CN107428415A - 具有冗余的有效引气系统的飞行器 - Google Patents

Abstract

具有至少一个提供推力的喷气发动机(4、6)和带有集成加压舱的机身的飞行器(2)包括具有至少一个气动空气循环空调单元(90、92)的环境控制系统(16)、位于至少一个提供推力的喷气发动机(4、6)中的引气端口(94、96)、适于在地面上以及在飞行期间提供电力和压缩空气的非提供推力的辅助供应单元(20)以及至少一个压缩空气管线(10、36)。至少一个压缩空气管线(10、36)与引气端口(94、96)和辅助供应单元(20)联接。环境控制系统(16)与至少一个压缩空气管线(10、36)联接。此外，辅助供应单元(20)定规格成通过输送压缩空气独自地操作环境控制系统(16)，并且为了冗余，来自引气端口(94、96)的引入空气能够选择性地供给环境控制系统(16)。

Description

具有冗余的有效引气系统的飞行器

相关申请的交叉引用

本申请要求2015年3月30日所提交的欧洲专利申请No.15 161 787.5的申请日的权益，该申请的公开内容通过参引并入本文。

技术领域

本发明涉及一种具有引气系统的飞行器，具体地涉及具有引入空气操作的环境控制系统的飞行器。

背景技术

商用飞行器通常包括设置在机身中的加压舱，加压舱通过环境控制系统供应调节空气。通常，环境控制系统包括至少一个作为制冷单元的空气循环机，其通常被称为空调组件并且供应有从飞行器的主发动机抽出的加压空气。加压空气被传送通过一系列涡轮机、热交换器和压缩机，并且允许在一定温度和压力下产生相对较高的调节空气流量。因此，通过空调组件同时实现机舱的冷却和加压。

然而，从喷气发动机的压缩机部段抽出的空气导致相应的发动机的效率降低，因为燃料被消耗用于支持燃烧和推力的压缩空气，同时一部分空气被环境控制系统从这个过程带走。基于支持空气循环过程并且包括附加的冷却装置或附加的压缩机的其他技术是已知的。

例如，WO 2011/147977 A2示出了一种用于对飞行器机舱进行空气调节的系统，该系统包括至少一个冷却回路、至少一个压缩空气管线以及用于压缩空气的至少一个压缩机，其中，冷却回路经由压缩空气管线连接至压缩机，并且其中，压缩机能够独立于引入空气而被驱动。

此外，已知电气环境控制系统，该电气环境控制系统可在没有引气的情况下进行操作并且从冲压空气入口接收新鲜空气流。

发明内容

通过改进已建立的成熟的环境控制系统的工作原理来提高飞行器的效率，预计会产生相对较高的成本。这些相对较高的成本源于飞行器中获得认证和产生其他成本的相对较大的系统的必要重新设计。

因此，可以认为本发明的目的是提供具有改进的总体效率同时可以减少可靠及常见系统的工作原理及改进的飞行器。

具有独立权利要求1的特征的飞行器满足了该目的。可以在从属权利要求和下面的描述中收集有利的实施方式和进一步的改进。

提出了一种飞行器，该飞行器具有至少一个提供推力的喷气发动机和具有集成加压舱的机身，该飞行器包括具有至少一个气动空气循环空调单元的环境控制系统、位于至少一个提供推力的喷气发动机中的引气端口、适于在地面上以及在飞行期间提供电力和压缩空气的非提供推力的辅助供应单元以及至少一个压缩空气管线，其中，所述至少一个压缩空气管线与引气端口和辅助供应单元联接，其中，环境控制系统与压缩空气管线联接，其中，辅助供应单元定规格成通过输送压缩空气独自地操作环境控制系统，并且其中，为了冗余，来自引气端口的引入空气能够选择性地供给环境控制系统。

因此，根据本发明的飞行器包括环境控制系统，该环境控制系统与常用的引气驱动的环境控制系统相当或完全等同。因此，空调组件、混合室、通往环境控制系统的主要部件的空气导管不需要改进。因此，不会产生与重新设计或对环境控制系统的关键部件进行进一步认证有关的任何费用。

