CN110294131A - 用于飞行器引气网络的合成低压引气方案 - Google Patents

用于飞行器引气网络的合成低压引气方案 Download PDF

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D.麦格拉思
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Abstract

一种飞行器，包括被配置为产生高压引气和低压引气的一个或多个发动机。飞行器环境控制系统(ECS)与所述发动机中的一个或多个流体连通以接收高压引气和低压引气。所述ECS计算与低压引气相关联的合成低压值，同时仍旧使用高压引气提供引气。所述ECS还基于所述合成低压值从高压引气切换为使低引气压力空气通过ECS，同时阻止高压引气流通过所述ECS。

Description

用于飞行器引气网络的合成低压引气方案
背景技术
示例性实施方案涉及飞行器系统，更特别的，涉及飞行器环境控制系统。
飞行器环境控制系统(ECS)通常利用来自涡轮发动机的引气来调节各种飞行器环境，例如，冷却和/或加热飞行器驾驶舱、机舱等。可用的两种引气源包括高压引气源(有时称为高压端口引气(HPPB))和低压引气源(有时称为低压端口引气(LPPB))。LPPB在可用时通常用于提高燃油效率和延长发动机寿命。然而，当发动机以低功率运转时(例如，滑行操作、巡航操作或降落)，LPPB压力可能无法达到维持期望的ECS操作所需的水平。因此，HPPB通常在发动机以低功率工况运转时使用。
发明内容
根据至少一个非限制性实施方案，飞行器包括被配置成产生高压引气和低压引气的一个或多个发动机。飞行器环境控制系统(ECS)与所述发动机中的一个或多个流体连通以接收高压引气和低压引气。所述ECS计算与低压引气相关联的合成低压值，同时仍旧使用高压引气提供引气；并且基于合成的低压值从输送高压引气切换为使低引气压力空气通过ECS，同时阻止高压引气流通过ECS。
根据另一个非限制性实施方案，飞行器环境控制系统(ECS)包括气流网络，该气流网络包括高压引气管道、低压引气管道、至少一个空调单元、至少一个阀、和电子ECS控制器。所述高压引气管道被配置为接收由至少一个飞行器发动机产生的高压引气。所述低压引气管道被配置为接收由至少一个飞行器发动机产生的低压引气。所述至少一个空调单元被配置为基于高压引气或低压引气产生经温度调节的空气。所述至少一个阀被配置为在第一位置操作以将高压引气输出到空气调节单元，以及在第二位置操作以将低压引气输出到空气调节单元。所述电子ECS控制器与气流网络信号连通，且被配置为计算与低压引气相关联的合成低压值，并且基于该合成低压值调节所述至少一个阀的位置。
根据又一个非限制性实施方案，提供了根据非限制性实施方案的一种控制飞行器环境控制系统(ECS)的方法。所述方法包括使用安装在飞行器上的至少一个发动机选择性地产生高压引气和低压引气，并且将高压引气和低压引气中的至少一者输送到安装在飞行器上的空气调节单元。所述方法还包括通过电子ECS控制器计算与低压引气相关联的合成低压值，同时将高压引气输送到空气调节单元；以及基于合成的低压值从向空气调节单元输送高压引气切换为向空气调节单元输送低引气压力空气，同时阻止高压引气流通过ECS。
附图说明
以下描述不应被视为以任何方式进行限制。参考附图，其中相似元件编号类似：
图1为根据非限制性实施方案的包括环境控制系统(ECS)的飞行器的图解；
图2为根据非限制性实施方案的ECS的引气系统部分的图解；以及
图3为根据非限制性实施方案的ECS控制器内部能够执行低压引气方案以控制ECS的逻辑功能框图。
具体实施方式
本文参考附图通过示例而非限制的方式呈现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。
术语“约”旨在包括与基于提交本申请时可用设备的特定量的测量相关联的误差程度。
