WO2018060531A1 - Unidad de alimentación secundaria para una aeronave - Google Patents

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WO2018060531A1
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air
acm
compressors
compressor
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PCT/ES2016/070684
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Carlos Casado-Montero
Víctor BARREIRO RODRIGUEZ
Alexandra CARRASCO CARRASCAL
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Airbus Operations, S.L.
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Definitions

  • the present invention relates generally to aircraft air conditioning systems, based on air purging systems and aircraft incorporating these air conditioning systems.
  • the invention also relates to auxiliary equipment for providing external electrical, pneumatic, electrical and / or hydraulic energy to an aircraft.
  • An object of the invention is to provide a secondary feed unit for an aircraft that is capable of preventing the extraction of purge air from the main engines, or at least efficiently reduce the purge air extracted / supplied from the main engines and , therefore, reduce fuel consumption.
  • Another object of the invention is to provide an air conditioning conditioning system that reduces up to 50% the energy necessary for the conditioning of an aircraft cabin, or even more, depending on the flight phase.
  • the air conditioning system in addition to regulating the temperature and pressure of the cabin air, also serves to dehumidify the cabin and supply oxygen.
  • aircraft air conditioning systems are supplied with purge air in the form of hot compressed air that is taken from a compressor stage of a main engine of the aircraft or, alternatively, hot compressed air is provided by a compressor powered by a Gas turbine of an auxiliary power unit (APU) when the aircraft is on the ground and the main engines are stopped.
  • purge extraction of the main engines typically involves a small percentage of fuel block in the normal cycle.
  • An APU comprises a gas turbine, a pneumatic compressor, and / or a hydraulic pump, a gearbox and one or more electric generators, to provide electrical and / or pneumatic and / or hydraulic power.
  • the main use of an APU is when the aircraft is on the ground and the main engines are stopped and, therefore, cannot provide the aircraft with the necessary external electrical, pneumatic or hydraulic power.
  • the APU is normally not used, and the hydraulic and electrical supply, as well as the purge air, are provided by the main engines.
  • an ACM air cycle machine is the main equipment of an air conditioning system and is generally formed by a turbine driven by purge air taken from a main engine, so that the power of The turbine is transmitted to a compressor connected to a common shaft. The engine bleed air supplied to the turbine is compressed by the compressor and then supplied to a pressurized cabin.
  • Such conventional air conditioning systems operate at high levels of pressure and temperature, for example, the removed purge air is typically at 200 ° C.
  • the present invention provides an improved auxiliary feeding unit for an aircraft, which is used to supply purge air to an aircraft purge system in all phases of operation of an aircraft, namely: parked, taxiing. , takeoff, cruise, descent and landing, so that the amount of purge air extracted from the main engines is reduced or avoided, and in turn also reduces fuel consumption.
  • one aspect of the invention relates to a secondary feeding unit for an aircraft adapted to supply purge air to a cabin of the aircraft, in which the secondary feeding unit comprises a gas turbine engine having a drive shaft and a double load compressor that includes a first and second load compressors mechanically coupled with the drive shaft.
  • the secondary feed unit further comprises a first outside air inlet in fluid communication with the dual load compressor to feed outside air to the first and second load compressors, and purge flow means coupled with the outputs of the first and second compressors to individually regulate their operation and their production of compressed air.
  • the flow regulating means are in fluid communication with an exhaust outlet to evacuate the purge air to the outside, and are adapted to communicate fluidly with an air cycle machine (ACM) of an aircraft.
  • the secondary feeding unit further comprises a control system adapted to control the operation of the first and second compressor and the flow regulating means, so that the control system is adapted to provide purge air when an aircraft is in land and during the flight.
  • the secondary power unit of the invention is adapted to operate at all stages of an operation of the aircraft to meet the full demand of the aircraft, whether electric or pneumatic or hydraulic, at least for normal operation, so that the amount of purge air extracted of the main engines is significantly reduced or even avoided, thus achieving significant savings of the fuel block.
