CN114929576A - 航空或轨道交通工具的舱的使用与空气调节源不同的气动热力空气源的空气调节系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器(80)的舱(10)的空气调节系统，包括：引气源(12)；冲压空气循环通道(13)；管道网和控制阀；空气循环式涡轮发动机，包括彼此机械连接的至少一个压缩机(3)和动力涡轮机(4)；以及，至少一个被容纳在所述冲压空气循环通道(13)中的初级冷却交换器(PHX)，其特征在于，所述管道网包括热动力管道(53)，其能够在至少一个控制阀(25,21)的控制下，在所述初级交换器(PHX)上游将所述动力涡轮机(4)的空气出口(4b)与所述冲压空气循环通道(13)流体连接，以使得由所述动力涡轮机(4)膨胀的引气能够形成供给所述初级交换器(PHX)的所述冲压空气的热能源。

Description

航空或轨道交通工具的舱的使用与空气调节源不同的气动热 力空气源的空气调节系统

技术领域

本发明涉及一种用于航空或轨道交通工具的舱的空气调节系统。本发明尤其涉及一种使用加压热空气源作为气动能量源，并主要使用外部空气作为空气调节源的，也就是说，作为准备供给舱的空气源的航空或轨道交通工具的舱的空气调节系统。

背景技术

在整个文本中，术语"舱"指的是航空或轨道交通工具的内部空间，在该内部空间中空气的压力和/或温度必须得到控制。这可以涉及乘客舱、飞行员驾驶舱、货舱，以及一般运输工具中需要空气处于受控的压力和/或温度的任何区域。这种具有受控的压力和/或温度的空气由空气调节系统提供。

通常，用于诸如飞行器等运输工具的舱的空气调节系统(在整个文本中也被称为空气调节组件)包括从飞行器发动机(例如飞行器的推进发动机或辅助发动机)的至少一个压缩机中抽取压缩空气——其更为人所熟知的名称是引气——的抽取装置，空气循环式涡轮发动机包括相互机械连接的至少一个压缩机和涡轮机，所述压缩机包括连接至所述压缩空气抽取装置的空气入口、和空气出口，所述涡轮机包括空气入口和连接至所述舱的空气出口，以便能够以向舱供给具有受控的压力和温度的空气。

传统的空气调节系统还包括容纳在从飞行器外部吸入的冲压空气的循环通道中的热交换器，更为人所熟知的名称是RAM空气。在下面的文字中，冲压空气的概念是指通过已知的任何类型的装置从飞行器外部吸入的空气，已知的任何类型的装置如空气进口或低阻力空气进口，熟知的英文名称是“flush/NACA”入口。

空气循环式涡轮发动机通常还在其轴上携带风扇，风扇延伸到冲压空气循环通道中，用以确保空气循环，以冷却引气和由涡轮发动机的压缩机压缩的空气。

换句话说，传统的空气调节系统使用引气作为调节的热能、气动能能源，也就是说，用于供给舱的新鲜的空气源。

一段时间以来，这类空气调节系统出现的普遍问题是，如何尽量减少从发动机压缩机的空气抽取，以便尽量减少这种空气抽取对煤油消耗和对发动机性能的影响。另一个问题在于，在飞行器的所有运行阶段，包括起飞、降落和地面上的阶段，都能保证控制舱的温度和压力。

最后，另一个问题在于，从飞行器的推进发动机的压缩机中抽取的引气形成了调节空气源，使得从发动机中抽取的空气的污染就会传到舱中，这会对乘客的健康尤其造成危害。

为了克服调节空气的污染风险这一缺点，已经提出了一个更加电气化的解决方案，在于使用从飞行器外部抽取的冲压空气作为空气调节源。换句话说，根据这个解决方案，空气循环式涡轮发动机的压缩机由电动马达驱动旋转，并由从飞行器外部抽取的环境空气直接供给。然后，这些压缩空气被热交换器冷却，并在供给舱之前由涡轮发动机的涡轮机膨胀。这个解决方案很有趣，但需要很高的电力来驱动压缩机旋转。

因此，本发明试图提出一种用于铁路或航空运输工具的舱的空气调节系统的新设计，其允许克服目前已知的不同解决方案的不同缺点。

发明内容

发明目的

本发明的目的是供给一种用于运输工具的舱的空气调节系统，运输工具如飞行器，该空气调节系统允许限制供给舱的调节空气的污染风险，同时取消对涡轮发动机的压缩机的电力驱动的需求。

