WO2022091273A1 - 航空機の圧縮空気供給システム - Google Patents

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WO2022091273A1
WO2022091273A1 PCT/JP2020/040540 JP2020040540W WO2022091273A1 WO 2022091273 A1 WO2022091273 A1 WO 2022091273A1 JP 2020040540 W JP2020040540 W JP 2020040540W WO 2022091273 A1 WO2022091273 A1 WO 2022091273A1
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compressor
compressed air
pressure
auxiliary compressor
path
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祐朗 高見
直也 世古口
克彦 石田
健太 梅▲崎▼
洋 坂本
龍彦 五井
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川崎重工業株式会社
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Definitions

  • This disclosure relates to the compressed air supply system of an aircraft.
  • an bleed air system for an aircraft environmental control system is known (see, for example, Patent Document 1).
  • a drive shaft extending radially from the gas turbine engine is connected to a gearbox, and the gearbox is connected to an auxiliary compressor.
  • the auxiliary compressor driven in conjunction with the engine compresses the bleed air of the engine and supplies it to the air cycle machine (ACM).
  • ACM air cycle machine
  • the rotation speed of the auxiliary compressor is determined in proportion to the engine rotation speed, so depending on the situation, it may be necessary to significantly reduce the extraction air of the engine, resulting in energy loss. Further, when the pressure fluctuation factor of the flow path from the auxiliary compressor to the ACM is outside the gas turbine engine, the pressure cannot be supplied with high accuracy.
  • one aspect of the present disclosure is to suppress energy loss and to supply an accurate and appropriate pressure to the air system of an aircraft.
  • the compressed air supply system of an aircraft is an auxiliary having an bleed air passage through which an bleed air from a gas turbine engine flows, a compressor inlet fluidly connected to the bleed air passage, and a compressor outlet.
  • a supply path that is fluidly connected to the compressor outlet and supplies compressed air from the auxiliary compressor to the air system of the aircraft, a drive device that rotationally drives the auxiliary compressor, and the supply path. It is provided with a sensor that detects the pressure or temperature of the above, and a controller that controls the output rotation speed of the drive device according to the detection signal of the sensor.
  • the drive device may be an engine power transmission device (eg, continuously variable transmission, infinite transmission) that shifts and outputs the drive force of the rotating shaft of the engine, or is an electric motor that generates the drive force by electric power. It may be.
  • energy loss can be suppressed and an appropriate pressure can be accurately supplied to the air system of the aircraft.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of an aircraft compressed air supply system according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic diagram of a main part of the compressed air supply system of the aircraft according to the second embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic view of a modified example of the system of FIG.
  • FIG. 4 is a schematic diagram of a main part of the compressed air supply system of the aircraft according to the third embodiment.
  • forward means the upstream side in the direction in which air flows in the engine
  • rear means the downstream side in the direction in which air flows in the engine. That is, “front” means the side where the fan is provided in the axial direction of the engine rotation axis, and “rear” means the side where the fan is provided in the axial direction of the engine rotation axis. Means the side.
  • the "radial direction” means a direction orthogonal to the rotation axis of the rotation axis of the engine.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of an aircraft compressed air supply system 10 according to the first embodiment.
  • the aircraft comprises a gas turbine engine 1 and a compressed air supply system 10.
  • the gas turbine engine 1 includes a rotary shaft 2, a fan 3, a compressor 4, a combustor 5, a turbine 6, and a casing 7.
  • the rotary shaft 2 extends in the front-rear direction of the gas turbine engine 1.
  • the fan 3 is connected to the front portion of the rotating shaft 2 and rotates together with the rotating shaft 2.
  • the compressor 4, the combustor 5, and the turbine 6 are arranged along the rotation shaft 2 from the front to the rear in this order.
  • the casing 7 is a tubular object having an axis that coincides with the rotation axis of the rotation shaft 2, and houses the rotation shaft 2, the compressor 4, the combustor 5, and the turbine 6.
  • the gas turbine engine 1 is a twin-screw gas turbine engine.
  • the compressor 4 has a low-pressure compressor 4a and a high-pressure compressor 4b arranged behind the low-pressure compressor 4a.
  • the turbine 6 has a low pressure turbine 6a and a high pressure turbine 6b arranged in front of the low pressure turbine 6a.
  • the rotary shaft 2 has a low pressure shaft 2a for connecting the low pressure compressor 4a to the low pressure turbine 6a and a high pressure shaft 2b for connecting the high pressure compressor 4b to the high pressure turbine 6b.
  • the high pressure shaft 2b is a cylindrical shaft having a hollow space inside.
  • the low pressure shaft 2a is inserted into the hollow space of the high pressure shaft 2b.
  • the low-pressure turbine 6a is connected to a fan 3 arranged in front of the compressor 4 via a low-pressure shaft 2a.
  • the radial outside of the fan 3 is covered with a cylindrical fan case 8.
  • a cylindrical bypass path is formed between the casing 7 and the fan case 8. The air sucked by the fan 3 flows through this bypass path and is ejected rearward to generate propulsive force.
  • the compressed air supply system 10 includes an bleed air passage 12 fluidly connected to the bleed air port 11 of the gas turbine engine 1.
  • the bleed air port 11 supplies a part of the compressed air from the compressor 4 of the gas turbine engine 1 to the bleed air passage 12.
  • the bleed air port 11 is arranged on the upstream side (that is, the low pressure compressor 4a side) of the high pressure compressor 4b in the gas turbine engine 1.
  • the bleed air port 11 is arranged, for example, in the region between the low-pressure compressor 4a and the high-pressure compressor 4b, but may be arranged in the middle region of the low-pressure compressor 4a or the middle region of the high-pressure compressor 4b. good.
  • compressed air compressed by the low-pressure compressor 4a flows through the bleed air passage 12.
  • the bleed air port 11 is fluidly connected to the compressor inlet 14a of the auxiliary compressor 14.
  • the bleed air passage 12 is provided with a check valve 13 that allows a flow from the bleed air port 11 toward the auxiliary compressor 14 and blocks the reverse flow.
  • a supply path 15 is fluidly connected to the compressor outlet 14b of the auxiliary compressor 14.
