涡轮压缩机系统、航空器及从航空器发动机提取能量的方法
【技术领域】
[0001]本公开总体上涉及航空器空气调节系统和方法，更特别地，涉及用于在基于引气的航空器空气调节系统中从航空器发动机提取能量的航空器空气调节系统和方法。
【背景技术】
[0002]用在运输交通工具(诸如，商用航空器)中的已知空气调节系统通常使用基于空气的热力循环为航空器的各种内部隔室(诸如，客舱、货舱和其它内部隔室)提供冷却增压空气。通常被称为引气的来自主航空器发动机的压缩机级的空气可被此航空器的燃气涡轮发动机中的两个或更多个中的引气系统引气，以为各种航空器和发动机系统供应气动动力。例如，引气可用于向航空器空气调节系统、航空器防结冰系统、航空器液压系统、或其它航空器系统或组件供应气动动力。
[0003]通常，航空器发动机的引气系统可在高温和高压下输出引气。接着，可通过航空器空气调节系统的空气调节组件来冷却和调节此引气。一旦在空气调节组件中调节了引气，接着就可将引气分配到航空器内部，以进行航空器内部的温度控制、通风和增压。接着，可将航空器内部内的经调节的空气经由各种舷外阀、溢流阀和舱漏道(cabin leak)排放到外部周边环境。
[0004]然而，在已知的基于引气的航空器空气调节系统中，从航空器发动机的引气系统向航空器空气调节系统提供的引气中提取的气动能量或动力可脱离和不符合航空器空气调节系统满足其流动和冷却需求所需的动力或能量。航空器发动机可提供比航空器空气调节系统动力要求更多的动力。这种过多的动力会导致无效率和能量浪费。因为航空器空气调节系统通常是除了航空器本身的推进之外航空器上最大的能量用户，所以这种能量浪费会表现为对航空器的大量燃油消耗影响。
[0005]此外，在已知的基于引气的航空器空气调节系统中，这种已知的航空器空气调节系统的空气调节(AC)组件会需要增加使用组件冲压空气，以足以冷却正进入AC组件的引气。增加使用组件冲压空气进而增加冲压气流，这样会导致冲压空气对航空器的阻力增加。
[0006]因此，需要改进的用于从航空器发动机提取能量的航空器系统和方法以使从航空器发动机提供的引气中提取的气动动力或能量与航空器空气调节系统的动力或能量需求相符合，从而减少航空器空气调节系统的能量浪费或使能量浪费减至最少，并且减少冲压空气阻力。
【发明内容】
[0007]满足了对改进的航空器系统和方法的这种需要。如以下的【具体实施方式】中讨论的，这种改进的航空器系统和方法的实施方式可提供明显优于现有系统和方法的优点。
[0008]在一个实施方式中，提供了一种用于从航空器发动机提取能量的涡轮压缩机(TC)系统。该涡轮压缩机系统包括涡轮压缩机组件，涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮。涡轮压缩机组件还包括涡轮压缩机入口，该涡轮压缩机入口与所述航空器发动机中的引气系统流体连通并且被构造成将来自所述引气系统的引气带入所述涡轮压缩机组件中。涡轮压缩机组件还包括涡轮压缩机出口，该涡轮压缩机出口与航空器空气调节系统的空气调节组件流体连通并且被构造成将来自所述涡轮压缩机组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中。
[0009]涡轮压缩机组件还包括冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气。涡轮压缩机组件还包括涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，其均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件。所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量。
[0010]在另一个实施方式中，提供了一种航空器，该航空器包括:至少一个翼；一个或多个航空器发动机，所述一个或多个航空器发动机连接到所述至少一个翼。各航空器发动机具有用于产生引气的引气系统。所述航空器还包括机身，该机身限定内部空间，所述内部空间具有航空器机舱和与所述航空器机舱分开的组件舱。所述航空器还包括航空器空气调节系统，该航空器空气调节系统设置在所述组件舱中并且与所述航空器机舱流体连通。