一种飞行器ECS能够依据发动机的工况使用从低压引气端口提供的LPPB和从高压引气端口提供的HPPB两者来操作。所述飞行器ECS包括气流网络，该气流网络具有用于在高功率发动机工况期间提供低压引气的低压引气端口(有时简称为LPPB)，和用于在低功率发动机工况期间提供高压引气的高压引气端口(有时简称为HPPB)。常规气流网络通常包括安装在高压引气管道内的压力传感器，以便发动机控制器能够控制发动机的功率和加速度。HPPB压力(也称为发动机压缩机压力)信号能够经由数字数据总线传输至ECS控制器，以控制ECS。然而，传统上不依赖LPPB压力(也称为P2.7压力)传感器进行发动机控制，且因此这些传感器不用于发动机控制系统中。在至少一个实施方案中，发动机控制器可被构造为全权数字发动机控制(FADEC)。尽管LPPB压力传感器对于ECS控制系统可能是合理的，但由于成本和可靠性原因，可能不会对其进行安装。在LPPB管道中未安装压力传感器的情况下，传统气流网络可能无法有效地确定在激活高压引气管道之后允许重新建立低压引气管道的工况的存在。另外，LPPB压力传感器将无法指示LPPB压力将会如何同时仍从HPPB操作。
本文所述的一个或多个非限制性实施方案提供了一种执行合成低压引气压力方案的飞行器环境控制系统。如果发动机从LPPB而不是从HPPB提供引气，所述合成低压引气方案则合成或计算与低压引气管道相关联的精确压力值。以这种方式，当与高压引气相关联的压力传感器指示发动机功率已达到低压引气可正确操作ECS的水平时，飞行器环境控制系统可以切换到低压引气管道。设计原理是ECS控制器尽可能地选择LPPB。当LPPB压力不足以满足ECS流量需求时，则ECS控制器选择HPPB。然而，为节省发动机燃料成本并减少发动机磨损，希望一有机会就返回LPPB。
现参考图1，根据非限制性实施方案示出了包括环境控制系统(ECS)50的飞行器10。所述飞行器10包括一个或多个发动机12。发动机12吸入空气14，吸入的空气14在压缩机(未示出)中被压缩。所述压缩的空气与燃料燃烧系统(未示出)混合以产生推力。吸入空气的一部分(通常被称为引气)，经由一个或多个引气路径16被转移到ECS 50。所述引气(例如，高压引气和低压引气)用来控制飞行器10的不同区域(诸如机舱和/或驾驶舱)的温度。
现转向图2，根据非限制性实施方案示出了飞行器环境控制系统(ECS)50被配置为执行合成LPPB压力方案。所述ECS 50包括气流网络100和被配置为控制气流网络100的ECS控制器150。通常，ECS 50旨在进行空气调节，同时还辅助机舱增压。所述ECS 50包括两个气流网络引气系统(BAS)100、160以及两个包114、130。右侧BAS 160为左侧气流网络BAS 100的镜像。
飞行器10还可以包括交叉引气阀18，其控制在ECS 50中输送的引气源。所述ECS50包括左侧包114、右侧包130，和交叉引气阀18。在左侧发动机12和左侧包114之间，以及在右侧发动机12和右侧包130之间，所述交叉引气阀分别打开一个管道。可在任何时间调节所述交叉引气阀(例如，控制器)以控制输送到ECS 50的引气，从而允许ECS 50根据不同模式进行操作，如下文所更详细描述。
所述ECS 50中有两个包：左侧包114和右侧包130，其通过交叉引气阀18连接。ECS控制器150调节交叉引气阀18的位置以允许ECS多种ECS配置，诸如
2S2P(两个引气源和两个包)，使得在正常运转并且交叉引气阀关闭期间，左侧发动机向左侧包提供引气，并且右侧发动机向右侧包提供引气。
1S1P(一个引气源和一个包)，使得在ECS故障期间，仅左侧发动机或右侧发动机向左侧包或右侧包之一提供引气，并且交叉引气阀关闭或打开。
如上所述，飞行器发动机12提供加热的高压引气101和低压引气103。所述气流网络100包括接收高压引气101的高压引气网络102管道，和接收低压引气103的低压引气网络104管道。通常，输出管道106将高压引气网络102管道的输出与低压引气网络104管道的输出相连接。
