JP2016011662A - 航空機のための低圧環境制御システムを有するギア式ターボファンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】必要な熱交換器を排除するとともに、高圧縮の位置からより少ない空気を使用する環境制御システムを提供する。
【解決手段】環境制御システムは、主圧縮機セクション内のより高圧の位置により高圧のタップと、より低圧の位置により低圧のタップとを含む。より低圧の位置は、より高圧の位置よりも低圧である。より低圧のタップは、下流出口につながる第１の通路及びターボ圧縮機の圧縮機セクションに連通する。より高圧のタップは、より高圧のタップ内の空気が、タービンセクションを駆動して、次にターボ圧縮機の圧縮機セクションを駆動するように、ターボ圧縮機のタービンセクション内へとつながる。パイロンは、最下面を含み、より高圧のタップは、最下面を含む平面よりも上には延在しない。ターボ圧縮機の圧縮機セクション及びタービンセクションの合流出口は合体し、航空機用途への送出のために下流に通じる。
【選択図】図２

Description

本出願は、航空機上での使用のために高圧及び低圧の圧縮空気の両方を抽気する、航空機のための環境制御システムに関する。

環境制御システムは、既知であり、航空機に関連する。典型的には、これらのシステムは、航空機上のガスタービンエンジンから空気を抽気し、それを航空機の客室に、及び航空機上での他の空気の用途に送出する。

システムは、典型的には、低圧圧縮機の位置からの低圧圧縮空気と、より高圧の圧縮機の位置からのより高圧の圧縮空気とを抽気する。この２つは、必要性及び利用可能な空気に応じて、ガスタービンエンジンの動作中に異なる時間に利用される。

先行技術では、より高圧の空気が抽気されるとき、それは非常に高温である。したがって、空気の冷却を行わなければならない。ある種の中間冷却器または他の熱交換器が含まれるのが典型的である。

それに加えて、より高圧の圧縮空気は、低圧の圧縮空気の水準を超えて既に圧縮されている。エンジンの用途から離れて圧縮空気がより多くなればなるほど、エンジンの効率はより低くなる。

特徴的な実施形態では、ガスタービンエンジンアセンブリは、主圧縮機セクション内へ空気を送達するファンセクションを含む。主圧縮機セクションは、空気を圧縮し、燃焼セクション内へ空気を送達する。燃焼生成物は、燃焼セクションからタービンセクションを通過して、ファンセクション及び主圧縮機セクションを駆動する。ギアボックスは、タービンセクションによって駆動されて、ファンセクションを駆動する。パイロンは、ガスタービンエンジンを支持する。環境制御システムは、主圧縮機セクション内のより高圧の位置に設けられたより高圧のタップと、より低圧の位置に設けられたより低圧のタップとを含む。より低圧の位置は、より高圧の位置よりも低圧である。より低圧のタップは、下流出口につながる第１の通路及びターボ圧縮機の圧縮機セクションに連通する。より高圧のタップは、より高圧のタップ内の空気が、タービンセクションを駆動して、次にターボ圧縮機の圧縮機セクションを駆動するように、ターボ圧縮機のタービンセクション内へとつながる。パイロンは、最下面を含み、より高圧のタップは、最下面を含む平面よりも上には延在しない。ターボ圧縮機の圧縮機セクション及びタービンセクションの合流出口は合体し、航空機用途への送出のために下流に通じる。

前述の実施形態による別の実施形態では、ギアボックスは、少なくとも約２．０のギア減速を提供する。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、タービンセクションは、ギアボックス及び主圧縮機セクションのうちの１つを駆動するファン駆動タービンを含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、主圧縮機セクションは、第１の圧縮機セクション及び第２の圧縮機セクションを含み、第１の圧縮機セクションは、少なくとも４つ、かつ７つ以下のステージを含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ブリード空気は、少なくとも第１の圧縮機セクションの第４のステージから取り出される。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、タービンセクションは、高圧圧縮機を駆動する第１のタービンセクション、低圧圧縮機を駆動する中間タービンセクション、及びファンセクションを駆動する第３のタービンセクションを含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、主圧縮機セクションは、第１の圧縮機セクション及び第２の圧縮機セクションを含み、第１の圧縮機セクションは、少なくとも３つ、かつ８つ以下のステージを含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ブリード空気は、少なくとも第１の圧縮機セクションの第３のステージから取り出される。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ターボ圧縮機の圧縮機への入口と流体連通する制御弁を含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、低圧タップとターボ圧縮機の圧縮機セクションとの間に配置される弁を含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ターボ圧縮機のタービンの速度を示すデータを生成するセンサを含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、過速度条件の検出に応答してターボ圧縮機のタービンの回転を制御するためのブレーキを含む。

