CN110510124B - 一种飞机引气系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机引气系统。该飞机引气系统包括左引气管路、右引气管路和第二可调阀门。左引气管路和右引气管路能够借由第二可调阀门连通并分别基于各自管路上的压差、空气温度和压力调节相应引气管路上的第一可调阀门的开度，从而使得左引气管路和右引气管路共同向单个工作的飞机环境控制系统包提供空气。由于第一可调阀门的开度基于所在管路的压力、压差、空气温度等调节，左、右引气管路不再出现流量震荡的情况，其尤其适用于2B1P的引气构型。

Description

一种飞机引气系统

技术领域

本发明涉及飞机发动机空气系统领域，具体地，其涉及一种飞机引气系统，其尤其适用于在某一侧的空调系统失效的情况下，将两侧的发动机引气作为未失效的空调系统的空气来源。

背景技术

民用飞机的引气系统一般采用发动机、APU和高压地面气源作为气源，将高温高压空气供给处于下游位置的空调系统、机翼防冰系统和惰化系统等用气系统。正常情况下，只能从发动机、APU和高压地面气源这三种气源选出一种，而不能从中选取两种或三种气源同时引气。其中，APU和高压地面气源作为辅助气源，一般用于地面状态为飞机提供空调和发动机起动的气源。发动机则是飞行过程中的主要引气来源。若遇到发动机引气失效的情况，还可以使用APU引气起动发动机和供应下游用气系统。

现有发动机引气系统，一般有发动机中、高压两级供气端口。中压级端口设有中压单向活门(IPCKV)，防止引气倒流至压气机，高压级端口设有高压活门(HPV)，用于控制并调节来自高压端口的引气。中、高压端口引气管路汇合在一起，在其后布置压力监控传感器(BMPS)，用于监控高压活门出口压力，并为高压活门的调节提供输入。引气系统工作时高压端和中压端二者选择其一，为下游提供用气供应。

图1示出了根据现有技术的发动机引气控制系统。其中，发动机压力控制系由压力调节关断活门(PRSOV)，引气压力传感器(BPS)和综合空气管理系统控制器(IASC)组成，其用于负责调节控制合适压力的空气。

根据图1所示的引气系统，IASC首先从BPS获取压力值，而后将该压力值与预设的PRSOV出口压力期望值进行比较，进而根据比较结果输出信号以控制PRSOV的开度。在该系统中，BPS，IASC 6和PRSOV 1组成监视、控制、调节的控制闭环。

倘若将图1所示的引气系统引用于单侧空调工作时的双侧发动机引气供单侧空调组件的引气构型(2B1P)，则会因为缺少流量平衡匹配控制而导致流量震荡，进而导致在2B1P引气构型条件下无法正常工作。以下以双侧发动机引气供左侧空调组件运行为例说明根据图1的引气系统无法实现2B1P构型的理由。具体如下：

1)发动机引气系统以预设的PRSOV出口压力调节点为控制目标。初始状态下左、右两侧的PRSOV出口压力一致，两侧引气量一致。当双引气供左侧空调组件时，由于两侧引气到左侧的空调组件供气支路节点的压损不一致，左侧引气进入左侧空调组件的空气量变大。右侧引气进入左侧空调组件的空气量变小。

2)当右侧引气流量变小时，该右侧发动机引气口压力则变大，由于PRSOV开度控制的滞后效应，右侧引气的PRSOV出口压力变大，进入左侧空调组件的流量也随之增加。

3)当右侧引气流量增加后，右侧发动机引气口压力则变小，因此在右侧发动机引气口处形成流量震荡。由于在双引气供单空调组件时，两侧引气是连通的，左侧发动机引气口处也会形成流量震荡。

可以理解的是，根据图1所示的引气系统，双侧发动机引气供右侧空调组件运行也会出现上述流量震荡问题。

由于左右两侧压力不一致，现有引气系统在缺乏流量平衡匹配方式的情况下，无法避免的会产生流量交替震荡现象。该现象将影响发动机的推力管理，影响发动机的寿命，严重时，甚至可能导致发动机的压气机不稳定工作。为此仅单空调组件失效时，现有引气系统需退变为稳定的一侧发动机供一侧空调(1B1P构型)的引气构型。