高压引气网络102管道还包括高压引气截止阀110。所述高压引气截止阀110选择性地控制高压引气网络102管道的输出和低压引气网络104管道的输出。当飞行器10以低发动机功率运行时，高压引气截止阀110可以打开使得高压引气101被输送通过气流网络100。一旦高压引气截止阀110打开，安装在低压引气网络104管道中的止回阀111便被迫关闭，从而阻止低压引气103流过气流网络100。然而，当飞行器10以高功率状态运行时，高压引气截止阀110可以关闭，这进而打开止回阀111，使得低压引气103流过气流网络100。所述气流系统100还包括冲压空气系统108和预冷器115。所述冲压空气系统108产生可以用来冷却输送到预冷器115的引气101或103的冷空气105(也称为散热系统)。在冷却过程期间会产生一定量的加热的冲压空气107。所述加热的冲压空气107经由舱外出口112被喷射到大气中以便阻止其进入机舱。
预冷空气109流经压力调节截止阀116并被输出至引气歧管170，且然后被输送至空气调节单元114，有时称为气动空气循环套件(包)。
气流网络100还可以包括引气歧管压力传感器118和引气歧管温度传感器120，以分别提供与引气歧管170相关联的温度测量和压力测量。这些反馈信号允许ECS控制器150使用压力调节阀116来调节引气歧管170的压力，并使用冲压空气控制阀117来调节引气歧管170的温度。引气歧管压力传感器118和/或引气歧管温度传感器120可位于与图2所示不同的位置，而不脱离本发明的范围。
另外，电子空气数据计算机(ADC)152可以安装到飞行器10上，并且可以操作以确定(例如计算)环境压力(Pamb)和/或环境温度(Tamb)值。
包114利用空气循环机将预冷空气109转换成经温度调节的空气。从包114输出的空气被输送到混合和分配单元131，该混合和分配单元131用来将从包114输出的空气和机舱空气进行混合。混合的空气还可以被输送到飞行器10的不同区域。尽管气流系统100是相对于单个左侧包114和单个发动机12而示出的，但是应当理解，该气流系统可以操作以控制与飞行器10的一个或多个其他发动机12相对应的一个或多个附加包114。
在由气流系统100提供的任何一个操作模式中，所述ECS控制器150可以产生控制信号，该控制信号调节高压引气截止阀110的位置，从而选择性的控制高压引气101和低压引气103向包114的输送。如上所述，当高压引气截止阀110关闭时，止回阀111自动打开。因此，高压引气101被阻止进入输出管道106，同时低压引气103被输送至输出管道106并且最终用于向包114提供引气。当高压引气截止阀110打开时，止回阀111自动关闭。因此，低压引气103被阻止进入输出管道106，同时高压引气101被输送至输出管道106并且最终用于向包114提供引气。然而，不同于传统ECS，包括在ECS 50中的ECS控制器150执行合成低压引气方案，该方案在选择用高压引气101向包114提供引气之后有效地确定何时调节(例如，关闭)高压引气截止阀110。以这种方式，ECS控制器150能够检测允许使用低压引气103的条件，并且能够关闭阀110，使得低压引气103从输出管道106输送并向包114提供引气。下文将对所述合成低压引气方案进行更详细的描述。
现在转向图3，在至少一个实施方案中，所述ECS控制器150通常确定何时启用从LPPB到HPPB的引气选择转换。所述ECS控制器150基于对所需的ECS最小压力204(将在下文描述)和由传感器118测量的引气歧管170的实际压力之间的比较来确定所述转换。在至少一个实施方案中，所需的ECS最小压力204对应于位于PRSOV 116出口处的引气歧管170处的压力。当压力太低时，ECS控制器150从高压引气选择评估器218输出逻辑“1”/真信号，其命令所述高压引气截止阀110到打开位置。结果，止回阀111自动关闭，且高压引气101从引气网络(即，从输出106)输出，以向包114供应引气。ECS的右侧和左侧类似地操作，并且空气被供应到包130。