  • the supply path 15 supplies the compressed air discharged from the compressor outlet 14b of the auxiliary compressor 14 to the air system of the aircraft.
  • the air system is, for example, an air cycle machine 16 (hereinafter referred to as ACM), and may be a vapor compression refrigeration apparatus (VCS) or the like. Note that FIG. 1 shows only the compressed air supply system 10 on one side of both sides.
  • a return path 17 connected to the bleed air path 12 is connected to the supply path 15.
  • the return path 17 bypasses the auxiliary compressor 14 and connects the compressor outlet 14b to the compressor inlet 14a.
  • the return path 17 is provided with a pressure adjusting valve 18 capable of opening and closing the return path 17. By opening the pressure adjusting valve 18 and adjusting the opening degree, surging of the auxiliary compressor 14 can be prevented. Further, the differential pressure between the compressor inlet 14a and the compressor outlet 14b of the auxiliary compressor 14 can be reduced, and the operation of the auxiliary compressor 14 can be made more stable.
  • a heat exchanger 19 (precooler) is provided in the supply path 15.
  • the heat exchanger 19 is provided with a refrigerant flow path 36 that uses the atmosphere as a refrigerant.
  • a flow rate adjusting valve 35 is provided in the refrigerant flow path 36.
  • the heat exchanger 19 cools the compressed air flowing through the supply path 15 using the atmosphere as a refrigerant.
  • a pressure regulating valve 21 is provided near the inlet of the ACM 16 in the supply path 15.
  • the outlet of the ACM 16 is fluidly connected to the cabin 23 via the supply path 22.
  • a pressure regulating valve 24 is provided in the supply path 22.
  • the heat exchanger 19 may use the bypass air flowing through the bypass path as a refrigerant, or may use the cooling liquid in a circulating manner.
  • the engine starter 26 is fluidly connected to the downstream side of the heat exchanger 19 in the supply path 15 via the first auxiliary path 25.
  • An on-off valve 27 is provided on the first auxiliary road 25.
  • An auxiliary power unit 29 (APU) is fluidly connected to the downstream side of the heat exchanger 19 in the supply path 15 via the second auxiliary path 28.
  • the second sub-pass 28 is provided with a check valve 30 that allows a flow from the APU 29 to the supply path 15.
  • the supply path 15 is also branched with an ice protection system, an ice removal system, an inert gas generation system, and the like.
  • a pressure sensor P1 is provided in the bleed air passage 12.
  • a pressure sensor P2 is provided in a portion of the supply path 15 between the auxiliary compressor 14 and the heat exchanger 19. The pressure sensor P2 substantially detects the pressure at the compressor outlet 14b of the auxiliary compressor 14.
  • a pressure sensor P3 is provided in a portion of the supply path 15 on the downstream side of the heat exchanger 19. The pressure sensor P3 is provided, for example, in the flow path between the APU 29 and the engine starter 26 in the supply path 15.
  • the bleed air passage 12 is provided with a temperature sensor T1.
  • a temperature sensor T2 is provided in a portion of the supply path 15 between the auxiliary compressor 14 and the heat exchanger 19.
  • a temperature sensor T3 is provided in a portion of the supply path 15 on the downstream side of the heat exchanger 19. The temperature sensor T3 is provided, for example, in the flow path between the heat exchanger 19 and the first subway 25 in the supply path 15.
  • a drive device for driving the auxiliary compressor 14 is provided.
  • the drive device is provided with an engine power transmission device (continuously variable transmission 33) that transmits the drive force from the gas turbine engine 1 to the auxiliary compressor.
  • a power extraction shaft 31 extending in the radial direction is mechanically connected to the low pressure shaft 2a of the gas turbine engine 1 via a bevel gear 32. That is, the power extraction shaft 31 rotates in conjunction with the low pressure shaft 2a.
  • the power extraction shaft 31 may be mechanically connected to the high-voltage shaft 2b and rotate in conjunction with the high-voltage shaft 2b.
  • the power extraction shaft 31 is mechanically connected to the input shaft of the continuously variable transmission 33 (engine power transmission device).
  • the output shaft of the continuously variable transmission 33 (engine power transmission device) is mechanically connected to the driven shaft of the auxiliary compressor 14. That is, the continuously variable transmission 33 (engine power transmission device) shifts the driving force from the low pressure shaft 2a of the gas turbine engine 1 to an appropriate rotation speed, and then transfers the shifted driving force to the auxiliary compressor 14.
  • the auxiliary compressor 14 is rotationally driven by transmission.
  • a toroidal continuously variable transmission is preferably used.
  • the pressure sensors P1 to P3 and the temperature sensors T1 to T3 are electrically connected to the controller 40.
  • the controller 40 controls the gear ratio of the continuously variable transmission 33 and controls the opening degree of the pressure adjusting valve 18 according to the detection signals of the pressure sensors P1 to P3 and the temperature sensors T1 to T3. That is, the controller 40 controls the output rotation speed of the continuously variable transmission 33 by controlling the gear ratio of the continuously variable transmission 33.
  • the controller 40 can also control valves 21, 24, 27, 35 and the like.
  • the controller 40 may control the gear ratio of the continuously variable transmission 33 so that the pressure in the supply path 15 detected by the pressure sensor P2 (that is, the pressure at the compressor outlet 14b) approaches the required pressure.
  • the required pressure required for the pressure of the supply path 15 detected by the pressure sensor P2 or P3 is the required pressure of the ACM 16 and another pneumatic system branching from the supply path 15 (for example, an engine starting system (engine starter 26). It is set within a predetermined allowable range that does not fall below the maximum required pressure among the required pressures of the ice prevention system, ice removal system, inert gas generation system, etc.).
  • the controller 40 controls the gear ratio of the stepless transmission 33 based on the differential pressure between the pressure of the extraction path 12 detected by the pressure sensor P2 and the pressure of the supply path 15 detected by the pressure sensor P3.
  • the pressure in the supply path 15 may be adjusted to a desired pressure.
