CN107762630A - 用于预冷却使用涡轮机的环境控制系统的方法和飞行器 - Google Patents

用于预冷却使用涡轮机的环境控制系统的方法和飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明公开用于向使用燃气涡轮发动机的飞行器的环境控制系统提供排气的方法和飞行器，包括确定用于环境控制系统的排气要求、向环境控制系统成比例地供给低压排气和高压排气，其中成比例供给受到控制，使得经过调节的空气流满足所确定的排气要求。

Description

用于预冷却使用涡轮机的环境控制系统的方法和飞行器
技术领域
本发明涉及用于预冷却使用发电机四轮涡轮机的环境控制系统的混合方法和飞行器。
背景技术
当代飞行器具有排气系统，该等排气系统从飞行器的发动机吸收热空气，以用于包括环境控制系统(ECS)(例如，空气调节、加压、和除冰)在内的飞行器上的其它系统中。ECS能够包括对从排气系统接收到的排气的压力或温度的限制。目前，飞行器发动机排气系统利用预冷却换热器以将来自发动机的热空气预先调节至如其它飞行器系统所要求或利用的可持续温度。预冷却换热器产生废热，该等废热通常被从飞行器排出而不加以利用。
发明内容
在本发明的一个方面中，提供一种向使用燃气涡轮发动机的飞行器的环境控制系统提供排气的方法，该方法包括：确定用于环境控制系统的排气要求；将来自燃气涡轮发动机的压缩机的低压排气和高压排气选择性地供给至涡轮空气循环机的第一涡轮部段和压缩机部段，其中第一涡轮部段排出冷却空气流并且压缩机部段排出压缩空气流；向第二涡轮部段选择性地供给冷却空气流，其中第二涡轮部段排出进一步冷却的空气流；将从第一涡轮部段排出的冷却空气流或从第二涡轮部段排出的进一步冷却的空气流中的至少一个与从压缩机部段排出的压缩空气流组合以形成经过调节的空气流；通过发电机将过量机械功率转化成电功率；和将电功率输送至至少一个装置或系统，其中选择性地供给低压排气和高压排气以及选择性地供给冷却空气流受到控制，使得经过调节的空气流满足所确定的排气要求并且其中所述第一涡轮部段或第二涡轮部段中的至少一个的操作产生过量机械功率。
在本发明的另一个方面中，提供一种飞行器，包括：具有排气入口的环境控制系统；燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机具有至少一个低压排气供给和至少一个高压排气供给；涡轮空气循环机，该涡轮空气循环机具有旋转联接的第一涡轮部段、第二涡轮部段和压缩机部段；上游涡轮喷射器，该上游涡轮喷射器将低压排气供给和高压排气供给流体联接到第一涡轮部段和压缩机部段；下游涡轮喷射器，该下游涡轮喷射器将来自第一涡轮部段或第二涡轮部段中的至少一个的流体输出与来自压缩机部段的流体输出流体组合成被供给至环境控制系统的排气入口的公共流；可旋转轴，该可旋转轴与第一涡轮部段和第二涡轮部段中的至少一个可操作地联接；和发电机，该发电机选择性地联接到可旋转轴并且具有功率输出。
在本发明的又一个方面中，提供一种向飞行器的环境控制系统提供空气的方法，该方法包括：将来自燃气涡轮发动机的压缩机的低压排气和高压排气选择性地供给至涡轮空气循环机，以根据环境控制系统的操作要求对排气进行预先调节，其中预先调节包括将从涡轮空气循环机的第一涡轮部段排出的流体输出选择性地提供给涡轮空气循环机的第二涡轮部段以用于进一步冷却，并且其中第一涡轮部段和第二涡轮部段中的至少一个产生轴功输出；通过发电机将轴功输出中的至少一些转化成电功率；和将电功率输送至至少一个装置或系统。
技术方案1.一种向使用燃气涡轮发动机的飞行器的环境控制系统提供排气的方法，所述方法包括：
确定用于所述环境控制系统的排气要求；
将来自所述燃气涡轮发动机的压缩机的低压排气和高压排气选择性地供给至涡轮空气循环机的第一涡轮部段和压缩机部段，其中所述第一涡轮部段排出冷却空气流并且所述压缩机部段排出压缩空气流；
向第二涡轮部段选择性地供给所述冷却空气流，其中所述第二涡轮部段排出进一步冷却的空气流；
将从所述第一涡轮部段排出的冷却空气流或从所述第二涡轮部段排出的进一步冷却的空气流中的至少一个与从所述压缩机部段排出的压缩空气流组合以形成经过调节的空气流；
通过发电机将过量机械功率转化成电功率；和
将电功率输送至至少一个装置或系统；
其中所述选择性地供给低压排气和高压排气以及选择性地供给冷却空气流受到控制，使得所述经过调节的空气流满足所确定的排气要求并且其中所述第一涡轮部段或第二涡轮部段中的至少一个的操作产生所述过量机械功率。
技术方案2.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述电功率是高压DC功率。
技术方案3.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述电功率被输送至电池、电加热器、辅助设备、或分配系统中的至少一个。
技术方案4.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括确定来自所述飞行器的装置或系统的功率要求。
技术方案5.根据技术方案4所述的方法，其特征在于，确定所述功率要求包括计算所述功率要求。
技术方案6.根据技术方案4所述的方法，其特征在于，所述选择性地供给低压排气和高压排气是基于所确定的功率要求。
技术方案7.根据技术方案6所述的方法，其特征在于，所述选择性地供给低压排气和高压排气包括基于所述所确定的功率要求增加所供给的低压排气或高压排气中的至少一个的供给。
技术方案8.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，向所述第二涡轮部段选择性地供给冷却空气流包括向所述第二涡轮部段供给100％的所述冷却空气流。
技术方案9.一种飞行器，包括：
具有排气入口的环境控制系统；
燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机具有至少一个低压排气供给和至少一个高压排气供给；
涡轮空气循环机，所述涡轮空气循环机具有旋转联接的第一涡轮部段、第二涡轮部段和压缩机部段；
上游涡轮喷射器，所述上游涡轮喷射器将所述低压排气供给和所述高压排气供给流体联接到所述第一涡轮部段和压缩机部段；
下游涡轮喷射器，所述下游涡轮喷射器将来自所述第一涡轮部段或所述第二涡轮部段中的至少一个的流体输出与来自所述压缩机部段的流体输出流体组合成被供给至所述环境控制系统的排气入口的公共流；
可旋转轴，所述可旋转轴与所述第一涡轮部段和所述第二涡轮部段中的至少一个可操作地联接；和
发电机，所述发电机选择性地联接到所述可旋转轴并且具有功率输出。
技术方案10.根据技术方案9所述的飞行器，其特征在于，所述发电机还包括转子，所述转子安装于所述可旋转轴并且具有至少一个转子极。
技术方案11.根据技术方案10所述的飞行器，其特征在于，所述发电机是永磁发电机或感应发电机中的至少一个。
技术方案12.根据技术方案9所述的飞行器，其特征在于，所述第一涡轮部段、所述第二涡轮部段、和所述压缩机部段旋转联接到所述可旋转轴。
技术方案13.根据技术方案9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括断开器组件，所述断开器组件被配置成将所述发电机选择性地联接到所述可旋转轴。
技术方案14.根据技术方案9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括旁路管道，所述旁路管道将所述第一涡轮部段的流体输出流体联接到所述下游涡轮喷射器。
