KR20130105612A - 항공기의 전반적인 에너지 효율성 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지 - Google Patents

항공기의 전반적인 에너지 효율성 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지 Download PDF

Info

Publication number
KR20130105612A
KR20130105612A KR1020137005235A KR20137005235A KR20130105612A KR 20130105612 A KR20130105612 A KR 20130105612A KR 1020137005235 A KR1020137005235 A KR 1020137005235A KR 20137005235 A KR20137005235 A KR 20137005235A KR 20130105612 A KR20130105612 A KR 20130105612A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
main power
cabin
power unit
main
aircraft
Prior art date
Application number
KR1020137005235A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101860164B1 (ko
Inventor
쟝-미쉘 하일롯
Original Assignee
터보메카
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 터보메카 filed Critical 터보메카
Publication of KR20130105612A publication Critical patent/KR20130105612A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101860164B1 publication Critical patent/KR101860164B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/165—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for radial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially parallel to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
    • B64D2013/0603—Environmental Control Systems
    • B64D2013/0611—Environmental Control Systems combined with auxiliary power units (APU's)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Pulmonology (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)

Abstract

본 발명은 객실 압력 제어 시스템의 실제적 동력 필요에 따라 동력 공급의 크기를 매치시킴으로써 항공기의 특정 소모를 제한하는데 관련된 것으로 더욱 일반적으로 항공기에 관한 것이다.
본 발명에 따른 최적화 방법은, 객실(4) 근처에 위치되는 환경에서, 객실을 위한 단일의 다른 공압에너지 발생자원 및 항공기의 잔여부분을 다른 추진, 공압 및/또는 전기 에너지 발생자원과 같은 대부분의 자원으로 기능하는 크기로 형성되는 하나이상의 엔진형태의 메인 동력 발생 수단을 제공하고, 상기 자원이 기능할 때 즉, 명목 작동 조건하에서 및 메인 엔진의 오류시 메인 엔진과 메인 동력 발생수단의 동력 기여를 균등하게 나눔으로써, 동력 자원의 명목 지점((Pn)1, (Pn)0)과, 메인 엔진의 오류상황에서 상기 자원의 비추진 에너지 분배의 크기 지점(Pd)0)사이의 차이를 최소화한다.