本发明的目的还在于，在本发明的至少一个实施方案中，供给一种用于飞行器舱的空气调节系统，其根据飞行器的飞行条件具有不同的运行模式。

为此，本发明涉及一种用于航空或轨道交通工具的舱的空气调节系统，包括：

-加压热空气源，称为引气源，

-从运输工具外部抽取的冲压空气的循环通道，

-管道网和控制阀，控制阀被配置为能够根据运输工具的使用条件调节通过所述管道循环的空气流量，

-空气循环式涡轮发动机，包括至少一个压缩机和称为动力涡轮机的涡轮，所述压缩机和动力涡轮机相互机械连接，所述压缩机包括空气入口以及空气出口，压缩机的空气入口流体连接至外部空气抽取口，压缩机的空气出口能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网与所述舱流体连接，用于以可控的压力和温度向舱供给空气，并且所述动力涡轮机包括空气入口和空气出口，动力涡轮机的空气入口能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网与所述引气源流体连接，

-至少一个称为初级冷却交换器的热交换器，该热交换器容纳在所述冲压空气循环通道中并包括初级回路，初级冷却交换器的初级回路由来自所述压缩机的气流供给，同时与所述冲压空气供给的一次级回路进行热交互，

其特征在于，所述管道网还包括被称为热动力管道的管道，该热动力管道能够在至少一个控制阀的控制下，将所述动力涡轮机的所述空气出口与所述冲压空气循环通道在所述初级交换器上游进行流体连接，以便由所述动力涡轮机膨胀的引气能够形成供给所述初级交换器的所述冲压空气的热能源。

根据本发明的空气调节系统，允许以一种前所未有的方式使用引气源，例如空气调节系统从运输工具如飞行器的推进发动机中抽取空气，既作为气动能源允许驱动空气循环式涡轮发动机转动，又作为热能源允许改变初级冷却交换器上游的冲压空气循环通道的空气温度的，在整个申请中也用缩写PHX表示初级热交换器。

因此，根据本发明的空气抽取系统允许初级冷却交换器具有热交换器的功能，更为熟知的称呼是中间冷却器，其允许降低压缩空气的温度以提高其密度。

此外，根据运输工具的使用条件(也就是说，运输工具是飞行器时根据飞行条件)，在初级交换器的冷通道的上游供给冷动力，这是由动力涡轮机使引气膨胀而产生的，这允许减少冷却空气调节组件所需的冲压空气流量(更公知的英语名称是ram air)，从而减少运输工具的迎面阻力。

换句话说，如果配给飞行器本发明的系统的情况下，所述系统通过限制从飞行器外部抽取冲压空气的需要，而有助于减少飞行器的迎面阻力。

根据本发明的另一个实施方案，热管通向初级交换器的初级回路，也就是在热交换器的热通道的出口处。这种变型允许优化交换器的初级回路和次级回路之间的热交换和优化热分层。换句话说，其允许在空气调节组件冷却时(也就是说，当它处于冷却模式时)降低热通道出口处的空气温度，并在空气调节组件加热的时候(也就是说，当它处于加热模式时)提高热通道出口处的空气温度。

有利的是，根据本发明，空气调节系统还包括至少一个称为主冷却交换器的第二热交换器，该第二热交换器布置于在所述热动力管道上游的所述冲压空气循环通道中，并且第二热交换器包括的初级回路由来自所述初级交换器的所述初级回路的气流供给，同时与由所述冲压空气供给的一次级回路进行热交互。

根据该变型，空气调节系统可具有冷却模式，在冷却模式期间，由压缩机供给的热空气先后被PHX和MHX冷却，然后被输送到舱(可能经过水提取回路和空气调节系统的其他装置)。

有利的是，根据该变型，所述管道网还包括了旁通管，旁通管能够在至少一个控制阀的控制下将所述初级冷却交换器的初级回路的出口和管道网在所述主冷却交换器下游流体连接，以便绕过所述主冷却交换器。

根据该变型，空气调节系统可以有加热模式，在此期间，由压缩机供给的空气通过PHX加热(冷却通道由来自动力涡轮机的热空气供给)。然后，该空气通过旁通管被引向MHX的热出口，使得空气绕过(或英语术语为by-pass)交换器MHX，以加入到空气调节机组的出口，而没有受到交换器MHX的冷却。因此，这允许将经过调节的热空气注入到舱内。

有利的是，根据本发明，控制所述控制阀为了使至少以允许进行至少以下运行模式：

-称为常规模式的运行模式，其中所述动力涡轮机的所述入口由所述引气源供给，以便能够驱动由从运输工具外部抽取的空气供给的所述压缩机旋转，并且所述动力涡轮机的所述空气出口通过膨胀引气供给所述冲压空气循环通道，

-称为紧急模式的运行模式，其中所述引气源在由容纳在冲压空气循环通道中的所述热交换器冷却后直接地供给所述舱，而不通过空气循环式涡轮发动机，

-称为中间模式的运行模式，其中所述动力涡轮机的所述入口由所述引气源供给，以便能够驱动由从运输工具外部抽取的空气供给的所述压缩机旋转，并且由所述压缩机压缩的所述空气在初级冷却交换器的初级回路上游与由所述动力涡轮机膨胀的引气混合或与直接来自所述引气源的引气混合。

