专利名称：用于防止飞行器的引气供应系统过热的线路布置和包括这种线路布置的引气供应系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于防止飞行器的引气供应系统过热的线路布置，所 述引气供应系统包括引气源、引气供给装置、布置在所述引气供给装置与 所述引气源之间的关断阀、以及具有控制设备的泄漏监测设备，其中所述
阀4皮关闭。本发明还涉及一种具有这种线路布置的引气供应系统,
背景技术：
在现代飞行器中通常存在相当大数量的必须向其提供温暖和压缩的 空气的设备。这种空气的最重要的消耗装置之一是商用飞行器的空调系 统，所述空调系统由于现代商用飞行器的高飞行高度和该处常有的低外部
压力以及低外部温度而必须人工创建^j:能忍受的内部空气。为了能够向 这种空气消耗设M应高温空气，也称为引气的气动空气的一部分通常以 一定方位从飞行器发动机排出。
该空气通常是源自所逸t动机的压缩级之一的空气，因而处于大的压
力(高达约50PSI，对应于约3.5bar)之下并能够具有高达约400X:的高 温。然后必须将该引气从所逸t动机传送至所述飞行器的设备，这通常是 经由管道系统来进行的。
在将来自发动机的空气供应给所述消耗设备之前借助于温度控制系 统(EBAS，"发动机引气系统")将所述空气冷却到约200-260匸通常是 适当的。这可以例如通过在换热器中与来自飞行器环境的极冷空气进行相 互作用来实现。所述EBAS通常具有记录冷却的空气的温度并根据需要对 所述温度进行控制的电子温度控制系统。然后可以经由主要由钬合金构成 的管道将所述空气传输至所述消耗装置。
如果所述管道系统具有受损点，则处于高压下的极热的引气可能在这 些受损点处逸出，并对所述管道系统的周围环境起作用。与此相关的增温 可能导致对开始与该热空气接触的飞行器部件的损坏。尤其是，在这种情况下，在所述管道系统附近的输电线、燃料管线、 液压管线或其它敏感的部分可能受到损坏的影响。例如，甚至机身的支承 件也可能被损坏。这种损坏可能严重削弱飞行器的飞行安全和引起直至飞
行器的可能的坠毁的、对于^j:和空勤人员的安全而言严重的后果。 为此，目前在飞行器中沿着整个管道系统安装有用于检测破裂的传感
器，通过也称为OHDS ("过热检测系统")的泄漏监测系统来对这些传感
器进行评估。所述传感器通常是表面传感器，其包括在核心部分与外壳之 间容纳有具有温度相关的电阻值的填充物的、几毫米粗的圆柱形金属丝。 在低于可以在生产期间将其设置在一定极p艮值内的一定响应温度时，所述 阻值非常大。但是，如果超过该响应温度，则所述阻值急剧地减小若干数 量级。通过监测设备可以容易地电检测到这种阻值变化。
在这种系统中，如果热空气通过泄漏从管道系统中排出，则热空气对 周围的传感器进行加热，直到这些传感器达到响应温度并且所述监测系统
根据阻值变化而检测到该泄漏。然后所述监测系统(OHDS)中的另外的 电子装置通过借助于切断给定的关断阀的电源而关闭所述关断阀来中断 该部分中的空气供应，其中所述关断阀在不通电状态下被关闭。
所述温度控制系统EBAS和泄漏监测系统OHDS通常是在普通的计 算机BMC ("引气监测计算机")中用相同的硬件来实现的。
EP 0 175 698 Bl公开了 一种具有泄漏监测设备的引气供应系统，其 中所述泄漏监测设备具有控制设备，所述控制i殳备与用于切断引气流的阀 门相连接。
在DE 10 2004 039 667 Al中描述了一种空气供应i殳备，其中可以通 过可基于来自温度传感器的信号进行控制的阀门来封锁空气供应装置。
在根据上述现有技术的系统中，如果温度控制系统失效，则管道系统 中的空气温度可能升高至未冷却的引气的温度，因而直至约4001C。位于 EBAS的下游的管道系统并不是针对这种热空气而设计的，特别地，如果 M各个管道的密封故暴露于这种热空气中，则所述密封可能受到严重的 影响并且退化。由此可能出现有热空气流出的泄漏。
此外，如果在监测计算机BMC中也发生系统故障，则这将影响泄漏 监测设备，所述泄漏监测设备自身独立于温度控制系统，并且在这种情况 下(EBAS失效和BMC中发生故障)随后将不会自动关断引气流，从而 可能对飞行安全产生严重的后果。由于针对引气供应系统规定了高安全等级(^A保证等级，DAL)， 因此在^f发过程中必须考虑这些可能的严重后果。这导致了成本非常密集 的开发过程。