技术方案15.根据技术方案14所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括旁通阀，所述旁通阀被配置成选择性地控制通过所述旁路管道的流体流。
技术方案16.根据技术方案9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括电气联接到所述功率输出的装置或系统中的至少一个。
技术方案17.根据技术方案16所述的飞行器，其特征在于，所述至少一个装置或系统包括电池、电热器、或辅助设备中的至少一个。
技术方案18.一种向具有燃气涡轮发动机的飞行器的环境控制系统提供空气的方法，所述方法包括：
将来自所述燃气涡轮发动机的压缩机的低压排气和高压排气选择性地供给至涡轮空气循环机，以根据所述环境控制系统的操作要求对所述排气进行预先调节，其中所述预先调节包括将从所述涡轮空气循环机的第一涡轮部段排出的流体输出选择性地提供给所述涡轮空气循环机的第二涡轮部段以用于进一步冷却，并且其中所述第一涡轮部段和所述第二涡轮部段中的至少一个产生轴功输出；
通过发电机将所述轴功输出中的至少一些转化成电功率；和
将电功率输送至至少一个装置或系统。
技术方案19.根据技术方案18所述的方法，其特征在于，所述方法还包括将来自所述涡轮空气循环机的压缩机部段的流体输出选择性地供给至从所述涡轮空气循环机的第一涡轮部段或所述涡轮空气循环机的第二涡轮部段中的至少一个排出的流体输出。
技术方案20.根据技术方案18所述的方法，其特征在于，所述选择性地供给包括在需要电功率时增加所述低压排气或所述高压排气中的至少一个的选择性供给。
附图说明
在附图中：
图1是根据本文中所描述的多个方面的具有排气系统的飞行器的透视图。
图2是能够用于图1的飞行器中的示例性飞行器燃气涡轮发动机的一部分的示意性横截面图。
图3是根据本文中所描述的多个方面的能够用于图1的飞行器中的燃气涡轮发动机排气系统的示意图。
图4是能够用于如图3中所示的涡轮喷射器中的阀的示意图。
图5是根据本文中所描述的多个方面的图3的发电机和图1的飞行器的示例性电力系统的示意图。
图6是流程图的例子，其中示出了向根据本文中所描述的多个方面的环境控制系统提供排气的方法。
具体实施方式
图1示出了本发明的实施例，其中示出了能够包括排气系统20的飞行器10，其中为了清楚起见仅示出了该排气系统20的一部分。如图所示，飞行器10能够包括诸如燃气涡轮发动机12之类的多个发动机、机身14、定位在机舱14中的驾驶舱16、和从机身14向外延伸的翼组件18。飞行器还能够包括环境控制系统(ECS)48。仅出于说明的目的，ECS 48示意性地图示于飞行器10的机身14的一部分中。ECS 48与排气系统20流体联接，以从燃气涡轮发动机12接收排气供给。
排气系统20能够连接到燃气涡轮发动机12，使得从燃气涡轮发动机12接收到的高温高压空气、低温低压空气、或其组合能够在飞行器10内用于飞行器10的环境控制。更具体地，发动机能够包括沿燃气涡轮发动机12长度或操作级布置的一组排放端口24，使得因为相应组的排放端口24而能够从燃气涡轮发动机12接收、捕获、或去除排气。就这方面而言，能够基于排气系统20的期望操作或排气要求来选择多个排气特性，其中包括但不限于排气质量流速(例如，以磅每分钟为单位)、排气温度或排气压力。此外，能够构想，环境空气能够在飞行器10内用于飞行器10的环境控制。当在本文中使用时，飞行器10的环境控制、即飞行器10的ECS 48能够包括用于飞行器的一部分的防冰或除冰、用于对客舱或机身加压、对客舱或机身加热或冷却等的子系统。ECS 48的操作能够是飞行器10乘客人数、飞行器10飞行阶段、或ECS 48的操作子系统中的至少一个的函数。飞行器10飞行阶段的例子能够包括但不限于地面怠速、滑行、起飞、爬升、巡航、下降、保持、和着陆。ECS对排气系统20的要求能够是动态的，原因在于，例如，对子系统的需要基于飞行器10的条件。
尽管已图示了商务飞行器10，能够构想，本发明的实施例能够用于任何类型的飞行器10。此外，尽管已在翼组件18上图示了两个燃气涡轮发动机12，但是应当理解，能够包括任何数量的燃气涡轮发动机12，其中包括位于翼组件18上的单个燃气涡轮发动机12，或者甚至安装于机身14中的单个燃气涡轮发动机。
图2图示了飞行器10的燃气涡轮发动机12的横截面。燃气涡轮发动机12能够以顺序关系包括风扇22、压缩机部段26、燃烧部段25、涡轮部段27、和排气部段29。压缩机部段26能够以顺序关系包括多级低压压缩机30、和多级高压压缩机32。
燃气涡轮发动机12还图示为包括低压排放端口34和高压排放端口36，该低压排放端口34被布置成从低压压缩机30拖动、拉动、或接收低压排气，该高压排放端口36被布置成从高压压缩机32拖动、拉动、或接收高压排气。排放端口34、36还图示为与能够提供相应的输出信号的多个传感器28相联接。通过非限制性例子的方式，传感器28能够包括相应的温度传感器、相应的流速传感器、或者相应的压力传感器。尽管仅图示了单个低压排放端口34，但是低压压缩机30能够包括被布置于压缩机30的多级处的一组低压排放端口34，以拖动、拉动、或接收多个排气特性，其中包括但不限于排气质量流速、排气温度、或排气压力。类似地，尽管仅图示了单个高压排放端口36，但是高压压缩机32能够包括一组高压排放端口36，以拖动、拉动、或接收多个排气特性，其中包括但不限于排气质量流速、排气温度、或排气压力。本发明的非限制性实施例还能够包括其中低压排放端口34或高压排放端口36中的至少一个可包括来自辅助功率单元(APU)或地面卡车单元(GCU)的排放端口，使得APU或GCU能够补充或代替发动机排放端口34、36提供增大压力和经过调节温度的气流的构型。
在燃气涡轮发动机12操作期间，风扇22的旋转拉进空气，使得至少一部分空气被供给至压缩机部段26。空气通过低压压缩机30被加压至低压，并且随后通过高压压缩机32被进一步加压至高压。在发动机操作中的该点处，低压排放端口34和高压排放端口36分别从低压压缩机30拉动低压空气并且从高压压缩机32拉动高压空气，并且将空气供给至排气系统，以用于将空气供给至ECS 48。未被高压排放端口36拉动的高压空气被输送至燃烧部段25，其中高压空气与燃料混合并且燃烧。燃烧气体被向下游输送至涡轮部段27，该涡轮部段27在通过涡轮部段27的气体的作用下旋转。涡轮部段27的旋转随后使在涡轮部段27上游的风扇22和压缩机部段26旋转。最终，燃烧气体通过排气部段29从燃气涡轮发动机12被排放。
图3示出了飞行器10的包括燃气涡轮发动机12、排气系统20、和ECS 48在内的部分的示意图。如图所示，排气系统20能够包括涡轮空气循环机38，该涡轮空气循环机38与一组燃气涡轮发动机(仅图示为单个燃气涡轮发动机12)上游流体联接并且与ECS 48下游流体联接。涡轮空气循环机38能够包括第一涡轮部段40a、第二涡轮部段40b、和压缩机部段42，上述部段均能够可旋转地联接在公共轴41上。涡轮空气循环机38的排气系统20能够包括相对于涡轮空气循环机38定位在下游的流混合器或涡轮喷射器44。
低压排放端口34和高压排放端口36能够通过成比例混合或可控阀组件45与涡轮空气循环机38流体联接。可控阀组件45的非限制性例子能够包括混合、成比例混合、或者非混合性构型。在另一个非限制性例子中，成比例混合组件能够包括成比例混合喷射阀组件。在一个方面中，成比例混合喷射阀组件或可控阀组件45能够被布置成向涡轮空气循环机38供给低压排气和高压排气。成比例混合喷射阀组件或可控阀组件45的非限制性例子能够包括涡轮喷射器或混合喷射器组件，其中高压排放端口36夹带低压排放端口34的低压排气的至少一部分，或者从低压排放端口34“拖动”空气，并且向涡轮空气循环机38提供混合、组合、或夹带空气。换句话说，成比例涡轮喷射器或混合喷射器组件能够同时向压缩机部段42供给至少一部分低压排气并且夹带另一部分低压排气与高压排气。
