CN110446838A - 用于涡轮动力飞行器中的集成动力和热管理的系统和方法 - Google Patents

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CN110446838A CN201780088639.1A CN201780088639A CN110446838A CN 110446838 A CN110446838 A CN 110446838A CN 201780088639 A CN201780088639 A CN 201780088639A CN 110446838 A CN110446838 A CN 110446838A
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罗伯特·格利高里·卡丽塔
托马斯·爱德华·布林森
马修·罗伯特·塞尔尼
艾米特·库马尔·米斯拉·马丁内斯
大卫·维克里·帕克
亚历杭德罗·亚茨尔·佩雷斯·瓦尔迪兹
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Abstract

提供了用于涡轮动力飞行器中的集成动力和热管理的系统和方法。该系统可包括旋转独立的第一和第二辅助动力单元轴，动力涡轮，第一压缩机，第二压缩机，冷却涡轮和电动发电机。动力涡轮可以可旋转地设置在第一辅助动力单元轴上。第一压缩机可以可旋转地设置在第一辅助动力单元轴上。第二压缩机可以可旋转地设置在第二辅助动力单元轴上。冷却涡轮可以可旋转地设置在第二辅助动力单元轴上。电动发电机可以设置在第一辅助动力单元轴上，以交替地向第一辅助动力单元轴供给动力输入和向飞行器供给电力输出。

Description

用于涡轮动力飞行器中的集成动力和热管理的系统和方法
联邦政府资助的研究
本发明是在海军部的联系号N00014-10-D-0010的政府支持下完成的。政府可拥有本发明的某些权利。
技术领域
本主题大体涉及飞行器冷却系统，并且更具体地，涉及用于在涡轮动力飞行器中选择性地提供动力和热管理的系统。
背景技术
典型的现有飞行器配备有一个或多个环境控制系统，包括控制飞行器机舱温度的空调系统。这些系统也依赖于在飞行期间提供足够的机舱压力。现有系统利用从涡轮发动机排出的一部分空气来引起气流并为空调系统提供动力。然而，由于现有系统仅在来自涡轮发动机的空气上操作，因此例如在涡轮发动机不操作的情况下，这种系统通常不能提供足够的冷却或机舱压力控制。飞行前的漫长延误可能会迅速耗尽飞行器的电池，从而需要明智地使用飞行器的许多电气系统。如果使用足够的动力来操作空调系统，则飞行器可能没有足够的动力来开始或启动飞行器发动机的操作。尽管可以设置额外的电池或冷却系统，但是这些部件的重量增加可能对飞行器在飞行期间的效率有害。
另外，典型的空调系统不能以减小的或可变的排气量提供足够的冷却。如果设置更大的空调系统，则系统的冷却能力可能很高，但是可能需要高的排气量来操作系统。如果设置较小的空调系统，则低排气量可能足以操作该系统，但系统的冷却能力可能相对较低(即，不足以满足现代飞行器的需求)。此外，由于典型的空调系统依赖于从发动机转移的空气，所以当空调系统运行时，发动机可能无法提供最大的推力或动力。此外，在飞行期间发动机动力的损失可能导致机舱增压的损失，并且潜在地导致操作飞行器的任何电力的损失。
因此，需要一种能够选择性地独立于飞行器发动机操作的飞行器热管理系统。此外，需要一种热管理系统，其能够根据需要向飞行器和涡轮发动机提供额外的动力，而不会导致系统的尺寸和重量的显著增加。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来学习。
在本公开的一个方面，提供了一种用于涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统。集成动力和热管理系统可包括第一辅助动力单元轴，旋转独立于第一辅助动力单元轴的第二辅助动力单元轴，动力涡轮，第一压缩机，第二压缩机，第一冷却涡轮，第二冷却涡轮和电动发电机。动力涡轮可以可旋转地设置在第一辅助动力单元轴上。第一压缩机可以可旋转地设置在第一辅助动力单元轴上，以促进(motivate)第一轴气流。第二压缩机可以可旋转地设置在第二辅助动力单元轴上，以促进第二轴气流。第二压缩机可以与第一压缩机选择性地流体连通。第一冷却涡轮可以可旋转地设置在第二辅助动力单元轴上，与第二压缩机选择性地流体连通。第二冷却涡轮可以可旋转地设置在第二辅助动力单元轴上，与第一冷却涡轮选择性地流体连通。电动发电机可以设置在第一辅助动力单元轴上，以交替地向第一辅助动力单元轴供给动力输入和向飞行器供给电力输出。
在本公开的另一方面，提供了一种用于涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统。集成动力和热管理系统可包括第一辅助动力单元轴，旋转独立于第一辅助动力单元轴的第二辅助动力单元轴，动力涡轮，第一压缩机，第二压缩机，冷却涡轮，电动发电机和控制器。动力涡轮可以可旋转地设置在第一辅助动力单元轴上。第一压缩机可以可旋转地设置在第一辅助动力单元轴上，以促进第一轴气流。第二压缩机可以可旋转地设置在第二辅助动力单元轴上，以促进第二轴气流。第二压缩机可以与第一压缩机选择性地流体连通。冷却涡轮可以可旋转地设置在第二辅助动力单元轴上，与第二压缩机选择性地流体连通。电动发电机可以设置在第一辅助动力单元轴上。控制器可以与电动发电机可操作地通信，并且被构造为根据一个或多个操作模式控制第一辅助动力单元轴和第二辅助动力单元轴的旋转。