因此，根据这一有利的变型的空气调节系统因此允许根据航空或轨道交通工具的使用条件呈现至少三种运行模式-常规模式、紧急模式和中间模式。

特别是，在常规模式下，供给舱的空气完全是从运输工具外部抽取的新鲜空气，引气仅作为驱动涡轮发动机的压缩机的气动能源，并根据需要作为热能来源(用于冷却或加热)。

在紧急模式下，引气用作调节空气源、用作气动能源和用作热能源。这种模式允许克服空气循环式涡轮发动机可能出现的故障，同时允许绕过涡轮发动机，和允许用由容置在冲压空气循环通道中的交换器PHX和MHX冷却的引气直接供给舱。

最后，在中间模式下，引气可以与被涡轮发动机的压缩机压缩的外部空气混合。这种中间模式尤其可以减少空气调节组件的能量消耗。在这种中间运行模式下，与压缩机压缩的空气混合的引气可以或者是直接来自引气源的引气，或者由动力涡轮机膨胀的引气，或两者的混合。

有利的是，根据本发明，空气调节系统还包括涡轮风扇，所述涡轮风扇布置在所述初级交换器下游的所述冲压空气循环通道中，并且能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网连接到所述引气源。

根据该变型，冲压空气循环通道中的空气循环通过引气供给的涡轮风扇供给保证。根据另一变型，涡轮发动机可以包括安装在机械连接动力涡轮机发动机和压缩机的轴上的风扇。

有利的是，根据本发明，所述空气循环式涡轮发动机还包括：

-至少一个第二涡轮机，其与所述压缩机和所述动力涡轮机机械连接，所述第二膨胀涡轮机包括至少一个第一空气入口，第二膨胀涡轮机的所述第一空气入口能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网与所述主冷却交换器以及空气出口流体连接，所述空气出口能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网与所述舱流体连接，

-水提取回路，布置在所述主冷却交换器和所述第二涡轮机之间，以便能够在被送入该第二膨胀涡轮机之前提取由所述主冷却热交换器送入的空气中的水分。

根据该变型，该系统包括水提取回路和至少一个安装在涡轮发动机的轴上的第二涡轮。

有利的是，根据本发明，所述第二膨胀涡轮机包括至少一个第二空气进口，该第二空气进口能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网与所述座舱的称为回收空气出口的出口流体连接，以便所述舱(10)排出的回收空气能形成驱动所述第二涡轮的气动能量源。

该变型允许回收从舱排出的空气以提供附加的气动能源，从而允许限制对引气的需求以便保证通过动力涡轮机驱动压缩机。换句话说，第二涡轮机通过使用回收空气作为附加的气动能源来参与驱动压缩机。

有利的是，根据本发明，空气调节系统还包括至少一个称为中间冷却器的热交换器，中间冷却器包括初级回路，中间冷却器的初级回路能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网一方面流体连接至所述舱的回收空气出口和另一方面流体连接至所述第二膨胀涡轮机的所述第二入口，同时与一次级回路热交互，中间冷却器的所述次级回路能够通过所述管道网一方面流体连接至所述压缩机的所述空气出口和另一方面流体连接至所述主冷却交换器下游的所述初级冷却交换器或所述管道网。

这种有利的选变型择结合了已经讨论过的各种优点并且还允许通过中间冷却器的存在，冷却由压缩机压缩的空气出口。特别是，在飞行中，通过动力涡轮机向初级交换器的冷却通道上游供给冷动力，允许减少冷却机组所需的冲压空气流量，从而减少运输工具的迎面阻力。此外，被增压系统拒绝的舱空气被有利地引导通过中间冷却器，以冷却压缩机的出口(舱能量的热回收)。然后，这些被加热的空气通过第二个涡轮机膨胀到外部压力，产生的机械能有利于驱动空气循环式涡轮发动机(舱气动能量的回收)。来自涡轮机的冷空气有利注入MHX的冷通道，以促进其冷却并减少对冲压空气的需求(因此，如果该系统配备在飞行器上，则减少飞行器的迎面阻力)。

根据本发明有利的是，所述空气循环式涡轮发动机还包括至少一个第三涡轮机，所述第三涡轮机与所述压缩机、所述动力涡轮机和所述第二膨胀涡轮机机械连接，所述第三涡轮机包括第一空气入口和空气出口，第三涡轮机的第一空气入口能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网与所述第二涡轮机的所述空气出口流体连接，第三涡轮机的空气出口能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网与所述舱流体连接。

