KR101860164B1 - 항공기의 전체 에너지 효율 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지 - Google Patents

항공기의 전체 에너지 효율 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지 Download PDF

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Abstract

본 발명은 동력 공급의 크기를 객실 압력 제어 시스템의 실제 동력 요건에 일치시킴으로써 항공기의 비 소모량을 제한하는데 관한 것이다. 본 발명에 따르면, 항공기에 공급되는 에너지의 전체 효율을 최적화하기 위한 방법이 제공되는데, 상기 최적화 방법은, 객실 근처에 위치된 환경에서, 객실을 위한 단일의 공압 에너지 생성원으로 사용되고 항공기의 나머지 부분을 위한 그 밖의 추진 에너지, 유압 및/또는 전기 에너지 생성원으로서 사용되는 크기로 형성되는 하나 이상의 엔진-타입의 메인 동력-생성 수단을 제공하는 단계를 포함한다. 또한, 상기 최적화 방법은, 상기 에너지 생성원들이 사용될 때의 동력원들의 공칭 지점 (Pn)1, (Pn)0 및 공칭 작동 상태 하에서와 메인 엔진이 고장난 경우 메인 동력-생성 수단과 메인 엔진의 동력 분배를 균등하게 나눔으로써 메인 엔진이 고장난 경우의 동력원들의 비-추진 에너지 분배의 크기 조정 지점 (Pd)0 사이의 동력 차이를 최소화시키는 단계를 포함한다.

Description

항공기의 전체 에너지 효율 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지{METHOD FOR OPTIMIZING THE OVERALL ENERGY EFFICIENCY OF AN AIRCRAFT, AND MAIN POWER PACKAGE FOR IMPLEMENTING SAME}
본 발명은 항공기 내부로 공급되는 추진 에너지 또는 비-추진 에너지의 전체 효율을 최적화하기 위한 방법뿐만 아니라 상기 방법을 구현하기 위한 메인 동력장치에 관한 것이다.
본 발명은 항공기의 엔진 세트 즉 비행기의 엔진 세트(제트 엔진, 터보 제트 엔진, 터보프롭) 뿐만 아니라 헬리콥터의 엔진 세트(터보샤프트 엔진 세트)에 실질적으로 적용된다.
일반적으로, 항공기에서, 승객을 수용하는 객실은 온도조절 및/또는 압력조절이 이루어진다. 객실의 공기 유입구가 환경 제어 시스템 ECS("Environmental Control System"의 이니셜)에 연결되는데, 상기 ECS 시스템은 ECS 시스템과 객실 사이에서 가능한 순환 시스템과 공동으로 공기 유량, 온도 및/또는 압력을 조절한다.
높은 압력과 온도, 통상, 0.8 바(bar) 및 24℃를 가진 객실 출구 공기와 낮은 압력과 온도, 통상 0.2 바 및 -50℃를 가진 항공기 외부 공기 사이에서, 에너지를 회수하는 방법이 공지되어 있다. 예를 들어, 미국 특허 문헌 5,482,229호는 열교환기로 객실의 출구 채널(outlet channel)에서 나오는 공기의 온도를 상승시키는 것이 제안되어 있는데, 객실의 출구 채널에서 나오는 공기는 객실의 ECS 시스템에 연결되고 항공기의 엔진 압축기에서 나오는 덕트에서 공기 순환에 의해 유동된다. 그 후, 열교환기에 의해 따뜻해진 객실에서 나오는 공기는 항공기 외부로 배출되기 전에 기계적 또는 전기적 에너지를 보조 장비(펌프, 과급기, 교류발전기 등)에 공급하는 동력 변환 유닛(power conversion unit)의 터빈을 구동한다.
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그러나, 이러한 형태는 신뢰할 수 있는 방법으로 기내에서 배출 공기를 사용할 수 없다. 실제로, 상기 공기의 압력은 예를 들어 0.8 바 정도의 특정 수준으로 객실에서 조절되고, 항공기의 내부와 외부 사이의 압력의 변화, 가령, 예를 들어 항공기가 상승하거나 높은 고도에 있을 때 내부는 0.8 바, 외부는 0.2바와 같이 압력의 강하 및 관입 현상(intrusive phenomenon)을 초래하며, 객실의 압력이 초기 조절값보다 높고 압력 변이가 승객의 귀에 영향을 주기 때문에 조절이 더이상 적절하게 이루어질 수 없다. 공기는 더이상 적절하게 유동될 수 없는데, 이는 터빈이 언제나 객실의 출구에서 공기를 차단하는 역압(back-pressure)을 발생시키기 때문이다. 이러한 상태에서는, 변환 유닛의 터빈은 특히 고도의 상승 및 높은 고도로의 변이 단계(transient phase)에서는 더이상 작동할 수 없다.
또한, 열교환기는 객실 문이 열릴 때 지면에서는 더이상 작동하지 않는다. 이러한 구조는 외부 공기 회로와 결합된 추가적인 열교환기와 연결된 가열구조의 설치를 필요로 한다.
또한, 변환 유닛에 의해 구동되는 장비가 고장난 경우, 변환 유닛이 과속으로 작동하게 된다.
또한, 항공기의 엔진 압축기에서 나오는 공기를 사용하는 것은 열교환기 및 엔진 배출구 사이의 거리로 인한 파이프의 손실 때문에 에너지 균형 면에서 불리하다. 또한, 이륙하는 동안 엔진에 의해 ECS 시스템에 공급되는 동력은 에너지 요건에 대해 과대 평가되어 있다. 동력을 ECS 시스템에 공급하는 데 관한 크기 조정 지점(sizing point)은, 심지어 공전(idle) 속도에서도, 항상 ECS 시스템에 충분한 동력을 공급할 수 있도록, 메인 엔진의 HP 본체(high-pressure body)의 최저 속도에서 결정된다.
일반적으로, 메인 엔진(main engine)의 크기는, 때때로, 예를 들어 항공기의 이륙시 즉 HP 본체가 고속에 있을 때에는 상당한 추진력을 공급할 수 있으며, 예를 들어, 하강시 즉 HP 본체가 저속으로 작동되는 다른 단계에서는 중간 크기의 추진력, 실제로는 최소 추진력을 공급할 수 있는 크기로 형성된다. 추진력은 제트 엔진에 의해 공급되는 추력(thrust)과 비행기 터보프롭 및 헬리콥터 터보샤프트 엔진에 의해 공급되는 기계 동력에 실질적으로 관련된다. 동력 공급 장치의 오버사이징(oversizing)은 일반적으로, 공전(idle) 단계와는 별도로, 모든 비행 단계(flight phase)에서, 특정 과소모(specific overconsumption)를 수반한다.