在本公开的又一方面，提供了一种用于操作涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统的方法。该系统可包括第一辅助动力单元轴，第二辅助动力单元轴，设置在第一辅助动力单元轴上的动力涡轮和第一压缩机，以及设置在第二辅助动力单元轴上与第一压缩机选择性地流体连通的第二压缩机和一对冷却涡轮。该方法可以包括以下步骤：启动系统的操作模式，基于系统的操作模式，促进第一辅助动力单元轴或第二辅助动力单元轴中的一个或两个的旋转，以及基于系统的操作模式，引导轴气流通过第一压缩机和第二压缩机中的一个或两个。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征，方面和优点。包含在本说明书中并构成其一部分的附图示出了本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本说明书中阐述了指向本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开内容，包括其最佳模式，其参考附图。
图1提供了根据本公开示例性实施例的涡轮动力飞行器发动机和集成动力和热管理系统的示意图。
图2提供了根据本公开示例性实施例的集成动力和热管理系统的示意图。
图3提供了根据本公开示例性实施例的在辅助动力模式的初始序列期间的图2的示例性集成动力和热管理系统的示意图。
图4提供了根据本公开示例性实施例的在辅助动力模式的发电机序列期间的图2的示例性集成动力和热管理系统的示意图。
图5提供了根据本公开的示例性实施例的在主要飞行模式期间的图2的示例性集成动力和热管理系统的示意图。
图6提供了根据本公开的示例性实施例的在经济飞行模式期间的图2的示例性集成动力和热管理系统的示意图。
图7提供了示出根据本公开示例性实施例的操作集成动力和热管理系统的方法的流程图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。提供每个示例是为了解释本发明，而不是限制本发明。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用，以产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变化。
如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
本公开的示例方面可以包括选择性地提供动力和/或冷却涡轮动力飞行器的各种部件的系统。该系统可以设置多个旋转辅助动力单元轴。每个辅助动力单元轴可包括至少一个压缩机部件，该压缩机部件与相应的轴一起旋转。每个辅助动力单元轴的旋转可以独立于另一个辅助动力单元轴。另外，压缩机可以被构造成使得空气可以从一个辅助动力单元轴上的压缩机流到另一个辅助动力单元轴上的压缩机。
现在参考附图，图1是示例性高旁通涡轮螺旋桨型发动机100的示意性横截面视图，高旁通涡轮螺旋桨型发动机100在此称为“涡轮螺旋桨发动机10”，因为其可以结合本公开的各种实施例。另外，尽管示出了示例涡轮螺旋桨发动机实施例，但是可以预期的是，本公开可以同样适用于包括轴的其他涡轮动力发动机或旋转机器，例如开式转子发动机、涡轮轴发动机、涡轮风扇发动机或其他旋转机器。
现在转向附图，图1示出了涡轮机系统的实施例的示意图，涡轮机系统例如是飞行器的燃气涡轮发动机100。发动机100包括压缩机102，燃烧器104，涡轮106，发动机轴108和燃料喷嘴110。压缩机102和涡轮106通过发动机轴108联接。发动机轴108可以是单个轴，或是联接在一起以形成单个发动机轴108的多个轴段。
在一些实施例中，燃烧器104使用液体和/或气体燃料，例如喷气燃料、天然气或富氢合成气体，来运行发动机100。在图1的示例性实施例中，燃料喷嘴110与燃料供应器112流体连通。燃料喷嘴110产生空气-燃料混合物，并将空气-燃料混合物排放到燃烧器104中，从而为产生热加压排气的持续燃烧提供燃料。燃烧器104将热加压排气引导通过过渡件进入涡轮喷嘴(或“第一级喷嘴”)，引起涡轮106的旋转。涡轮106的旋转使发动机轴108旋转，从而在空气流入压缩机102时压缩空气。此外，负载113经由驱动轴114联接到涡轮106。涡轮106的旋转由此通过驱动轴114传递旋转输出以驱动负载113。
如图所示，压缩机102与集成动力和热管理系统(IPTMS)200选择性地流体连通。排气管线116允许气流从压缩机102通向IPTMS200。还可以设置环境空气导管118以选择性地将补充或替代气流引导到IPTMS200。在使用期间，在发动机100中压缩的至少一部分空气可以在传递到IPTMS200之前被选择性地引导到排气管线116。附加地或替代地，环境气流可以被选择性地引导通过导管118并传递到IPTMS200。在通过IPTMS200之后，气流可以被引导通过出口导管120到飞行器机舱，飞行器舱或周围环境。IPTMS200可以被构造用于与发动机100进行可操作的电通信。如下所述，控制器201可以控制发动机100和IPTMS200之间的通信，以及IPTMS200及其各种部件的一般操作。
控制器201可以包括离散处理器(201A)和存储器单元(201B)。可选地，控制器201可以包括全权数字发动机控制(FADEC)或其他合适的发动机控制单元。处理器201A可包括数字信号处理器(DSP)，专用集成电路(ASIC)，现场可编程门阵列(FPGA)或其他可编程逻辑装置，离散门或晶体管逻辑，离散硬件部件，或其被设计和编程以执行或导致执行本文所述功能的任何组合。处理器201A还可以包括微处理器，或前述装置的组合(例如，DSP和微处理器的组合，多个微处理器，结合DSP内核的一个或多个微处理器，或任何其他这样的构造)。
另外，存储器装置202B通常可以包括存储器元件，存储器元件包括但不限于计算机可读介质(例如，随机存取存储器(RAM))，计算机可读非易失性介质(例如，闪存)，光盘只读存储器(CD-ROM)，磁光盘(MOD)，数字通用光盘(DVD)和/或其他合适的存储元件。存储器可以存储可由处理器访问的信息，包括可以由处理器执行的指令。例如，指令可以是软件或任何指令集，当其由处理器201A执行时，使得处理器201A执行操作。对于所描绘的实施例，指令包括软件包，其被构造为操作系统200，例如，以便执行下面参考图7描述的示例性方法700。
