CN107709161B - 混合电力 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种飞机。所述飞机包括：蒸气循环空气调节系统，所述蒸气循环空气调节系统接收外部空气；引气系统，所述引气系统具有至少一个端口；以及电动风扇。当所述飞机在地面上时，外部空气的来源是来自所述电动风扇的强制空气。当所述飞机在巡航时，所述外部空气的所述来源是来自所述至少一个端口的引出空气。

Description

混合电力
相关申请的交叉引用
本申请要求2015年6月8日提交的美国临时申请序号62/172,461的在先提交日的权益，所述申请的全部公开内容以引用的方式并入本文。
背景技术
当今航空航天工业的趋势倾向于具有较高效率的系统。对于现代飞机子系统，这意味着以较低的功率提供相同的服务。不幸的是，现代机子系统在较低的功率下提供关于发动机燃料燃烧的有限效率。
发明内容
根据一个实施方案，提供了一种飞机。飞机包括蒸气循环空气调节系统，所述蒸气循环空气调节系统被配置成接收外部空气；引气系统，所述引气系统具有至少一个端口；以及电动风扇，其中当飞机在地面上时，外部空气的来源包括来自电动风扇的强制空气，并且其中当飞机在巡航时，外部空气的来源包括来自至少一个端口的引出空气。
本文通过实施方案的技术实现了另外的特征和优点。本文详细描述了其他实施方案，并将这些实施方案视为随附权利的一部分。为了更好地理解具有这些优点和特征的实施方案，参考具体实施方式和附图。
附图说明
在随附于本说明书的权利要求书中特别指出并明确要求保护被认为是本公开的主题。通过以下结合附图而进行的详细描述，可以清楚了解本公开的上述和其他特征及优点，在附图中：
图1是根据一个实施方案的电动飞机子系统架构的示意图；
图2是根据一个实施方案的混合电动飞机子系统架构的示意图；
图3是根据一个实施方案的环境控制系统示意图的一个例子；
图4是根据一个实施方案的图3的环境控制系统示意图的地面冷却模式的一个操作例子；
图5是根据一个实施方案的图3的环境控制系统示意图的飞行模式的一个操作例子；
图6是根据一个实施方案的图3的环境控制系统示意图的升压模式的一个操作例子；
图7是根据一个实施方案的双端口引气系统的示意图；以及
图8是根据一个实施方案的三端口引气系统的示意图。
具体实施方式
参照附图，本文通过举例而非限制的方式给出了所公开的设备和方法的一个或多个实施方案的详细描述。
图1是根据一个实施方案的电动飞机子系统架构100的示意图。电动飞机子系统架构100包括：至少一个发动机102a和102b；至少一个齿轮箱104a和104b；至少一个液压元件106a、106b、108a和108b；至少一个电气元件110a、110b、112a和112b；至少一个蒸气循环环境控制子系统116a和116b；至少一个机翼防冰子系统118a和118b；功率转换器120；功率分配器122；至少一个液压致动器124a、124b、126a和126b；至少一个发生器128a和128b；以及至少一个辅助动力装置130。需注意，具有较大厚度的连接线和框轮廓用于帮助识别图1的电气方面。
在电动飞机子系统架构100中，至少一个蒸气循环环境控制子系统116a和116b使用电力而不是引出空气来对飞机的机舱加压并冷却。例如，至少一个电气元件110a、110b、112a和112b以及至少一个发生器128a和128b可以向功率转换器120提供电力，所述功率转换器进而向至少一个蒸气循环环境控制子系统116a和116b供应电力。另外，其他子系统和操作，诸如至少一个机翼防冰子系统118a和118b以及由至少一个辅助动力装置130进行的主发动机启动可以是电动的。
电气子系统和操作的利用对飞机具有显著的影响。例如，传统的一个辅助动力装置具有向环境控制系统提供加压空气的负载压缩机并用于主发动机启动。至少一个辅助动力装置130，由于它是电动的，因此它除去了负载压缩机以及从至少一个辅助动力装置130到至少一个蒸气循环环境控制子系统116a和116b的引气管道。实际上，电气子系统以及由电动飞机子系统架构100所进行的操作的使用完全除去了引气子系统(例如，无气动功率导致无阀、无预冷器、无引气管道，也无机翼防冰管道)。
