专利名称：具有可单独进行温度控制的多个气候区的飞机的空气调节装置的制作方法
技术领域：
本发明具体涉及一种飞机内部的空气调节装置，但是本身也可转换成 任何其它期望场所的空气调节装置。
背景技术：
在现代的商用飞机中，飞机内部通常分成多个气候区，而各气候区 可单独分别进行温度控制。因此，不仅可能将特定内部区域的温度保持 得更加稳定，这是由于对较小空间区域的温度控制总是比对较大空间区 域的温度控制要容易，而且还可能在不同的空间区域中调节出不同的温 度，这样，机抢机务人员和/或空中乘客对舒适相关的需求可在单独的 气候区中分别得到满足。
已有的空气调节组件包括气源馈送通路系统，该气源馈送通路系统 具有包括混合室的主分支系统和多个子分支系统，所述多个子分支系统 在各情况下从混合室分支出来并通到气候区之一。在主分支系统中设置 用于提供基础温度控制的一个或多个空气调节单元(通常也被专业人员 称为气候组)，所获得的热气源(来源于引入空气)通过所述空气调节 单元被冷却并被调节到特定的基础温度值。根据现有技术中已知的程 序，该基础温度值被确定为所有气候区温度要求的函数，其中，最低(最 冷)的温度要求是有决定意义的，而且空气调节单元将气源调节到基础 温度水平，使得在具有最低温度要求的气候区中立即建立起期望的温 度，而不需要对为此目的所需而基本上由空气调节单元緩和的气源进行 额外有针对性的单独温度控制。
在主分支系统的末端具有混合室，子分支系统从混合室分出来。具 有比对气源基础温度控制有决定性的温度要求更高的温度要求的气候 区，然后仅要求对在相关子分支系统中传送的空气进行单独加热，而且 更精确地，根据相关气候区的气源温度的各个期望值。这种加热传统上 通过将热的引入空气有目的地引入到子分支系统中或/和通过电加热 单元来提供。
气候区的温度要求取决于气候区中测量出的环境温度与环境温度 的期望值之间的差。如果一个气候区中的温度测量错误地指示过高的实 际环境温度，那么对于相关的气候区，这(错误地)表示过低的温度要 求。如果对于所有其它气候区都检测到更高的温度要求，则表示具有错 误测量出的环境温度的气候区决定混合室中气源的基础温度控制。温度 测量的误差可在任何气候区中发生，与气候区的大小无关。但是，如果 这种错误的测量发生在比较小或/和不重要的气候区中，例如，发生在 机抢机务人员的休息室中，那么这意味着，要进行空气调节的飞机整个 内部区域非常小部分的温度要求决定混合室中气源的基本温度控制，并 且大部分剩下的部分都需要在相应的子分支系统中进行气源的单独加 热。可以理解，这是十分不经济的。其余气候区的高的加热要求还会超 过可用热源的加热能力，有可能导致在认为4艮重要的气候区中、例如在 头等艙部分中空气以过低的温度供应。
发明内容
本发明的目的是公开一种如何能够将多区内部(尤其是飞机的多区 内部)的空气调节构造成整体十分经济、以及如何能够将用于气源单独 温度控制的可用热源更加有效地保持在它们的加热能力范围内的方法。
在实现达到这一目的的解决方案时，本发明开始于提供一种用于具 有可单独进行温度控制的多个气候区的飞机或其它场所的空气调节装
置，所述空气调节装置包括
—气源馈送通路系统，所述气源馈送通路系统具有混合室和多个子分支 系统，所述多个子分支系统在各情况下从混合室分支出来、并通到气候 区之一，
—基础温度控制装置，用于根据至少一个期望温度值来控制混合室中的 气源温度，
-单独温度控制装置，用于根据各个气候区的期望温度值来单独控制在 每个子分支系统中的气源温度。
根据本发明，提供了分配给气候区中至少一个的单独温度控制装 置，包括根据热力学循环过程工作的至少一个组合式热电发动机。
