CN111792037A - 废弃富氧空气在飞行器中的再利用 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及废弃富氧空气在飞行器中的再利用，尤其是涉及用于再利用富氧空气的飞行器和方法。在一个实施方式中，飞行器包括被构造成向飞行器的机舱供应氧气的氧气供应子系统，以及被构造成接收加压气流、将加压气流分离成富氧空气和惰性气体、以及将富氧空气供给到氧气供应子系统的空气分离器。

Description

废弃富氧空气在飞行器中的再利用
技术领域
本公开涉及飞行器领域，并且更具体地涉及飞行器上的氧气输送。
背景技术
一些飞行器包括为机组人员和乘客供应氧气、热控制和机舱增压的环境控制系统(ECS)。在ECS中，空气被压缩到高压和高温，例如利用来自发动机的压缩机阶段的引气。压缩空气经由流量控制阀被供给到环境控制单元(ECU)，在ECU处空气由热交换器和空气循环机(ACM)调节，如果需要，热交换器和空气循环机将空气冷却到期望的温度。然后，调节的空气以期望的温度和压力被输送到机舱和驾驶舱。
加压飞行器还包括在机舱变成减压的情况下启动的紧急氧气系统。对于典型的紧急氧气系统，氧气面罩将自动地展开在乘客座椅和机组人员座椅的上方或前方。氧气利用化学氧气发生器或气体歧管系统供应到面罩。化学氧气发生器使用放热反应(例如点燃氯酸钠和铁粉的混合物)以产生氧气的供应。气体歧管系统使用通常存储在货舱中的一个或多个氧气罐来供应氧气。
可能期望识别向ECS、紧急氧气系统或飞行器的其它子系统供应或补充氧气的其它方式。
发明内容
本文描述的实施方式将来自惰化系统和/或独立空气分离器的富氧空气重新用于飞行器的一个或多个子系统。惰化系统或空气分离器通过将加压气流分离成富氧空气和惰性气体(例如，氮气)来操作。在使用惰化系统的传统飞行器中，惰性气体被供给到燃料箱以防止着火或爆炸，同时富氧空气通过冲压管道被倾卸。在这里描述的实施方式中，富氧空气被供给到ECS、紧急氧气系统和/或飞行器的另一子系统。因此，富氧空气不被浪费，而是被飞行器的另一系统重新使用。
一个实施方式包括一种飞行器，该飞行器包括：氧气供应子系统，氧气供应子系统被构造成将氧气供应到飞行器的机舱；以及空气分离器，空气分离器被构造成接收加压气流，将加压气流分离成富氧空气和惰性气体，并且将富氧空气供给到氧气供应子系统。
在另一实施方式中，空气分离器是惰化系统的一部分，该惰化系统被构造成将惰性气体供给到飞行器的燃料箱。
在另一实施方式中，氧气供应子系统包括紧急氧气系统，并且空气分离器被构造成将富氧空气供给到紧急氧气系统。
在另一实施方式中，飞行器还包括压力传感器和歧管，压力传感器被构造成检测飞行器上的机舱减压事件，歧管被构造成响应于机舱减压事件将富氧空气从空气分离器供给到紧急氧气系统。
在另一实施方式中，紧急氧气系统包括面罩，面罩被构造成响应于机舱减压事件而自动展开。
在另一实施方式中，紧急氧气系统包括出口通风口，出口通风口被构造成响应于机舱减压事件而向机舱内紧邻座椅的特定区域供应氧气。
在另一实施方式中，氧气供应子系统包括空气分配子系统，并且空气分离器被构造成将富氧空气供给到空气分配子系统。
在另一实施方式中，飞行器还包括压力传感器和歧管，压力传感器被构造成检测飞行器上的机舱减压事件，歧管被构造成响应于机舱减压事件将富氧空气从空气分离器供给到空气分配子系统。
在另一实施方式中，飞行器还包括被构造成测量氧气供应子系统处的氧气含量的氧气传感器，以及被构造成基于氧气含量调节供给到氧气供应子系统的富氧空气的调节器。
在另一实施方式中，加压气流包括来自飞行器的发动机的引气。
在另一实施方式中，加压气流包括来自飞行器上的压缩机的压缩空气。
另一实施方式包括一种飞行器，该飞行器包括被构造成当机舱高度超过阈值时自动向飞行器的机舱供应氧气的紧急氧气系统。该飞行器还包括惰化系统，该惰化系统被构造成接收加压气流，将加压气流分离成富氧空气和富氮空气，并且将富氮空气供给到飞行器的燃料箱。飞行器还包括歧管，歧管被构造成当机舱高度超过阈值时将富氧空气从惰化系统供给到紧急氧气系统。