  • the flow regulating means comprise a first three-way valve attached to the first outlet of the compressor, and a second three-way valve attached to the second outlet of the compressor.
  • the first and second three-way valves are in fluid communication with the exhaust outlet, and are adapted to communicate with an air cycle machine (ACM) of an aircraft.
  • ACM air cycle machine
  • Figure 1 shows a schematic representation of a preferred example of a secondary power unit according to the invention.
  • Figure 2 shows a schematic representation of another preferred example of a secondary power unit according to the invention.
  • Figure 3 is a perspective view of a rear section of an aircraft, which includes a secondary power unit housed within a fire compartment in this rear section.
  • Figure 4 shows a schematic representation of a secondary feeding unit according to the invention in fluid communication with an air cycle machine (ACM) of an aircraft.
  • Figure 5 is a top plan view of an aircraft showing the location of the secondary power unit, and its connection to the purge air installation of an aircraft.
  • ACM air cycle machine
  • Figure 1 shows a preferred embodiment of a secondary feed unit according to the invention, comprising a gas turbine engine (14) having at least one drive shaft (2) and a double load compressor (3) which includes a first and second load compressors (3a, 3b), both mechanically coupled with the drive shaft (2) to respectively provide two compressed air flows.
  • the motor has a single drive shaft, but a motor with two drive shafts could also be used.
  • the first and second load compressors (3a, 3b) are provided with air-lubricated bearings, to avoid any oil contamination in the cabin.
  • one of the load compressors is sized for ground operation.
  • the corrected flow necessary for ground operation represents half of the total flow corrected in flight, based on that fact, the best solution is to choose a dual load compressor configuration, arranged face to face and fed by a single input of air, which means two identical compressors, at least as close as possible, reducing the number of design and manufacturing parts.
  • two different compressor sizing would be chosen.
  • a first outside air inlet (4) is in fluid communication with the double load compressor (3) to supply air from the outside to the first and second load compressors (3a, 3b), in particular the outside air inlet (4) is connected to an overpressure chamber (5) that reduces speed and distributes outside air to both compressors (3a,
  • Flow regulating means (6) are coupled with the first and second compressor outlets to individually regulate the two compressed air flows generated. More specifically, these means of flow regulation
  • (6) comprise a first three-way valve (6a) that has an input connected to the first compressor output, and a second three-way valve (6b) that has an input connected to the second compressor output.
  • These three-way valves (6a, 6b) can be used to prevent reverse flow, so that when both compressors are running, they provide the same pressure, so that neither of them increases.
  • the non-operating compressor is isolated, closing the three-way valve associated with it, and when the two compressors stop, they are isolated by closing the three way valves.
  • the flow regulating means (6) also comprise inlet guide fins (IGVs) (not shown) for each compressor, to individually regulate the air flow through the compressors.
  • IGVs inlet guide fins
  • One outlet of the first and second three-way valves (6a, 6b) are connected to the exhaust outlet (7) to evacuate excess air to the outside, and another outlet of the second three-way valves (6a, 6b) it is connected to a general outlet (8) that is adapted to communicate with an air cycle machine (ACM)
  • ACM air cycle machine
  • the secondary power unit (1) further comprises at least one electric generator (9), operatively coupled with the drive shaft (2) and adapted to provide electric power to an aircraft.
  • a hydraulic pump could also be coupled with the drive shaft (2).
  • a control system (not shown) is adapted to control the operation of the first and second load compressors (3a, 3b) and the first and second valves of three ways, to feed a flow of compressed air provided by the double compressor, such as purge air to an air cycle machine (ACM) of an aircraft during a full operating cycle.
  • ACM air cycle machine
  • a heat exchanger (10) is operatively installed in the general outlet (8), and a second outside air inlet (11) is provided, so that the outside air is used to cool the flow of compressed air provided by the double compressor (3).