发明内容
本发明的目的是为了克服现有技术的前述问题。
M初说明的已知线路布置出发，根据本发明，由于以下原因而实现 了该目的所述线路布置包括与关断阀和监测控制设^^目串联地连接到关 断电路的、 一旦超过了预定的极限温度就切断所述关断电路的热开关。
根据本发明，由此引入了可独立于监测控制i殳备(例如OHDS )地执 行对热引气供应的关断的实体。如果在泄漏监测设备中发生故障，则根据 本发明的线路布置仍然可以导致热空气供应的中断。这伴随着飞行器、乘 客以及空勤人员的安全性的增加，并且可以节省随着复杂和昂贵的软件的 替代使用而产生的开发成本。
此夕卜，可以^it地检测到引气供给装置中的温度升高，以使得万一发 生故障，部件也不会暴露于不期望的高温和高压下，或者部件仪暴露短暂 的时间。即使泄漏监测设备很好地起作用，也可以借助于才艮据本发明的线 路布置在泄漏发生之前对引气供给装置中的温度升高作出反应。飞行器的 部件由此得到了保护，并且磨损迹象得以减少。
因此，根据本发明的线路布置在技术上易于实现，并且也便宜。此夕卜， 该线路布置对于已经安装的系统而言是易于翻新的。
所述热开关优选地与所述引气供给装置导热^M目接触。具体而言，如 果所述热开关与所述引气供给装置的管道的表面导热i^目接触，则是有利 的。由此可以除去易于出现故障且削弱了测量的精度和速度的、用于监测 空气温度的传输和辅助系统。
根据一个实施例，设想所述热开关为机械开关。这种构造尤其可靠且 几乎不会发生故障，并且制it^来也便宜。根据需求以及在其中使用该热 开关的环境，该热开关也可以是非M地构成的，例如构成为热电开关。
将所述极限温度设置在300C是适当的。该值高于所述引气供给装置 中的冷却的空气的约为200-260匸的典型温度，因此所述热开关能够在所 述引气供给装置中的空气由于故障而变热以至于使所述引气供给装置的部件升温到高于其负荷容限之前、对不期望的温度升高作出反应。但是， 不用说的是，所述极限温度可以并且应当与相应的使用条件相匹配。
在本发明的另外的实施例中，所述引气供应系统可以包括具有温度控 制设备的冷空气供应系统。因此，可以在来自引气源的引气被馈入所述引
气供给装置之前,使所述引气达到受诸如EBAS之类的温度控制i殳^^控制 的温度。由此可以以例如消耗系统所需要的、所述引气供给装置被设计用 于传导的温度来经由所述引气供给装置引导空气。
还提供了所述引气源和冷空气供应系统经由换热器而彼此热连接， 所述换热器进一步连接到所述引气供给装置。所述热开关优选地被布置成 直接在所述换热器之后且位于所述引气供给装置中。在这种布置中，所述 热开关可以在以下情况之前检测到可能的温度升高过热的空气在引气供 给装置中行进了^JE巨离，并且在该过热的空气被检测到之前可能导致该路 径上的损坏。
根据本发明的另一优选实施例，所述热开关被设计为具有两个开关级 的双开关。由此可以避免在热空气的温度变化的情况下所述热开关的自动 交替的断开和再次接通。
在这种情况下，^R供了第一开关级如同上文描述地进行操作。第二开 关级可以被有利地设计成例如使得在低于临界温度时所述第二开关级接 地。优选地，该第二开关级被形成为使得在高于所述临界温度时所述第二 开关级不接地。由此可以产生比如用于可选地连接的另外的系统的进一步 处理的开关信号。
所述临界温度可以被确定成使其对应于所述极限温度，因此同时产生 开关信号和切断空气供给。
极限温度与临界温度也可以具有不同值。因此例如可以提供所述临 界温度低于所述热开关的极限温度，以在所述热开关切断所述关断电^ML 前产生开关信号。
在另外的实施例的范围内，所述第二开关级可以例如连接到故障信号 灯(FAULT灯)并被用作用于激活该灯的开关信号。替代地，所述第二 开关级可以连接到另 一 系统，例如对所产生的开关信号进行评估的飞行报 警系统(FWS)。基于该评估，FWS可以例如启动永久切断所述关断电路 的过程，以可靠地切断过热空气的供应。
本发明还涉及一种引气供应系统，其包括上述的线路布置。
现在参考以下的示意图对本发明进行举例说明和更详细的说明。 图l示出了根据现有技术的引气供应系统，以及
图2示出了具有才艮据本发明的线路布置的引气供应系统。
