV)110。
可用压力调节关断阀(PRSOV)92(参见图2至图7B)和过压阀(OPV)110(参见图2至图7B)控制引气压力234(参见图8)。可用FAMV 104控制引气温度235(参见图8)。为了得到所需的引气温度，引气50(参见图2至图7B)优选地经过预冷却器94(参见图2至图7B)，预冷却器94可以是热交换器的形式。来自发动机风扇74(参见图2至图7B)的发动机风扇空气103(参见图2至图7B)可被鼓动通过预冷却器94(参见图2至图7B)并且被风扇空气调节阀(FAMV)104(参见图2至图7B)调节，以控制引气50(参见图2至图7B)的引气温度235(参见图8)。
如图2至图7B中进一步示出的，支柱/翼前缘114可将位于翼30上的航空器发动机32中的引气系统34与位于航空器12的组件舱36中的航空器空气调节系统40分开。引气50(参见图2至图7B)经由引气系统出口110(参见图2至图7B)退出位于航空器发动机32(参见图2至图7B)中的引气系统34(参见图2至图7B)。没有退出位于航空器发动机32(参见图2至图7B)中的引气系统34(参见图2至图7B)的引气50(参见图2至图7B)可被传输并且用于翼/热防结冰系统112(参见图2至图7B)。进入组件舱36(参见图2至图7B)和航空器12(参见图2至图7B)的其它区域的引气50(参见图2至图7B)可经由组件舱/机身引气管道116(参见图2至图7B)进行传输，以供整个航空器12(参见图2至图7B)中的各种系统和组件使用。如图2至图7B中所示，除了被本文中公开的TC系统10传输和使用之外，引气50还可被传输并且用于例如空气驱动泵(ADP)118、总空气温度探针120、引用水122、液压油箱124、航空器12相对侧的引气组件126、或航空器12中的其它合适系统或组件。
引气50(参见图2至图7B)优选地经由引气管道52(参见图2至图7B)传输到航空器空气调节系统40(参见图2至图7B)。如图2至图7B中所示，在旁路路口128处，引气50在一个方向上传输到TC系统10(参见图2至图7B)而引气50在另一个方向上通过组件流量控制阀(FCV)130传输到空气调节(AC)组件42(参见图2至图7B)。用组件FCV 130(参见图2至图7B)调节流向AC组件42(参见图2至图7B)的引气50(参见图2至图7B)的量。优选地，可为每个AC组件42(参见图2至图7B)安装一个组件FCV 130(参见图2至图7B)，尽管如果需要可安装另外的组件FCV 130。如图2至图7B中示出的，TC系统10优选地被设置成与AC组件42的组件FCV 130并行操作。
如图2至图7B中所示，TC系统10(10a-10f)的实施方式中的每个包括涡轮压缩机(TC)入口132，入口132与航空器发动机32中的引气系统34流体连通并且被构造成将来自引气系统34的引气50带入TC系统10的涡轮压缩机(TC)组件11。如图2至图7B中所示，TC入口132经由引气管道52并且经由TC系统10中的多个连接管道131与引气系统34流体连通。
如图2至图7B中进一步示出的，TC系统10(10a-10f)的实施方式中的每个包括涡轮压缩机(TC)出口150，出口150与航空器空气调节系统40的AC组件42流体连通并且被构造成将来自TC组件11的降温的组件入口空气156提取到AC组件42中。如图2至图7B中所示，TC出口150经由多个连接管道131与AC组件42流体连通。
如图2至图7B中进一步示出的，TC系统10(10a-10f)的实施方式中的每个包括经由多个连接管道131与TC组件11连接的涡轮压缩机控制阀(TCCV)134，并且包括经由多个连接管道131与TC组件11连接的涡轮压缩机(TC)阀142。TC阀142(参见图8)可包括TC止回阀142a(参见图8)、TC关断阀142b(参见图8)、或其它合适的TC阀。可在TC系统(参见图2至图7B)中添加TCCV 134(参见图2至图7B)和TC阀142(参见图2至图7B)，以将TC组件11(参见图2至图7B)和TC系统10(参见图2至图7B)与AC组件42(参见图2至图7B)、引气系统34(参见图2至图7B)、航空器12中的其它系统隔离。
如图2至图6中进一步示出的，TC系统10(10a-10e)的实施方式可以可选地包括与TC组件11连接的一个或多个温度传感器148。优选地，一个或多个温度传感器148(参见图2至图6)可用于感测来自压缩机144(参见图2至图6)的压缩机出口空气154(参见图2至图6)是否太热并且可用于为压缩机出口空气154(参见图2至图6)提供过热保护。另外，TC系统10(10a-10f)(参见图2至图7B)可以可选地在TC入口132(参见图2至图7B)、TC出口150(参见图2至图7B)、涡轮138(参见图2至图7B)入口和出口、TCCV 134(参见图1至图7B)、TC阀142(参见图2至图7B)、或TC系统10(10a-10f)内的其它位置(参见图2至图7B)处包括另外的压力和温度传感器(未示出)。可选地，TC系统10(10a-10f)(参见图2至图7B)还可包括冷却元件(未示出)，以为TC组件11(11a-11f)(参见图2至图7B)的一个或多个组件提供冷却。
如图2至图7B中进一步示出的，TC系统10(10a-10f)的实施方式中的每个包括涡轮压缩机组件11，涡轮压缩机组件11包括与至少一个压缩机144机械地连接的涡轮138。TC系统10(参见图2至图7B)的涡轮138(参见图2至图7B)提取来自引气50(参见图8)的提取能量238(参见图8)，以减少AC组件42(参见图2至图6)(或图7A中的空气循环系统182)所需的引气流236(参见图8)和引气压力234(参见图8)，从而导致航空器空气调节系统40(参见图2至图7B)的减少的动力要求232(参见图8)和减少的空气调节组件冲压空气用量157(参见图8)。如以上讨论的，TC组件11(参见图8)还包括冲压空气入口58(参见图8)，冲压空气入口58连接到至少一个压缩机144(参见图8)并且被构造用于借助于至少一个压缩机144(参见图8)带入冲压空气(参见图8)。
图2是具有诸如TC组件11a形式的TC组件11的实施方式的诸如TC系统10a形式的涡轮压缩机(TC)系统10的一个实施方式的示意图的图示。在这个实施方式中，如图2中所示，诸如TC组件11a形式的TC组件11包括经由轴146与至少一个压缩机144机械地连接的涡轮138。优选地，在这个实施方式中，诸如TC组件11a(参见图2)形式的TC组件11(参见图2)具有诸如第一压缩机(C1)144a(参见图2)的一个压缩机144(参见图2)。
涡轮138(参见图2)具有涡轮入口136(参见图2)，涡轮入口136用于接收通过TC系统10(参见图2)中的多个连接管道131(参见图2)和引气系统34(参见图2)中的引气管道52(参见图2)传输的引气50。涡轮138(参见图2)将引气50(参见图2)通过涡轮138(参见图2)进行扩展并且提取来自经过涡轮138(参见图2)的引气50(参见图2)的提取能量238(参见图8)，以产生驱动压缩机144的诸如气动动力242(参见图8)的动力240(参见图8)。如图2所示，涡轮138产生经由出口管道140(参见图2)流出涡轮138的涡轮出流空气152。
TC组件11(参见图2至图7B)和TC系统10(参见图2至图7B)使用涡轮138(参见图2至图7B)从引气50(参见图2至图7B)牵引出能量，以减少AC组件42(参见图2至图7B)所需的引气流量236(参见图8)和引气压力234(参见图8)，并且从涡轮138(参见图2至图7B)获得提取能量238(参见图8)以吸引冲压空气60(参见图2至图5、图7B)并且与涡轮出口空气152(参见图2至图5、图7B)混合，以产生进入AC组件42(参见图2至图3)的降温的组件入口空气156(参见图2至图3)。
如图2中所示，压缩机144可经由连接到压缩机144的冲压空气入口58带入冲压空气60。与压缩机144(参见图2)连接的冲压空气入口58(参见图2)优选地被构造成借助于至少一个压缩机144(参见图2)带入冲压空气60(参见图2)。
图2示出如以上讨论并且还在图1A中示出的带有冲压空气进气口管道63的呈冲压空气进气口62形式的冲压空气入口58的实施方式。然而，如以上讨论并且还在图1B中示出的冲压空气入口旁路管道68(参见图1B)形式的冲压空气入口58还可与TC组件11a形式的TC组件11的这个实施方式一起使用。
压缩机144(参见图2)压缩冲压空气60并且产生通过压缩机出口162(参见图2)的诸如第一压缩机出口空气154a(参见图2)的压缩机出口空气154(参见图2)。如图2中所示，温度传感器148位于压缩机144的压缩机出口162处或在其附近，优选地为压缩机出口空气154提供过热保护。