本发明的核心方面涉及使用作为辅助供应单元的另一压缩空气源。用于辅助供应单元的关键设计驱动件可以优选的是产生作为主产物的引入空气的能力，而不是如具有大旁通比的普通飞行器喷气发动机的情况一样产生推力和作为副产物的压缩空气。

辅助供应单元优选的是自给单元，可以向该自给单元供应燃料，并且该自给单元包括发动机或能够通过消耗燃料和其他可用元件来产生压缩空气和电力的任何其他动力转化装置。可以通过对进入冲压空气入口、辅助供应单元附近的NACA入口或任何其他合适的入口的空气进行压缩来产生压缩空气。根据压缩比，压缩空气可以具有升高的温度，该升高的温度可以与预冷却的引入空气的温度相似或相等。压缩空气的输送应当在地面上以及整个飞行包线期间进行。

因此，辅助供应单元可以替代辅助动力单元(APU)，并且可以另外适用于向飞行器上与APU相同的接口提供压缩空气和电力。因此，对于辅助供应单元的集成很少或不需要修改。

出于冗余的原因，飞行器的至少一个主发动机包括可与引气管线联接的引气端口，该引气管线向诸如环境控制系统的各种消耗件提供引入空气。因此，尽管辅助供应单元旨在地面上输送压缩空气，例如，用于起动主发动机以及用于向环境控制系统提供动力，但如果绝对必要，出于冗余的原因，来自至少一个主发动机的引入空气仍然可以供应到引气管线。

在本发明的优选实施方式中，辅助供应单元包括至少一个燃料电池和压缩机，压缩机与通过至少一个燃料电池供应电能的电动马达联接。所述至少一个燃料电池可以是单个燃料电池、燃料电池组或电联接的多个燃料电池组。当将空气作为氧化剂供给到至少一个燃料电池时，至少一个燃料电池能够在消耗氢和空气的情况下进行燃料电池处理，以产生电力和水以及氧气殆尽的空气。燃料电池本身可以是包括产生电和热的低温、中等温度或高温燃料电池类型的任何合适的类型。对于在车辆中的使用，燃料电池可以优选包括质子交换膜燃料电池，也被称为聚合物电解质膜燃料电池(PEMFC)。通过使用燃料电池来支持，辅助供应单元可以是相当紧凑的单元，辅助供应单元也可以安置在相对远离环境控制系统和/或主发动机的区域中。通过使用燃料电池，可以实现生产压缩空气和电力的特定效益。

为了提供空气冷却功能，所述至少一个燃料电池优选地包括用于将热能从所述至少一个燃料电池的内部传递至周围气流的装置。这可以通过传热翅片、通流开口、管道或开放式阴极燃料电池设计来实现。所述至少一个燃料电池可以是空气冷却型燃料电池，优选为开放式阴极型。从燃料电池外部进入至少一个燃料电池的空气穿过集成到燃料电池中的空气通道或其他装置，从而提供冷却功能。只要燃料电池被操作并且需要空气流，则用于冷却的空气流入燃料电池。因此，可以组合氧气输入和冷却功能。

为了输送电能，所述至少一个燃料电池可与车辆上的电网联接，其中，可以在所述至少一个燃料电池与所述电网之间布置电力电子装置、优选地为电力逆变器，以用于根据相应的需求将由至少一个燃料电池输送的电压转换为期望的水平。尽管所述至少一个燃料电池可以优选地与主电网联接，但是它也可以与紧急网络联接。

优选地，所述至少一个燃料电池可选择性地与氧气储存单元联接，并且适于独立于空气提供电力。因此，在紧急情况下，不需要使用冲压式空气涡轮机作为应急电源。然而，由于纯氧的储存相当昂贵，因此只有在紧急情况下才会使用纯氧。

在有利的实施方式中，压缩空气管线与至少一个翼防冰装置联接，其中，辅助供应单元被定规格成向至少一个翼防冰装置附加地提供处于升高温度的足量的压缩空气流。因此，从辅助供应单元输送的压缩空气可以包括足以将热传递到翼以防止冰的积聚和/或消除积聚的冰的温度。