现在转到图2至图6，示出了IPTMS200的示例性实施例。如图2所示，一些实施例的IPTMS200包括辅助动力单元(APU)202。APU202可包括多个旋转独立的辅助动力单元轴203,205(即，“APU轴”)。在一些这样的实施例中，APU202包括第一APU轴203和第二APU轴205。动力涡轮204、第一压缩机206和电动发电机212设置在第一APU轴203上。第二压缩机207、第一冷却涡轮208和第二冷却涡轮210设置在第二APU轴205上。如下面将更详细描述的，第一APU轴203可以独立于第二APU轴204选择性地旋转。反过来，第一APU轴203可以在某些模式或操作期间旋转，而不会引起将与旋转冷却涡轮208,210相关联的风阻损失或阻力。
动力涡轮204和第一压缩机206可旋转地设置在第一APU轴203上。此外，动力涡轮204和第一压缩机206可以旋转地固定到第一APU轴203。结果，第一APU轴203(或其上的任何旋转物品)的旋转可以引起其他物品的集体同时旋转。第二压缩机207和冷却涡轮208,210中的每一个可旋转地设置在第二APU轴205上。207,208和210中的一个或全部可以旋转地固定到第二APU轴205。结果，第二APU轴205(或其上的任何旋转物品)的旋转可以引起其他物品的集体同时旋转。可以设置多个流体导管和可选择性关闭的阀216，以将空气引导到APU202的一个或多个部分，从APU202的一个或多个部分引导空气，或者引导空气通过APU202的一个或多个部分，如下面将描述的。此外，尽管各种部件207,208,210在第二APU轴205上相对于彼此示出在特定位置，但是替代实施例可以在沿着第二APU轴205的其他合适位置处设置这些相同的部件。
如上所述，某些实施例的动力涡轮204可旋转地设置在第一APU轴203上。在一些这样的实施例中，第一APU轴203被构造成产生旋转动力或提供旋转动力到APU202的一部分。可选地，第一APU轴203的旋转可以由气流引起，该气流从发动机100(图1)、第一压缩机206或周围环境中的一个或多个被提供。如图所示，第一或高压发动机排气管线218可以例如以选择性流体连通的方式与动力涡轮204的入口220连接。附加地或替代地，第二或中压发动机排气管线228可以例如以选择性流体连通的方式与入口220连接。高压发动机排气管线218和/或中压发动机排气管线228可包括上述排气管线116(图1)的全部或一部分。在附加或替代实施例中，排气管线218,228可与环境空气管线118(图1)选择性地流体连通。可以设置一个或多个阀216以限制或控制通过排气管线218,228的气流。动力涡轮204的出口222将空气从入口220引导到周围环境。因此，入口220和出口222之间的气流可以引起动力涡轮204的旋转。
在附加或替代实施例中，设置燃烧器224，其与动力涡轮204流体连通，并且与排气管线218,228中的一个或两个选择性地流体连通。燃烧器224可以定位在动力涡轮204的上游，以选择性地向其引导燃烧气流。在操作期间，燃烧器224可以被点燃，燃烧燃料和气流，以产生燃烧气流。燃烧气流可用于促使动力涡轮204的旋转，从而促使第一APU轴203的旋转。离散燃料管线226可以从燃料供应器向燃烧器224供给燃料。在一些实施例中，燃烧器224将共享发动机自身的燃料供应器112(图1)。在其他实施例中，设置用于燃烧器224的离散燃料供应器。
第一压缩机206可操作地连结到动力涡轮204并且被可旋转地定位，以促进通过IPTMS200的第一轴气流。一条或多条管线可以流体连通地连结到第一压缩机206，以向其引导空气。例如，在一些实施例中，高压或中压发动机排气管线218,228中的一个或多个可选择性地将空气引导到第一压缩机206的入口230中作为第一轴气流。至少一个热交换器214可以沿着中压发动机排气管线228被定位，以冷却从发动机100(图1)供应到第一压缩机206的排气或排出空气。例如，热交换器214可以沿着气流路径与发动机(例如，发动机旁路、扁平管道或冲压空气通道)一起设置，以向其引导热量。在附加或替代实施例中，设置环境空气管线234，其与第一压缩机206流体连通，以便例如在入口230处将环境空气供应到第一压缩机206。
在使用期间，第一压缩机206在引导来自第一压缩机206的出口231的至少一部分压缩空气之前基本上压缩流过其中的空气(例如，第一轴气流)。如图所示，第一旁路管线236可以设置在第一压缩机206的下游，以选择性地将空气引导到动力涡轮204。离开第一旁路管线236的空气可以从动力涡轮204和燃烧器224的上游位置流到动力涡轮206。可选地，压缩空气将从第一压缩机206被引导并通过第一旁路管线236到达燃烧器224。来自第一压缩机206的未进入第一旁路管线236的空气可以被排出(例如，排放到周围环境)或被引导到第二压缩机207，如下所述。
如上所述，电动发电机212设置在第一APU轴203上，与第一压缩机206和动力涡轮204可操作地连接。电动发电机212可以被构造成交替地向第一APU轴203供应(即，产生)动力输入和向飞行器供应(即，产生)电力输出。在一些实施例中，电动发电机212基本上与动力涡轮204和第一压缩机206同轴。可选地，电动发电机212可以轴向定位(例如，沿着第一APU轴203定位)在动力涡轮204和第一压缩机206的前方。具体地，电动发电机212可以定位在不在动力涡轮204和第一压缩机206之间的位置处。此外，电动发电机212可以轴向定位成与第二APU轴205相对。有利地，这种定位可以允许电动发电机212保持基本上较低的操作温度。然而，在替代实施例中，电动发电机212可以沿着第一APU轴203定位在另一个合适的位置。
