CN106246410A - 用于设计环境控制系统（ecs）的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机。所述飞机包含环境控制系统，所述环境控制系统将增压介质提供给飞机的腔室。所述飞机还包含引气系统。所述引气系统包含多个端口，所述多个端口中的每个可将引气介质从飞机的发动机提供到环境控制系统。所述多个端口至少包含第一端口、第二端口和第三端口。第一端口被选择用于慢车条件。第二端口被选择用于热天巡航条件。第三端口被选择用于标准操作条件。所述引气系统可按第一模式、第二模式或第三模式操作以分别将引气介质从第一端口、第二端口或第三端口提供到环境控制系统。

Description

用于设计环境控制系统（ECS）的方法

相关申请的交叉引用

本专利申请要求2015年6月4日提交的美国临时专利申请序列号62/170,916的优先权，所述专利申请通过引用整体地结合于本文中。

发明背景

一般来说，在巡航时向当代空气调节系统供应约为30 psig到35 psig的压力。当今航空航天工业中的趋势是系统具有更高的效率。一种改进飞机效率的方法是完全消除引气并使用电力来压缩外部空气。第二种方法是使用更低的发动机压力。第三种方法是使用引气中的能量来压缩外部空气并将其带入客舱中。不幸的是，这些方法中的每一种方法提供的关于发动机燃料燃烧的效率有限。

发明内容

根据一个实施例，提供了一种飞机。所述飞机包括：环境控制系统，其被配置成将增压介质提供给飞机的腔室；以及引气系统，其包括多个端口，所述多个端口中的每个被配置成将引气介质从飞机的发动机提供到所述环境控制系统，其中所述多个端口至少包含：第一端口，其被选择用于慢车条件；第二端口，其被选择用于热天巡航条件；以及第三端口，其被选择用于标准操作条件，并且其中所述引气系统按第一模式、第二模式或第三模式操作以分别将引气介质从第一端口、第二端口或第三端口提供到环境控制系统。

根据一个实施例，提供了一种最佳化从飞机的引气系统提供到飞机的环境控制系统的引气介质的方法。所述方法包括：针对多个发动机级来分析飞机的发动机的运行数据；针对多个航段来选出引气系统的最佳地满足对飞机腔室的所需增压的一个或多个引气端口，其中所述一个或多个引气端口将引气介质提供给环境控制系统；以及将环境控制系统配置成使用由所述一个或多个引气端口提供的引气介质来操作。

经由本文中的实施例的技术来实现额外的特征和优点。本文中详细描述了其他实施例并且这些实施例被视为权利要求书的一部分。为更好地理解具有所述优点和特征的实施例，参考描述和图式。

附图说明

在说明书开头的权利要求书中特别指出并清楚地要求被视为本公开的主题。本公开的前述和其他特征及优势将从以下结合附图进行的详细描述变得显而易见，在附图中：

图1是根据实施例的环境控制系统的示意图；

图2是根据实施例的环境控制系统的压缩情况的图表；

图3是根据实施例的环境控制系统的压缩情况的另一个图表；

图4是根据实施例的三端口引气配置的示例的示意图；

图5是根据实施例的利用额外引气的环境控制系统的操作示例，其中所述环境控制系统包含额外涡轮机；

图6是根据另一个实施例的利用客舱放气的环境控制系统的操作示例，其中所述环境控制系统包含额外涡轮机；

图7是根据另一个实施例的利用马达的环境控制系统的示例的示意图；以及

图8是根据另一个实施例的机械驱动式引气配置的示例的示意图。

具体实施方式

本文中通过例证且不限于参考诸图来呈现对所公开的仪器和方法的一个或多个实施例的详细描述。

本文中的实施例提供一种在发动机上选择适合提供用于在高燃料燃烧效率下给客舱增压的介质的引气端口的方法和一种用于与所述引气端口一起工作的环境控制系统。介质可一般为空气，而其他示例包含气体、液体、流态化固体或浆状物。