  • the controller 40 opens the pressure adjusting valve 18. It may be changed to suppress the pressure fluctuation in the supply path 15. For example, when the time change rate of the pressure in the bleed air passage 12 increases beyond a positive threshold value, the controller 40 opens the pressure adjusting valve 18 in order to promptly suppress the sudden increase in the pressure in the supply passage 15. May be increased. In that case, the controller 40 may fully close the pressure regulating valve 18 when the absolute value of the time change rate of the pressure of the bleed air passage 12 is the threshold value.
  • the controller 40 opens the pressure adjusting valve 18 in order to promptly suppress the sudden pressure decrease in the supply passage 15. May be reduced.
  • the controller 40 sets the pressure adjusting valve 18 to an intermediate opening (for example, an opening larger than zero and smaller than the central opening) when the absolute value of the time change rate of the pressure of the bleed air passage 12 is a threshold value. May be.
  • the controller 40 controls the opening degree of the flow rate adjusting valve 35 so that the temperature of the temperature sensor T3 approaches the required temperature, and adjusts the degree of cooling of the heat exchanger 19.
  • the controller 40 controls the gear ratio of the continuously variable transmission 33 based on the temperature of the supply path 15 detected by the temperature sensors T1, T2, and T3, and adjusts the temperature of the supply path 15 to a desired temperature. May be good.
  • the controller 40 has a processor, a memory, an I / O interface, and the like.
  • the memory includes a storage (for example, a hard disk, a flash memory, etc.) and a main memory (RAM).
  • a program having an instruction to execute the control described above is stored in the memory.
  • the program included in the controller 40 may be distributed to a plurality of controllers.
  • the controller 40 may also serve as a controller for another system, not exclusively for the compressed air supply system 10.
  • the program for the compressed air supply system 10 may be integrated with the program of another system.
  • the rotation speed of the auxiliary compressor 14 is controlled by the control of the continuously variable transmission 33 according to the pressure of the supply path 15, the pressure of the compressed air from the auxiliary compressor 14 is wasted. Can be prevented from occurring. Further, even if the pressure fluctuation occurs in the supply path 15, the pressure fluctuation can be absorbed by controlling the rotation speed of the auxiliary compressor 14. Therefore, energy loss can be prevented, and an appropriate pressure can be supplied to the ACM 16 with high accuracy.
  • an engine power transmission device such as a continuously variable transmission 33 driven by the gas turbine engine 1 as a drive device
  • an electric motor that generates a drive force by electric power may be used as the drive device.
  • the pressure can be adjusted with good responsiveness by controlling the pressure adjusting valve 18 of the return path 17.
  • the energy loss due to the decompression of the pressure adjusting valve 18 can be suppressed by adjusting the pressure at the compressor outlet 14b by the continuously variable transmission 33.
  • the bleed air passage 12 is fluidly connected to the bleed air port 11 of the low pressure compressor 4a of the gas turbine engine 1, the bleed air is unlikely to be higher than the required pressure. Therefore, energy loss due to decompression can be reduced in the entire flight process from takeoff to landing.
  • FIG. 2 is a schematic diagram of a main part of the compressed air supply system of the aircraft according to the second embodiment.
  • the same reference numerals are given to the configurations common to those of the first embodiment, and the description thereof will be omitted.
  • the auxiliary compressor 14 of the first embodiment is used as the first auxiliary compressor, and the second auxiliary compressor 150 is connected in parallel to the first auxiliary compressor 14.
  • the second auxiliary compressor 150 may have a compression capacity smaller than that of the first auxiliary compressor 14. That is, the second auxiliary compressor 150 may be smaller than the first auxiliary compressor 14.
  • the compressor inlet 150a of the second auxiliary compressor 150 is fluidly connected to the bleed air passage 12 via the branch bleed air passage 151.
  • the compressor outlet 150b of the second auxiliary compressor 150 is fluidly connected to the supply path 15 via the branch supply path 152.
  • the branch bleed air path 151 is provided with an on-off valve 153, and the branch supply path 152 is provided with an on-off valve 154.
  • the second auxiliary compressor 150 is driven by a continuously variable transmission 33 that shifts and outputs the driving force of the gas turbine engine 1. That is, the first auxiliary compressor 14 and the second auxiliary compressor 150 are configured to be driveable by the output shaft of the continuously variable transmission 33. The first auxiliary compressor 14 and the second auxiliary compressor 150 may be configured to be driveable by separate output shafts of a continuously variable transmission. The first auxiliary compressor 14 is constantly interlocked with the rotation of the output shaft of the continuously variable transmission 33. The second auxiliary compressor 150 can be switched between a compressed state and an uncompressed state by the switching structure 155.
  • the switching structure 155 includes a second return path 117 and a second pressure regulating valve 118.
  • the second return path 117 bypasses the second auxiliary compressor 150 and fluidly connects the branch supply path 152 to the branch bleed air path 151. That is, the second return path 117 bypasses the second auxiliary compressor 150 and connects the compressor outlet 150b to the compressor inlet 150a.
  • the second return path 117 is provided with a second pressure adjusting valve 118 capable of opening and closing the second return path 117.
  • the controller 140 normally has the on-off valves 153 and 154 in the closed state and the second pressure adjusting valve 118 in the open state. That is, normally, the second auxiliary compressor 150 is not supplied with the bleed air of the bleed air passage 12, and the second auxiliary compressor 150 is idled.
  • the controller 140 receives an emergency signal (for example, a failure signal of the compressed air supply system on one side) that requires an increase in the flow rate of the compressed air supplied to the ACM 16, the on-off valves 153 and 154 are opened and the second switch is opened. Close the pressure control valve 118.
  • the second auxiliary compressor 150 assists the first auxiliary compressor 14, so that the first auxiliary compressor 14 is inefficient. It is not necessary to operate at the rotation speed. Therefore, it is possible to increase the flow rate of the compressed air toward the ACM 16 while avoiding the deterioration of the efficiency of the first auxiliary compressor 14.
  • FIG. 3 is a schematic diagram of a modified example of the system of FIG.
  • the same reference numerals are given to the configurations common to those in FIG. 2, and the description thereof will be omitted.
  • the clutch 160 is provided as a switching structure.
  • the clutch 160 is capable of disconnecting the power transmission path between the second auxiliary compressor 150 and the continuously variable transmission 33.