具体实施例方式
图l示出了根据现有技术的引气供应系统10。该引气供应系统IO包 括排出来自发动机13的热空气且与引气供给装置14相连接的引气源12。 在引气源12与引气供给装置14之间布置有经由关断电路18来驱动的关 断阀16。如果关断电路18被切断，则关断阀16关闭并中断来自引气源 12的空气供应。引气供给装置14将热空气供应给飞行器中的消耗装置(未 示出)。
冷空气供应系统20将来自飞行器环境的冷空气经由冷却入口 22而引 导至换热器24。冷空气供应系统20可以连接到比如发动机13的空气入 口。换热器24也连接到引气源12。
冷空气供应系统20包括冷空气管线28和控制阀30,其中所述控制 阀30适合于通过也称为EBAS的温度控制i殳备32来进行控制。温度控制 设备32连接到布置在引气供给装置14中的至少一个温度传感器34,并 对该至少一个温度传感器34发出的信号进行评估。在引气供给装置14 的周围布置有与OHDS类型的泄漏监测i殳备38相连接的、多个也称为 OHDS传感器的超温传感器36，其中所述泄漏监测设备38具有控制设备 39。监测控制设备39又经由关断电路18与关断阀16相连接。
应当指出，引气供给装置14可以包括具有多个管道的管道系统，在 此没有全部示出该管道系统。引气供给装置14被设计用于将流经该引气 供给装置14的热空气引导至飞行器的诸如空调系统之类的消耗系统，在 此同样没有示出该消耗系统。
在换热器24中，借助于冷空气供应系统20所供应的冷空气来冷却来 自引气源12的约为400"C的热的发动机空气。温度控制设备32根据温度 传感器34而借助于控制阀30来控制所供应的冷空气的量，并由此控制换 热器24中对引气的冷却程度。可以经由冷空气排除管线40从换热器24中转移出加热后的冷空气。另一方面，将在冷却之后典型地具有约200-260 n温度的冷却的热空气供应给引气供给装置14。
温度控制设备32和控制设备39共同地在也称为BMC的监测计算机 42中实现。这里将相互独立的系统分配用于温度控制和泄漏监测。
如果这种系统中的温度控制发生故障并且比如冷空气供应的操作完 全停止，则未充分冷却的空气从引气源12流入引气供给装置14。引气供 给装置14并不是针对例如在冷空气供应完全失效的情况下可能发生的 400"C的空气温度而设计的。因此，在引气供给装置14中可能发生泄漏。
然后热空气从已经出现的泄漏点A排出，而且布置在该泄漏点A附 近的一个或多个超温传感器36被流出的热空气加热，直到所^温传感 器超过一定的极限温度ToHDS。此时，传感器信号被转送至监测控制设备 39，该监测控制设备39随即切断关断电路18,因此关断阀16关闭，并 且来自引气源12的热空气供应被中断。
如果除了温度控制系统之外监测设备38或与其连接的超温传感器36 也发生故障(例如，由于在BMC监测计算机42中发生了影响这两个系 统的故障而导致的)，则泄漏可能在相当长的时期内保持未,皮检测出来， 并且流出的热空气可能损坏周围的飞行器部件。这样，尤其是输电线、液 压管线或燃料管线可能会受到影响，或者可能造成对飞行器结构的损坏。 在极端情况下，这种损坏可能给飞行器带来坠毁的严重风险。
图2示出了与图l相类似的引气系统，但是，其另外具有才艮据本发明 的线路布置50。在图2所示的本发明的实施例中，用相同的附图标记来 指示相同的部件。
线路布置50包括位于关断电路18中的、连接在关断阀16与监测控 制设备39之间的热开关52。热开关52与引气供给装置14的表面导热地 相接触，因此，该热开关52实质上直接与经由引气供给装置14引导的热 空气相接触。从图2中显然可以看出，热开关52被布置成直接在换热器 24的下游且位于引气供给装置14中。在本实施例中，热开关52被配置 成使得当超过极限温度TG时，所述热开关52切断所述关断电路并且所述 关断阀由此被关闭。在这种情况下，所述极限温度TG^Li殳置为300"C。
如同针对图1的描述中所提及的，如果现在在温度控制系统中发生故 障并且来自引气源12的热空气不再在换热器24中得到充分冷却，那么引 气供给装置14中的空气温度会升高。但是， 一旦热空气的温度超过热开关52的极限温度TG，热开关52就会切断所述关断电路18并且关断阀 16关闭。由此在所述热空气可能在引气供给装置14中产生泄漏之前中断 来自引气源12的空气供应。