组合式热电发动机是将所提供的机械能转换为热能的发动机。在热 力循环过程的情况中，发动机产生或增强两个热交换表面之间的温度 差，所述两个热交换表面中的一个可用作用于控制空气流温度的有用热 交换表面，而另一个则可作为自由热交换表面，通过该自由热交换表面 从周围环境中吸收热能或将热能释放到周围环境中。根据优选的发展， 组合式热电发动机为斯特林发动机。具有两个等容和两个等温状态变化 的理想斯特林循环过程非常接近卡诺循环过程，由于这个原因其可达到 的效率程度相当高。可以理解的是，实际的斯特林发动机并不执行理想 的斯特林过程，而只是在现实条件下可实施的近似过程。斯特林发动机 同样可商业购得。它们在现有技术中被描述用于动力应用以及用作热泵 或低温泵。
然而，在本发明的范围内不意于限制于斯特林发动机。基本上，原 理上还可采用根据其它可逆的热力循环过程工作的组合式热电发动机， 所述其它可逆的热力循环过程例如卡诺过程、克劳迪亚斯-兰金
(Claudius画Rankine )过程或埃里克逊(Ericsson)过程。
组合式热电发动机具体如斯特林发动机，使得可能在加热空气流之 外还能冷却空气流。对于气源的基础温度控制，这种性能允许单独的特 别是较小气候区中的温度要求可被忽略，因此允许将气源的基础温度设 定在下面的水平，即可能高于不考虑的气候区所要求的温度水平。通过 将至少一个相应的组合式热电发动机分配给不考虑的各气候区的子分 支系统中，气源可根据需要而在这些子分支系统中被冷却或加热而低于 或高于基础水平。用于确定要求的气源基础温度而考虑的气候区还可限 制于例如由于它们的范围和/或应用而非常重要的那些气候区。具体来 说，例如，可考虑驾驶员座抢区和空中乘客呆在那里的那些机抢区。这
更加有效地朝向飞机内部的决定性区域的温度要求进行调整。因此，空 气调节装置的操作可设计成作为一个整体更加经济，因为能够避免其中 相对不重要气候区的相当低的温度要求导致气源温度基础水平整体较 低的情况，结果是对于将要进行空气调节的很大比例的内部区域也必须 不必要地单独加热。因此可更好地避免可用热源的负担过重。
这里考虑的能够可逆工作的组合式热电发动机的优点在于它们能
够非常低得维护，因为所包括的是在其中没有燃烧过程发生的封闭系 统。它们产生的噪音也很低，而且它们的振动通常也相当地低。
为了能够可选地使用组合式热电发动机来冷却或加热，本发明优选 实施方式提供了该发动机与驱动马达驱动连接或可使得与驱动马达驱 动连接，所述驱动马达构造成用于在相反旋转方向上工作，并且所述驱 动马达通过设置成使驱动马达的旋转反向的控制装置控制。具有有用热 交换表面的组合式热电发动机设置在空气管道系统内，所述空气管道系 统沿相反的流向允许緩和的空气通过有用热交换表面朝相关气候区的 子分支系统流动。在本发明的范围内，意图十分明显，基本上不排除采 用组合式热电发动机来专门冷却或专门加热将被引入子分支系统的空 气流。这种情况下，在空气管道系统中布置组合式热电发动机的有用热 交换表面就足够了 ，所述空气管道系统仅允许一个流动方向的空气流可 通过该热交换表面被緩和。而且在这种情况下，控制装置也不必构造成 能使驱动马达的旋转方向反向。
组合式热电发动机便利地与风扇装置相关联，该风扇装置用于产生 或推进经由发动机的有用热交换表面传送的緩和空气流，并且所述风扇 装置将被引入到相关气候区的相关联子分支系统中。沿组合式热电发动 机任一侧的緩和空气流的流向，阀装置可包括至少一个相应的风扇。可 替换地，还可沿只在组合式热电发动机一侧的緩和空气流的流向设置风 扇。
为了使用组合式热电发动机用于冷却和加热两个目的，优选地设置 成风扇装置中的至少 一个风扇与驱动马达驱动连接或可使得与驱动马 达驱动连接，所述驱动马达构造成沿相反的旋转方向工作，并且所述驱 动马达通过设置用于使驱动马达的旋转反向的控制装置控制。