別の特徴的な実施形態では、航空機のための環境制御システムは、航空機のエンジンと関連付けられた主圧縮機セクション内のより高圧の位置と関連付けられたより高圧のタップと、主圧縮機セクション内のより低圧の位置と関連付けられたより低圧のタップとを含む。より低圧の位置は、より高圧の位置よりも低圧である。より低圧のタップは、下流出口につながる第１の通路及びターボ圧縮機の圧縮機セクションに連通する。より高圧のタップは、より高圧のタップ内の空気が、タービンセクションを駆動して、次にターボ圧縮機の圧縮機セクションを駆動するように、ターボ圧縮機のタービンセクション内へとつながる。より高圧のタップは、航空機のエンジンと関連付けられた主圧縮機セクションを支持するパイロンの最下面を含む平面より下に配置される。ターボ圧縮機の圧縮機セクション及びタービンセクションの合流出口は合体し、航空機用途への送出のために下流に通じる。

前述の実施形態による別の実施形態では、逆止弁が、より低圧のタップと関連付けられた第１の通路内に配置される。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、制御弁が、より高圧のタップに設けられ、より低圧のタップと関連付けられた第１の通路を通して空気を駆動するように閉鎖されるか、または制御弁が開放されているときに、ターボ圧縮機の圧縮機セクションを通して空気を通過させ得る。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、より高圧のタップと関連付けられた制御弁が故障した場合に、冗長弁が閉鎖されるように設けられる。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、冗長弁は、第１の通路及び合流出口が共通の導管へと合体する位置の下流にあるように位置付けられる。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、低圧タップとターボ圧縮機の圧縮機セクションとの間に配置される制御弁を含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、ターボ圧縮機のタービンセクションの速度を示すデータを生成するセンサを含む。

前述の実施形態のいずれかによる別の実施形態では、過速度条件の検出に応答してターボ圧縮機のタービンの回転を制御するためのブレーキを含む。

異なる実施例が図に示される特定の構成要素を有するが、本開示の実施形態は、それらの特定の組み合わせに限定されない。それらの実施例のうちの１つ実施例の構成要素または特徴部のうちのいくつかを、それらの実施例のうちの別の実施例の特徴部または構成要素と組み合わせて使用することが可能である。

本明細書に開示されるこれら及び他の特徴部は、以下の明細書及び図面から最良に理解することができ、以下は、図面の簡単な説明である。

ガスタービンエンジンの実施形態を概略的に示す。 別のガスタービンエンジンを概略的に示す。 航空機のための環境制御システムの実施形態を示す。 図２のシステムの概略図を示す。

ガスタービンエンジン２１０が、図１Ａに示される。示される通り、エンジン２１０は、ファン２５０（複数のファンブレード２０を含む）、主圧縮機セクション２５４（低圧圧縮機２５６及び高圧圧縮機２５８の両方を含む）、燃焼器２６０、及びタービンセクション２６２（高圧タービン２６４及び低圧タービン２６６の両方を含む）を含む。高圧圧縮機２５８は、第１のスプール２６８を介して、高圧タービン２６４によって駆動される。低圧圧縮機２５６は、第２のスプール２７０を介して、低圧タービン２６６によって駆動される。同様に、ファン２５０のファンブレード２０も低圧タービン２６６によって駆動され、このファンは、ギア式アーキテクチャ２７２を介して第２のスプール２７０に連結される。