根据这个有利的变型，空气循环式涡轮发动机是一个由压缩机和三个涡轮，其中一个动力涡轮机，形成的4轮机器。

根据这种选择有利的是，所述第三膨胀涡轮机包括至少一个第二空气入口，第三膨胀涡轮机的第二空气入口能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网与所述回收空气出口流体连接，以便从所述舱排出的回收空气能够形成用于驱动所述第三涡轮机的气动能量源。

换句话说，根据这种变型，所述第二和第三膨胀涡轮机各自包括至少一个适合于在至少一个控制阀的控制下的第二空气入口，能够通过所述管道网与所述回收空气出口流体连接，以便从所述舱排出的这种回收空气能够形成用于驱动所述第二和第三涡轮机的气动能源。因此，第二和第三涡轮机通过使用回收空气作为附加的气动能量源参与驱动压缩机。

在系统除了动力涡轮机外还包括两个膨胀涡轮机的情况下，所述中间冷却器有利地包括初级回路，该初级回路适合于在至少一个控制阀的控制下，通过所述管道网与所述舱的所述回收空气出口和所述第二和第三膨胀涡轮机的所述第二空气进口进行流体连接，与适合于通过所述管道网与所述压缩机的所述空气出口和所述一级冷却交换器或所述主冷却交换器下游的管道网进行流体连接的次级回路进行热交所述中间冷却器包括初级回路，中间冷却器的初级回路能够在至少一个控制阀的控制下通过所述管道网一方面流体连接至所述舱的所述回收空气出口和另一方面流体连接至所述第二和第三膨胀涡轮的所述第二空气入口，同时与一次级回路进行热交互，中间冷却器的次级回路能够通过所述管道网一方面流体连接至所述压缩机的所述空气出口和另一方面流体连接至所述主冷却交换器下游的所述初级冷却交换器或所述管道网互。

根据这个有利变型，由动力涡轮机在初级交换器的冷通道上游供给的冷动力允许(根据运输工具的使用条件，即对于飞行器在飞行时)减少冷却机组所需的冲压空气流量从而减少运输工具的迎面阻力。此外，被增压系统拒绝的舱空气有利引导到了中间冷却器中以冷却压缩机的出口(舱能量的热回收)。被加热的空气通过第二和第三涡轮机膨胀到外部压力，产生的机械能有利于驱动空气循环式涡轮发动机(舱气动能量的回收)。来自涡轮机的冷空气有利注入到MHX的冷通道，以促进其冷却并减少对冲压空气的需求(因此，如果该系统配备飞行器，会减少飞行器的迎面阻力)。

本发明还涉及飞行器，包括舱，其特征在于，飞行器还包括根据本发明的空气调节系统，所述空气调节系统向飞行器的所述舱供给经过调节的空气。

根据本发明的空气调节系统的优点和技术效果比照适用于根据本发明的飞行器。

本发明还涉及一种飞行器的舱的空气调节方法，飞行器包括：被称为引气源的加压热空气源；外部新鲜空气源；用于循环从飞行器外部抽取的冲压空气循环通道；称为初级交换器(PHX)的冷却交换器，所述初级交换器安置在所述冲压空气循环通道中；称为主交换器(MHX)的冷却交换器，所述主交换器容纳在所述冲压空气循环通道中；空气循环式涡轮发动机，包括相互机械连接的至少一个压缩机和动力涡轮机；以及管道网和控制阀。

根据本发明的方法，其特征在于，它包括以下步骤：

-输送引气到所述动力涡轮机，以使所述压缩机能够被所述动力涡轮机驱动，

-供给外部新鲜空气给所述压缩机，以使所述空气被所述压缩机压缩，

-由所述压缩机压缩的空气由所述管道网输送到所述初级冷却交换器，然后，如果飞行条件需要，在至少通过一个水提取回路后，输送到所述舱，

-由所述动力涡轮机膨胀的引气根据飞行条件被输送到初级冷却交换器上游的冲压空气循环通道，或输送到与所述压缩机的空气混合的收集器，或绕过所述主冷却交换器直接输送到所述舱。

因此，根据本发明的空气调节系统的优点和技术效果，比照适用于根据本发明的空气调节方法。

根据本发明的方法有利地由根据本发明的空气调节系统实现，根据本发明的空气调节系统有利地实现根据本发明的方法。

根据本发明有利的是空气调节方法还包括一步骤，在于将从舱排出的称为回收空气的空气，输送到至少一个涡轮机的入口，所述至少一个涡轮机与所述压缩机和所述动力涡轮机机械连接，以便形成用于驱动空气循环式涡轮机的气动能量源。

本发明还涉及一种用于诸如飞行器的运输工具舱的空气调节系统，涉及一种飞行器和用于对诸如飞行器的运输工具舱进行空气调节的方法，其特征在于结合上述或下述的全部或部分特征。