通过组合式热电发动机的有用热交换表面传送的、且被引入气候区 的子分支系统中用于单独提高或降低气源温度的緩和空气流，可直接从 在该子分支系统中传送的气源中引入。在变型的实施方式中，另 一方面， 緩和空气流或至少其热能取自飞机的排气区。在这种情况下，所说的排 气区表示飞机内、其中的空气不再需要空气调节的区域。在现代商用飞 机中，在容纳空中乘客和空中机务人员的机舱下是下层区，该下层区等 用于容纳货物，其中公知抢底位于下层区之下。在这种类型的商用飞机
中，气源通常从上面被引入到机艙中。气源从机舱横向通过机身壁进入 到下层区中并从那里进入艙底。通过组合式热电发动机传送的空气流例 如可取自抢底的排气。
在本发明的一个实施方式中，单独温度控制装置包括仅分配给一部 分气候区的至少一个相应的组合式热电发动机。具体地，相应的组合式 热电发动机仅分配给其温度要求在气源的基础温度控制情况中不被考 虑的那些气候区。基础温度控制装置因此可设置成用于控制混合室中的 气源温度，这种控制根据没有相关联组合式热电发动机的至少一个、特 别是每个气候区的期望温度值，不过独立于具有相关联组合式热电发动 机的至少一个、特别是每个气候区的期望温度值。在不具有相关联组合 式热电发动机的气候区中，在各自的子分支系统中传送的气源可如同现 有技术中一样进行单独的温度控制，如通过电加热单元或/和通过引入 热的引入空气。
下面将参考示意性附图更加详细地描述本发明，在附图中
图l示出根据本发明一个实施方式的飞机空气调节装置的总体示意
图，
图2示出图1所示空气调节装置的组合式热电发动机的第一种适宜 的变型；以及
图3示出这种类型组合式热电发动机的第二种适宜的变型。
具体实施例方式
在图1中，在高度图示化的飞机IO的内部形成有可单独进行温度 控制的多个气候区12、 14、 16、 18、 20。在图l的示例中总共形成有五 个这样的气候区。气候区12包括飞机座舱，而气候区14、 16、 18包含 飞机机抢的多种乘客区域。气候区20为仅用于人临时滞留的机抢区域， 尤其是用于机抢机务人员的休息室。可以理解的是，多种气候区的这种 有用的分开仅仅是示例性的，在任何时候都可以选择不同的气候区构 造。同样可以理解的是，图1中气候区的大概布置仅仅是示意性表示，
并不一定是实际情况。
使用空气调节装置22用于对气候区12至20进行空气调节，所述 空气调节装置22通过气源馈送通路系统24向气候区供应温度受到控制 的气源。所述馈送通路系统24包括具有混合室28的主分支系统26和 多个子分支系统30，所述多个子分支系统30从混合室28分支出来、并 且每一个与气候区12至20中的一个相关联。各子分支系统30将在其 中传送的新鲜气源导引到一个或多个空气出口 ，在所述空气出口处所述 气源被吹入相关的气候区。所消耗的空气以未示出的方式被传送入形成 在飞机下部机身区域中的舱底中，而且至少一部分从抢底通过排气阀被 释放到外部环境。所消耗的气源的一部分还可再循环并被传送回混合室 28。
空气调节装置22包括基础温度控制部，所述基础温度控制部用于 对至少混合室28中的气源进行基础温度控制，这样在混合室28中的气 源具有特定的基础温度水平。所述基础温度控制部具体包括一个或多个 空气调节单元32，所述空气调节单元将源自引入空气、并通过主分支系 统26供应的热空气冷却到期望的基础温度水平。可以理解的是，在来 自飞机10的(一个或多个)发动机的引入空气被移走的点与空气调节 单元32之间，用于通流控制或/和预緩和或/和增湿的多个元件(未 示出)可以设置在主分支系统26中。
空气调节单元32由在图1中以单个块示意性示出的电子气候控制 装置34根据气候区12至20的至少一部分的温度要求进行控制。特别 是，气候控制装置34根据气候区12、 14、 16、 18的温度要求、而不管 气候区20的温度要求来控制空气调节单元32。