一个或多个电力存储装置278(例如，电池，电容器等)可以电联接到电动发电机212。在使用期间，可以在电动发电机212和电力存储装置278之间选择性地传递电流。电动发电机212的示例性实施例包括缠绕第一APU轴203的电磁绕组(未示出)。在使用期间，可以将电流传递到电磁绕组，从而引起磁场，该磁场又在第一APU轴203处产生旋转动力。当单独的动力(即，源自电动发电机212外部的动力)被供应到第一APU轴203时，从绕组径向向内的磁场可以产生或引起通过电磁绕组的输出电流。电流可以进一步传递到电力存储装置278作为电力输出。附加地或替代地，电流可以作为电力输出传递到飞行器发动机100(图1)。在飞行器发动机100处，电力输出可用于促进发动机旋转并启动发动机100自身的操作。可选地，控制器201(图1)可以调节电动发电机212和能量存储装置278之间的电通信，和/或电动发电机212和飞行器发动机100(参见图1)之间的通信。
APU202可以被构造为例如经由设置在第一APU轴203或电动发电机212上的并且与控制器201(图1)可操作地通信的一个或多个旋转传感器(未示出)来检测第一APU轴203的旋转速度。根据从旋转传感器接收到的信号，控制器201可以确定第一APU轴203的旋转速度。
在一些实施例中，第二压缩机207可旋转地设置在第二APU轴205上。第二APU轴205可以被构造成促进通过APU202的一部分的冷却气流。在一些实施例中，高压或中压发动机排气管线218,228中的一个或多个例如以选择性流体连通的方式与第二压缩机207的入口232连接。第二压缩机207的出口233将空气从入口232引导到第一冷却回路238，如下所述。可选地，第二APU轴205的旋转可以由气流(例如，第二轴气流)引起，该气流(例如，第二轴气流)从发动机100(图1)、第一压缩机206、第二压缩机207或周围环境中的一个或多个被提供。因此，入口232和出口233之间的空气，例如第二轴气流，可以引起第二压缩机207和第二APU轴205的旋转。
在一些实施例中，第二轴气流可以直接从中压排气管线228从发动机100被提供。在附加或替代实施例中，来自第一压缩机206的未进入第一旁路管线236的空气可被引导至第二压缩机207作为第二轴气流。可选地，第二轴气流可以引起第二压缩机207和第二APU轴205的旋转，与第一压缩机206和第一APU轴203一致。在一些这样的实施例中，在相同的第一轴气流的至少一部分被引导通过第二压缩机207(例如，作为第二轴气流)之前，第一轴气流被引导通过第一压缩机206。或者，第二轴气流可以引起第二压缩机207和第二APU轴205的旋转，与第一压缩机206和第一APU轴203隔离。在一些这样的实施例中，第一轴气流和第二轴气流完全分开。反过来，通过第一压缩机206和第二压缩机207中的每一个的空气将不会通过另一个。
在一些实施例中，至少一个热交换器215设置在第二压缩机207的上游(例如，在第二压缩机207和中压排气管线228和/或第一压缩机206之间选择性连通)，以在空气进入入口232之前从空气中汲取热量。例如，热交换器215可沿着气流路径与发动机(例如，发动机旁路、扁平管道或冲压空气通道)一起设置，以向其引导热量。有利地，级联压缩和冷却可允许系统200根据需要选择性地增加冷却能力。
如上所述，可以从第二压缩机207将例如第二轴气流的空气促进到第一冷却回路238中。与引导空气通过其中的一个或多个导管一起，第一冷却回路238包括与单独的冷却回路热连通的一个或多个热交换器304，例如热总线中间热交换环路(即，“热总线环路”)301。如下所述，单独的冷却回路可以提供离散的热交换流体，该离散的热交换流体与第一冷却回路238内的空气流体隔离，而且与其热连通以在第一冷却回路238和热总线环路301之间交换热量。
与一个或多个热交换器304一起，第一冷却回路238可包括再热器环路240，其为系统气流提供额外的冷却和处理。进入再热器环路240的空气可以顺序通过再热器或再热器单元242，冷凝器244和水分离器246。再热器242促进间接热交换，其最初冷却进入再热器环路240的空气。冷凝器244基本上冷凝气流内的水分；水分离器246提取冷凝的水分，使得离开分离器246的空气基本上是干燥的并且没有水分。可选地，该无水空气的一部分可以经由干气管线245和/或选择性控制阀216从分离器246引导至机载氧气产生系统(OBOGS)和/或机载惰性气体发生系统(OBIGGS)。
在一些实施例中，再热器242包括多个离散入口248,250和出口252,254。例如，某些再热器242的实施例包括上游入口248和离散下游入口250，以及上游出口252和离散下游出口254。在离开上游出口252之前，空气可以最初在上游入口248处进入再热器242。上游出口252在流体流动中定位在下游入口250之前。结果，离开上游出口252的空气在再次在下游出口254处离开再热器242之前被引导到下游入口250中。在下游入口250和下游出口254之间通过的隔离的横流空气冷却在上游入口248和上游出口252之间通过的空气。相反，在空气流出再热器环路240之前，上游流动路径间接地再加热在下游入口250和下游出口254之间通过的空气。
在离开再热器环路240之后，可以将空气引导到第一冷却涡轮208和/或第二冷却回路256。在一些实施例中，通过第一冷却涡轮208的空气可在进入第二冷却回路256之前膨胀。在附加或替代实施例中，设置第二旁路管线266，以选择性地将空气引导到第一冷却涡轮208周围并进入第二冷却回路256。
第二冷却回路256可包括在第一冷却涡轮208和第二冷却涡轮210之间流体连通的一条或多条管线。可选的实施例还可包括第一冷却回路238的一个或多个部分。例如，第一冷却回路238和第二冷却回路256的示例性实施例包括再热器环路240的冷凝器244。这些实施例的冷凝器244包括多个离散入口258,262和出口260,264。第一通道入口258和第一通道出口260被定位成在再热器单元242的上游出口252和下游入口250之间流体连通。冷凝器244的第二通道入口262和第二通道出口264在第一冷却涡轮208和第二冷却涡轮210之间流体连通。