附图说明

通过阅读下面参照附图仅作为非限制性实施例给出的说明，本发明的其他目的、特征和优点得以显现，其中：

图1是根据本发明的一个实施例的空气调节系统的示意图。

图2是根据本发明的一个实施例的飞行器的舱的空气调节方法的示意图。

图3是根据本发明的一个实施例的飞行器的示意性透视图。

具体实施方式

为了说明和清晰起见，图中没有严格遵守比例。此外，相同、相似或类似的元素在整个附图中使用相同的附图标记表示。

图1描述了用于飞行器的舱10的空气调节系统，包括：新鲜空气源11；加压热空气源，被称为引气12；冲压空气循环通道13，用于循环从飞行器外部抽取的冲压空气；以及，由管道组成的管道网、和被配置为能够根据飞行器的飞行条件控制通过所述管道循环的空气流的控制阀20、21、22、23、24、25、26、27、28、29、30、31、32、33、34。

引气源12是例如从飞行器的推进引擎中被引出的空气。

根据本发明的空气调节系统还包括空气循环式涡轮发动机，该空气循环式涡轮发动机包括通过机械轴彼此机械连接的压缩机3、动力涡轮机4、第二涡轮5和第三涡轮6。

空气调节系统还包括被容纳在冲压空气循环通道13中的初级冷却交换器PHX和主冷却交换器MHX。

压缩机3包括被流体连接至新鲜空气源11的空气进口3a、、和通过所述管道网的管道50被流体连接至热交换器PHX的空气出口3b。管道50配备有控制阀22，控制阀22可以控制被供给至交换器PHX的空气流。根据图1的实施方案，该管道还配备了臭氧转换器60。

基于控制阀22的控制，来自压缩机的空气或者被供给到初级交换器PHX回路，或者到达将主冷却交换器MHX和舱10流体连接的管道51(可以在通过水提取回路以后，如下文所述的)。管道51配备有高度阀33，这样在飞行中，当超过预定的高度时，来自交换器MHX的空气就可以直接注入舱10内。

被机械连接至压缩机3的动力涡轮机4包括空气进口4a，该空气进口通过配备有控制阀25的管道52而被流体连接至引气源12。动力涡轮机还包括空气出口4b，该空气出口借助于通向介于交换器PHX和MHX之间的通道的管道53而被流体连接至通道13。管道53配备有控制阀21。控制阀21能够调节与来自压缩机3的压缩空气混合的经膨胀的引气的量。事实上，如果控制阀21部分地打开，则由涡轮机4膨胀的一部分引气被引导通过管道54而与来自管道50的空气混合。

在控制阀25的上游，该系统还包括管道55，管道55配备有控制阀24，控制阀24使得提供被容纳在通道13中的涡轮风扇9成为可能。该涡轮风扇具有使冲压空气移动到通道13中的功能。

管道55还包括通往管道56的旁路，管道56配备有控制阀23，从而能够直接供给交换器PHX并因此绕过涡轮发动机，以及在紧急情况下为舱供给由交换器PHX和MHX冷却的引气。管道56还配备了臭氧转换器61。

动力涡轮机的出口也可以通过配备有控制阀26的管道73而在交换器MHX和PHX下游被流体连接至通道13。

该系统还包括配备有控制阀20的管道57，并且如果控制阀20被打开，则交换器PHX的出口和交换器MHX的出口能够流体连接。这个特点使得：在加热模式下，来自压缩机的空气通过PHX被加热(交换器的冷通路被供给来自动力涡轮机3的热空气)，通过管道57绕过交换器MHX(从而不被这个交换器冷却)，以便能够因此被直接供给到舱(通过打开高度阀33)。

如果控制阀20关闭——这对应于冷却模式，则来自交换器PHX的初级回路的空气被引导到交换器MHX的初级回路，从而在交换器MHX的初级回路处经受冷却，然后在通过水提取回路和膨胀涡轮机5和6以后朝向舱移动。

水提取回路由冷凝器63和水分离器64形成。这种水提取回路的操作是已知的，并且在此不作详细解释。经水提取回路干燥的空气由涡轮机5膨胀，涡轮机5包括：由来自水分离器64的干燥空气供给的第一空气进口5a、和连接至第三膨胀涡轮机6的空气进口6a的空气出口5b。第三膨胀涡轮机也包括通过管道58被流体连接至舱的空气进口6a和空气出口6b。

空气调节系统还包括舱能量回收回路，该舱能量回收回路包括管道59，管道59将舱的配备有控制阀34的空气出口与涡轮机5的进口5c和涡轮机6的进口6c连接起来。因此，从舱中回收的空气被用来提供旨在驱动涡轮发动机的气动能量的盈余。这个再循环回路还包括中间冷却器类型的热交换器65，其提供在管道59中循环的回收空气与在管道50中循环的来自压缩机3的压缩空气之间的热交换。