  • the clutch 160 is, for example, an electromagnetic clutch.
  • the second return path 117 and the second pressure regulating valve 118 may be abolished or may be left for suppressing sudden pressure fluctuations.
  • the controller 140 normally disengages the clutch 160. That is, normally, the second auxiliary compressor 150 is not driven by the continuously variable transmission 33.
  • the controller 140 receives an emergency signal (for example, a failure signal of a compressed air supply system on one side) that requires an increase in the flow rate of the compressed air supplied to the ACM 16, the clutch 160 is engaged. Also with this configuration, the second auxiliary compressor 150 can be easily switched between the compressed state and the uncompressed state.
  • FIG. 4 is a schematic diagram of a main part of the compressed air supply system of the aircraft according to the third embodiment.
  • the same reference numerals are given to the configurations common to those of the first embodiment, and the description thereof will be omitted.
  • the heat exchanger 219 provided between the auxiliary compressor 14 and the ACM 16 in the supply path 15 uses the exhaust gas of the cabin 23 as a refrigerant.
  • the heat exchanger 219 has a target flow path 219a fluidly connected to the supply path 15 and a refrigerant flow path 219b for cooling the compressed air flowing through the target flow path 219a.
  • the exhaust port 23a of the guest room 23 is fluidly connected to the refrigerant flow path 219b of the heat exchanger 219 via the exhaust passage 270.
  • the exhaust passage 270 is provided with a flow rate adjusting valve 271.
  • the outlet of the refrigerant flow path 219b of the heat exchanger 219 is open to the atmosphere.
  • the atmospheric pressure is about 0.2 to 0.3 atm
  • the pressure in the cabin 23 is about 0.7 to 1.0 atm. That is, the pressure in the guest room 23 is about 3 to 5 times the pressure in the atmosphere.
  • the temperature of the guest room 23 is about 200 ° C. lower than the temperature of the compressor outlet 14b of the auxiliary compressor 14. Therefore, during flight, the cabin exhaust having a temperature lower than the temperature of the compressor outlet 14b is injected at a higher density and higher speed than the atmosphere, so that efficient heat exchange is performed in the heat exchanger 219 and the supply path 15 is provided. Compressed air can be cooled.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiment, and its configuration can be changed, added, or deleted.
  • a part of the configuration in one embodiment or modification can be arbitrarily extracted separately from the other configuration in the embodiment or modification, and a part in one embodiment or modification.
  • the configuration of may be applied to other embodiments or modifications.

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Abstract

航空機の圧縮空気供給システムは、ガスタービンエンジンからの抽気が流れる抽気路と、前記抽気路に流体的に接続される圧縮機入口と、圧縮機出口と、を有する補助圧縮機と、前記圧縮機出口に流体的に接続され、前記補助圧縮機からの圧縮エアを航空機の空気系統に供給する供給路と、前記補助圧縮機を回転駆動する駆動装置と、前記供給路の圧力又は温度を検出するセンサと、前記センサの検出信号に応じて前記駆動装置の出力回転数を制御するコントローラと、を備える。

