专利名称：用于飞行器的空气调节系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于飞行器、尤其是用于商用飞行器的空气调节系 统，其具有引气源、包括主调节阀的引气管路以及空气调节单元，其中， 从引气源经由引气管路将能够通过主调节阀进行控制的质量空气流量 供给到空气调节单元。本发明还涉及一种用于飞行器、尤其是用于商用
飞行器的空气调节方法，其包括如下步骤提供引气的质量流量；经由 引气管路将引气的质量流量引至空气调节单元。
背景技术：
由于现今的通常飞行高度以及在这些高度处所存在的低气压、低温度 的环境条件，所以在飞行器内部、尤其是客艙中的空气调节以及气压调节 是绝对重要的。根据现有技术的用于飞行器的空气调节系统10 ("AGS = air generation system (空气产生系统)")通过图3中的示例示出。为了能 够补偿外部与机枪内部之间的压力差，从涡轮动力单元(未示出)的压缩 级12抽取高压热引气并将其供给到空气调节系统10。为此，特别经由各 种引气管路段20、 22、 26、 30和主调节阀16将引气供给到空气调节单元 32。引气还在上游以及下游的各个单元(臭氧转化器24、阀、压缩机、涡 轮机等)中进行基本处理，从而使其物理特性(温度、压力、含水量)达 到期望的范围，4吏得能够将引气用作新鲜的积j艙空气。为了限制所需的引 气量并因此避免不必要的动力消耗，对部分机艙空气进行再处理并与新鲜 的机抢空气混合。整体设计空气调节系统10使得两个相互独立的空气调节 单元32、 32a供应飞行器机抢内的消耗场所。这样，利用适当^C寸的空 气调节单元以及相关联的单独部件，可以实现一定的冗余度以及因此而提
高了安全性。
空气调节系统的一个重要的单独部件为主调节阀16 ("FCV-flow control valve (流量控制阀)")，当由调节计算机基于各种系统测量值来控 制时，主调节阀影响供给到空气调节单元32的质量空气流量。为此，将可 移位节流阀布置在主调节阀单元的流道中，借助于该节流阀使得来自引气源的质量空气流量能够减少至所需的量。除了调节质量流量，主调节阀16 还能够通过关闭节流阀来完全中断从压缩级抽取引气，从而能够在涡轮动 力单元中提供最大的可用输出。这惯例上例如是在配备有这种空气调节系 统10的飞行器起飞之前执行，从而在起飞过程期间能够确保动力单元的最 大推力。然而，在关闭主调节阀16的节流阀之后便无法再得到新鲜的机枪 空气。当达到一定飞行高度(例如1,500英尺-457.2米)时，于是使调节 阀16再度打开，从而空气调节单元32能够继续操作。
由于引气的高温，j吏得主调节阀受到较高的热应力。同时，如同航空 技术中的任何结构部件一样，需要使用轻型构造技术，以便能够保持飞行 器的整体重量尽可能低。因此下述情况重复出现，即一旦达到适合阀打开 的飞行高度，在起飞之前关闭的主调节阀无法再打开。这是由于例如节流 阀堵塞以及由于电力故障所导致。由于在其中一个主调节阀失灵的情况 下，位于该主调节阀下游的空气调节系统的全部部分一一即尤其^1相应的 空气调节单元一一也基本上变得无法使用，所以空气调节系统的剩余的冗 余部分必须接手故障部分的功能。在空气调节系统的目前不再有冗余安全 的部分中发生额外的故障时，在最坏的情况下会导致飞行器机艙的降压， 这样需要立即实行紧急下降以便使机抢中的压力恢复至乘客可以忍受的 状态。特别是在越过水面、极地、大片无人居住的陆地的长途飞行中，主 调节阀的这种故障代表着极大的危险。更加严重的因素在于，这些主调节 阀安装在飞行器的非加压部分，因此在飞行期间无法接近主调节阀以对其 进行修理。除了这种故障带给乘客和机组人员的危险之外，这种事故还关 乎到航空公司、飞行器类型或者飞行器制造商的声誉。因此，飞行器在起 飞之前的可用性(所谓的"调度可靠性，，)也会在主调节阀发生故障的情 况下受到损害，这是由于如上所述，调节阀失灵被归类到严重事故。
在US 5,086,622的公开文献中，提出在压力下降的情况下，借助于阀 控制单元将引气供应到空气调节系统的切断部分。通过这种方式，尽管当 然可以将机艙压力维持在较低的初始压力，但是由于空气调节系统的单独 的重要部件已经失灵，所以供应到机抢的空气无法得到充分的处理，这例 如对于长途飞行来说是无法接受的。