ファンセクション２５０は、バイパス流路Ｂに沿って空気を駆動し、一方、圧縮機セクション２５４は、コア流路Ｃに沿って空気を吸い込み、そこで空気は圧縮され、燃焼器セクション２６０に連通する。燃焼器セクション２６０では、空気は、燃料と混合され、燃焼されて、タービンセクション２６２を通して膨脹する高圧の排ガス流を生み出し、該タービンセクションでは、エネルギーが抽出され、ファンセクション２５０及び圧縮機セクション２５４を駆動するために利用される。

第２のスプール２７０は、概して、ファン２５０及び低圧（または第１の）圧縮機セクション２５６を低圧（または第１の）タービンセクション２６６に接続する内側軸２４０を含む。低圧タービン２６６はまた、直接的にか、またはギア式アーキテクチャ２７２を通して示されるようにかのいずれかでファン２５０を駆動するため、ファン駆動タービンとも称される。内側軸２４０は、ギア式アーキテクチャ２７２などの速度変化装置を通してファン２５０を駆動して、低速度スプール２７０より低い速度でファン２５０を駆動する。高速度スプール２６８は、高圧（または第２の）圧縮機セクション２５８及び高圧（または第２の）タービンセクション２６４を相互接続する外側軸２４２を含む。内側軸２４０及び外側軸２４２は、同心であり、エンジンの中心長手方向軸Ａの周りに配置されるベアリングシステムを介して回転する。

図１Ｂを参照すると、別の開示される実施例のガスタービンエンジン２１５は、中間または第３のスプール２４８を含む。エンジン２１５は、図１Ａに示されるエンジン２１０に関して開示及び説明される構造に類似した構造を含み、同様の構造は、同一の参照番号と共に提供される。中間スプール２４８は、中間圧力タービン２４６を含む。低圧圧縮機２５６は、中間スプール２４８を介して、中間圧力タービン２４６に連結される中間軸２４４を通して駆動される。中間軸２４４は、第２のスプールの内側軸２４０及び第１のスプール２６８の外側軸２４２と同心である。低圧タービン２６６は、ファンセクション２５０のファンブレード２０を駆動する。この実施例では、低圧タービン２５６は、内側軸２４０を駆動して、ギア式アーキテクチャ２７２のみを駆動し、それは次に、ファンセクション２５０を駆動する。低圧タービン２５６は、ギア式アーキテクチャ２７２によって提供される速度減速を伴わずに、ファンセクションを直接駆動することも可能であることを理解するべきである。

一実施例に開示されるガスタービンエンジン２１０、２１５は、高バイパスギア式航空機エンジンである。さらなる実施例では、ガスタービンエンジン２１０、２１５は各々、約６より大きいのバイパス比を含み、例示の実施形態は、約１０より大きい。例示的なギア式アーキテクチャ２７２は、約２．０より大きいギア減速比を有する、遊星ギアシステム、星ギアシステム、または他の既知のギアシステムなどのエピサイクリックギア列である。

開示される実施形態では、ガスタービンエンジン２１０、２１５は、約１０（１０：１）より大きいバイパス比を含み、ファン直径は、低圧圧縮機２５６の外径より顕著に大きい。しかしながら、上述のパラメータは、単にギア式アーキテクチャを含むガスタービンエンジンの実施形態の例示的なものであり、本開示は、他のガスタービンエンジンにも適用可能であることを理解するべきである。

高いバイパス比のため、相当量のスラストがバイパス流Ｂによって提供される。ファンセクション２５０は、特定の飛行条件、典型的には、約０．８マッハ及び約３５，０００フィートでの巡航のために設計される。エンジンがその最良の燃料消費にある０．８マッハ及び３５，０００フィートの飛行条件（「バケット巡航スラスト当り燃料消費率（「ＴＳＦＣ」）」としても知られる）は、エンジンがその最小点で生成するスラストのポンド力（ｌｂｆ）で除した、１時間当りに燃焼される燃料のポンド質量（ｌｂｍ）の業界標準パラメータである。

「低ファン圧力比」は、ファン出口ガイドベーン（「ＦＥＧＶ」）システムを伴わない、ファンブレード単独にわたる圧力比である。１つの非限定的な実施形態による本明細書に開示される低ファン圧力比は、約１．５０未満である。別の非限定的な実施形態では、低ファン圧力比は、約１．４５未満である。