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본 발명은, 동력 공급의 크기를 객실 ECS 시스템, 더욱 일반적으로는, 항공기의 실제 동력 요건에 일치시킴으로써, 동력의 비 소모량(specific consumption)을 정밀하게 제한하여, 쓸모없는 동력 공급을 없앨 수 있도록 하기 위한 것이다.
또한, 본 발명의 목적은 과속(overspeed)을 유발할 수 있는 항공기 고장의 경우에 대처할 수 있는 충분히 신뢰할 수 있는 방법으로 에너지를 공급하는 방법을 제공하기 위한 것이다. 본 발명의 또 다른 목적은, 특히 변이 단계에서 알려진 형태에 대한 에너지 공급 및 에너지 소모 사이의 전체 에너지 균형을 모든 비행 단계에서 양의 값(positive)으로 유지시키기 위하여, 많은 수의 비-추진 에너지-소모 수단 특히 전기적, 기계적 및/또는 공압적 소모 수단과의 연결을 용이하게 하기 위한 방법을 제공하는 것이다. 또한, 본 발명의 목적은 최적의 열 교환함과 함께, 바람직하지 않은 역압의 위험 없이 객실의 출구 쪽에서 열 에너지를 회수할 수 있도록 하기 위한 것이다.
이를 위하여, 본 발명에 따른 방법은 엔진-타입의 동력-생성 수단(engine-type power-generating means)에 의해 객실 출구(cabin outlet) 근처에 에너지, 특히, 객실에 공압 에너지(pneumatic energy)를 공급하는 단계를 포함한다. 여기서, 동력-생성 수단은, 그 구성이 메인 엔진으로서 사용되는 동력-생성 수단과 동일한 방법으로, 모든 비행 단계에서 사용가능한 엔진으로 인증될 때 상술되는 엔진 형태를 말한다.
더 구체적으로, 본 발명의 목적은 공기 흐름이 조절되는 객실을 갖추고 있으며 메인 엔진을 포함하는 동력원을 가진 항공기에 공급되는 에너지의 전체 효율을 최적화하기 위한 방법을 제공하는 것으로서, 상기 에너지는 추진 에너지 또는 비-추진 에너지이다. 이러한 최적화 방법은, 객실 근처에 위치된 환경에서, 객실을 위한 단일의 공압 에너지 생성원으로 사용되고 항공기의 나머지 부분을 위한 그 밖의 추진 에너지, 유압 및/또는 전기 에너지 생성원으로서 사용되는 크기로 형성되는 하나 이상의 엔진-타입의 메인 동력-생성 수단을 제공하는 단계, 및 상기 에너지 생성원들이 사용될 때의 동력원들의 공칭 지점(nominal point)과, 공칭 작동 상태(nominal operation condition) 하에서와 메인 엔진이 고장난 경우 메인 동력-생성 수단과 메인 엔진의 동력 분배(power distribution)를 균등하게 나눔으로써 메인 엔진이 고장난 경우의 동력원들의 비-추진 에너지 분배의 크기 조정 지점(sizing point) 사이의 동력 차이(power difference)를 최소화시키는 단계를 포함한다.
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메인 동력-생성 수단은 객실의 엄격한 요건에 따라 공압 에너지 공급을 조정할 수 있게 하며, 메인 엔진은 불필요하게도 기본적인 최소한보다 실질적으로 높게, 통상적으로는 두 배 이상 높은 동력을 공급되게 하여, 메인 엔진의 크기가 메인 엔진 HP 본체의 최저 속도에 따르기 때문에 메인 엔진 크기는 공압 에너지 균형 측면에서 봤을 때 오버사이징되어 있다(oversized). 본 발명에 따르면, 공압 에너지의 공급은 더이상 메인 엔진에 대한 문제가 아니며, 효율이 실질적으로 개선되고, 그에 따라 전체 효율도 실질적으로 개선된다.
또한, 상기와 같은 크기로 형성된 메인 동력-생성 수단의 전체 열효율은 비-추진 동력 공급을 위한 메인 엔진의 열효율과 실질적으로 동일한데, 하강 단계 또는 공칭 비행 단계에서는 일반적으로 약 20%의 열효율을 가진다. 그 후 소모량의 임의의 상당한 낭비 없이, 전력의 양이 균등하게 나누어진다. 반대로 상승 단계에서는 메인 엔진에 의한 전기 에너지 공급이 바람직한데, 그 이유는 HP 본체의 속도가 메인 동력-생성 수단의 속도보다 높아서 메인 엔진의 효율이 더 높기 때문이다.
또한, 추가적인 메인 동력-생성 수단을 제공함으로써 엔진 수단의 중복성을 제공하며, 따라서 항공기의 유용성과 결함 허용오차를 강화한다.
또한, 본 발명은 앞에서 기술한 방법에 따라 전체 에너지 효율을 최적화할 수 있는 메인 동력 유닛(Main Power Unit: MPU)에 관한 것이다. 이러한 메인 동력 유닛은 보조 동력 유닛(Auxiliary Power Unit: APU) 타입의 동력 유닛을 기반으로 하는데, 상기 보조 동력 유닛은 엔진을 더욱 신뢰성 있도록 만들기 위한 엔진 카테고리에 속하며 에너지-회수 구조(energy-recovery structure)와 결합된다.
APU는 통상 지면에 있을 때 다양한 에너지-소모 장비(전기, 공압 및 유압 동력, 에어-컨디셔닝)에 동력을 공급하고 메인 엔진을 시동하기 위해 항공기에 장착된다. 엔진이 고장난 경우, 일부 APU는 비행하는 동안 고장난 엔진을 재시동하거나 및/또는 비행 중에 전기 에너지의 일부를 상기 장비들에 공급하도록 작동된.