Description

航空機の圧縮空気供給システム
　本開示は、航空機の圧縮空気供給システムに関する。
　従来、航空機の環境制御システムのための抽気システムが知られている（例えば、特許文献１参照）。この抽気システムでは、ガスタービンエンジンから径方向に延びる駆動軸がギヤボックスに接続され、そのギヤボックスが補助圧縮機に接続されている。エンジンに連動して駆動される補助圧縮機は、エンジンの抽気を圧縮してエアサイクルマシン（ＡＣＭ）に供給する。
米国特許第１００５４０５１号
　このシステムでは、エンジン回転数に比例して補助圧縮機の回転数が決まるため、状況によってはエンジンの抽気を大きく減圧する必要があり、エネルギー損失が生じる。また、補助圧縮機からＡＣＭに至る流路の圧力変動要因がガスタービンエンジン外にある場合には、高精度に圧力を供給できない。
　そこで本開示の一態様は、エネルギー損失を抑制すると共に、航空機の空気系統に対して精度良く適切な圧力を供給することを目的とする。
　本開示の一態様に係る航空機の圧縮空気供給システムは、ガスタービンエンジンからの抽気が流れる抽気路と、前記抽気路に流体的に接続される圧縮機入口と、圧縮機出口と、を有する補助圧縮機と、前記圧縮機出口に流体的に接続され、前記補助圧縮機からの圧縮エアを航空機の空気系統に供給する供給路と、前記補助圧縮機を回転駆動する駆動装置と、前記供給路の圧力又は温度を検出するセンサと、前記センサの検出信号に応じて前記駆動装置の出力回転数を制御するコントローラと、を備える。
　前記構成によれば、供給路の圧力又は温度に応じた駆動装置の制御によって補助圧縮機の回転数が制御されるため、補助圧縮機からの圧縮エアに無駄が生じることを防止できる。更に、供給路に圧力又は温度の変動が生じても、補助圧縮機の回転数を制御して変動を吸収できる。よって、エネルギー損失を防止できると共に、航空機の空気系統に対して精度良く適切な圧縮エアを供給できる。なお、駆動装置は、エンジンの回転軸の駆動力を変速して出力するエンジン動力伝達装置（例、無段変速機、無限変速機）であってもよいし、電力によって駆動力を発生する電動機であってもよい。
　本開示の一態様によれば、エネルギー損失を抑制できると共に、航空機の空気系統に対して精度良く適切な圧力を供給できる。
図１は、第１実施形態に係る航空機の圧縮空気供給システムの概略図である。 図２は、第２実施形態に係る航空機の圧縮空気供給システムの要部の概略図である。 図３は、図２のシステムの変形例の概略図である。 図４は、第３実施形態に係る航空機の圧縮空気供給システムの要部の概略図である。
　以下、図面を参照して実施形態を説明する。なお、以下の説明では、「前方」はエンジン内で空気が流れる方向における上流側を意味し、「後方」は、エンジン内で空気が流れる方向における下流側を意味する。即ち、「前方」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側を意味し、「後方」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側と反対側を意味する。「径方向」は、エンジンの回転軸の回転軸線に直交する方向を意味する。
　（第１実施形態）
　図１は、第１実施形態に係る航空機の圧縮空気供給システム１０の概略図である。図１に示すように、航空機は、ガスタービンエンジン１及び圧縮空気供給システム１０を備える。ガスタービンエンジン１は、回転軸２、ファン３、圧縮機４、燃焼器５、タービン６及びケーシング７を備える。回転軸２は、ガスタービンエンジン１の前後方向に延びる。ファン３は、回転軸２の前部に接続され、回転軸２と共に回転する。圧縮機４、燃焼器５及びタービン６は、この順に前方から後方に向けて回転軸２に沿って並んでいる。ケーシング７は、回転軸２の回転軸線と一致する軸線を有する筒状物であり、回転軸２、圧縮機４、燃焼器５及びタービン６を収容している。
　ガスタービンエンジン１は、二軸ガスタービンエンジンである。圧縮機４は、低圧圧縮機４ａと、低圧圧縮機４ａの後方に配置された高圧圧縮機４ｂとを有する。タービン６は、低圧タービン６ａと、低圧タービン６ａの前方に配置された高圧タービン６ｂとを有する。回転軸２は、低圧圧縮機４ａを低圧タービン６ａに連結する低圧軸２ａと、高圧圧縮機４ｂを高圧タービン６ｂに連結する高圧軸２ｂとを有する。高圧軸２ｂは、内部に中空空間を有する筒状軸である。低圧軸２ａは、高圧軸２ｂの中空空間に挿通されている。低圧タービン６ａは、圧縮機４の前方に配置されたファン３に低圧軸２ａを介して連結されている。
　ファン３の径方向外側は、筒状のファンケース８により覆われている。ケーシング７とファンケース８との間には、円筒状のバイパス路が形成されている。ファン３により吸い込まれた空気は、このバイパス路を流れて後方に噴出されて推進力を発生する。
　圧縮空気供給システム１０は、ガスタービンエンジン１の抽気ポート１１に流体的に接続された抽気路１２を備える。抽気ポート１１は、ガスタービンエンジン１の圧縮機４からの圧縮エアの一部を抽気路１２に供給する。抽気ポート１１は、ガスタービンエンジン１における高圧圧縮機４ｂよりも上流側（即ち、低圧圧縮機４ａ側）に配置されている。抽気ポート１１は、例えば、低圧圧縮機４ａと高圧圧縮機４ｂとの間の領域に配置されるが、低圧圧縮機４ａの途中の領域や、高圧圧縮機４ｂの途中の領域に配置されてもよい。これにより、抽気路１２には、低圧圧縮機４ａで圧縮された圧縮エアが流れる。
　抽気ポート１１は、補助圧縮機１４の圧縮機入口１４ａに流体的に接続されている。抽気路１２には、抽気ポート１１から補助圧縮機１４に向けた流れを許容し、その逆の流れを阻止する逆止弁１３が設けられている。補助圧縮機１４の圧縮機出口１４ｂには、供給路１５が流体的に接続されている。供給路１５は、補助圧縮機１４の圧縮機出口１４ｂから吐出された圧縮エアを航空機の空気系統に供給する。その空気系統は、例えば、エアサイクルマシン１６（以下、ＡＣＭと称する）であり、蒸気圧縮冷凍装置（ＶＣＳ）等であってもよい。なお、図１では両舷のうち片舷の圧縮空気供給システム１０のみが示されている。
　供給路１５には、抽気路１２に接続される戻り路１７が接続されている。戻り路１７は、補助圧縮機１４を迂回して圧縮機出口１４ｂを圧縮機入口１４ａに接続している。戻り路１７には、戻り路１７を開閉可能な圧力調整弁１８が設けられている。圧力調整弁１８を開いて開度を調整することで、補助圧縮機１４のサージングを防止できる。また、補助圧縮機１４の圧縮機入口１４ａと圧縮機出口１４ｂと間の差圧を小さくすることができ、補助圧縮機１４の動作をより安定的にできる。
　供給路１５には、熱交換器１９（プリクーラ）が設けられている。熱交換器１９には、大気を冷媒とする冷媒流路３６が設けられている。冷媒流路３６には流量調整弁３５が設けられている。熱交換器１９は、大気を冷媒として供給路１５を流れる圧縮エアを冷却する。供給路１５におけるＡＣＭ１６の入口付近には、圧力調整弁２１が設けられている。ＡＣＭ１６の出口は、供給路２２を介して客室２３に流体的に接続されている。供給路２２には、圧力調整弁２４が設けられている。なお、熱交換器１９は、バイバス路を流れるバイパスエアを冷媒として用いてもよいし、冷却液を循環して用いてもよい。