「低修正ファン先端速度」は、［（Ｔｒａｍ°Ｒ）／（５１８．７°Ｒ）］０．５の業界標準温度修正値で除した、フィート／秒での実ファン先端速度である。１つの非限定的な実施形態による本明細書に開示される「低修正ファン先端速度」は、約１１５０フィート／秒未満である。

例示的な低圧圧縮機セクション２５６は、少なくとも４つのステージを含む。１つの開示される実施形態では、低圧圧縮機２５６は、７つのステージを含む。別の開示される実施形態では、低圧圧縮機は、少なくとも４つ、かつ最大７つのステージを含む。別の開示される実施形態では、例示的な低圧圧縮機セクション２５６は、少なくとも４つ、かつ最大約８つのステージを含む。また別の開示される実施形態では、低圧圧縮機２５６は、８つのステージを含む。

航空機上での使用のための環境制御システム３０は、圧縮機２５４の一部分から空気を受容する。この例では、環境制御システム（ＥＣＳ）３０は、低圧圧縮機２５６及び高圧圧縮機２５８の一部分から空気を受容する。

図１Ａ及び１Ｂを引き続き参照しながら図２を参照すると、航空機上での使用のためのＥＣＳ３０が例証される。高圧圧縮位置１３４は、図２に示される通り、タップ（ｔａｐ）３４を有する。別のタップ３２は、より低圧の位置１３２にある。位置１３２及び１３４は、どちらも高圧圧縮機２５８内にあってもよく、または一方が低圧圧縮機セクション２５６内にあってもよい。しかしながら、タップ３４は、タップ３２の下流、及びより高圧の位置にある。

圧縮機セクション２５４、燃焼器２６０、及びタービンセクション２６２は、２１２にて概略的に示されるように、コアカウリング内に配置される。コアカウリング２１２は、コアエンジン特徴部の周りに配置される。エンジン２１０、２１５は、平面とも称される最下面２１６を画定するパイロン２１４（図２に示される）によって、航空機上に支持される。より低い下面２１６は、エンジン２１０、２１５に向かって、パイロン２１４の最も低い範囲である。ターボ圧縮機４２（下に説明される）を含む例示的なＥＣＳ３０は、コアカウリング２１２内に画定されるエンジン空洞内に配置される。

図２を引き続き参照しながら図３を参照すると、タップ３２は、逆止弁３８を有する第１の通路３６へ、またターボ圧縮機４２の圧縮機セクション５４内へとつながる。高圧タップ３４は、ターボ圧縮機４２のタービンセクション５２内へとつながる。ターボ圧縮機４２の圧縮機セクション５４及びタービンセクション５２の両方の出口は、共通の出口４４内へ通じる。

出口４４は、第１の通路３６と合併し、どちらも、航空機での使用１５２につながる共通の出口３７内の弁５０を通過する。

図３に示される通り、タップ３２は、代替的に、圧縮機セクション５４に、または合流出口３７につながる第１の通路３６内へとつながる。逆止弁３８は、タップ３２から第１の通路３６への単一方向の流れを可能にする。これはまた、その方向における流れへのいくらかの抵抗を提供する。タップ３４は、概略的に示される通り、制御装置４１によって開放または閉鎖され得る調節／遮断弁４０を通って延びる。タップ３４におけるより高圧縮された位置からの空気は、タービンセクション５２を通って膨脹し、出口４４に流入する。一実施例では、より高圧の空気が、高圧圧縮機２５８からタップ３４に提供される。

タップ３４は、ターボ圧縮機４２へ高圧及び高温の空気を連通させ、またパイロン２１４の最下部分によって画定される平面２１６を貫通しない。

タップ３４からの高圧及び高温の空気は、圧縮機セクション５４を駆動するタービンセクション５２を駆動して、タップ３２からの空気を圧縮し、合流出口３７内への空気流の圧力を増加させる。タービンセクション５２及び圧縮機セクション５４の各々からの出口は、出口４４内で合流し、合流出口３７へと通じる。圧縮機セクション５４がタービンセクション５２によって駆動されているとき、第１の通路３６及びタップ３２に加わる吸引力が存在し、したがって、逆止弁３８は閉鎖されたままとなる。