涡轮出口空气152(参见图2)与压缩机出口空气154(参见图2)混合或共混，以形成涡轮压缩机(TC)出口空气155(参见图2)。TC出口空气155(参见图2)可经由诸如出口管道140a(参见图2)形式的多个连接管道131(参见图2)并且通过TC出口150(参见图2)传输。因为涡轮出口空气152(参见图2)具有借助于涡轮138(参见图2)从其提取的能量，所以这导致涡轮出口空气152具有比从引气系统34(参见图2)进入TC系统10(参见图2)的引气50(参见图2)的引气温度235(参见图8)低的温度。
压缩机出口空气154(参见图2)包括冲压空气60(参见图2)，冲压空气60被压缩机144(参见图2)压缩并且升至AC组件42(参见图2)所需的压力。因此，涡轮出口空气152与形成TC出口空气155(参见图2)的压缩机出口空气154(参见图2)的混合或共混导致进入AC组件42(参见图2)的入口空气的组件入口空气温度降低并且产生从TC系统10流入AC组件42(参见图2)的降温的组件入口空气156(参见图2)。因为进入AC组件42(参见图2)的组件入口空气的温度可对AC组件42(参见图2)例如为了冷却空气必须做多少工作产生影响，所以降温的组件入口空气156(参见图2)的效果是减少AC组件42(参见图2)冷却进入AC组件42(参见图2)的组件入口空气必须要做的工作。
TC系统10(参见图2至图5)用于降低组件入口空气温度，从而减少组件热交换器(HX)44(参见图2至图5)冲压空气流量，进而减少AC组件42(参见图2至图5)冲压空气用量，从而导致AC组件冲压空气用量157(图8)减少并且减小冲压空气阻力。因此，TC系统10(参见图2至图5)提供AC组件42(参见图2至图5)冲压空气阻力节省和发动机风扇74(参见图2至图5)节省。
优选地，在一个实施方式中，当TC系统10(参见图2至图3)处于操作模式时，诸如，当航空器12在巡航，在攀升或下降阶段(或攀升或下降阶段的一部分)时，组件FCV 130(参见图2至图3)闭合，引气50(参见图2至图3)转向并且流过TC系统10(参见图2至图3)。因此，流入AC组件42(参见图2至图3)的降温的组件入口空气156(参见图2至图3)全部源自TC系统10(参见图2至图3)。在这个实施方式中，降温的组件入口空气156(参见图2至图3)包括涡轮出口空气152(参见图2至图3)和压缩机出口空气154(参见图2至图3)的TC出口空气155(参见图2至图3)混合物。
当TCCV 134(参见图2至图7B)打开并且组件FCV 130(参见图2至图7B)闭合时，TC系统10(参见图2至图7B)的TCCV 134(参见图2至图7B)执行组件FCV 130(参见图2至图7B)的组件流量控制功能。TCCV 134(参见图2至图7B)调节提供实时气动动力242(参见图8)提取优化和净引气50(参见图2至图7B)节省和实时优化的％SFC(具体燃油消耗)节省。优选地，当TC系统10(参见图2至图3)处于操作模式时，期望的是，同时使引气系统34(参见图2至图7B)的压力调节关断阀(PRSOV)92(参见图2至图7B)和过压阀(OPV)108(参见图2至图7B)都尽可能大地打开，以最小化或防止PRSOV 92和OPV 108调节和降低引气50(参见图2至图7B)的压力，从而使通向TC系统10的引气50的引气压力234(参见图8)最大并且使任何能量浪费最低。
在另一个实施方式中，如图4中所示，当TC系统10处于操作模式时，诸如，当航空器12在巡航、攀升或下降时，组件FCV 130打开并且引气50同时流过TC系统10和组件FCV 130。如图4中所示，流过组件FCV 130的引气50a与源自TC系统10的TC出口空气155混合并且混合物形成流入AC组件42的降温的组件入口空气156a。在这个实施方式中，降温的组件入口空气156a(参见图4)包括涡轮出口空气152(参见图4)和压缩机出口空气154(参见图4)的TC出口空气155(参见图4)混合物和流过组件FCV 130(参见图4)的引气50a(参见图4)。另选地，图4中示出的TC系统10可使用只包括TC出口空气155的降温的组件入口空气156，如图2至图3中所示。
另外，尽管图2至图3和图5中示出的TC系统10的实施方式示出只包括TC出口空气155的降温的组件入口空气156，但图2至图3和图5中示出的TC系统10的这类实施方式还可使用包括涡轮出口空气152(参见图4)和压缩机出口空气154(参见图4)的TC出口空气155(参见图4)混合物和流过组件FCV 130(参见图4)的引气50a(参见图4)的降温的组件入口空气156a(参见图4)。
图3是具有诸如TC组件11b形式的TC组件11的实施方式的诸如TC系统10b形式的涡轮压缩机(TC)系统10的另一个实施方式的示意图的图示。诸如TC系统10b形式的TC系统10与图2的TC系统10a类似，除了作为一个压缩机144的替代，诸如TC组件11b形式的TC组件11具有两个压缩机44。在这个实施方式中，如图3中所示，诸如TC组件11b形式的TC组件11包括与诸如第一压缩机(C1)144a和第二压缩机(C2)144b形式的两个压缩机144机械地连接的涡轮138。如图3中进一步示出的，涡轮138经由轴146机械地连接到第一压缩机(C1)144a，第一压缩机(C1)144a经由轴158机械地连接到第二压缩机(C2)144b。压缩机管道160(参见图3)可连接在第一压缩机(C1)144a(参见图3)和第二压缩机(C2)144b(参见图3)之间。这个实施方式可具有TC组件11b和TC系统10b的整体高度减小的优点，因此允许TC组件11b和TC系统10b更容易装配在航空器12(参见图1A)内的指定安装控件内或区域内。
如图3中所示，涡轮138具有涡轮入口136，涡轮入口136用于接收通过TC系统10b中的多个连接管道131和引气系统34中的引气管道52传输的引气50。涡轮138(参见图3)将引气50(参见图3)通过涡轮138(参见图3)进行扩展并且提取来自经过涡轮138(参见图3)的引气50(参见图3)的提取能量238(参见图8)，以产生驱动第一压缩机(C1)144a的诸如气动动力242(参见图8)的动力240(参见图8)。如图3所示，涡轮138产生经由出口管道140(参见图3)流出涡轮138的涡轮出流空气152。
如图3中所示，第一压缩机(C1)144a可经由连接到第一压缩机(C1)144a的冲压空气入口58带入冲压空气60。图3示出如以上讨论并且还在图1A中示出的具有冲压空气进气口管道63的冲压空气进气口62形式的冲压空气入口58的实施方式。然而，如以上讨论并且还在图1B中示出的冲压空气入口旁路管道68(参见图1B)形式的冲压空气入口58还可与TC组件11b形式的TC组件11的这个实施方式一起使用。
如图3中所示，第一压缩机(C1)144a压缩冲压空气60并且产生可经由压缩机管道160传输到第二压缩机(C2)144b的诸如第一压缩机出口空气154a(参见图3)的压缩机出口空气154(参见图3)。如图3中进一步示出的，第二压缩机(C2)144b压缩第一压缩机出口空气154a(即，经压缩冲压空气60)并且产生第二压缩机出口空气154b(参见图3)。如图3中所示，温度传感器148可位于第二压缩机(C2)144b的压缩机出口162处或在其附近，可优选地为第二压缩机出口空气154b提供过热保护。
涡轮出口空气152(参见图3)与第二压缩机出口空气154b(参见图3)混合或共混，形成涡轮压缩机(TC)出口空气155(参见图3)。TC出口空气155(参见图3)可经由诸如出口管道140a(参见图3)形式的多个连接管道131(参见图3)并且通过TC出口150(参见图3)传输。通过涡轮出口空气152(参见图3)与形成TC出口空气155(参见图3)的第二压缩机出口空气154b(参见图3)的混合或共混导致进入AC组件42(参见图3)的入口空气的组件入口空气温度降低并且产生从TC系统10b(参见图3)流入AC组件42(参见图3)的降温的组件入口空气156(参见图3)。
图4是具有诸如TC组件11c形式的TC组件11的实施方式的诸如TC系统10c形式的涡轮压缩机(TC)系统10的另一个实施方式的示意图的图示。诸如TC系统10c形式的TC系统10与图3的TC系统10b类似，除了电动机164机械地连接在涡轮138和诸如第一压缩机(C1)144a形式的至少一个压缩机144之间。
在这个实施方式中，如图4中所示，诸如TC组件11c形式的TC组件11包括涡轮138，涡轮138经由轴146与第一压缩机(C1)144a机械地连接并且具有与涡轮138和第一压缩机(C1)144a之间的轴146连接的电动机164。电动机164(参见图4)优选地增强了提供至第一压缩机(C1)144a(参见图4)的动力。TC系统10c(参见图4)的这个实施方式优选地是混合电子系统，也就是说，TC系统10c仍然使用引气50(参见图4)，但引气被来自电动机164(参见图4)的一些电力增强，以进一步增强燃油消耗节省。如果引气压力234(参见图8)不足以支持航空器空气调节系统40(参见图8)的需要并且需要增强，则这个实施方式会是有益的。