APU는, 통상적으로, 적어도 흡입 압축기(intake compressor), 연소 챔버 및 하나 이상의 동력 터빈(power turbine)을 포함하는 가스 발생기 뿐만 아니라 직접적으로 또는 회전-속도 조절 기능을 가진 동력-전달 박스(power-transfer box)에 의해 장비(과급기, 연료 및 유압 펌프, 전기 발전기 및/또는 전기 스타터/발전기 등)을 구동하기 위한 수단으로 구성된다. 흡입 압축기 또는 과급기의 배출구 쪽에서의 공기 블리드(air bleed)는 메인 엔진을 공압적으로 시동하기 위하여 사용된다.
비-추진 에너지를 공급하기 위해 모든 비행 단계 동안 APU를 사용하는 것은 메인 엔진에 비해 바람직하지 못한 에너지 효율로 인해 비현실적인 것으로 간주되는데, 모든 비행 단계 동안 APU를 작동하는 것은 추가적인 연료가 소모된다는 것을 의미한다.
이제, APU가 객실의 엄격한 요건에 따라 공압 에너지를 영구적으로 공급하기 위하여 엔진-타입의 동력 유닛으로 변환되는 경우, 이러한 유닛을 갖는 항공기는 바람직한 균형을 제공하게 된다.
이와 같이, 에너지-소모 장비, 특히 내부 공기가 새롭게 되고(renewed) 온도 및/또는 압력이 ECS 시스템에 의해 조절되는 객실, 메인 동력-생성 엔진 및 비행 제어 유닛을 포함하는 항공기에서, 본 발명에 따른 메인 동력 유닛은 외부 공기 흡입구와 배기 노즐이 장착되고 방화 격벽으로 항공기의 다른 영역들로부터 절연된 격실(compartment)에 형성되는데, 상기 메인 동력 유닛은 과급기를 포함하는 장비들을 구동하기 위해 동력 터빈 및 가스 발생기가 장착되고 위에서 기술한 형태의 엔진-타입의 동력 유닛을 포함한다. 과급기는 객실에 필요한 공압 에너지를 공급하기 위하여 제어 유닛과 통신하는 조절 제어수단(regulation control)을 통해 ECS 시스템과 연결된다.
특정 실시예들에 따르면:
- 메인 동력 유닛은, 동력 터빈으로 장비들을 구동시키기 위해 하나 이상의 에너지-회수 터빈(energy-recovery turbine)을 포함하며 공기 유입구 쪽에서는 냉각을 위해 객실의 출구와 결합되고 공기 배출구 쪽에서는 장비들과 결합되는 회수 구조를 포함하며, 과급기는 객실에 공압 에너지를 공급하기 위해 상기 회수 구조에 장착되고;
- 과급기는 블레이드(blade)를 가진 가변-피치 공기 디퓨저(variable-pitch air diffuser)를 포함하되, 디퓨저의 조절은 모든 비행 단계에서 ECS 시스템에 의해 요구되는 압력 및 유량의 공급으로 공기 흐름을 엄격하게 조절할 수 있는 조절 제어수단에 의해 서보-제어되며(servo-controlled);
- 과급기의 디퓨저의 설정(setting) 변화로 인해, 실질적으로 일정한 압력 비율을 가진 공기 유량가 변화되며, 그에 따라, 필요와 공급 사이의 균형이 현저한 손실 없이도 달성되며;
- 과급기는 기계적 전달이 아닌 그 밖의 동력 전달로 인한 임의의 에너지 손실을 방지하기 위해 동력 터빈과 직접 결합되고;
- 가스 발생기는 과급기로서 기능할 수 있는 흡입 압축기를 포함하며;
- 회수 터빈은 블레이드를 가진 가변-피치 가이드 베인 조립체(variable-pitch guide vane assembly)를 포함하는 터빈, 바람직하게는 구심 터빈(centripetal turbine)이며, 상기 구심 터빈의 조절은 조절 제어수단에 의해 서보-제어되고;
- 하나 이상의 압력 센서(pressure sensor)가 서보-제어수단(servo-control)과 함께 디퓨저와 가이드 베인 조립체의 블레이드의 개폐를 조절하며;
- 회수 터빈은 배출구 쪽에서는 메인 동력 유닛의 격실로 공기 흐름을 배출하여 장비들과 후방 격실에 포함된 보조 장비들을 냉각한 후에, 동력 터빈에서 나오는 뜨거운 공기 흐름의 유출 속도로 인한 제트 펌프 작용(jet pump action)에 의해 배기 노즐 내로 배출되고(evacuated);
- 회수 터빈은 객실에 바람 소리가 전파되는 것을 방지하기 위해 방음 장치(soundproofing device)와 연결되고;
- 최대 개방 가능한 설정 위치는 완전히 개방되어 반경방향 위치(radial position)로 즉 제로 위치(zero position)에 배열될 수 있으며;
- 가변 설정의 조절은, 고도를 유지하는 동안 공기 흐름이 점차적으로 닫히는 것과 지면에서 완전히 열리는 것 사이에서, 객실 내의 가압(pressurization)에 따라 조절 제어수단에 의해 자동화될 수 있다(automated).
일반적으로, 높이에 따라 증가되는 메인 유닛의 에너지 공급 용량의 손실은, 최대 밀폐된 위치에서 회수 터빈의 가변 설정의 위치를 최대 개방 가능한 위치에서 과급기와 객실의 출구 쪽에서 역압과 양립할 수 있도록 최적화함으로써 비행 시에 적어도 부분적으로 상쇄되어야 한다(compensated).
메인 유닛에 대한 비행시의 응력(in-flight stress)과 양립할 수 있는 열역학적 동력 레벨은 최소화되는데, 지면에서 가변 설정의 적절한 위치들이 회수 터빈과 과급기의 효율을 떨어뜨리는 경우에도, 메인 동력 유닛의 열역학적 동력의 크기는 지면에서 충분한 에너지를 공급할 수 있도록 형성된다. 따라서, 비행 시에 효율을 최적화하는 것이 바람직하다. 전체 비행 영역(flight envelope)에서, 압축기 및 회수 터빈의 전체 효율은 다양한 설정을 가진 디퓨저 및/또는 가이드 베인 조립체의 존재로 인해 최적화된다.