在另一实施方式中，飞行器还包括空气分配子系统，空气分配子系统被构造成经由一个或多个头顶上方管道分配调节的空气穿过机舱。歧管被构造成当机舱高度低于阈值时，将富氧空气从惰化系统供给至空气分配子系统。
在另一实施方式中，飞行器还包括被构造成测量紧急氧气系统和/或空气分配子系统中的氧气含量的氧气传感器，以及被构造成基于氧气含量调节供给到紧急氧气系统和/或空气分配子系统的富氧空气的调节器。
另一实施方式包括一种向飞行器供应富氧空气的方法。该方法包括在飞行器上的空气分离器处接收加压气流，在空气分离器处将加压气流分离成富氧空气和富氮空气，将富氮空气供给到飞行器的燃料箱，检测飞行器上的机舱减压事件，以及响应于机舱减压事件将富氧空气供给到紧急氧气系统。
在另一实施方式中，该方法还包括当未检测到机舱减压事件时将富氧空气供给到飞行器的空气分配子系统。
在另一实施方式中，该方法还包括测量紧急氧气系统和/或空气分配子系统中的氧气含量，并且基于氧气含量调节供给到紧急氧气系统和/或空气分配子系统的富氧空气。
在另一实施方式中，该方法还包括响应于机舱减压事件将富氧空气供给到飞行器的空气分配子系统。
已经讨论的特征、功能和优点可以在各种实施方式中独立地实现，或者可以在其它实施方式中组合，其进一步的细节可以参考下面的描述和附图看到。
附图说明
现在参照附图仅通过实施例的方式描述本发明的一些实施方式。在所有附图中，相同的附图标记表示相同的元件或相同类型的元件。
图1描述了说明性实施方式中的飞行器的侧视图。
图2是说明性实施方式中的飞行器的示意图。
图3是说明性实施方式中的ECU的示意图。
图4A示出了说明性实施方式中的空气分配子系统。
图4B是说明性实施方式中的飞行器的横截面图。
图5是说明性实施方式中的惰化系统的示意图。
图6是另一说明性实施方式中的飞行器的示意图。
图7是另一说明性实施方式中的飞行器的示意图。
图8是另一说明性实施方式中的飞行器的示意图。
图9是示出在说明性实施方式中向飞行器供应富氧空气的方法的流程图。
图10是示出在说明性实施方式中向飞行器供应富氧空气的另一方法的流程图。
具体实施方式
附图和以下描述示出了具体的示例性实施方式。应当理解，本领域技术人员将能够设计出虽然未在本文明确描述或示出但是体现本文描述的原理并且包括权利要求的预期范围内的各种布置。此外，本文描述的任何实施例旨在帮助理解本公开的原理，并且将被解释为没有限制。因此，本公开不限于下面描述的具体实施方式或实施例，而是由权利要求及其等同物来限定。
图1描绘了说明性实施方式中的飞行器100的侧视图。飞行器100包括机头110、机翼120、机身130、机尾140和发动机150。在机身130内是驾驶舱160和机舱170。驾驶舱160(或飞行甲板)是飞行员控制飞行器100的部分或区域，并且包括飞行控制和飞行仪表。机舱170是乘客行进的部分或区域，并且包括成排的座椅。虽然为了讨论的目的，飞行器100已经被描绘为具有特定构造，但是在其它实施方式中飞行器100可以具有其它构造。
图2是说明性实施方式中的飞行器100的示意图。在该实施方式中假定飞行器100被加压。因此，飞行器100包括一个或多个氧气供应子系统201，氧气供应子系统201被构造成向驾驶舱160和/或机舱170内的机组人员和/或乘客供应、输送或递送氧气。氧气供应子系统201可具有各种结构以输送氧气，各种结构可包括以下中的一种或多种：被构造成接收氧气的供应的一个或多个入口281、用以产生或控制包括氧气的气流的一个或多个风扇282、被构造成将气流输送到驾驶舱160和/或机舱170的位置的一个或多个管道283、被构造成将气流引导到管道283和/或控制流速的一个或多个歧管284、被构造成将气流释放到驾驶舱160和/或机舱170中的一个或多个出口285(例如，出口通风口、面罩等)和/或诸如管路、软管等的其它部件。氧气供应子系统201的结构可以根据子系统的类型而变化。氧气供应子系统201的一个实施例是ECS 202。ECS 202是负责供应空气、对机舱170加压和通风、控制温度和其它任务的系统。在该实施方式中，ECS 202包括环境控制单元(ECU)210、空气分配子系统211、排气子系统212、再循环子系统213、温度控制子系统214和压力控制子系统215。ECS 202的构造是实施例，在其它实施方式中ECS 202可以包括更多或更少的子系统。