单侧空调失效时，唯一工作的空调包流量需增加(约为双侧空调包工作状态下单个空调包流量的1.4倍)，此时引气流量由一侧发动机来供应(1B1P构型)带来的不足之处有：

1)对供气侧发动机的引气压力需求提高，油耗增大。巡航过程中，通常中压级引气压力与双发双引气双空调包(2B2P构型)进行匹配。此时，供气侧发动机无法满足由于流量增加导致的压力需求增加，引气需要对应地切换至高压级，这会导致油耗急剧上升。

2)引气系统存在超温关闭的风险，需降低飞行高度。由于切换至高压级引气，引气温度大大提高，高空巡航时预冷器可能无法将引气温度降低至合理的范围，存在超温风险，飞机由此需降低飞行高度，这会给机组操作和航线运营带来诸多不便。

单空调包失效，其概率约为10^-3左右，属于航线多发故障。现有飞机引气压力控制系统的不足，给飞机运营带来成本增加和诸多运营不便。

综上，亟需提出一种引气压力控制系统，以解决现有技术中，在单侧空调包失效情况下，带来的油耗和运营问题。

发明内容

针对根据现有技术引气系统的上述缺陷，本发明的目的在于提供一种能够实现双侧引气供应单侧飞机环境控制系统包(2B1P)引气构型的一种飞机引气系统，该系统能够解决现有设计带来的油耗和运营不便的问题。

该目的通过根据本发明的一种飞机引气系统来实现。根据本发明的飞机引气系统包括左引气管路、右引气管路和第二可调阀门。

其中，左引气管路被构造成能够接收来自飞机左侧发动机的空气并将空气引入左侧飞机环境控制系统包(ECS pack)。右引气管路被构造成能够接收来自飞机右侧发动机的空气并将空气引入右侧飞机环境控制系统包。

所述左引气管路和所述右引气路管路均具有第一可调阀门和预冷器，且每个所述飞机环境控制系统包位于对应的所述预冷器的下游端。

第二可调阀门被设置在所述左引气管路的预冷器和所述右引气管路的预冷器之间，且被构造成能够将所述左引气管路和所述右引气管路彼此连通。

其中，在左侧或者右侧的所述飞机环境控制系统包失效时，所述左引气管路和所述右引气管路能够借由所述第二可调阀门连通并分别基于各自管路上的压差、空气温度和压力调节相应引气管路上的所述第一可调阀门的开度，从而使得所述左引气管路和右引气管路共同向单个工作的飞机环境控制系统包提供空气。

根据上述形式的引气系统与现有技术的区别是：除了采集左、右引气管路的压力，根据本发明的引气系统还采集了不同的引气管路内的压差、空气温度等，并以此作为调节PRSOV开度的依据。因此，根据本发明的引气系统不再仅仅以压力作为单一参数来调节PRSOV开度，而是以由压力、压差以及空气温度所确定的流量来调节PRSOV开度，一方面，一侧引气管路不再因为压损较大而出现空气压力震荡的情况；另一方面，由于PRSOV开度不再仅仅由压力单一决定，因此，即便另一侧引气管路的压力出现相对显著的升降变化，当前侧的引气管路的PRSOV开度也不会立即随之急剧增大、减小，该侧发动机的压气机不会受到显著影响。由此，根据上述形式的引气系统可以适用于2B1P引气构型。

根据本发明的一种优选实施方式，所述第一可调阀门、预冷器和飞机环境控制系统包沿空气的流动方向依次设置。

根据本发明的一种优选实施方式，所述左引气管路和所述右引气管路上分别设有引气压力传感器，所述引气压力传感器被配置成能够测量位于所述第一可调阀门和预冷器之间的管路中的压力。

根据本发明的一种优选实施方式，所述左引气管路和所述右引气管路上分别设有压差传感器(DPS)，所述压差传感器被配置成能够测量由所述预冷器造成的空气压力差。

现有技术中，PRSOV的开关监控，通常是通过采集集成在PRSOV活门上的微动开关输出0,1离线信号来实现的。航线运营中，PRSOV活门上的微动开关为高故障率组件。在微动开关出现故障的情况下，飞机无法监控PRSOV的开关位置，为了保证运行，现行的做法是对PRSOV实施整体更换，这会导致飞机运营成本增大。本发明中的压差传感器可监控是否有引气流量，进而可判断PRSOV是否处于关闭状态(当DPS监测的数值为0时，其指示引气流量为0，也即PRSOV处于关闭状态)，并以此判断在PRSOV数据出现异常的情况下，出现故障的是整个PRSOV，还是仅为PRSOV上的微动开关。由此，在多数情况下，操作人员仅需更换故障率较高的微动开关即可解决PRSOV处的故障，飞机所需的维修时间得以减少。