转至图1，说明了系统100，其从入口101接收介质并将所述介质的已调节形式提供给腔室102。系统100包括压缩装置110。如所示，压缩装置110包括压缩机112、涡轮机113、风扇116和轴118。系统100还包括主换热器120、次换热器130、再热器160、冷凝器162和脱水机164。

压缩装置110是机械装置，其包含用于对介质执行热力学功（例如，通过升高和/或降低压力及通过升高和/或降低温度来提取介质或对介质起作用）的部件。压缩装置110的示例包含空气循环机、三轮机、四轮机等。

压缩机112是机械装置，其升高从入口101接收到的介质的压力。压缩机类型的示例包含离心式、对角流或混流式、轴流式、往复式、离子液体活塞式、旋转螺杆式、旋转叶片式、涡旋式、膜片式、气泡式等。此外，可由马达或介质经由涡轮机113来驱动压缩机。

涡轮机113是机械装置，其经由轴118来驱动压缩机112和风扇116。涡轮机113可包含多个入口气体流路（例如，内流路和外流路）以使得能够在涡轮机出口处混合替代性介质流。内流路可为第一直径，而外流路可为第二直径。风扇116（例如，冲压空气风扇）是机械装置，其可在换热器120和130的另一边在可变冷却下经由推拉法强迫空气穿过壳119以控制温度。壳119接收介质（例如，冲压空气）并导引其穿过系统100。一般来说，冲压空气是由系统100用作散热器的外部空气。

换热器120和130是为实现从一种介质到另一种介质的有效传热所建的装置。换热器的示例包含双管式换热器、壳管式换热器、板式换热器、板壳式换热器、绝热轮式换热器、板翅式换热器、垫板式（pillow plate）换热器和流体换热器。

冷凝器162和再热器160是换热器的特定类型。脱水机164是机械装置，其执行从介质将水取出的过程。冷凝器162、脱水机164和/或再热器160一同可组合成高压水分离器。

系统100的元件经由阀、管、管道等等而连接。阀（例如，流量调节装置或质量流量阀）是通过打开、闭合或部分地阻塞在系统100的管、管道等内的各种通道来调节、导引和/或控制介质流的装置。可由致动器来操作阀，使得可将系统100任何部分中的介质的流速调节到所期望的值。

如图1中所示，介质可从入口101穿过系统100流到腔室102，如由实线箭头所指示。阀V1（例如，质量流量控制阀）控制从入口101到系统100的介质流。此外，阀V2根据系统100的模式控制来自次换热器130的介质流是否旁通冷凝器162。可将系统100的多个部件的组合称为空气调节组件（pack）或组件。所述组件可始于阀V1且可在空气退出冷凝器162时结束。所述组件的接口（组件接口）可位于阀V1处。

鉴于上述飞机实施例，现将描述系统100。在所述飞机实施例中，介质可以是空气，且系统100可以是环境控制系统。在入口101处被供应给环境控制系统的空气可据称为从涡轮发动机或辅助动力单元“引出”。当空气由连接到环境控制系统的涡轮发动机或辅助动力单元来提供时（例如，来自入口101），可将空气称为引气（例如，来自于发动机或辅助动力单元的增压空气）。引气的温度、湿度和压力取决于压缩机级和涡轮发动机的每分钟转数而大不相同。

可由引气系统来提供被供应给系统100的引气。所述引气系统可包含多个端口。在实施例中，提供了一种在发动机上选择适合将用于在高燃料燃烧效率下给客舱增压的介质提供给系统的的引气端口的方法。

所述方法包含：从原始设备制造商接收发动机数据。所述发动机数据可包含关于所有航段的针对发动机上每个级的引气的压力和温度组合。举例来说，第一段可包含地面慢车，第二段可包含滑行，第三段可包含爬升，第四段可包含巡航，第五段可包含下降，且第六段可包含保持。航段的其他示例包含起飞、再发等。应注意，可将一个或多个航段置于存储桶中以便于对发动机数据的评估。