ECU 210被构造成调节供应到驾驶舱160和/或机舱170的空气。图3是说明性实施方式中的ECU 210的示意图。ECU 210包括流量控制阀302、一个或多个热交换器304、空气循环机(ACM)306、旁路308和水分离器310。流量控制阀302接收压缩空气，并调节进入机舱170的压缩空气的量。当飞行器100在飞行中时，流量控制阀302可以从发动机150的一个或多个压缩机阶段接收压缩空气(即，引气)。当飞行器100在地面上时，流量控制阀302可接收来自辅助动力单元(APU)、地面推车(GCU)、机场高压消防栓等的压缩空气。穿过流量控制阀302的压缩空气行进穿过热交换器304，在热交换器处压缩空气被外部空气冷却到期望的温度。在外部空气较冷的巡航高度处，压缩空气可由热交换器304充分冷却，且不需要由ACM 306进一步冷却。因此，压缩空气行进穿过旁路308而不是穿过ACM 306。在较低的高度或在地面上，压缩空气可通过行进穿过包括一个或多个空调机组的ACM 306而被进一步冷却。压缩空气然后行进穿过水分离器310，水分离器控制空气的水分水平。离开ECU 210的空气是“调节的空气”，调节的空气被供给到空气分配子系统211(见图2)。ECU 210的构造是实施例，在其它实施方式中，ECU 210可以包括更多或更少的元件。
在图2中，空气分配子系统211被构造成将调节的空气从ECU 210分配到驾驶舱160和机舱170。空气分配子系统211可以将调节的空气分配到飞行器100的不同区域，并且每个区域可以具有其自己的管道系统以提供对每个区域的独立温度控制。例如，窄体飞行器可以具有两个区域；一个用于驾驶舱160，一个用于机舱170。宽体飞行器可具有用于机舱170的多个区域，每个区域独立地进行温度控制(例如，一个用于头等舱，一个用于商务舱，一个用于经济舱)。排气子系统212(其可被认为是空气分配子系统211的一部分)从驾驶舱160和机舱170移除空气。空气通常通过地板水平的格栅或排气通风口从机舱170排出，所述地板水平的格栅或排气通风口沿着侧壁在机舱170两侧的长度上延伸。图4A示出了说明性实施方式中的空气分配子系统211。空气的分配利用遍及机舱170的空气管道的系统来管理。通常，空气被管道输送到头顶上方通风口并从头顶上方通风口释放，在那里空气循环并流出地板水平的排气通风口。取决于飞行器，管道隐藏在机舱地板下方以及墙壁和天花板面板后面。在该实施例中，空气分配子系统211可以包括混合歧管424、一个或多个上升管道426、一个或多个头顶上方供应管道428、一个或多个头顶上方管道430以及一个或多个出口通风口或头顶上方通风口，它们在图4A中不可见。尽管未示出，但空气分配子系统211还可包括再循环过滤器、一个或多个风扇、增压组件等。
图4B是说明性实施方式中的飞行器100的横截面图。图4B中的视图横跨图1中的剖面4-4。机身130包括上部402，上部402包括地板410、天花板412和侧壁414，它们形成了机舱170，机舱170包括用于乘客的座椅416。机身130还包括下部404，下部404包括货物区域418。图4B进一步示出了朝向飞行器100的外表面行进的外部方向，以及朝向飞行器100的内侧(例如，机舱170)行进的内部方向。