Description

항공기의 전반적인 에너지 효율성 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 추진에너지의 전반적인 효율성을 최적화하기위한 방법뿐만 아니라 상기 방법을 구현하기 위한 메인 동력장치에 관한 것이다.
본 발명은 항공기 즉, 비행기의 엔진 세트(제트 엔진, 터보 제트 엔진, 터보프롭)뿐만 아니라 헬리콥터 엔진세트(터보샤프트 엔진 세트)에 필수적으로 적용된다.
일반적으로 항공기에서 승객을 수용하는 객실은 온도조절 및/또는 압력조절이 이루어진다. 객실의 공기 유입구는 환경 제어 시스템 ECS("Environmental Control System"의 이니셜)에 연결되는데, 상기 시스템은 ECS 시스템과 객실 사이에서 가능한 순환 시스템과 공동으로 공기 흐름율, 온도 및/또는 압력을 조절한다.
높은 압력과 온도-통상 0.8 바(bar) 및 24°C-를 가지는 객실의 배출구 공기와 낮은 압력과 온도-통상 0.2 바 및 -50°C-의 항공기 외부 공기 사이의 에너지를 복구하는 방법이 공지되어 있다.
예를 들어, 미국 특허 문헌 5 482 229호는 항공기의 엔진 압축기에서 나오고 객실의 ECS 시스템에 연결된 덕트에서 순환하는 공기에 의해 유출되는 열교환기로 객실의 배출 채널에서 나오는 공기의 온도를 상승시키는 것이 제안되어 있다. 열 교환기에 의해 가열된 객실에서 오는 공기는 그후 항공기 외부로 배출되기 전에 기계 또는 전기적 에너지를 보조 장비(펌프, 과급기, 발전기 등)에 공급하는 동력 변환 유닛의 터빈을 구동한다.
그러나, 이러한 형태는 신뢰할 수 있는 방법으로 기내에서 배출 공기를 사용할 수 없다. 실제로, 상기 공기의 압력은 예를들어 0.8 바 정도의 특정 수준으로 객실에서 조절되고, 항공기의 내부와 외부 사이의 압력의 변화-예를들어 항공기가 상승하거나 높은 고도에 있을때 내부는 0.8 바, 외부는 0.2바-는 압력의 강하 및 관입현상을 초래한다.: 객실의 압력이 초기 조절 값보다 높고 압력 변이가 승객의 귀에 영향을 주기 때문에 상기 조절이 더이상 적절하게 이루어질 수 없다. 터빈이 언제나 객실의 출구에서 역압(back-pressure)을 차단하게 되기 때문에 공기가 더이상 적절하게 흘러나갈 수 없는 것이다. 이러한 상태에서, 변환 유닛의 터빈은 특히 고도의 상승 및 높은 고도로의 변이 단계에서 더 이상 작동 할 수 없다.
또한, 열 교환기는 객실 문이 열릴때 지면에서 더 이상 작동하지 않는다. 이러한 구조는 외부 공기 회로와 연결된 추가적인 열 교환기와 연결된 가열구조의 설치를 필요로 한다. 또한, 변환 유닛에 의해 구동되는 장비가 고장나는 경우, 변환유닛이 과속으로 작동한다. 또한, 항공기의 엔진 압축기에서 오는 공기의 사용은 열 교환기 및 엔진 배출구 사이의 거리에 기인한 파이프의 손실 때문에 에너지 균형 측면에서 불리하다. 또한, 이륙하는 동안 엔진에 의해 ECS 시스템에 공급되는 동력은 에너지 요건에 대해 과대 평가되어 있다.
ECS 시스템에 대한 동력 공급 장치의 크기 조정 점은 항상 ECS 시스템에 충분한 동력을 공급 할 수 있도록-심지어 아이들(idle) 속도에서도- 실제로 메인 엔진의 HP(고압)몸체의 최소한의 속도로 결정된다.
일반적으로, 메인 엔진은 때때로 예를들어 항공기의 이륙시와 같은 중요한 추진력을 공급할 수 있는 크기로 형성되는 한편, 다른 단계에서 하강하는 동안에는 즉, HP 몸체가 저속으로 진행할 때에는, 실제로 최소인 중간 추진력을 공급한다.
추진력은 제트 엔진에 의해 공급된 추력과 비행기 터보프롭 및 헬리콥터 터보샤프트 엔진에 의해 공급된 기계 동력에 본질적으로 관련된다. 동력 공급 장치의 오버사이징(oversizing)은 일반적으로 아이들(idle) 단계와는 별도의 모든 비행단계에서, 특정 과소모(overconsumption)를 동반한다.
본 발명은 쓸모없는 동력 공급을 제거 할 수 있도록, 동력 공급 장치의 크기 조정 및 객실 ECS 시스템 및 더욱 일반적으로 항공기의 실제 동력 요건에 일치시킴으로써 동력의 특정 소모를 정밀하게 제한하기 위한 것이다.
또한, 본 발명은 과속(overspeeds)을 유발할 수있는 항공기 오동작의 경우에 대처할 수 있는 충분히 신뢰할 수 있는 방법으로 에너지를 공급하는 것을 목적으로로 한다. 본 발명의 또 다른 목적은, 특히 이행 단계에서 알려진 형태에 대한 에너지 공급 및 소모 사이의 전체 에너지 균형을 모든 비행단계에서 유지시키기 위하여 많은 수의 비 추진 에너지 소모수단 특히 전기, 기계 및/또는 공압 소모수단과의 연결을 용이하게 하기 위한 것이다. 또한, 본 발명은 최적의 열 교환함과 더불어, 바람직하지 않은 역압의 위험없이 객실의 배출 측면에 열에너지를 열 에너지를 복구할 수 있도록 하는 것이다.
상기 작업을 수행하기 위해, 본 발명은 엔진형 동력 발생 수단에 의해 객실 배출구근처에 에너지, 특히, 객실에 공압 에너지를 공급하는 것으로 구성된다. 동력 발생 수단은 그 구성이 메인 엔진으로 기능하는 동력 발생수단과 동일한 방법으로 모든 비행단계에서 이용가능한 엔진으로 인증될때 상술한 엔진 형태로 일컬어진다.
