CN109789930B - 用于飞行器的辅助空气供应 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞行器的辅助动力单元，包括：燃气涡轮发动机(14)，该燃气涡轮发动机具有至少一个驱动轴；双负载压缩机(3)，该双负载压缩机包括第一负载压缩机和第二负载压缩机，该第一负载压缩机和该第二负载压缩机均与驱动轴联接；第一冲压空气进气口(4)，该第一冲压空气进气口与双负载压缩机流体连通；和流量调节装置(6)，该流量调节装置与第一压缩机和第二压缩机的输出部联接，以个别地调节所产生的压缩空气流。流量调节装置还适于与飞行器的空气循环机(ACM)流体连通，并且控制系统适于当飞行器位于地面上以及处于飞行中时将压缩空气流作为引气供应至飞行器的空气循环机(ACM)。辅助动力单元能够避免从主发动机排出引气以降低燃料消耗。

Description

用于飞行器的辅助空气供应
技术领域
本发明总体上涉及基于引气(bleed air)的飞行器空调系统，并且涉及包括这种空调系统的飞行器。
本发明还涉及向飞行器提供外部的电动、气动、电动和/或液压动力的辅助设备。
本发明的目的是提供一种用于飞行器的辅助动力单元，该辅助动力单元能够避免从主发动机抽取引气或者至少有效地减少从主发动机抽取/供应引气，并且因此减少燃料消耗。
本发明的另一目的是提供一种空调系统，取决于飞行阶段，该空调系统使调节飞行器机舱所需的能量减少高达50％甚至更多。
背景技术
商用飞行器通常结合有空调系统用于向加压机舱提供具有所需温度和压力的经调节的空气。除了调节空气机舱的温度和压力之外，空调系统还用于对机舱除湿和供应氧气。
典型地，飞行器空调系统供应有取自飞行器的主发动机的压缩机级的呈热压缩空气形式的引气，或者替代性地，当飞行器位于地面上并且主发动机停止时，热压缩空气由辅助动力单元(APU)的燃气轮机驱动的压缩机提供。从主发动机抽取引气通常意味着在正常循环中小量的全程燃料消耗量。
APU包括燃气轮机、气动压缩机和/或液压泵、齿轮箱和一个或多个发电机，以提供电动和/或气动和/或液压动力。APU主要用在当飞行器位于地面上并且主发动机停止时，因此它们不能向飞行器提供必要的外部电动、气动或液压动力。在飞行期间，通常不使用APU，并且液压和电力供应以及引气由主发动机提供。
另一方面，空气循环机ACM是空调系统的主要设备，并且其通常由通过取自主发动机的引气来驱动的涡轮机形成，从而将涡轮机动力传递至连接至公共轴的压缩机。将要供应至涡轮机的发动机引气由压缩机压缩然后供应至加压机舱。
这种传统的空调系统在高压和高温水平下运行，例如取回的引气通常在200℃。
这些空调系统通常需要“冲压空气”作为散热器，因此用于空调的引气借助于该冲压空气冷却、以及压缩、中间冷却和膨胀。然而，冲压门在展开时通常意味着阻力的增加可以基于冷却空气的需要而变化，该冷却空气的需要可以从全程燃料消耗量的0.2％变化至1％甚至更多。
需要减少全程燃料消耗量的更有效的飞行器空调系统。
发明内容
本发明提供了一种用于飞行器的增强型辅助动力单元，用于在飞行器的所有操作阶段——即停置、滑行、攀升、巡航、下降和着陆——期间向飞行器引气系统供应引气，以减少或避免从主发动机抽取的引气量，并且转而也降低了燃料消耗。
因此，本发明的一个方面涉及一种用于飞行器的辅助动力单元，该辅助动力单元适于为飞行器机舱供应引气，其中，辅助动力单元包括：燃气发动机，该燃气涡轮发动机具有驱动轴；以及双负载压缩机，该双负载压缩机包括均与驱动轴机械联接的第一负载压缩机和第二负载压缩机。
辅助动力单元还包括与双负载压缩机流体连通的第一冲压空气进气口，用于将冲压空气给送至第一负载压缩机和第二负载压缩机，以及与第一和第二压缩机的输出部相联接的引气流量调节装置，以个别地调节其操作及其压缩空气输出。
流量调节装置与排气输出部流体连通以将喘振空气排出至外部，并且适于与飞行器的空气循环机(ACM)流体连通。
辅助动力单元还包括控制系统，该控制系统适于控制第一压缩机和第二压缩机以及流量调节装置的运行，使得控制系统适于在飞行器位于地面上时以及飞行器处于飞行期间提供引气。