第二冷却涡轮210可以被构造成为流过其中的空气提供额外的膨胀。出口导管268可以选择性地将系统气流引导出IPTMS200。可以从出口导管268向分开的位置设置一个或多个出口管线。例如，出口导管268可以选择性地将系统气流通过机舱管线270引导到飞行器机舱中，通过AV管线272引导到航空电子系统，或者通过排出管线276引导到周围环境。可选地，修整旁路管线(trimbypassline)274可以从第二冷却涡轮210上游的位置向出口导管268提供额外的气流，例如，在冷凝器244和第一冷却涡轮208之间流体连通。这些实施例中的修整空气可以在离开第二冷却涡轮210的空气稍微升高的温度下进入出口导管268。可以例如根据机舱内的期望气流温度来选择修整空气与涡轮空气的平衡。
如上所述，在一些实施例中设置热总线环路301。通常，热总线环路301包括一个或多个导管，一个或多个导管限定用于冷却热交换的隔离流体流动路径或密封在其中的总线流体。泵302与热总线环路301的导管流体连通，以促进总线流体和/或使总线流体再循环通过热总线环路301。一个或多个热传递总线(TTB)热交换器304,306,307,308例如沿着流体流动路径设置在热总线环路301中，与IPTMS200热连通。可选地，可以设置一个或多个TTB热交换器304,306,307,308，其与另一个冷却环路或流体路径热连通，如下所述。
在一些实施例中，在IPTMS200的离散部分处设置多个TTB热交换器304,306。例如，可以沿排出管线276设置第一TTB热交换器304。第二TTB热交换器306可沿第一冷却回路238被设置在例如第二压缩机207的出口233和再热器单元242之间。可选地，可以沿着分开的流体流动路径设置一个或多个TTB热交换器307。例如，一个或多个TTB热交换器307可以沿着气流路径与发动机(例如，发动机旁路、扁平管道或冲压空气通道)一起设置，以向其引导热量。
在附加或替代实施例中，热总线环路301设置成与燃料冷却回路310热连通。TTB热交换器308沿燃料冷却回路310设置，例如与其热连通和流体隔离。在一些这样的实施例中，在燃料被引导到发动机100(图1)之前，当燃料从燃料箱312流到一个或多个燃料负载314时，TTB热交换器308从燃料冷却回路310汲取热量。
在进一步的附加或替代实施例中，热总线环路301被设置成与蒸汽压缩回路320热连通。蒸汽压缩环路320可包括与冷凝器324和蒸发器326流体连通的蒸汽压缩系统(VCS)压缩机322，以促进通过其中的VCS流体。如图所示，蒸发器326位于VCS压缩机322的下游，在膨胀装置(例如，膨胀阀)328和VCS压缩机322之间。在一些实施例中，热总线环路301在冷凝器324处与蒸汽压缩环路320热连通。热总线环路301的内部总线流体与VCS流体可以流体隔离。换句话说，冷凝器324可以用作热总线环路301和蒸汽压缩环路320之间的热交换器。因此，当冷 凝器324从VCS流体接收热量时，热总线环路301可以从冷凝器324汲取热量。在可选实施例中，蒸发器326可以与飞行器的一个或多个航空电子系统(例如，电传操纵控制系统、OBIGGS、OBOGS、环境控制系统、导航系统或通信系统)热连通，从而促进飞行器内的高水平传热并且有利地允许来自航空电子系统330的增加的热负荷。在可选实施例中，蒸汽压缩环路320包括级联的一组蒸汽压缩回路，例如在美国申请15/011,933中描述的那些，该申请通过引用结合在此。
如上所述，包括控制器201(图1)的IPTMS200可以被构造为具有多个预定义操作模式，控制器201被构造为执行该多个预定义操作模式。示例性或示例操作模式可以包括辅助动力模式，以及一个或多个飞行模式。IPTMS200可以根据飞行器的需求和/或发动机100(图1)的需要选择性地执行多种操作模式。有利地，取决于发动机100的操作模式和/或需要，IPTMS200的单独部分(例如，第一APU轴203和第二APU轴205)可以选择性地独立操作或协同操作。
如图3和图4中所示，可以提供辅助动力模式，以至少在某个时刻在电动发电机212处产生或引起电力输出。可以为一些这样的辅助模式提供多个序列。例如，在一些实施例中提供初始序列(图3)和分开的发电机序列(图4)。
如图3中所示，初始序列可以包括将电力从电力存储装置278引导到电动发电机212。电力可以在电动发电机212处引起旋转电流。如上所述，旋转电流可以促进第一APU轴203的旋转。第一APU轴203的旋转可以引起第一压缩机206的旋转。空气可以在入口230处被吸入第一压缩机206并且在通过燃烧器224流到动力涡轮204之前从出口231离开。
如图4所示，一旦初始序列完成，就可以执行发电机序列。通常，燃烧器224可以产生促进动力涡轮204旋转的燃烧气流。例如，一旦确定第一APU轴203以预定阈值旋转或者通过燃烧器224的气流足以燃烧，燃烧器224可以在燃料流到其时被点燃。然后可以将燃烧气流引导到动力涡轮204以促进动力涡轮204的旋转，例如，无需电动发电机212的辅助。动力涡轮204的旋转可以传递到第一APU轴203，从而促进电动发电机212以引起从APU202输出的电力。有利地，这样的实施例可以向飞行器提供电力而不将一部分发动机气流(例如，作为引气)拉离发动机100(图1)。此外，可以产生动力，而不会引起将与旋转冷却涡轮208,210相关联的风阻损失或阻力。
转到图5，可以提供主要飞行模式。主要飞行模式可以被构造为提供IPTMS200的增强的冷却能力。在一些这样的实施例中，一部分引气从中压排气管线228引导到第一压缩机206。引气可以作为通过第一压缩机206的第一轴气流而被促进。当第一压缩机206促进第一APU轴203的旋转，从而动力涡轮204旋转时，另一部分引气可以通过动力涡轮204。在离开第一压缩机206时，第一轴气流的至少一部分作为第二轴气流被引导至第二压缩机207。当空气通过第二压缩机207时，第二轴气流可以促进第二压缩机207的旋转。如上所述，空气可以从第二压缩机207引导到第一冷却回路238和/或第二冷却回路256。当第二轴气流行进通过第一冷却回路238和第二冷却回路256时，第二轴气流的至少一部分可以被冷却。此外，第二压缩机207的旋转可以促进第二APU轴205的旋转。可选地，主要飞行模式可以用作空调模式。反过来，第二轴气流的至少一部分可以被引导到飞行器的机舱部分(例如，在通过第二冷却涡轮210之后)，第二轴气流的至少一部分可以在其中以期望的温度进入机舱。