  • the embodiment of Figure 2 is preferred when there is a need to cool the compressed air further.
  • a primary circuit (12) of the heat exchanger (10) is connected between the second outside air inlet (1 1) and the exhaust outlet (7) through an air cooling heat exchanger (18) that It is used to cool the engine oil temperature (14).
  • a secondary circuit (13) of the heat exchanger (10) is connected between the outputs of the two three-way valves (6a,
  • a secondary power unit (1) is installed in the same position as a conventional APU, that is, housed inside a fire compartment (15) in a rear section ( 16) of the aircraft. It should be noted that the architecture and design of the rear section of the aircraft should not be significantly modified with respect to a typical APU installation. Components such as: fire compartment, intake silencer, electric generators, etc., are substantially the same as conventional designs.
  • a secondary feeding unit (1) is in fluid communication with the cycle machine. air (ACM) (17) of an aircraft, to supply purge air to the (ACM) (17).
  • ACM air
  • the control system is adapted (programmed) to operate in three different modes:
  • Mode 1 the aircraft is parked on the ground.
  • control system is adapted, so that one load compressor supplies air to the ACM and the other load compressor does not supply air, and preferably at least one electric generator is running, so that most of the air Purge and electrical power required by the aircraft are provided by the secondary power unit.
  • One three-way valve is open and the other is closed. This mode is similar to the conventional use of an APU.
  • Mode 2 the aircraft is rolling, ascending or descending below 25,000 feet.
  • control system is adapted so that the first and second load compressors are in operation, to provide high pressure purge air (about 40 psia), so that the condensers can be used. Electric generators could stop. Both three-way valves are open in the same position.
  • the anti-ice system of the wings could be powered or supplied by the secondary power unit or by the main engines, and the ACM is operating through the SPU. In case there is no need to dry or dehumidify the air, mode 2 could be avoided and go to mode 3.
  • Mode 3 the aircraft is at cruising speed, ascending or descending above 25,000 feet.
  • control system is adapted so that the first and second compressors are in operation, to provide low pressure purge air (around 12 psia maximum), slightly above the cabin needs.
  • the heat exchanger is used to cool the air according to the needs of the mixer. ACMs and electric generators are stopped.
  • Some of the compressed air passes through the primary heat exchanger and later is diverted through a bypass valve.
  • control system can be implemented in many different ways known to a person skilled in the art.
  • the control system would comprise one or more programmable electronic devices, multiple sensors and actuators, etc.
  • the control system adaptation basically consists of adequate software stored and executed by programmable electronic devices.
  • Air conditioning generation units are usually installed in a bay without pressure in the belly of the aircraft.
  • the invention is capable of reducing up to 50% of the energy supply, depending on the flight phase, in some cases even more so as to provide the appropriate temperature and pressure for an aircraft cabin.

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Abstract

Una unidad de alimentación secundaria para una aeronave comprende: un motor de turbina de gas que tiene al menos un eje de accionamiento, unos compresores de carga individuales incluyendo un primer y segundo compresores de carga, ambos acoplados con el eje de accionamiento, una primera entrada de aire del exterior en comunicación de fluido con el compresor de carga doble, y medios de regulación de flujo acoplados con las salidas del primer y segundo compresores para regular individualmente el flujo generado de aire comprimido. Los medios de regulación de flujo también están adaptados para estar comunicados de forma fluida con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave, y un sistema de control está adaptado para alimentar el flujo de aire comprimido como aire de purga a la máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave cuando el avión está en tierra y cuando está en vuelo. La unidad de alimentación secundaria es capaz de evitar la extracción de aire de purga de los motores principales con el objetivo de reducir el consumo de combustible.

Description

UNIDAD DE ALIMENTACIÓN SECUNDARIA PARA UNA AERONAVE
Objeto de la Invención
La presente invención se refiere en general a sistemas de acondicionamiento de aire de aeronaves, basados en sistemas de purgado de aire y aeronaves que incorporan estos sistemas de acondicionamiento de aire.