发电机78图示为可操作地联接到公共轴41。就这方面而言，涡轮空气循环机38能够包括四个轮：第一涡轮部段40a、第二涡轮部段40b、压缩机部段42、和发电机78。发电机78能够是任何合适类型的发电机，其中包括但不限于发电机轮。通过其它例子，发电机78能够包括安装于公共轴41的转子并且能够包括至少一个转子极，定子能够围绕转子并且具有一组定子绕组，并且发电机输出79能够与一组定子绕组电气联接。发电机78能够是被配置成吸收过量的涡轮机械功率并且将其转化成电功率的任何合适的发电机。非限制性的发电机78构型能够包括永磁发电机、感应发电机等。在一个示例性方面中，能够基于可靠性、操作环境(例如，吊架或接近发动机芯的较恶劣的温度环境)等来选择或构造发电机78。能够包括本发明的多个方面，其中发电机78能够被选择、定尺寸、或构造为产生预定量的电功率。预定量的电功率能够与飞行器的长期需要、飞行器的临时需要、飞行器的补充需要、飞行器的紧急功率需要等相关。本发明的非限制性方面还能够包括在不需要发电机78所产生的功率时禁用发电机78或者从飞行器的电气系统移除发电机78输出。
发电机能够提供呈功率输出或发电机输出79形式的电能或功率。该等功率能够随后被提供给飞行器10的多个部分，其中包括例如用于为飞行器10除冰的那些的分配系统79a和电加热器79b。应当理解，发电机78能够向飞行器10上的任何数量的用户类型或转换器输送功率。
断开器80能够在压缩机部段42和发电机78之间可操作地联接到公共轴41。断开器80能够是被配置成使发电机78与公共轴41或者公共轴41的剩余部分分开的任何合适的机构。断开器80能够包括但不限于结合机械熔断的离合器系统。断开器80还能够包括但不限于被配置成使发电机78能够重新联接到旋转公共轴41的齿轮箱，例如变速齿轮箱。应当理解，断开器80能够是可选的并且发电机78能够备选地总是联接到公共轴41。断开器80被配置成在不失去压缩机部段42的情况下使发电机78断开。在一个非限制性例子中，断开器80能够被配置成在发电机80操作期间出现故障或不期望事件时断开发电机78。在另一个非限制性例子中，断开器80能够被配置成在不需要发电机78的功率输出时断开发电机78。能够构想，能够通过诸如控制器模块60之类的处理器自动地或者由使用者手动地控制断开器80。
本发明的实施例能够包括其中低压排气和高压排气的供给比可被选择成不在预定比以下或备选地不超过预定比的方面。例如，供给比的方面能够包括或者能够被确定成保持涡轮空气循环机38的涡轮部段40a、40b与压缩机部段42之间的能量或功率平衡。在另一个例子中，供给比的方面能够包括或者能够被确定成保持涡轮空气循环机38的涡轮部段40a、40b与压缩机部段42和发电机78的组合之间的能量或功率平衡。能够包括成比例混合喷射阀组件或可控阀组件45的另一个非限制性例子，其中燃气涡轮发动机12的低压排放端口34能够通过第一可控阀46与涡轮空气循环机38的压缩机部段42流体联接。此外，燃气涡轮发动机12的高压排放端口36能够通过第二可控阀50与涡轮空气循环机38的第一涡轮部段40a直接流体联接。第一可控阀46或第二可控阀50的非限制性例子能够包括完全成比例阀或连续阀。
成比例阀能够响应于飞行器飞行阶段或燃气涡轮发动机12的转速、与飞行器飞行阶段或燃气涡轮发动机12的转速相关或者作为飞行器飞行阶段或燃气涡轮发动机12的转速的函数操作。例如，燃气涡轮发动机12的转速能够在操作周期内发生变化，在操作周期期间，能够基于燃气涡轮发动机瞬态或动态条件来调节成比例混合喷射阀组件或可控阀组件45。本发明的实施例能够供给任何比的低压排气与高压排气，例如100％的第一排气和0％的第二排气。类似地，能够基于对发动机条件的动态响应来预先确定该比并且以便保持涡轮空气循环机组件的涡轮与压缩机部段或压缩机部段和发电机的组合之间的能量平衡、能量平衡排气要求、或功率平衡。
由低压排放端口34提供的低压排气能够在相应的第一可控阀46和第二可控阀50的下游处被进一步提供给第一涡轮部段40a，其中向第一涡轮部段40a提供低压排气的流体联接件能够包括止回阀52，该止回阀52沿在从低压排放端口34朝向涡轮空气循环机38的高压排放端口36或第一涡轮部段40a的方向偏置。就这方面而言，止回阀52被配置成使得流体仅能够从低压排放端口34流向高压排放端口36或者涡轮空气循环机38的第一涡轮部段40a。
能够包括其中止回阀52被选择或配置成在朝向高压排放端口36的相应的低压排放端口34中的流的限定或相应的压力下提供从低压排放端口34朝向高压排放端口36的流体穿过的本发明的实施例。例如，止回阀52能够被选择或配置成仅提供如图所示的流体穿过，高压排放端口36的气压低于或小于低压排放端口34的气压。在另一个例子中，止回阀52能够被选择或配置成使得阀52在背压下，即高压排放端口36的压力高于或大于低压排放端口36的气压时关闭或自致动至关闭位置。备选地，本发明的实施例能够包括可控的止回阀52或涡轮喷射器或混合喷射器成比例组件以提供从低压排放端口34朝向高压排放端口36的选择性流体穿过。涡轮空气循环机38的压缩机部段42能够包括压缩机输出54。
第一涡轮部段40a能够包括限定了冷却气流70的第一涡轮输出56。当在本文中使用时，“冷却”空气流或气流70能够描述温度比由第一涡轮部段40a所接收的气流低的气流。第一涡轮输出56能够被可选和成比例地供给到第二涡轮部段40b。更具体地，第一涡轮输出56图示为流体联接到第二涡轮部段40b。第一涡轮输出56还能够流体联接到旁路管道43。如图所示，旁路管道43能够将第一涡轮部段40a的流体输出56流体联接到下游涡轮喷射器44，使得流体输出56不必被提供给第二涡轮部段40b。包括旁通阀47以选择性地控制流体流通过旁路管道43到达下游涡轮喷射器44。旁通阀47能够是任何阀，其中包括但不限于成比例阀或连续阀。第二涡轮部段40b能够包括限定了气流的第二涡轮输出71。绕过第二涡轮部段40b的第一涡轮输出56已通过箭头被示意性地示出并且限定了旁路气流73。
压缩机输出54、任何第二涡轮输出71和任何旁路气流73在涡轮空气循环机38的下游流体组合。流混合器被布置成将压缩机输出54以及任何第二涡轮输出71和任何旁路气流73流体组合成被供给至ECS 48的排气入口49的公共混合流74。通过该方式，下游涡轮喷射器44将呈旁通气流73形式的来自第一涡轮部段40a的流体输出和呈第二涡轮输出71形式的来自第二涡轮部段40b的流体输出与呈压缩机输出54形式的来自压缩机部段的流体输出流体组合成被供给至ECS 48的排气入口49的公共流74。就这方面而言，排气系统20在排气被ECS 48的排气入口49接收之前对其进行预先调节。
第二涡轮输出71和旁通气流73流体联接以限定组合的涡轮输出气流75或冷却气流。在流混合器的图示实施例中，涡轮喷射器44在涡轮输出气流75横穿涡轮喷射器44的狭窄部分58、或“喉部”时对其进行加压，并且将压缩机输出54流体喷射至涡轮喷射器44的狭窄部分58中。将压缩机输出54喷射成加压涡轮输出气流75使压缩机输出54与冷却气流75流体组合。涡轮喷射器44的公共气流流74在排气入口49处与ECS 48在下游流体联接。能够包括其中压缩机输出54、涡轮输出气流75、或涡轮喷射器44(例如，相对于狭窄部分58位于下游)可包括一组传感器28的本发明的实施例。