空气分配子系统211包括头顶上方管道430，头顶上方管道430将调节的空气输送穿过机舱170或穿过机舱170的一个或多个区域。空气分配子系统211可以有比图4B所示更多或更少的头顶上方管道430，并且在其它实施方式中，头顶上方管道430可以定位在不同位置。气流通过一个或多个出口通风口432从头顶上方管道430释放到机舱170中。虽然在这个实施例中，出口通风口432被示出为头顶上方通风口，但是出口通风口432可以根据需要被布置在不同的位置。图4B中的箭头示出了调节的空气如何循环穿过机舱170。空气从出口通风口432释放并循环穿过机舱170。空气通过格栅或排气通风口440从机舱170排出。排气可被引导到货物区域418旁边或被引导穿过该货物区域，在该货物区域处排气可提供一些加热或冷却。然后，排气通过流出阀(未示出)被排出到外侧，所述流出阀被控制以维持期望的机舱压力。
在图2中，再循环子系统213是将一些排气再循环回到机舱170中或回到ECU210的可选系统。温度控制子系统214被构造成控制ECU 210以排出处于期望温度的调节的空气。压力控制子系统215控制在飞行器100的爬升和下降期间机舱压力的变化率，并在巡航高度建立机舱压力以在机舱170中产生安全环境。机舱170内的压力相当于高度，因此机舱压力被称为“机舱高度”。例如，如果机舱的压力是大约11lbs/in2，那么机舱高度大约是7,000英尺。这个压力相当于如果人在7,000英尺的海拔时他/她将经历的压力。运输类飞行器规定允许的最大机舱高度是8,000英尺，因此压力控制子系统215试图在正常操作期间将机舱170内的压力维持在该高度以下。
氧气供应子系统201的另一个实施例是紧急氧气系统204。紧急氧气系统204被构造成响应于机舱170的增压损失而向机组人员和乘客供应氧气，这被称为机舱减压事件。紧急氧气系统204包括压力传感器220，压力传感器220包括被构造成测量飞行器100的机舱170和/或驾驶舱160内部的压力的传感器。压力传感器220被构造成检测飞行器100上的机舱减压事件。例如，如果机舱高度达到或超过阈值(例如，10,000英尺)，则压力传感器220可以检测到机舱减压事件。紧急氧气系统204还可以包括供应管道221、面罩222和/或出口通风口224。面罩222被构造成响应于机舱减压事件而自动展开，并且包括面部杯状物和用于将面罩222固定到乘客或机组人员的面部的弹性带。出口通风口224可以用于代替面罩222或作为其补充，以向机舱170内的特定区域，例如紧邻飞行器100的座椅416的区域供应氧气。在一个实施方式中，紧急氧气系统204的出口通风口224可以包括空气分配子系统211的出口通风口432。在其它实施方式中，附加的出口通风口224可以安装成紧邻座椅416(即，在头顶上方或在座椅416的正前方)以提供直接朝向乘客的气流。紧急氧气系统204被构造成当机舱高度超过阈值时通过面罩222和/或出口通风口224自动地向机舱170供应氧气。尽管未示出，但紧急氧气系统204还可包括一个或多个风扇、一个或多个歧管、软管、管路等。
在本文所述的实施方案中，富氧空气经由空气分离器被提供至一个或多个氧气供应子系统201。如图2所示，飞行器100还可以包括惰化系统206。惰化系统206是飞行器100的可燃性降低系统(FRS)的一部分。FRS可以被认为是ECS 202的一部分，但是在该实施方式中显示为在ECS 202外部。惰化系统206被构造成通过用惰性气体，例如氮气、富氮空气、蒸汽、二氧化碳等，替换燃料箱230中的空气，来降低存储在飞行器100的燃料箱230中的可燃材料的燃烧的可能性。惰化系统206将惰性气体供给到燃料箱230的缺量中，这将缺量的氧浓度降低到燃烧阈值以下。因此，燃料箱230中的可燃蒸气变成惰性的，并且在点火源存在的情况下将不会点燃。惰化系统206包括空气分离器240(也称为空气分离模块)，空气分离器240被构造成将加压气流分离成惰性气体(例如，富氮空气(NEA))和富氧空气(OEA)。在一个实施方式中，空气分离器240可使用纤维膜来从加压气流移除氧气，并且产生被分配到燃料箱230的富氮空气。惰化系统206还包括其它部件，图5中示出了其中一个实施例