　供給路１５における熱交換器１９の下流側には、第１副路２５を介してエンジンスタータ２６が流体的に接続されている。第１副路２５には、開閉弁２７が設けられている。供給路１５における熱交換器１９の下流側には、第２副路２８を介して補助動力装置２９（ＡＰＵ）が流体的に接続されている。第２副路２８には、ＡＰＵ２９から供給路１５に向けた流れを許容する逆止弁３０が設けられている。なお、供給路１５には、防氷系統、除氷系統、不活性ガス生成系統等も分岐している。
　抽気路１２には、圧力センサＰ１が設けられている。供給路１５における補助圧縮機１４と熱交換器１９との間の部分には、圧力センサＰ２が設けられている。圧力センサＰ２は、実質的に補助圧縮機１４の圧縮機出口１４ｂの圧力を検出する。供給路１５における熱交換器１９の下流側の部分には、圧力センサＰ３が設けられている。圧力センサＰ３は、例えば、供給路１５におけるＡＰＵ２９とエンジンスタータ２６との間の流路に設けられている。
　抽気路１２には、温度センサＴ１が設けられている。供給路１５における補助圧縮機１４と熱交換器１９との間の部分には、温度センサＴ２が設けられている。供給路１５における熱交換器１９の下流側の部分には、温度センサＴ３が設けられている。温度センサＴ３は、例えば、供給路１５における熱交換器１９と第１副路２５との間の流路に設けられている。
　補助圧縮機１４を駆動する駆動装置が設けられている。本実施形態では、駆動装置は、ガスタービンエンジン１からの駆動力を補助圧縮機へ伝達するエンジン動力伝達装置（無段変速機３３）が設けられている。ガスタービンエンジン１の低圧軸２ａには、径方向に延びた動力抽出軸３１がベベルギヤ３２を介して機械的に接続されている。即ち、動力抽出軸３１は、低圧軸２ａに連動して回転する。なお、動力抽出軸３１は、高圧軸２ｂに機械的に接続され、高圧軸２ｂに連動して回転してもよい。動力抽出軸３１は、無段変速機３３（エンジン動力伝達装置）の入力軸に機械的に接続されている。無段変速機３３（エンジン動力伝達装置）の出力軸は、補助圧縮機１４の被駆動軸に機械的に接続されている。即ち、無段変速機３３（エンジン動力伝達装置）は、ガスタービンエンジン１の低圧軸２ａからの駆動力を適切な回転数に変速したうえで、その変速された駆動力を補助圧縮機１４に伝達して補助圧縮機１４を回転駆動する。無段変速機３３には、例えば、トロイダル無段変速機が好適に用いられる。
　圧力センサＰ１～Ｐ３及び温度センサＴ１～Ｔ３は、コントローラ４０に電気的に接続されている。コントローラ４０は、圧力センサＰ１～Ｐ３及び温度センサＴ１～Ｔ３の検出信号に応じて、無段変速機３３の変速比を制御すると共に圧力調整弁１８の開度を制御する。即ち、コントローラ４０は、無段変速機３３の変速比を制御することで、無段変速機３３の出力回転数を制御する。コントローラ４０は、弁２１，２４，２７，３５等も制御し得る。
　コントローラ４０は、圧力センサＰ２で検出される供給路１５の圧力（即ち、圧縮機出口１４ｂの圧力）が要求圧力に近づくように無段変速機３３の変速比を制御してもよい。なお、圧力センサＰ２又はＰ３が検出する供給路１５の圧力に求められる要求圧力は、ＡＣＭ１６の要求圧力と供給路１５から分岐する他の空圧系統（例えば、エンジン始動系統（エンジンスタータ２６）、防氷系統、除氷系統、不活性ガス生成系統等）の要求圧力とのうち最大の要求圧力を下回らない所定の許容範囲に設定される。コントローラ４０は、圧力センサＰ２で検出される抽気路１２の圧力と圧力センサＰ３で検出される供給路１５の圧力との間の差圧に基づいて、無段変速機３３の変速比を制御して、供給路１５の圧力を所望の圧力に調整してもよい。
　コントローラ４０は、圧力センサＰ１で検出される抽気路１２の圧力又は圧力センサＰ２で検出される抽気路１５の圧力の時間変化率の絶対値が閾値を超えると、圧力調整弁１８の開度を変更して供給路１５における圧力変動を抑制してもよい。コントローラ４０は、例えば、抽気路１２の圧力の時間変化率が正の閾値を超えて増加した場合には、供給路１５の急な圧力増加を速やかに抑制するために圧力調整弁１８の開度を増加させてもよい。その場合、コントローラ４０は、抽気路１２の圧力の時間変化率の絶対値が閾値であるときに、圧力調整弁１８を全閉にしていてもよい。
コントローラ４０は、例えば、抽気路１２の圧力の時間変化率が負の閾値を下回って減少した場合には、供給路１５の急な圧力減少を速やかに抑制するために圧力調整弁１８の開度を減少させてもよい。その場合、コントローラ４０は、抽気路１２の圧力の時間変化率の絶対値が閾値であるときに、圧力調整弁１８を中間開度（例えば、ゼロより大きくて中央開度より小さい開度）にしていてもよい。
　コントローラ４０は、温度センサＴ３の温度が要求温度に近づくように流量調整弁３５の開度を制御して熱交換器１９の冷却度合を調整する。コントローラ４０は、温度センサＴ１，Ｔ２，Ｔ３で検出される供給路１５の温度に基づいて、無段変速機３３の変速比を制御して、供給路１５の温度を所望の温度に調整してもよい。
　なお、コントローラ４０は、プロセッサ、メモリ及びＩ／Ｏインターフェース等を有する。前記メモリは、ストレージ（例えば、ハードディスク、フラッシュメモリ等）及びメインメモリ（ＲＡＭ）を含む。前記メモリには、前述した制御を実行する指示を有するプログラムが保存されている。コントローラ４０が有するプログラムは、複数のコントローラに分散されてもよい。コントローラ４０は、圧縮空気供給システム１０の専用ではなく他のシステムのコントローラを兼ねていてもよい。圧縮空気供給システム１０用のプログラムは、他のシステムのプログラムと統合されていてもよい。
　以上に説明した構成によれば、供給路１５の圧力に応じた無段変速機３３の制御によって補助圧縮機１４の回転数が制御されるため、補助圧縮機１４からの圧縮エアの圧力に無駄が生じることを防止できる。更に、供給路１５に圧力変動が生じても、補助圧縮機１４の回転数を制御して圧力変動を吸収できる。よって、エネルギー損失を防止できると共に、ＡＣＭ１６に対して精度良く適切な圧力を供給できる。なお、ガスタービンエンジン１に駆動される無段変速機３３などのエンジン動力伝達装置が駆動装置として用いられる代わりに、電力によって駆動力を発生する電動機が駆動装置として用いられてもよい。
　また、供給路１５において急な圧力変動が生じたときには、戻り路１７の圧力調整弁１８を制御することによって、応答性良く圧力調整できる。他方、供給路１５において緩やかな圧力変動が生じたときには、無段変速機３３によって圧縮機出口１４ｂの圧力を調整することで、圧力調整弁１８の減圧によるエネルギー損失を抑制できる。また、抽気路１２は、ガスタービンエンジン１の低圧圧縮機４ａの抽気ポート１１に流体的に接続されているので、抽気が要求圧力よりも高くなりにくい。そのため、離陸から着陸までの全飛行工程において減圧によるエネルギー損失を低減できる。
　（第２実施形態）