如图4中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a经由轴158机械地连接到第二压缩机(C2)144b。压缩机管道160(参见图4)可连接在第一压缩机(C1)144a(参见图4)和第二压缩机(C2)144b(参见图4)之间。
如图4中进一步示出的，涡轮138具有涡轮入口136，涡轮入口136用于接收通过TC系统10c中的多个连接管道131和引气系统34中的引气管道52传输的引气50。涡轮138(参见图4)将引气50(参见图4)通过涡轮138(参见图4)进行扩展并且提取来自经过涡轮138(参见图4)的引气50(参见图4)的提取能量238(参见图8)，以产生诸如气动动力242(参见图8)的动力240(参见图8)。电动机164(参见图4)产生电力或能量并且用于增强源自涡轮138(参见图4)的气动动力242(参见图8)，接着驱动注入第一压缩机(C1)144a(参见图4)的压缩机144(参见图4)。如图4所示，涡轮138产生经由出口管道140(参见图4)流出涡轮138的涡轮出流空气152。
如图4中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a可经由连接到第一压缩机(C1)144a的冲压空气入口58带入冲压空气60。图4示出如以上讨论并且还在图1A中示出的具有冲压空气进气口管道63的冲压空气进气口62形式的冲压空气入口58的实施方式。然而，如以上讨论并且还在图1B中示出的冲压空气入口旁路管道68(参见图1B)形式的冲压空气入口58还可与TC组件11b形式的TC组件11的这个实施方式一起使用。
如图4中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a压缩冲压空气60并且产生可经由压缩机管道160传输到第二压缩机(C2)144b的诸如第一压缩机出口空气154a的压缩机出口空气154。如图4中进一步示出的，第二压缩机(C2)144b压缩第一压缩机出口空气154a(即，经压缩冲压空气60)并且产生第二压缩机出口空气154b(参见图4)。如图4中所示，温度传感器148可位于第二压缩机(C2)144b的压缩机出口162处或在其附近，可优选地为第二压缩机出口空气154b提供过热保护。
涡轮出口空气152(参见图4)与第二压缩机出口空气154b(参见图4)混合或共混，形成涡轮压缩机(TC)出口空气155(参见图4)。TC出口空气155(参见图4)可经由诸如出口管道140a(参见图4)形式的多个连接管道131(参见图4)并且通过TC出口150(参见图4)传输。
在这个实施方式中，如以上讨论的，当TC系统10c(参见图4)处于操作模式时，诸如，当航空器12(参见图4)在巡航、攀升或下降时，组件FCV 130(参见图4)打开并且引气50(参见图4)同时流过TC系统10c(参见图4)和组件FCV 130(参见图4)。如图4中所示，流过组件FCV 130的引气50a与源自TC系统10c的TC出口空气155混合并且混合物形成流入AC组件42的降温的组件入口空气156a。在这个实施方式中，降温的组件入口空气156a(参见图4)包括涡轮出口空气152(参见图4)和压缩机出口空气154(参见图4)的TC出口空气155(参见图4)混合物和流过组件FCV 130(参见图4)的引气50a(参见图4)。另选地，图4中示出的TC系统10c可使用只包括TC出口空气155的降温的组件入口空气156，如图2至图3中所示。
图5是具有诸如TC组件11d形式的TC组件11的实施方式的诸如TC系统10d形式的涡轮压缩机(TC)系统10的另一个实施方式的示意图的图示。诸如TC系统10d形式的TC系统10与图3的TC系统10b类似，除了中冷器热交换器166连接在第一压缩机(C1)144a和第二压缩机(C2)144b之间并且还连接到冲压空气进气口管道63。
根据TC系统10中的第一压缩机(C1)144a和第二压缩机(C2)144b的效率，可添加中冷器热交换器166，以优选地将冲压空气60(参见图5、图8)的冲压空气温度61(参见图8)保持在燃油自燃温度极限之下，前提是假设TC系统10d安装在航空器12(参见图5)中的可燃液体泄漏区中。如图5中所示，通过冲压空气进气口62流向冲压空气进气口管道63的冲压空气60可经由管道168传输到中冷器热交换器166进行冷却。如图5中进一步示出的，第一压缩机出口空气154a可经由压缩机管道160传输到中冷器热交换器166，进行冷却。如图5中所示，中冷器热交换器166可排放通过中冷器热交换器166冷却的冲压空气60或第一压缩机出口空气154a的热。
在图5中示出的实施方式中，作为添加中冷器热交换器166的替代方式，第二压缩机(C2)144b和压缩机出口162可替代地在所需位置通风，之后与涡轮出口空气152混合。可添加本领域中已知的一个或多个通风装置153(参见图2至图6)形式的这种通风，以优选地保持第一压缩机出口空气154a(参见图2、图7A、图7B)、第二压缩机出口空气154b(参见图3至图5)和第二压缩机出口空气176b(参见图6)的空气温度低于燃料自燃温度极限。一个或多个通风装置153(参见图2至图6)可以是管道或被设计成流通周围空气的其它合适通风装置形式。
在这个实施方式中，如图5中所示，诸如TC组件11d形式的TC组件11包括涡轮138，涡轮138经由轴146机械地连接到第一压缩机(C1)144a，第一压缩机(C1)144a经由轴158机械地连接到第二压缩机(C2)144b。压缩机管道160(参见图3)可连接在第一压缩机(C1)144a(参见图3)和第二压缩机(C2)144b(参见图3)之间。
如图5中所示，涡轮138具有涡轮入口136，涡轮入口136用于接收通过TC系统10b中的多个连接管道131和引气系统34中的引气管道52传输的引气50。涡轮138(参见图3)将引气50(参见图3)通过涡轮138(参见图3)进行扩展并且提取来自经过涡轮138(参见图5)的引气50(参见图5)的提取能量238(参见图8)，以产生驱动第一压缩机(C1)144a的诸如气动动力242(参见图8)的动力240(参见图8)。如图5所示，涡轮138产生经由出口管道140(参见图5)流出涡轮138的涡轮出流空气152。
如图5中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a可经由连接到第一压缩机(C1)144a的冲压空气入口58带入冲压空气60。如以上讨论的，冲压空气60(参见图5)可经由管道168(参见图5)传输到中冷器热交换器166(参见图5)。图5示出如以上讨论并且还在图1A中示出的具有冲压空气进气口管道63的冲压空气进气口62形式的冲压空气入口58的实施方式。然而，如以上讨论并且还在图1B中示出的冲压空气入口旁路管道68(参见图1B)形式的冲压空气入口58还可与TC组件11b形式的TC组件11的这个实施方式一起使用。
如图5中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a压缩冲压空气60并且产生可经由压缩机管道160传输到中冷器热交换器166的诸如第一压缩机出口空气154a(参见图3)的压缩机出口空气154(参见图3)，然后经由压缩机管道160传输到第二压缩机(C2)144b。如图5中进一步示出的，第二压缩机(C2)144b压缩第一压缩机出口空气154a(即，经压缩冲压空气60)或者被中冷器热交换器166冷却的冲压空气60并且产生第二压缩机出口空气154b(参见图5)。如图5中所示，温度传感器148可位于第二压缩机(C2)144b的压缩机出口162处或在其附近，可优选地为第二压缩机出口空气154b提供过热保护。
涡轮出口空气152(参见图5)与第二压缩机出口空气154b(参见图5)混合或共混，形成涡轮压缩机(TC)出口空气155(参见图3)。TC出口空气155(参见图3)可经由诸如出口管道140a(参见图5)形式的多个连接管道131(参见图5)并且通过TC出口150(参见图5)传输。通过涡轮出口空气152(参见图5)与形成TC出口空气155(参见图5)的第二压缩机出口空气154b(参见图5)的混合或共混导致进入AC组件42(参见图5)的入口空气的组件入口空气温度降低并且产生从TC系统10d(参见图5)流入AC组件42(参见图5)的降温的组件入口空气156(参见图5)。
图6是具有诸如TC组件11e形式的TC组件11的实施方式的诸如TC系统10e形式的涡轮压缩机(TC)系统10的另一个实施方式的示意图的图示。诸如TC系统10e形式的TC系统10与图3的TC系统10b类似，除了作为冲压空气60(参见图3)和冲压空气进气口62和冲压空气进气口管道63的替代，使用再循环机舱空气172和再循环机舱空气管道174并且将其连接到第一压缩机(C1)144a。