[0011]所述航空器空气调节系统包括空气调节组件和涡轮压缩机(TC)系统。所述涡轮压缩机系统包括涡轮压缩机组件，涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮。所述涡轮压缩机系统还包括涡轮压缩机入口，该涡轮压缩机入口与所述引气系统流体连通并且被构造成将来自所述引气系统的引气带入所述涡轮压缩机组件中。所述涡轮压缩机系统还包括涡轮压缩机出口，该涡轮压缩机出口与所述空气调节组件流体连通并且被构造成将来自所述涡轮压缩机组件的降温的组件入口空气提取到所述空气调节组件中。
[0012]所述涡轮压缩机系统还包括冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机并且被构造成借助于所述至少一个压缩机带入冲压空气。所述涡轮压缩机系统还包括涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，其均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件。所述涡轮压缩机系统从所述引气提取能量。
[0013]在另一个实施方式中，提供了一种从航空器发动机提取能量的方法。该方法包括以下步骤:将涡轮压缩机(TC)系统安装在航空器的航空器空气调节系统中。所述涡轮压缩机系统包括涡轮压缩机组件，该涡轮压缩机组件设置在涡轮压缩机入口和涡轮压缩机出口之间并且包括机械地连接到至少一个压缩机的涡轮。所述涡轮压缩机系统还包括冲压空气入口，该冲压空气入口连接到所述至少一个压缩机。所述涡轮压缩机系统还包括涡轮压缩机控制阀与涡轮压缩机止回阀或涡轮压缩机关断阀，其均经由多个连接管道连接到所述涡轮压缩机组件。
[0014]所述方法还包括以下步骤:使用所述涡轮压缩机系统的涡轮从所述引气提取能量以得到涡轮出口空气和提取能量。所述方法还包括以下步骤:利用所述提取能量来驱动所述至少一个压缩机，以将来自所述引气入口的冲压空气带入并且进行压缩，以得到压缩机出口空气。所述方法还可包括以下步骤:使用所述涡轮压缩机系统来减少所述航空器空气调节系统中的空气调节组件所需的引气流量，从而减少所述航空器空气调节系统的功率要求。所述方法还包括以下步骤:在所述涡轮压缩机系统中混合所述涡轮出口空气和所述压缩机出口空气，以得到降温的组件入口空气和减少的空气调节组件冲压空气用量。
[0015]所讨论的特征、功能和优点可独立地在本公开的各种实施方式中实现或者可在其它实施方式中组合，可参照下面的描述和附图明白其它实施方式的其它细节
【附图说明】
[0016]可参照下面结合附图的【具体实施方式】更好地理解本公开，附图示出优选的示例性实施方式，但不一定是按比例绘制的，其中:
[0017]图1A是航空器的示意图的图示，航空器具有带有冲压空气入口的一个实施方式的涡轮压缩机(TC)系统的实施方式；
[0018]图1B是航空器的示意图的图示，航空器具有带有冲压空气入口的另一个实施方式的祸轮压缩机系统的实施方式；
[0019]图2是具有涡轮、压缩机和冲压空气入口的涡轮压缩机(TC)系统的实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
[0020]图3是具有涡轮、两个压缩机和冲压空气入口的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
[0021]图4是具有涡轮、电动机、两个压缩机和冲压空气入口的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
[0022]图5是具有涡轮、中冷器热交换器、两个压缩机和冲压空气入口的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