더 정확하게, 본 발명의 목적은 항공기에 탑재되는 공급 에너지의 전반적인 효율성을 최적화하기 위한 방법이며, 상기 에너지는 추진에너지 또는 비 추진에너지이다. 상기 항공기는 공기 흐름이 조절되는 객실을 갖추고 있으며, 메인 엔진을 포함하는 동력원을 가진다.
이러한 최적화는, 객실 근처에 위치되는 환경에서, 객실을 위한 단일의 다른 공압에너지 발생자원 및 항공기의 잔여부분을 다른 추진, 공압 및/또는 전기 에너지 발생자원과 같은 대부분의 자원으로 기능하는 크기로 형성되는 하나이상의 엔진형태의 메인 동력 발생 수단을 제공하고, 상기 자원이 기능할 때 즉, 명목 작동 조건하에서 및 메인 엔진의 오류시 메인 엔진과 메인 동력 발생수단의 동력 기여를 균등하게 나눔으로써, 동력 자원의 명목 지점과 메인 엔진의 오류상황에서 상기 자원의 비추진 에너지 분배의 크기 지점사이의 차이를 최소화하는 수단으로 이루어진다.
메인 동력 발생 수단은 객실의 엄격한 요건에 따라 공압 에너지의 공급을 조정할수 있도록 하는 반면, 메인 엔진은 최소한 보다 두배이상 높은 동력을 불필요하게 공급되도록 한다.: 이들은 크기가 메인 엔진 HP 몸체의 최소 속도에 기반을 두고 있기 때문에 공압 에너지 균형에 관한한 오버사이즈되어 있다. 공압 에너지의 공급은 본 발명에 따라 더 이상 메인 엔진에 대한 문제가 아니고, 실질적으로 개선된 효율성을 가지며, 그후 전반적인 효율성도 역시 실질적으로 개선된다.
또한, 상기와 같은 크기로 된 메인 동력 발생 수단의 전체적인 열효율은 일반적으로 20%정도의 하강 단계 또는 명목 비행 단계에서, 비 추진 동력 공급을 위한 메인 엔진의 열효율과 실질적으로 동일하다. 동력의 양을 동일하게 나누는 것은 그후 소모량의 낭비없이 적용된다. 반대로 상승단계에서는 메인 엔진에 의한 동력공급이 바람직한데, 고압 몸체(HP)의 속도가 주동력 발생수단보다 높아서 메인 엔진의 효율성이 더 높기 때문이다.
또한, 추가적인 메인 동력 발생 수단을 채용함으로써 엔진 수단의 중복성을 제공하며, 따라서 결함 허용오차 및 항공기의 가용성을 강화한다.
본 발명은 또한 하기하는 주동력 유닛에 관현된다: 상기 방법에 따라 전체 에너지 효율을 최적화할 수있는 MPU. 상기 주동력 유닛은 간략한 형태의 보조 동력 유닛 형태의 동력 유닛을 기반으로한다: 엔진 카테고리에 속하고 에너지 복구 구조와 결합되기 위해 더 욱 신뢰성있는 APU.
APU는 통상 지면에서 다양한 에너지 소모 장비(전기, 공압 및 공압 동력, 공조)를 공급하고 메인 엔진을 시동하기 위해 공공기에 채용된다. 엔진이 고장났을때, 일부 APU는 비행하는 동안 고정난 엔진을 재시동 및/또는 전기에너지의 일부를 충분히들이 비행장치에 공급하기 위해 다시 시동할 수 있도록 충분히 보장한다.
APU는 통상 다음을 포함하는 가스 발생기로 구성된다.- 직접 또는 회전 속도 조절과 함께 장비(과급기, 연료 및 유압 펌프, 전기 발전기 및/또는 전기 시동기/발전기 등)을 구동하기 위한 수단과 마찬가지로 적어도 흡입구 콤프레서, 연소 챔버 및 하나이상의 동력터빈. 과급기 또는 흡입구 콤프레서의 배출 측면에서의 공기 블리드는 메인 엔진을 공압으로 시동하는데 사용된다.
비추진 에너지를 공급하는 전체 비행 단계 동안 APU를 사용하는 것은 메인 엔진에 비해 에너지효율성이 좋지 않기 때문에 비현실적으로 고려된다: 전체 비행 단계동안 APU를 작동하는 것은 추가적인 연료가 소모된다는 것을 의미한다.
이제, APU가 객실의 엄격한 요건에 따라 공압 에너지를 영구적으로 공급하기위한 엔진 타입의 동력 유닛으로 변환되는 경우, 상기 유닛을 갖는 항공기는 바람직한 균형을 제공한다.
이와 같이, 에너지 소모 설비를 포함하여 항공기, 특히 객실에서 갱신되는 공기와 조절 시스템 ECS에 의해 조절되는 온도 및/또는 압력, 메인 동력 발생 엔진 및 비행 제어 유닛 및 항공기의 다른 영역에서부터 방화 격벽 및 외부공기 흡입구와 배출 노출과 절연되는 격실부로 형성된 본 발명에 따른 주 동력 유닛은 과급기를 포함하는 구동 장비를 위해 동력 터빈 및 가스 발생기가 장착되는 상술한 형태의 엔진형태 동력유닛을 포함한다. 상기 과급기는 객실에 필요한 공압 에너지를 제공하기 위해 제어유닛과 통신하는 조절 제어수단을 통해 ECS 시스템과 연결된다.
특정 실시예에 따르면 :
- 메인 동력 유닛은 동력 터빈을 가진 장비를 구동하는 하나이상의 에너지-복구 터빈을 포함하는 복구 구조와 연결되고, 공기 인입 측면에서 냉각을 위한 객실 배출구에 연결되며 공기 배출 측면에서 상기 장비는 객실의 공압 에너지의 공기수단으로 복구 구조내에 형성된 과급기와 연결되고;
- 상기 과급기는 블레이드를 갖는 가변 피치 에어 디퓨저를 포함하고 그 조절은 모든 비행단계에서, ECS에 의해 요구되는 압력 공급 및 흐름율로 공기 흐름을 엄격하게 조절할 수 잇는 조절 제어수단에 의해 서보 제어되고;