La invención también se refiere a equipos auxiliares para proporcionar energía externa eléctrica, neumática, eléctrica y/o hidráulica a una aeronave.
Un objeto de la invención es proporcionar una unidad de alimentación secundaria para una aeronave que sea capaz de evitar la extracción de aire de purga de los motores principales, o al menos reducir de manera eficiente el aire de purga extraído/suministrado desde los motores principales y, por lo tanto, reducir el consumo de combustible.
Otro objeto de la invención es proporcionar un sistema de acondicionamiento de aire acondicionado que reduzca hasta un 50% la energía necesaria para el acondicionamiento de una cabina de una aeronave, o incluso más, dependiendo de la fase de vuelo.
Antecedentes de la invención
Las aeronaves comerciales comúnmente integran sistemas de acondicionamiento de aire para suministrar aire acondicionado a una temperatura y presión deseadas a una cabina presurizada. El sistema de acondicionamiento de aire, además de regular la temperatura y la presión del aire de la cabina, también sirve para deshumidificar la cabina y suministrar oxígeno.
Típicamente, los sistemas de acondicionamiento de aire para aeronaves se suministran con aire de purga en forma de aire comprimido caliente que se toma de una etapa de compresor de un motor principal de la aeronave o, alternativamente, el aire comprimido caliente es proporcionado por un compresor accionado por una turbina de gas de una unidad de alimentación auxiliar (APU) cuando la aeronave está en el suelo y los principales motores están detenidos. La extracción de purga de los motores principales típicamente implica un pequeño porcentaje de bloque de combustible en el ciclo normal.
Una APU comprende una turbina de gas, un compresor neumático, y/o una bomba hidráulica, una caja de engranajes y uno o varios generadores eléctricos, para proporcionar energía eléctrica y/o neumática y/o hidráulica. El uso principal de una APU es cuando la aeronave está en tierra y los motores principales están detenidos y, por lo tanto, no pueden proporcionar a la aeronave la alimentación externa eléctrica, neumática o hidráulica necesaria. Durante el vuelo, la APU normalmente no se utiliza, y el suministro hidráulico y eléctrico, así como el aire de purga, se proporcionan por los motores principales. Por otra parte, una máquina de ciclo de aire ACM es el equipo principal de un sistema de acondicionamiento de aire y, por lo general, está formada por una turbina accionada por aire de purga tomado de un motor principal, de manera que la potencia de la turbina se transmite a un compresor conectado a un eje común. El aire de purga del motor que se suministra a la turbina se comprime mediante el compresor y luego se suministra a una cabina presurizada.
Tales sistemas de acondicionamiento de aire convencionales operan a altos niveles de presión y temperatura, por ejemplo, el aire de purga retirado está típicamente a 200°C.
Estos sistemas de acondicionamiento de aire usualmente requieren "aire del exterior" como un disipador de calor, de manera que el aire de purga utilizado para el acondicionamiento de aire se enfría por medio de este aire del exterior, así como la compresión, el enfriamiento intermedio y la expansión del aire de purga. Sin embargo, las puertas dinámicas cuando se despliegan, normalmente implican un aumento del arrastre, que puede variar dependiendo de la necesidad de aire de refrigeración, que puede variar del 0,2 al 1 % del bloque de combustible, o incluso más.
Existe la necesidad de sistemas de acondicionamiento de aire de aeronaves más eficientes, que reduzcan el consumo del bloque de combustible.
Sumario de la Invención La presente invención proporciona una unidad de alimentación auxiliar mejorada para una aeronave, que se utiliza para suministrar aire de purga a un sistema de purga de una aeronave en todas las fases de operación de una aeronave, a saber: estacionado, rodadura, despegue, crucero, descenso y aterrizaje, por lo que la cantidad de aire de purga extraído de los motores principales se reduce o se evita, y a su vez también se reduce el consumo de combustible.