根据本发明的一种优选实施方式，所述左引气管路和所述右引气管路上分别设有温度传感器，所述温度传感器被配置成能够测量由所述预冷器流出的空气的温度。

根据本发明的一种优选实施方式，所述左引气管路和所述右引气管路分别具有独立的控制器，且所述控制器基于压力传感器、压差传感器和温度传感器的检测数据调节相应引气管路的所述第一可调阀门的开度。

根据本发明的一种优选实施方式，所述第一可调阀门的开度被设置使得所在引气管路的流量q满足条件：

|(q-Q)/Q|≤α；

其中，所述Q为所述第一可调阀门所在的引气管路的目标流量，α满足：0＜α≤8％。优选地，所述α为5％。

根据本发明的飞机引气系统包括左引气管路、右引气管路和第二可调阀门。左引气管路和右引气管路能够借由第二可调阀门连通并分别基于各自管路上的压差、空气温度和压力调节相应引气管路上的第一可调阀门的开度，从而使得左引气管路和右引气管路共同向单个工作的飞机环境控制系统包提供空气。由于第一可调阀门的开度基于所在管路的压力、压差、空气温度等调节，左、右引气管路不再出现流量震荡的情况，其尤其适用于2B1P的引气构型。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是现有技术的飞机引气系统的结构示意图；

图2是根据本发明的一个优选实施方式的飞机引气系统的结构示意图。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

图2是表示本发明的优选实施方式的飞机引气系统的结构示意图。如图2所示，根据本发明的飞机引气系统包括左引气管路10、右引气管路20，以及分别设置在左引气管路10、右引气管路20上压力调节活门1(PRSOV，第一可调阀门)、压差传感器4(DPS)、引气压力传感器3(BPS)、预冷器2(PCE)、引气温度传感器5(BTS)和综合控制器6(IASC)组成。左引气管路10和右引气管路20之间通过设置在所在管路的预冷器2下游的交输活门7(CBV，第二可调阀门)连通或隔离。

其中，PRSOV 1位于飞机引气系统的上游，其接受来自发动机的引气。PRSOV 1集合有调节自身开度的马达，通过调整马达输入端的控制电流，PRSOV 1的开度可被随意调节。

PRSOV 1后设有用于监控其出口压力的BPS 3。引气由PRSOV 1流出后经过预冷器2作用而降温至合适的范围，以便供应下游用气系统。预冷器2的前、后侧分别与DPS 4的两个输入端口连接，并由DPS 4采集预冷器2前后侧的压差。

预冷器2与飞机环境控制系统包(ECS pack)30、40之间还设有用于采集引气温度的引气温度传感5(BTS)。飞机环境控制系统包(ECS pack)30、40可以是空调包等需要空气的设备。为了便于说明，以下仅以空调包为例表示飞机环境控制系统包。

综合控制器6(IASC)分别与BPS 3、DPS 4、BTS 5以及上级控制器(未示出)连接以收集BPS 3，DPS 4，BTS 5以及引气构型状态数据，负责计算并输出控制信号至PRSOV 1，调节其开度。同时综合控制器6内集成了多种下游空调系统的流量制度，并负责根据不同的引气构型计算空调包所需的引气流量。在2B1P引气构型时，综合控制器6计算出的需求引气流量作为左、右两侧发动机引气平衡匹配控制的基准值。

以下以右侧空调组件失效，左侧、右侧发动机共同向左侧空调组件引气为例说明本发明的2B1P引气构型。应当理解的是，当左侧空调组件失效，左侧、右侧发动机共同向右侧空调组件引气的2B1P引气构型的工作原理与之相同，在此不再赘述。右侧空调组件40失效下的2B1P引气构型下的引气系统工作过程如下：

1.当右侧空调组件失效无法工作时，与CBV 7连通的左侧IASC 6或右侧IASC 6控制CBV 7打开，左引气管路10和右引气管路20由此彼此连通。此时左侧IASC 6和右侧IASC 6根据收集到的发动机、引气系统、空调系统的工作状态，自动识别并确认引气构型为2B1P，随后根据内置的单空调组件工作时的流量制度，实时自动计算出所需的空气流量。此时，计算出单空调组件所需流量为2Q，该流量约为正常2B2P引气构型(也即双侧发动机以及对应的空调系统正常开启情况下的引气构型)下的1.4倍。其中，Q为单侧发动机引气系统需提供的基准流量Q。该基准流量Q通过通信总线，传递给左侧IASC 6和右侧IASC 6。