그 밖의 바람직한 실시예에 따르면:
- 동력 터빈과 회수 터빈으로부터 항공기의 기계, 공압, 유압 및/또는 전기 장비들로 동력을 전달하기 위한 수단, 특히, 동력-전달 박스(power-transfer box) 형태의 수단이 제공되며;
- 회수 구조는 2개의 열-전달 회로를 갖는 열교환기를 포함하는데, 상기 2개의 열-전달 회로는, 유입구 쪽에서는 동력 터빈의 뜨거운 공기 흐름 출구와 연결되고 배출구 쪽에서는 배기 노즐과 연결되는 1차 회로(primary circuit), 및 유입구 쪽에서는 객실의 공기 흐름 출구와 연결되고 배출구 쪽에서는 회수 터빈과 연결되는 2차 회로(secondary circuit)로 구성되며;
- 조절 수단과 연결된 회수 터빈의 가변-피치 가이드 베인 조립체는, 특히, 높은 고도에 있을 때 뿐만 아니라 항공기의 변이 단계 즉 이륙, 상승, 하강 및 착륙 단계 동안에 열교환기에서 나오는 흐름의 방향을 조절할 수 있다.
이러한 조건에서, 객실의 출구 쪽에서의 에너지 회수는, 압력 및/또는 온도의 형태에 있어서, 메인 동력원에 근접하게 위치됨에 따라 최적화되고, 객실 내의 역압이 조절되어 객실의 출구 쪽의 공기 흐름을 보장한다. 또한, 에너지 회수 수단을 메인 동력-생성 수단에 연결하고 단순히 압축기 또는 교류발전기에는 연결하지 않음으로써 과속을 흡수할 수 있게 되어, 모든 소모 수단과 동력-생성 수단의 구성요소들로부터 대량 효과(mass effect)로 인한 관성 때문에 고장 시에 다시 시동할 수 있다.
또한, 공기 흐름들 사이에서 열교환에 의해 더 농축되기 전에 항공기 장비들에 전용된 냉각 시스템에 사용되는 열 에너지로, 객실에서부터 나오는 공기 흐름에 포함된 포텐셜 에너지를 보충함으로써, 객실의 출구 쪽에서 에너지를 회수할 수 있다.
본 발명의 그 밖의 특성, 특징 및 장점은 첨부도면을 참조하여, 특히 하기 바람직한 실시예들의 비-제한적인 설명으로 나타난다:
도 1은 ECS 시스템이 장착된 항공기 객실과 연결된 항공기 후방 격실 내에 위치된 본 발명에 따른 메인 동력 유닛의 예시적인 다이어그램;
도 2는 가변-피치 가이드 베인 조립체가 제공된 구심 회수 터빈의 메인 동력 유닛의 개략적인 단면도;
도 3은 가변-피치 가이드 베인 조립체가 제공된 과급기의 메인 동력 유닛의 개략적인 단면도;
도 4는 동력원들의 열효율에 따라 항공기에 공급된 동력을 도시한 그래프로서, 공칭 지점 및 크기 조정 지점이 도시되어 있다.
모든 도면에서, 동일하거나 같은 기능을 갖는 유사한 요소들은 동일하거나 연관된 참조 부호로 표시된다.
개략적으로 도시된 도 1을 살펴보면, 메인 동력 유닛(1)이 항공기(3)의 하측 부분에 위치된 후방 격실(2)에 배치된다. 객실(4)은 상측에 위치하고 중간 격실(5)을 통해 후방 격실(2)에 연결된다. 압력 격벽(6)이 중간 격실(5)로부터 객실(4)을 분리하고, 방화 격벽(7)이 후방 격실(2)로부터 중간 격실(5)을 절연하며, 후방 격실(2)에는 외부 공기 흡입구(21)와 배기 노즐(22)이 장착된다.
메인 동력 유닛(1)은 에너지 회수 구조와 결합된 엔진(10)을 포함하는데, 상기 엔진(10)은 APU 타입이지만 엔진 카테고리에 속한다. 보조 엔진은, 공기 흡입구(21)로부터 나오는 공기 흐름(F1)을 위한 흡입 압축기(110), 연소 챔버(111)를 포함하는 가스 발생기 또는 HP 본체, 및 HP 샤프트(113)에 의해 압축기(110)를 구동하기 위한 터빈(112)으로 구성된다. 상기 가스 발생기는 유입구 쪽에서는 외부 공기 흡입구(21)에 장착된 공기 흐름 덕트(K1)와 연결되고, 배출구 쪽에서는 통상 약 500 내지 600℃의 뜨거운 공기 흐름(F2)를 발생하는 동력 터빈(12)과 연결된다.
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에너지 회수 구조는 격실 외부로부터 특히 객실 내로 바람 소리가 전파되는 것을 방지하기 위해, 방음 장치(14)와 연결된 회수 터빈(13)의 중앙에 위치된다.
회수 터빈(13)은 예를 들어 동력-전달 박스(17)를 통해 장비(100), 가령, 기계 장비, 공압 장비(압축기), 전기 장비(교류발전기) 및/또는 유압 장비(펌프), 특히, 과급기(15) 및 스타터/발전기(16)를 구동하기 위해 동력 터빈(12)에 연결된다. 동력-전달 박스(17)에는 동력 전달에 적합한 기어 박스와 베벨 기어(미도시)가 장착된다. 동력 터빈(12)은 샤프트(121), 가령, 상기 도시된 예에서는 관통 샤프트(through shaft)를 통해 동력-전달 박스(17)에 동력을 공급한다. 대안으로, 상기 샤프트는 비-관통 샤프트(non-through shaft)일 수 있거나 또는 적절한 감속 박스(reduction box)를 통한 외부 샤프트(미도시)일 수도 있다. 상기 박스에는 비-회수 단계(예를 들어 비행기 객실 도어가 열린 경우)에서 단절을 위한 프리휠(freewheel)이 장착되는 것이 바람직하다.
과급기(15)는 객실(4)의 ECS 시스템(41)으로 불리는 환경 제어 시스템에 공기를 공급하고 덕트(K1)의 브랜치(K11)를 통해 외부 공기 흡입구(21)로부터 나오는 압축 공기를 리사이클링 혼합 밸브(42)를 통해 전달한다. 과급기(15)는 객실에 필요한 공압 에너지를 공급하기 위하여 제어 유닛(미도시)과 통신하는 조절 제어수단(19)에 의해 조절된다. 한 변형예로서, 흡입 압축기(110)는 적절하게 공기가 흐르도록 함으로써 과급기(15)로 기능할 수 있다.