在至少一个实施方案中，PRSOV的压力调节点设置为高于所需ECS最小压力204的值。因此，当具有足够的LPPB压力时，PRSOV 116在闭环控制下由ECS控制器150来调节开度，使得PRSOV 116部分打开。然而，当LPPB过低而不能允许PRSOV 116在所需的PRSOV压力参照下闭环时，则PRSOV 116被命令完全打开。即使PRSOV 116打开并且没有在引气歧管170的所需压力下闭环，引气歧管压力仍可能高于所需的ECS最小压力204。因此，所述ECS控制器150仍可在LPPB操作所述ECS 50，从而进一步节省燃料并延长发动机寿命。然而，一旦由压力传感器118测量的引气歧管170的压力低于所需ECS最小压力204，所述ECS控制器150便从LPPB切换至HPPB。作为高压引气选择评估器218的替代方案，所述ECS控制器150可以识别出包的流量控制阀(图2中未示出)是完全打开的，并且由包114测量的流量不足，其要求引气源必须从LPPB转变至HPPB。
对应于所需的ECS最小压力204的流量依据计划200为Wdot 202。也就是说，所需的ECS最小压力204是实现流量Wdot 202所需的引气歧管170处的压力。Wdot 202等于所需的包114流量加上附带的引气消耗流量，诸如除冰系统流量、惰性气体系统流量、废水系统流量等。所需包流量由认证机构实体(例如，FAA)确定，以满足乘客和机务人员对新鲜空气的要求和/或对飞行器特定供暖和制冷的要求。
诸如ECS 50的复杂系统通常使用热力学和流体动力学模型进行计算机模拟。这些模型允许相对容易地创建202或204值的计划，例如200。
一旦选择HPPB来向包114提供引气，所述ECS控制器150则必须确定LPPB压力是否足够高以满足ECS最小压力需求。因此，根据非限制性实施方案示出了能够执行低压引气方案的ECS控制器150。所述ECS控制器150包括ECS最小压力需求和流量需求计划200、发动机制造商定义的最小Wcore流量计划207、发动机制造商定义的最大P3/P2.7比率计划206、低压引气评估器212以及百分比核心流量评估器210。在至少一个实施方案中，所需的ECS最小压力204对应于位于PRSOV 116出口处的引气歧管170的压力。所述ECS控制器150可以被构造为电子硬件控制器，其包括存储器和被配置为执行存储在存储器中的算法和计算机可读程序指令的处理器。如本文所述，计划是数学函数，其中一个或多个输入变量用于基于离散点或查找表之间的线性插值来确定输出。评估器是一个条件陈述，其产生一个布尔(真/假)结果。另外，本文描述的计划和评估器可被构造成单独的计算处理单元，该计算处理单元被配置为执行软件以进行数学运算并输出指示确定的输出的信号。
ECS所需气流计划200具有两个输出。第一输出被称为ECS所需流量202，也称为Wdot。第二输出被称为所需的ECS最小压力204且表示ECS 50中对应于引气歧管压力传感器118的位置(位于PRSOV 116的出口处)的点。所需的ECS最小压力204是实现ECS所需流量Wdot 202所需的最小压力。对ECS所需气流计划200的输入为：ECS配置(见下文)、经由数字总线(例如ARINC-429)从ADC(空气数据计算机)152到ECS控制器150的环境温度(Tamb)157和环境压力(Pamb)158。
发动机制造商定义的最小Wcore流量计划207包括输出的最小发动机核心气流，也称为W1min,208。发动机制造商定义的最小Wcore流量计划207的输入是：环境压力(Pamb)158的值以及发动机压缩机绝对压力(P3)156和环境压力(Pamb)158的比率值。所述比率也称为“总压缩压力比”。在至少一个实施方案中，HPPB压力传感器121由FADEC 155读取并作为项目156经由串行数据链路(例如ARINC-429)发送到ECS控制器150。
发动机制造商定义的最大P3/P2.7比率计划206基于输入的最小百分比核心流量222以及发动机压缩机绝对压力(P3)读数156与环境压力(Pamb)158的比率产生最大P3/P2.7209的输出。在至少一个实施方案中，所述最小百分比核心流量是ECS所需流量(Wdot 202)的值除以W1min 208。