涡轮喷射器44(有时被称为“喷射泵”或“喷射阀”)通过将来自较高压力源的空气喷射至在文丘里限制的输入端处的喷嘴中来起作用，较低压力的空气源同样被供给至文丘里限制中。来自较高压力源的空气以高速向下游被排放到较低压力的流中。由于邻近空气流而造成的摩擦使较低压力的空气被加速(“夹带”)并且被拉动穿过文丘里限制。当被排放到较低压力的空气流中的较高压力的空气朝向低压空气源的较低压力膨胀时，速度增大，从而进一步使组合或混合的气流的流加速。当较低压力的气流由于被较高压力的源夹带而加速时，低压源的温度和压力降低，从而使更多的能量从涡轮输出被提取或“回收”。能够包括其中高压空气源所处的温度比低压空气源高或大的本发明的非限制性实施例。然而，在本发明的备选实施例中，夹带和混合过程能够不在高压空气源的温度高于或大于低压空气源的情况下发生。上述实施例适用于图示位于涡轮空气循环机38下游的涡轮喷射器44，以及可控阀组件45的涡轮喷射器实施例。
飞行器10或排气系统20还能够包括具有处理器62和存储器64的控制器模块60。控制器模块60或处理器62能够可操作或通信地联接到排气系统20，其中包括其传感器28、第一可控阀46、第二可控阀50、旁通阀47、和ECS 48。控制器模块60或处理器62还能够与沿排气系统20的流体联接件散布的传感器28可操作或通信地相联接。存储器64能够包括随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、闪速存储器、或者诸如光盘、DVD、CD-ROM等之类的一个或多个不同类型的便携式电子存储器、或者这些类型的存储器的任何合适的组合。控制器模块60或处理器62还能够被配置成运行任何合适的程序。能够包括例如其中控制器模块60或处理器62还可与飞行器10的其它的控制器、处理器、或系统连接、或者可被包括作为飞行器10的另一个控制器、处理器、或系统的部件或子部件的本发明的非限制性实施例。在一个例子中，控制器模块60能够包括全权限数字发动机或电子控制器(FADEC)、机载航空计算机或控制器、或通过常见数据链路或协议远程定位的模块。
计算机可检索信息数据库能够存储在存储器64中并且由控制器模块60或处理器62存取。控制器模块60或处理器62能够运行一组可执行指令以显示数据库或存取数据库。备选地，控制器模块60或处理器62能够可操作地联接到信息数据库。例如，这种数据库能够被存储在备选的计算机或控制器上。应当理解，数据库能够是任何合适的数据库，其中包括具有多组数据的单个数据库、链接在一起的多个离散数据库、或者甚至是简单的数据表格。应当领会，数据库能够结合多个数据库或者该数据库实际上能够是多个不同的数据库。数据库能够存储数据，该等数据能够尤其包括与用于传感器输出的参考值相关的历史数据、以及用于飞行器10并且与飞行器编队相关的历史排气系统20数据。数据库还能够包括参考值，该等参考值包括历史值或总值。
在燃气涡轮发动机12操作期间，排气系统20沿低压排放端口34供给低压排气流66并且沿高压排放端口36供给高压排气流68，如上文所解释的那样。高压排气流被输送至涡轮空气循环机38的第一涡轮部段40a并且可选地被输送至第二涡轮部段40b，这转而与涡轮(多个涡轮)相互作用，以驱动第一涡轮部段40a和第二涡轮部段40b旋转。高压排气流68作为第一涡轮输出气流在第一涡轮输出56处离开第一涡轮部段40a。根据止回阀52或上游涡轮喷射器或混合喷射器成比例组件、或者相应的低压排放端口34和高压排放端口36的相应的气流66、68的操作，第一部分低压排气流66能够被输送至压缩机部段42并且第二部分低压排气流66能够被输送至涡轮空气循环机38的第一涡轮部段42a并且可选地被输送至第二涡轮部段42b，如本文中所解释的那样。例如，本发明的实施例能够包括其中被输送至第一涡轮部段40a并且可选地被输送至第二涡轮部段40b的气流能够完全包括低压排气流66、不包括低压排气流66、或二者间部分的操作。例如在可控阀50被设定成不提供高压排气流68时，低压排气流66的第二部分还能够用于驱动第一涡轮部段40a和第二涡轮部段40b的旋转。
应当理解，可控模块60被配置成操作旁通阀47以向涡轮空气循环机38的第二涡轮部段40b供给一定量的第一涡轮输出56。能够构想，控制器60能够基于来自包括组合的气流流74、涡轮输出气流75、第一涡轮输出56、其任何组合等的温度传感器在内的传感器28中的任何一个的输入来操作旁通阀47。本发明的实施例能够包括其中被输送至第二涡轮部段40b的第一涡轮输出56可包括将小于100％的冷却空气流或第一涡轮输出56供给至第二涡轮部段40b或者将100％的第一涡轮输出56供给至第二涡轮部段40b的操作。
能够通过压缩机部段42的旋转来压缩低压排气流66，该压缩机部段42与第一涡轮部段40a和第二涡轮部段40b可旋转地联接。压缩低压排气作为压缩机输出气流72在压缩机输出54处离开压缩机部段42。涡轮输出气流75和压缩机输出气流72在涡轮喷射器44中组合以形成组合的气流流74，该组合的气流流74进一步被提供给ECS 48。就这方面而言，组合的气流流74能够被表示为低压排气流66和高压排气流68的组成或比、或者涡轮输出气流75和压缩机输出气流72的组成或比。
通过压缩机部段42压缩低压气流66产生相比低压气流66较高压力和较高温度的压缩机输出气流72。此外，第一涡轮部段40a和第二涡轮部段40b所接收的气流，即经由止回阀52所接收的高压气流68和选择性的低压气流66通过涡轮喷射器或混合喷射器成比例组件产生相比第一涡轮部段40a输入气流66和第二涡轮部段40b输入气流68较低压力和较低温度的涡轮输出气流75。就这方面而言，相比相对的输入气流66、68，压缩机部段42输出或排出较热和较高压力的气流72，而第一涡轮部段40a输出或排出较冷并且较低压力的气流70。第二涡轮部段40b输出或排出相比气流70甚至较冷的气流71。
控制器模块60或处理器62能够被配置成可操作地接收例如由ECS 48产生的排气要求。排气要求能够通过排气要求信号76被提供给控制器模块60或处理器62，该排气要求信号76能够包括排气要求特性，其中包括但不限于流速、温度、压力、或质量流(例如，气流)。响应于排气要求信号76，控制器模块60或处理器62能够可操作地向涡轮空气循环机38供给成比例量的低压排气流66和高压排气流68。能够通过相应的第一可控阀46或第二可控阀50并且通过选择性地操作止回阀52或涡轮喷射器成比例组件来控制低压排气流66和高压排气流68的成比例性。
低压排气流66和高压排气流68的成比例供给能够与涡轮输出气流75和压缩机输出气流72、或涡轮空气循环机38操作成直接比例或几何级数比例(directly orgeometrically proportional)。涡轮输出气流75和压缩机输出气流72在涡轮空气循环机38的下游组合，并且组合的气流流74被提供给ECS 48。在一个非限制性例子中，压缩机输出气流72能够将涡轮输出气流75驱动到狭窄部分58中并且在音速条件下混合。该混合流压力将通过组合的气流流74静态复原以在期望条件下输出涡轮喷射器44。就这方面而言，通过操作排气系统20、可控阀46、50、止回阀52、涡轮喷射器或混合喷射器成比例组件、涡轮空气循环机38、涡轮输出气流75和压缩机输出气流72的组合、或者其任何组合来调节组合的气流流74，以符合或满足ECS 48排气要求。