- 과급기의 디퓨저의 설정 변화는 실질적으로 일정한 압력의 비율을 가진 공기 흐름율의 변화를 가져오고: 따라서 필요와 공급사이의 균형이 큰 손실없이 달성되며;
- 과급기가 기계적 전송이 아닌 다른 동력의 전송으로 인한 에너지의 손실을 피하도록 동력 터빈에 직접 연결되고;
- 가스 발생기가 과급기의 역할을 할 수있는 흡입 압축기를 포함하고;
- 복구 터빈은 터빈, 특히 블레이드를 가지는 가변 피치 가이드 베인 조립체체를 가진 구심 터빈이며, 그 방향은 조절 제어수단에 의해 서보 제어되고;
- 하나 이상의 압력 센서는 서보 제어와 관련하여 디퓨저와 가이드 베인 조립체체의 블레이드의 개폐를 조절하고,
- 복구 터빈은 배출 측면에서 장비와 후미 격실에 포함된 보조 장비를 냉각 한 후, 동력 터빈에서 나오는 뜨거운 공기 흐름의 유출속도에 따른 제트 펌프의 동작에 의해 배기 노즐로 빠져나오는 공기 흐름을 분출하며;
- 복구 터빈은 객실에 바람 소리가 전파되는 것을 방지하기 위해 방음 장치와 연결되고;
- 최대 개방 가능한 설정 위치는 방사상 위치 즉, 제로 위치로 완전히 열리도록 초과될 수 있고;
- 고도를 확보하는 동안 공기 흐름이 지면에서 완전히 열리는 것과 진행에 따라 닫히는 것 사이의 가변 설정의 조절은 객실내의 가압에 따른 조절 제어로 자동화될 수 있다.
일반적으로, 높이에 따라 증가하는 메인 유닛의 에너지 공급 용량의 손실은 최대 개방가능한 위치에서 객실과 과급기의 배출 측면에서 역합과 양립할 수 있는 최대 폐쇄 위치의 복구 터빈의 가변 설정의 위치를 최적화함으로써 비행시 부분적으로 보상되어야 한다.
메인 유닛에 대한 비행 응력과 양립할 수있는 열역학적 동력 레벨은 다음과 같이 최소화된다: 지면에서 가변 설정의 최적 위치가 복구 터빈과 과급기의 효율을 떨어뜨리는 경우에도, 지면에서 충분한 에너지를 공급할 수 있는 방법으로 열역학적 동력의 크기가 형성된다. 따라서, 비행시 효율성을 최적화하는 것이 바람직하다. 전체 비행 영역(flight envelope)에서, 압축기 및 복구 터빈의 전체 효율은 따라서 다양한 설정을 가진 디퓨저 및/또는 가이드 베인 조립체의 존재로 인해 최적화된다.
다른 바람직한 실시예에 의하면,
- 동력 및 복구 터빈에서 항공기의 기계, 공압, 유압 및/또는 전기 장비로 동력을 전송하기 위한 수단이 특히 동력 전송 박스의 형태로 제공되고;
- 복구 구조는 다음과 같은 두개의 열 전송 회로를 갖는 열 교환기를 포함한다: 인입측면에서 동력 터빈의 뜨거운 공기 흐름 배출구과 연결되고 배출 측면에서 배기노즐과 연결되는 주회로; 및 인입측면에서 객실의 공기 흐름 배출구와 연결되고 배출측면에서 복구 터빈과 연결되는 보조 회로;
- 조절 수단과 연결된 복구 터빈의 가변 피치 가이드 베인 조립체는, 특히, 고도뿐만아니라 항공기의 이행단계-이륙, 상승, 하강 및 착륙 단계와 관련된 이행 단계-동안 열교환 기에서 오는 흐름의 방향을 설정할 수 있다.
이러한 조건에서, 객실의 출구 측면의 에너지 복구는- 압력 및/또는 온도의 형태로- 메인 동력 자원 근접함에 따라 최적화되고, 제어된 객실의 역압과 함께 객실의 배출 측면의 공기흐름을 보장한다. 또한, 에너지 복구 수단을 메인 동력 발생 자원에 연결하고 단순히 압축기 또는 교류 발전기에 연결하지 않는 것은 동력발전 자원 및 모든 소모수단의 구성요소로 인한 질량 효과로부터 기인한 관성에서 비롯된 오류시에 시작될 수 있는 과속을 흡수할 수 있게 한다.
또한, 객실의 출구 측면의 에너지 복구는 상술한 공기흐름들 사이의 열 교환에 의해 더 농축되기 전에 항공기 장비에 채용된 냉각 시스템에 사용되는 열 에너지에 의해, 객실에서 공기 흐름에 포함된 퍼텐셜 에너지를 보충함으로써 수행될 수 있다 .
본 발명의 다른 특성, 특징 및 장점은 각각 도시된 첨부된 도면을 참조로, 특히 실시예의 하기하는 비 제한적인 설명으로 나타난다:
도 1은 ECS 환경 제어 시스템이 장착된 항공기 객실과 연결된 항공기 후미 격실에서 본 발명에 따른 메인 동력 유닛의 예시적인 다이어그램.
도 2는 가변 피치 가이드 베인 조립체가 제공된 MPU 구심 복구 터빈의 개략적인 단면도.
도 3은 가변 피치 가이드 베인 조립체가 제공된 MPU 과급기의 개략적인 단면도.
도 4는 명목 지점 및 크기 지점이 도시된 동력 자원의 열효율성에 따른 항공기에 공급된 동력의 그래프.
모든 도면에서, 같은 기능을 갖는 동일하거나 유사한 요소는 동일하거나 관련된 참조 부호로 식별된다.
개략적으로 도시된 도 1을 참조하면, 메인 동력 유닛(1)은 항공기(3)의 하측 부분에 위치된 후미 격실(2)에 배치된다. 객실(4)은 상측에 위치하고 중간 격실(5)를 통해 후미 격실(2)에 연결된다. 압력 격벽(6)은 중간 격실으로부터 객실(4)을 분리하고 방화 격벽(7)은 외부 공기 흡입 노즐(21) 및 배기 노즐(22)이 장착된 후미 격실(2)에서 중간 격실(5)을 절연한다.
메인 동력 유닛(1)은 에너지 복구 구조와 결합 된 APU 유형이지만 엔진 카테고리의 엔진(10)을 포함한다.