图5是说明性实施方式中的惰化系统206的示意图。惰化系统206通过截止阀502接收加压气流250。加压气流250行进穿过臭氧(O3)转化器504，臭氧转化器是将三原子氧气(臭氧)转化为双原子或“常规”氧气以保护惰化系统206中的其它元件不被氧化的催化转化器。然后，加压气流250行进穿过一个或多个过滤器506到达热交换器508，热交换器508冷却加压气流250。例如，当引气离开发动机150时，引气实际上是热的，并且热交换器508冷却引气以保护惰化系统206的其它元件并增加它们的有效性。然后加压气流250行进至空气分离器240，空气分离器240物理地分离空气中的惰性气体(例如，氮气(N2))。这种分离可以通过使加压气流250流过半渗透性纤维管来实现。因为几乎所有存在的非N2分子都小于N2分子，所以这些较小的分子作为富氧空气(OEA)穿过膜；留下通过流量控制阀510供给到燃料箱230的富氮空气(NEA)。系统控制器512接收传感器输入以控制流量控制阀510、截止阀502、热交换器508和/或其它元件的操作。
在图2所示的实施方式中，空气分离器240接收来自飞行器100的发动机150的加压气流250作为引气。例如，在波音737或777中，来自发动机的引气可被供给至惰化系统206的空气分离器240。调节器243(例如包括流量控制阀)可以安装在惰化系统206的上游，以控制或调节供给到空气分离器240的引气。空气分离器240将加压气流250分离成惰性气体252和富氧空气254。空气分离器240将惰性气体252供给到燃料箱230，并且通过调节器244将富氧空气254供给到氧气供应子系统201。
调节器244被构造成控制或调节被供给到氧气供应子系统201的富氧空气254。氧气传感器246被构造成测量氧气供应子系统201中的氧气含量或氧气水平。例如，氧气传感器246可测量空气分配子系统211、紧急氧气系统204等中的氧气含量。氧气传感器246被构造成向调节器244和/或控制器262提供指示氧气含量的信号。控制器262被构造成基于由氧气传感器246测量的氧气含量来确定多少富氧空气254被供应到氧气供应子系统201，并且相应地控制调节器244。因此，飞行器100包括用于将富氧空气254供应到氧气供应子系统201的闭环系统。
调节器244可以将富氧空气254直接供给到氧气供应子系统201，例如供给到空气分配子系统211、紧急氧气系统204和/或另一子系统。在该实施方式中，调节器244可将富氧空气254供给到歧管260，该歧管被构造成控制富氧空气254被供给到何处。歧管260联接到控制器262，该控制器被构造成响应于来自压力传感器220和/或其它装置或仪器的输入来控制歧管260。例如，歧管260可以在正常操作条件下(例如，机舱高度低于阈值)将富氧空气254引导到空气分配子系统211，可以响应于机舱减压事件(例如，机舱高度高于阈值)将富氧空气254引导到空气分配子系统211，可以响应于机舱减压事件将富氧空气254引导到紧急氧气系统204，或者可以将富氧空气254引导到这两个或其它子系统。控制器262还可控制调节器243、244或其它装置，并且可接收来自压力传感器220、氧气传感器246和/或其它装置或仪器的输入。
在上述实施方式中，来自惰化系统206的富氧空气254有利地重新用于空气分配子系统211、紧急氧气系统204和/或另一子系统。在传统的飞行器中，来自惰化系统的富氧空气254被倾卸出冲压管道并被浪费。上述实施方式以有效的方式将来自惰化系统206的富氧空气254用于飞行器100的其它子系统。例如，富氧空气254可以在机舱减压事件期间作为氧气供应被供给到紧急氧气系统204(或者可能供给到空气分配子系统211)，紧急氧气系统204替代传统的紧急系统(即，化学氧气发生器或气体歧管)。一个技术益处是，只要飞行器100在空中，紧急氧气系统204就具有无限的氧气供应，其中传统的紧急系统具有有限的供应(例如，十五到二十分钟)。另一个益处是，传统的紧急系统不需要安装在飞行器100上，这可以减少飞行器100的重量。另一个益处是化学氧气发生器使用放热反应，这可能是火灾的风险并且可能产生不健康的蒸气。又一益处是，与传统的紧急氧气系统不同，氧气供应是可控的。附加地或替代地，富氧空气254可被供给到空气分配子系统211以提高驾驶舱160和/或机舱170中的空气的氧气含量。一个技术益处是可以提高飞行器100上的空气质量。