控制器模块60或处理器62中的一个能够包括全部或一部分计算机程序，该等程序具有用于确定ECS 48的排气要求、成比例或选择性地供给低压排气流66或高压排气流68、响应于相应的低压气流66或高压气流68操作可控阀46、50、止回阀52或涡轮喷射器或混合喷射器成比例组件的操作、或其组合的可执行指令集。当在本文中使用时，“成比例或选择性地供给”低压排气流66或高压排气流68能够包括改型或修改低压排气流66或高压排气流68中的至少一个。例如，成比例或选择性地供给低压排气流66或高压排气流68能够包括改变低压排气流66而不改变高压排气流68，或者反之亦然。在另一个例子中，成比例或选择性地供给低压排气流66或高压排气流68能够包括改变低压排气流66和高压排气流68。同样当在本文中使用时，“成比例地”供给低压排气流66或高压排气流68能够包括基于所供给的总排气流66、68来改变或改型低压排气流66与高压排气流68的比。换句话说，低压排气流66或高压排气流68的比例能够被改变或改型，并且能够基于低压排气流66和高压排气流68的总气流来包括或描述比例比。
无论是控制器模块60还是控制排气系统20操作的处理器62，该程序都能够包括计算机程序产品，该计算机程序产品可包括计算机可读介质，以用于承载或具有在其上存储的计算机可执行指令或数据结构。该等计算机可读介质能够是任何可用介质，该等可用介质能够由通用或专用计算机或其它的具有处理器的机器来存取。总体而言，该等计算机程序能够包括具有执行特定任务或实施特定抽象数据类型的技术效果的例行程序、程序、对象、部件、组件、数据结构等。机器可执行指令、相关数据结构、和程序代表本文中公开的用于执行信息交换的程序代码的例子。机器可执行指令例如能够包括使通用计算机、专用计算机、或专用处理机执行特定功能或功能组的指令和数据。
尽管低压排气流66或高压排气流68的排气特性能够通过飞行器10在飞行的巡航部分期间保持相对一致或稳定，但是改变飞行器10或诸如海拔、速度或怠速设定、航向、太阳周期、或地理飞行器位置的飞行特性能够在排气系统20中产生不一致的气流66、68。因此，控制器模块60或处理器62也能够被配置成响应于接收由沿排气系统20的流体联接件散布的传感器28所接收到的一组传感器输入值来操作排气系统20，如本文中所解释的那样。例如，控制器模块60或处理器62能够包括用于横穿排气系统20的气流66、68、70、71、72、73、74、75的组的预定、已知、期望、估算、或计算值。响应于改变飞行器10或飞行特性，控制器模块60或处理器62能够改变低压排气流66或高压排气流68的成比例供给，以便符合或满足用于ECS 48的排气要求。备选地，存储器64能够包括数据库或查找表格，使得能够响应于控制器模块60接收传感器28读数、测量结果等的组或亚组来确定与低压排气流66或高压排气流68相关的成比例地供给值。
尽管传感器28被描述成“感测”、“测量”、或“读取”相应的温度、流速、或压力，但是控制器模块60或处理器62能够被配置成感测、测量、估算、计算、确定、或监测传感器28输出，使得控制器模块60或处理器62解释代表或指示相应的温度、流速、压力、或其组合的值。此外，能够接近在先未示出的其它部件而包括传感器28或与在先未示出的其它部件一体而包括传感器28。例如，本发明的实施例能够包括定位成感测组合的气流流74的传感器28或者能够包括定位在涡轮喷射器44的狭窄部分58、或“喉部”内的传感器28。
图4更详细地示出了，能够在相对于涡轮空气循环机38定位在下游的涡轮喷射器44或流混合器中包括阀130。通过非限制性例子的方式，阀130能够包括用于控制将压缩机输出54喷射到涡轮喷射器44的喉部部分58中的可控针栓注射器(pintle injector)。阀130能够包括沿如箭头134指示的任一方向被线性致动的可滑动针132。可滑动针132或针栓能够被成比例&线性地致动，以增大或减小进入喉部58中的喷嘴出口流面积排放，从而能够随后可操作地影响低压空气75相对于所注射的较高压力的空气72的夹带比以及作为泵取机构的总体涡轮喷射器效率。改变较低压力的质量气流75相对于较高压力的质量气流72c的比增大或减小涡轮喷射器可操作性的范围，从而影响其效率。就这方面而言，效率是压力、温度、和质量流比的函数。因此，压力、温度、和质量流比的任何变化都可操作地影响效率输出等级。例如可以通过控制器模块60可控地操作针132，以保持预定的质量流比，保持效率等级或者相对于预定阈值或阈值范围来操作涡轮喷射器44。
这种阀允许控制涡轮喷射器效率并且允许控制低压和高压质量流比。
在第一非限制性操作模式中，断开器80能够被启用或激活(即，发电机78不与公共轴41共同旋转)。在该例子中，控制器模块60能够控制高压可控阀50，以控制涡轮喷射器44的组合的气流流74的出口压力。这能够被认为是基线系统逻辑中的主控制。控制器模块60能够控制低压可控阀46以控制压缩机功率平衡并且这种能够是高压可控阀50的控制的从控制。控制器模块60能够包括阀的操作，以控制涡轮喷射器44的组合的气流流74的出口温度并且该等控制能够链接到高压可控阀50的主控制。该等基线系统逻辑还将包括止回阀52的关闭位置。
在第一响应操作模式的另一个非限制性例子中，控制器模块60能够基于排气系统20的排气要求来操作第二可控阀50。排气要求例如能够包括来自涡轮喷射器44的期望或要求的输出气流流74。就该方面而言，控制器模块60能够基于涡轮喷射器44的期望或要求的输出气流流74来操作第二可控阀50。控制器模块60还能够例如操作旁通阀47，使得在与第二涡轮输出71组合时，第一涡轮输出56的旁通气流73基于排气系统20的排气要求、例如输出气流流74的期望或要求的温度影响涡轮输出气流75的冷却，这转而可操作地影响或控制输出气流流74的温度。因此，在第一操作模式期间，如果输出气流流74的温度在阈值以下或小于阈值、如传感器28所感测到的要求或期望的温度，旁通阀47能够可操作地打开，使得空气将从第一涡轮输出56流向涡轮输出气流75。就这方面而言，旁通阀47的打开能够可操作地使输出气流流74的温度升高。在第一操作模式期间，如果输出气流流74的温度在阈值以上或大于阈值、如由传感器28所感测到的输出气流流74的要求或期望的温度，旁通阀47能够可操作地关闭，使得不向涡轮输出气流75提供旁通气流73，并且最终，不向输出气流流74提供旁通气流73。就这方面而言，旁通阀47的关闭能够可操作地降低输出气流流74的温度。
在第一响应操作模式的另一个非限制性例子中，控制器模块60能够基于其中包括输出气流流74的期望或要求压力在内的排气要求来操作第二可控阀50。如果如由传感器28所感测到的输出气流流74的压力在阈值以下或小于阈值、要求、或期望的压力，则第二可控阀50能够可操作地打开，以提供或允许一部分或额外的高压排气流68到达涡轮空气循环机38。由于第二可控阀50提供或允许高压排气流68到达涡轮空气循环机38，涡轮部段40a、40b将更快地旋转，从而产生更多的旋转功率，这转而影响压缩机部段42将吸收的功率总量。就这方面而言，第二可控阀50能够操作以基于期望或要求的压力来改型或调节输出气流流74的压力。
在第一响应操作模式的另一个非限制性例子中，控制器模块60能够基于排气要求来操作第二可控阀50，其中如果涡轮部段40a、40b正在产生更多的旋转功率或者超过压缩机部段42吸收的旋转功率。
在第一响应操作模式的另一个非限制性例子中，能够通过控制器模块60并且基于如由传感器28所感测到的压缩机输出气流72来可控地操作第一可控阀46，保持涡轮部段40a、40b产生功率与压缩机部段42吸收功率之间的功率平衡。就这方面而言，控制器模块60能够被配置成同时操作第一可控阀46和第二可控阀50。在第一响应操作模式的又一个非限制性例子中，能够通过控制器模块60并且基于如由传感器28所感测到的压缩机输出气流72可控地操作第一可控阀46，保持涡轮部段40a、40b与压缩机部段42吸收功率之间的功率平衡。