该系统还包括管道70、71，各自配备有控制阀29、32，并且允许涡轮机5、6的出口和冲压空气再循环通道13流体连接。因此，由涡轮机5和6膨胀的空气可以有利地被注入交换器MHX和PHX的冷通路中，以便参与空气的冷却，这有助于减少对冲压空气的需求，并因此有利于减少飞行器阻力。

因此，根据本发明的空气调节系统通过控制与管道50、51、52、53、54、55、56、57、58、59、71、72相关的控制阀20、21、22、23、24、25、26、27、28、29、30、31、32、33、34，能够具有以下至少一种运行模式：

-被称为常规模式的运行模式，其中动力涡轮机4a的空气进口由引气源12供给，以便能够使由新鲜空气源11供给的压缩机3转动，并且动力涡轮机4的空气出口4b为冲压空气通道13供给经膨胀的引气。在这种运行模式下，由压缩机3压缩的空气(在系统处于加热模式时)通过管道57被直接注入舱10内，或者(在系统处于冷却模式时)由交换器MHX冷却，然后被引导到水提取回路和涡轮机5和6，之后被注入舱10内。

-被称为紧急模式的运行模式，其中动力涡轮机4的空气进口4a由引气源12供给，并且由动力涡轮机4膨胀的引气通过交换器MHX和PHX被冷却，以便随后直接供给舱10，而无需通过空气循环式涡轮发动机。

-被称为中间模式的运行模式，其中动力涡轮机的空气进口4a由引气源12供给，以便能够使由抽取自飞行器外部的新鲜空气11所供给的压缩机3转动，并且由压缩机3压缩的空气与由动力涡轮机4膨胀的引气在所述初级冷却交换器的初级回路上游混合。这种混合空气继而或者被直接注入舱内，或者在通过水提取回路和膨胀涡轮机后被干燥。

应该指出的是，通过对不同控制阀的控制，其他的运行模式是可能的。这些控制阀优选由控制单元根据飞行器的飞行条件(高度、外部温度、飞行-地面状态、爬升、降落、巡航飞行等)进行控制。

图2示意性地说明了一种用于飞行器的舱10的空气调节方法，飞行器包括引气源12、外部新鲜空气源11、用于循环从飞行器外部抽取的冲压空气的冲压空气循环通道13、被容纳在冲压空气循环通道13中的初级冷却交换器PHX、被容纳在所述冲压空气循环通道13中的主冷却交换器MHX、空气循环式涡轮发动机(包括通过机械轴彼此机械连接的至少一个压缩机3、动力涡轮机4、第二涡轮机5和第三涡轮机6)、以及由管道组成的管道网和控制阀，所述空气调节方法包括以下步骤：

-步骤E1，其中，引气被输送到所述动力涡轮机，以允许所述压缩机被所述动力涡轮机驱动，

-步骤E2，其中，外部新鲜空气被供给至所述压缩机，以被所述压缩机压缩，

-步骤E3，其中，被所述压缩机压缩的空气通过所述管道网被输送到所述初级冷却交换器PHX中，然后如果飞行条件需要，则在至少通过水提取回路以后被输送到所述舱，

-步骤E4，其中，根据飞行条件，通过动力涡轮机而膨胀的引气或者在主冷却交换器上游被输送到冲压空气循环通道，或者被输送到用于将所述引气与来自所述压缩机的空气混合的歧管，或者绕过所述主冷却交换器被直接输送到所述舱，

-步骤E5，其中，从舱排出的空气，被称为回收空气，被引导至与所述压缩机和所述动力涡轮机机械连接的至少一个涡轮机的进口，以便形成用于驱动空气循环式涡轮发动机的气动能量源。

图3示意性地说明了配备有根据本发明的空气调节系统81的飞行器80。

本发明也可应用于轨道交通工具的空气调节系统，在这种情形下，控制阀(尤其是高度阀)的开/关条件必须适配于轨道交通工具的运行条件。

Claims (14)

1.一种用于航空或轨道交通工具(80)的舱(10)的空气调节系统，包括：

-加压热空气源，被称为引气源(12)，

-冲压空气通道(13)，用于循环从交通工具外部抽取的冲压空气，

-由管道(50、51、52、53、54、55、56、57、58、59；70、71)组成的管道网、和控制阀(20、21、22、23、24、25、26、27、28、29、30、31、32、33、34)，所述控制阀被配置为能够根据交通工具的使用条件来控制循环通过所述管道的空气流，