Por lo tanto, un aspecto de la invención se refiere a una unidad de alimentación secundaria para una aeronave adaptada para suministrar aire de purga a una cabina de la aeronave, en la que la unidad de alimentación secundaria comprende un motor de turbina de gas que tiene un eje de accionamiento y un compresor de doble carga que incluye un primer y segundo compresores de carga acoplados mecánicamente con el eje de accionamiento.
La unidad de alimentación secundaria comprende adicionalmente una primera entrada de aire del exterior en comunicación de fluido con el compresor de doble carga para alimentar aire del exterior al primer y segundo compresores de carga, y medios de flujo de purga acoplados con las salidas del primer y segundo compresores para regular individualmente su operación y su producción de aire comprimido.
Los medios de regulación de flujo están en comunicación de fluido con una salida de escape para evacuar el aire de purga al exterior, y están adaptados para comunicarse de forma fluida con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave. La unidad de alimentación secundaria comprende además un sistema de control adaptado para controlar la operación del primer y del segundo compresor y de los medios de regulación de flujo, de modo que el sistema de control está adaptado para proporcionar aire de purga cuando una aeronave está en tierra y durante el vuelo. A diferencia las APUs de la técnica anterior que solo operan cuando la aeronave está en el suelo o en situaciones de emergencia cuando en vuelo pueden proporcionar una fuente de alimentación parcial, ya sea neumática o eléctrica, o ambas, la unidad de alimentación secundaria de la invención está adaptada para operar en todas las etapas de una operación de la aeronave para satisfacer la demanda completa de la aeronave, ya sea eléctrica o neumática o hidráulica, al menos, para una operación normal, de modo que la cantidad de aire de purga extraído de los motores principales se reduce significativamente o incluso se evita, consiguiendo de esta manera un ahorro significativo del bloque de combustible.
Preferiblemente, los medios de regulación de flujo comprenden una primera válvula de tres vías unida a la primera salida del compresor, y una segunda válvula de tres vías unida a la segunda salida del compresor. La primera y segunda válvulas de tres vías están en comunicación de fluido con la salida de escape, y están adaptadas para comunicarse con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave.
Breve descripción de los dibujos:
Realizaciones preferidas de la invención se describirán a continuación con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:
La figura 1 muestra una representación esquemática de un ejemplo preferido de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención.
La figura 2 muestra una representación esquemática de otro ejemplo preferido de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención.
La figura 3 es una vista en perspectiva de una sección trasera de una aeronave, que incluye una unidad de alimentación secundaria alojada dentro de un compartimiento de incendio en esta sección posterior.
La figura 4 muestra una representación esquemática de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención en comunicación de fluido con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave. La figura 5 es una vista en planta superior de una aeronave que muestra la ubicación de la unidad de alimentación secundaria, y su conexión con la instalación de aire de purga de una aeronave.
Realización preferida de la invención
La figura 1 muestra una realización preferida de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención, que comprende un motor de turbina de gas (14) que tiene al menos un eje de accionamiento (2) y un compresor de doble carga (3) que incluye un primer y segundo compresores de carga (3a, 3b), ambos acoplados mecánicamente con el eje de accionamiento (2) para proporcionar respectivamente dos flujos de aire comprimido. Preferiblemente, el motor tiene un solo eje de accionamiento, pero un motor con dos ejes de accionamiento también se podría utilizar.
Preferiblemente, el primer y segundo compresores de carga (3a, 3b) están provistos de cojinetes lubricados con aire, para evitar cualquier contaminación de aceite en la cabina.
Para lograr una mayor reducción del bloque de combustible, uno de los compresores de carga está dimensionado para su operación en tierra. Usualmente, el flujo corregido necesario para la operación terrestre representa la mitad del flujo total corregido en vuelo, sobre la base de ese hecho, la mejor solución es elegir una configuración de compresor de carga doble, dispuesto cara a cara y alimentado por una única entrada de aire, que significa dos compresores idénticos, al menos lo más cerca posible, reduciendo el número de piezas de diseño y de fabricación. En el caso de que la proporción entre en el suelo y en vuelo difiera, se elegirían dos dimensionamientos de compresor diferentes.