此外，辅助供应单元可以与催化转化器联接，催化转化器适于接收氢和引入空气流，并且适于提供氢与作为氧化剂的引入空气的连续燃烧并且产生氧气殆尽的空气流。被动催化转化器——其不是燃料电池——中的氢的连续燃烧产生(湿润的)氮气流。因此，氧气殆尽的空气可以被供给到不同的物体，比如货舱、燃料罐或者用于惰化目的或灭火的装置。在氧气殆尽的空气用于使罐惰化的情况下，在催化转化器的下游可以存在附加的干燥器。从而，为了减少或完全消除罐中细菌的产生，对氧气殆尽的空气进行干燥。

在有利的实施方式中，辅助供应单元被供应来自与至少一个主发动机的不同的储存单元的燃料。这可能包括使用用于特定燃料的另一储存罐或者另一个储存罐和不同类型的燃料，所述不同类型的燃料可以转化为含氢气体或是可直接用于燃料电池中的任何其他燃料(气体)。

辅助供应单元可以包括具有液态氢储存装置的氢供应系统。液态氢储存罐所需的安装空间相对较小，但需要隔热。然而，隔热可以降低到使得实现氢的恒定蒸发量的水平，这又允许抽出一定流量的气态氢。

在有利的实施方式中，辅助供应单元、燃料存储单元以及用于操作辅助供应单元的所有燃料供应管线布置在飞行器的加压部段外侧的尾锥中。因此，用于辅助供应单元的燃料供应管线或储存装置不会带来关于安全性或可靠性的任何问题。

本发明还涉及与提供推力的喷气发动机分离的辅助供应系统的使用，该辅助供应系统用于向包括至少一个气动空气循环空调单元的空调系统提供压缩空气。

附图说明

在附图中的示例性实施方式的以下描述中公开了本发明的其他特征、优点和应用选择。所有描述和/或示出的特征本身和任何组合形成本发明的主题，甚至不论其在各个权利要求或其相互关系中的组成如何。此外，附图中的相同或相似的部件具有相同的附图标记。

图1示出了飞行器的总体概况的设置。

图2示出了根据本发明的飞行器的系统视图。

具体实施方式

图1示出了具有两个主发动机4和6的飞行器2，所述两个主发动机4和6提供推力和引入空气并且优选的是具有相对大的旁通比的喷气发动机。主发动机4和6示例性地附接至主翼8的下侧，每个半翼附接一个发动机。引入空气可以从发动机4和6中的每个发动机的引气端口输送到压缩(引入)空气管线10，并且通过降低引入空气的温度水平的预冷却器12。来自两个发动机4和6的压缩空气管线10通过交输引气阀14彼此连接，交输引气阀14可以选择性地将引入空气从一个发动机4输送至另一个发动机6，也可以选择性地将引入空气从一个发动机6输送至另一个发动机4。这允许例如对布置在发动机4和6中的一个发动机中的气动起动器16进行操作，所述气动起动器16由来自发动机4、6中的另一个发动机的引入空气进行操作。

此外，引入空气可输送至环境控制系统16，环境控制系统16处理引入空气并将该引入空气与已用的再循环空气混合，以便产生新鲜的机舱空气18。为此，压缩空气管线10可与环境控制系统16联接。

根据本发明，辅助供应单元20位于飞行器2的尾部区域22中，并且示例性地基于燃料电池、电动机和发电机而产生引入空气和电能。参照图2将对辅助供应单元20的基本概念进行更详细地说明。

辅助供应单元20借助于氢管线26与用于储存液态氢24的罐联接，氢管线26包括氢压力调节器28、用于调节氢流量的阀30和汽化端口32，汽化端口32允许基于过压阀34限制罐24和氢管线26中的压力，氢可通过该过压阀34从氢管线26排放至飞行器的周围。

由于氢明显处于发动机4和6的下游，因此辅助供应单元20布置在尾部区域22中是特别有用的。

辅助供应单元20将压缩空气流输送到另一辅助压缩空气管线36，该辅助压缩空气管线36与压缩空气管线10联接，并且包括引气阀38以及用于防止来自发动机4和6中的一个发动机的引入空气流进辅助供应单元20的止回阀40。