在可选实施例中，可以提供增强飞行模式。二次飞行模式可以被构造为改善发动机100(图1)的性能，同时继续为IPTMS200提供高度冷却。可以减少IPTMS200中的引气的使用，从而允许增加发动机输出。在一些这样的实施例中，一部分环境空气从环境空气管线234被引导到第一压缩机206。电动发电机212可以驱动第一压缩机206的旋转，以促进通过其中的环境空气。具体地，环境空气可以被促进为通过第一压缩机206的第一轴气流。另一部分环境空气可以通过动力涡轮204。在离开第一压缩机206时，第一轴气流的至少一部分作为第二轴气流被引导至第二压缩机207。当空气通过第二压缩机207时，第二轴气流可以促进第二压缩机207的旋转。如上所述，空气可以从第二压缩机207引导到第一冷却回路238和/或第二冷却回路256。当第二轴气流行进通过第一冷却回路238和第二冷却回路256时，第二轴气流的至少一部分可以被冷却。此外，第二压缩机207的旋转可以促进第二APU轴205的旋转。可选地，增强飞行模式可以用作空调模式。反过来，第二轴气流的至少一部分可以被引导到飞行器的机舱部分(例如，在通过第二冷却涡轮210之后)，第二轴气流的至少一部分可以在其中以期望的温度进入机舱。
在进一步的可选实施例中，可以提供紧急飞行模式。紧急飞行模式可以被构造成，当仅有减少的引气或没有引气可从发动机100(图1)获得时，例如在发动机故障发生期间，提供IPTMS200的操作，以便提供冷却的空气到飞行器机舱。在一些这样的实施例中，一部分环境空气从环境空气管线234被引导到第一压缩机206。电动发电机212可以驱动第一压缩机206的旋转，以促进通过其中的环境空气。具体地，环境空气可以被促进为通过第一压缩机206的第一轴气流。另一部分环境空气可以通过动力涡轮204。可选地，可以点燃燃烧器224以继续第一APU轴203的旋转，而无需来自电动发电机212的进一步的能量。
在紧急飞行模式中离开第一压缩机206时，第一轴气流的至少一部分作为第二轴气流被引导至第二压缩机207。当空气通过第二压缩机207时，第二轴气流可以促进第二压缩机207的旋转。如上所述，空气可以从第二压缩机207引导到第一冷却回路238和/或第二冷却回路256。当第二轴气流行进通过第一冷却回路238和第二冷却回路256时，第二轴气流的至少一部分可以被冷却。此外，第二压缩机207的旋转可以促进第二APU轴205的旋转。可选地，紧急飞行模式可以用作空调模式。反过来，第二轴气流的至少一部分可以被引导到飞行器的机舱部分(例如，在通过第二冷却涡轮210之后)，第二轴气流的至少一部分可以在其中以期望的温度进入机舱。
转到图6，可以提供经济飞行模式。经济飞行模式可以被构造为需要降低的动力负载(例如，以减少的发动机引气量的形式)，同时继续冷却IPTMS200的一部分。在一些这样的实施例中，一部分引气从中压排气管线228引导到第二压缩机207，例如，使得其绕过第一压缩机206。在经济飞行模式期间，可以限制到第一APU轴203的气流。例如，可关闭第一压缩机206和/或动力涡轮204的一个或多个阀216。在没有空气流到第一压缩机206和动力涡轮204的情况下，可以防止第一APU轴203的旋转。
如图所示，引气可以作为通过第二压缩机207的第二轴气流而被促进。当空气通过第二压缩机207时，第二轴气流可以促进第二压缩机207的旋转。如上所述，空气可以从第二压缩机207引导到第一冷却回路238和/或第二冷却回路256。当第二轴气流行进通过第一冷却回路238和第二冷却回路256时，第二轴气流的至少一部分可以被冷却。此外，第二压缩机207的旋转可以促进第二APU轴205的旋转。可选地，经济模式可以用作空调模式。反过来，第二轴气流的至少一部分可以被引导到飞行器的机舱部分(例如，在通过第二冷却涡轮210之后)，第二轴气流的至少一部分可以在其中以期望的温度进入机舱。
转到图7，提供了根据本公开示例性实施例的用于操作集成动力和热管理系统的方法700。可以使用例如图1至图6的示例系统200来实现方法700。因此，方法700可以由一个或多个控制器201执行，如上所述。图7描绘了出于说明和讨论的目的以特定顺序执行的步骤。然而，应当理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可以以各种方式修改、改编、重新布置、省略或扩展本文公开的任何方法的某些步骤。
在710处，方法700包括启动系统的操作模式。例如，710可以包括从预设的多个操作模式启动预定义的操作模式。操作模式可以包括空调模式、主要飞行模式、经济飞行模式、辅助动力模式、或其组合。可以根据飞行器的需求选择单个操作模式。例如，可以提供用户输入以指示选择操作模式。附加地或替代地，控制器可以自动确定已经满足某些条件，以便启动选择操作模式。
在720处，方法700包括促进第一APU轴或第二APU轴中的一个或两个的旋转。通常，是否促进一个或两个动力轴是基于系统的操作模式。如上所述，一些操作模式可以包括仅促进第一APU轴。其他操作模式可以包括仅促进第二APU轴。另一些操作模式可以包括独自地，或者可选地，协同地促进第一APU轴和第二APU轴两者。
在730处，方法700包括引导轴气流通过第一压缩机和第二压缩机中的一个或两个。通常，一个或两个压缩机是否被促进是基于系统的操作模式。如上所述，一些操作模式可以包括仅促进第一压缩机。其他操作模式可以包括仅促进第二压缩机。另一些操作模式可以包括独自地，或者可选地，协同地促进第一压缩机和第二压缩机两者。