在第二非限制性操作模式中，断开器80能够被禁用或失活(即，发电机78与公共轴41共同旋转)。除非另有描述，否则第二操作模式中的系统逻辑能够与上文所描述的第一操作模式中的系统逻辑类似。在第二操作模式中，控制器模块60能够被配置成操作或控制发电机78或功率产生操作。在第二操作模式期间，第一涡轮部段40a并且可选地第二涡轮部段40b通过气流转动，第一涡轮部段40a和第二涡轮部段40b产生功以使公共轴41旋转。操作压缩机部段42未利用的功能够被发电机78用于产生电功率。发电机78能够与公共轴41的速度同步地被控制，所述公共轴的速度转而能够由高压可控阀50的主控制来控制。发电机78所产生的电功率例如能够被供给至额外的电气负载79a、79b，如本文中所描述的。在一个非限制性例子中，保持功率平衡能够基于需要或期望的电功率负载或者发电机78的电功率产生操作。就这方面而言，功率平衡能够包括电功率要求。
能够包括其中可包括单独的功率产生控制模块并且将其与控制器模块60通信联接，并且该单独的功率产生控制模块被配置成例如报告功率产生、共享电气分布负载管理任务、或者可操作地控制通过发电机78的功率产生(例如，在超驰(override)功率产生模式期间等)等的本发明的其它方面。在另一个方面中，能够包括与控制器模块60分离并且与该控制器模块60通信联接的发动机电气功率产生系统(EEPGS)。
能够选择、配置、或操作发电机78的操作或控制以管理功率分配或功率消耗系统79a、79b、或其亚组。例如，发电机78能够被操作成管理不与热活动相关的功率分配或功率消耗系统的亚组(例如，仅分配系统79a)。能够包括其中控制器模块60能够基于用于操作热装置、例如电加热器79b的功率要求来操作发电机78或者功率消耗系统79a、79b的第二操作模式的其它的非限制性方面。在一种情况下，控制器模块60能够操作电加热器79b以利用功率存储装置、例如电池而不是利用功率产生以操作电加热器(若适用)，或者能够控制发电机78以在超驰功率产生模式中操作以选择性地产生满足用于系统79a和/或79b的功率要求所需的电功率的量。
在该例子中，控制器模块60能够被配置成确定、计算、或估算操作电加热器79b所要求或需要的功率量。因此，第二操作模式能够例如操作以利用控制器模块60来操作第二可控阀50从而基于功率要求和功率平衡考虑因素来增加或减少由第一涡轮部段40a或第二涡轮部段40b提供给公共轴41的机械功。在该超驰操作模式中，控制器模块60还能够控制第一可控阀46以基于排气要求根据需要实现来自涡轮喷射器44的期望或需要的输出气流压力74，如本文中所描述的那样。在第二操作模式期间，控制器模块60还能够操作(例如，打开、关闭)旁通阀47以基于排气要求可操作地升高或降低输出气流流74的温度，如本文中所描述的那样。控制器模块还能够通过根据需要可操作地控制能量平衡或高压/低压质量流比、或处于预定阈值或阈值范围内来如本文中所描述的那样控制阀130的操作，例如防止回流到涡轮输出。通过如上文所描述地控制高压质量流和低压质量流，可控喷射阀能够限制在涡轮部段和压缩机部段之间分开的焓流。就这方面而言，控制高压质量流和低压质量流不仅保证与功率发电机78的功率平衡，还限制由发电机78吸收的过量涡轮功率的量。
阀46、50、47的上述构型和操作允许、造成、或影响涡轮喷射器效率的隔热变化(adiabatic change)。
能够包括其中控制器模块60或处理器62可被配置成操作排气系统20以考虑传感器28对气流66、68、70、71、72、73、74、75的组或亚组的测量结果的本发明的实施例。
在本发明的另一个实施例中，排气系统20能够在没有反馈输入的情况下操作，即，在控制器模块60或处理器62不从传感器28接收感测信息的情况下操作。在该备选配置中，控制器模块60或处理器62能够被配置成基于飞行器10的操作、例如飞行器10飞行阶段来操作第一可控阀46或第二可控阀50等。
在排气系统20的一个非限制性示例性配置中，低压排气流能够包括12.2psi的压力和252.5华氏度的温度，而高压排气流能够包括148.3psi的压力和842.3度的温度。在该例子中，止回阀52和旁通阀47关闭并且涡轮空气循环机38操作以产生具有17.1psi的压力和390.8华氏度的温度的涡轮输出气流75，而压缩机输出气流72能够包括40.3psi的压力和445.6华氏度的温度。涡轮喷射器44能够被配置成组合涡轮输出气流75和压缩机输出气流72，以提供包括27.0psi的压力和421.5华氏度的温度的组合的气流流74。在该例子中，发电机78能够输出6.74kW的功率。上述示例性配置和值仅仅是本文中所描述的排气系统20的一个非限制性例子。
相比仅具有一个涡轮部段的涡轮空气循环机，上述具有第二级涡轮40b的公开内容允许涡轮空气循环机38具有提高的冷却能力，允许从燃气涡轮发动机12更高的排气级提取，并且允许增大的涡轮功率产生。包括第二级涡轮旁路允许在较低的高压排放端口提取级处的第二级卸载，降低不必要的第二涡轮级过量功率，并且允许第二级涡轮出口温度控制。
图5是由发电机78产生的电功率能够用于飞行器10中的示例性选项的示意图。图示出整流器82，整流器82能够利用发电机输出79，该发电机输出79是交变电流以产生呈高压直流形式的直流电流。这种直流电流随后能够被提供给飞行器的多个部分，其中包括例如用于对飞行器10除冰的那些的电加热器79b和分配系统79a。应当理解，发电机78能够将高压DC功率输送给飞行器10上的多个电功率用户或转换器。通过非限制性例子的方式，高压DC图示为被供给至电池79c、EEGPS网格79d、变流器84，这转而将高压AC功率提供给VDF或者其它的定向设备86，并且被供给至DC转换器99，这转而能够将低压DC功率供给至辅助设备90a和电池90b。能够包括例如其中由发电机78产生的电功率可用于充电或者以其它方式将电功率存储于诸如电池79c、90b之类的功率存储装置或者诸如超级电容之类的另一个功率存储装置中的本发明的方面。功率存储装置稍后能够放电，以补充DC或AC系统的功率要求需要(例如，通过功率变流器)。存储于功率存储装置中的功率的放电能够影响发电机78或断开器80的操作，其中包括但不限于在所存储的功率的量能够足以操作电加热器79b时选择性地不操作发电机78。
图6示出了流程图，其中展示了使用至少一个燃气涡轮发动机12向飞行器的ECS48提供排气的非限制性的示例方法200。该方法200通过确定用于ECS 48的排气要求而开始于210。确定排气要求能够包括确定用于ECS 48的气压、气温、或流速要求中的至少一个、或其组合。排气要求能够是飞行器乘客人数、飞行器飞行阶段、或ECS 48的操作子系统中的至少一个的函数。能够基于来自ECS 48的排气要求信号76而通过ECS 48、控制器模块60、或处理器62来确定排气要求。
接下来，在220处，控制器模块60或处理器62可操作地控制可控阀组件45，以向涡轮空气循环机38成比例地供给低压排气和高压排气。本发明的实施例能够包括但不限于供给达到100％的低压排气流或高压排气流中的一个和0％的低压排气流或高压排气流中相应的另一个的组合的气流流74。本发明的另一个示例性实施例能够包括但不限于成比例地供给低压排气流和高压排气流，其中成比例地供给与飞行器飞行阶段或燃气涡轮发动机12的转速相关或者是飞行器飞行阶段或燃气涡轮发动机12的转速的函数。成比例地供给排气能够包括连续成比例地供给排气，即，随着时间过去，或者在飞行器的飞行期间无限地，重复改变低压排气流和高压排气流的成比例供给。