图6是另一个说明性实施方式中的飞行器100的示意图。在该实施方式中，惰化系统206的空气分离器240从压缩机602而不是发动机150的压缩机阶段接收加压气流250。压缩机602是产生加压空气的辅助装置，并且可以是电动的、液压的、气动的等。例如，波音787可包括电驱动压缩机，电驱动压缩机将加压气流供应至惰化系统206而不是使用来自发动机的引气。控制器262可控制压缩机602以调节供给到空气分离器240的空气。
图7是另一个说明性实施方式中的飞行器100的示意图。在该实施方式中，飞行器100包括独立的空气分离器240，独立的空气分离器240与惰化系统分离或独立。空气分离器240接收来自飞行器100的发动机150的加压气流250作为引气。空气分离器240将加压气流250分离成惰性气体252和富氧空气254。空气分离器240通过调节器244将富氧空气254供给到氧气供应子系统201，并且倾卸惰性气体252。
图8是另一个说明性实施方式中的飞行器100的示意图。在该实施方式中，飞行器100再次包括独立的空气分离器240。空气分离器240从压缩机602而不是发动机150的压缩机阶段接收加压气流250。
图9是示出在说明性实施方式中向飞行器供应富氧空气的方法900的流程图。方法900的步骤将关于图2或图6的飞行器100进行描述，尽管本领域技术人员将理解，本文描述的方法可以在其它类型的飞行器上执行。本文描述的方法的步骤不是全部包括在内的，并且可以包括未示出的其它步骤。本文所示的流程图的步骤也可以以替换顺序执行。
飞行器100上的空气分离器240接收加压气流250(步骤902)。例如，空气分离器240可接收加压气流250作为来自飞行器100的发动机150(参见图2)的引气。在另一个实施例中，空气分离器240可以从飞行器100上的压缩机602接收加压气流250(参见图6)。空气分离器240将加压气流250分离成富氧空气254和惰性气体252，例如富氮空气(步骤904)。空气分离器240将惰性气体252供给到飞行器100的燃料箱230(步骤906)。这通过用惰性气体替换燃料箱230中的空气来帮助降低可燃性。
富氧空气254可在飞行器100的氧气供应子系统201中重新利用。例如，压力传感器220(和/或相关联的控制器)监测机舱减压事件(步骤908)。当压力传感器220检测到飞行器100上的机舱减压事件(例如，机舱高度超过阈值)时，歧管260将富氧空气254从空气分离器240供给到紧急氧气系统204(步骤910)。当没有机舱减压事件时，歧管260可将富氧空气254供应至空气分配子系统211(步骤912)。在任一情况下，氧气传感器246可以测量紧急氧气系统204和/或空气分配子系统211中的氧气含量(步骤914)，并且调节器244可以基于氧气含量调节供给到紧急氧气系统204和/或空气分配子系统211的富氧空气254(步骤916)。
图10是示出在说明性实施方式中向飞行器供应富氧空气的另一方法1000的流程图。方法1000的步骤902至909类似于上面图9中描述的方法。当压力传感器220检测到飞行器100上的机舱减压事件时，歧管260将富氧空气254从空气分离器240供给到空气分配子系统211(步骤1012)。因此，在机舱减压事件期间，机舱170中的氧气浓度可由富氧空气254富集。步骤1012可以与方法900的步骤910同时执行，或者可以代替步骤910执行。