在一些实施例中，方法700的操作模式包括空调模式。空调模式包括促进一部分发动机引气作为通过第二压缩机的第二轴气流。如上所述，第二轴气流可以流过第二压缩机。反过来，空调模式包括促进第二APU轴的旋转，以及将来自第二压缩机的第二轴气流引导通过第一冷却涡轮和第二冷却涡轮中的至少一个。第二轴气流的至少一部分可以从第一冷却涡轮和/或第二冷却涡轮被引导到飞行器的机舱部分，第二轴气流的至少一部分可以在其中以期望的温度进入机舱部分。
在可选实施例中，方法700的操作模式包括主要飞行模式。主要飞行模式可以包括，促进一部分发动机引气作为通过第一压缩机的第一轴气流。此外，主要飞行模式可以包括例如从第一压缩机的旋转来促进第一APU轴的旋转。第一轴气流的至少一部分可以作为第二轴气流从第一压缩机被引导到第二压缩机。反过来，主要飞行模式可以包括促进第二APU轴的旋转，如上所述。
在附加或替代实施例中，方法700的操作模式包括增强飞行模式。增强飞行模式可以包括，促进一部分环境空气和/或发动机引气作为通过第一压缩机的第一轴气流。此外，增强飞行模式可以包括例如从电动发电机的旋转来促进第一APU轴的旋转。第一轴气流的至少一部分可以作为第二轴气流从第一压缩机被引导到第二压缩机。反过来，增强飞行模式可以包括促进第二APU轴的旋转，如上所述。
在进一步的附加或替代实施例中，方法700的操作模式包括紧急飞行模式。紧急飞行模式可以包括，促进一部分环境空气和/或发动机引气作为通过第一压缩机的第一轴气流。此外，紧急飞行模式可以包括例如从电动发电机的旋转来促进第一APU轴的旋转。第一轴气流的至少一部分可以作为第二轴气流从第一压缩机被引导到第二压缩机。反过来，紧急飞行模式可以包括促进第二APU轴的旋转，如上所述。
在又一些附加或替代实施例中，方法700的操作模式包括经济模式。经济模式可以包括促进一部分发动机引气作为第二轴气流到第二压缩机。此外，经济飞行模式可以包括例如从第二压缩机的旋转来促进第二APU轴的旋转。在经济飞行模式期间，可以阻止或停止第一辅助轴的旋转。例如，经济飞行模式可以包括限制到第一压缩机的气流，以防止第一APU轴处的旋转，如上所述。
在某些实施例中，方法700的操作模式包括辅助动力模式。可选地，辅助动力模式可以包括一个或多个离散序列。例如，辅助动力模式可以包括初始序列。当第一APU轴基本静止(即，不旋转)时，可以启动初始序列。此外，初始序列可以包括将电力从电力存储装置引导到电动发电机，以在电动发电机处引起旋转电流，如上所述。初始序列还可以包括促进第一APU轴的旋转，例如，直到达到期望的旋转速度。
附加地或替代地，发电机序列可以包括在辅助动力模式中。在一些这样的实施例中，在初始序列完成时，启动发电机序列。如上所述，发电机序列可以包括确定第一APU轴正以阈值旋转速度旋转。发电机序列还可以包括，例如，一旦达到阈值旋转速度，就点燃位于动力涡轮机上游的燃烧器。燃烧器的点燃可以包括将燃料流引导到燃烧器并产生燃烧气流。在产生燃烧气流时，发电机序列还可包括引导燃烧气流的至少一部分通过动力涡轮。如上所述，电动发电机的一部分可以例如经由由动力涡轮促进的第一辅助轴的旋转而旋转，并且可以产生动力输出。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种用于涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统，其特征在于，所述系统包括：
第一辅助动力单元轴；
第二辅助动力单元轴，所述第二辅助动力单元轴旋转上独立于所述第一辅助动力单元轴；
动力涡轮，所述动力涡轮可旋转地设置在所述第一辅助动力单元轴上；
第一压缩机，所述第一压缩机可旋转地设置在所述第一辅助动力单元轴上，以促进第一轴气流；
第二压缩机，所述第二压缩机可旋转地设置在所述第二辅助动力单元轴上，以促进第二轴气流，所述第二压缩机与所述第一压缩机选择性地流体连通；
第一冷却涡轮，所述第一冷却涡轮可旋转地设置在所述第二辅助动力单元轴上，与所述第二压缩机选择性地流体连通；
第二冷却涡轮，所述第二冷却涡轮可旋转地设置在所述第二辅助动力单元轴上，与所述第一冷却涡轮选择性地流体连通；和
电动发电机，所述电动发电机设置在所述第一辅助动力单元轴上，以交替地向所述第一辅助动力单元轴供给动力输入和向所述飞行器供给电力输出。
2.根据权利要求1所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，所述系统包括燃烧器，所述燃烧器与所述动力涡轮流体连通并且定位在所述动力涡轮的入口的上游。
3.根据权利要求1所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，其中所述第二冷却涡轮包括出口导管，以将所述第二轴气流的至少一部分引导到机舱管线中。
4.根据权利要求1所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，所述系统包括与所述第一压缩机和所述第二压缩机选择性地流体连通的发动机排气管线，以将来自燃气涡轮发动机的一部分的空气引导到所述第一压缩机和所述第二压缩机中的一个或两个中。
5.根据权利要求1所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，所述系统包括在所述第一压缩机和所述第二压缩机之间的热交换器，以在所述第二轴气流的一部分与热交换流体流之间交换热量。
6.根据权利要求1所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，所述系统包括第一冷却回路，所述第一冷却回路在所述第二压缩机和所述第一冷却涡轮之间引导所述第二轴气流的至少一部分，所述第一冷却回路包括再热器环路，以在所述第二轴气流的上游部分和所述第二轴气流的下游部分之间同时交换热量。
7.根据权利要求6所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，进一步包括热总线中间热交换环路，所述热总线中间热交换环路与所述第二轴气流的至少一部分热连通。