所述方法还包含：针对所有航段来选出最佳地满足所需客舱增压的一个或多个引气端口。例如，为最佳地满足所需客舱增压，每个所选引气端口可产生稍高于或接近于所需客舱增压的引气压力。稍高于或接近于所需客舱增压的每个引气压力可以是选自2.5 psi（低于所需客舱增压）到5 psi（大于所需客舱增压）的范围的压力。一个或多个所选引气端口将为第一组端口。基于哪些端口对于所有航段来说最具普遍性，从所述第一组端口中选出第二组一个或多个端口。

举例来说，在应用了上述方法之后，识别三种模式。模式A识别在沿发动机上的处于前级的引气端口（例如，低压端口）。所述低压端口可用于爬升和巡航航段。所述低压端口也可以是在发动机线轴中间的引气端口。

模式B识别在沿发动机上的处于后级的引气端口（例如，高压端口）。所述高压端口可布置在发动机的高线轴压缩机排气口之处或附近。所述高压端口可用于下降、地面慢车和滑行航段（例如，在发动机以慢车速度操作时使用）。

模式C识别在处于发动机的前级与后级之间的级的引气端口（例如，中间压力端口）。所述中间压力端口可用于保持航段。应注意，一旦所述方法已选择一个或多个引气端口，便可随后修改系统以与所述引气端口一起工作。

鉴于上述内容，现将描述在发动机上选择适合提供用于在高燃料燃烧效率下给客舱增压的引气的引气端口的方法。在这个示例中，最初针对超出慢车速度范围的所有操作条件（例如，起飞、爬升、巡航、保持等）来利用中间压力端口。中间压力端口基于最高高度和最热天飞行条件（例如，热天巡航条件）被布置在发动机内。然而，在超出这种热天巡航条件范围的情况下，来自中间压力端口的引气内的能量便被浪费掉。

举例来说，图2示出了根据实施例的环境控制系统（例如，100）的压缩情况的图表200。图表200说明了关于基于热天巡航条件在发动机内选择中间压力端口的位置的引气压力比较。也就是说，图表200示出了使引气端口选择基于热天巡航条件的最终结果。

图表200说明了指示压力的y轴205和指示高度（呈1000英尺的倍数）的x轴210。此外，图表说明了客舱压力215（处于第一压力A）、所需压力220（处于第二压力B）、引气压力225、组件接口230处的压力和浪费区235。在热天巡航条件期间（例如，当飞机在热天以43,000英尺的高度巡航时），浪费掉的引气压力225（或能量）极少或没有被浪费掉。这种热天巡航条件代表不到15%的飞机实际飞行条件。也就是说，在所有其他飞行条件或85%的飞机运行时间中，存在显著量的浪费（例如，如由浪费区235所指示）。

为避免这种显著量的浪费，可基于标准操作条件的正常巡航高度和飞行温度将中间压力端口布置在发动机内（例如，可针对85%的飞机实际飞行条件来最佳化中间压力端口）。在标准操作条件期间，被浪费掉的来自中间压力端口的引气内的能量少于在热天巡航条件中被浪费掉的能量。

举例来说，图3示出了根据实施例的环境控制系统（例如，100）的压缩情况的图表300。图表300说明了关于基于标准操作条件在发动机内选择中间压力端口的位置的引气压力比较。也就是说，图表300示出了使引气端口选择基于85%的飞机实际飞行条件的最终结果。

为便于解释，已通过使用相同识别符来重新使用与图表200类似的图表300部件，且不重新介绍这些部件。图表300说明了所需压力320（处于第三压力C）、引气压力325、组件接口330处的压力和浪费区335。应注意，在图表300中，所需压力315低于所需压力215（例如，第三压力C比第二压力B更接近第一压力A）。此外，应注意，浪费量已显著减少（例如，浪费区335小于浪费区235，因为引气压力225与引气压力325的斜率相同），且因此系统100所使用的能量被减少三分之一到一半。

但是，固有的挑战是当组件接口330处的压力针对热天巡航条件而下降到所需压力320以下时关于标准操作条件来选择中间引气端口。现将描述解决这种挑战的系统100的实施例。