객실-압력-조절 밸브로 불리는 적어도 하나의 가변 밸브(40)는 덕트(K2)를 통해 객실(4)의 출구(43)로부터 에너지 회수 구조로 공기 흐름(F3)을 순환시킨다. 덕트(K2)는 중간 격실(5)로 연결되어 공기 흐름(F3)이 캐비닛(51) 내의 동력 전자장비(50)를 냉각시키도록 하는 것이 바람직한데, 이러한 보조장비들은, 객실 문이 열려 있을 때에는 작동되지 않는, 항공기의 작동을 위해 형성된 다양한 시스템(랜딩 기어 등)에 전용된다. 격실(5)의 출구에서 공기 흐름(F3)은 약 40℃의 온도를 가진다. 가변-피치 가이드 베인 조립체는 바람직하게는 객실 출구에서 압력-조절 밸브를 교체할 수 있다.
상기 예에서, 회수 구조는 유입구 쪽에서는 뜨거운 공기 흐름(F2)의 출구와 연결되고 배출구 쪽에서는 노즐(22)과 연결되는 1차 회로(C1), 및 유입구 쪽에서는 객실(4)로부터 나오는 공기 흐름(F3)과 연결되고 배출구 쪽에서는 회수 터빈(13)에 연결되는 2차 회로(C2)를 가진 열교환기(18)를 포함하되, 뜨거운 공기 흐름(F2)의 온도는 통상 약 550℃로부터 300℃로 감소된다. 그 뒤, 공기 흐름(F3)은 유입구의 온도(약 40℃)에서보다 실질적으로 더 높은 온도, 예를 들어, 약 150℃의 온도를 가진다. 회수 터빈(13)의 출구에서, 공기 흐름(F3)은 장비(100)를 냉각하기 위해(약 40℃로) 후방 격실(2)에서 분산되고(dispersed), 그 후, 격실의 벽(200)에 반사되어 흐름(F3')의 형태로 노즐(22)에 수집된다. 이러한 수집은, 열교환기(18)의 출구에서 동력 터빈(12)으로부터 나오는 뜨거운 공기 흐름(F2)의 유출 속도로 인해, 노즐의 확대된 흡입구(221)에서 제트 펌프 작용 때문에 발생한다.
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회수 터빈(13)은 도 2의 개략적인 단면도를 참조하여 자세히 설명된다. 회수 터빈은 공기 흐름(F3)을 유입시키기 위한 링 챔버(131)가 장착된 구심 터빈이다. 상기 공기는 그 후 가변-피치 가이드 베인 조립체(136)에 의해 안내된다(directed). 터빈(133)은 고정자 블레이드(132)를 가진다. 배출구 쪽의 공기 흐름(F3)은 음향적으로 처리되고 장비(100) 및 그 밖의 도시되지 않은 보조 장비(파이어, 잭 등)의 온도를 조절하도록 후방 격실(2)에 분배된다. 대안으로, 그 밖의 다른 형태의 터빈, 가령, 축류(axial) 또는 반응-펄스(경사형) 터빈이 사용될 수도 있다.
가이드 베인 조립체(136)는 열교환기(18)로부터 나오는 공기의 흐름을 안내하고 가속하는 가변-피치 이동 블레이드(134)들로 구성된다. 상기 블레이드들은 가변-피치를 가지고 그 방향은 항공기의 변이 단계 동안 뿐만 아니라 높은 고도에 있을 때 조절 제어수단(19)에 의해 조절된다. 작동 시에, 압력 센서(135)가 상기 조절 제어수단(19)과 함께 가이드 베인 조립체(132)의 블레이드(134)들의 개폐를 조절한다.
과급기(15)는 도 3의 개략적인 단면도를 참조하여 하기에 상세히 설명된다. 상기 과급기는 회수 터빈과 유사하나 공기 흐름(F1)의 순환에 대해 반대인 구조를 가지며, 링 챔버(151), 가령, 이동 블레이드(154)를 가진 가변 디퓨저(156) 및 고정 블레이드(152)가 장착된 원심 압축기(153)를 포함한다. 가변-피치 이동 블레이드(154)는 변이 단계 동안 및 높은 고도에 있을 때 조절 제어수단(19)에 의해 조종된다. 압력 센서(155)가 ECS 시스템에 의해 정의된 특성들, 가령, 유량(F1) 및 압력의 필요 공급량으로 조절된 공기-유량(151)를 충족하기 위해 조절 제어수단(19)에 의해 블레이드(154)들의 방향을 조절한다.
한 구체적인 예에서, 표준 항공기의 ECS 시스템을 위해 필요한 공압 동력은 일반적으로 180㎾이다. 메인 엔진의 크기는, 공전 속도에서는 180㎾를 제공하고 정상 작동에서는 거의 전체 비행 단계에서 360㎾를 제공하도록 형성된다. 따라서, 본 발명에 따른 메인 동력 유닛의 크기는 ECS 시스템의 요구를 충족하기 위해 엄격한 180㎾의 공압 동력을 제공하도록 형성된다.
본 발명에 따른 메인 동력 유닛의 동력 공급 장치는 공압 에너지의 공급에만 제한되지 않는다. 상기 유닛은 실제로 구동 모드에서 사용되는 메인 엔진의 스타터/발전기와 결합된 전기 발전기로 사용되는 스타터/발전기(16)를 통해 메인 엔진의 HP 본체에 동력을 공급할 수 있다.
따라서, 통상 420kW의 전체 동력, 즉, ECS 시스템을 위해 180㎾의 공압 동력, 잭을 위해 60kW의 유압 동력 및 교류발전기, 펌프 등을 위해 180kW의 전력이 필요함에 따라, 본 발명의 회수 구조에 따른 과급기, 회수 터빈 및/또는 열교환기는 메인 엔진이 오직 이러한 기능들만을 수행하도록 사용함으로써 생성될 수 있는 에너지의 손실을 실질적으로 낮출 수 있도록 한다. 예를 들어, 가변-피치 디퓨저를 가진 과급기는 180㎾를 절감할 수 있고, 가변-피치 회수 터빈은 일반적으로 90kW, 그리고 열교환기는 15-20kW를 절감할 수 있어서, 이를 모두 합치면 285-290kW를 절감할 수 있다. 메인 엔진은 공압 동력(180kW)을 제외하고 전체 동력 공급(420kW)의 오직 1/3 즉 80kW만 분배하는데, 이 80kW의 동력은 상기 예에서 150kW(각각 공압 및 전기/유압 에너지를 공급하기 위한 70kW + 남은 240kW의 1/3 즉 80kW)를 공급하는 메인 동력 유닛에 비해 실질적으로 낮다.