在这个实施方式中，如图6中所示，诸如TC组件11e形式的TC组件11包括与诸如第一压缩机(C1)144a和第二压缩机(C2)144b形式的两个压缩机144机械地连接的涡轮138。如图6中所示，涡轮138经由轴146机械地连接到第一压缩机(C1)144a，第一压缩机(C1)144a经由轴158机械地连接到第二压缩机(C2)144b。压缩机管道160(参见图6)可连接在第一压缩机(C1)144a(参见图6)和第二压缩机(C2)144b(参见图6)之间。
在这个实施方式中，如图5中所示，用再循环机舱空气管道174取代被构造成在至少一个压缩机144的作用下带入冲压空气60(参见图3)的冲压空气入口58(参见图3)，再循环机舱空气管道174连接到至少一个压缩机(C1)144a并且被构造用于在第一压缩机(C1)144a的作用下从航空器机舱14带入再循环机舱空气172。因此，作为在第一压缩机(C1)144a的作用下带入冲压空气60(参见图3至图5)，在第一压缩机(C1)144a的作用下引入再循环机舱空气172。使用再循环空气管道174替代冲压空气入口58(参见图3至图5)。
如图6中所示，涡轮138具有涡轮入口136，涡轮入口136用于接收通过TC系统10e中的多个连接管道131和引气系统34中的引气管道52传输的引气50。涡轮138(参见图6)将引气50(参见图6)通过涡轮138(参见图6)进行扩展并且提取来自经过涡轮138(参见图6)的引气50(参见图6)中的提取能量238(参见图8)，以产生驱动第一压缩机(C1)144a的诸如气动动力242(参见图8)的动力240(参见图8)。如图6所示，涡轮138产生经由出口管道140(参见图6)流出涡轮138的涡轮出流空气152。
如图6中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a可经由连接到第一压缩机(C1)144a的再循环机舱空气管道174带入再循环机舱空气172。如图6中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a压缩再循环机舱空气172并且产生压缩机出口空气176(参见图6)，诸如，可经由压缩机管道160传输到第二压缩机(C2)144b的第一压缩机出口空气176a(参见图6)。如图6中进一步示出的，第二压缩机(C2)144b压缩第一压缩机出口空气176a(即，经压缩再循环机舱空气172)并且产生第二压缩机出口空气176b(参见图6)。如图6中所述，温度传感器148可位于第二压缩机(C2)144b的压缩机出口162处或在其附近，可优选地为压缩机出口空气176b提供过热保护。
如图6中进一步示出的，作为温度传感器148的替代或补充，可以本领域中已知的一个或多个通风装置153的形式添加通风，以优选地将第二压缩机出口空气176b的空气温度保持在燃料自燃温度极限之下。一个或多个通风装置153(参见图6)可以是管道或被设计成流通周围空气的其它合适通风装置的形式。
涡轮出口空气152(参见图6)与第二压缩机出口空气176b(参见图6)混合或共混，形成涡轮压缩机(TC)出口空气155a(参见图6)。TC出口空气155a(参见图6)可经由诸如出口管道140a(参见图6)形式的多个连接管道131(参见图6)并且通过TC出口150(参见图6)传输。通过涡轮出口空气152(参见图6)与形成TC出口空气155a(参见图6)的第二压缩机出口空气176b(参见图6)的混合或共混导致进入AC组件42(参见图6)的入口空气的组件入口空气温度降低并且产生从TC系统10e(参见图6)流入AC组件42(参见图6)的降温的组件入口空气156b(参见图6)。
尽管图6中示出的TC系统10e的实施方式示出只包括TC出口空气155a的降温的组件入口空气156a，但图6中示出的TC系统10e的这种实施方式还可使用降温的组件入口空气156a(参见图4)，降温的组件入口空气156a包括涡轮出口空气152(参见图4)和压缩机出口空气154(参见图4)的TC出口空气155(参见图4)混合物和流过组件FCV 130(参见图4)的引气50a(参见图4)。
图7A至图7B是具有诸如TC组件11f形式的TC组件11的实施方式的诸如TC系统10f形式的涡轮压缩机(TC)系统10的另一个实施方式的示意图的图示。图7A示出处于打开位置的组件流量控制阀(FCV)130。用处于打开位置的组件流量控制阀(FCV)130(参见图7A)进行的这种模式的操作不旨在提供节省燃料的益处。图7B示出组件流量控制阀(FCV)130处于闭合位置。用处于闭合位置的组件流量控制阀(FCV)130(参见图7B)进行的这种模式的操作提供节省燃料的益处。
在这个实施方式中，如图7A至图7B中所示，诸如TC系统10f形式的TC系统10包括涡轮压缩机(TC)系统10，TC系统10与航空器空气调节系统40的空气循环系统182集成在一起以集成在一起涡轮压缩机空气循环机(ACM)系统180，并且包括一个或多个另外的阀181(参见图8)，诸如，涡轮压缩机阀142(参见图8)。例如，一体涡轮压缩机空气循环机系统180可包括另外的涡轮压缩机止回阀202(参见图7A至图7B)，可包括另外的涡轮压缩机控制阀(TCCV)214(参见图7A至图7B)，或可包括其它另外的阀。
如图7A至图7B中进一步示出的，诸如TC系统10f形式的涡轮压缩机(TC)系统10在航空器空气调节系统40中并且连接到引气系统34。对于图7A至图7B中示出的实施方式，AC组件42(参见图2至图6)可以是空气循环系统182的形式。如图7A至图7B中所示，空气循环系统182可包括主热交换器188、次热交换器190、水收集器192、冷凝器热交换器194、水收集器/冷凝器旁路阀196和各种连接管道。图7A至图7B中示出的一体涡轮压缩机空气循环机系统180的空气循环系统182是可与本文中公开的TC系统10f(参见图7A至图7B)一起使用的ACM系统结构的示例性实施方式，并不意图是限制的并且不应该被理解为限于这个实施方式。相反，本领域中已知的其它合适ACM系统结构可与本文中公开的TC系统10f一起使用。
在这个实施方式中，如图7A至图7B中所示，诸如TC系统10f形式的TC系统10包括经由轴146与诸如第一压缩机(C1)144a的压缩机144机械地连接的诸如第一涡轮(T1)138a的涡轮138。如图7A至图7B中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a经由轴158机械地连接到诸如第二压缩机(C2)144b的另一个压缩机144，第二压缩机(C2)144b经由轴220机械地连接到诸如第二涡轮(T2)138b的另一个涡轮138。第一涡轮(T1)138a(参见图7A至图7B)、第二涡轮(T2)138b(参见图7A至图7B)和第二压缩机(C2)144b(参见图7A至图7B)可以是航空器空气调节系统40的现有涡轮压缩机系统的组件，第一压缩机(C1)144a(参见图7A至图7B)优选地被作为TC系统10f(参见图7A至图7B)形式的TC系统(参见图7A至图7B)的新组件部分添加。
图7A示出处于打开位置的组件流量控制阀(FCV)130，引气50作为降温入口空气216通过组件FCV130流向主热交换器188，而不是直接流向诸如第一涡轮(T1)138a的涡轮138。图7A示出引气50通过旁路路口128，通过组件FCV 130，通过主热交换器188，通过管道218流向诸如第二压缩机(C2)144b的压缩机144。第二压缩机(C2)144b(参见图7A)产生或者输出通过管道222(参见图7A)流向次热交换器190(参见图7A)的第二压缩机出口空气154b(参见图7A)。
降温出口空气226(参见图7A)流出次热交换器190(参见图7A)，通过管道208(参见图7A)，通过冷凝器热交换器194(参见图7A)，通过管道206(参见图7A)，通过水收集器192(参见图7A)，通过管道204(参见图7A)，通过涡轮压缩机止回阀202(参见图7A)，通过涡轮入口136，流向诸如第一涡轮(T1)138a的涡轮138。第一涡轮(T1)138a(参见图7A)产生或输出涡轮出口空气152(参见图7A)，涡轮出口空气152通过管道212(参见图7A)，回头通过冷凝器热交换器197(参见图7A)，通过管道210(参见图7A)，流向诸如第二涡轮(T2)138b(参见图7A)的涡轮138(参见图7A)。
第二涡轮(T2)138b(参见图7A)产生经调节涡轮出口空气198(参见图7A)。经调节涡轮出口空气198(参见图7A)接着经由管道53(参见图7A)作为经调节的空气源46(参见图7A)供应到航空器机舱14(参见图7A)。
图7B示出处于闭合位置的组件流量控制阀(FCV)130，引气50流向诸如第一涡轮(T1)138a的涡轮138，而不是通过组件FCV 130。图7B示出引气50流经旁路路口128，通过涡轮压缩机入口132，通过涡轮压缩机控制阀(TCCV)134，通过涡轮入口136并且流入第一涡轮(T1)138a。如图7B中所示，引气50优选地通过TC系统10f中的多个连接管道131和引气系统34中的引气管道52传输。