[0023]图6是具有涡轮、两个压缩机和替代冲压空气入口的再循环机舱空气管道(recirculated cabin air duct)的祸轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统；
[0024]图7A是集成的涡轮压缩机空气循环机(ACM)系统和冲压空气入口形式的本公开的涡轮压缩机(TC)系统的另一个实施方式的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统并且组件流量控制阀(FCV)处于打开位置；
[0025]图7B是图7A的涡轮压缩机(TC)系统的示意图的图示，其中，TC系统被示出在航空器空气调节系统中并且连接到引气系统并且组件流量控制阀(FCV)处于闭合位置；
[0026]图8是示出具有本公开的涡轮压缩机系统的实施方式的航空器空气调节系统的航空器的框图的图示；
[0027]图9是示出本公开的方法的实施方式的流程图的图示；
[0028]图10是航空器制造和维修方法的流程图的图示；以及
[0029]图11是航空器的框图的图示。
【具体实施方式】
[0030]现在，下文中将参照附图更充分地描述公开的实施方式，在附图中示出公开实施方式中的一些而并非全部。事实上，可提供一些不同的实施方式并且不应该将其理解为限于本文阐述的实施方式。相反，提供这些实施方式使得本公开将是彻底的并且将把本公开的范围充分传达给本领域的技术人员。
[0031]现在，参照附图，图1A是航空器12的示意图的图示，航空器12具有带有冲压空气入口 58的一个实施方式的涡轮压缩机(TC)系统10的实施方式。图1B是航空器12的示意图的图示，航空器12具有带有冲压空气入口 58的另一个实施方式的涡轮压缩机系统10的实施方式。以下详细讨论的涡轮压缩机系统10 (参见图1A至图8)被设计成从航空器发动机32(参见图1A至图8)中的引气系统34(参见图1A至图8)所提供的引气50(参见图1A至图8)提取能量到航空器空气调节系统40 (参见图1A至图8)。另外，公开了使用涡轮压缩机系统(参见图1A至图8)从航空器发动机32 (参见图1A至图8)中的引气系统34(参见图1A至图8)所提供的引气50(参见图1A至图8)提取能量到航空器空气调节系统40 (参见图1A至图8)的方法250 (参见图9)。
[0032]如图1A至图1B中所示，航空器12具有限定内部空间15的机身13。内部空间15可包括对于乘客或货物而言优选的航空器机舱14、对于飞行员或其它机组人员而言优选的驾驶舱16、前电子设备舱18、前货舱20、后货舱22和散货仓24。航空器12的内部空间15还可包括另外的货舱或区域。航空器机舱14和驾驶舱16是带有增压空气的增压区域，前电子设备舱18、前货舱20、后货舱22和散货仓24可以可选地是带有增压空气的增压区域。
[0033]航空器12还包括翼盒28 (参见图1A至图1B)，一个或多个翼30 (参见图1A至图1B)从翼盒28延伸。图1A至图1B示出一个翼30从翼盒208延伸而另一个翼30 (未示出)从翼盒30的相对侧向外延伸。如图1A至图1B中所示的，翼30带有诸如燃气涡轮发动机的形式的一个或多个发动机32。各发动机32可具有在发动机32内连接的一个或多个引气系统34 (参见图1A至图1B)。各引气系统34具有以下详细讨论的引气系统构造34a(参见图2至图7B) ο
[0034]如图1A至图1B中所示，航空器12的内部空间15还包括至少一个组件舱36。优选地，航空器12具有两个组件舱36，其中，在每个翼30下面设置一个组件舱36。然而，航空器12可具有另外的组件舱36并且组件舱36可位于航空器12的另一个合适区域中。组件舱36是带有不增压空气的不增压区域。组件舱36的内部可延伸到诸如翼机身航空器整流罩的航空器整流罩38 (参见图1A至图1B)的内部，航空器整流罩是设置在机身13下方介于翼30之间的航空器12上的结构。
[0035]组件舱36和航空器整流罩38容纳航空器空气调节系统40 (参见图1A至图1B)。如图1A至图1B中所示，航空器空气调节系统40包括以下详细讨论的涡轮压缩机系统10的实施方式，涡轮压缩机系统10连接到具有带有一个或多个热交换器(未示出)的组件热交换器(HX)44的空气调节(AC)组件42。空气调节组件42优选地是具有相关阀、管道、传感器和热交换器的空气循环系统182 (参见图7A)的形式。