在每一种情况下，在各气候区中都以本身已知因此未示出的方式设 置有一个或多个温度传感器，用来确定气候区12至20的温度要求。传 感器的测量信号由气候控制装置34评估，用于确定各气候区的环境温 度实际值。也可以以同样未示出的方式规定气候区12至20中每一个的 环境温度期望值，例如，在飞机10的座舱或者乘客区域内的控制面板 处进行。机舱机务人员可在这种类型的控制面板处对各气候区单独设定 各自期望的环境温度期望值。气候控制装置34根据环境温度实际值和 环境温度期望值确定气候区12至20中每一个的各自的环境温度偏差，
所述气候控制装置34实际中不必构造成单个模块而是可分成多个、相 互独立可选择地部分运行的部分模块。气候控制装置34还根据气候区 的环境温度偏差来计算各气候区各自的气源温度期望值。未在图1中示 出的其它温度传感器测量子分支系统30中的气源温度，尤其是靠近进 入气候区12至20的空气出口处的气源温度。气候控制装置34将根据 该关系获得的测量值作为气源温度实际值与各气候区的气源温度期望 值进行比较，从而计算各气候区的气源温度偏差。
气候控制装置34使用以如上所述方式确定的气候区12、 14、 16、 18的气源温度的期望值而不使用气候区20的气源温度期望值来用于混 合室28中气源的基础温度控制。气候区12至18的气源温度的最低期 望值确立气源的基础温度水平，该基础温度水平由气候控制装置通过气 温单元32的相应控制产生。因此将混合室28中的气源温度设定成十分 低，使得对气候区12至18中的任何一个不需要在各自的子分支系统20 中进行随后的管道式冷却。接下来在各自的子分支系统30中需要温度 上升，至少是气候区12至18中其温度要求(由各自的气源温度期望值 表示)高于气候区12至18的最低温度要求的那些气候区需要温度上升， 所述最低温度要求对于混合室28中的气源的基础温度控制是有决定性 的，从而达到气源温度的期望水平。
除空气调节单元32的基础温度控制部外，空气调节装置22还包括 单独温度控制部，所述单独温度控制部允许对在气候区12至20的子分 支系统20中传送的新鲜气源进行单独的温度控制。对于气候区12至18, 该单独温度控制部使热空气进入各自的子分支系统30，其中该热空气来 源于引入空气。所述热空气通过连接到气源馈送通路系统24的主分支 系统26、位于空气调节单元32上游的单独温度控制热空气管道系统36 被向前供应，并且在每个情况下均可通过单独的调节阀38而有目的地 计量地引入气候区12至18中每一个的相关子分支系统30。所述单独调 节阀38可由气候控制装置34控制，与用于调节到单独的温度控制热空 气管道系统26中的热气源的球形调节阀40 —样。
对于气候区20，气候区20的子分支系统30不与单独温度控制热空 气管道系统36相连，空气调节装置22的单独温度控制部另一方面提供 根据可逆热力学循环过程、尤其是斯特林过程工作的组合式热电转换器
装置42，该装置可将不是来源于引入空气的气流升高或降低到期望温度 水平，并将受到这种温度控制的气流送入气候区20的子分支系统30中。 所述组合式热电转换器装置42还可由气候控制装置34控制。
当混合室28中气源的基础温度控制根据气候区12至18的最低温 度要求以如上所述方式发生时，单独调节阀38和组合式热电转换器装 置42被根据气候区的气源温度偏差控制。因此吹入的气源温度在该位 置对于气候区12至20中每一个被单独调节到各自的气源温度期望值。 由于气候区20对混合室28中气源的基础温度控制没有任何影响，所以 可能出现混合室28中由于气候控制装置34导致的气源基础温度水平高 于气候区20的温度要求。由于热力组合式热电转换器装置42在需要时 除了允许对供应的空气流的加热之外还允许有效的制冷，因此任何时候 都可在气候区20中实现期望的气候。