然而，当单个最大功耗操作正对机舱加压时，将所有气动功率转换成电力对电动飞机子系统架构100具有显著的影响。例如，将机舱加压从气动转换成电动已经导致至少一个发动机102a和102b所需的电力量增加大约5倍。这个所需电力量已经导致电动飞机子系统架构100包括非常大的电气元件，诸如功率转换器120的马达驱动器和整流器装置。然后，将非常大的马达驱动器和整流器装置包含在内需要液体冷却系统来将由功率转换器120所生成的热量排到舱外。这些附加元件的组合导致形成显著量的子系统重量，这足以降低或否定较低功率的益处。
本文中的实施方案提供了一种混合电动飞机子系统架构，其利用较低的功率并且不会显著增加飞机重量。
现在转向图2，根据一个实施方案，提供了混合电动飞机子系统架构200的示意图。为了便于说明，再次使用图1的电动飞机子系统架构100的一些元件。混合电动飞机子系统架构200的附加部件包括至少一个引气系统214a和214b。利用至少一个引气系统214a和214b进行加压和供气，而混合电动飞机子系统架构200的其他操作可以与电动飞机子系统架构100保持相同(例如，机舱冷却、机翼防冰和主发动机启动可以是电动的)。利用至少一个引气系统214a和214b进行加压和供气显著地减少了混合电动飞机子系统架构200所需的电力量，从而除去了电动飞机子系统架构100的大型马达驱动器和整流器装置。进而，利用至少一个引气系统214a和214b进行加压和供气减轻了重量并且消除了对液体冷却的需要。另外，因为主发动机启动和机箱冷却都是电动的，因此至少一个辅助动力装置130是电动的，这将继续相对于传统的一个辅助动力装置除去负载压缩机和引气管道(通往/来自至少一个辅助动力装置130的引气管道)。
另外，电动飞机子系统架构100包括安装在至少一个发动机102a和102b上的两个变频启动器发生器。在发动机启动模式下，两个变频启动器发生器从至少一个辅助动力装置130接收来自大型马达驱动器的电力。
相比之下，混合电动飞机子系统架构200利用至少一个辅助动力装置130来提供电力，而至少一个发动机102a和102b具有相应的启动器驱动发生器(马达/发生器)。启动器驱动发生器具有内置机械传动装置(类似于集成驱动发生器)。另外，通过使用用于机舱冷却的小型气冷式马达驱动器来实现发动机启动。在操作中，至少一个辅助动力装置130向气冷式马达驱动器提供电力；气冷式马达驱动器将启动器驱动发生器加快旋转到与飞机总线频率相关联的速度；然后将启动器驱动发生器放置在电动总线上；启动器驱动发生器经由机械传动装置而转动相关联的发动机(例如，发动机102a和102b的端部)，直到发动机速度高到足以启动相关联的发动机为止。
现在将相对于图3、图4、图5、图6、图7和图8描述混合电动飞机子系统架构200。图3是根据一个实施方案的图2的混合电动飞机子系统架构200内的环境控制系统示意图300的一个例子。图4是根据一个实施方案的图3的环境控制系统示意图300的地面冷却模式400的一个操作例子。图5是根据一个实施方案的图3的环境控制系统示意图300的飞行模式500的一个操作例子。图6是根据一个实施方案的图3的环境控制系统示意图300的升压模式600的一个操作例子。图7是根据一个实施方案的双端口引气系统700的示意图。图8是根据一个实施方案的三端口引气系统800的示意图。不再重新介绍为了便于说明而再次使用的图3、图4、图5、图6、图7和图8的元件。
转向图3，环境控制系统示意图300包括发动机引气系统302、环境新鲜空气系统304、冲压空气热交换器306、蒸发器热交换器308、电动加热器310、腔室312 (例如，飞机的机舱或驾驶舱)、风扇315、壳体317、蒸气循环压缩设备320 (其包括蒸气循环压缩机322和324以及马达326)、冷凝器330和气冷式马达控制器340以及多个阀(例如，阀V3.1、阀V 3.2和膨胀阀V3.3)。
环境控制系统示意图300采用蒸气循环来冷却腔室312。可以基于阀V3.1和V3.2的操作而从发动机引气系统302、环境新鲜空气系统304和/或腔室312得到一种或多种介质。例如，还可以基于电动风扇315的操作而将一种或多种介质吸入壳体319中。介质通常可以是空气(例如引出空气或外部空气)，而其他例子包括气体、液体、流化固体或浆液。在一个实施方案中，环境控制系统示意图300可以从发动机(经由发动机引气系统302)接收呈引出空气形式的外部空气和/或经由机舱供气风扇(经由环境新鲜空气系统304，如下面进一步描述的)接收呈环境空气形式的外部空气。