[0036]如图1A至图1B中进一步示出的，来自航空器发动机32的引气系统34(即，气动系统)的引气50经由引气管道52被传输到航空器空气调节系统40，特别地，传输到涡轮压缩机(TC)系统10和航空器空气调节系统40的空气调节组件42。
[0037]一旦在航空器空气调节系统40中调节了引气50(参见图1A至图1B)，接着就可以将它作为经调节的空气源46 (参见图1A至图1B)经由风道53 (参见图1A至图1B)分配到航空器机舱14和航空器12的其它内部空间15，以进行航空器内部温度和湿度控制、通风和增压。经调节的空气源46可被排放到外部周边环境或再循环回到航空器空气调节系统40。如图1A至图1B中所示，航空器12还包括一个或多个出流空气阀47a、47b，空气阀允许出流空气48a、48b流出航空器12。出流空气48a、48b (参见图1A至图1B)可包括来自航空器12的其它区域的机舱出流空气和/或其它出流空气。
[0038]如进一步在图1A至图1B中示出的，可从航空器12的外部将冲压空气60引入航空器空气调节系统40，以将其用于基于空气的热力循环。出于该应用的目的，“冲压空气”意指航空器外部的因航空器本身的移动而形成的周边空气，该周边空气经由冲压空气入口被带入航空器中并且被用于基于空气的热力循环。
[0039]在图1A中示出的实施方式中，本文公开的涡轮压缩机(TC)系统10的一个示例可包括冲压空气进气口 62形式的冲压空气入口 58。如图1A中所示，冲压空气进气口 62形式的冲压空气入口 58被构造用于使TC系统10吸入冲压空气60 (诸如，入口冲压空气60a)。冲压空气进气口 62 (参见图1A)是可在航空器12 (参见图1A)的外部添加的并且可优选地穿过航空器整流罩38 (参见图1A)的外部形成到航空器整流罩38的内部的结构。然而，冲压空气进气口 62 (参见图1A)还可根据TC系统10安装在航空器12中的地方被添加到航空器12上的其它合适位置。
[0040]在航空器整流罩38 (参见图1A)的内部中，冲压空气进气口(参见图1A)优选地连接到冲压空气进气口管道63 (参见图1A、图2)，冲压空气进气口管道63进而连接到TC系统10(参见图2、图3)的诸如第一压缩机(Cl)144a(参见图2、图3)形式的压缩机144(参见图2)。诸如入口冲压空气60a(参见图1A)的冲压空气60优选地借助于优选地是第一压缩机(Cl)144a(参见图2、图3)形式的压缩机144(参见图2)而被拉入或引入穿过冲压空气进气口 62并且穿过冲压空气进气口管道63 (参见图1A、图2)，以下将对此进行更详细的讨论。
[0041]与和现有航空器空气调节组件一起使用的现有冲压空气入口相比，作为TC系统10(参见图1A)的部分被添加到航空器12(参见图1A)中的冲压空气进气口 62(参见图1A)的尺寸优选地小得多。冲压空气进气口 62(参见图1A)优选地包括耐久的复合材料、金属或其它合适材料。
[0042]作为TC系统10 (参见图1A)的部分被添加到航空器12 (参见图1A)中的冲压空气进气口 62 (参见图1A)可不需要添加调节结构(诸如，调节门或调节叶片)，并且可不需要使用自动调节冲压空气入口 58(参见图1A)的调节控制器。例如，现有的冲压空气入口通常使用冲压空气入口上的调节门来控制冷却空气流过主冲压空气热交换器和次冲压空气热交换器的量和/或通常使用冲压空气出口上的调节叶片来增加冲压空气回收。另外，现有的冲压空气入口可使用调节控制器在航空器飞行的同时自动地调节冲压空气入口。可不在进行这种调节的情况下，在TC系统10 (参见图1A)中添加冲压空气进气口 62 (参见图ΙΑ) ο
[0043]在另一个实施方式中，如图1B中所示，本文中公开的涡轮压缩机(TC)系统10可包括与TC系统10连接的冲压空气入口旁路管道68形式的冲压空气入口 58。在这个实施方式中，如图1B