因此，飞行器2总共包括三个压缩空气源，例如用于操作基于空气循环空调组件的普通设计的环境控制系统16。由于现代飞行器发动机的设计产生不断增大的旁通比，因此输送引入空气的能力越来越受到限制。根据本发明的飞行器2的核心方面在于辅助供应单元20的下述能力：辅助供应单元20在飞行器2的所有操作阶段中输送足量的压缩空气流，使得环境控制系统16可以仅通过使用来自辅助供应单元20的压缩空气而进行操作。然而，由于主发动机4和6都可以通过打开相应的引气阀42来与环境控制系统16联接，因此，为了冗余，主发动机4和6仍然能够在辅助供应单元20可能不操作的情况下操作环境控制系统16。

除了输送作为能量源的压缩空气之外，主发动机4和6可以通过防冰阀44向翼防冰装置45提供用于防止翼结冰的压缩(引入)空气，防冰装置45可以仅仅是空气出口。然而，也可以通过打开引气阀42和翼防冰阀44但是中断从主发动机4和6到引气管线10的引气连接而由辅助供应单元20输送压缩空气来防止翼结冰。

在飞行器2中实现的另一个有利功能是通过催化发生器46提供氧气殆尽的空气，向催化发生器46供应由辅助供应单元20通过阀48输送的压缩空气和通过阀50输送的氢，使得催化发生器46提供湿润的惰性气体。该湿润的惰性气体被输送到氧气殆尽空气管线52中，并且用于货物惰化、罐惰化、灭火等。对于罐惰化，在惰性气体进入燃料罐惰化系统54之前，应另外进行干燥。

图2示出了集成到图1的飞行器2中的部件的附加的系统导向图。这里，更详细地示出了辅助供应单元20。

吸气式燃料电池56包括环形形状，一个或多个逆变器58优选地直接机械地且电力地附接至该吸气式燃料电池56。燃料电池56将产生的电压直接输送至逆变器58，逆变器58又例如借助于外部控制单元(未示出)对电压进行处理以驱动与逆变器58联接的电动马达60。马达60与压缩机62机械地联接，压缩机62例如通过空气入口(未示出)从燃料电池56的周围抽吸空气，其中，吸入的空气流动通过吸气式燃料电池56并将其输送至压缩空气管线36。这种辅助供应单元20的效率明显超过了被触发以提供引气的喷气发动机的效率。

为了能够使用用于辅助动力单元的所有现有接口，辅助供应单元20还包括发电机64，发电机64与马达60联接并且电连接至飞行器的电网66。

可以存在清洗阀68以用于清洗燃料电池56。氢示例性地由氢罐70输送，氢罐70与氢管线72联接，氢管线72又与氢供应阀74和76联接。罐70可以适于储存液态氢，并且也可以包括填充阀78。合适的卸压阀80、82和84被认为是用以保护任何导管或部件免受由过压造成的爆裂。辅助供应单元20和氢罐70的紧密组合允许建立自给单元。

燃料电池、压缩机、马达以及可选择地发电机的这种布置可源于德国专利申请DE10 2014 119 279.6或与其相关的任何其他后续申请。

在压缩机62中产生的压缩空气通过截止阀86流动通过压缩空气管线36，该截止阀86允许压缩机62与紧位于压缩机62下游的引气系统隔离。然后，压缩空气流动通过普通的APU止回阀88并且直接到达发动机4和6下游的压缩空气管线10，在压缩空气管线10中，压缩空气可以到达环境控制系统16。环境控制系统16可以包括安置于交输阀14两侧的第一空调组件90和第二空调组件92。因此，交输阀14应该打开，使得两个组件90、92都被供给压缩空气。

为了防止来自辅助供应单元20的压缩空气向发动机4和6供给，发动机4和6可通过(截止)阀42隔离。进一步向下游并且可通过阀44到达翼防冰装置45，翼防冰装置45优选地位于存在的前缘。