보조 엔진은 다음으로 구성된다: 공기 흡입구(21)로부터 오는 공기 흐름 F1에 대한 흡입 압축기(110)를 포함하는 가스 발전기 또는 HP 몸체; 연소 챔버 111; 및 HP 샤프트(113)에 의해 압축기(110)를 구동하는 터빈(112).
상기 가스 발생기는 인입측면에서 외부 공기 흡입구(21)에 장착된 공기 흐름 덕트 K1가 연결되고, 출구 측면에서, 통상 600°C의 뜨거운 공기 흐름 F2를 발생하는 동력 터빈(12)에 연결된다.
에너지 복구 구조는 특히 객실로 외부 바람 소리가 전파되는 것을 방지하기 위해, 방음 장치(14)와 연결된 복구 터빈(13)의 중심에 형성된다.
상기 복구 터빈(13)은 예를들어 동력-전송 박스(17)를 통해 구동요소(100)- 기계, 공압(컴프레서), 전기(교류 발전기) 및/또는 유압(펌프)-, 특히 과급기(15) 및 스타터/발전기(16)를 위한 동력 터빈(12)에 연결된다. 상기 박스(17)는 동력 전달에 적합한 기어 박스와 베벨 기어(미도시)가 장착된다. 동력 터빈(12)는 축(121), 즉 도시된 예시에서 관통축을 통해 박스(17)에 동력을 공급한다. 또한 상기 축은 적절한 감소 박스를 통한 비 관통 진행 축 또는 외부 축일 수 있다(미도시). 상기 박스는 비 복구 단계(예를들어 열린 비행기 객실 도어의 경우)의 단절을 위한 프리휠(freewheel)이 장착되는 것이 바람직하다.
과급기(15)는 객실(4)의 ECS 시스템으로 불리는 환경 제어 시스템에 공기를 공급하고 덕트 K1의 브랜치 K11를 통해 외부 공기 흡입구(21)로부터 오는 압축된 공기를 재생 혼합 밸브(42)를 통해 전달한다. 과급기(15)는 객실에 필요한 공압 에너지를 제공하도록 제어 유닛(미도시)과 통하는 조절 제어수단(19)에 의해 조절된다. 변형으로, 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 K2를 통해 객실(4)의 출구(43)에서 에너지 복구 구조로 공기 흐름 F3을 순환시킨다. 덕트 K2는 중간 격실로 연결되어 공기 흐름 F3이 객실(51)내의 동력 전자장비(50)를 냉각시키도록 하는 것이 바람직하다. 상기 보조장비는 물론, 객실 문이 열려있을 때 비 작동하는 항공기의 기능을 위해 형성된 다양한 시스템(랜딩 기어 등)에 채용되는 것이다. 격실(5) 출구에서 공기 흐름 F3은 약 40°C의 온도를 가진다. 가변 피치 가이드 베인 조립체는 바람직하게 객실 출구에서 압력 조절 밸브를 교체할 수 있다.
복구 구조는, 상기 예시에서, 인입측면에서 뜨거운 공기 흐름 F2의 출구와 연결되고 배출 측면에서 노즐(22)과 연결되는 주 회로 C1과 결합되고-F2의 온도는 통상 ca. 550°C-300°C로부터 감소된다-, 인입측면에서 객실(4)로부터 오는 공기 흐름 F3와 연결되고 배출측면에서 복구 터빈(13)에 연결되는 보조회로C2와 결합되는 열교환기(18)를 포함한다.
흐름 F3는 그후 약 150°C의 예에서, 입구(약 40°C)에서보다 실질적으로 더 높은 온도를 가지며, 복구 터빈 (13)의 출구에서, 공기 흐름 F3는 장비(100)를 냉각하기 위해(약 40°C까지) 후방 격실(2)로 확산되고, 그후, 격실의 벽(200)에 반사되어 흐름 F3'의 형태로 노즐(22)로 수집된다. 상기 수집은 열교환기(18)의 출구에서 동력 터빈(12)에서 오는 뜨거운 공기 흐름 F2의 유출 속도로 인해, 상기 노즐의 확대된 흡입구(221)에서 제트 펌프의 동작으로 발생한다.
복구 터빈(13)은 도 2의 개략적인 단면도를 참조하여 자세히 설명된다. 복구 터빈은 공기(흐름 F3)를 가져오기 위한 링 챔버(131)가 장착된 구심 터빈이다. 상기 공기는 그후 가변 피치 가이드 베인 조립체(136)에의해 보내진다. 터빈(133)은 고정자 블래딩(132)을 가진다. 배출 측면의 공기 흐름(F3)은 장비(100)와 다른 도시되지 않은 보조 장비(파이어, 잭 등)의 온도를 조절하도록 후방 격실에 음향적으로 처리되어 분포된다. 선택적으로, 다른 형태의 터빈이 사용될 수 있다: 보조 또는 반응 펄스(경사진).
가이드 베인 조립체(136)는 열교환기(18)로부터 오는 공기의 흐름을 안내하고 가속하는 가변 피치 이동 블레이드(134)로 구성되어 있다. 상기 블레이드는 가변 피치를 가지고 그 방향은 항공기의 이행 단계에서뿐만 아니라 고지에 있을때 조절 제어수단(19)으로 조정된다. 작동시, 압력 센서(135)는 제어수단(19)과 함께 가이드 베인 조립체(132)의 블레이드(134)의 개폐를 조절한다.
과급기(15)는 도 3의 개략적인 단면도를 참조로 하기에 상세히 설명된다. 상기 과급기는 복구터빈과 유사하나 공기 흐름 F1의 순환에 대해 반대인 구조를 가진다: 링 챔버(151)-이동 블레이드(154)를 가진 가변 디퓨저(156)- 및 고정 블레이드(152)가 장착된 원심 압축기(153). 상기 가변 피치 모바일 블레이드(154)는 이행 단계 및 고지에서 조절 제어수단(19)에 의해 조종된다. 압력 센서(155)는 ECS 시스템에의해 정의된 특성을 만족하기 위해 제어수단(19)을 통해 블레이드(154)의 방향즉, 압력 및 흐름율(화살표 F1)의 필요한 공급으로 조정된 공기 흐름율(151)을 조절한다.