应当理解的是图1示出的构造仅仅是示例性的，在任何时候均可做 出变型。特别是，可设置与单独温度控制热空气管道系统36分开的多 于一个的气候区，其中混合室28中气源的基础温度控制因此独立于该 多个气候区的温度要求。但是，要明确参照下面的事实，即本发明决不 限于下面的构造，在这种构造中气源的基础温度控制独立于具有相关联 的热力组合式热电转换器装置的一个或多个气候区的温度要求。也一定 可以想到考虑在气源的基础温度控制中可以通过热力组合式热电转换 器装置单独进行温度控制的气候区。
现在参考图2。该图进一步示出了热力组合式热电转换器装置42的 细节。转换器装置42包括作为基本元件的组合式热电发动机44，尤其 是斯特林发动机，其可以可选地作为热泵或制冷发动机工作，并且其在 示出的示例中构造成公知为ot构造的活塞气缸单元。可以理解的是，除 了组合式热电发动机44的活塞气缸构造之外，其它构造也是可能的， 例如具有摆板或汪克尔马达的那些。还可理解的是，所示出的活塞气缸 发动机44的oc构造还可由其它构造代替，例如P构造或Y构造。在本 发明的范围内，绝不意于限制组合式热电发动机44的特定构造形式。
组合式热电发动机44耦接到电动驱动单元46，并可由此被驱动。 由于是示意性表示，所以图2并未详细示出驱动单元46和发动机44之 间的驱动耦接。不过，该驱动耦接的具体实施方式
在本发明范围内并不
重要，因此，不需对其进行详细讨论。不过，可商业购得的斯特林发动 机和其它组合式热电发动机配置有合适的机械接口用于电机的连接，因此本领域技术人员任何时候都可在驱动单元46和发动机44之间进行合 适的机械耦接。
在考虑采用oc构造的斯特林发动机的示例中，发动机44包括两个 活塞47、 48，这两个活塞由驱动单元46驱动、并且能在气缸50内轴向 移动。两个活塞之间充满工作气体。蓄热器52也设置在两个活塞47、 48之间的空间中。这种类型的斯特林发动机的工作模式本身是公知的。 在这点上，在由其执行的热力循环过程的框架内其经过状态上的两个等 容变化以及一一通过实际发动机一一状态上的两个多元变化的情况得 以满足。关于实际的斯特林发动机工作模式的详细描述可参考相关文 献。
组合式热电发动机44具有两个热交换表面54、 56，在发动机44工 作期间在两个热交换表面之间产生温度梯度。将组合式热电发动机44 以如下方式安装，使其热交换表面中的一个(即图2示例中的热交换表 面56)位于用于相关子分支系统30中空气温度控制的气流的流动通路 上。而另一方面，另一个热交换表面(在该情况下为表面54)设置在该 流动通路之外、并用作自由热交换表面，根据发动机44的工作模式， 热能经由该自由热交换表面被周围环境吸收或者被释放到周围环境中。
具体地，在图2的示例中，具有其有用的热交换表面56的组合式 热电发动机44设置在空气管道系统58中，该空气管道系统58端接于 相关的子分支系统30中并且包括分别具有空气入口 64或66的两个并 行管道分支60、 62,在两个并行管道分支之间延伸的桥接分支68，以 及在两个管道分支60、 62的汇合点和相关的子分支系统30之间延伸的 共用管道分支70。在两个并行管道分支60、 62的每一个中，均设置有 各自的止逆阀72或74。在两个空气入口 64、 66中也设置有各自的止逆 阀76或78。组合式热电发动机44以如下方式安装，使得有用的热交换 表面56被设置在空气管道系统58的桥接分支68中，并且使得在从表 面56吸收热能或将热能释放到该表面的过程中，该有用的热交换表面 56可使该桥接分支68中的空气沿该有用的热交换表面有序地流动。
除组合式热电发动机44外，就驱动而言，具有两个风扇84、 86的
装置通过驱动轴装置80耦接或者可耦接到驱动单元46,如果需要驱动 轴装置80可包括耦接件82，所述风扇设置在空气管道系统58的桥接分 支68中、并位于有用的热交换表面56的任一侧，即沿该分支68中空 气流的流动方向的上游侧和下游侧。风扇84、 86 —旋转即产生或推动 桥接分支68中的空气流。可以理解的是，风扇的数量和它们的安装位 置(只在热交换表面56的一侧或在两侧)可以变化，例如与实现的输 出量或/和热交换表面56的尺寸或/和分支68的流动截面相关。