　図２は、第２実施形態に係る航空機の圧縮空気供給システムの要部の概略図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。図２に示すように、第２実施形態では、第１実施形態の補助圧縮機１４を第１補助圧縮機とし、第１補助圧縮機１４に対して第２補助圧縮機１５０が並列接続されている。第２補助圧縮機１５０は、その圧縮能力を第１補助圧縮機１４の圧縮能力よりも小さいものとしてもよい。即ち、第２補助圧縮機１５０は、第１補助圧縮機１４よりも小型としてもよい。
　第２補助圧縮機１５０の圧縮機入口１５０ａは、分岐抽気路１５１を介して抽気路１２に流体的に接続されている。第２補助圧縮機１５０の圧縮機出口１５０ｂは、分岐供給路１５２を介して供給路１５に流体的に接続されている。分岐抽気路１５１には開閉弁１５３が設けられ、分岐供給路１５２には開閉弁１５４が設けられている。
　第２補助圧縮機１５０は、ガスタービンエンジン１の駆動力を変速して出力する無段変速機３３に駆動される。即ち、第１補助圧縮機１４及び第２補助圧縮機１５０は、無段変速機３３の出力軸によって駆動可能に構成されている。なお、第１補助圧縮機１４及び第２補助圧縮機１５０は、それぞれ別個の無段変速機の出力軸によって駆動可能に構成されてもよい。第１補助圧縮機１４は、無段変速機３３の出力軸の回転に常時連動する。第２補助圧縮機１５０は、切替構造１５５によって、圧縮状態と非圧縮状態との間で切り替え可能になっている。切替構造１５５は、第２戻り路１１７及び第２圧力調整弁１１８を備える。
　第２戻り路１１７は、第２補助圧縮機１５０を迂回して分岐供給路１５２を分岐抽気路１５１に流体的に接続している。即ち、第２戻り路１１７は、第２補助圧縮機１５０を迂回して圧縮機出口１５０ｂを圧縮機入口１５０ａに接続している。第２戻り路１１７には、第２戻り路１１７を開閉可能な第２圧力調整弁１１８が設けられている。第２補助圧縮機１５０が駆動されているときに、第２圧力調整弁１１８が閉じられていると第２補助圧縮機１５０が圧縮状態となり、第２圧力調整弁１１８が開かれると第２補助圧縮機１５０が非圧縮状態になる。なお、第２圧力調整弁１１８の開度を調節することで、第２補助圧縮機１５０の圧縮機出口１５０ｂの圧力が応答性良く調整することもできる。
　コントローラ１４０は、通常時は、開閉弁１５３，１５４を閉状態にして且つ第２圧力調整弁１１８を開状態にしている。即ち、通常時には、第２補助圧縮機１５０には抽気路１２の抽気を供給せず、第２補助圧縮機１５０を空回りさせる。コントローラ１４０は、ＡＣＭ１６に供給する圧縮エアの流量増が要求される非常信号（例えば、片舷側の圧縮空気供給システムの故障信号）を受信すると、開閉弁１５３，１５４を開状態にして且つ第２圧力調整弁１１８を閉状態にする。
　この構成によれば、ＡＣＭ１６に供給する圧縮エアの流量増が要求される非常時に、第２補助圧縮機１５０が第１補助圧縮機１４をアシストするため、第１補助圧縮機１４を効率の悪い回転数で動作させずに済む。よって、第１補助圧縮機１４の効率悪化を避けながらＡＣＭ１６に向けた圧縮エアの流量増を達成できる。
　図３は、図２のシステムの変形例の概略図である。なお、図２と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。図３に示すように、本変形例では、切替構造としてクラッチ１６０が設けられている。クラッチ１６０は、第２補助圧縮機１５０と無段変速機３３との間の動力伝達経路を切断可能としている。クラッチ１６０は、例えば、電磁クラッチである。なお、第２戻り路１１７及び第２圧力調整弁１１８は、廃止してもよいし、急な圧力変動を抑制するときのために残してもよい。
　コントローラ１４０は、通常時は、クラッチ１６０を切断状態にしている。即ち、通常時は、第２補助圧縮機１５０は、無段変速機３３によって駆動されない。コントローラ１４０は、ＡＣＭ１６に供給する圧縮エアの流量増が要求される非常信号（例えば、片舷の圧縮空気供給システムの故障信号）を受信すると、クラッチ１６０を接続状態にする。この構成によっても、第２補助圧縮機１５０を圧縮状態と非圧縮状態との間で簡単に切替できる。
　（第３実施形態）
　図４は、第３実施形態に係る航空機の圧縮空気供給システムの要部の概略図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。図４に示すように、供給路１５における補助圧縮機１４とＡＣＭ１６との間に設けられた熱交換器２１９は、客室２３の排気を冷媒として用いる。
　熱交換器２１９は、供給路１５に流体的に接続された対象流路２１９ａと、対象流路２１９ａを流れる圧縮エアを冷却する冷媒流路２１９ｂとを有する。客室２３の排気ポート２３ａは、排気路２７０を介して熱交換器２１９の冷媒流路２１９ｂに流体的に接続されている。排気路２７０には、流量調整弁２７１が設けられている。熱交換器２１９の冷媒流路２１９ｂの出口は、大気に開放されている。
　航空機が高高度を飛行中には、大気の圧力が約０．２～０．３気圧である一方、客室２３の圧力は約０．７～１．０気圧である。即ち、客室２３の圧力は、大気の圧力の約３～５倍になる。また、客室２３の温度は、補助圧縮機１４の圧縮機出口１４ｂの温度よりも約２００℃ほど低い。よって、飛行中には圧縮機出口１４ｂの温度よりも低温の客室排気が大気よりも高密度で且つ高速噴射されるので、熱交換器２１９において効率の良い熱交換が行われて供給路１５の圧縮エアを冷却できる。
　なお、本発明は前述した実施形態に限定されるものではなく、その構成を変更、追加、又は削除することができる。例えば、１つの実施形態又は変形例中の一部の構成は、その実施形態又は変形例中の他の構成から分離して任意に抽出可能であり、１つの実施形態又は変形例中の一部の構成を他の実施形態又は変形例に適用してもよい。
　１　ガスタービンエンジン
　４ａ　低圧圧縮機
　４ｂ　高圧圧縮機
　１０　圧縮空気供給システム
　１１　抽気ポート
　１２　抽気路
　１４　補助圧縮機（第１補助圧縮機）
　１４ａ　圧縮機入口
　１４ｂ　圧縮機出口
　１５　供給路
　１７　戻り路
　１８　圧力調整弁
　１９，２１９　熱交換器
　２３　客室
　２３ａ　排気ポート
　３３　無段変速機（駆動装置）
　４０，１４０　コントローラ
　１１７　第２戻り路
　１１８　第２圧力調整弁
　１５０　第２補助圧縮機
　１５０ａ　圧縮機入口
　１５０ｂ　圧縮機出口
　１５５　切替構造
　１６０　クラッチ
　２１９　熱交換器
　２１９ａ　対象流路
　２１９ｂ　冷媒流路
　２７０　排気路
　Ｐ１～Ｐ３　圧力センサ
　Ｔ１～Ｔ３　温度センサ

Claims (8)

  1. 　ガスタービンエンジンからの抽気が流れる抽気路と、
    　前記抽気路に流体的に接続される圧縮機入口と、圧縮機出口と、を有する補助圧縮機と、
    　前記圧縮機出口に流体的に接続され、前記補助圧縮機からの圧縮エアを航空機の空気系統に供給する供給路と、
    　前記補助圧縮機を回転駆動する駆動装置と、
    　前記供給路の圧力及び温度を検出するセンサと、
    　前記センサの検出信号に応じて前記駆動装置の出力回転数を制御するコントローラと、を備える、航空機の圧縮空気供給システム。
  2. 　前記供給路から分岐し、前記補助圧縮機からの圧縮エアを前記抽気路に供給する戻り路と、