最小Wcore流量计划207和最大P3/P2.7比率计划206将通过以下步骤产生。首先，在使用HPPB作为引气源时，将ECS引流、动力杆角度设定、环境压力和环境温度输入到发动机的计算机模拟中。然后使用相同输入条件(除了引气源为LPPB外)，再次运行计算机模拟。该过程重复贯穿数百个工况。
然后分析和关联数据以开发两个计划。从使用HPPB模拟运行中得出P3值并除以在每个工况下来自使用LPPB模拟运行中的P2.7值，以此导出图206。
当运行发动机模拟时，考虑由生产差异和随时间的降级导致的性能变化来对模拟进行调整。例如，最小Wcore流量计划207是基于性能最佳的发动机，使得可以用最少量的气流来提供给定推力。相应地，最大P3/P2.7比率计划206则是基于性能较差的发动机，其需要相对较大量的HP压力来产生给定推力。
低压引气选择评估器212产生为“真”或“逻辑1”的输出，例如，当输入为使得P2.7合成(也称为合成低压压力值)220大于压力阈值(即，LP阈值231)时。在至少一个实施方案中，LP阈值等于引气歧管处所需的ECS最小压力加上针对管道和全开的第二阀的修正值，再加上滞后值。
在实际从高压引气操作的同时，合成低压值预测当ECS 50开始在低压下操作时低压引气网络104管道处的压力。在至少一个实施方案中，P2.7合成220可以被计算为发动机压缩机压力(P3)传感器121的读数156(由FADEC 155发送到ECS控制器150)除以最大值P3/P2.7 209。在至少一个实施方案中，P2.7合成220将是在LPPB转换后操作时在站点2.7处的压力。
LP阈值231是LPPB处所需的等效ECS最小压力229(将在下文描述)加上滞后值230。选择所述滞后值230来阻止ECS控制器150在HPPB和LPPB源之间重复切换。典型值的范围例如从约1磅每平方英寸绝对值(PSIA)到约15PSIA。该值越小，所述ECS控制器150将越可能在HPPB和LPPB之间重复切换。滞后的值越大，所述ECS 50使用HPPB作为引气源的时间将会越长。
LPPB处所需的等效ECS最小压力229等于引气歧管处所需的ECS最小压力204加上压降ΔP 228。如果ECS 50在LPPB运行，则ΔP 228等于机械管道中和从LPPB到引气歧管的PRSOV 116出口的压降。ΔP值基于通过气流网络100的流率进行计算，该流率由包114中的流量测量传感器(图2中未示出)测量。此外，压降ΔP假设PRSOV 116在切换回LPPB之后将立即全部打开。实际上，尽管算法精度会降低但仍在可接受的范围内，ΔP可以设置为一个固定值。
在替代方案中，ΔP 228或等效ECS最小值229可以类似于所需ECS最小压力204以相对较高的精度进行计算。也就是说，228或229可以使用以下输入计算为计划：ECS配置(见下文)、经由串行数字数据总线(例如ARINC-429)从ADC(空气数据计算机)152到ECS控制器150的环境温度(Tamb)157和环境压力(Pamb)158。如前所述，诸如ECS 50的复杂系统通常使用热力学和流体动力学模型进行计算机模拟。这些模型允许相对容易地创建228或229值的计划，例如200。
修正的最小百分比核心流量评估器210产生为“真”或“逻辑1”的输出，例如，当修正的最小百分比核心流量223小于阈值(例如6％)时。值223被定义为最小百分比核心流量222乘以值(1+Δ)221。该6％的值是作为代表性示例给出的，但是应当理解，该值可以根据特定的发动机制造商的要求进行调节。值“Δ”考虑到发动机可变性并且通常是一个数字范围，例如，从约0.03到约0.20。Δ值(即，差值)越小，ECS控制器150将越可能在HPPB和LPPB之间重复切换，这是由于来自计划207和206中置入的标称值的发动机可变性。Δ值越高，所述ECS控制器150保持选择HPPB作为引气源的时间将越长。
可替换地，与计划207和206相关联的计划可以基于发动机产品群体中最弱的发动机，并且在(1+Δ)221中的Δ值可以减小。在至少一个实施方案中，并非所有的发动机都需要具有核心限制标准。在这些情况下，可以消除评估器210。