如上所述，发动机4和6还包括不同压缩机部段98和100中的引气端口94和96，其中，两个引气端口94和96与预冷却器12联接，通过相应发动机4、6的风扇部段102传送的空气又可以流动通过预冷却器12。

在飞行器2的正常运行期间，阀42应当关闭，而阀86和88应当打开。然后，仅向环境控制系统16供应来自辅助供应单元20的压缩空气。一部分压缩空气也通过阀48输送到催化发生器46以产生氧气殆尽的空气。

此外，通过分配阀108和110将氧气殆尽的空气分配至灭火抑制装置104和106。此外，干燥器112能够通过分配阀114与催化发生器46联接。干燥器112干燥氧气殆尽的空气，使得该氧气殆尽的空气能够使罐(未示出)惰性化。

辅助供应单元20优选地能够为环境控制系统16以及压缩空气的其他消耗件提供足量的压缩空气流，从而为发动机4、6减负。然而，为了充分的冗余，发动机4和6仍然能够接替压缩空气的供应。

另外，应当指出的是，“包括”不排除任何其他元件或步骤，并且“一”或“一个”不排除多个。还应当指出的是，参考上述示例性实施方式中的一个示例性实施方式所描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施方式中的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不被认为是限制。

Claims (10)

1.一种飞行器(2)，所述飞行器(2)具有至少一个提供推力的喷气发动机(4、6)和带有集成加压舱的机身，所述飞行器(2)包括：

-环境控制系统(16)，所述环境控制系统(16)包括至少一个气动空气循环空调单元(90、92)；

-位于所述至少一个提供推力的喷气发动机(4、6)中的引气端口(94、96)；

-非提供推力的辅助供应单元(20)，所述辅助供应单元(20)适于在地面上以及在飞行期间提供电力和压缩空气；以及

-至少一个压缩空气管线(10、36)，

其中，所述至少一个压缩空气管线(10、36)联接至所述引气端口(94、96)和所述辅助供应单元(20)，

其中，所述环境控制系统(16)与所述至少一个压缩空气管线(10、36)联接，

其中，所述辅助供应单元(20)定规格成通过输送压缩空气独自地操作所述环境控制系统(16)，并且

其中，出于冗余目的，来自所述引气端口(94、96)的引入空气能够选择性地供给所述环境控制系统(16)。

2.根据权利要求1所述的飞行器(2)，

其中，所述辅助供应单元(20)包括至少一个燃料电池(56)、压缩机(62)以及电动马达(60)，所述电动马达(60)联接至所述压缩机(62)和所述至少一个燃料电池(56)。

3.根据权利要求2所述的飞行器(2)，

其中，所述至少一个燃料电池(56)与氧气储存单元联接并且适于独立于空气提供电力。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(2)，

其中，所述至少一个压缩空气管线(10、36)与至少一个翼防冰装置(45)联接，其中，所述辅助供应单元(20)定规格成向所述至少一个翼防冰装置(45)附加地提供处于升高温度的足量的压缩空气流。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(2)，其中，所述辅助供应单元(20)与催化转化器(46)联接，所述催化转化器(46)适于接纳氢和压缩空气流，并且适于提供氢与作为氧化剂的压缩空气的连续燃烧并产生氧气殆尽的空气流。

6.根据权利要求5所述的飞行器(2)，还包括在所述催化转化器(46)下游的用于干燥所述氧气殆尽的空气流的附加干燥器(112)。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(2)，其中，所述辅助供应单元(20)供应有来自与所述至少一个提供推力的喷气发动机(4、6)的不同的储存单元的燃料。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(2)，其中，所述辅助供应单元(20)包括具有液态氢储存装置(70)的氢供应系统。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(2)，其中，所述辅助供应单元(20)、燃料储存单元以及用于操作所述辅助供应单元(20)的所有燃料供应管线布置在所述飞行器(2)的加压部段外侧的尾锥中。

10.一种将与提供推力的喷气发动机(4、6)分离的辅助供应系统(20)用于向空调系统(16)提供压缩空气的用途，其中，所述空调系统(16)包括至少一个气动空气循环空调单元(90、92)。