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메인 동력 유닛의 효율(일반적으로 20%)이 엔진들 중 하나가 고장난 경우 또는 상승 단계를 제외하고는 비행 단계에서 메인 엔진의 효율과 비슷하다는 것과 완전히 사용할 때의(상승 단계 또는 다른 엔진이 고장난 경우의) 메인 엔진의 효율(40%)보다 낮다는 점을 고려하면, 메인 엔진이든 메인 동력 유닛이든 간에, 엔진들 사이의 에너지 공급을 균등하게 나누면, 공칭 작동 상태 하에서 또는 고장난 경우의, 모든 비행 단계를 포함하는 전체 효율을 최적화할 수 있게 하는데, 가령, 예를 들어, 유압 및 전력의 공급을 균등하게 나누는 것은, 2개의 메인 엔진 및 메인 동력 유닛의 작동 시에는 1/3, 1/3, 1/3이고, 메인 엔진이 고장난 경우에는 1/2, 1/2이다.
또한, 균등하게 나누게 되면, 도 4에 도시된 것과 같이 터빈 엔진을 형성하는 모든 동력원들의 효율을 최적화할 수 있는데, 상기 도면에서, 곡선(G)는 엔진에 의해 공급되는 동력(Pw)에 따른 열효율 변화를 나타낸다. 이 그래프에서:
- 터빈 엔진의 동력 크기 조정 지점 (Pd)0 : 상기 크기 조정 지점은 동력을 필요로 하는 가장 심각한 상태에서 구현된다(일반적으로 엔진이 고장난 경우 혹은 특히 어려운 이륙 시에);
- 메인 동력 유닛이 없는 터빈 엔진의 공칭 지점 (Pn)0, 및 균일하게 나뉘어진 메일 동력 유닛을 가진 터빈 엔진의 공칭 지점 (Pn)1을 볼 수 있다.
터빈 엔진이 메인 동력 유닛을 포함할 때, 다음과 같은 이유로, 연료의 소모에 관련된 열효율 변화가 최적화된다. 메인 동력 유닛이 없으면, 지점 (Pn)0 및 (Pd)0 사이의 효율 변화(D0)는 항공기가 메인 동력 유닛을 포함하지만 실질적으로 낮은 양의 공급 동력을 가질 때 지점 (Pn)1 및 (Pd)0 사이의 변화(D1)보다 크다. 이러한 상황은 공칭 지점과 크기 조정 지점 사이의 차이를 최소화함으로써 균등하게 나누었을 때 최적화되는 것을 나타낸다. 실제로, 제1 변화(D0)는 엔진이 공칭 상태로부터 크기 조정 상태로 갈 때 공급되는 동력의 50-100% 변이 즉, 50%의 차이에 상응한다(고장난 경우에는, 공급되어야 하는 양의 200%에 해당). 제2 변화(D1)는 첫 번째 타입의 상태로부터 두 번째 타입의 상태로 가기 위해 33%(더욱 정확하게는 1/3)에서 50%의 변이에 상응한다. 메인 동력 유닛이 있으면, 터빈 엔진은 모든 메인 엔진에 대해 1/3 즉 33%의 공급되어야 하는 동력의 감소를 보여주며, 전체 효율(효율 변화에 해당)은 차이(D0-D1)만큼 증가된다. 상기 예는 고장난 경우 제공될 수 있는 부하 차단(load shedding)의 가능성은 고려하지 않은 것이다. 부하 차단이 있던지 없던지 간에, 효율은 향상된다.
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상술한 내용은 메인 동력 유닛의 기능을 서술하고 있다. 메인 동력 유닛이 고장난 경우는 설명하지는 않았으나, 예를 들어, 저하 모드(degraded mode)에서, 메인 동력 유닛과 교체될 수 있는 그 외의 다른 긴급 장비, 특히, 추가 동력, 스패어 APU 또는 그에 상응하는 장치 또는 이러한 동력원들의 조합을 공급할 수 있는 두 메인 엔진 중 하나 이상을 제공하는 것도 가능하다.
그 밖에도, 본 명세서에서 언급된 "균등한 나눔"은 동력원들이 설정 상태에서 균등하게 나눌 수 있다는 것을 의미한다. 고려해야 하는 법적 제약과 물리적 응력, 특히, 기계적 응력은 균등한 나눔을 위해 이상적인 상태로 갈 때에만 가능하다.

Claims (15)

  1. 공기 흐름(F3)이 조절되는 객실(4)을 갖추고 있으며 2개 이상의 메인 동력-생성 엔진을 포함하는 동력원을 가진 항공기(3)에 공급되는 에너지의 전체 효율을 최적화하기 위한 방법으로서, 상기 에너지는 추진 에너지 또는 비-추진 에너지인, 항공기(3)에 공급되는 에너지의 전체 효율을 최적화하기 위한 방법에 있어서,
    상기 최적화 방법은:
    객실(4) 근처에 위치된 환경에서, 객실(4)을 위한 단일의 공압 에너지 생성원으로 사용되고 항공기(3)의 나머지 부분을 위한 그 밖의 추진 에너지, 유압 및/또는 전기 에너지 생성원으로서 사용되는 크기로 형성되는 하나 이상의 엔진-타입의 동력 유닛(10)을 제공하는 단계; 및
    동력원들이 사용될 때 동력원들의 공칭 지점 (Pn)1, (Pn)0 및 메인 동력-생성 엔진이 고장난 경우에서 동력원들의 비-추진 에너지 분배의 크기 조정 지점 (Pd)0 사이의 동력 차이를 최소화시키는 단계를 포함하되;
    상기 동력 차이를 최소화시키는 단계는:
    공칭 작동 상태(nominal operating condition) 하에서는, 2개 이상의 메인 동력-생성 엔진들과 엔진-타입의 동력 유닛(10) 사이의 동력을 균등하게 나누는 단계, 및
    메인 동력-생성 엔진이 고장난 경우에는, 하나 이상의 메인 동력-생성 엔진과 엔진-타입의 동력 유닛(10) 사이의 동력을 균등하게 나누는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기에 공급되는 에너지의 전체 효율을 최적화하기 위한 방법.