ECS所需气流计划200是基于气流系统100的输入ECS配置(也称为当前操作模式)。如上所述，所述气流系统100可以在各种不同的模式操作(例如，两个发动机12和两个包114/130，一个发动机12和一个包114/130等)。气流系统操作模式影响通过气流系统100的气流。以这种方式，操作模式可以指示与气流系统100相关联的各个压力需求(例如，压力阈值)。例如，根据两个发动机12和两个包114和130来操作所述气流系统100与根据一个发动机12和一个包(例如，包114)来操作所述气流系统相比，可能要求不同的压力流量需求。如上所述，双发动机/双包操作模式是正常的ECS配置，而单发动机/单包操作模式可以在ECS故障期间发生。如果存在ECS故障，则其余的操作包通常以比正常情况更高的容量操作以弥补非操作包。
可以例如通过获取在预冷器115输出处的各种测量结果(例如，压力、温度和气流)来确定ECS的各种状态(例如，引气歧管压力、引气歧管温度、通过包的气流，等)。在至少一个实施方案中，ECS所需气流计划200是基于当前的飞行器10工况，诸如环境温度值(Tamb)157和环境压力值(Pamb)158。所述环境温度值(Tamb)157和环境压力值(Pamb)158可以通过经由ADC 152确定来提供并传送到ECS控制器150，以用作所需的ECS最小压力和流量需求计划200等的输入。
“与”门214和核心气流比率评估器210以及低压引气选择评估器212信号连通。在至少一个实施方案中，如果引气源是HPPB，则“与”门214的输出为“真”或逻辑“1”，评估器212的输出为“真”或逻辑“1”，并且评估器210的输出为“真”或逻辑“1”。
在至少一个实施方案中，一旦引气源为HPPB，则低压引气选择评估器214的输出被用作阀控制信号，该信号关闭高压引气阀110。例如，从低压引气选择“与”门214输出的“真”或逻辑“1”信号可以命令高压引气截止阀110进入关闭位置。结果，止回阀111自动打开并且低压引气103从引气网络(即，从输出106)输出以向包114高压引气截止阀110提供引气。
如上所述，各种非限制性实施方案提供了执行合成LPPB压力方案的飞行器环境控制系统。所述合成LPPB压力方案合成或评估与LPPB管道相关联的准确压力，同时使用来自ADC 152的环境压力158和环境温度157读数和从FADEC 155到ECS控制器150的发动机压缩机(P3)压力传感器121读数156，来从HPPB网络102管道提取引气101。使用例如ARINC-429协议经由数字总线传输这三个读数。与传统环境控制系统不同，本文所述的飞行器环境控制系统的一个或多个实施方案可以在与HPPB管道相关联的压力传感器指示发动机功率低时切换到HPPB，并且在合成LPPB压力指示发动机功率已经达到LPPB可以正确操作环境控制系统的水平时切换回LPPB管道。
本文所使用的术语仅用于描述特定实施方案的目的，并不旨在限制本公开。如本文中所使用的，单数形式“一”、“一个”和“该”旨在也包括复数形式，除非上下文另有明确说明。还将理解，当在本说明书中使用时，术语“包含”和/或“包括”指定存在所述特征、整数、步骤、操作、元件、和/或部件，但并不排除存在或添加一个或多个其它特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或其组合。
虽然本公开已经参考一个或多个示例性实施方案进行了描述，但是本领域技术人员将理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可进行各种改变并可以用等同物来替换其中的元件。另外，在不脱离其实质范围的情况下，可进行许多修改以使特定情况或材料适应本公开的教导。因此，本公开的意图是，其并不限制于预期作为实施本公开的最佳模式而揭示的特定实施方案，而是本公开将包括落入权利要求范围内的所有实施方案。

Claims (12)

1.一种飞行器，包括：
至少一个发动机，其被配置为产生高压引气和低压引气；和
飞行器环境控制系统(ECS)，其与所述至少一个发动机流体连通以接收所述高压引气和所述低压引气，所述ECS被配置为计算与所述低压引气相关联的合成低压值，同时仍旧使用所述高压引气提供引气，并且基于所述合成低压值从输送所述高压引气切换为使所述低引气压力空气通过所述ECS，同时阻止所述高压引气流通过所述ECS。