与仅在飞行器位于地面上运行或者在紧急情况下在飞行中能够提供气动动力或电动动力或两者的部分动力供应的现有技术APU’s不同，本发明的辅助动力单元适于以至少对于正常操作的电动的、或是气动的、或是液压的方式在飞行器运行的所有阶段能够满足飞行器的全部需求，从而显著地减少或甚至避免从主发动机抽取的引气量，从而实现显著的全程燃料消耗量节省。
优选地，流量调节装置包括第一三通阀，该第一三通阀与第一压缩机的输出部联接；以及第二三通阀，该第二三通阀与第二压缩机的输出部联接。第一三通阀和第二三通阀与排气输出部流体连通，并且适于与飞行器的空气循环机(ACM)连通。
附图说明
下面参照附图描述本发明的优选实施方式，其中：
图1是根据本发明的辅助动力单元的优选示例的示意图。
图2是根据本发明的辅助动力单元的另一优选示例的示意图。
图3是飞行器的后部段的立体图，包括容纳在该后部段的防火隔间内的辅助动力单元。
图4是与飞行器的空气循环机(ACM)流体连通的根据本发明的辅助动力单元的示意图。
图5是飞行器的俯视平面图，示出了辅助动力单元的位置以及辅助动力单元与飞行器的引气装置的连接。
具体实施方式
图1示出了根据本发明的辅助动力单元的优选实施方式，该辅助动力单元包括：燃气涡轮发动机(14)，该燃气涡轮发动机(14)具有至少一个驱动轴(2)；以及双负载压缩机(3)，该双负载压缩机(3)包括第一负载压缩机(3a)和第二负载压缩机(3b)，该第一负载压缩机(3a)和该第二负载压缩机(3b)均与驱动轴(2)机械联接以分别提供两股压缩空气流。优选地，发动机仅具有一个驱动轴，但是也可以使用具有两个驱动轴的发动机。
优选地，第一负载压缩机(3a)和第二负载压缩机(3b)设置有空气润滑轴承，以防止机舱中的任何油污染。
为了实现更高的全程燃料消耗量节约，负载压缩机中的一个负载压缩机定尺寸成用于地面运行。通常，地面运行所需的折算流量占飞行中总折算流量的一半，基于这一事实，优选解决方案是选择面对面布置并由单个进气口供应的双负载压缩机构造，这意味着两个压缩机相同或者至少尽可能接近，从而减少设计和制造的件数。在地面与飞行比率不同的情况下，将选择两种不同的压缩机尺寸。
第一冲压空气进气口(4)与双负载压缩机(3)流体连通，以将冲压空气供应至第一负载压缩机(3a)和第二负载压缩机(3b)，特别地，冲压空气进气口(4)与集气室(5)连接，该集气室(5)降低速度并将冲压空气分配至两个压缩机(3a、3b)。
流量调节装置(6)与第一压缩机和第二压缩机的输出部联接，以分别调节产生的两股压缩空气流。更具体地，这些流量调节装置(6)包括第一三通阀(6a)和第二三通阀(6b)，该第一三通阀(6a)具有与第一压缩机的输出部连接的一个输入部，该第二三通阀(6b)具有与第二压缩机的输出部连接的一个输入部。
这些三通阀(6a、6b)可以用于避免反向流动，使得当两个压缩机均工作时，两个压缩机提供相同的压力从而使得两个压缩机中没有一个压缩机发生喘振。当压缩机中只有一个压缩机工作以向飞行器提供空气流时，通过关闭其相关联的三通阀隔离未运行的压缩机，并且当两个压缩机停止时，通过关闭三通阀来隔离它们。
流量调节装置(6)还包括每个压缩机的入口导叶(IGV’s)(未示出)，以个别地调节通过压缩机的空气流量。
第一三通阀(6a)和第二三通阀(6b)的一个输出部与排气输出部(7)连接以将多余的空气排出至外部，而第一三通阀(6a)和第二三通阀(6b)的另一个输出部连接至总输出部(8)，该总输出部(8)适于与飞行器的空气循环机(ACM)(17)连通。
辅助动力单元(1)附加地包括至少一个发电机(9)，该至少一个发电机(9)操作性地与驱动轴(2)联接并且适于向飞行器提供电力。可选地，液压泵也可以与驱动轴(2)联接。
控制系统(未示出)适于控制第一负载压缩机(3a)和第二负载压缩机(3b)以及第一三通阀和第二三通阀的运行，以这样的方式给送由双压缩机提供的压缩空气流，该压缩空气流作为整个工作循环期间飞行器的空气循环机(ACM)的引气。
在图2的实施方式中，热交换器(10)操作性地安装在总输出部(8)处，并且设置有第二冲压空气进气口(11)，使得外部空气用于冷却由双压缩机(3)提供的压缩空气流。当需要额外冷却压缩空气时，图2的实施方式是优选的。