气候控制装置34(或仅仅用于控制相关气候区的独立调节的该控制 装置34的部分模块)被设置用于根据相关气候区(即如图1中的气候 区20)的气源温度偏差来控制驱动单元46的旋转方向及其转速。根据 驱动单元46的旋转方向，耦接到驱动单元46的组合式热电发动机44 的有用热交换表面56是两个热交换表面54、 56的较热或较冷的那个。 因此，根据驱动单元46的旋转方向，在桥接分支68中的空气流被加热 或被冷却。在这种情况下，有用热交换表面56的温度水平决定于驱动 单元46的转速，由此，根据驱动单元46的转速，产生了桥接分支68 中空气流的不同加热或冷却水平。
随着驱动单元沿一个旋转方向的驱动，旋转的风扇84、 86在桥接 分支68中产生吸力，该吸力使止逆阀76打开，这样空气流经入口 64 并进入桥接分支68中。流入的空气推开管道分支62中的止逆阀74,并 最终经由共用管道分支70进入子分支系统30。另一方面，随着沿相反 旋转方向的驱动，风扇84、 86在桥接分支68中产生沿相反方向的吸力， 这样空气流经入口 66进入桥接分支68中。接着，该流入的空气推开管 道分支70中的止逆阀72，并流经管道分支60和共用管道分支70而进 入子分支系统30中。例如，空气入口 64、 66可位于飞机的抢底。组合 式热电发动机44在飞机中的安装位置优选为使得自由热交换表面54也 位于飞机的排气区，这样桥接分支68中空气流的加热或冷却所需要的 正或负热能的纳入量来源于飞机的排气。可替换地，能够想到采用来源 于自由热交换表面54的正或负的废热来有目的地用于对飞机不同区域 的相反的温度控制。
同样在图2示出了温度传感器88还有温度传感器90，温度传感器 88测量气候区中由子分支系统30提供的实际环境温度，并且温度传感器卯测量在子分支系统30中传送的新鲜气源的实际温度。第二测量值 代表上述气源温度的实际值。如上所述，气候控制装置34根据传感器 88、卯提供的测量值和可由机抢机务人员在控制面板92上规定的相关 气候区的环境温度期望值，来确定气源温度偏差、并消除该偏差来控制 驱动单元46。
在图3中，相同或相同作用的元件由与之前相同的附图标记指代， 但在添加了小写字母。该图中示出的变型与图2中变型的不同在于，通 过组合式热电发动机44a的有用热交换表面56a传送的气流直接取自在 子分支系统30a中传送的新鲜气源。为了这一目的，空气入口 64a、 66a 已经设置成并行的管道分支，所述并行的管道分支通过在管道分支70a 上游的另外的共用管道分支94a与子分支系统30a相连。因此根据在桥 接分支68a中产生的吸力方向，空气从分支系统30a流出并经过入口分 支64a或入口分支66a。
权利要求
1. 一种用于具有可单独进行温度控制的多个气候区(12至20)的飞机(10)或其它场所的空气调节装置(22)，包括:-具有混合室(28)和多个子分支系统(30)的气源馈送通路系统(24)，所述子分支系统(30)在各种情况下从混合室分支出来并通到所述气候区之一，-基础温度控制装置(32)，用于根据至少一个期望温度值控制混合室(28)中的气源温度，-单独温度控制装置(36、38、40、42)，用于根据各个气候区的期望温度值来单独控制各子分支系统(30)中的气源温度，其特征在于，所述单独温度控制装置，在分配给所述气候区的至少一个(20)时，包括至少一个根据热力学循环过程工作的组合式热电发动机(44)。
2.根据权利要求l所述的空气调节装置，其特征在于，所述组合 式热电发动机(44)是斯特林发动机。