在230处，旁通阀47能够由控制器模块60或处理器62控制，使得来自第一涡轮部段40a的输出被引导至第二涡轮部段40b以产生进一步冷却的空气流或第二涡轮输出71或者被引导通过旁路管道43以产生旁通气流73。当在本文中使用时，“进一步冷却的”空气流描述的是第二涡轮输出71的空气流的温度比被引导至第二涡轮部段40b的第一涡轮部段40a的输出低。本发明的实施例能够包括但不限于旁通阀47受控向第二涡轮部段40b供给第一涡轮输出56的从0％到100％的任何量并且将其余部分供给到旁路管道43。控制器模块60或处理器62能够控制旁通阀47，以便控制涡轮空气循环机38的出口温度。
在240处，发电机78例如能够基于功率要求将任何过量的涡轮机械功率选择性地转化成电功率。能够构想，控制器模块60或处理器62能够确定、计算、估算、或者通过其它方式确定系统中所需的剩余涡轮功率，以满足如发电机78所供给的电功率要求。更具体地，控制器模块60或处理器62能够确定第一涡轮部段40a和第二涡轮部段40b所产生的总机械功率并且将该总机械功率与压缩机部段42的功率消耗和发电机78的功率消耗进行比较，以确定能够被转化为电功率的功率量。能够通过包括借助传感器信息或阀位置信息在内的任何合适的方式来实现该步骤。任何过量的机械功率都能够通过公共轴41被传输到发电机78。
在这种情况下，在220处，能够控制成比例地供给使得产生过量机械功率用于发电机78以转换成电功率。能够构想，该方法能够包括确定来自飞行器10的系统或装置的功率要求。这能够包括控制器模块60或处理器62计算或估算功率要求。在220处，成比例地供给随后能够基于所确定的功率要求，其中包括当要求更多功率时，HP排气压力能够增大，以基于所确定的功率要求来供应涡轮机38。还能够构想，控制器模块60或处理器62能够操作以从公共轴41断开发电机78。更具体地，控制器60或处理器62能够例如在确定不存在过量机械功率(其中不存在电功率要求)时或者在功率要求不足(例如能够通过功率存储装置放电满足的功率要求)时操作断开器80，使得第二发电机78不可操作地联接到公共轴41。
应当理解，涡轮空气循环机38从第一涡轮部段40a排放呈旁通气流73形式的冷却空气流或者从第二涡轮部段40b排放呈进一步冷却的气流71形式的冷却空气流，并且从压缩机部段42排放压缩空气流72。在250处，方法200通过将呈旁通气流73形式的冷却空气流、呈第二涡轮输出71形式的进一步冷却的气流流和压缩空气流72组合以形成经过调节或组合的气流流74来继续。应当理解，组合的压缩空气流72能够与旁通气流73或第二涡轮输出71中的至少一个组合以形成经过调节的空气流74。
在220处成比例供给低压排气和高压排气和在230处选择性地供给通过控制器模块60或处理器62控制，使得组合的气流流74符合或满足如在210处所确定的用于ECS 48的排气要求。还能够包括其中可通过操作可控针栓注射器、阀130、或可滑动针132来改变、改型等组合的气流流74的方法的方面。
图示的顺序仅仅是为了说明性目的并且不意在以任何方式对方法200构成限制，原因在于，应当理解，能够以不同的逻辑顺序来进行方法的部分、能够包括其它或中介部分、或者该方法的所描述的部分能够分为多个部分、或者该方法的所描述部分能够省略而不偏离所描述的方法。
该方法能够包括基于期望的流能力来成比例地供应压缩机部段。该方法还能够包括从燃气涡轮发动机的压缩机向涡轮空气循环机成比例地供给低压排气和高压排气，以根据ECS的操作命令对排气进行预先调节，其中预先调节包括将从涡轮空气循环机38的第一涡轮部段40a排放的流体输出选择性地提供给涡轮空气循环机38的第二涡轮部段40b以用于进一步冷却。如上文所描述的那样，该步骤能够基于ECS的温度要求。
在一个非限制性例子中，控制器模块60能够控制可控阀50打开或关闭作为主控制以可操作地控制涡轮喷射器44的组合的气流流74的出口压力。在非限制性例子中，控制器模块60还能够控制第一可控阀46作为主控制的从控制，以可操作地控制涡轮部段40a、40b与压缩机部段42和发电机78之间的能量平衡。该步骤能够被认为是基线系统逻辑中的主控制。控制器模块60能够控制可控阀46以控制涡轮空气循环机38中的总压缩机功率平衡，并且这种能够是可控阀50的控制的从控制。控制器模块60能够控制由可控阀46选择的源并且能够基于飞行器10的任务时间表来设定这种源选择。控制器模块60能够控制可控阀86，以匹配来自压缩机部段42的出口压力。在非限制性例子中，止回阀52能够关闭或者通过默认自关闭。
在一个非限制性例子中，控制器模块60还能够控制旁通阀47，并且因此同时控制涡轮喷射器44的组合的气流流74的出口温度(但是与可控阀46独立)。例如，在一些情况下，通过第二可控阀50的操作降低或减小组合的气流流74的出口压力也将降低或减小组合的气流流74的出口温度。就这方面而言，能够包括第二可控阀50的操作作为超驰考虑因素，以在如果旁通阀47的操作不充分、不足、或者原本无法可操作地控制组合的气流流74的温度或压力的话降低或减小组合的气流流74的温度或压力中的至少一个，如本文中所描述的。例如，如果旁通阀47故障或被导致不可操作，或者如果旁通阀47尽管未能根据期望改变组合的气流流74仍然完全打开或关闭，系统逻辑能够被配置成操作第二可控阀50以改变或调节涡轮部段40a、40b所接收的压力，以可操作地改变或调节组合的气流流74的温度。
在另一个非限制性例子中，控制器60能够基于涡轮喷射器44的期望效率来控制阀130的操作，以可操作地控制低压和高压质量流速、目标效率等，如本文中所描述的那样。
在另一个非限制性例子中，控制器模块60能够以备选系统逻辑操作，其中包括但不限于例如紧急操作，例如当高压排放源被禁用、移除或关闭时。在这种操作中，可控阀50关闭并且控制器模块60能够控制可控阀46以作为主控制来控制涡轮喷射器44的组合的气流流74的出口压力。在该情况下，止回阀52能够打开，从而允许低压排气流66或使低压排气流66能够流向涡轮部段40a、40b。控制器模块60能够控制旁通阀47，以可操作地控制涡轮喷射器44的组合的气流流74的出口温度。
在另一个非限制性例子中，控制器模块60能够操作以选择性地禁用断开器80(即，使发电机78与公共轴41共同旋转)并且因此以通过发电机78产生电功率，如本文中所描述的那样。就这方面而言，产生电功率能够可操作地影响由控制器模块60来控制系统，使得在添加、补充、或代替符合或满足排气要求的情况下能够满足功率要求。
通过本发明能够构想除了以上附图中所示之外的多种其它可能的实施例和构型。例如，能够包括其中可用也与低压排放端口34联接的排放喷射器或者混合阀来代替第二可控阀50的本发明的实施例。在另一个非限制性例子中，涡轮喷射器44、压缩机输出54、或第一涡轮输出56能够被配置成防止来自下游部件的回流进入涡轮空气循环机38。通过包括阀130，控制器60能够控制阀130的操作，以独立于效率考虑因素通过根据需要调节低压和高压质量流配给来可操作地控制能量平衡。在另一个例子中，控制器60能够如所描述的那样控制阀130的操作，但是通过根据需要可操作地控制能量平衡或者高压/低压质量流比、或者处于预定阈值或阈值范围内，例如以防止回流到涡轮输出中或者防止通过涡轮产生任何过量机械功率；从而由于轴41转速超过轴41的预定“安全”转速而造成涡轮机的任何过量不平衡，以便避免潜在故障或者超过发电机78的能力产生过量电功率。
在本发明的又一个非限制性示例性实施例中，止回阀52或涡轮喷射器成比例组件能够包括第三可控阀或者能够由该第三可控阀代替，并且如本文中所解释的那样由控制器模块60控制，以操作或实现被供给至第一涡轮部段40a并且可选地被供给至第二涡轮部段40b的低压排气流66和高压排气流68的比。此外，诸如阀、泵、或管道之类的多个部件的设计和放置能够被重新布置，使得能够实现多种不同的在线(in-line)构型。