诸如第一涡轮(T1)138a(参见图7B)的涡轮138(参见图7B)扩展引气50(参见图7B)并且提取来自经过第一涡轮(T1)138a(参见图7B)的引气50(参见图7B)的提取能量238(参见图8)，以产生驱动诸如第一压缩机(C1)144a(参见图7B)的压缩机144(参见图7B)的诸如气动动力242(参见图7B)的动力240(参见图8)。如图7B中所示，第一涡轮(T1)138a产生经由涡轮出口管道212并且通过旁路阀214流出第一涡轮(T1)138a的涡轮出流空气152。
被提取能量238(参见图8)驱动的诸如第一压缩机(C1)144a(参见图7B)的压缩机144(参见图7B)可经由与第一压缩机(C1)144a连接的冲压空气进气口62(参见图7B)和冲压空气进气口管道63(参见图7B)从航空器12(参见图7B)外部带入或引入冲压空气60(参见图7B)。第一压缩机(C1)144a压缩冲压空气60。另选地，如图6中所示，第一压缩机(C1)144a可带入再循环机舱空气172而非冲压空气60。
如图7B中进一步示出的，第一压缩机(C1)144a产生或输出流过压缩机出口管道224的诸如第一压缩机出口空气154a的压缩机出口空气154(即，经压缩冲压空气)。压缩机出口空气154(参见图7B)与涡轮出流空气152(参见图7B)混合，接着混合物顺序流动通过涡轮压缩机阀142(参见图7B)，通过涡轮压缩机出口150(参见图7B)，通过主热交换器188(参见图7B)，通过管道218，通过诸如第二压缩机(C2)144b的压缩机144。第二压缩机(C2)144b(参见图7B)压缩和加热压缩机出口空气154(参见图7B)和涡轮出流空气152(参见图7B)的混合物。第二压缩机(C2)144b(参见图7B)产生或输出诸如第二压缩机出口空气154b(参见图7B)的压缩机出口空气154(参见图7B)，压缩机出口空气154通过管道222(参见图7B)流过次热交换器190(参见图7B)。由次热交换器190(参见图7B)产生降温出口空气226(参见图7B)，降温出口空气226经过水收集器/冷凝器旁路阀196(参见图7B)，通过管道184(参见图7B)，通向诸如第二涡轮(T2)138b(参见图7B)的涡轮138(参见图7B)。接着，经调节涡轮出口空气198(参见图7B)流出第二涡轮(T2)138b，然后经由管道53(参见图7B)被作为经调节的空气源46(参见图7B)供应到航空器机舱14(参见图7B)。
图8是示出可包括本公开的涡轮压缩机(TC)系统10的实施方式的航空器空气调节系统40的航空器12的一个实施方式的功能框图的图示。如图8中所示，在这个实施方式中，提供了航空器12，航空器12包括至少一个翼30和与至少一个翼30连接的一个或多个航空器发动机32。各航空器发动机32(参见图8)具有用于产生引气50(参见图8)的引气系统34(参见图8)。航空器12(参见图8)还包括限定内部空间15(参见图1A至图1B)的机身13(参见图8)，内部空间15具有航空器机舱14(参见图8)和与航空器机舱14(参见图8)分开的组件舱36(参见图8)。航空器12(参见图8)还包括设置在组件舱36(参见图8)中并且与航空器机舱14(参见图8)流体连通的航空器空气调节系统40(参见图8)。
如图8中进一步示出的，航空器12包括具有一个或多个控制器56的一个或多个控制系统54，如以上详细讨论的。如图8中进一步示出的，航空器12包括用于向TC系统10(参见图2至图7B)供电的一个或多个电力系统57。航空器机舱14(参见图8)经由空气管道53(参见图8)从航空器空气调节系统40(参见图8)接收经调节的空气源46(参见图8)。航空器12(参见图8)还包括允许出流空气48a、48b(参见图8)流出航空器12(参见图8)的一个或多个出流空气阀47a、47b(参见图1A至图1B)。出流空气48a、48b(参见图8)可包括机舱出流空气和/或航空器12(参见图8)的其它区域中的其它出流空气。
如图8中进一步示出的，航空器空气调节系统40(参见图8)包括与空气调节(AC)组件42连接的涡轮压缩机(TC)系统10。AC组件42(参见图8)可包括组件热交换器44(参见图8)并且可以是空气循环系统182(参见图8)的形式。AC组件42(参见图8)具有组件空气流要求230(参见图8)和动力要求232(参见图8)。组件流量控制阀(FCV)130(参见图8)控制通入AC组件42(参见图8)中的组件空气流228(参见图8)。
如图8中所示并且以上详细讨论的，TC系统10包括涡轮压缩机(TC)组件11。TC系统(参见图8)包括TC入口132(参见图8)，TC入口132与引气系统34(参见图8)流体连通并且被构造成将引气50(参见图8)从引气系统34(参见图8)带入TC组件11(参见图8)。TC系统10(参见图8)还包括TC出口150(参见图8)，TC出口150与AC组件42(参见图8)流体连通并且被构造成将来自TC组件10(参见图8)的降温的组件入口空气156(参见图8)提取到AC组件42(参见图8)中。
如图8中所示，TC组件11包括与至少一个压缩机144机械地连接的涡轮138。涡轮138(参见图8)排放涡轮出口空气152(参见图8)。压缩机144(参见图8)排放压缩机出口空气154(参见图8)。压缩机144(参见图8)可包括排放第一压缩机出口空气154a(参见图8)的第一压缩机(C1)144a(参见图8)和排放第二压缩机出口空气154b(参见图8)的第二压缩机(C2)144b(参见图8)。
如图8中所示，TC系统10还包括冲压空气入口58，冲压空气入口58与至少一个压缩机144连接并且被构造成在至少一个压缩机144的作用下带入具有冲压空气温度61的冲压空气60。冲压空气入口58(参见图8)可在一个实施方式中包括冲压空气进气口62(参见图8)并且可在另一个实施方式中包括冲压空气入口旁路管道68(参见图8)。
如图8中所示，TC系统10还包括TC控制阀134和TC阀142，这两个阀都经由多个连接管道131连接到TC组件11。TC阀142(参见图8)可包括TC止回阀142a(参见图8)、TC关断阀142b(参见图8)或其它合适的TC阀。涡轮出口空气152(参见图8)与压缩机出口空气154(参见图8)混合，以形成TC出口空气155(参见图8)。TC系统10还可包括位于至少一个压缩机144(参见图2)的压缩机出口162(参见图2)处的一个或多个温度传感器(参见图2)。
在TC系统10的各种实施方式中，如图8中所示并且以上详细讨论的，TC系统10的TC组件11可以可选地包括：电动机164(参见图4)，其机械地连接在涡轮138和至少一个压缩机144之间；中冷器热交换器166(参见图5)，其连接到至少一个压缩机144；再循环机舱空气管道174(参见图6)，其取代冲压空气入口58(参见图8)并且连接到至少一个压缩机144并且被构造成在至少一个压缩机144的作用下从航空器机舱14带入再循环机舱空气172；或一体的涡轮压缩机空气循环机系统180(参见图7A)，其包括一个或多个另外的阀181。
TC系统10(参见图8)的涡轮138(参见图8)从引气50(参见图8)提取来自引气50(参见图8)的提取能量238(参见图8)。这样产生诸如气动动力242(参见图8)的动力240(参见图8)，以减少AC组件42(参见图8)所需的引气流量238(参见图8)和引气压力(参见图8)，从而导致动力要求232(参见图8)减少，诸如，空气调节系统40(参见图8)所需的总气动动力244(参见图8)减少并且空气调节组件冲压空气用量157(参见图8)减少。
对于任何给定的操作条件，空气调节组件入口43(参见图2)提供航空器12(参见图1A)所需的冷却和空气流需要最小压力。在某些情形下，引气系统34(参见图2)提供的压力可超过空气调节组件入口43(参见图2)所需的该最小压力。涡轮压缩机(TC)系统10(参见图2至图8)优选地使用该过量压力来压缩冲压空气60(参见图2、图8)或外部空气并且增强流向涡轮压缩机(TC)系统10(参见图2至图8)的引气50(参见图2至图8)。另选地，在图6中示出的实施方式中，可使用再循环机舱空气172替代冲压空气60(参见图2)。从引气系统34(参见图2至图8)流出的引气50(参见图2至图8)的减少优选地减少从航空器发动机32(参见图2至图7B)提取的整体提取能量238(参见图8)或动力。优选地，控制涡轮压缩机系统10(参见图2至图8)，以提供空气调节组件42(参见图2)所需的压力和流量。在这样做时，空气调节组件入口43(参见图2)处的气流温度降低，这样导致产生降温的组件入口空气156(参见图2、图8)。有效效应是航空器空气调节系统40(参见图2、图8)的降低动力要求232(参见图8)和降低空气调节组件冲压空气用量157(参见图8)。
在另一个实施方式中，提供了从航空器发动机32(参见图1A)提取能量以得到或产生提取能量238(参见图8)的方法250(参见图9)。图9是示出本公开的方法250的实施方式的流程图的图示。