구체적인 예에서, 표준 항공기의 ECS 시스템을위해 필요한 공압 동력은 일반적으로 180 ㎾이다. 메인 엔진은 아이들 속도에서 180 ㎾를 제공하는 크기로 형성되고, 정상 작동에서 비행 단계의 준-전체에서 360 ㎾를 제공한다. 본 발명에 따른 메인 동력 유닛은 ECS 시스템의 요구를 충족하기에 엄격하게 충분한 공압 동력의 180 ㎾를 제공하는 크기로 형성된다.
본 발명에 따른 메인 동력 유닛의 동력 공급 장치는 공압 에너지의 공급에 제한되지 않는다. 상기 유닛은 실제로 구동모드에서 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 동력, 즉, ECS 시스템을 위한 공압 동력의 예 180 ㎾, 잭을 위한 유압 동력의 60kW 및 교류발전기, 펌프 등을 위한 전력의 전반적인 필요에 따라, 본 발명의 복구 구조에 따른 과급기, 복구 터빈 및/또는 열교환기는 상기 기능을 수행하는 메인 엔진의 배타적인 사용으로 발생될 수 있는 에너지의 손실을 실질적으로 낮출수 있도록 한다. 예를 들어, 가변 피치 디퓨저를 가진 과급기는 180 ㎾를 세이브할 수 있고, 가변 피치 복구 터빈은 일반적으로 90 kW, 그리고 열교환기는 15-20 kW, 모두 285-290 kW를 세이브할 수 있다.
메인 엔진은 공압 동력(180kW)을 제외하고 상기 전체 파워공급(420 kW)의 오직 1/3만 기여한다. 즉, 상기 예시에서 150kW(각각 공압 및 전기/유압 에너지를 공급하기 위해 70kW + 잔여 240kW의 1/3 즉, 80kW)를 공급하는 메인 동력 유닛에 비해 상당히 낮은 80 kW이다.
전체사용(상승 또는 다른 엔진이 고장난)시 메인 엔진(40%)보다 낮고 엔진중 하나의 고장 또는 상승과는 다른 비행단계에서 메인 엔진과 유사한 메인 동력 유닛 의 효율(일반적으로 20 %)을 고려하면, 엔진들 사이의 에너지 공급의 균등한 분할은 메인 인진이든 메인 동력이든간에, 정상 작동 상태 또는 유류가 발생한 경우 모든 비행단계를 커버하는 전체 효률을 최적화할 수 있도록 한다.: 예ㅡㄹ들어 유압 및 전력의 공급을 균등하게 분할하는 것은 두 개의 주요 엔진 및 메인 동력 유닛의 작동시 1/3, 1/3, 3/3이고 메인 엔진의 오류시 1/2, 1/2이다.
또한, 동등하게 분할하는 것은 엔진에 의해 공급되는 동력 Pw에 좌우되는 열효율에서 변화를 나타내는 그래프 G로도 4에 도시된 바와 같이 터빈 엔진을 형성하는 모든 동력 자원의 효율을 최적화할 수 있도록 한다. 그래프에서:
- 터빈 엔진의 동력 크기 조정 지점(Pd)0 : 상기 크기 조정 지점은 동력에 대한 필요의 가장 엄격한 조건(일반적으로 엔진이나 특히 어려운 이륙 실패의 경우)에 형성된다;
- 메인 동력 유닛이 없는 터빈 엔진의 명목 지점(PN) 0, 및 균일하게 분할된 메일 파워유닛을 가진 터빈 엔진의 명목 지점(PN) 1;
터빈 엔진은 메인 동력 유닛을 포함 할 때 즉, 다음과 같은 이유로 연료의 소모에 관련된 열효율의 변화가 최적화된다. 메인 동력 유닛이 없이, 지점(PN) 0과 (Pd)0 사이의 효율변화 D0는 항공기가 메인 동력 유닛을 포함하나, 실질적으로 낮은 양으로 공급된 동력을 가질때, 지점(Pn)1 과 (Pd)0사이의 변환 D1 보다 높다.
상기 상황은 명목 지점과 크기 조정 지점의 차이를 최소화하여 균등하게 나누어 얻은 최적화의 표현이다. 실제로, 제 1 D0는 크기 상태 즉, 50%의 차이로 명목 상태가 되는 엔진에의해 공급된 동력의 50-100% 이행(오류의 경우 공급되는 200 %에 해당)에 해당한다. 제 1 변화 D1은 첫 번째 유형에서 두 번째 유형으로의 조건이 되기 위해 33%(더욱 정확하게는 1/3)에서 50 %의 이행에 해당한다. 메인 동력 유닛과 함께 터빈 엔진은 차이(D0-D1)로 증가된 전체 효율(효율변화에 해당)을가진 모든 메인 엔젠에 대해 1/3 즉, 33%로 공급된 동력의 감소를 보여준다.
상기 예제는 오류의 경우 적용될 수 있는 로드 쉐딩(전력평균분배, laod shedding)의 가능성을 고려하지 않는다. 로드 쉐딩(laod shedding)여부에는 관계없이 효율성이 향상된다.
상술한 내용은 메인 동력 유닛의 기능을 서술하고 있다. 상기 유닛의 오류의 경우는 아직 발생하지 않았으나 발생할 수도 있으며, 물론 예를들어 저하 모드에서 상기 유닛을 대체할 있는 다른 긴급 장비가 제공될 수 있다: 부가적인 전력, 스패어 APU 또는 그 균등물 또는 이들의 조합을 공급할 수 있는 두 메인 엔진중 최소한 하나.
이밖에도, 본 명세서에서 언급되는 균등한 분할은 동력 자원이 설정상태에서 균등하게 분할될 수 있다는 것을 의미한다. 일반적으로 고려되는 특정 기계에서 법적 제약과 물리적 스트레스는 균등한 분할을 위한 이상적인 상태를 향해 가능한한 노력하는 단계에서만 가능하다.