在用于解决热天巡航条件的挑战的实施例中，图4说明了由系统100利用的三端口引气系统400的示例。所述三端口引气系统400包含预冷器410和多个阀V4.A、V4.B、V4.C、V4D和V4.E。可将预冷器410设计成提供400℉到450℉的空气。三端口引气系统400还包含提供来自多个端口（第一端口415、第二端口420和第三端口425）的引气的发动机405。

第一端口415可为用于发动机慢车条件的高压端口，由此可适用于导致三端口引气系统400按上述模式B操作。第二端口420可为用于热天巡航较高高度巡航和/或用于保持在结冰条件的中间压力端口，由此可适用于导致三端口引气系统400按上述模式C操作。第三端口425可为用于起飞、爬升、标称巡航等的低压端口，由此可适用于导致三端口引气系统400按上述模式A操作。第三端口425的位置基于标准操作条件被安置在发动机405内。又，可从风扇流提取风扇空气430，且预冷器410可利用所述风扇空气430以从第一端口415或第二端口420中的任一者接收从引气排放的热量。应注意，当选择第三端口425时，可旁通预冷器410。通过以此方式旁通预冷器410，可针对第二端口420来最佳化预冷器410。关于上述方法，系统100可被配置（或修改）成与三端口引气系统400的引气端口415、420和425一起工作。为与引气端口415、420和425一起工作，系统100被配置成将引气压力增大到稍高于或接近于所需客舱增压。这种配置的结果可为以下各者中的一个或多个：减小预冷器410的尺寸、旁通预冷器410和删除预冷器410。也就是说，如果三端口引气系统400使得引气端口能够具有低于燃料自动点火温度的温度，那么可旁通或是完全删除预冷器410。其他方面，如果对于某些操作条件来说需要预冷器410，那么预冷器410的尺寸可减小以满足那些条件。

举例来说，对第二端口420的选择可基于热天巡航条件和/或结冰条件中的飞机保持条件，使得围绕这些条件的参数可用来设定预冷器410的尺寸。也就是说，如果选择热天巡航条件，那么针对发生在热天的少量飞行条件来最佳化飞机的燃料燃烧，同时可减小预冷器410的尺寸和重量。如果选择保持在结冰条件，那么少量性能在热天巡航条件下被牺牲，同时可极大地减小预冷器410的尺寸和重量。预冷器410的尺寸和重量的减小为大多数巡航条件提供额外益处。

在用于解决热天巡航条件的挑战的其他实施例中， 论述了图5到图8。图5到图8说明了基于标准操作条件来增大动力使得系统100可与具有发动机位置的中间压力端口一起工作的示例。

转至图5，提供了环境控制系统500的示意图。环境控制系统500是对系统100的修改，这通过包含额外能源以满足热天巡航条件的挑战来达成。为便于解释，已通过使用相同识别符来重新使用与系统100类似的系统500部件，且不重新介绍这些部件。环境控制系统500的替代性部件包含压缩装置510（其包括压缩机512、涡轮机513、涡轮机514、风扇516和轴518）、出口554、冷凝器560。

涡轮机514是安装于压缩装置510的轴518上的额外涡轮机，其从发动机接收引气。举例来说，引气的路径是从入口101穿过阀V5及涡轮机514流到出口554。应注意，在一个或多个实施例中，来自涡轮机514的排气可经由壳119被释放到环境空气或发送到出口545（例如，客舱压力控制系统）。这个引气是从发动机提取并针对热天巡航条件在涡轮机514的另一边膨胀。压缩机512用来基于来自涡轮机513和涡轮机514两者的动力来提高引气压力。

转至图6，提供了环境控制系统600的示意图。环境控制系统600是对系统100的修改，这通过包含额外能源以满足热天巡航条件的挑战来达成。为便于解释，已通过使用相同识别符来重新使用与系统100类似的系统600部件，且不重新介绍这些部件。环境控制系统600的替代性部件包含压缩装置610（其包括压缩机612、涡轮机613、涡轮机614、风扇616和轴618）、出口654、再热器660和冷凝器662。

