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Die Erfindung bezieht sich auf ein Warmluftheizungssystem für Flugzeugkabinen,
welches nicht nur für die Steuerung der Kabinentemperatur, sondern auch für die
der Fußbodentemperatur sorgt.
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Es ist bekannt, daß, je höher ein Flugzeug fliegt, desto kälter die
Luft ist und die Beheizung von Flugzeugen außerordentlich schwierig wird. Wenn bei
der Heizung der Kabine warme Luft über dem Kabinenfußboden zugeführt wird, ist unmittelbar
über dem Kabinenfußboden eine kalte Zone vorhanden, weil die warme Luft aufwärts
steigt.
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Bei der Zuführung von Warmluft über den Kabinenfußboden ist die Aufteilung
des Luftstromes zwischen zwei Zweigleitungen durch ein Drosselorgan entsprechend
einer Temperaturmessung bekannt, wobei auch die Anordnung des Drosselorgans in der
zweiten Zweigleitung, die in einer bestimmten Höhe oberhalb des Kabinenfußbodens
endet, bekannt ist. Es ist ferner in der Belüftungs- und Klimatechnik bekannt, durch
eine Leitung erhitzte oder kalte Luft je nach Witterungsverhältnissen zu leiten.
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Alle früheren Verfahren und Anordnungen für Flugzeugkabinenheizungssysteme
haben die Wärme aus einem überflursystem nur zur Heizung des Kabinenraumes benutzt.
Die Heizung der Fußbodenzone erfolgte, wenn überhaupt, mittels oberhalb des Fußbodens
ausgeblasener Warmluft, was ungenügend für die Fußbodenheizung und die Steuerung
derselben ist.
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Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Warmluftheizungssystem
zu schaffen, bei dem nicht nur die Flugzeugkabine, sondern auch ihr Fußboden und
die unmittelbar darüberliegende Zone in jeder Flughöhe schnell- und angemessen beheizt
werden können.
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Dies geschieht bei einem Warmluftheizungssystenm für eine Flugzeugkabine
mit einer Heißluftquelle, einer Heißluftleitung zur Aufnahme des Heißluftstromes
der Heißluftquelle und einer ersten und einer zweiten jeweils mit Luftverteilungseinrichtungen
versehenen Zweigleitung, die von der Heißluftleitung abzweigen, wobei die Luftverteilungseinrichtungen
. der zweiten Zweigleitung in einer bestimmten Höhe -über dem Kabinenfußboden angeordnet
sind und ein in der zweiten Zweigleitung angeordnetes Drosselorgan, das gemäß der
Messung eines Thermostaten eingestellt wird, die durch die beiden Zweigleitungen
strömenden Heißluftstromteile relativ zueinander steuert, erfindungsgemäß dadurch,
daß die Luftverteilungseinrichtungen der ersten Zweigleitung unter dem Kabinenfußboden
-zur Heizung des Kabinenfuß- ; Bodens angeordnet sind und daß der das Drosselorgan
einstellende Thermostat im Heißluftstrom unter dem Fußboden angeordnet ist.
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Bei einem derartigen Warmluftheizungssystem mit einer unter dem Kabinenfußboden
angeordneten ; Kammer kann die Kammer räumlich getrennt vom Kabinenfußboden zur
Bildung eines Zwischenraumes zwischen dem Kabinenfußboden und der Kammer angeordnet
sein, wobei die ersten Luftverteilungseinrichtungen in dem Zwischenraum angeordnet
sind, der Zwischenraum stromab mit der Kammer verbunden ist und die erste Zweigleitung
ihren Heißluftstromteil der Kammer zuführt, so daß die ersten Luftverteilungseinrichtungen
als Luftstrom eine Mischung von durch die erste Zweigleitung gelieferter heißer
Luft und von kühlerer Luft aus der Kammer aufnehmen.
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Es kann auch eine zwischen die zweite Zweig-Leitung und die zweiten
Luftverteilungseinrichtungen eingefügte Luftkühleinrichtung vorhanden sein, wobei
eine ventilgesteuerte Bypasseinrichtung die zweite Zweigleitung und die zweiten
Luftverteilungseinrichtungen unter Umgehung der Luftkühleinrichtung miteinander
verbindet, sowie ein in der Flugzeugkabine angeordneter Thermostat vorhanden sein,
der das Ventil der Bypasseinrichtung zur relativen Änderung der durch die Luftkühleinrichtung
und die Bypasseinrichtung strömenden Heißluftströme einstellt.
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Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt.
Es zeigt F i g. 1 eine teilweise, perspektivische Ansicht eines Warmluftheizungssystems,
das schematisch die verschiedenen Bestandteile zeigt, F i g. 2 einen Querschnitt
durch den Flugzeugrumpf nach F i g. 1, F i g. 3 eine Draufsicht auf das Warmluftheizungssystem
aus dem Zwischenraum unmittelbar unter dem Kabinenfußboden und F i g. 4 eine andere
Ausführung der Verteilungs-und Mischungseinrichtung der Heißluft für den Kabinenfußboden.