方法250包括步骤252，步骤252将涡轮压缩机(TC)系统10(参见图8)安装在航空器12(参见图8)的航空器空气调节系统40(参见图8)中。如以上详细讨论的，TC系统10(参见图2至图8)包括涡轮压缩机(TC)组件11(参见图2至图8)，TC组件11设置在TC入口132(参见图2至图8)和TC出口150(参见图2至图8)之间，并且包括与诸如第一压缩机(C1)144a(参见图2至图8)形式的至少一个压缩机144(参见图2至图8)机械地连接的涡轮138(参见图2至图8)。
TC系统10(参见图8)还包括与至少一个压缩机144(参见图2)连接的冲压空气入口58(参见图8)。TC系统10(参见图8)还包括涡轮压缩机(TC)控制阀134(参见图8)和涡轮压缩机(TC)阀142(参见图8)。TC阀142(参见图8)可以是涡轮压缩机(TC)止回阀142a、涡轮压缩机(TC)关断阀142b(参见图8)或其它合适TC阀的形式。TC控制阀134(参见图8)和TC阀142(参见图8)(例如，TC止回阀142a或TC关断阀142b)都优选地经由多个连接管道131(参见图8)连接到TC组件11(参见图8)。
如图9中所示，方法250还包括步骤254，步骤254使用TC系统10(参见图8)的涡轮138(参见图8)从来自航空器发动机32(参见图8)中的引气系统34(参见图8)的引气60(参见图8)提取能量，以得到涡轮出口空气152(参见图8)和提取能量238(参见图8)。
如图9中所示，方法250还包括步骤256，步骤256用提取能量238(参见图8)驱动至少一个压缩机144(参见图2)以从冲压空气入口58(参见图8)带入冲压空气60(参见图8)并进行压缩，从而得到压缩机出口空气154(参见图2)。另选地，用提取能量238(参见图8)驱动至少一个压缩机144(参见图8)以通过再循环机舱空气管道174(参见图6)从航空器机舱14(参见图6)带入再循环机舱空气172(参见图6)并进行压缩从而得到压缩机出口空气155a(参见图6)的步骤取代用提取能量238(参见图8)驱动至少一个压缩机144(参见图2)以从冲压空气入口58(参见图8)带入冲压空气60(参见图8)并进行压缩的步骤256。
如图9中所示，方法250还包括步骤258，步骤258使用TC系统(参见图8)减少航空器空气调节系统40(参见图8)中的AC组件42(参见图8)所需的引气流量236(参见图8)(和引气压力234(参见图8))，从而减少航空器空气调节系统40(参见图8)的动力要去232(参见图8)。使用TC系统(参见图8)减少引气流量236(参见图8)和引气压力234(参见图8)的步骤258还可包括同时打开引气系统34(参见图2、图8)中的压力调节关断阀(PRSOV)92(参见图2)和过压阀(OPV)108(参见图2)。
如图9中所示，方法250还包括步骤260，步骤260在TC系统10(参见图8)中混合涡轮出口空气152(参见图8)和压缩机出口空气154(参见图8)(或压缩机出口空气176b(参见图6))，以得到降温的组件入口空气156(参见图8)和减少的空气调节组件冲压空气用量157(参见图8)。
如图9中所示，方法250还可包括可选的步骤262，步骤262将电动机164(参见图4)机械地连接在涡轮138(参见图4)和至少一个压缩机144(参见图4)之间，以增强提供至至少一个压缩机144(参见图4)的动力，更特别地，增强提供至第一压缩机(C1)144a(参见图4)的动力。
如图9中所示，方法250还可包括可选的步骤264，步骤264将一个或多个温度传感器148(参见图2)设置在至少一个压缩机144(参见图2)的压缩机出口162(参见图2)，为压缩机出口空气154(参见图4)或压缩机出口空气176b(参见图6)提供过热保护。
如图9中所示，方法250还可包括可选的步骤266，步骤266将中冷器热交换器166(参见图5)连接到TC组件10，以将冲压空气60(参见图8)的冲压空气温度62(参见图8)保持在燃料自然温度极限之下。
如图9中所示，方法250还可包括可选的步骤268，步骤268将TC系统10与航空器空气调节系统(参见图7A、图8)的空气循环机器(ACM)45(参见图7A、图8)集成在一起并且将诸如TC止回阀202(参见图7A)和TC控制阀(TCCV)214(参见图7A)的一个或多个另外的阀181(参见图8)安装在一体的涡轮压缩机ACM系统180(参见图7A)中。
方法250还可包括可选的步骤，该步骤通过打开TC控制阀(TCCV)134(参见图8)并且闭合AC组件42(参见图2)的组件流量控制阀130(参见图2)，控制降温的组件入口空气156(参见图8)从TC系统10(参见图8)流入航空器空气调节组件42(参见图8)。
图10是航空器制造和维修方法300的流程图的图示。图11是航空器316的框图的图示。参照图10至图11，本公开的实施方式可在航空器制造和维修方法300(如图10中所示)和航空器316(如图11中所示)的背景下进行描述。在预制造期间，示例性的航空器制造和维修方法300可包括航空器316的规格和设计302和材料采购304。在制造期间，发生组件和子组件制造306和航空器316的系统整合308。此后，航空器316可经过合格审定和运输310，以进入维修312。当顾客进行维修312时，可安排对航空器316进行常规维护和维修314(还可包括改装、重构、翻新和其它合适维修)。
可由系统整合商、第三方和/或运营商(例如，消费者)执行或进行航空器制造和维修方法300中的各过程。出于进行此描述的目的，系统整合商可包括(而不限于)任何数量的航空器制造商和主系统分包商；第三方可包括(而不限于)任何数量的售卖方、分包商和供应商；运营商可以是航空公司、租赁公司、军事单位、服务组织和其它合适运营商。
如图11中所示，通过示例性的航空器制造和维修方法300制造的航空器316可包括带有多个高级系统320和内部322的机身318。多个高级系统320的示例可包括推进系统324、电子系统326、液压系统328和环境系统330中的一个或多个。还可包括任何数量的其它系统。尽管示出了航空器示例，但本发明的原理可应用于其它行业(诸如，汽车行业)。
可在航空器制造和维修方法300的任一个或多个阶段期间采用本文中实施的方法和系统。例如，用与航空器316处于维修312时制作的组件或子组件类似的方式构造或制造与组件和子组件制造306对应的组件或子组件。另外，例如，通过大幅度加速航空器316的组装或者降低航空器316的成本，可以在组件和子组件制造306和系统整合308期间利用一个或多个设备实施方式、方法实施方式、或其组合。类似地，可以在航空器316处于维修312时(例如而不限于常规维护和维修314时)利用设备实施方式、方法实施方式、或其组合中的一个或多个。
涡轮压缩机(TC)系统10(10a-10f)(参见图2至图7B)和方法250(参见图9)的公开实施方式提供了在大幅度减少发动机％SFC(具体燃料消耗百分比)并且节省冲压空气阻力的同时控制进入AC组件42(参见图2至图8)的引气流量236(参见图8)的手段。带有TC组件11(参见图2至图7B)的TC系统10(参见图2至图7B)使用涡轮138(参见图2至图7B)从引气50(参见图2至图7B)中提取能量，以减少AC组件42(参见图2至图7B)所需的引气流量238(参见图8)和引气压力234(参见图8)，并且从涡轮138(参见图2至图7B)取得提取能量238(参见图8)以引入引气60(参见图2至图5、图7B)并且与涡轮出口空气152(参见图2至图5、图7B)，从而产生进入AC组件42(参见图2至图3)的降温的组件入口空气156(参见图2至图3)。
TC系统10(参见图2至图8)允许为了满足组件空气流量要求230(参见图8)而需要减少引气流量236(参见图8)。减少引气流量236(参见图8)直接转换成发动机％SFC(具体燃料消耗百分比)。例如，对于机体大的航空器，TC系统10可提供0.3％至0.4％的％SFC(具体燃料消耗百分比)。
TCCV 134(参见图2至图7B)调节提供实时气动动力242(参见图8)提取优化和纯引气50(参见图2至图7B)节省和实时优化％SFC(具体燃料消耗百分比)节省。优选地，当TC系统10(参见图2至图3)处于操作模式时，希望还使引气系统34(参见图2至图7B)的压力调节关断阀(PRSOV)92(参见图2至图7B)和过压阀(OPV)108(参见图2至图7B)都尽可能打开，以最小化或防止PRSOV 92和OPV 108调节和降低引气50(参见图2至图7B)的压力，从而使通向TC系统10的引气50的引气压力234(参见图8)最大并且使任何能量浪费降至最低。
另外，涡轮压缩机(TC)系统10(10a-10f)(参见图2至图7B)和方法250(参见图9)的公开实施方式提供了使航空器发动机32(参见图1A至图8)提供的气动动力242(参见图8)与航空器空气调节系统40(参见图1A至图8)的动力要求232(参见图8)相符合从而减少任何能量浪费的方式。优选地，TC系统10(参见图2至图7B)减少提取能量238(参见图8)以精确满足航空器空气调节系统(参见图2至图8)要求的动力要求232(参见图8)或能量。