-空气循环式涡轮发动机，包括至少一个压缩机(3)和涡轮、被称为动力涡轮机(4)，所述至少一个压缩机和所述动力涡轮机彼此机械连接，所述压缩机(3)包括空气进口(3a)以及空气出口(3b)，所述压缩机的空气进口被流体连接至用于吸入外部空气的开口(11)，所述压缩机的空气出口适于能够在至少一个控制阀(22)的控制下通过所述管道网流体连接至所述舱(10)，从而能够在受控的压力和温度下向所述舱供应空气，以及所述动力涡轮机(4)包括空气进口(4a)和空气出口(4b)，所述动力涡轮机的空气进口适于能够在至少一个控制阀(25)的控制下通过所述管道网流体连接至所述引气源(12)，

-至少一个热交换器，被称为初级冷却交换器(PHX)，该初级冷却交换器被容纳在所述冲压空气循环通道(13)中并包括初级回路，所述初级冷却交换器的初级回路由来自所述压缩机(3)的空气流供给、并与由所述冲压空气供给的次级回路热交互，

其特征在于，所述管道网还包括被称为热动力管道(53)的管道，该热动力管道(53)适于能够在至少一个控制阀(25，21)的控制下，在所述初级交换器(PHX)上游将所述动力涡轮机(4)的所述空气出口(4b)与所述冲压空气循环通道(13)流体连接，从而使得由所述动力涡轮机(4)膨胀的所述引气能够形成热能量源，该热能量源用于被供给至所述初级交换器(PHX)的所述初级回路的所述冲压空气。

2.根据权利要求1所述的空气调节系统，其特征在于，所述空气调节系统还包括至少第二热交换器，被称为主冷却交换器(MHX)，该主冷却交换器被布置在所述冲压空气循环通道(13)中位于所述热动力管道(53)上游、并且包括初级回路，所述主冷却交换器的初级回路由来自所述初级交换器(PHX)的初级回路的空气流供给、并与由所述冲压空气供给的次级回路热交互。

3.根据权利要求2所述的空气调节系统，其特征在于，所述管道网还包括旁通管道(57)，该旁通管道适于能够，在至少一个控制阀(20)的控制下，在所述主冷却交换器(MHX)下游将所述初级冷却交换器(PHX)的初级回路的出口和所述管道网流体连接，以便绕过所述主冷却交换器。

4.根据权利要求3所述的空气调节系统，其特征在于，所述控制阀(20、21、22、23、24、25、26、27、28、29、30、31、32、33、34)被控制以允许至少以下运行模式：

-被称为常规模式的运行模式，其中所述动力涡轮机(4)的所述进口(4a)由所述引气源(12)供给，以便能够使由从交通工具的外部(11)抽取的空气供给的所述压缩机(3)旋转，并且所述动力涡轮机(4)的所述空气出口(4b)向所述冲压空气循环通道(13)供应经膨胀的引气，

-被称为紧急模式的运行模式，其中所述引气源(12)在由被容纳在所述冲压空气循环通道(13)中的所述热交换器(MHX，PHX)冷却后被直接供给到所述舱(10)，而不通过所述空气循环式涡轮发动机，

-被称为中间模式的运行模式，其中所述动力涡轮机(4)的所述进口(4a)由所述引气源(12)供给，以便能够使由从交通工具的外部(11)抽取的空气供给的所述压缩机(3)旋转，并且由所述压缩机(3)压缩的所述空气在所述初级冷却交换器(PHX)的初级回路上游与由所述动力涡轮机(4)膨胀的引气混合，或者与直接来自所述引气源(12)的引气混合。

5.根据权利要求1至4中的任一项所述的空气调节系统，其特征在于，所述空气调节系统还包括涡轮风扇(9)，所述涡轮风扇被布置在所述冲压空气循环通道(13)中位于所述初级交换器(PHX)下游，并且适于能够在至少一个控制阀(24)的控制下通过所述管道网连接到所述引气源(12)。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的空气调节系统，其特征在于，所述空气循环式涡轮发动机还包括：

-至少第二涡轮机(5)，被机械地连接至所述压缩机(3)以及连接至所述动力涡轮机(4)，所述第二膨胀涡轮机(5)包括至少第一空气进口(5a)、和空气出口(5b)，所述第二涡轮机的第一空气进口适于能够在至少一个控制阀(32)的控制下通过所述管道网被流体地连接至所述主冷却交换器(MHX)，以及所述第二涡轮机的空气出口(5b)适于能够在至少一个控制阀(29)的控制下通过所述管道网被流体地连接至所述舱(10)，

-水提取回路(63，64)，被布置在所述主冷却交换器(MHX)和所述第二涡轮机(5)之间，以便能够在由所述主冷却热交换器送入的空气被送入所述第二膨胀涡轮机之前，提取存在于由所述主冷却热交换器送入的空气中的水分。