Claims (15)

  1. 조절된 공기 흐름(F3)을 가지는 객실(4) 및 메인 엔진을 포함하는 동력자원이 구비된 항공기(3) 내부에 공급되는 추진 에너지 또는 비추진 에너지의 전체 효율성을 최적화하는 방법에 있어서,
    상기 최적화가,
    객실(4) 근처에 위치되는 환경에서, 객실을 위한 단일의 다른 공압에너지 발생자원 및 항공기의 잔여부분을 다른 추진, 공압 및/또는 전기 에너지 발생자원과 같은 대부분의 자원으로 기능하는 크기로 형성되는 하나이상의 엔진형태의 메인 동력 발생 수단(1)을 제공하고, 상기 자원이 기능할 때 즉, 명목 작동 조건하에서 및 메인 엔진의 오류시 메인 엔진과 메인 동력 발생수단의 동력 기여를 균등하게 나눔으로써, 동력 자원의 명목 지점((Pn)1, (Pn)0)과, 메인 엔진의 오류상황에서 상기 자원의 비추진 에너지 분배의 크기 지점(Pd)0)사이의 차이를 최소화하는 것을 특징으로 하는 에너지의 전체 효율성을 최적화하는 방법.
  2. 에너지 소모 장비(100), 공기가 갱신되고 조절 시스템 ECS(41)에 의해 온도 및/또는 압력이 조절되는 객실(4), 메인 동력 발생엔진 및 비행 제어 유닛을 포함하는 항공기(3)에서 제 1항에 따른 최적화 방법을 수행하기 위한 메인 동력 유닛(1)에 있어서,
    상기 메인 동력 유닛(1)에는 방화 격벽(7)으로 항공기의 다른 영역(5)과 절연되고 외부 공기 흡입구(21) 및 배기 노즐(22)이 장착되는 격실(2)이 설치되고,
    가스 발생기(11)와 과급기(15)를 포함하는 구동 장비(100)를 위한 동력 터빈(12)이 형성된 엔진 형태의 동력 유닛(10)을 포함하여 형성되고,
    상기 과급기는 객실(4)에 필요한 공압 에너지를 공급하기위하여 ECS 시스템에 제어 유닛과 통하는 조절 제어수단(19)을 통해 연결되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  3. 제 2항에 있어서, 복구구조와 연결되고, 상기 복구구조는 공기 인입 측면에서 냉각을 위해 객실(4)의 배출구와 연결되고 공기 배출측면에서 장치(100)와 연결되는 동력 터빈(12)을 가진 장비(100)를 구동하기 위한 하나이상의 에너지 복구 터빈(13)을 포함하고, 상기 과급기(15)는 객실(4)에 공압 에너지의 공급기로써 복구 구조에 장착되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  4. 제 2항에 있어서,
    복구 터빈(13)은 배출 측면에서 메인 동력 유닛(1)의 격실(2)로 공기 흐름을 배출하고, 상기 공기 흐름은 장비와 후방 격실(2)에 포함된 보조 장비가 냉각된후 동력 터빈(12)에서 오는 뜨거운 공기 흐름(F2)의 유출 속도로 인해, 제트 펌프의 동작으로 배기 노즐(22)로 분출되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  5. 제 2항에 있어서, 상기 과급기(15)가 블레이드(154)를 가지는 가변 피치 공기 디퓨저를 포함하고, 그 조절은 모든 비행 단계에서 ECS(41)에 의해 요구되는 압력 및 흐름율의 공급으로 공기 흐름을 엄격하게 조절할 수 있는 조절 제어수단(19)에 의해 서보 제어되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  6. 제 2 항에 있어서, 과급기(15)의 디퓨저(152)의 설정에 따른 변화가 일정한 압력 비율을 가진 공기 흐름 율의 변화로 이루어지는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  7. 제 2항에 있어서, 상기 과급기(15)가 동력 터빈(12)에 직접 연결되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  8. 제 2항에 있어서, 상기 가스 발생기(11)가 과급기(15)로 기능할 수 있는 흡입 압축기(110)인 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  9. 제 3항에 있어서, 상기 복구 터빈(13)이 블레이드(134)를 가지는 가변 피치 가이드 베인 조립체(132)을 가진 원신 터빈이고, 그 조절은 조절 제어수단(19)에 의해 서보 제어되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  10. 제 3항에 있어서, 하나이상의 압력 센서(155, 135)가 디퓨저(152)의 블레이드(154, 134)의 개폐와 조절 제어수단(19)과 연결된 가이드 베인 조립체(132)를 조절하는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  11. 제 10항에 있어서, 상기 블레이드(154, 134)의 최대 개방 가능한 설정 위치는 방사상 위치 즉, 제로 위치로 완전 개방될 수 있는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  12. 제 10항에 있어서, 고도를 확보하는 동안 공기 흐름이 지면에서 완전히 열리는 것과 진행에 따라 닫히는 것 사이의 블레이드(134, 154)의 가변 설정의 조절이 객실(4)내의 가압에 따른 조절 제어수단(19)에 의해 자동화되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  13. 제 2항에 있어서, 동력(12) 및 복구(13) 터빈에서 항공기(3)의 기계, 공압, 유압 및/또는 전기 장비(100)로 동력을 전송하는 수단(17)이 제공되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  14. 제 13항에 있어서, 상기 동력을 전송하기 위한 수단이 동력 전송 박스의 형태로 제공되는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.
  15. 제 3항에 있어서, 복구 구조가,
    인입측면에서 동력 터빈(12)의 뜨거운 공기 흐름 배출구(F2)과 연결되고 배출 측면에서 배기노즐(22)과 연결되는 주회로(C1); 및 인입측면에서 객실(4)의 공기 흐름 배출구(F3)와 연결되고 배출측면에서 복구 터빈(13)과 연결되는 보조 회로(C2)로 구성되는 두 개의 열 전송 회로를 갖는 열 교환기(18)를 포함하는 것을 특징으로 하는 메인 동력 유닛.