在去往腔室312的介质进入蒸发器热交换器308之前，冲压空气热交换器306降低所述介质的温度。蒸发器热交换器308从介质吸收热量。在将介质送到机舱之前，电动加热器310升高介质的温度。电动风扇315用于吸拉冲压空气(环境空气或外部空气)穿过壳体319、冲压空气热交换器306和冷凝器330。气冷式马达控制器340经由马达326而驱动蒸气循环压缩设备320的蒸气循环压缩机322和324，并且可以用于启动飞机的发动机。冷凝器330经由冲压回路(例如，流过壳体317的冲压空气的操作)而将热量排到环境空气中。
现在转向图4，现在将描述环境控制系统示意图300的地面冷却模式400。图4包括关于环境新鲜空气系统304的进一步说明。如图4所示，环境引气系统304包括机舱供气风扇415，在地面冷却模式400期间使用所述机舱供气风扇。也可以在飞机爬升和下降状态的一部分期间(例如，接近地面)使用机舱供气风扇415。另外，机舱供气风扇415可以用于在高空巡航状态期间(参照图5)升高引出空气的压力。
在地面冷却模式400中，机舱供气风扇415将外部空气412推送(或吸拉)到冲压空气热交换器306中，在所述冲压空气热交换器中由壳体319中的冲压空气冷却所述外部空气。由电动冲压风扇315吸拉冲压空气穿过冲压空气热交换器306。可以在外部空气412进入冲压空气热交换器306之前，使来自腔室312的机舱再循环空气与外部空气412混合。蒸发器热交换器308对离开冲压空气热交换器306的空气冷却并除湿，并将所述空气经由电动加热器310送到腔室312。
用于蒸发器热交换器308的冷却源是制冷或蒸气循环。蒸气循环是闭环系统，所述闭环系统在低温下吸热，在高温下排热。在蒸发器热交换器308中，制冷剂(呈液体状态或呈液体状态和气体状态的组合)从离开冲压空气热交换器306的空气吸收热量并发生相变。例如，制冷剂作为过热气体离开蒸发器热交换器308并进入压缩机322和324。压缩机322和324对过热气体加压并进一步升高它的温度以产生高压高温制冷剂。高压高温制冷剂进入冷凝器330并冷凝成液体制冷剂。离开冷凝器的液体进入膨胀阀V3.3，在所述膨胀阀中，压力降低并且液体制冷剂的温度下降，从而产生冷的制冷剂。冷的制冷剂然后进入蒸发器热交换器308，这形成了回路。
用于冷凝器330的冷却源是冲压空气(如同冲压空气热交换器306的情况一样)，由电动冲压空气风扇315吸拉空气穿过所述冷却源。环境控制系统示意图300还包含电动加热器310，所述电动加热器可以用于在天冷情况下升高离开蒸发器热交换器308的空气的温度。在地面空转、滑行和起飞过程中，在地面上使用操作的地面冷却模式400。在低空爬升和着陆时也可以使用地面冷却模式400。
现在转向图5，现在将描述环境控制系统示意图300的飞行模式500。图5包括关于发动机引气系统302的进一步说明。如图5所示，发动机引气系统302包括发动机505和预冷器510 (所述预冷器可以被设计成提供400℉至450℉的空气)。飞行模式500以与地面冷却模式400几乎相同的方式操作。另外，飞行模式500包括另选的空气来源和电动风扇操作。例如，在飞行模式500中，利用从发动机505得到的引出空气，而不是由机舱供气风扇推送的外部空气412，并将所述引出空气送到机舱。从发动机505得到的引出空气可以来自如图7和图8所述的低压引气端口。此外，可以关闭电动风扇315和机舱供气风扇415二者。在巡航状态以及爬升和下降状态期间使用操作的飞行模式500。
现在转向图6，现在将描述环境控制系统示意图300的升压模式600。在巡航状态期间，当发动机引气压力不足以移动来自发动机505的引出空气并使其穿过热交换器306和308进入腔室312时，使用操作的升压模式600。例如，当从发动机505的低压引气端口获得的引出空气的压力相对于腔室312的压力过低时，可以将引出空气穿过机舱供气风扇415而引向阀V3.2，使得所述引出空气加压到高于腔室312的压力。这进而允许引出空气在高空巡航状态下流过环境控制系统示意图300。需注意，在升压模式600下，可以关闭电动风扇315和供气风扇415。