热交换器(10)的初级回路(12)经由空气冷却热交换器(18)连接在第二冲压进气口(11)与排气输出部(7)之间，该空气冷却热交换器(18)用于冷却发动机(14)的油温。热交换器(10)的次级回路(13)连接在两个三通阀(6a、6b)的输出部与压缩空气输出部(8)之间。通过这种布置，流过热交换器(10)的次级回路(13)的压缩空气由流过主回路(12)的冲压空气冷却。
在图2中，热交换器(10)和空气冷却热交换器(18)彼此分离，然而在其他优选实施方式中它们可以组装在一起。
如图3中所示，根据本发明的辅助动力单元(1)安装在与传统APU相同的位置处，也就是说容纳在飞行器的后部段(16)的防火隔间(15)内。应当注意的是，飞行器后部段的结构和设计不需要相对于通常的APU安装进行显著的改变。例如防火隔间、进气口消声器、发电机等部件与传统设计大致相同。
如图4中所示，根据本发明的辅助动力单元(1)与飞行器的空气循环机(ACM)(17)流体连通，以向空气循环机(ACM)(17)供应引气。
控制系统适于(设计成)以三种不同的模式运行：
模式1-飞行器停在地面上。
对于这种模式，控制系统适于一个负载压缩机向ACM供应空气而另一个负载压缩机不供应空气。并且优选地，至少有一个发电机工作，使得飞行器所需的大部分引气和电力由辅助动力单元提供。一个三通阀打开而另一个三通阀关闭。该模式类似于APU的传统用途。
模式2-飞行器在25000英尺之下滑行、爬升或下降。
对于这种模式，控制系统适于使得第一负载压缩机和第二负载压缩机均在运行，以提供处于高压(约40psia)的引气，从而可以使用冷凝器。发电机可以停止运行。两个三通阀均在同一位置处打开。机翼防冰系统可以由辅助动力单元或主发动机提供或供应动力，并且ACM由SPU运行。在不需要干燥空气或对空气进行除湿的情况下，可以避免模式2并且转至模式3。
模式3-飞行器在25000英尺之上巡航、爬升或下降。
对于这种模式，控制系统适于第一压缩机和第二压缩机运行以提供略高于客舱所需的处于低压(大约最大12psia)的引气。热交换器用于根据混合器的需要冷却空气。ACM’s和发电机均停止运行。
部分压缩空气通过主热交换器，然后经由旁通阀旁通。
控制系统可以以本领域技术人员已知的许多不同方式实现。传统地，控制系统将包括一个或更多个可编程电子设备、多个传感器和致动器等。控制系统的适配基本上包括由可编程电子设备存储和执行的适当的软件。
在图5中可以注意到安装在飞行器的尾锥(16)处的本发明的辅助动力单元(1)的位置，以及该辅助动力单元(1)与飞行器的引气系统的连通。
空调发电单元(air-conditioning generations units,AGU’s)通常安装在飞行器腹部中的非加压机舱处。
已经确定的是，取决于飞行阶段，本发明能够将能量供应减少到50％，甚至在某些情况下减少更多以向飞行器机舱提供适当的温度和压力。

Claims (15)

1.一种用于飞行器的辅助动力单元，所述辅助动力单元适于向飞行器机舱供应引气，所述辅助动力单元包括：
燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机具有至少一个驱动轴；
双负载压缩机，所述双负载压缩机包括第一负载压缩机和第二负载压缩机，所述第一负载压缩机和所述第二负载压缩机均与所述驱动轴机械联接以提供压缩空气流；
第一冲压空气进气口，所述第一冲压空气进气口与所述双负载压缩机流体连通，以向所述第一负载压缩机和所述第二负载压缩机给送冲压空气；
流量调节装置，所述流量调节装置与所述第一负载压缩机和所述第二负载压缩机的输出部联接，以分别调节产生的压缩空气流；
其中，所述流量调节装置包括与排气输出部流体连通的第一三通阀以及第二三通阀，以将喘振的空气排出至外部，
并且其中，所述流量调节装置还适于与飞行器的空气循环机流体连通，
控制系统，所述控制系统适于控制所述第一负载压缩机和所述第二负载压缩机以及流量调节装置的运行；
并且其中，所述控制系统适于在所述飞行器位于地面上以及处于飞行中时将所述压缩空气流作为引气给送至飞行器的所述空气循环机。
2.根据权利要求1所述的用于飞行器的辅助动力单元，其中，所述第一三通阀和所述第二三通阀适于与飞行器的空气循环机连通。