KR1020137005235A 2010-08-25 2011-08-23 항공기의 전체 에너지 효율 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지 KR101860164B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1056761 2010-08-25
FR1056761A FR2964086B1 (fr) 2010-08-25 2010-08-25 Procede d'optimisation du rendement energetique global d'un aeronef et groupe de puissance principal de mise en oeuvre
PCT/FR2011/051943 WO2012025687A2 (fr) 2010-08-25 2011-08-23 Procédé d'optimisation du rendement énergétique global d'un aéronef et groupe de puissance principal de mise en oeuvre

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20130105612A true KR20130105612A (ko) 2013-09-25
KR101860164B1 KR101860164B1 (ko) 2018-06-27

Family

ID=43799500

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020137005235A KR101860164B1 (ko) 2010-08-25 2011-08-23 항공기의 전체 에너지 효율 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8868262B2 (ko)
EP (1) EP2609012B1 (ko)
JP (1) JP5873493B2 (ko)
KR (1) KR101860164B1 (ko)
CN (1) CN103108805B (ko)
CA (1) CA2808180C (ko)
ES (1) ES2618904T3 (ko)
FR (1) FR2964086B1 (ko)
PL (1) PL2609012T3 (ko)
RU (1) RU2585394C2 (ko)
WO (1) WO2012025687A2 (ko)

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
EP3254970B1 (en) * 2016-05-26 2020-04-29 Hamilton Sundstrand Corporation An environmental control system with an outflow heat exchanger
EP3825531B1 (en) 2016-05-26 2023-05-03 Hamilton Sundstrand Corporation An energy flow of an advanced 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
US11506121B2 (en) 2016-05-26 2022-11-22 Hamilton Sundstrand Corporation Multiple nozzle configurations for a turbine of an environmental control 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
EP3868669A4 (en) * 2018-10-18 2022-06-29 IHI Corporation Energy recovery device for aircraft
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
US12012217B2 (en) * 2022-08-22 2024-06-18 Gulfstream Aerospace Corporation Auxiliary power unit air inlet door with specified acoustic reflecting and/or diffusing characteristics

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US4684081A (en) * 1986-06-11 1987-08-04 Lockheed Corporation Multifunction power system for an aircraft
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
US20060231680A1 (en) * 2004-08-23 2006-10-19 Honeywell International, Inc. Integrated power and pressurization system

Family Cites Families (16)

* 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
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
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
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 (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US4684081A (en) * 1986-06-11 1987-08-04 Lockheed Corporation Multifunction power system for an aircraft
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
US20060231680A1 (en) * 2004-08-23 2006-10-19 Honeywell International, Inc. Integrated power and pressurization system

Also Published As

Publication number Publication date
FR2964086A1 (fr) 2012-03-02
CN103108805A (zh) 2013-05-15
KR101860164B1 (ko) 2018-06-27
CN103108805B (zh) 2016-02-10
CA2808180A1 (fr) 2012-03-01
EP2609012B1 (fr) 2017-02-22
RU2013107596A (ru) 2014-09-27
FR2964086B1 (fr) 2013-06-14
US8868262B2 (en) 2014-10-21
PL2609012T3 (pl) 2017-08-31
US20130151039A1 (en) 2013-06-13
WO2012025687A2 (fr) 2012-03-01
JP2013538153A (ja) 2013-10-10
RU2585394C2 (ru) 2016-05-27
WO2012025687A3 (fr) 2012-04-19
ES2618904T3 (es) 2017-06-22
EP2609012A2 (fr) 2013-07-03
CA2808180C (fr) 2018-06-26
JP5873493B2 (ja) 2016-03-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20130105612A (ko) 항공기의 전반적인 에너지 효율성 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지
US10428739B2 (en) Self-contained power unit for implementing a method for optimizing the operability of an aircraft propulsive unit
EP3179074B1 (en) Thermal management system
EP0459816B1 (en) Gas turbine engine powered aircraft environmental control system and boundary layer bleed
US5143329A (en) Gas turbine engine powered aircraft environmental control system and boundary layer bleed
CA2501495C (en) Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US10858112B2 (en) Supply of air to an air-conditioning circuit of an aircraft cabin from its turboprop engine
EP2204319A2 (en) Aircraft power and thermal management system with electric co-generation
EP2998225B1 (en) Aircraft environmental control system air duct arrangement
GB2242235A (en) Aircraft engine bleed system
US11167854B2 (en) Aircraft incorporating a power unit for generating electric, pneumatic and/or hydraulic power
RU2659860C2 (ru) Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата
CN116464554A (zh) 用于燃气涡轮发动机的排放流组件
CN116464553A (zh) 用于燃气涡轮发动机的排放流组件
US11788465B2 (en) Bleed flow assembly for a gas turbine engine
US20230228214A1 (en) Bleed flow assembly for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant