RU2372254C2 - Способ регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна - Google Patents

Способ регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна Download PDF

Info

Publication number
RU2372254C2
RU2372254C2 RU2006121519/11A RU2006121519A RU2372254C2 RU 2372254 C2 RU2372254 C2 RU 2372254C2 RU 2006121519/11 A RU2006121519/11 A RU 2006121519/11A RU 2006121519 A RU2006121519 A RU 2006121519A RU 2372254 C2 RU2372254 C2 RU 2372254C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
temperature
air
cabin
zone
supplied
Prior art date
Application number
RU2006121519/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006121519A (ru
Inventor
Михаэль МАРКВАРТ (DE)
Михаэль МАРКВАРТ
Томас ШЕРЕР (DE)
Томас ШЕРЕР
Торстен ШВАН (DE)
Торстен ШВАН
Original Assignee
Эйрбас Дойчланд Гмбх
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 Эйрбас Дойчланд Гмбх filed Critical Эйрбас Дойчланд Гмбх
Publication of RU2006121519A publication Critical patent/RU2006121519A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2372254C2 publication Critical patent/RU2372254C2/ru

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
    • 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
    • B64D13/08—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 the air being heated or cooled
    • 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
    • B64D2013/0655—Environmental Control Systems with zone or personal climate controls
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S62/00—Refrigeration
    • Y10S62/05—Aircraft cooling

Landscapes

  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Pulmonology (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Air-Conditioning For Vehicles (AREA)
  • Air Conditioning Control Device (AREA)
  • Control Of Temperature (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна, кабина которого разделена на несколько зон, индивидуально снабжаемых регулируемым по температуре воздухом. В способе регулируют температуру воздуха, подводимого в каждую зону кабины, в зависимости от отклонения измеренного датчиком фактического значения температуры воздуха, подводимого в конкретную зону, от оптимального значения температуры подводимого воздуха. Если для какой-либо зоны кабины данные измерения температуры воздуха в этой зоне отсутствуют или непригодны, то в соответствии с одним вариантом осуществления изобретения оптимальное значение температуры воздуха, подводимого в указанную зону, может быть установлено на основе оптимальных и/или фактических значений температуры воздуха, подводимого в другие зоны кабины, в которых датчики температуры воздуха в зоне кабины выдают надежные результаты. В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения оптимальное значение температуры воздуха, подводимого в какую-либо зону кабины, может быть установлено без измерения температуры воздуха в зоне посредством датчиков, или при ненадежном измерении температуры воздуха в зоне, на основе измерения температуры за бортом воздушного судна. Технический результат заключается в обеспечении комфортной температуры в конкретной зоне пассажирской кабины воздушного судна. 6 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна типа самолета. Понятие «регулирование» в данном контексте никоим образом не ограничивается случаем прямого регулирования, в соответствии с которым требуемое значение устанавливается системой напрямую, без контура обратной связи. Напротив, термин «регулирование» в рамках настоящего изобретения также включает в себя и регулирование, в соответствии с которым путем сравнения оптимального значения величины с ее измеренным фактическим значением определяется разностный сигнал ошибки регулирования, который подается на регулятор.
Уровень техники
Кабина, в которой поддерживается комфортная температура, - важный фактор, обеспечивающий пассажирам приятный полет. В современных пассажирских самолетах температура в кабине регулируется за счет температуры подаваемого в кабину воздуха.
Существует установившаяся практика разбивать кабину пассажирского самолета на несколько зон и снабжать каждую зону кабины воздухом из ее собственной подводящей магистрали. С этой целью каждая зона кабины имеет свою собственную схему регулирования температуры, которая регулирует температуру воздуха, подаваемого в конкретную зону, таким образом, что температура воздуха в данной зоне имеет требуемое оптимальное значение. Таким образом, температура воздуха в каждой зоне кабины может быть индивидуально отрегулирована, чтобы принять заданное значение.
Ранее для каждой зоны кабины обычно использовали одиночный, дискретный датчик температуры, который регистрировал температуру воздуха в конкретной зоне кабины. Устройство управления сравнивает измеренное значение температуры воздуха в кабине с оптимальным значением. На основе разности между этими двумя значениями температуры воздуха получают оптимальное значение для температуры подводимого воздуха, то есть для температуры воздуха, который подается в конкретную зону кабины. Устройство управления сравнивает указанное оптимальное значение с измеренной температурой подводимого воздуха. В зависимости от разности между фактическим значением температуры подводимого воздуха и оптимальным значением температуры подводимого воздуха устройство управления вырабатывает управляющие сигналы для одного или более компонентов, посредством которых можно оказывать влияние на температуру воздуха, подводимого к конкретной зоне кабины.
Температура воздуха в кабине может быть подвержена сравнительно сильным флуктуациям, которые происходят периодически и носят локальный характер. Следовательно, это может привести к тому, что датчик температуры зоны кабины, установленный в выбранном месте, не будет давать репрезентативного сигнала из-за того, что данное место находится в области локального температурного экстремума (максимума или минимума). «Искаженный» сигнал датчика, расположенного в таком месте, может привести к тому, что поданный воздух оказывается чересчур горячим или слишком холодным. В полете это снижает комфорт. Тем не менее, индивидуальным подбором мест расположения датчиков температуры обычно не занимаются, поскольку это, хотя и возможно, но, учитывая недостаток свободного места в кабине, сопряжено со слишком большими затратами. В иных случаях вообще не найти места для датчика температуры из-за того, что мешает оборудование кабины, например бортовой кухонный блок.
Иногда по этой причине нет возможности вообще располагать данными о фактическом значении температуры воздуха какой-либо зоны кабины, либо иметь достоверные данные.
Раскрытие изобретения
Задача настоящего изобретения состоит в создании способов, которые даже в вышеуказанных случаях обеспечивали бы комфортную атмосферу в конкретной зоне кабины.
Для решения указанной проблемы изобретение предлагает первый вариант способа регулирования температуры воздуха, подводимого в зону кабины пассажирского воздушного судна, в котором кабину воздушного судна разделяют на несколько зон, индивидуально снабжаемых регулируемым по температуре воздухом, и регулируют температуру воздуха, подводимого в каждую зону кабины, в зависимости от отклонения фактического значения температуры подводимого воздуха, измеренного датчиками температуры воздуха, подводимого в конкретную зону кабины, от оптимального значения температуры подводимого воздуха, при этом для части зон кабины поддерживают оптимальное значение температуры подводимого воздуха путем сравнения фактического значения температуры воздуха в зонах, измеренной датчиками в конкретных зонах кабины, с оптимальным значением температуры воздуха в этих зонах.
В соответствии с настоящим изобретением предлагается, чтобы по меньшей мере для первой зоны кабины оптимальное значение температуры воздуха, подводимого в первую зону, устанавливали на основе оптимального и/или фактического значения температуры воздуха, подводимого по меньшей мере в одну вторую зону кабины, отличную от первой зоны, причем каждая вторая зона кабины является зоной, в которой измерение фактического значения температуры воздуха осуществляют посредством датчика.
Для решения вышеуказанной задачи изобретение предлагает также второй вариант способа регулирования температуры воздуха, подводимого в зону кабины пассажирского воздушного судна, в котором кабину воздушного судна разделяют на несколько зон, индивидуально снабжаемых регулируемым по температуре воздухом, причем в данном способе температура воздуха, подводимого в каждую зону кабины, зависит от отклонения измеренного датчиками фактического значения температуры воздуха, подводимого в конкретную зону кабины, от оптимального значения температуры подводимого воздуха.
В соответствии с настоящим изобретением предлагается, чтобы по меньшей мере для одной зоны кабины оптимальное значение температуры воздуха, подводимого в эту зону кабины, устанавливали на основе измеренной датчиками температуры за бортом воздушного судна.
Изобретение обеспечивает возможность поддержания оптимального значения температуры воздуха, подводимого в зону кабины, даже в случае, если определение фактической температуры воздуха в этой зоне кабины невозможно или если определяемое значение температуры нерепрезентативно и, соответственно, невозможно выполнение какого-либо сравнения оптимального и фактического значений температуры воздуха для данной зоны.
В соответствии с первым аспектом учитывают оптимальное и/или фактическое значение температуры воздуха, подводимого по меньшей мере в одну другую (вторую) зону кабины, при этом предполагается, что измерение температуры воздуха в этой зоне произведено датчиками корректно, и датчики выдают пригодные результаты измерений. Желательно, чтобы учитывали оптимальные и/или фактические значения температуры воздуха, подводимого в несколько зон кабины, в особенности в каждую вторую зону кабины. Значения температуры воздуха, подводимого в эти зоны кабины, можно определять таким образом, чтобы ограничить влияние любых локальных температурных помех во вторых зонах кабины. Среднее значение температуры (оптимальное или фактическое) подводимого воздуха отражает общие наружные температурные условия.
В соответствии со вторым аспектом наружную температуру, то есть температуру за бортом воздушного судна, используют напрямую в качестве параметра для определения оптимального значения температуры подводимого воздуха. Было показано, что можно установить взаимосвязь между наружной температурой, температурой воздуха в зоне кабины и температурой подводимого воздуха, при которой определенному значению наружной температуры ставится в соответствие определенное значение температуры подводимого воздуха так, что можно устанавливать определенную температуру воздуха в зоне. Такую взаимосвязь можно определить эмпирически, путем практических испытаний и/или моделирования, и описать посредством массива базисных данных, таблицы или математической формулы. Могут быть учтены и другие параметры, например высота полета.
Оптимальное значение температуры подводимого воздуха может быть определено на основе наружной температуры для всех зон кабины, даже если для всех зон нужно учитывать искажения сигналов датчиков температуры воздуха в зонах. Естественно, можно применить данный способ только для части зон кабины. Может оказаться необходимым определить взаимосвязь между наружной температурой, температурой воздуха в зоне и температурой воздуха, подводимого в зону, индивидуально для разных зон кабины. Естественно, также можно выявить такую взаимосвязь интегрально для нескольких зон или даже для всех зон кабины.
Из-за того, что различные зоны кабины могут иметь различные требования к тепловому режиму, либо из-за факторов, специфичных для зоны, либо в силу различия сигналов датчиков температуры воздуха в зоне, при установлении оптимального значения температуры подводимого воздуха в соответствии с предпочтительным примером осуществления изобретения для обоих вариантов можно учитывать по меньшей мере одну поправочную величину.
Первую поправочную величину можно определить для конкретной зоны кабины так, чтобы можно было учесть вышеупомянутые факторы, специфичные для данной зоны. Требования к тепловому режиму зоны кабины могут, например, зависеть от размещения в данной зоне такого оборудования, как кресла, туалет и бортовые кухонные блоки. Площадь поверхностей окон также может влиять на требования к тепловому режиму. Первая поправочная величина позволяет адаптироваться к факторам такого вида, специфичным для зоны.
Вторая поправочная величина может зависеть от оптимального значения температуры воздуха в зоне, введенной вручную для данной зоны кабины. Таким образом, возможна адаптация, если требуемую температуру воздуха для конкретной зоны кабины можно вводить индивидуально.
Краткое описание чертежей
Ниже изобретение описано подробно со ссылками на прилагаемые чертежи, где
на фиг.1 схематично показан пассажирский самолет с компонентами для подачи в кабину самолета воздуха, регулируемого по температуре;
на фиг.2 схематично показано поперечное сечение кабины;
на фиг.3 показана блок-схема первого примера схемы регулирования для регулирования температуры воздуха, подводимого в зону кабины самолета по фиг.1; и
на фиг.4 показана блок-схема второго примера схемы регулирования для регулирования температуры воздуха, подводимого в зону кабины самолета по фиг.1.
Осуществление изобретения
На фиг.1 позицией 10 обозначен пассажирский самолет, кабина которого разделена на несколько зон, которые следуют одна за другой по длине самолета 10. Кабина здесь представлена как внутренняя часть самолета 10, в которой располагаются пассажиры и летный экипаж. На примере, показанном на фиг.1, кабина самолета 10 разделена на шесть зон, расположение и протяженность которых показаны на фиг.1 стрелками. Термин «зона кабины» здесь означает область кабины, для которой выделена индивидуальная схема регулирования температуры для регулирования температуры подводимого воздуха, который вводится в данную зону кабины. Таким образом, зоны кабины могут быть определены как зоны с регулированием температуры.
За каждой зоной кабины закреплена основная подающая магистраль 12, через которую осуществляется подвод воздуха к конкретной зоне. В соответствии с числом зон кабины в примере, показанном на фиг.1, предусмотрено шесть основных подающих магистралей 12. Основные подающие магистрали соединены со смесительной камерой 14, откуда происходит их снабжение воздухом. Воздух, подаваемый из каждой основной питающей магистрали 12, нагнетается в конкретную зону кабины через систему воздушных выпускных отверстий 16 (фиг.2). Стрелки на фиг.2 схематически показывают направление потока воздуха, подаваемого в кабину. Видно, что подводимый воздух обычно подается в верхнюю часть кабины, обозначенную на фиг.2 позицией 18, например, в область рядом с багажными полками 20 для ручной клади. Подводимый воздух проходит через зону кресел, где сидят пассажиры, и выводится через боковые стенки на уровне пола кабины 18.
Температура подводимого воздуха определяет температуру воздуха в кабине 18. Чтобы создать в кабине 18 комфортную атмосферу, температуру воздуха, подводимого в каждую зону кабины, регулируют таким образом, чтобы температура воздуха в конкретной зоне кабины имела заданное значение. Предусмотрена система датчиков температуры, которая делает возможным определение одного или нескольких значений температуры в каждой зоне кабины. В примере, показанном на фиг.1, система датчиков температуры включает в себя датчик 22 температуры в каждой зоне кабины. В общем случае стараются каждую зону кабины оборудовать датчиком 22 температуры. Однако иногда конструктивные факторы мешают установить датчики 22 температуры во всех зонах кабины. В иных случаях может иметь место ситуация, при которой зона кабины оснащена датчиком 22 температуры, но этот датчик не дает пригодных показаний, например, из-за того, что распределение температуры в конкретной зоне кабины имеет в месте расположения датчика локальный пик, или из-за того, что температура в месте расположения датчика периодически испытывает сильные флуктуации. Ситуация, в силу которой для конкретной зоны кабины невозможно получить никаких или, по меньшей мере, никаких пригодных данных по температуре, показана на фиг.1 для зоны 2 кабины, где датчик 22 температуры отсутствует.
Датчики 22 температуры подключены к вычислительно-управляющему блоку 24, который регулирует температуру воздуха, подводимого в каждую зону кабины. Вычислительно-управляющий блок 24 включает в себя соответствующую программную и/или аппаратную составляющие. По меньшей мере для тех зон кабины, для которых получают пригодные данные фактической температуры воздуха, вычислительно-управляющий блок 24 сравнивает фактическое значение температуры воздуха в конкретной зоне с заданным оптимальным значением температуры воздуха и определяет разность между этими значениями.
Исходя из этой разности вычислительно-управляющий блок 24 определяет оптимальное значение температуры подводимого воздуха, подаваемого в конкретную зону кабины. При этом вычислительно-управляющий блок 24 работает в качестве регулятора, который, измеряя разность между фактическим значением температуры воздуха и оптимальным значением температуры воздуха, определяет ошибку системы регулирования.
Вычислительно-управляющий блок 24 затем сравнивает оптимальное значение, заданное для температуры подводимого воздуха, с текущим значением температуры воздуха, подводимого в данную зону. Это текущее значение обеспечивается датчиком 26 температуры, который измеряет температуру воздуха в основной подающей магистрали 12, которая ведет к конкретной зоне кабины. На фиг.1 датчик 26 температуры такого типа изображен только для подающих магистралей 12, обеспечивающих воздухом зоны 1, 2 и 3 кабины. Понятно, что такие датчики 26 связаны также и с магистралями 12, подающими воздух в остальные зоны 4, 5 и 6 кабины.
Вычислительно-управляющий блок 24 определяет для температуры подводимого воздуха разность между ее оптимальным и текущим значениями. Эта разность преобразуется вычислительно-управляющим блоком 24 в позиционирующие сигналы для одного или нескольких элементов, посредством которых изменяется температура подводимого воздуха. Вычислительно-управляющий блок 24 здесь снова действует как регулятор, который определяет разность между оптимальным значением температуры подводимого воздуха и ее текущим значением в качестве ошибки системы регулирования. На фиг.1 показаны позиционирующие элементы 28, связанные с подающими магистралями 12 зон 2 и 6 кабины. Данные позиционирующие элементы могут, например, оказывать влияние на электрический обогрев и/или на так называемый клапан балансировочного воздуха. И снова понятно, что соответствующие позиционирующие элементы также связаны с остальными подающими магистралями и остальными зонами кабины.
В примере, показанном на фиг.1, где отсутствует датчик 22 температуры воздуха в зоне 2 кабины, соответственно, для зоны 2 отсутствуют и данные фактического значения температуры воздуха. Следовательно, для зоны 2 кабины вычислительно-управляющий блок 24 не может выполнять никакого сравнения оптимальных значений с фактическими. Однако, чтобы иметь возможность устанавливать температуру воздуха в зоне 2 кабины на заданном уровне, оптимальное значение для подводимой температуры (температуры подводимого воздуха) получают иным способом, нежели сравнением оптимального и фактического значения температуры воздуха. В соответствии с одним вариантом вычислительно-управляющий блок 24 определяет оптимальное значение температуры воздуха, подводимого в зону 2 кабины, исходя из оптимальных или фактических значений температур воздуха, подводимого в другие зоны 1, 3-6 кабины. В соответствии с другим вариантом вычислительно-управляющий блок 24 определяет оптимальное значение температуры воздуха, подводимого в зоны 2 кабины, исходя из температуры, измеренной посредством другого датчика 30 температуры (фиг.1), установленного за бортом самолета 10. Структура схемы регулирования, показанная на фиг.3, относится к первому варианту, а структура схемы регулирования, показанная на фиг.4, относится ко второму варианту.
На фиг.3 температура воздуха, подводимого в те зоны кабины, датчики 22 температуры которых выдают достоверные сигналы, определяется в блоке 32. Сигналы TL здесь представляют оптимальные и фактические значения температуры подводимого воздуха. В качестве метода вычисления может быть использовано, например, среднее арифметическое значение.
Среднее значение температуры подводимого воздуха, которое выдает блок 32, в точке суммирования 34 корректируется посредством введения двух поправок. Величина первой поправки учитывает данные индивидуальной температуры зоны 2 кабины (или другой зоны кабины, для которой должен быть применен способ регулирования, представленный структурой схемы регулирования по фиг.3). Требуемая температура для зоны 2 кабины может быть задана селектором температур, который на фиг.3 представлен блоком 36. Блок 38 преобразует требуемую температуру, заданную селектором 36, в соответствующую величину поправки, которая добавляется к среднему значению температуры подводимого воздуха, полученному от блока 32. Величина второй поправки выдается блоком 40. Значение второй поправки представляет величину частного смещения для зоны 2 кабины. Эта величина определяется заранее и запоминается в вычислительно-управляющем блоке 24.
Среднее значение температуры подводимого воздуха, откорректированное посредством двух поправок, устанавливает оптимальное значение температуры воздуха, подводимого в зону 2 кабины. В точке 42 формирования разностного сигнала это оптимальное значение сравнивается с фактическим значением температуры подводимого воздуха, которое обеспечивается соответствующим датчиком 26 температуры. В регуляторе 44 разностный сигнал преобразуется в сигнал положения для позиционирующего элемента 28, связанного с зоной 2 кабины.
На фиг.4, подобные элементы или элементы, дающие подобный эффект, обозначены теми же позициями, что и на фиг.3, однако снабжены подстрочными индексами. Структуры двух схем регулирования по фиг.3 и фиг.4 имеют существенное отличие друг от друга только в том, что на фиг.4 блок 32, присутствующий на фиг.3, заменен блоком 46а, который получает в качестве входного сигнала температуру наружного воздуха, обозначенную ТA и измеренную датчиком 30 температуры. Исходя из наружной температуры ТA блок 46а определяет температуру подводимого воздуха, которая требуется, чтобы поддерживать определенную температуру воздуха в зоне 2 кабины. С этой целью в вычислительно-управляющем блоке 24 в табличной форме специально запоминается соответствующий массив базисных данных. Значение температуры подводимого воздуха, полученное на основе наружной температуры ТA и других дополнительных параметров, например высоты полета, после введения поправки на величину частного смещения для данной зоны и поправки, зависящей от требуемой температуры в зоне 2 кабины, используется в качестве оптимального значения для температуры воздуха, подводимого в зоны 2 кабины. Более того, структура схемы регулирования по фиг.4 соответствует структуре схемы по фиг.3.
Изобретение обеспечивает возможность устойчивого регулирования температуры, даже когда отсутствуют стабильные данные температуры воздуха в какой-либо зоне кабины. Индивидуальная коррекция температуры, необходимая для получения комфортной атмосферы в зоне кабины, возможна посредством задания величины смещения, которую получают из требуемой температуры, задаваемой селектором температур конкретной зоны кабины.

Claims (15)

1. Способ регулирования температуры воздуха, подводимого в зону кабины пассажирского воздушного судна (10), в котором кабину (18) воздушного судна разделяют на зоны, индивидуально снабжаемые регулируемым по температуре воздухом, и регулируют температуру воздуха, подводимого в каждую зону кабины, в зависимости от отклонения измеренного датчиком фактического значения температуры воздуха, подводимого в конкретную зону, от заданного значения температуры подводимого воздуха, при этом для части зон кабины устанавливают заданное значение температуры подводимого воздуха путем сравнения измеренного датчиком фактического значения температуры воздуха в конкретной зоне кабины с заданным значением температуры воздуха в этой зоне, отличающийся тем, что по меньшей мере для первой зоны кабины заданное значение температуры воздуха, подводимого в первую зону, устанавливают на основе заданного и/или фактического значения температуры (TL) воздуха, подводимого по меньшей мере в одну вторую зону кабины, отличную от первой зоны, причем каждая вторая зона кабины является зоной, в которой измерение фактического значения температуры воздуха осуществляют посредством датчика.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для первой зоны кабины устанавливают на основе заданных и/или фактических значений температуры (TL) воздуха, подводимого в несколько, в особенности во все вторые зоны кабины.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для первой зоны кабины устанавливают на основе среднего значения заданных и/или фактических температур (TL) воздуха, подводимого в несколько, в особенности во все вторые зоны кабины.
4. Способ по любому из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для первой зоны кабины также устанавливают на основе по меньшей мере одной поправочной величины для указанной зоны кабины.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для первой зоны кабины устанавливают на основе первой поправочной величины, которую определяют для указанной зоны кабины предварительно.
6. Способ по п.4, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для первой зоны кабины устанавливают на основе второй поправочной величины, зависящей от заданного значения температуры воздуха в указанной зоне кабины, которое вводят вручную.
7. Способ по п.5, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для первой зоны кабины устанавливают на основе второй поправочной величины, зависящей от заданного значения температуры воздуха в указанной зоне кабины, которое вводят вручную.
8. Способ регулирования температуры воздуха, подводимого в зону кабины пассажирского воздушного судна (10), в котором температуру подводимого воздуха регулируют в зависимости от отклонения измеренного датчиком фактического значения температуры воздуха, подводимого в указанную зону, от заданного значения температуры подводимого воздуха, отличающийся тем, что заданное значение температуры воздуха, подводимого в указанную зону, устанавливают, исходя из температуры (ТA), измеренной датчиком за бортом воздушного судна (10), без определения фактической температуры воздуха в указанной зоне кабины.
9. Способ по п.8, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для указанной зоны кабины также устанавливают на основе по меньшей мере одной поправочной величины для указанной зоны кабины.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для указанной зоны кабины устанавливают на основе первой поправочной величины, которую определяют для указанной зоны кабины предварительно.
11. Способ по п.9 или 10, отличающийся тем, что заданное значение температуры подводимого воздуха для указанной зоны кабины устанавливают на основе второй поправочной величины, зависящей от заданного значения температуры воздуха в указанной зоне кабины, которое вводят вручную.
12. Пассажирское воздушное судно, кабина (18) которого разделена на зоны, индивидуально снабжаемые регулируемым по температуре воздухом, содержащее электронный управляющий блок (24), выполненный с возможностью регулирования температуры подводимого воздуха для каждой зоны кабины в зависимости от отклонения измеренного датчиком фактического значения температуры подводимого воздуха от заданного значения температуры подводимого воздуха, и с возможностью установления для части зон кабины заданного значения температуры подводимого воздуха путем сравнения измеренного датчиком фактического значения температуры воздуха в конкретной зоне кабины с заданным значением температуры воздуха в этой зоне, отличающееся тем, что управляющий блок (24) выполнен с возможностью установления по меньшей мере для первой зоны кабины заданного значения температуры подводимого воздуха для указанной первой зоны кабины на основе заданного и/или фактического значения температуры (TL) воздуха, подводимого по меньшей мере в одну вторую зону кабины, отличную от первой зоны, причем каждая вторая зона кабины является зоной, в которой измерение фактического значения температуры воздуха осуществляется посредством датчика.
13. Пассажирское воздушное судно, имеющее зону кабины, снабжаемую регулируемым по температуре подводимым воздухом, содержащее электронный управляющий блок (24), выполненный с возможностью регулирования температуры подводимого воздуха в зависимости от отклонения измеренного датчиком фактического значения температуры воздуха, подводимого в указанную зону, от заданного значения температуры подводимого воздуха, отличающееся тем, что управляющий блок (24) выполнен с возможностью установления заданного значения температуры воздуха, подводимого в указанную зону, исходя из температуры (ТА), измеренной датчиком за бортом воздушного судна (10), без определения фактической температуры воздуха в указанной зоне кабины.
14. Схема регулирования температуры воздуха, подводимого в зону кабины пассажирского воздушного судна, кабина которого разделена на зоны, индивидуально снабжаемые регулируемым по температуре воздухом, содержащая электронный управляющий блок (24), выполненный с возможностью регулирования температуры подводимого воздуха для каждой зоны кабины в зависимости от отклонения измеренного датчиком фактического значения температуры подводимого воздуха от заданного значения температуры подводимого воздуха, и с возможностью установления для части зон кабины заданного значения температуры подводимого воздуха путем сравнения измеренного датчиком фактического значения температуры воздуха в конкретной зоне кабины с заданным значением температуры воздуха в этой зоне, отличающаяся тем, что управляющий блок (24) выполнен с возможностью установления по меньшей мере для первой зоны кабины заданного значения температуры подводимого воздуха для указанной первой зоны кабины на основе заданного и/или фактического значения температуры (TL) воздуха, подводимого по меньшей мере в одну вторую зону кабины, отличную от первой зоны, причем каждая вторая зона кабины является зоной, в которой измерение фактического значения температуры воздуха осуществляется посредством датчика.
15. Схема регулирования температуры воздуха, подводимого в зону кабины пассажирского воздушного судна, содержащая электронный управляющий блок (24), выполненный с возможностью регулирования температуры подводимого воздуха в зависимости от отклонения измеренного датчиком фактического значения температуры воздуха, подводимого в указанную зону, от заданного значения температуры подводимого воздуха, отличающаяся тем, что управляющий блок (24) выполнен с возможностью установления заданного значения температуры воздуха, подводимого в указанную зону, исходя из температуры (ТА), измеренной датчиком за бортом воздушного судна (10), без определения фактической температуры воздуха в указанной зоне кабины.
RU2006121519/11A 2003-12-30 2004-12-30 Способ регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна RU2372254C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE10361721.3 2003-12-30
DE10361721A DE10361721B4 (de) 2003-12-30 2003-12-30 Verfahren zur Temperatursteuerung der in eine Kabinenzone eines Passagierflugzeugs eingeblasenen Versorgungsluft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006121519A RU2006121519A (ru) 2008-02-10
RU2372254C2 true RU2372254C2 (ru) 2009-11-10

Family

ID=34716261

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006121519/11A RU2372254C2 (ru) 2003-12-30 2004-12-30 Способ регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна

Country Status (10)

Country Link
US (2) US7775447B2 (ru)
EP (1) EP1699696B8 (ru)
JP (1) JP4614970B2 (ru)
CN (1) CN100532199C (ru)
AT (1) ATE548265T1 (ru)
BR (1) BRPI0418187A (ru)
CA (2) CA2628877C (ru)
DE (1) DE10361721B4 (ru)
RU (1) RU2372254C2 (ru)
WO (1) WO2005063578A1 (ru)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10361688B4 (de) * 2003-12-30 2008-04-10 Airbus Deutschland Gmbh Vorrichtung zur Steuerung der Versorgungslufttemperatur eines Passagierflugzeugs
DE10361646B4 (de) * 2003-12-30 2011-01-13 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung und Verfahren zur Temperaturregelung in einer Flugzeugkabine
DE102007002538B4 (de) 2007-01-17 2009-12-24 Airbus Deutschland Gmbh Flexible Luftfahrzeugklimaanlage für eine flexibel unterteilbare Luftfahrzeugkabine
US8209989B2 (en) * 2007-03-30 2012-07-03 Intel Corporation Microarchitecture control for thermoelectric cooling
DE102008004695B4 (de) * 2008-01-16 2012-10-25 Airbus Operations Gmbh Individuelle Temperierung von Luftfahrzeugkabinenbereichen durch Heizen und Verdunstungskühlung
DE102008032088A1 (de) * 2008-07-08 2010-01-21 Airbus Deutschland Gmbh System zur Kühlung eines Flugzeugbereichs zur Verbindung mit einem flugzeugexternen Luftaggregat
DE102008036425B4 (de) * 2008-08-05 2010-09-23 Airbus Deutschland Gmbh System zur gezielten lokalen Luftbefeuchtung
DE102009030743A1 (de) * 2009-06-26 2010-12-30 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems und Flugzeugkühlsystem
CN102639398B (zh) * 2009-09-29 2016-01-20 空中客车作业有限公司 用于冷却和/或加热飞行器设备的系统和方法
DE102011121053A1 (de) * 2011-12-14 2013-06-20 Airbus Operations Gmbh Temperaturregelung von beheizten Luftverteilungssystemen in Passagierräumen
US9381787B2 (en) 2012-10-26 2016-07-05 Hamilton Sundstrand Corporation Generally wye shaped elbow for cabin air flow system
EP2805883B1 (en) * 2013-04-03 2017-03-08 Airbus Operations GmbH Aircraft cooling system
US20150157884A1 (en) * 2013-05-14 2015-06-11 The Boeing Company Oxygen enriched user compartment on an aircraft
CN103365216B (zh) * 2013-07-12 2015-11-25 天津大学 一种半透明大型客机座舱环境仿真实验平台
EP2886461B1 (en) * 2013-12-17 2016-10-19 Airbus Operations GmbH Air-conditioning system for an aircraft, method for air-conditioning an aircraft and aircraft having such an air-conditioning system
US9994322B2 (en) * 2015-02-11 2018-06-12 Hamilton Sundstrand Corporation Environmental control system utilizing parallel ram heat exchangers
US10324004B2 (en) * 2015-04-15 2019-06-18 The Boeing Company Methods and devices for adaptive autonomous polynomial interpolation of time series data
US11118849B2 (en) * 2015-11-30 2021-09-14 The Boeing Company Computer aided measuring system (CAMS) temperature reporters
US9896216B2 (en) 2016-06-01 2018-02-20 Honeywell Limited ECO mode ECS logic
US20180148181A1 (en) * 2016-11-30 2018-05-31 Hamilton Sundstrand Corporation Air distribution manifold with integral multizone tec trim system
DE102017104505B4 (de) 2017-03-03 2019-05-29 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugzeugklimaanlage
US10513339B2 (en) * 2017-08-30 2019-12-24 The Boeing Company Aircraft cabin climate control using data from mobile electronic devices
US20210048214A1 (en) * 2018-03-13 2021-02-18 Belimo Holding Sa Hvac system, hvac method and computer program of hvac system with relative control

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1921172A (en) * 1932-01-08 1933-08-08 C A Dunham Co Average temperature control mechanism for heating systems
US3643862A (en) * 1970-01-23 1972-02-22 Chrles H Byrne Automatic damper on register for combination heating-cooling system
US3711044A (en) 1971-03-17 1973-01-16 Garrett Corp Automatic interface control system
US3861624A (en) 1973-02-16 1975-01-21 Lear Avia Corp Aircraft cabin comfort control system
JPH03286944A (ja) * 1990-04-02 1991-12-17 Toshiba Corp 空気調和システムおよびその運転方法
DE4308466C1 (de) 1993-03-17 1994-08-25 Deutsche Aerospace Airbus Klimasystem für ein Passagierflugzeug
DE4340317C2 (de) * 1993-11-26 1996-03-21 Daimler Benz Aerospace Airbus Kühlsystem zur Kühlung von Lebensmitteln in einem Flugzeug
US5419489A (en) * 1994-01-18 1995-05-30 Burd; Alexander L. Mobile thermostat to control space temperature in the building
DE4425871C2 (de) * 1994-07-21 1998-07-02 Daimler Benz Aerospace Airbus Verfahren zum Klimatisieren von zwei Passagierdecks eines Flugzeuges, insbesondere eines Großraumflugzeuges, und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens
JP3407158B2 (ja) * 1994-10-27 2003-05-19 清水建設株式会社 全面床吹出し方式空調装置における温度制御装置
JP3616152B2 (ja) * 1995-02-09 2005-02-02 松下電器産業株式会社 自動車用電動コンプレッサー駆動装置
JPH09123731A (ja) * 1995-11-02 1997-05-13 Zexel Corp 車両用空調装置
JPH09236297A (ja) * 1996-02-29 1997-09-09 Sanyo Electric Co Ltd 分散配置型空調装置
US6012515A (en) * 1996-11-27 2000-01-11 Sikorsky Aircraft Corporation System and method for automatically controlling cabin air temperature in an aircraft
JP3799768B2 (ja) * 1997-09-08 2006-07-19 株式会社デンソー 車両用冷凍サイクル装置
US5967411A (en) * 1998-01-23 1999-10-19 Carrier Corporation Method and apparatus for controlling supplemental heat in a heat pump system
US6439468B1 (en) * 2001-04-09 2002-08-27 Delphi Technologies, Inc. Acoustic HVAC control system
FR2829464A1 (fr) * 2001-09-10 2003-03-14 Liebherr Aerospace Toulouse Sa Procede et dispositif de conditionnement d'air de cabine d'aeronef
US6775997B2 (en) * 2002-10-03 2004-08-17 Hewlett-Packard Development Company, L.P. Cooling of data centers
US7249885B2 (en) * 2002-10-16 2007-07-31 Clyde Bergemann Gmbh Heat flux measuring device for pressure pipes, method for producing a measuring device, method for monitoring an operating state of a heat exchanger, heat exchanger and method for measuring a heat flux
JP3861793B2 (ja) * 2002-10-21 2006-12-20 株式会社デンソー 車両用空調装置
DE602004028655D1 (de) * 2003-12-30 2010-09-23 Airbus Operations Gmbh Verfahren und vorrichtung zur klimatisierung einer kabine eines flugzeugs
DE102004027689A1 (de) * 2004-06-07 2006-01-05 Denso Automotive Deutschland Gmbh Klimaanlage für ein Kraftfahrzeug
US20060064257A1 (en) * 2004-09-21 2006-03-23 Graham Packaging Company, L.P. Test device for measuring a container response
US7539559B2 (en) * 2004-12-02 2009-05-26 Panasonic Corporation Control unit, control method, control program, computer-readable record medium with control program, and control system
JP2006335116A (ja) * 2005-05-31 2006-12-14 Denso Corp ゾーン温度決定装置および空調装置
DE102005054886B4 (de) * 2005-11-17 2007-12-27 Airbus Deutschland Gmbh Anordnung zur Bereitstellung befeuchteter Raumluft für ein Flugzeug
DE102007002538B4 (de) * 2007-01-17 2009-12-24 Airbus Deutschland Gmbh Flexible Luftfahrzeugklimaanlage für eine flexibel unterteilbare Luftfahrzeugkabine
JP2008190784A (ja) * 2007-02-05 2008-08-21 Toshiba Corp 空調間欠運転制御システム及び空調間欠運転制御方法
JP2009257617A (ja) * 2008-04-14 2009-11-05 Daikin Ind Ltd 空調システム及びその制御方法

Also Published As

Publication number Publication date
US7775447B2 (en) 2010-08-17
EP1699696A1 (en) 2006-09-13
CA2551919C (en) 2009-09-15
CN1898130A (zh) 2007-01-17
CA2628877A1 (en) 2005-07-14
RU2006121519A (ru) 2008-02-10
US8490884B2 (en) 2013-07-23
DE10361721B4 (de) 2007-11-29
JP4614970B2 (ja) 2011-01-19
EP1699696B8 (en) 2012-05-09
CA2628877C (en) 2013-01-29
CN100532199C (zh) 2009-08-26
JP2007516894A (ja) 2007-06-28
US20100267323A1 (en) 2010-10-21
EP1699696B1 (en) 2012-03-07
CA2551919A1 (en) 2005-07-14
US20070144726A1 (en) 2007-06-28
BRPI0418187A (pt) 2007-04-27
WO2005063578A1 (en) 2005-07-14
DE10361721A1 (de) 2005-08-04
ATE548265T1 (de) 2012-03-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2372254C2 (ru) Способ регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна
RU2372255C2 (ru) Пассажирское воздушное судно с регулированием температуры подаваемого в него воздуха
US7802732B2 (en) Device and process for temperature regulation of sections of the interior of an aircraft
EP2790939B1 (en) Temperature regulation of heated air distribution systems in passenger rooms
US20080168786A1 (en) Flexible Aircraft Air-Conditioning System For A Flexible Aircraft Cabin
US7036319B2 (en) Method of balancing the supply of bleed air from a plurality of engines
US20060065753A1 (en) Temperature control system
US10926883B2 (en) Environmental control system including shared air source with balanced airflow output
SE466693B (sv) Anordning foer selektiv klimatstyrning i fordonskupeer
BR102017018549B1 (pt) Regulagem de fluxo de ar para sistema de ar condicionado de aeronaves
JPH07133957A (ja) 給湯装置

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20171231