  2. 항공기(3) 내의 메인 동력 유닛(1)으로서,
    상기 메인 동력 유닛(1)은, 에너지-소모 장비(100), 내부 공기가 새롭게 되고(renewed) 온도 및/또는 압력이 ECS 시스템(41)에 의해 조절되는 객실(4), 2개 이상의 메인 동력-생성 엔진, 비행 제어 유닛, 및 과급기(15)를 포함하는 장비(100)들을 구동하기 위해 동력 터빈(12) 및 가스 발생기(11)가 장착된 엔진-타입의 동력 유닛(10)을 포함하되,
    과급기(15)는 객실(4)에 필요한 공압 에너지를 공급하기 위하여 제어 유닛과 통신하는 조절 제어수단(19)을 통해 ECS 시스템(41)과 연결되며, 엔진-타입의 동력 유닛(10)은 외부 공기 흡입구(21)와 배기 노즐(22)을 포함하고 방화 격벽(7)으로 항공기의 다른 영역들로부터 절연된 격실(2)에 장착되는 메인 동력 유닛(1)에 있어서,
    동력원들은 2개 이상의 메인 동력-생성 엔진과 엔진-타입의 동력 유닛(10)을 포함하며;
    비행 제어 유닛은 동력원들이 사용될 때 동력원들의 공칭 지점 (Pn)1, (Pn)0 및 메인 동력-생성 엔진이 고장난 경우 동력원들의 비-추진 에너지 분배의 크기 조정 지점 (Pd)0 사이의 동력 차이를 최소화시키도록 구성되며;
    동력 차이를 최소화시키는 것은, 공칭 작동 상태하에서는, 2개 이상의 메인 동력-생성 엔진들과 엔진-타입의 동력 유닛(10) 사이의 동력을 균등하게 나누고, 메인 동력-생성 엔진이 고장난 경우에는, 하나 이상의 메인 동력-생성 엔진과 엔진-타입의 동력 유닛(10) 사이의 동력을 균등하게 나누는 것을 포함하는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  3. 제2항에 있어서, 메인 동력 유닛(1)은, 동력 터빈(12)으로 장비(100)들을 구동시키기 위해 하나 이상의 에너지-회수 터빈(13)을 포함하며 공기 유입구 쪽에서는 냉각을 위해 객실(4)의 출구와 결합되고 공기 배출구 쪽에서는 장비(100)들과 결합되는 회수 구조를 포함하며, 과급기(15)는 객실(4)에 공압 에너지를 공급하기 위해 상기 회수 구조에 장착되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  4. 제3항에 있어서, 회수 터빈(13)은 배출구 쪽에서는 메인 동력 유닛(1)의 격실(2)로 공기 흐름을 배출하여 장비들과 후방 격실(2)에 포함된 보조 장비들을 냉각한 후에, 동력 터빈(12)에서 나오는 뜨거운 공기 흐름(F2)의 유출 속도로 인한 제트 펌프 작용에 의해 배기 노즐(22) 내로 배출되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  5. 제3항에 있어서, 회수 터빈(13)은 블레이드(134)를 가진 가변-피치 가이드 베인 조립체(132)를 포함하는 구심 터빈이며, 상기 구심 터빈의 조절은 조절 제어수단(19)에 의해 서보-제어되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  6. 제3항에 있어서, 동력 터빈(12)과 회수 터빈(13)으로부터 항공기(3)의 기계, 공압, 유압 및/또는 전기 장비(100)들로 동력을 전달하기 위한 수단을 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  7. 제6항에 있어서, 동력을 전달하기 위한 수단은 동력-전달 박스(17)의 형태로 구성되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  8. 제3항에 있어서, 회수 구조는 2개의 열-전달 회로를 갖는 열교환기(18)를 포함하는데, 상기 2개의 열-전달 회로는, 유입구 쪽에서는 동력 터빈(12)의 뜨거운 공기 흐름(F2) 출구와 연결되고 배출구 쪽에서는 배기 노즐(22)과 연결되는 1차 회로(C1), 및 유입구 쪽에서는 객실(4)의 공기 흐름(F3) 출구와 연결되고 배출구 쪽에서는 회수 터빈(13)과 연결되는 2차 회로(C2)로 구성되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  9. 제2항에 있어서, 과급기(15)는 블레이드(154)를 가진 가변-피치 공기 디퓨저(152)를 포함하되, 디퓨저(152)의 조절은 모든 비행 단계에서 ECS 시스템(41)에 의해 요구되는 압력 및 유량의 공급으로 공기 흐름을 엄격하게 조절할 수 있는 조절 제어수단(19)에 의해 서보-제어되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  10. 제9항에 있어서, 과급기(15)의 디퓨저(152)의 설정 변화로 인해, 일정한 압력 비율을 가진 공기 유량가 변화되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  11. 제9항에 있어서, 하나 이상의 압력 센서(155, 135)가 조절 제어수단(19)과 함께 디퓨저(152)와 가이드 베인 조립체(132)의 블레이드(134, 154)의 개폐를 조절하는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  12. 제11항에 있어서, 블레이드(134, 154)의 최대 개방 가능한 설정 위치는 완전히 개방되어 반경방향 위치 즉 제로 위치에 배열될 수 있는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  13. 제11항에 있어서, 블레이드(134, 154)의 가변 설정의 조절은, 고도를 유지하는 동안 공기 흐름이 점차적으로 닫히는 것과 지면에서 완전히 열리는 것 사이에서, 객실(4) 내의 가압에 따라 조절 제어수단(19)에 의해 자동화되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  14. 제2항에 있어서, 과급기(15)는 동력 터빈(12)과 직접 결합되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
  15. 제2항에 있어서, 가스 발생기(11)는 과급기(15)로서 기능할 수 있는 흡입 압축기(110)를 포함하는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛(1).