如果在引气供给装置14中仍然发生泄漏(例如，由于热开关52存在 故障而导致的)，则上述的泄漏监测系统将中断空气供应。
通过所描述的用于在引气供应系统中布置用于过热保护的独立实体 的线路布置，产生了简单的选项。本布置的特别的优点在于，其可以在不 花费任何大的费用的情况下安装在飞行器的现有引气供应系统中。
对于本领域的技术人员而言，可以在所附的要求保护的权利要求的范 围之内容易地修改和改变上述本发明的实施例，特别是使其适当地适应于 引气供应系统的具体设计。
权利要求
1. 一种用于防止飞行器的引气供应系统(10)过热的线路布置(50)，所述引气供应系统(10)包括引气源(10)、引气供给装置(14)、布置在引气供给装置(14)中的关断阀(16)、以及具有控制设备(39)的泄漏监测设备(38)，其中所述控制设备(39)以使得在关断电路(18)被切断时关断阀(16)被关闭的方式而经由关断电路(18)与关断阀(16)相连接，其特征在于所述线路布置(50)包括与关断阀(16)和控制设备(39)相串联地连接到关断电路(18)的、一旦超过了预定的极限温度(TG)就切断关断电路(18)的热开关(52)。
2. 根据权利要求l所述的线路布置，其特征在于所述热开关(52) 与所述引气供给装置(14)导热^目接触。
3. 根据权利要求1或2所述的线路布置，其特征在于所述引气供 给装置(14)还包括至少一个管道，并且所述热开关(52)与所述至少一 个管道的表面导热^4目接触。
4. 根据权利要求l、 2或3所述的线路布置，其特征在于所述热开 关(52)为^开关。
5. 根据前述权利要求中任一项所述的线路布置，其特征在于所述预定的极限温度(Tg)约为3oor;。
6. 根据前述权利要求中任一项所述的线路布置，其特征在于所述 引气供应系统(10 )还包括具有温度控制设^( 32 )的冷空气供应系统(20 ), 用于冷却来自引气源(12)的空气。
7. 根据权利要求6所述的线路布置，其特征在于所述引气源(12) 和冷空气供应系统(20)经由换热器(24)而相互热连接，所述引气供给 装置(14)还连接到换热器(24)，并且所述热开关(52)被布置成直接 在换热器(24)的下游且位于所述引气供给装置(14)中。
8. 根据前述权利要求中任一项所述的线路布置，其特征在于所述 热开关(52) ^fc没计成具有两个开关级的双开关。
9. 根据权利要求8所述的线路布置，其特征在于在低于临界温度 时，被形成为双开关的所述热开关(52)的第二开关级接地。
10. 根据权利要求8或9所述的线路布置，其特征在于在高于临界 温度时，被形成为双开关的所述热开关(52)的第二开关级不接地。
11. 根据权利要求9或10所述的线路布置，其特征在于所述临界 温度为300 "C。
12. 根据权利要求8-11中任一项所述的线路布置，其特征在于被形 成为双开关的所述热开关(52)的第二开关级与故障信号灯相连接。
13. 根据权利要求8-11中任一项所述的线路布置，其特征在于被形 成为双开关的所述热开关(52)的第二开关级与飞行才艮警系统或FWS相 连接。
14. 一种引气供应系统(10),其特征在于具有才艮据前述权利要求之 一所述的线路布置(50)。
全文摘要
本发明涉及一种用于防止飞行器的引气供应系统(10)过热的线路布置(50)，所述引气供应系统(10)包括引气源(12)、引气供给装置(14)、布置在引气供给装置(14)中的关断阀(16)、以及具有监测控制设备(39)的泄漏监测设备(38)，其中所述监测控制设备(39)以使得当关断电路(18)被切断时关断阀(16)被关闭的方式而经由关断电路(18)与关断阀(16)相连接，本发明提供了线路布置(50)包括与关断阀(16)和监测控制设备(39)相串联地连接到关断电路(18)的、一旦超过了预定的极限温度(T<sub>G</sub>)就切断关断电路(18)的热开关(52)。
文档编号B64D13/06GK101443237SQ200780016786
公开日2009年5月27日 申请日期2007年5月14日 优先权日2006年5月18日
发明者海科·比林 申请人:空中客车德国有限公司