本文中所公开的实施例提供用于向环境控制系统提供排气并且通过提供排气可操作地产生电功率的方法和飞行器。技术效果在于上述实施例使得能够对从燃气涡轮发动机接收到的排气进行预先调节，使得排气的调节和组合被选择成符合或满足用于环境控制系统的排气要求并且能够包括符合或满足用于功率产生系统的功率要求。就这方面而言，功率产生和排气预先调节能够包括同步或平行操作，以符合或满足同时发生的排气和功率要求。此外，涡轮喷射器允许在不同的压力下混合两种不同的气流，同时回收原本与涡轮的背压相关联的能量。此外，过量的机械能能够转化成电功率。通过该方式，系统内的功率未被浪费并且形成辅助功率供给。能够构想，该等辅助功率供给能够代替传统的冲压空气涡轮机或者结合传统的冲压空气涡轮机使用。
在上述实施例中能够实现的一个优点在于相比传统的预冷却器换热系统，上述实施例具有用于ECS的优越的排气调节，而不浪费过量的热。能够实现的另一个优点在于通过消除对过量的热的浪费，该系统还能够减少与废热相关的从发动机的排放提取。通过减少排放提取，发动机在效率改进的情况下操作，从而产生燃料成本节省并且增加用于飞行器的可操作飞行范围。
能够通过上述实施例实现的又一个优点在于排气系统能够提供用于ECS的可变排气调节。可变排气例如在子系统操作或停止操作时能够符合或满足由于可变ECS负载而造成的用于ECS中的排气的可变要求。这包括具有将低级排气转化为适用于ECS的空气的能力的优点。低压排气压力能够增大至用于ECS的期望压力。又一个优点包括浪费的冷却能量能够被用于进一步协助冷却用于ECS中的空气的温度。
又一个优点包括选择性地产生功率的能力，在期望时以补充或代替用于飞行器的电气负载的集和子集的传统的功率源。本文中所描述的方面能够包括从涡轮机中产生的原本未利用或者利用不足的机械功率来产生功率。上述方面的另一个优点能够包括在不必从飞行器电气系统提取电功率的情况下利用电除冰，从而获得自满足ECS。通过利用原本损失或浪费的机械功率；发动机效率或从发动机的功率提取在不必增加所提取的排气的量的情况下有所改进。
就未描述的程度而言，多个实施例的不同的特征和结构能够根据期望彼此结合使用。一个特征未能示于所有的实施例中，并不意在被理解为不能用于其中，只是为了描述简洁起见才这样做。因此，不同实施例的多个特征能够根据期望混合和匹配以形成新的实施例，无论是否清楚描述了该等新的实施例。此外，尽管已描述了“一组”多个元件，但是应当理解，“一组”能够包括任何数量的相应元件，其中包括仅一个元件。本发明覆盖本文中所描述的特征的组合或排列。
本书面描述使用例子对本发明的实施例进行了公开(其中包括最佳模式)，并且还使本领域任何技术人员能够实施本发明的实施例(其中包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法)。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其它的例子。如果该等其它的例子具有与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果该等其它的例子包括与权利要求书的字面语言没有实质区别的等同结构元件，则期望该等其它的例子落入权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种向使用燃气涡轮发动机的飞行器的环境控制系统(48)提供排气的方法，所述方法包括：
确定用于所述环境控制系统(48)的排气要求；
将来自所述燃气涡轮发动机(12)的压缩机的低压排气(66)和高压排气(68)选择性地供给至涡轮空气循环机(38)的第一涡轮部段(40a)和压缩机部段(42)，其中所述第一涡轮部段(40a)排出冷却空气流并且所述压缩机部段(42)排出压缩空气流；
向第二涡轮部段(40b)选择性地供给所述冷却空气流，其中所述第二涡轮部段(40b)排出进一步冷却的空气流；
将从所述第一涡轮部段(40a)排出的冷却空气流或从所述第二涡轮部段(40b)排出的进一步冷却的空气流中的至少一个与从所述压缩机部段(42)排出的压缩空气流组合以形成经过调节的空气流；
通过发电机(78)将过量机械功率转化成电功率；和
将电功率输送至至少一个装置或系统；
其中所述选择性地供给低压排气(66)和高压排气(68)以及选择性地供给冷却空气流受到控制，使得所述经过调节的空气流满足所确定的排气要求并且其中所述第一涡轮部段(40a)或第二涡轮部段(40b)中的至少一个的操作产生所述过量机械功率。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述电功率被输送至电池(79c，90b)、电加热器(79b)、辅助设备(90a)、或分配系统(79a)中的至少一个。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括确定来自所述飞行器的装置或系统的功率要求。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，确定所述功率要求包括计算所述功率要求。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述选择性地供给低压排气(66)和高压排气(68)是基于所确定的功率要求。
6.一种飞行器(10)，包括：
具有排气入口(49)的环境控制系统(48)；
燃气涡轮发动机(12)，所述燃气涡轮发动机(12)具有至少一个低压排气供给和至少一个高压排气供给；
涡轮空气循环机(38)，所述涡轮空气循环机(38)具有旋转联接的第一涡轮部段(40a)、第二涡轮部段(40b)和压缩机部段(42)；
上游涡轮喷射器，所述上游涡轮喷射器将所述低压排气供给和所述高压排气供给流体联接到所述第一涡轮部段(40a)和压缩机部段(42)；
下游涡轮喷射器(44)，所述下游涡轮喷射器(44)将来自所述第一涡轮部段(40a)或所述第二涡轮部段(40b)中的至少一个的流体输出与来自所述压缩机部段(42)的流体输出流体地组合成被供给至所述环境控制系统(48)的排气入口(49)的公共流；
可旋转轴(41)，所述可旋转轴(41)与所述第一涡轮部段(40a)和所述第二涡轮部段(40b)中的至少一个可操作地联接；和
发电机(78)，所述发电机(78)选择性地联接到所述可旋转轴(41)并且具有功率输出(79)。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述发电机(78)还包括转子，所述转子安装于所述可旋转轴(41)并且具有至少一个转子极。
8.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述第一涡轮部段(40a)、所述第二涡轮部段(40b)、和所述压缩机部段(42)旋转联接到所述可旋转轴(41)。
9.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括断开器组件(80)，所述断开器组件(80)被配置成将所述发电机(78)选择性地联接到所述可旋转轴(41)。
10.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括旁路管道，所述旁路管道将所述第一涡轮部段(40a)的流体输出流体联接到所述下游涡轮喷射器(44)。
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