2.左侧IASC 6和右侧IASC 6分别实时通过各自侧引气管路上的BPS、DPS 4和BTS5获取对应的压力数据P、压差数据△P和温度数据T，并算出对应侧发动机引气的实时流量q。其中，对于不同飞机引气系统而言，对应引气管道上的实时流量q与压力数据P、压差数据△P和温度数据T之间的关系可通过地面台架试验得到。

3.左侧IASC 6和右侧IASC 6对实时流量q与基准流量Q进行比较，判断PRSOV 1是否需求进行调节。当q小于Q时，说明实际流量小于基准流量，PRSOV 1开度需开大，以确保更多的流量供给。反之，则减小PRSOV 1开度，以减少流量供应。

4.左、右两侧发动机引气，通过各自侧的BPS、DPS 4、BTS 5、IASC 6和PRSOV 1开度调节设备(马达)完成各自侧的压力控制调节闭环控制，使得实际流量q与Q接近。当|(q-Q)/Q|≤α时，基准流量控制器不再输出控制电流增益，马达停止转达，RPSOV开度被维持在当前状态，引气系统调节完毕。其中，α为：0＜α≤8％，优选地，α为5％。

当引气系统调节完毕时，左引气管路10、右引气管路20各自的实际流量q与对应的基准流量Q均大致相当。此时右侧PRSOV 1出口压力大于左侧RPSOV出口压力，因此消除了两侧管路压损不一致带来的扰动因素，2B1P引气构型得以稳定供气。

此外，本发明的引气系统的优点还在于：采用双侧发动机给单侧空调供气，各单侧发动机仅供应约0.7倍的空调包流量，发动机引气压力得以显著减低。巡航阶段，引气无需切换至高压级，飞机的燃油损失得以降低。此外，由于引气无需切换至高压级，因此可以消除引气超温风险，飞机无需降低飞行高度。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。

Claims (8)

1.一种飞机引气系统，其包括：

左引气管路，其被构造成能够接收来自飞机左侧发动机的空气并将空气引入左侧的飞机环境控制系统包(ECS pack)；

右引气管路，其被构造成能够接收来自飞机右侧发动机的空气并将空气引入右侧的飞机环境控制系统包，

其中，所述左引气管路和所述右引气管路均具有第一可调阀门和预冷器，且每个所述飞机环境控制系统包位于对应的所述预冷器的下游端，其特征在于，

所述飞机引气系统还包括设置在所述左引气管路的预冷器和所述右引气管路的预冷器之间的第二可调阀门，所述第二可调阀门被构造成能够将所述左引气管路和所述右引气管路彼此连通，

其中，在左侧或者右侧的所述飞机环境控制系统包失效时，所述左引气管路和所述右引气管路能够借由所述第二可调阀门连通并分别基于各自管路上的压差、空气温度和压力调节相应引气管路上的所述第一可调阀门的开度，从而使得所述左引气管路和右引气管路共同向单个工作的飞机环境控制系统包提供空气。

2.根据权利要求1所述的飞机引气系统，其特征在于，所述第一可调阀门、预冷器和飞机环境控制系统包沿空气的流动方向依次设置。

3.根据权利要求2所述的飞机引气系统，其特征在于，所述左引气管路和所述右引气管路上分别设有引气压力传感器，所述引气压力传感器被配置成能够测量位于所述第一可调阀门和预冷器之间的管路中的压力。

4.根据权利要求3所述的飞机引气系统，其特征在于，所述左引气管路和所述右引气管路上分别设有压差传感器，所述压差传感器被配置成能够测量由所述预冷器造成的空气压力差。

5.根据权利要求4所述的飞机引气系统，其特征在于，所述左引气管路和所述右引气管路上分别设有温度传感器，所述温度传感器被配置成能够测量由所述预冷器流出的空气的温度。

6.根据权利要求5所述的飞机引气系统，其特征在于，所述左引气管路和所述右引气管路分别具有独立的控制器，且所述控制器基于压力传感器、压差传感器和温度传感器的检测数据调节相应引气管路的所述第一可调阀门的开度。

7.根据权利要求1所述的飞机引气系统，其特征在于，所述第一可调阀门的开度被设置使得所在引气管路的流量q满足条件：

|(q-Q)/Q|≤α；

其中，所述Q为所述第一可调阀门所在的引气管路的目标流量，α满足：0＜α≤8％。

8.根据权利要求7所述的飞机引气系统，其特征在于，所述α为5％。

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