方法900至1000有利地使用来自空气分离器240的“废弃”氧气用于紧急氧气系统204和/或空气分配子系统211。因此，对于机舱减压事件，可能不需要传统的化学氧气发生器和气体歧管。此外，方法900至1000可使用来自空气分离器240的“废弃”氧气来补充由空气分配子系统211输送到机舱170的空气，以改善飞行器100中的空气质量。
图中所示或本文所述的各种元件中的任何元件可实现为硬件、软件、固件或这些的某一组合。例如，元件可以被实现为专用硬件。专用硬件元件可被称为“处理器”、“控制器”或一些类似术语。当由处理器提供时，功能可以由单个专用处理器、单个共享处理器或多个单独的处理器提供，它们中一些可以被共享。此外，术语“处理器”或“控制器”的明确使用不应被解释为排他性地指代能够执行软件的硬件，并且可以隐含地包括但不限于数字信号处理器(DSP)硬件、网络处理器、专用应用集成电路(ASIC)或其它电路系统、现场可编程门阵列(FPGA)、用于存储软件的只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)、非易失性存储装置、逻辑或一些其它物理硬件部件或模块。
而且，元件可以被实现为可由处理器或计算机执行以执行元件的功能的指令。指令的一些实施例是软件、程序代码和固件。当由处理器执行时，指令可操作以引导处理器执行元件的功能。指令可以存储在处理器可读的存储装置上。存储装置的一些实施例是数字或固态存储器、诸如磁盘和磁带之类的磁存储介质、硬盘驱动器或光学可读数字数据存储介质。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种飞行器，该飞行器包括被构造成将氧气供应到飞行器的机舱的氧气供应子系统；以及空气分离器，该空气分离器被构造成接收加压气流，将加压气流分离成富氧空气和惰性气体，并且将富氧空气供给到氧气供应子系统。
条款2.条款1的飞行器，其中，空气分离器是被构造成将惰性气体供给至飞行器的燃料箱的惰化系统的一部分。
条款3.条款1的飞行器，其中，氧气供应子系统包括紧急氧气系统；并且空气分离器被构造成将富氧空气供给到紧急氧气系统。
条款4.条款3的飞行器，该飞行器还包括压力传感器，压力传感器被构造成检测飞行器上的机舱减压事件；以及歧管，歧管被构造成响应于机舱减压事件将富氧空气从空气分离器供给到紧急氧气系统。
条款5.条款4的飞行器，其中，紧急氧气系统包括面罩，面罩被构造成响应于机舱减压事件而自动地展开。
条款6.条款4的飞行器，其中，紧急氧气系统包括出口通风口，出口通风口被构造成响应于机舱减压事件而将氧气供应至机舱内的紧邻座椅的特定区域。
条款7.条款1的飞行器，其中，氧气供应子系统包括空气分配子系统；并且空气分离器被构造成将富氧空气供给到空气分配子系统。
条款8.条款7的飞行器，该飞行器还包括压力传感器，压力传感器被构造成检测飞行器上的机舱减压事件；以及歧管，歧管被构造成响应于机舱减压事件将富氧空气从空气分离器供给到空气分配子系统。
条款9.条款1的飞行器，该飞行器还包括被构造成测量氧气供应子系统处的氧气含量的氧气传感器；以及调节器，调节器被构造成基于氧气含量调节供给到氧气供应子系统的富氧空气。
条款10.条款1的飞行器，其中，加压气流包括来自飞行器的发动机的引气。
条款11.条款1的飞行器，其中，加压气流包括来自飞行器上的压缩机的压缩空气。
条款12.一种飞行器，该飞行器包括紧急氧气系统，紧急氧气系统被构造成当机舱高度超过阈值时自动地将氧气供应到飞行器的机舱；惰化系统，惰化系统被构造成接收加压气流，以将加压气流分离成富氧空气和富氮空气，并且将富氮空气供给到飞行器的燃料箱；以及歧管，歧管被构造成当机舱高度超过阈值时将富氧空气从惰化系统供给至紧急氧气系统。
条款13.条款12的飞行器，该飞行器还包括空气分配子系统，空气分配子系统被构造成经由一个或多个头顶上方管道分配调节的空气穿过机舱；其中，歧管被构造成当机舱高度低于阈值时将富氧空气从惰化系统供给至空气分配子系统。