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Das Warmluftheizungssystem umfaßt eine obere Luftleitung 26 in der
Kabine zur Verteilung von warmer oder kalter Luft und eine Luftleitung .in einer
Kammer unter dem Kabinenfußboden zur Heizung des letzteren. Das System verteilt
einen konstanten Heißluftstrom an beide Luftleitungen. Der Anteil des Heißluftstromes
zur Heizung des Kabinenfußbodens wird durch einen Thermostaten 30 geregelt, der
ein Drosselorgan 9, das als Drosselventil ausgebildet ist, steuert, wodurch der
Luftstrom bestimmt wird, der in die obere Luftleitung strömt. Eine Zunahme des Luftstromes
für die Fußbodenheizung tritt durch eine Schließbewegung des Drosselventils 9 ein,
während eine Abnahme bei einem Öffnen des Drosselventils erfolgt.
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Durch eine Heißluftleitung 3 (F ! g. 1) wird heiße Abzapfluft
von den Triebwerken des Flugzeuges 1, die sich in den Triebwerksgondeln 2 befinden,
zur Einführung in das Warmluftheizungssystem einer Leitung 4 zugeführt, die auf
einen im wesentlichen konstanten Luftstrom durch das Ventil s gesteuert wird. Hinter
dem Ventil 5 verzweigt sich die Leitung 4
in die parallelen Leitungen 6 und
7, die ihrerseits durch Drosselventile 8 bzw: 9 gesteuert werden.
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Stromabwärts von dem Drosselventil 8 teilt sich die Leitung 6. in
zwei Kanäle 10 und 11, von denen jeder (F i g. 3) zu einer Strahlpumpe 12 führt,
die in einer Kammer 13 unter dem Kabinenfußboden 14 des Flugzeuges angeordnet ist.
Die Strahlpumpen 12 sind angeordnet, um eine Mischung- aus heißer Abziapfluft aus
der Leitung 6 als primäres Strömungsmittel mit mitgenommener Luft aus der Kammer
13 als sekundäres Strömungsmittel zu schaffen. Die gemischten Luftströme aus den
Strahlpumpen 12 sind in Luftverteilungseinrichtungen 15 gerichtet, die in einem
Zwischenraum 16 angeordnet sind, der zwischen Kabinenfußboden 14 und einer Scheidewand
17 gebildet ist, die die obere Begrenzung der Kammer 13 bildet. Die Luftverteilungseinrichtungen
15 haben eine Mehrzahl von Verteilungsdüsen 18, die die Mischung aus der Primär-
und Sekundärluft in den Zwischenraum 16, wie es durch die Strömungspfeile
19 gezeigt ist, auslassen, um den Kabinenfußboden 14 zu heizen.
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Ein Teil des Luftstromes in dem Zwischenraum 16
kehrt
zu der Kammer 13 durch Öffnungen 20 in der Scheidewand 17 zurück,
wobei der Rest des Luftstromes durch den Zwischenraum 16 hindurch in die
Flugzeugkabine durch Seitenschlitze 21 gefördert wird, wie durch den Strömungspfeil
21 a (F i g. 2) angezeigt ist.
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Die Abzapfluft, die durch die Leitung 7 und das Drosselventil 9 strömt,
geht durch eine Luftkühleinrichtung 22 oder eine Bypaßleitung 23, die durch ein
Ventil 24 gesteuert wird, in die Leitung 25, die ihrerseits mit der oberen Luftleitung
26 verbunden ist, die eine Vielzahl von Verteilungsdüsen 27 aufweist, über die der
Luftstrom in die Flugzeugkabine strömt. Die Aufteilung des Luftstromes in Leitung
7 stromabwärts von dem Drosselventil 9 wird durch das Ventil 24 gesteuert, das auf
einen Thermostaten 28 anspricht, der in der Flugzeugkabine angeordnet ist. Die Anzeige
durch den Thermostaten 28 für mehr Heizluft an die Kabine aus der oberen Luftleitung
26 bewirkt eine Öffnungsbewegung des Ventils 24, während eine Anzeige durch den
Thermostaten 28 für kühlere Luft eine Schließung des Ventils 24 ergibt, wodurch
ein größerer Teil des Luftstromes in der Leitung 7 durch die Luftkühleinrichtung
22 gedrückt wird. Durch Verstellung des Ventils 24 kann Luft bei irgendeiner gewünschten
Temperatur in den Grenzen der Temperatur der Abzapfluft und der Kapazität der Luftkühleinrichtung
22 an die Kabine über die obere Luftleitung 26 geliefert werden.