Una primera entrada de aire del exterior (4) está en comunicación de fluido con el compresor de doble carga (3) para alimentar aire del exterior al primer y segundo compresores de carga (3a, 3b), en particular la entrada de aire del exterior (4) está conectada con una cámara de sobrepresion (5) que reduce la velocidad y distribuir el aire del exterior a ambos compresores (3a,
Unos medios de regulación de flujo (6) están acoplados con la primera y segunda salidas de compresores para regular individualmente los dos flujos de aire comprimido generados. Más específicamente, estos medios de regulación de flujo
(6) comprenden una primera válvula de tres vías (6a) que tiene una entrada conectada con la primera salida del compresor, y una segunda válvula de tres vías (6b) que tiene una entrada conectada con la segunda salida del compresor. Estas válvulas de tres vías (6a, 6b) se puede utilizar para evitar el flujo inverso, de manera que cuando ambos compresores están funcionando, proporcionan la misma presión, de manera que ninguna de ellas aumenta. Cuando solo uno de los compresores está trabajando para proporcionar un flujo de aire a la aeronave, el compresor no operativo se aisla, cerrando la válvula de tres vías asociada al mismo, y cuando se paran los dos compresores, se aislan mediante el cierre de las válvulas de tres vías.
Los medios de regulación de flujo (6) comprenden también aletas de guía de entrada (IGVs) (no mostradas) para cada compresor, para regular individualmente el flujo de aire a través de los compresores.
Una salida de la primera y segunda válvulas de tres vías (6a, 6b) están conectadas con la salida de escape (7) para evacuar el exceso de aire al exterior, y otra salida de las segundas válvulas de tres vías (6a, 6b) está conectada a una salida general (8) que está adaptada para comunicarse con una máquina de ciclo de aire (ACM)
(17) de una aeronave.
La unidad de alimentación secundaria (1) comprende además al menos un generador eléctrico (9), acoplado operativamente con el eje de accionamiento (2) y adaptado para proporcionar energía eléctrica a una aeronave. Opcionalmente, una bomba hidráulica también podría estar acoplada con el eje de accionamiento (2).
Un sistema de control (no mostrado) está adaptado para controlar la operación del primer y segundo compresores de carga (3a, 3b) y la primera y segunda válvulas de tres vías, para alimentar un flujo de aire comprimido proporcionado por el compresor doble, como aire de purga a una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave durante un ciclo de operación completa. En la realización de la figura 2, un intercambiador de calor (10) está instalado de forma operativa en la salida general (8), y se proporciona una segunda entrada de aire del exterior (11), de manera que el aire exterior se utiliza para enfriar el flujo de aire comprimido proporcionado por el compresor doble (3). La realización de la figura 2 se prefiere cuando hay la necesidad de enfriar adicionalmente el aire comprimido.
Un circuito primario (12) del intercambiador de calor (10) está conectado entre la segunda entrada de aire del exterior (1 1) y la salida de escape (7) a través de un intercambiador de calor de refrigeración de aire (18) que se utiliza para enfriar la temperatura del aceite del motor (14). Un circuito secundario (13) del intercambiador de calor (10) está conectado entre las salidas de las dos válvulas de tres vías (6a,
6b) y una salida de aire comprimido (8). Con esta disposición, el aire comprimido que fluye a través del circuito secundario (13) del intercambiador de calor (10) es enfriado por el aire del exterior que fluye a través del circuito primario (12). En la figura 2, el intercambiador de calor (10) y el intercambiador de calor de enfriamiento de aire (18) están separados entre sí, sin embargo, en otra realización preferida podrían estar montados juntos.