3.根据权利要求1或2所述的空气调节装置，其特征在于，所述 组合式热电发动机(44)与驱动马达(46)驱动连接或能够与驱动马达(46 )驱动连接，所述驱动马达(46 )构造成用于在相反的旋转方向上 工作，并且所述驱动马达由设置用于使驱动马达旋转反向的控制装置(34)控制，其中，具有有用热交换表面(56)的所述组合式热电发动 机^1置在空气管道系统(58)内，所述空气管道系统在相反的流动方向 上允许緩和的空气流通过所述有用热交换表面朝相关气候区(20)的子 分支系统(30)流动。
4.根据前述任一项权利要求所述的空气调节装置，其特征在于， 与所述组合式热电发动机(44)相关联的是风扇装置(84、 86)，所述 风扇装置(84、 86)产生或推进通过发动机的有用热交换表面(56)传 送的緩和空气流，并且所述风扇装置(84、 86)将被引入到相关气候区 (20)的相关联子分支系统(30)中。
5. 根据权利要求4所述的空气调节装置，其特征在于，在所述组 合式热电发动机(44)任一侧沿緩和空气流的流动方向，所述风扇装置 包括至少一个相应的风扇(84、 86)。
6. 根据权利要求4所述的空气调节装置，其特征在于，仅在所述 组合式热电发动机(44) 一侧的沿緩和空气流的流动方向，所述阀装置 包括风扇。
7. 根据权利要求4至6中任一项所述的空气调节装置，其特征在 于，所述风扇装置中的至少一个风扇(84、 86)与驱动马达(46)驱动 连接或能够与驱动马达(46)驱动连接，所述驱动马达(46)构造成用 于在相反的旋转方向上工作，并且所述驱动马达由设置成使驱动马达旋 转反向的控制装置(34)控制。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的空气调节装置，其特征在 于，通过所述组合式热电发动机(44a)的有用热交换表面(56a)传送、 并且将被引入相关气候区(20a)的相关联子分支系统(30a)中的緩和 空气流从在该子分支系统内传送的气源送入。
9. 根据权利要求1至7中任一项所述的空气调节装置，其特征在 于，通过所述组合式热电发动机(44)的有用热交换表面(56)传送、 并且将被引入到相关气候区(20)的相关联子分支系统(30)中的緩和 空气流或其热能取自于飞机(10)的排气区。
10. 根据前述任一项权利要求所述的空气调节装置，其特征在于， 所述单独温度控制装置包括至少一个仅分配给所述气候区(12至20 ) 中的一部分(20)的相应组合式热电发动机(44)。
11. 根据权利要求10所述的空气调节装置，其特征在于，所述基 础温度控制装置设置成用于控制混合室(28)中的气源温度，所述控制 根据不具有相关联组合式热电发动机的至少一个、尤其是每个气候区 (12至18 )的期望温度值，但独立于具有相关联组合式热电发动机(44 ) 的至少一个、尤其是每个气候区(20)的期望温度值。
全文摘要
一种用于具有可单独进行温度控制的多个气候区(12至20)的飞机(10)或其它场所的空气调节装置(22)，包括主分支系统(26)和多个子分支系统(30)，所述主分支系统(26)包括具有混合室(28)的气源馈送通路系统(24)，所述子分支系统在各种情况下从所述混合室分支出来并通到所述气候区之一。另一方面，单独温度控制装置(36、38、40、42)用于根据各自气候区的期望温度值来单独控制在各子分支系统(30)中的气源温度。根据本发明，所述单独温度控制装置，在分配给所述气候区中的至少一个(20)时，包括至少一个根据热力学循环过程工作的组合式热电发动机(42)，具体是斯特林发动机。
文档编号B64D13/06GK101378958SQ200780004176
公开日2009年3月4日 申请日期2007年1月11日 优先权日2006年2月3日
发明者尼科·森托凡特 申请人:空中客车德国有限公司