7.根据权利要求6所述的空气调节系统，其特征在于，所述第二膨胀涡轮机(5)包括至少第二空气进口(5c)，该第二空气进口(5c)适于能够在至少一个控制阀(27)的控制下通过所述管道网被流体地连接至所述舱的空气出口、被称为回收空气出口，从而使得从所述舱(10)排出的回收空气能够形成驱动所述第二涡轮(5)的气动能量源。

8.根据权利要求7所述的空气调节系统，其特征在于，所述空气调节系统还包括至少一个热交换器、被称为中间冷却器(65)，该中间冷却器包括初级回路，所述中间冷却器的初级回路适于能够被流体连接至所述第二膨胀涡轮机(5)的所述第二进口(5c)、并且在至少一个控制阀(34)的控制下通过所述管道网被流体连接至所述舱的回收空气出口，并与适于能够通过所述管道网被流体连接至所述压缩机(3)的所述空气出口、以及连接至所述初级冷却交换器(PHX)或在所述主冷却交换器(MHX)下游连接至所述管道网的次级回路热交互。

9.根据权利要求6至8中任一项所述的空气调节系统，其特征在于，所述空气循环式涡轮发动机还包括至少一个第三涡轮机(6)，所述第三涡轮机被机械连接至所述压缩机(3)、所述动力涡轮机(4)和所述第二膨胀涡轮机(5)，所述第三涡轮机(6)包括第一空气进口(6a)、和空气出口(6b)，所述第三涡轮机的第一空气进口适于能够在至少一个控制阀(29，28，30)的控制下通过所述管道网被流体连接至所述第二涡轮机(5)的所述空气出口(5b)，所述第三涡轮机的空气出口(6b)适于能够在至少一个控制阀(32)的控制下通过所述管道网被流体连接至所述舱(10)。

10.根据权利要求9所述的空气调节系统，其特征在于，所述第三膨胀涡轮机(6)包括至少第二空气进口(6c)，所述第三膨胀涡轮机的第二空气进口适于能够在至少一个控制阀(31)的控制下通过所述管道网被流体连接至所述回收空气出口，以使得从所述舱(10)排出的回收空气能够形成用于驱动所述第三涡轮机(6)的气动能量源。

11.根据权利要求8和10整体所述的空气调节系统，其特征在于，所述中间冷却器(65)包括初级回路，所述中间冷却器的初级回路适于能够在至少一个控制阀(34)的控制下通过所述管道网被流体连接至所述舱的所述回收空气出口、和连接至所述第二膨胀涡轮(5)的第二进口(5c)以及所述第三膨胀涡轮(6)的第二进口(6c)，并与适于能够通过所述管道网被流体连接至所述压缩机(3)的所述空气出口、以及连接至所述初级冷却交换器(PHX)或在所述主冷却交换器(MHX)下游连接至所述管道网的次级回路热交互。

12.一种飞行器，包括舱，其特征在于，所述飞行器还包括根据权利要求1至11中任一项所述的空气调节系统(81)，所述空气调节系统(81)向飞行器(80)的所述舱(10)供给经过调节的空气。

13.一种用于飞行器的舱的空气调节方法，所述飞行器包括：加压热空气源，被称为引气源；外部新鲜空气源；冲压空气循环通道，用于循环从飞行器外部抽取的冲压空气；被称为初级交换器(PHX)的冷却交换器，所述初级交换器被安置在所述冲压空气循环通道中；被称为主交换器(MHX)的冷却交换器，所述主交换器被容纳在所述冲压空气循环通道中；空气循环式涡轮发动机，包括彼此机械连接的至少一个压缩机和动力涡轮机；以及，由管道组成的管道网和控制阀，其特征在于，所述空气调节方法包括以下步骤：

-(E1)引气被输送到所述动力涡轮机，以使所述压缩机能够被所述动力涡轮机驱动，

-(E2)外部新鲜空气被供给至所述压缩机，以使所述空气被所述压缩机压缩，

-(E3)由所述压缩机压缩的空气经所述管道网被输送到所述初级冷却交换器(PHX)，然后，如果飞行条件需要，则在至少通过水提取回路之后被输送到所述舱，

-(E4)基于所述飞行条件，由所述动力涡轮机膨胀的引气：在初级冷却交换器上游被输送到所述冲压空气循环通道，或者被输送到用于将所述引气与来自所述压缩机的空气混合的歧管，或者绕过所述主冷却交换器被直接输送到所述舱。

14.根据权利要求13所述的用于飞行器的舱的空气调节方法，其特征在于，所述空气调节方法还包括步骤(E5)：将从所述舱排出的空气，被称为回收空气，输送到被机械连接至所述压缩机以及连接至所述动力涡轮机的至少一个涡轮机的进口，从而形成用于驱动所述空气循环式涡轮发动机的气动能量源。

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