一実施例では、ブリード空気が、低圧圧縮機２５６の第４のステージから取り出されタップ３２に供給される。タップ３２からの空気は概して、取り除くべき熱が最大である特定の条件下でのみ使用される。例として、空気流は、上昇及び巡航中、タップ３２から逆止弁３８を通り、第１の通路３６へと通過する傾向があるであろう。かかるとき、弁４０は、圧縮空気の分流を制限するために、閉鎖されたまま維持される。

しかしながら、例えば、降下などの特定の条件下で、弁４０は開放され、タービンセクション５２は駆動され、タップ３２からの空気は、圧縮機セクション５４へと通過する。タービンセクション５２を通したタップ３４からのより高い温度及び圧力の空気の膨脹は、その温度を低下させる。さらに、それをタップ３２からの低圧圧縮空気と混合することは、圧縮機セクション５４によってより高い圧力に圧縮される場合でさえも、出口４４における別個の熱交換器の必要性を排除することができる。混合された空気は、合流出口３７に到達するときに、有用な温度であってもよい。２つのタップからの空気の量は、これを達成するために変動され得る。

弁５０は、制御弁であり、弁４０が故障した場合に閉鎖され得る。かかるとき、システム１５２に空気を供給せず、タップ３４からの開放された迂回路を有することが、より望ましい場合がある。

弁１００は、圧縮機セクション５４より前に提供され、制御装置４１によって制御される。弁１００は、低圧圧縮機２５６からの流れを止めて、圧縮機５４内への低圧空気流を制御及び調節するように作動される。

通信回線１０１によって制御装置４１に送信されるタービン速度を示すデータを生成するセンサ１０２が提供される。センサ１０２は、タービン過速度条件を示す情報を提供するように構成される。制御装置４１は、システムへの損傷を防止するように、弁１００、４０、及び５０を所望の組み合わせで作動、及び／または閉鎖する。一実施例では、制御装置４１は、タービン５２の始動または実際の過速度条件を示すセンサ１０２からの情報を受信するであろう。制御装置４１は、少なくともセンサ１０２からのデータを、他の利用可能なエンジン動作のデータと共に利用して、停止または他の是正措置の理由となる現在のまたは潜在的なタービン速度条件を認識する。制御装置４１は、弁４０を閉鎖して、タービン５２を駆動する高圧空気の流れを防止することができる。ブレーキ１０４もまた、過速度条件または他の望ましくない動作条件が検出または示唆される場合にタービン５２を停止させるために、採用することができる。
必要な熱交換器の排除、及びより高圧縮の位置からのより少ない空気の使用は、図１Ａ及び１Ｂの２７２に示されるようなターボファンのためのギア駆動を組み込むシステムと組み合わされるときに、特に有益である。

例示の実施形態を開示してきたが、当業者であれば、ある種の修正が本開示の範囲内に入るであろうことを認識するであろう。この理由のため、以下の特許請求の範囲は、本開示の真の範囲及び内容を決定するために研究されるべきである。

Claims (20)