现在转向图7和图8，现在将描述对发动机引气系统302 (例如，双端口引气系统700或三端口引气系统800)的多个端口的位置的选择。在图7中，根据一个实施方案，将发动机引气系统302的一个例子示为双端口引气系统700。双端口引气系统700包括发动机705，所述发动机从多个端口(第一端口715和第二端口725)向阀V3.1提供引出空气。双端口引气系统700还包括风扇空气730，所述风扇空气是从从风扇流提取并由预冷器510利用以接收从来自第一端口715的引出空气排出的热量。双端口引气系统700还包括多个阀V7.A、V7.B和V7.C，所述多个阀用于管理引气端口715和725以及风扇空气730。需注意，可以在发动机705内选择双端口引气系统700的端口的位置，使得可以实现以下一项或多项：预冷器510的尺寸减小；绕过预冷器510；以及去除预冷器510。例如，如果对于某些操作状态来说，需要预冷器510，那么可以减小预冷器510的尺寸以满足这些状态。例如，由于至少一个机翼防冰子系统118a和118b是电动的，因此预冷器510可以是传统预冷器的尺寸的约1/3，传统预冷器的尺寸导致故障模式。
第一端口715可以是从发动机705的某一位置所选择的高压引气端口，所述高压引气端口为引出空气提供压力高到足以在怠速下降期间对机舱加压的特征。第二端口725可以是从发动机705的某一位置所选择的低压引气端口，所述低压引气端口为引出空气提供压力高到足以对机舱加压的特征并且提供低到不用经过预冷器510的温度。
现在转向图8，根据一个实施方案，将发动机引气系统302的一个例子示为三端口引气系统800。三端口引气系统800包括发动机805，所述发动机提供从多个端口(第一端口715、第二端口725和中间端口820)到阀V3.1的引出空气。可以基于发动机引气压力、机舱压力和机舱供气风扇415而从发动机805的某一位置选择中间端口820。该配置可以导致去除预冷器510。也就是说，如果三端口引气系统800使得引气端口的温度低于燃料的自燃温度，那么可以同时绕过或去除全部预冷器510。例如，通过将机舱供气风扇415与三端口引气系统800结合使用，产生不需要预冷器的引气系统。因此，三端口引气系统800不包括预冷器510。需注意，这种架构可以使用启动器驱动发生器，或者也可以使用变频启动器发生器。如果该架构使用变频启动器发生器，则可以将多个气冷式马达驱动器连接在一起，以在发动机启动过程中驱动变频启动器发生器。
鉴于以上所述，混合电动飞机子系统架构200的技术效果和益处包括除去高功率转换设备以及液体冷却系统。例如，由于需要液体冷却系统来将功率转换设备的废热转移出加压容器，因此消除加压需求会将功率转换设备(马达控制器)的废热减少约90%。
根据一个实施方案，提供了一种飞机。飞机包括蒸气循环空气调节系统，所述蒸气循环空气调节系统被配置成接收外部空气；引气系统，所述引气系统具有至少一个端口；以及电动风扇，其中当飞机在地面上时，外部空气的来源包括来自电动风扇的强制空气，并且其中当飞机在巡航时，外部空气的来源包括来自至少一个端口的引出空气。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案，飞机可以包括马达驱动器，所述马达驱动器被配置成向蒸气循环空气调节系统提供电力。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，马达驱动器可以是气冷式的。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，马达驱动器可以被配置成启动飞机的发动机。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，飞机可以包括启动器驱动发生器，所述启动器驱动发生器安装在飞机的发动机上。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，马达驱动器向启动器驱动发生器供应电力。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，飞机可以包括变频启动器驱动发生器，所述变频启动器驱动发生器安装在发动机上。