涡轮机614是安装于压缩装置5610的轴618上的额外涡轮机，其从腔室102接收客舱放气（例如，客舱放气的路径是从腔室102穿过阀V6.B和涡轮机614流到出口654）。客舱放气是从腔室102提供的空气（例如，离开增压体积、飞机客舱或飞机的客舱和飞行甲板的空气）。可将客舱放气称为腔室放气、压力空气。应注意，在一个或多个实施例中，来自涡轮机614的排气可经由壳119被释放到环境空气或发送到出口645（例如，客舱压力控制系统）。这个客舱放气是从腔室102提取并针对热天巡航条件在涡轮机614的另一边膨胀。压缩机612用来基于来自涡轮机613和涡轮机614两者的动力来提高引气压力。

转至图7，提供了环境控制系统700的示意图。环境控制系统700是对系统100的修改，这通过包含额外能源以满足热天巡航条件的挑战来达成。为便于解释，已通过使用相同识别符来重新使用与系统100类似的系统700部件，且不重新介绍这些部件。环境控制系统700的替代性部件包含入口701，其包括引气系统的示意图。这个引气系统包含发动机702、辅助动力单元703和预冷器704连同来自发动机702并旁通预冷器704的引气的替代性低压路径。环境控制系统700的替代性部件还包含压缩装置710（其包括压缩机、涡轮机、风扇、轴和马达715）及换热器720和730。

马达715可利用电力。在这种方法中，电力用来驱动压缩装置710的压缩机。压缩装置710或额外涡轮机器可用来提高压力。

马达715可利用液压动力。在这种方法中，液压动力用来驱动压缩装置710的压缩机。压缩装置710或额外涡轮机器可用来提高压力。

转至图8，提供了环境控制系统的引气系统800的示意图。引气系统800包含压缩机801，所述压缩机安装于发动机805的齿轮箱803上以满足热天巡航条件的挑战。为便于解释，已通过使用相同识别符来重新使用与系统400类似的系统800部件，且不重新介绍这些部件。在这种机械动力方法中，使用气胀轴马力来驱动压缩机801，压缩机801接着经由入口101通过阀V8将引气供应给环境控制系统。

鉴于以上内容，实施例包含飞机。所述飞机包括：环境控制系统，其被配置成将增压介质提供给飞机的腔室；以及引气系统，其包括多个端口，所述多个端口中的每个被配置成将引气介质从飞机的发动机提供到所述环境控制系统，其中所述多个端口至少包含：第一端口，其被选择用于慢车条件；第二端口，其被选择用于热天巡航条件；以及第三端口，其被选择用于标准操作条件，并且其中所述引气系统按第一模式、第二模式或第三模式操作以分别将引气介质从第一端口、第二端口或第三端口提供到环境控制系统。

在另一个实施例或上述飞机实施例中，第一端口可包括高压端口，且第一模式可用于慢车条件。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，第二端口可包括中间压力端口，且第二模式可用于热天巡航条件。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，第三端口可包括低压端口，且第三模式可用于标准操作条件。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，引气系统可包括预冷器。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，在第三模式期间引气介质可旁通预冷器。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，环境控制系统可包括压缩装置，所述压缩装置包括被配置成对引气介质进行增压的压缩机。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，压缩装置可包括用于将动力提供给压缩机的马达。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，马达可为电驱动马达。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，马达可为液压驱动马达。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，压缩装置可包括用于将动力提供给压缩机的涡轮机。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，涡轮机可被配置成接收引气介质。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，涡轮机可被配置成从腔室接收放气介质。

在另一个实施例或任一上述飞机实施例中，引气系统可包括涡轮机，所述涡轮机联接到发动机的齿轮箱并且被配置成对引气介质进行增压。

鉴于上述内容，实施例包含一种最佳化从飞机的引气系统提供到飞机的环境控制系统的引气介质的方法。所述方法包括：针对多个发动机级来分析飞机的发动机的运行数据；针对多个航段来选出引气系统的最佳地满足对飞机腔室的所需增压的一个或多个引气端口，其中所述一个或多个引气端口将引气介质提供给环境控制系统；以及将环境控制系统配置成使用由所述一个或多个引气端口提供的引气介质来操作。