2.如权利要求1所述的飞行器，其中所述ECS包括：
气流网络，其包括接收所述高压引气的高压引气管道，接收所述低压引气的低压引气管道，和至少一个阀，所述至少一个阀在第一位置操作以输出所述高压引气，以及在第二位置操作以输出所述低压引气；和
电子ECS控制器，其与所述气流网络信号连通，所述电子ECS控制器被配置为计算所述合成低压值，并基于所述合成低压值控制所述至少一个阀。
3.如权利要求2所述的飞行器，其中所述ECS控制器将所述合成低压值与低压(LP)阈值进行比较，并且响应于所述合成低压值高于所述LP阈值，将所述至少一个阀调节到所述第二位置以输出所述低压引气。
4.如权利要求3所述的飞行器，其中所述ECS控制器基于通过所述至少一个发动机的所需量的引气气流容量、环境温度、环境压力、ECS操作方式、和从高压引气端口操作时所述高压引气的测量压力，来计算所述合成低压值。
5.如权利要求4所述的飞行器，其中所述飞行器包括多个发动机，并且其中所述ECS被配置为在多个不同的操作模式下操作，所述多个操作模式中的第一模式被配置为从所述多个发动机中的至少两个发动机产生所述高压引气和所述低压引气，并且所述多个操作模式中的第二操作模式被配置为从所述多个发动机中的单个发动机产生所述高压引气和所述低压引气。
6.如权利要求5所述的飞行器，其中当从所述高压引气端口操作时，所述ECS控制器基于所述ECS的当前操作模式主动地确定在引气歧管处的ECS最小压力所需值和低压引气端口处的所述LP阈值。
7.如权利要求6所述的飞行器，其中所述ECS控制器响应于所述引气歧管处所需的所述ECS最小压力大于引气歧管压力，将所述至少一个阀调节至所述第一位置以输出所述高压引气；并且响应于所述合成低压值大于所述LP阈值，在启用所述阀的所述第一位置后，将所述至少一个阀返回所述第二位置以输出所述低压引气。
8.一种飞行器环境控制系统(ECS)，包括：
气流网络，其包括：
高压引气管道，其被配置为接收由至少一个飞行器发动机产生的高压引气；
低压引气管道，其被配置为接收由所述至少一个飞行器发动机产生的低压引气；
至少一个空调单元，其被配置为基于所述高压引气或所述低压引气产生经温度调节的空气；
至少一个阀，其被配置为在第一位置操作以向所述空调单元输出所述高压引气，以及在第二位置操作以向所述空调单元输出所述低压引气；和
电子ECS控制器，其与所述气流网络信号连通，所述电子ECS控制器被配置为计算与所述低压引气相关联的合成低压值，并基于所述合成低压值调节所述至少一个阀的位置。
9.如权利要求8所述的飞行器ECS，其中所述ECS控制器将所述合成低压值与低压(LP)阈值进行比较，并且响应于所述合成低压值高于所述LP阈值，将所述至少一个阀调节到所述第二位置以输出所述低压引气。
10.如权利要求9所述的飞行器ECS，其中所述ECS控制器基于通过所述至少一个发动机的所需量的气流、环境温度、环境压力、ECS操作模式、和所述高压引气的测量压力来计算所述合成低压值。
11.如权利要求10所述的飞行器ECS，其中所述飞行器包括多个发动机，并且其中所述ECS被配置为在多个不同操作模式下操作，所述多个操作模式中的第一模式被配置为从所述多个发动机中的至少两个发动机产生所述高压引气和所述低压引气，并且所述多个操作模式中的第二操作模式被配置为从所述多个发动机中的单个发动机产生所述高压引气和所述低压引气。
12.如权利要求11所述的飞行器ECS，其中所述ECS控制器基于所述ECS的当前操作模式主动地确定所述LP阈值，并且
其中所述ECS控制器响应于所述引气歧管处所需的所述ECS最小压力大于引气歧管压力，调节所述至少一个阀进入所述第一位置以输出所述高压引气；并且响应于所述合成低压值大于所述LP阈值，在启用所述阀的所述第一位置后，将所述至少一个阀返回所述第二位置以输出所述低压引气。
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