另外，涡轮压缩机(TC)系统10(10a-10f)(参见图2至图7B)和方法250(参见图9)的公开实施方式降低了组件入口空气温度，从而减小了组件热交换器(HX)44(参见图2至图5)冲压空气流量，进而减少了AC组件42(参见图2至图5)冲压空气用量，从而导致AC组件冲压空气用量157(参见图8)减少和冲压空气阻力减小。因此，TC系统10(参见图2至图5)提供了AC组件42(参见图2至图5)冲压空气阻力节省和发动机风扇空气103(参见图2至图5)节省。
另外，本公开包括根据以下条款的实施方式：
条款1：一种用于从航空器发动机提取能量的涡轮压缩机系统，该涡轮压缩机系统包括：涡轮压缩机组件，涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮；涡轮压缩机入口，该涡轮压缩机入口与所述航空器发动机中的引气系统流体连通并且被构造成将来自所述引气系统的引气带入所述涡轮压缩机组件中；涡轮压缩机出口，该涡轮压缩机出口与航空器空气调节系统的空气调节组件流体连通并且被构造成将来自所述涡轮压缩机组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中；冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气；以及涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，所述涡轮压缩机控制阀与所述涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀这两者均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件，其中，所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量。
条款2：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，所述涡轮压缩机系统还包括机械地连接在所述涡轮和所述至少一个压缩机之间的电动机，所述电动机增强了提供至所述至少一个压缩机的动力。
条款3：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，所述涡轮压缩机系统还包括设置在所述至少一个压缩机的压缩机出口处的一个或多个温度传感器，所述一个或多个温度传感器为压缩机出口空气提供过热保护。
条款4：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述涡轮压缩机组件包括第一压缩机和第二压缩机。
条款5：根据条款4所述的涡轮压缩机系统，所述涡轮压缩机系统还包括连接在所述第一压缩机和所述第二压缩机之间的中冷器热交换器，所述中冷器热交换器将所述冲压空气的冲压空气温度保持在燃料的自燃温度极限之下。
条款6：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，其中，构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气的所述冲压空气入口被再循环机舱空气管道取代，所述再循环机舱空气管道连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机从航空器机舱带入再循环机舱空气。
条款7：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述涡轮压缩机系统与所述空气调节组件的组件流量控制阀并行操作。
条款8：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述降温的组件入口空气包括涡轮出口空气和压缩机出口空气的混合物，或者包括涡轮出口空气、压缩机出口空气和穿过所述空气调节组件的组件流量控制阀的引气的混合物。
条款9：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述涡轮压缩机系统与所述航空器空气调节系统的空气循环机(ACM)集成在一起并且包括一个或多个另外的阀。
条款10：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述冲压空气入口包括与航空器的冲压空气系统集成在一起的冲压空气进气口或冲压空气入口旁路管道。
条款11：根据条款1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量，以减少所述空气调节组件所需的引气流量，从而导致所述航空器空气调节系统的动力要求减少并且使空气调节组件冲压空气用量减少。
条款12：一种航空器，该航空器包括：至少一个翼；一个或多个航空器发动机，所述一个或多个航空器发动机连接到所述至少一个翼，各航空器发动机均具有用于产生引气的引气系统；机身，该机身限定内部空间，所述内部空间具有航空器机舱和与所述航空器机舱分开的组件舱；航空器空气调节系统，该航空器空气调节系统设置在所述组件舱中并且与所述航空器机舱流体连通，所述航空器空气调节系统包括：空气调节组件；以及涡轮压缩机(TC)系统，所述涡轮压缩机系统包括：涡轮压缩机组件，涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮；涡轮压缩机入口，该涡轮压缩机入口与所述引气系统流体连通并且被构造成将来自所述引气系统的引气带入所述涡轮压缩机组件中；涡轮压缩机出口，该涡轮压缩机出口与所述空气调节组件流体连通并且被构造成将来自所述涡轮压缩机组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中；冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气；涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，所述涡轮压缩机控制阀与所述涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀这两者均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件，其中，所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量。
条款13：根据条款12所述的航空器，其中，所述涡轮压缩机系统还包括以下中的一个或多个：电动机，该电动机机械地连接在所述涡轮和所述至少一个压缩机之间；一个或多个温度传感器，所述一个或多个温度传感器设置在所述至少一个压缩机的压缩机出口处；以及中冷器热交换器，该中冷器热交换器连接到所述至少一个压缩机。
条款14：根据条款12所述的航空器，其中，构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气的所述冲压空气入口被再循环机舱空气管道取代，所述再循环机舱空气管道连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机从航空器机舱带入再循环机舱空气。
条款15：根据条款12所述的航空器，其中，所述涡轮压缩机系统与所述航空器空气调节系统的空气循环机(ACM)集成在一起并且包括一个或多个另外的阀。
条款16：根据条款12所述的航空器，其中，所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量，以减少所述空气调节组件所需的引气流量，从而导致所述航空器空气调节系统的动力要求减少并且使空气调节组件冲压空气用量减少。
条款17：一种从航空器发动机提取能量的方法，该方法包括以下步骤：将涡轮压缩机系统安装在航空器的航空器空气调节系统中，所述涡轮压缩机系统包括：涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件设置在涡轮压缩机入口和涡轮压缩机出口之间并且包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮；冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机；以及涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，所述涡轮压缩机控制阀与所述涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀这两者均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件，使用所述涡轮压缩机系统的所述涡轮从引气提取能量以得到涡轮出口空气和所提取的能量；利用所述所提取的能量来驱动所述至少一个压缩机，以将来自所述冲压空气入口的冲压空气带入并且进行压缩，以得到压缩机出口空气；使用所述涡轮压缩机系统来减少所述航空器空气调节系统中的空气调节组件所需的引气流量，从而减少所述航空器空气调节系统的功率要求；以及在所述涡轮压缩机系统中混合所述涡轮出口空气和所述压缩机出口空气，以得到降温的组件入口空气和减少的空气调节组件冲压空气用量。