在另一个实施例或上述方法实施例中，环境控制系统可包括压缩装置，所述压缩装置包括被配置成对引气介质进行增压的压缩机，并且对环境控制系统的配置可包括通过经由马达将动力提供给压缩机来增大对引气介质的增压。

在另一个实施例或上述方法实施例中，马达可为电驱动马达。

在另一个实施例或上述方法实施例中，马达可为液压驱动马达。

在另一个实施例或上述方法实施例中，环境控制系统可包括压缩装置，所述压缩装置包括被配置成对引气介质进行增压的压缩机，并且对环境控制系统的配置可包括通过经由涡轮机将动力提供给压缩机来增大对引气介质的增压。

在另一个实施例或上述方法实施例中，涡轮机可被配置成接收引气介质。

在另一个实施例或上述方法实施例中，涡轮机可被配置成从腔室接收放气介质。

在另一个实施例或上述方法实施例中，引气系统可包括联接到发动机的齿轮箱的涡轮机，并且所述涡轮机所述涡轮机可被配置成对引气介质进行增压。

在另一个实施例或上述方法实施例中，发动机数据可包括关于多个航段的针对发动机上每个级的引气的压力和温度组合。

在另一个实施例或任一上述方法实施例中，所述多个航段可包括：第一段，其包含地面慢车；第二段，其包含滑行；第三段，其包含爬升；第四段，其包含巡航；第五段，其包含下降；以及第六段，其包含保持。

在另一个实施例或任一上述方法实施例中，所述一个或多个引气端口中的每个可产生高于所需增压的引气压力。

在另一个实施例或任一上述方法实施例中，引气系统可按第一模式、第二模式或第三模式操作以分别将引气介质从所述一个或多个引气端口中的第一端口、第二端口或第三端口提供到环境控制系统。

本文中参考根据实施例的方法、仪器和/或系统的流程图说明、示意图和/或框图描述了所述实施例的多个方面。此外，已出于说明的目的呈现了各种实施例的描述，但这些描述并不意在为详尽的或限于所公开的实施例。在不背离所描述的实施例的范围和精神的情况下，许多修改和变化将为本领域普通技术人员所显而易见。本文中所使用的术语被选择用于最好地解释实施例的原理、实际应用或胜于市场上发现的技术的技术改进，或使得本领域其他普通技术人员能够理解本文中所公开的实施例。

本文中所使用的术语是仅用于描述特定示例实施例的目的且并不意在为限制性的。如本文中所使用，除非上下文另有明确指示，否则单数形式“一（a/an）”和“所述（the）”也意在包含复数形式。将进一步理解，当用于本说明书中时，术语“包括（comprises和/或comprising）”指定所陈述的特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或其群组的存在或添加。

本文中所描绘的流程图仅仅是一个示例。在不背离本文中的实施例的精神的情况下，可存在本文中所描述的这个图式或步骤（或操作）的许多变化。例如，可按不同次序执行所述步骤，或可添加、删除或修改步骤。所有这些变化均被视为是权利要求书的一部分。

虽然已描述了优选实施例，但将理解，本领域技术人员（包括现在还有未来）可做出在所附权利要求书的范围内的各种改进和增强。这些权利要求应解释为维持恰当的保护。

Claims (26)