Como se muestra en la figura 3, una unidad de alimentación secundaria (1) de acuerdo con la invención está instalada en la misma posición que una APU convencional, es decir, alojada dentro de un compartimiento de incendios (15) en una sección posterior (16) de la aeronave. Cabe señalar que la arquitectura y el diseño de la sección trasera de la aeronave no debe ser modificada de manera significativa con respecto a una instalación de APU habitual. Componentes como: compartimento de incendios, silenciador de admisión, generadores eléctricos, etc., son sustancialmente los mismos que los diseños convencionales.
Como se muestra en la figura 4, una unidad de alimentación secundaria (1) de acuerdo con la invención está en comunicación de fluido con la máquina de ciclo de aire (ACM) (17) de una aeronave, para suministrar aire de purga a la (ACM) (17) .
El sistema de control está adaptado (programado) para operar en tres modos diferentes:
Modo 1 - la aeronave está estacionada en el suelo.
Para este modo, el sistema de control está adaptado, de manera que un compresor de carga suministra aire a la ACM y el otro compresor de carga no suministra aire, y preferiblemente al menos un generador eléctrico está funcionando, de manera que la mayoría del aire de purga y la potencia eléctrica requerida por la aeronave se proporcionan mediante la unidad de alimentación secundaria. Una válvula de tres vías está abierta y la otra está cerrada. Este modo es similar al uso convencional de una APU.
Modo 2 - las aeronave está rodando, ascendiendo o descendiendo por debajo de 25.000 pies.
Para este modo, el sistema de control está adaptado de manera que el primer y segundo compresores de carga están en funcionamiento, para proporcionar aire de purga a alta presión (alrededor de 40 psia), de modo que los condensadores se pueden utilizar. Los generadores eléctricos podrían detenerse. Ambas válvulas de tres vías están abiertas en la misma posición. El sistema anti-hielo de las alas podría ser alimentado o suministrado por la unidad de alimentación secundaria o por los motores principales, y la ACM está funcionando mediante la SPU. En caso de que no haya necesidad de secar o deshumidificar el aire, el modo 2 se podría evitar y pasar al modo 3.
Modo 3 - la aeronave está a velocidad de crucero, ascendiendo o descendiendo por encima de 25.000 pies.
Para este modo, el sistema de control está adaptado de manera que el primer y segundo compresores están en funcionamiento, para proporcionar aire de purga a baja presión (alrededor de 12 psia como máximo), ligeramente por encima de las necesidades de la cabina. El intercambiador de calor se usa para enfriar el aire de acuerdo con las necesidades del mezclador. Las ACMs y los generadores eléctricos están detenidos.
Parte del aire comprimido pasa a través del intercambiador de calor primario y más tarde se desvía a través de una válvula de paso.
El sistema de control puede implementarse de muchas maneras diferentes conocidas para una persona experta en la técnica. Convencionalmente, el sistema de control comprendería uno o más dispositivos electrónicos programables, múltiples sensores y accionadores, etc. La adaptación del sistema de control básicamente consiste en un software adecuado almacenado y ejecutado por los dispositivos electrónicos programables.
Se puede observar en la figura 5 la ubicación de la unidad de alimentación secundaria (1) de la invención instalada en el cono de cola (16) de una aeronave, y su comunicación con el sistema de purga de la aeronave.
Las unidades de generación de acondicionamiento de aire (AGUs) se suelen instalar en una bahía sin presión en el vientre de la aeronave.
Se ha determinado que la invención es capaz de reducir hasta un 50% del suministro de energía, en función de la fase de vuelo, en algunos casos incluso más para proporcionar la temperatura y la presión adecuadas para una cabina de una aeronave.