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Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201202990D0 (en) * 2012-02-22 2012-04-04 Rolls Royce Plc An auxiliary power system
FR2990414B1 (fr) 2012-05-10 2015-04-10 Microturbo Procede de fourniture de puissance auxiliaire par un groupe auxiliaire de puissance et architecture correspondante
GB201219922D0 (en) * 2012-11-06 2012-12-19 Rolls Royce Plc Method of controlling an aircraft electrical power generation system
FR3001442B1 (fr) * 2013-01-29 2016-05-20 Microturbo Architecture de fourniture de puissance electrique de secours amelioree dans un aeronef
US10266276B2 (en) * 2013-03-14 2019-04-23 Textron Innovations, Inc. Integrated auxiliary power unit, starter-generator-motor, and vapor cycle cooling system for an aircraft
EP2971699B8 (en) * 2013-03-15 2020-01-15 Rolls-Royce Corporation Lifing and performance optimization limit management for turbine engine
US10569892B2 (en) 2013-05-06 2020-02-25 Sikorsky Aircraft Corporation Supplemental power for reduction of prime mover
FR3019358B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Procede de gestion globale optimisee d'un reseau energetique d'un aeronef et dispositif correspondant
US9354621B2 (en) 2014-06-16 2016-05-31 General Electric Company Systems and methods for control of an adaptive-cycle engine with power-thermal management system
EP3095703B1 (en) 2015-05-11 2019-07-03 United Technologies Corporation Environmental cooling systems for aircraft
US10240521B2 (en) 2015-08-07 2019-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with variable speed ratio
JP5973096B1 (ja) * 2016-01-14 2016-08-23 三菱日立パワーシステムズ株式会社 プラント分析装置、プラント分析方法、およびプログラム
EP3825531B1 (en) 2016-05-26 2023-05-03 Hamilton Sundstrand Corporation An energy flow of an advanced environmental control system
EP3254970B1 (en) * 2016-05-26 2020-04-29 Hamilton Sundstrand Corporation An environmental control system with an outflow heat exchanger
US11506121B2 (en) 2016-05-26 2022-11-22 Hamilton Sundstrand Corporation Multiple nozzle configurations for a turbine of an environmental control system
EP3248880B1 (en) 2016-05-26 2022-03-16 Hamilton Sundstrand Corporation Mixing ram and bleed air in a dual entry turbine system
US10919638B2 (en) 2016-05-31 2021-02-16 The Boeing Company Aircraft cabin pressurization energy harvesting
ES2920835T3 (es) * 2016-09-29 2022-08-10 Airbus Operations Sl Unidad de suministro de aire auxiliar para una aeronave
US11214380B2 (en) 2017-05-31 2022-01-04 General Electric Company Intelligent mission thermal management system
US20190002117A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US11061414B2 (en) 2017-12-20 2021-07-13 General Electric Company Fleet mission advisor
CN108520108B (zh) * 2018-03-19 2022-02-18 中国海洋石油集团有限公司 一种基于温度场分析的浮式液化天然气装置液舱优化方法
US11273917B2 (en) * 2018-05-29 2022-03-15 Honeywell International Inc. Cabin discharge air management system and method for auxiliary power unit
JP7014305B2 (ja) * 2018-10-18 2022-02-01 株式会社Ihi 航空機用エネルギ回収装置
US10839698B1 (en) * 2019-06-18 2020-11-17 Honeywell International Inc. Methods and systems for depicting an energy state of a vehicle
CN113022863B (zh) * 2021-04-19 2022-07-22 中国航发湖南动力机械研究所 辅助动力装置及辅助动力装置的排气控制方法
CN114954964B (zh) * 2022-06-08 2024-04-16 中国航空发动机研究院 一种喷管装置及航空发动机
CN114872908B (zh) * 2022-06-08 2024-03-26 中国航空发动机研究院 一种喷管装置及航空发动机
US20240059424A1 (en) * 2022-08-22 2024-02-22 Gulfstream Aerospace Corporation Auxiliary power unit air inlet door with specified acoustic reflecting and/or diffusing characteristics

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060231680A1 (en) * 2004-08-23 2006-10-19 Honeywell International, Inc. Integrated power and pressurization system

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2734356A (en) * 1956-02-14 Kleinhans
US2929224A (en) * 1955-12-23 1960-03-22 Garrett Corp Gas turbine compressor driven air conditioning system
US3711044A (en) * 1971-03-17 1973-01-16 Garrett Corp Automatic interface control system
US3965673A (en) * 1973-05-19 1976-06-29 Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung Apparatus for starting aircraft engines and for operating auxiliary on-board power generating equipment
US4091613A (en) * 1976-07-30 1978-05-30 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Independent power generator
US4684081A (en) * 1986-06-11 1987-08-04 Lockheed Corporation Multifunction power system for an aircraft
US4864812A (en) * 1987-11-13 1989-09-12 Sundstrand Corporation Combined auxiliary and emergency power unit
US4912921A (en) * 1988-03-14 1990-04-03 Sundstrand Corporation Low speed spool emergency power extraction system
DE4320302C2 (de) 1993-06-18 1996-09-12 Daimler Benz Aerospace Airbus Anordnung zur Energiegewinnung an Bord eines Flugzeuges, insbesondere eines Passagierflugzeuges
GB9508043D0 (en) * 1995-04-20 1995-06-07 British Aerospace Environmental control system
WO1998048162A1 (en) * 1997-04-18 1998-10-29 Alliedsignal Inc. Improved integrated environmental and secondary power system
US5956960A (en) * 1997-09-08 1999-09-28 Sundstrand Corporation Multiple mode environmental control system for pressurized aircraft cabin
US6283410B1 (en) * 1999-11-04 2001-09-04 Hamilton Sundstrand Corporation Secondary power integrated cabin energy system for a pressurized aircraft
US6837038B2 (en) * 2001-10-16 2005-01-04 United Technologies Corporation Variable cycle boost propulsor
US6651929B2 (en) * 2001-10-29 2003-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Passive cooling system for auxiliary power unit installation
US7210653B2 (en) * 2002-10-22 2007-05-01 The Boeing Company Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US20060174629A1 (en) * 2004-08-24 2006-08-10 Honeywell International, Inc Method and system for coordinating engine operation with electrical power extraction in a more electric vehicle
US7607318B2 (en) 2006-05-25 2009-10-27 Honeywell International Inc. Integrated environmental control and auxiliary power system for an aircraft
US7966825B2 (en) 2006-10-31 2011-06-28 Honeywell International Inc. Exhaust eductor system with a recirculation baffle
US8480460B2 (en) * 2007-10-01 2013-07-09 United Technologies Corporation Cabin air supercharged aircraft internal combustion engine

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060231680A1 (en) * 2004-08-23 2006-10-19 Honeywell International, Inc. Integrated power and pressurization system

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