1. 一种飞机，其包括：

环境控制系统，其被配置成将增压介质提供给所述飞机的腔室；以及

引气系统，其包括多个端口，所述多个端口中的每个被配置成将引气介质从所述飞机的发动机提供到所述环境控制系统，

其中所述多个端口至少包含：第一端口，其被选择用于慢车条件；第二端口，其被选择用于热天巡航条件；以及第三端口，其被选择用于标准操作条件，并且

其中所述引气系统按第一模式、第二模式或第三模式操作以分别将所述引气介质从所述第一端口、所述第二端口或所述第三端口提供到所述环境控制系统。

2.根据权利要求1所述的系统，其中所述第一端口包括高压端口，且所述第一模式用于所述慢车条件。

3.根据权利要求1所述的系统，其中所述第二端口包括中间压力端口，且所述第二模式用于所述热天巡航条件。

4.根据权利要求1所述的系统，其中所述第三端口包括低压端口，且所述第三模式用于所述标准操作条件。

5.根据权利要求1所述的系统，其中所述引气系统包含预冷器。

6.根据权利要求5所述的系统，其中，在所述第三模式期间所述引气介质旁通所述预冷器。

7.根据权利要求1所述的系统，其中所述环境控制系统包括：

压缩装置，其包括被配置成对所述引气介质进行增压的压缩机。

8.根据权利要求7所述的系统，其中所述压缩装置包括：

用于将动力提供给所述压缩机的马达。

9.根据权利要求7所述的系统，其中所述马达是电驱动马达。

10.根据权利要求7所述的系统，其中所述马达是液压驱动马达。

11.根据权利要求7所述的系统，其中所述压缩装置包括：

用于将动力提供给所述压缩机的涡轮机。

12.根据权利要求11所述的系统，其中所述涡轮机被配置成接收所述引气介质。

13.根据权利要求11所述的系统，其中所述涡轮机被配置成从所述腔室接收放气介质。

14.根据权利要求1所述的系统，其中所述引气系统包括：

涡轮机，其联接到所述发动机的齿轮箱并且被配置成对所述引气介质进行增压。

15.一种最佳化从飞机的引气系统提供到所述飞机的环境控制系统的引气介质的方法，所述方法包括：

针对多个发动机级来分析所述飞机的发动机的运行数据；

针对多个航段来选出所述引气系统的最佳地满足对所述飞机的腔室的所需增压的一个或多个引气端口，

其中所述一个或多个引气端口将所述引气介质提供给所述环境控制系统；以及

将所述环境控制系统配置成使用由所述一个或多个引气端口提供的所述引气介质来操作。

16.根据权利要求15所述的方法，其中所述环境控制系统包括压缩装置，所述压缩装置包括被配置成对所述引气介质进行增压的压缩机，并且其中对所述环境控制系统的所述配置包括：

通过经由马达将动力提供给所述压缩机来增大对所述引气介质的所述增压。

17.根据权利要求16所述的方法，其中所述马达是电驱动马达。

18.根据权利要求16所述的方法，其中所述马达是液压驱动马达。

19.根据权利要求15所述的方法，其中所述环境控制系统包括压缩装置，所述压缩装置包括被配置成对所述引气介质进行增压的压缩机，并且其中对所述环境控制系统的所述配置包括：

通过经由涡轮机将动力提供给所述压缩机来增大对所述引气介质的所述增压。

20.根据权利要求19所述的方法，其中所述涡轮机被配置成接收所述引气介质。

21.根据权利要求19所述的方法，其中所述涡轮机被配置成从所述腔室接收放气介质。

22.根据权利要求15所述的方法，其中所述引气系统包括联接到所述发动机的齿轮箱的涡轮机，并且其中所述涡轮机被配置成对所述引气介质进行增压。

23.根据权利要求15所述的方法，其中所述发动机数据包括关于多个航段的针对所述发动机上的每个级的所述引气的压力和温度组合。

24.根据权利要求15所述的方法，其中所述多个航段包括：第一段，其包含地面慢车；第二段，其包含滑行；第三段，其包含爬升；第四段，其包含巡航；第五段，其包含下降；以及第六段，其包含保持。

25.根据权利要求15所述的方法，其中所述一个或多个引气端口中的每个产生稍高于或接近于所述所需增压的引气压力。

26.根据权利要求15所述的方法，其中所述引气系统按第一模式、第二模式或第三模式操作以分别将所述引气介质从所述一个或多个引气端口中的第一端口、第二端口或第三端口提供到所述环境控制系统。