条款18：根据条款17所述的方法，所述方法还包括以下步骤：将电动机机械地连接在所述涡轮和所述至少一个压缩机之间，以增强提供至所述至少一个压缩机的动力。
条款19：根据条款17所述的方法，所述方法还包括以下步骤：将一个或多个温度传感器设置在所述至少一个压缩机的压缩机出口处，为所述压缩机出口空气提供过热保护。
条款20：根据条款17所述的方法，所述方法还包括以下步骤：将中冷器热交换器连接到所述涡轮压缩机组件，以将所述冲压空气的冲压空气温度保持在燃料的自然温度极限之下。
条款21：根据条款17所述的方法，所述方法还包括以下步骤：将所述涡轮压缩机系统与所述航空器空气调节系统的空气循环机(ACM)集成在一起并且在集成的涡轮压缩机ACM系统中安装一个或多个另外的阀。
条款22：根据条款17所述的方法，其中，用下述步骤来取代利用所提取的能量驱动所述至少一个压缩机以从所述冲压空气入口带入冲压空气并且进行压缩的步骤：利用所提取的能量来驱动至少一个压缩机以穿过再循环机舱空气管道从航空器机舱带入再循环机舱空气并且进行压缩从而得到压缩机出口空气。
条款23：根据条款17所述的方法，所述方法还包括以下步骤：通过打开所述涡轮压缩机控制阀并且闭合所述空气调节组件的一个或多个组件流量控制阀来控制所述降温的组件入口空气从所述涡轮压缩机系统到所述空气调节组件中的流动。
条款24：根据条款17所述的方法，其中，使用所述涡轮压缩机系统减少引气流量的步骤还包括：同时打开所述引气系统中的压力调节关断阀和过压阀。
得益于以上说明书和相关附图中提出的教导的本公开所属的本领域的技术人员将想到本公开的许多修改形式和其它实施方式。本文描述的实施方式意图是例证性的，而不旨在是限制性或排他性的。尽管本文中采用了具体术语，但它们只是以通用描述含义使用的，目的不是限制。

Claims (10)

1.一种用于从航空器发动机提取能量的涡轮压缩机系统，该涡轮压缩机系统包括：
涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮；
涡轮压缩机入口，该涡轮压缩机入口与所述航空器发动机中的引气系统流体连通，并且所述涡轮压缩机入口被构造成将来自所述引气系统的引气带入所述涡轮压缩机组件中；
涡轮压缩机出口，该涡轮压缩机出口与航空器空气调节系统的空气调节组件流体连通，并且所述涡轮压缩机出口被构造成将来自所述涡轮压缩机组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中；
冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气；以及
涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，所述涡轮压缩机控制阀与所述涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀这两者均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件，
其中，所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量。
2.根据权利要求1所述的涡轮压缩机系统，所述涡轮压缩机系统还包括机械地连接在所述涡轮和所述至少一个压缩机之间的电动机，所述电动机增强了提供至所述至少一个压缩机的动力。
3.根据权利要求1所述的涡轮压缩机系统，所述涡轮压缩机系统还包括定位在所述至少一个压缩机的压缩机出口处的一个或多个温度传感器，所述一个或多个温度传感器为压缩机出口空气提供过热保护。
4.根据权利要求1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述涡轮压缩机组件包括第一压缩机和第二压缩机，所述涡轮压缩机系统还包括连接在所述第一压缩机和所述第二压缩机之间的中冷器热交换器，所述中冷器热交换器将所述冲压空气的冲压空气温度保持在燃料的自燃温度极限之下。
5.根据权利要求1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述降温的组件入口空气包括涡轮出口空气和压缩机出口空气的混合物，或者所述降温的组件入口空气包括涡轮出口空气、压缩机出口空气以及穿过所述空气调节组件的组件流量控制阀的引气的混合物。
6.根据权利要求1所述的涡轮压缩机系统，其中，所述涡轮压缩机系统与所述航空器空气调节系统的空气循环机集成在一起，并且所述涡轮压缩机系统包括一个或多个另外的阀。
7.一种航空器，该航空器包括：
至少一个翼；
一个或多个航空器发动机，所述一个或多个航空器发动机连接到所述至少一个翼，各航空器发动机均具有用于产生引气的引气系统；
机身，该机身限定内部空间，所述内部空间具有航空器机舱和与所述航空器机舱分开的组件舱；
航空器空气调节系统，该航空器空气调节系统定位在所述组件舱中并且与所述航空器机舱流体连通，所述航空器空气调节系统包括：
空气调节组件；以及
涡轮压缩机系统，所述涡轮压缩机系统包括：
涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮；
涡轮压缩机入口，该涡轮压缩机入口与所述引气系统流体连通，并且所述涡轮压缩机入口被构造成将来自所述引气系统的引气带入所述涡轮压缩机组件中；
涡轮压缩机出口，该涡轮压缩机出口与所述空气调节组件流体连通，所述涡轮压缩机出口并且被构造成将来自所述涡轮压缩机组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中；
冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气；以及
涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，所述涡轮压缩机控制阀与所述涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀这两者均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件，
其中，所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量。
8.根据权利要求7所述的航空器，其中，所述涡轮压缩机系统还包括以下中的一个或多个：电动机，该电动机机械地连接在所述涡轮和所述至少一个压缩机之间；一个或多个温度传感器，所述一个或多个温度传感器定位在所述至少一个压缩机的压缩机出口处；以及中冷器热交换器，该中冷器热交换器连接到所述至少一个压缩机。
9.一种从航空器发动机提取能量的方法，该方法包括以下步骤：
将涡轮压缩机系统安装在航空器的航空器空气调节系统中，所述涡轮压缩机系统包括：
涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件设置在涡轮压缩机入口和涡轮压缩机出口之间并且包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮；
冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机；以及
涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，所述涡轮压缩机控制阀与所述涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀这两者均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件，
使用所述涡轮压缩机系统的所述涡轮从引气提取能量以得到涡轮出口空气和所提取的能量；
利用所述所提取的能量来驱动所述至少一个压缩机，以将来自所述冲压空气入口的冲压空气带入并且进行压缩，以得到压缩机出口空气；
使用所述涡轮压缩机系统来减少所述航空器空气调节系统中的空气调节组件所需的引气流量，从而减少所述航空器空气调节系统的功率要求；以及
在所述涡轮压缩机系统中混合所述涡轮出口空气和所述压缩机出口空气，以得到降温的组件入口空气和减少的空气调节组件冲压空气用量。
10.根据权利要求9所述的方法，所述方法还包括以下步骤：将电动机机械地连接在所述涡轮和所述至少一个压缩机之间，以增强提供至所述至少一个压缩机的动力。
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