条款14.条款13的飞行器，该飞行器还包括被构造成测量紧急氧气系统和空气分配子系统中的至少一者中的氧气含量的氧气传感器；以及调节器，调节器被构造成基于氧气含量调节供给到紧急氧气系统和空气分配子系统中的至少一者的富氧空气。
条款15.条款12的飞行器，其中，加压气流包括来自飞行器的发动机的引气。
条款16.条款12的飞行器，其中，加压气流包括来自飞行器上的压缩机的压缩空气。
条款17.一种方法，该方法包括：在飞行器上的空气分离器处接收加压气流；在空气分离器处将加压气流分离成富氧空气和富氮空气；将富氮空气供给到飞行器的燃料箱；检测飞行器上的机舱减压事件；以及响应于机舱减压事件将富氧空气供给到紧急氧气系统。
条款18.条款17的方法，该方法还包括当未检测到机舱减压事件时将富氧空气供给至飞行器的空气分配子系统。
条款19.条款18的方法，该方法还包括测量紧急氧气系统和空气分配子系统中的至少一者中的氧气含量；以及基于氧气含量调节供给到紧急氧气系统和空气分配子系统中的至少一者的富氧空气。
条款20.条款17的方法，该方法还包括响应于机舱减压事件将富氧空气供给至飞行器的空气分配子系统。
尽管本文描述了具体实施方式，但范围不限于那些具体实施方式。相反，范围由所附权利要求及其任何等同物限定。

Claims (10)

1.一种飞行器，所述飞行器包括：
氧气供应子系统，所述氧气供应子系统被构造成将氧气供应到所述飞行器的机舱；以及
空气分离器，所述空气分离器被构造成接收加压气流，以将所述加压气流分离成富氧空气和惰性气体，并且将所述富氧空气供给到所述氧气供应子系统。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述空气分离器是惰化系统的一部分，所述惰化系统被构造成将所述惰性气体供给到所述飞行器的燃料箱。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述氧气供应子系统包括紧急氧气系统；以及
所述空气分离器被构造成将所述富氧空气供给到所述紧急氧气系统。
4.根据权利要求3所述的飞行器，所述飞行器还包括：
压力传感器，所述压力传感器被构造成检测所述飞行器上的机舱减压事件；以及
歧管，所述歧管被构造成响应于所述机舱减压事件而将所述富氧空气从所述空气分离器供给至所述紧急氧气系统。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述紧急氧气系统包括：
面罩，所述面罩被构造成响应于所述机舱减压事件而自动地展开。
6.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述紧急氧气系统包括：
出口通风口，所述出口通风口被构造成响应于所述机舱减压事件而向所述机舱内的紧邻座椅的特定区域供应氧气。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述氧气供应子系统包括空气分配子系统；以及
所述空气分离器被构造成将所述富氧空气供给到所述空气分配子系统。
8.根据权利要求7所述的飞行器，所述飞行器还包括：
压力传感器，所述压力传感器被构造成检测所述飞行器上的机舱减压事件；以及
歧管，所述歧管被构造成响应于所述机舱减压事件而将所述富氧空气从所述空气分离器供给至所述空气分配子系统。
9.根据权利要求1所述的飞行器，所述飞行器还包括：
氧气传感器，所述氧气传感器被构造成测量所述氧气供应子系统处的氧气含量；以及
调节器，所述调节器被构造成基于所述氧气含量调节供给到所述氧气供应子系统的所述富氧空气。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
所述加压气流包括来自所述飞行器的发动机的引气。
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