    　前記戻り路を開閉可能な圧力調整弁と、を更に備え、
    　前記コントローラは、前記圧力センサの検出信号に応じて前記圧力調整弁の開度を制御する、請求項１に記載の航空機の圧縮空気供給システム。
  3. 　前記ガスタービンエンジンは、低圧圧縮機及び高圧圧縮機を有し、
    　前記抽気路は、前記エンジンの前記低圧圧縮機の抽気ポート又は前記高圧圧縮機の抽気ポートの少なくとも一方に流体的に接続されている、請求項１又は２に記載の航空機の圧縮空気供給システム。
  4. 　前記供給路に流体的に接続された対象流路と、前記対象流路を流れる前記圧縮エアを冷却する冷媒流路と、を有する熱交換器と、
    　前記客室の排気ポートを前記冷媒流路の入口に接続する排気路と、を更に備え、
    　前記冷媒流路の出口は、大気に開放されている、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の航空機の圧縮空気供給システム。
  5. 　前記補助圧縮機は、第１補助圧縮機であり、
    　前記圧縮空気供給システムは、
    　　前記抽気路に流体的に接続された圧縮機入口と、前記供給路に流体的に接続された圧縮機出口と、を有し、前記第１補助圧縮機に対して並列接続され、前記駆動装置によって回転駆動可能な第２補助圧縮機と、
    　　前記第２補助圧縮機を圧縮状態と非圧縮状態との間で切り替え可能な切替構造と、を更に備える、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の航空機の圧縮空気供給システム。
  6. 　前記切替構造は、前記第２補助圧縮機を迂回して前記第２補助圧縮機の前記圧縮機出口を前記第２補助圧縮機の前記圧縮機入口に接続する第２戻り路と、前記戻り路を開閉可能な第２圧力調整弁と、を有する、又は、
    　前記切替構造は、前記第２補助圧縮機と前記駆動装置との間の動力伝達経路を切断可能なクラッチを有する、請求項５に記載の航空機の圧縮空気供給システム。
  7. 　前記駆動装置は、前記ガスタービンエンジンの回転軸の駆動力を変速して出力するエンジン動力伝達装置を有する、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の航空機の圧縮空気供給システム。
  8. 　前記エンジン動力伝達装置は、無段変速機である、請求項７に記載の航空機の圧縮空気供給システム。
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006273183A (ja) * 2005-03-30 2006-10-12 Shimadzu Corp 抽気システム
JP2009096324A (ja) * 2007-10-17 2009-05-07 Shimadzu Corp 抽気システム
US20150275769A1 (en) * 2014-04-01 2015-10-01 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
US10054051B2 (en) 2014-04-01 2018-08-21 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
US20190309683A1 (en) * 2018-04-09 2019-10-10 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
JP2019528213A (ja) * 2016-08-23 2019-10-10 ジーイー・アビエイション・システムズ・エルエルシー 二重圧縮機４ホイールターボマシンを用いた環境制御システムの改善された予冷方法および航空機
JP2020023305A (ja) * 2018-06-19 2020-02-13 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 航空機のための圧搾空気システム及び関連する方法
US20200180772A1 (en) * 2018-12-06 2020-06-11 The Boeing Company Systems and methods to produce aircraft cabin supply air

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11473497B2 (en) * 2016-03-15 2022-10-18 Hamilton Sundstrand Corporation Engine bleed system with motorized compressor
US20180162537A1 (en) * 2016-12-09 2018-06-14 United Technologies Corporation Environmental control system air circuit

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006273183A (ja) * 2005-03-30 2006-10-12 Shimadzu Corp 抽気システム
JP2009096324A (ja) * 2007-10-17 2009-05-07 Shimadzu Corp 抽気システム
US20150275769A1 (en) * 2014-04-01 2015-10-01 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
US10054051B2 (en) 2014-04-01 2018-08-21 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
JP2019528213A (ja) * 2016-08-23 2019-10-10 ジーイー・アビエイション・システムズ・エルエルシー 二重圧縮機４ホイールターボマシンを用いた環境制御システムの改善された予冷方法および航空機
US20190309683A1 (en) * 2018-04-09 2019-10-10 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
JP2020023305A (ja) * 2018-06-19 2020-02-13 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 航空機のための圧搾空気システム及び関連する方法
US20200180772A1 (en) * 2018-12-06 2020-06-11 The Boeing Company Systems and methods to produce aircraft cabin supply air

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
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