3.根据权利要求1所述的用于飞行器的辅助动力单元，还包括热交换器和第二冲压空气进气口，其中，所述热交换器的初级回路连接在所述第二冲压空气进气口与所述排气输出部之间，并且所述热交换器的次级回路连接在两个三通阀与压缩空气输出部之间，所述压缩空气输出部适于与空气循环机连通，从而流过所述次级回路的压缩空气能够由流过所述初级回路的冲压空气冷却。
4.根据权利要求1所述的用于飞行器的辅助动力单元，还包括至少一个发电机，所述至少一个发电机与所述驱动轴操作性地联接并适于向飞行器提供电力。
5.根据权利要求1所述的用于飞行器的辅助动力单元，其中，所述第一负载压缩机和所述第二负载压缩机设置有空气润滑轴承。
6.根据权利要求1所述的用于飞行器的辅助动力单元，其中，所述控制系统适于：当所述飞行器停置时，所述第一负载压缩机和所述第二负载压缩机中的一个负载压缩机向所述空气循环机供应空气而所述第一负载压缩机和所述第二负载压缩机中的另一个负载压缩机不供应空气，并且至少一个发电机处于工作状态，从而飞行器所需的大部分引气和电力由所述辅助动力单元提供。
7.根据权利要求1所述的用于飞行器的辅助动力单元，其中，所述控制系统还适于：当所述飞行器滑行、爬升或下降到预定高度以下时，第一负载压缩机和第二负载压缩机处于工作状态，以提供处于第一预定压力附近的高压引气。
8.根据权利要求1所述的用于飞行器的辅助动力单元，其中，所述控制系统还适于：当所述飞行器巡航、爬升或下降到预定高度以上时，第一负载压缩机和第二负载压缩机处于运行状态以提供处于第二预定压力附近的低压引气，热交换器冷却，空气旁通通过温度控制阀并且发电机停止，并且其中，所述空气循环机不运行。
9.一种飞行器的空调系统，包括空气循环机和根据权利要求1所述的辅助动力单元，所述辅助动力单元与所述空气循环机流体连通。
10.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求9所述的空调系统，其中，所述辅助动力单元容纳在所述飞行器的后部段处的防火隔间内。
11.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求9所述的空调系统，其中，所述控制系统还适于：当所述飞行器滑行、爬升或下降到预定高度以下时，第一负载压缩机和第二负载压缩机处于工作状态，以提供处于第一预定压力附近的高压引气，其中，所述预定高度为25000英尺。
12.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求9所述的空调系统，其中，其中，所述控制系统还适于：当所述飞行器巡航、爬升或下降到预定高度以上时，第一负载压缩机和第二负载压缩机处于运行状态以提供处于第二预定压力附近的低压引气，热交换器冷却，空气旁通通过温度控制阀并且发电机停止，并且其中，所述空气循环机不运行，所述预定高度为25000英尺。
13.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求9所述的空调系统，其中，所述控制系统还适于：当所述飞行器滑行、爬升或下降到预定高度以下时，第一负载压缩机和第二负载压缩机处于工作状态，以提供处于第一预定压力附近的高压引气，其中，所述第一预定压力为40psia。
14.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求9所述的空调系统，其中，所述控制系统还适于：当所述飞行器巡航、爬升或下降到预定高度以上时，第一负载压缩机和第二负载压缩机处于运行状态以提供处于第二预定压力附近的低压引气，热交换器冷却，空气旁通通过温度控制阀并且发电机停止，并且其中，所述空气循环机不运行，其中，所述第二预定压力为12psia。
15.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求9所述的空调系统，其中，所述流量调节装置还包括用于每个压缩机的入口导叶，以个别地调节通过所述压缩机的空气流。
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