Claims

REIVINDICACIONES
1. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave adaptada para suministrar aire de purga para una cabina de una aeronave, comprendiendo la unidad de alimentación secundaria: un motor de turbina de gas que tiene al menos un eje de accionamiento, unos compresores de carga dobles que incluyen un primero y segundo compresores de carga, ambos mecánicamente acoplados con el eje de accionamiento para proporcionar un flujo de aire comprimido,
una primera entrada de aire del exterior en comunicación de fluido con el compresor de carga doble para alimentar aire del exterior al primer y segundo compresores de carga,
unos medios de regulación de flujo acoplados con la primera y segunda salidas de compresores para regular individualmente el flujo generado de aire comprimido,
en la que los medios de regulación de flujo están en comunicación de fluido con una salida de escape para evacuar el aire de sobretensión al exterior,
y en la que los medios de regulación de flujo, además, están adaptados para estar comunicados de forma fluida con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave,
un sistema de control adaptado para controlar la operación del primer y segundo compresores de carga y de los medios de regulación de flujo,
y en la que el sistema de control está adaptada para alimentar el flujo de aire comprimido como aire de purga a la máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave, cuando la aeronave está en tierra y cuando está en vuelo.
2. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1 , en la que los medios de regulación de flujo comprenden una primera válvula de tres vías acoplada de manera fluida con la primera salida del compresor, y una segunda válvula de tres vías acoplada de manera fluida con la segunda salida del compresor, y en la que la primera y segunda válvulas de tres vías están en comunicación de fluido con la salida de escape, y están adaptadas para comunicarse con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave.
3. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según la reivindicación 1 o 2, que comprende además un intercambiador de calor y una segunda entrada de aire del exterior, en la que un circuito primario del intercambiador de calor está conectado entre la segunda entrada de aire del exterior y la salida de escape, y un circuito secundario del intercambiador de calor está conectado entre las dos válvulas de tres vías y una salida de aire comprimido adaptada para comunicarse con una máquina de ciclo de aire (ACM), de manera que el aire comprimido que fluye a través del circuito secundario puede ser enfriado por el aire del exterior que fluye a través del circuito primario.
4. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende además al menos un generador eléctrico acoplado operativamente con el eje de accionamiento y adaptado para proporcionar energía eléctrica a una aeronave.
5. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el primer y segundo compresores de carga están provistos de cojinetes lubricados con aire.
6. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado de manera que cuando el avión está aparcado, un compresor suministra aire a la ACM y el otro compresor no suministra aire, y al menos un generador eléctrico está funcionando, de manera que la mayoría del aire de purga y la potencia eléctrica requerida por la aeronave se proporcionan mediante la unidad de alimentación secundaria.
7. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado adicionalmente de manera que cuando la aeronave está rodando, ascendiendo o descendiendo por debajo de una primera altura predefinida y los segundos compresores de carga están funcionando, para proporcionar aire de purga a alta presión alrededor de una primera presión predefinida.
8. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado adicionalmente de manera que cuando la aeronave está a velocidad de crucero, ascendiendo o descendiendo por encima de una primera altura predefinida y los segundos compresores están funcionando, para proporcionar aire de purga a baja presión alrededor de una segunda presión predefinida, la refrigeración del intercambiador de calor, el aire desviado a través de las válvulas de control de temperatura y la detención del generador eléctrico, y en la que la (ACM) no está operativa.
9. Un sistema de acondicionamiento de aire para una aeronave, que comprende una máquina de ciclo de aire (ACM) y una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores en comunicación de fluido con la máquina de ciclo de aire (ACM).
10. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 9, en el que la unidad de alimentación secundaria está alojada dentro de un compartimiento de incendios en una sección trasera de la aeronave.
11. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 7 o 8, en la que la altura predefinida es de unos 25.000 pies.
12. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 7, en la que la primera presión predefinida es de aproximadamente 40 psia.
13. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 8, en la que la segunda presión predefinida es de aproximadamente 12 psia.
14. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 1 , en la que los medios de regulación de flujo también comprenden palas de guía de entrada para cada compresor, para regular individualmente el flujo de aire a través de los compresores.
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