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Der Fußbodenheizteil des Systems wird durch einen An-Aus-Schalter
29 betätigt, der das Drosselventil 8 steuert, so daß, wenn keine Heizung des Kabinenfußbodens
14 erfolgen soll, das Drosselventil 8 geschlossen wird, wodurch sämtliche
Luft durch die Leitung 7 in die obere Luftleitung abgeführt wird. Bei Öffnen des
Drosselventils 8 wird sich die Abzapfluft, die von der Leitung 4 geliefert wird,
in die Leitungen 6 und 7 verteilen, und die Menge warmer Abzapfluft, die über die
Leitung 6 in den Fußbodenheizteil des Systems geht, wird durch die Temperatur der
Sekundärluft in der Kammer 13 durch einen Thermostaten 30 gesteuert, der in der
Kammer 13 angeordnet ist. Der Thermostat 30 steuert das Öffnen und Schließen des
Drosselventils 9. Wenn der Thermostat 30 eine höhere Temperatur anfordert, was bedeutet,
daß mehr heiße Abzapfluft über Leitung 6 in den Fußbodenheizteil des Systems strömen
soll, wird das Drosselventil 9 in eine Schließrichtung bewegt, während, wenn der
Thermostat 30 Heizluft mit niederer Temperatur für den Fußboden anfordert, das Drosselventil
9 geöffnet wird. Über das Ventil 5 hinaus geht der Weg geringsten Widerstandes durch
die Drosselventile 9 und 24 zu der oberen Luftleitung 26 anstatt durch das Drosselventil
8 zu den Strahlpumpen 12 in dem Fußbodenheizteil. Daher muß bei der Forderung für
mehr Wärme in dem Fußbodenheizteil das Drosselventil 9 schließen, um die Abzapfluftmenge
für die obere Luftleitung zu reduzieren, wodurch mehr Luft für den Fußbodenheizteil
verfügbar wird, da das Ventil 5 immer eine konstante Luftmenge liefert, ungeachtet
der thermostatischen Forderungen. Ferner kann, um zu vermeiden, daß durch die obere
Luftleitung 26 keine Luft mehr strömt, wenn durch den Fußbodenheizteil die maximale
Luftmenge strömt, eine öffnung von geeigneter Größe in dem Drosselventil 9 vorgesehen
sein, um das vollständige Schließen dieses Drosselventils 9 zu verhindern.
Die Luftmenge an die Flugzeugkabine durch die Seitenschlitze 21 ist im wesentlichen
gleich der Luftmenge durch das Drosselventil 8, denn obzwar eine Mitnahme der Luft
aus der Kammer 13 vorhanden ist, kehrt ein Teil des gemischten Luftstromes von den
Verteilungsdüsen 18 an die Kammer 13 durch die Öffnungen 20 zurück. In gleicher
Weise ist die Luftmenge, die in die Flugzeugkabine durch die obere Luftleitung 26
geliefert wird, im wesentlichen gleich der Menge der Abzapfluftmenge durch das Drosselventil
9.
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Wenn das Warmluftheizungssystem in Betrieb ist, wird eine stetige
Luftströmung in die Kammer aufrechterhalten, und zwar durch Freigabe von überschüssiger
Luft durch einen Abgabehahn 31, der durch eine Drucksteuerung 32 betätigt
wird; die sich in der Flugzeugkabine befindet.
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F i g. 4 zeigt eine andere Strahlpumpenanordnung zur Zuführung der
Abzapfluft aus der Leitung 6 in die Kammer 13. Diese Ausführung enthält eine Verzweigung
33 mit zwei Strahlpumpen 112, die mit den Luftverteilungseinrichtungen
115 verbunden sind. Wenn die Abzapfluft von Leitung 6 durch die Strahlpumpen
112 hindurchgeht, wird Sekundärluft aus der Kammer 13 mitgenommen, wie es
durch die Strömungspfeile 113a angezeigt ist, wobei die mitgenommene Sekundärluft
durch Abgabe einer Mischung aus Primär- und Sekundärluft aus den Luftverteilungseinrichtungen
115 durch angewinkelte Düsen 34. ergänzt wird, die an den Luftverteilungseinrichtungen
115 zwischen den Strahlpumpen 112 und Verteilungsdüsen 18 angeordnet sind, die die
gemischte Primär- und Sekundärluft in den Zwischenraum 16 unter den Kabinenfußboden
abgeben. Diese Strahlpumpenanordnung ist vorgesehen, um das Erfordernis von Öffnungen
20 in der Scheidewand 17 zu beseitigen.
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Somit ist mit der Erfindung ein Warmluftheizungs-System für eine Flugzeugkabine
geschaffen, bei dem warme Luft zum Heizen des Fußbodens der Kabine vorgesehen ist,
bevor diese Luft in die Kabine strömt. Die gleichzeitige Luftlieferung an die Kabine
von der oberen Luftleitung bewirkt, daß Temperaturschichtungen in der Flugzeugkabine
verhütet werden.