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，马达驱动器可以向变频启动器发生器供应电力。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，电动风扇可以被配置成升高引出空气的压力。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，引气系统的至少一个端口可以被配置在飞机的发动机的某一位置处，以实现以下至少一项：预冷器的尺寸减小；绕过预冷器；以及去除预冷器。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，至少一个端口的第一端口可以被配置成导致引出空气绕过预冷器。
根据另一个实施方案或以上飞机实施方案中的任一个，飞机可以包括至少一个机翼防冰子系统，所述至少一个机翼防冰子系统被配置成是电动的。
参照根据各实施方案的方法、设备和/或系统的流程图、示意图和/或框图描述了实施方案的各方面。另外，已经出于说明的目的给出了对各种实施方案的描述，但并不旨在以所公开的实施方案来穷举或限制本发明。许多修改和变化对于本领域技术人员将是显而易见的，而不脱离所述实施方案的范围和精神。选择本文所使用的术语是为了最好地说明实施方案的原理、优于可在市场上找到的技术的实际应用或技术改进，或者使得本领域技术人员能够理解本文所公开的实施方案。
本文所用的术语仅仅是为了描述特定实施方案，而非意在进行限制。如本文所用的，除非本说明书明确指出，单数形式“一个/一种(a/an)”和“该/所述(the)”也包括其复数形式。应当进一步理解，当在本说明书中使用时，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/或组件的存在，但不排除一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或其组合的存在或增加。
本文所描绘的流程图仅仅是一个例子。本文所描述的这个图或这些步骤(操作)可以存在许多变化，而不脱离本文中的实施方案的精神。例如，可以不同的顺序执行这些步骤，或者可以增加、删除或修改步骤。所有这些变体都被视为是随附权利要求的一部分。
虽然已描述了优选实施方案，但应该理解，本领域技术人员现在以及将来都可以在随附权利要求的范围内进行各种改进和增加。这些权利要求应被解释为维持适当保护。

Claims (11)

1.一种飞机，包括：
蒸气循环空气调节系统，所述蒸气循环空气调节系统被配置成接收外部空气；
引气系统，所述引气系统具有至少一个端口；以及
电动机舱供气风扇，
其中当所述飞机在地面上时，外部空气的来源为来自所述电动机舱供气风扇的强制空气，
其中当所述飞机在巡航时，所述外部空气的来源为来自所述至少一个端口的引出空气，并且
其中所述电动机舱供气风扇被配置成升高所述引出空气的压力。
2.如权利要求1所述的飞机，包括马达驱动器，所述马达驱动器被配置成向所述蒸气循环空气调节系统提供电力。
3.如权利要求2所述的飞机，其中所述马达驱动器是气冷式的。
4.如权利要求2所述的飞机，其中所述马达驱动器被配置成启动所述飞机的发动机。
5.如权利要求4所述的飞机，包括启动器驱动发生器，所述启动器驱动发生器安装在所述飞机的所述发动机上。
6.如权利要求5所述的飞机，其中所述马达驱动器向所述启动器驱动发生器供应电力。
7.如权利要求4所述的飞机，包括变频启动器驱动发生器，所述变频启动器驱动发生器安装在所述发动机上。
8.如权利要求7所述的飞机，其中所述马达驱动器向所述变频启动器发生器供应电力。
9.如权利要求1所述的飞机，其中所述引气系统的所述至少一个端口被配置在所述飞机的发动机的某一位置处，以实现以下至少一项：预冷器的尺寸减小；绕过所述预冷器；以及去除所述预冷器。
10.如权利要求1所述的飞机，其中所述至少一个端口的第一端口被配置成导致所述引出空气绕过预冷器。
11.如权利要求1所述的飞机，包括至少一个机翼防冰子系统，所述至少一个机翼防冰子系统被配置成是电动的。
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