1. ガスタービンエンジンアセンブリであって、
   主圧縮機セクション内へ空気を送達するファンセクションであって、前記主圧縮機セクションは、空気を圧縮し、燃焼セクション内へ空気を送達し、燃焼生成物は、前記燃焼セクションからタービンセクションを通過して、前記ファンセクション及び主圧縮機セクションを駆動し、ギアボックスは、前記タービンセクションによって駆動されて、前記ファンセクションを駆動する、ファンセクションと、
   前記ガスタービンエンジンを支持するパイロンと、
   前記主圧縮機セクション内のより高圧の位置に設けられたより高圧のタップ及びより低圧の位置に設けられたより低圧のタップを含む環境制御システムであって、前記より低圧の位置は、前記より高圧の位置よりも低圧である、環境制御システムと、を有し、
   前記より低圧のタップは、下流出口につながる第１の通路及びターボ圧縮機の圧縮機セクションと連通しており、
   前記より高圧のタップは、該より高圧のタップ内の空気が前記タービンセクションを駆動して、次に前記ターボ圧縮機の前記圧縮機セクションを駆動するように、前記ターボ圧縮機のタービンセクションにつながり、前記パイロンは、最下面を含み、前記より高圧のタップは、前記最下面を含む平面よりも上には延在しておらず、
   前記ターボ圧縮機の前記圧縮機セクションと前記タービンセクションとの合流出口は合体し、航空機用途への送出のために下流に通じる、ガスタービンエンジンアセンブリ。
2. 前記ギアボックスは、少なくとも約２．０のギア減速を提供する、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
3. 前記タービンセクションは、前記ギアボックス及び前記主圧縮機セクションのうちの１つを駆動するファン駆動タービンを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
4. 前記主圧縮機セクションは、第１の圧縮機セクション及び第２の圧縮機セクションを含み、前記第１の圧縮機セクションは、少なくとも４つ、かつ７つ以下のステージを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
5. ブリード空気は、少なくとも前記第１の圧縮機セクションの第４のステージから取り出される、請求項４に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
6. 前記タービンセクションは、高圧圧縮機を駆動する第１のタービンセクション、低圧圧縮機を駆動する中間タービンセクション、及び前記ファンセクションを駆動する第３のタービンセクションを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
7. 前記主圧縮機セクションは、第１の圧縮機セクション及び第２の圧縮機セクションを含み、前記第１の圧縮機セクションは、少なくとも３つ、かつ８つ以下のステージを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
8. ブリード空気は、少なくとも前記第１の圧縮機セクションの第３のステージから取り出される、請求項７に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
9. 前記ターボ圧縮機の前記圧縮機への入口と流体連通する制御弁を含む、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
10. 低圧タップと前記ターボ圧縮機の前記圧縮機セクションとの間に配置される弁を含む、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
11. 前記ターボ圧縮機の前記タービンの速度を示すデータを生成するセンサを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
12. 過速度条件の検出に応答して前記ターボ圧縮機の前記タービンの回転を制御するためのブレーキを含む、請求項１１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
13. 航空機のための環境制御システムであって、
    前記航空機のエンジンと関連付けられた主圧縮機セクション内のより高圧の位置と関連付けられたより高圧のタップ、及び前記主圧縮機セクション内のより低圧の位置と関連付けられたより低圧のタップを有し、前記より低圧の位置は、前記より高圧の位置よりも低圧であり、
    前記より低圧のタップは、下流出口につながる第１の通路及びターボ圧縮機の圧縮機セクションと連通し、
    前記より高圧のタップは、該より高圧のタップ内の空気が前記タービンセクションを駆動して、次に前記ターボ圧縮機の前記圧縮機セクションを駆動するように、前記ターボ圧縮機のタービンセクション内へつながり、前記より高圧のタップは、前記航空機の前記エンジンと関連付けられた前記主圧縮機セクションを支持するパイロンの最下面を含む平面よりも下に配置されており、
    前記ターボ圧縮機の前記圧縮機セクション及び前記タービンセクションの合流出口は合体し、航空機用途への送出のために下流に通じる、環境制御システム。
14. 逆止弁が、前記より低圧のタップと関連付けられた前記第１の通路内に配置される、請求項１３に記載の環境制御システム。
15. 制御弁が、前記より高圧のタップに設けられ、前記より低圧のタップと関連付けられた前記第１の通路を通して空気を駆動するように閉鎖されるか、または前記制御弁が開放されているときに、前記ターボ圧縮機の前記圧縮機セクションを通して空気を通過させ得る、請求項１３に記載の環境制御システム。
16. 前記より高圧のタップと関連付けられた前記制御弁が故障した場合に、冗長弁が閉鎖されるように設けられている、請求項１３に記載の環境制御システム。
17. 前記冗長弁は、前記第１の通路及び前記合流出口が共通の導管へと合体する位置の下流にあるように位置付けられる、請求項１６に記載の環境制御システム。
18. 前記低圧タップと前記ターボ圧縮機の前記圧縮機セクションとの間に配置される制御弁を含む、請求項１３に記載の環境制御システム。
19. 前記ターボ圧縮機の前記タービンセクションの速度を示すデータを生成するセンサを含む、請求項１３に記載の環境制御システム。
20. 過速度条件の検出に応答して前記ターボ圧縮機の前記タービンの回転を制御するためのブレーキを含む、請求項１９に記載の環境制御システム。

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