8.根据权利要求7所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，其中所述热总线中间热交换环路包括所述第二压缩机和所述再热器环路之间的热交换器，以在所述第二轴气流的至少一部分与密封在所述热总线中间热交换环路内的总线流体之间交换热量。
9.根据权利要求7所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，进一步包括与所述热总线中间热交换环路热连通的蒸汽压缩回路，其中所述蒸汽压缩回路被定位成与所述第一冷却回路流体隔离。
10.一种用于涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统，其特征在于，所述系统包括：
第一辅助动力单元轴；
第二辅助动力单元轴，所述第二辅助动力单元轴旋转上独立于所述第一辅助动力单元轴；
动力涡轮，所述动力涡轮可旋转地设置在所述第一辅助动力单元轴上；
第一压缩机，所述第一压缩机可旋转地设置在所述第一辅助动力单元轴上，以促进第一轴气流；
第二压缩机，所述第二压缩机可旋转地设置在所述第二辅助动力单元轴上，以促进第二轴气流，所述第二压缩机与所述第一压缩机选择性地流体连通；
冷却涡轮，所述冷却涡轮可旋转地设置在所述第二辅助动力单元轴上，与所述第二压缩机选择性地流体连通；
电动发电机，所述电动发电机设置在所述第一辅助动力单元轴上；和
控制器，所述控制器与所述电动发电机可操作地连通，并且被构造为根据一个或多个操作模式，控制所述第一辅助动力单元轴和所述第二辅助动力单元轴的旋转。
11.根据权利要求10所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，其中所述操作模式包括空调模式，所述空调模式在进入所述飞行器的机舱部分之前，将一部分环境空气作为所述第二轴气流促进到所述第二压缩机和所述冷却涡轮。
12.根据权利要求10所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，其中所述操作模式包括辅助动力模式，所述辅助动力模式具有初始序列，所述初始序列将电力从电力存储装置引导到所述电动发电机，以促进所述第一辅助动力单元轴的旋转。
13.根据权利要求10所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，进一步包括在所述第一压缩机和所述第二压缩机之间的热交换器，其中所述操作模式包括飞行模式，所述飞行模式包括，在将所述第一轴气流的至少一部分作为所述第二轴气流引导至所述第二压缩机之前，将一部分发动机引气作为所述第一轴气流促进到所述第一压缩机。
14.根据权利要求10所述的集成动力和热管理系统，其特征在于，其中所述操作模式包括飞行模式，所述飞行模式包括，将一部分发动机引气作为所述第二轴气流促进到所述第二压缩机，以及限制到所述第一压缩机的气流，以防止所述第一辅助动力单元轴处的旋转。
15.一种用于操作涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统的方法，其特征在于，所述系统包括第一辅助动力单元轴，第二辅助动力单元轴，设置在所述第一辅助动力单元轴上的动力涡轮和第一压缩机，以及设置在所述第二辅助动力单元轴上与所述第一压缩机选择性地流体连通的第二压缩机和一对冷却涡轮，所述方法包括以下步骤：
启动所述系统的操作模式；
基于所述系统的所述操作模式，促进所述第一辅助动力单元轴或所述第二辅助动力单元轴中的一个或两个的旋转；和
基于所述系统的所述操作模式，引导轴气流通过所述第一压缩机和所述第二压缩机中的一个或两个。
16.根据权利要求15所述的用于操作涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统的方法，其特征在于，其中所述操作模式包括空调模式，所述空调模式包括：
促进一部分环境空气作为第二轴气流通过所述第二压缩机，
促进所述第二辅助动力单元轴的旋转，和
在进入所述飞行器的机舱部分之前，将来自所述第二压缩机的所述第二轴气流引导通过所述一对冷却涡轮中的至少一个。
17.根据权利要求15所述的用于操作涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统的方法，其特征在于，其中所述操作模式包括飞行模式，所述飞行模式包括：
促进一部分发动机引气作为第一轴气流通过第一压缩机，
促进所述第一辅助动力单元轴的旋转，
将所述第一轴气流的至少一部分作为第二轴气流从所述第一压缩机引导至所述第二压缩机，和
促进所述第二辅助动力单元轴的旋转。
18.根据权利要求15所述的用于操作涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统的方法，其特征在于，其中所述操作模式包括飞行模式，所述飞行模式包括：
将一部分发动机引气作为所述第二轴气流促进到所述第二压缩机，
促进所述第二辅助动力单元轴的旋转，和
限制气流到所述第一压缩机，以防止所述第一辅助动力单元轴处的旋转。
19.根据权利要求15所述的用于操作涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统的方法，其特征在于，其中所述操作模式包括辅助动力模式，所述辅助动力模式包括初始序列，所述初始序列包括：
将电力从电力存储装置引导到所述电动发电机，以在所述电动发电机处引起旋转电流，以及
促进所述第一辅助动力单元轴的旋转。
20.根据权利要求15所述的用于操作涡轮动力飞行器的集成动力和热管理系统的方法，其特征在于，其中所述操作模式包括辅助动力模式，所述辅助动力模式包括发电机序列，所述发电机序列包括
确定所述第一辅助动力单元轴正以阈值旋转速度旋转，
点燃位于所述动力涡轮上游的燃烧器，以产生燃烧气流，和
将至少一部分所述燃烧气流引导通过所述动力涡轮。
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