同样在US 6,189,324的公开文献中描述了一种利用引气操作的用于飞 行器的空气调节系统。在发生故障的情况下，在该系统中，能够关闭供给 到空气调节单元的引气并且能够将降压的引气直接供给到飞行器机枪。这种解决方法在这种情况下仍无法提供对于积i艙空气的较为全面的调节，并 且因此同样仅能够用于短期的紧急情况。
DE 10 2004 101 366 Al的公开文献描述了一种用于在飞行器中提供压 缩空气的系统。该系统的基^lft念在于将需要用于供应设备的系统热交换 器从结构上或功能上整合到空气调节单元的热交换器中，所述供应设备例 如为用于机载氧气产生的系统("OBOGS = on-board oxygen generation system (机载氧气产生系统)")或者具有类似的压缩空气需求的系统。关 于这一点，特别提出一个实施方式，其中系统热交换器和空气调节单元的 热交换器以并联的方式供以压缩空气。压缩空气经由调节阀供给到空气调 节单元的热交换器，并且经由开关阀供给到系统热交换器。两个热交换器 的压缩空气出口经由可关闭的管路相连。
DE 10 2004 038 860 Al的公开文献公开了一种用于提供工艺空气的系
统，其中在具有第一热交换器的第一冷却系统中整合了具有第二热交换器 的第二冷却系统。
在WO 99/24318 Al的公开文献中描述了 一种用于飞行器的空气调节 系统，其涉及一种用来实现期望的空气湿度的改善方法。尤其公开了以并 联方式相连的两个主调节阀的使用。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于飞行器的空气调节系统，其极大程度 地避免了上述问题并且同时不会显著地增加系统的复杂性。
该目的利用独立权利要求的特征来实现。
本发明的其他实施方式在从属权利要求中描述。
本发明建立在普通现有技术上，其中，包括旁通阀并旁通过引气管路 至少一部分的旁通管路i殳置在引气源与空气调节单元之间，所述旁通管路 设计成使其能够操作向空气调节单元供以足够的质量空气流量。在通过旁 通管路旁通并位于空气调节单元上游的部分引气管路发生故障的情况 下一—例如在有缺陷的主阀无法再打开的情况下，通过打开旁通阀4吏得至 少部分质量空气流量能够经由旁通管路进行供给。这样，通过提供可替代 的供应线，能够防止和补偿有先兆的或已经存在的向空气调节单元的引气 供应的失灵。由于能够继续提供适当压力下的、尤其是经过空气调节的新鲜机抢空气，所以引至空气调节单元的引气管路的故障的缺陷分类下降。
在本发明的有利实施方式中，可以想到，引气管路具有臭氧转化器。 假设位于臭氧转化器下游的部分引气管路发生故障，如果需要的话，可通 过旁通管路旁通过这部分引气管路并且能够继续使用臭氧转化器。另外， 在臭氧转化器本身以及旁通管路的适当路线失灵或者发生故障的情况下， 能够改进该缺陷并且至少能够维持空气调节单元的操作。
如果旁通阀的设计和构造不同于第一阀的设计和构造，则可以获得相 似的有利实施方式。这使得可以显著地减少主阀以及旁通阀的由于设计所 导致的故障概率。特别是，传统的主调节阀的设计和构造也能够通过该措 施进行修改。
传统的主调节阀通常在设计和结构上非常复杂，提供了完全电力控制 以及完全气动控制的可能性，以便在发生电子故障的情况下提供机艙内部 压力的气动-机械调节。由于根据本发明的旁通阀的存在，整合在主调节 阀中的气动控制器的应急功能能够由旁通阀来取代，并且因此这样的功能 能够在主调节阀中省略，这样使得主调节阀的重量减轻以及复杂性降低。 另外，旁通阀的设计和构造应当尽可能显著地不同于主调节阀的设计和构 造，以便实现两种设计类型的尽可能高的系统技术独立性，以及由此实现 降低两个阀由于设计所导致的故障同时发生的可能性。另外，通过釆用简 单类型的构造，能够在应急操作中实现压力控制，通过针对质量空气流量 来设定例如旁通阀的内部横截面的尺寸，4吏得在存在引气压力的情况下所 产生的压力差可以产生适合的机抢内部压力。这种类型的构造明显简单， 并且可以使机抢内部的引气压力发生快速的压力改变。可替代地，还能够 实施简单的压力调节。
另外，如果旁通阀包括衰减(緩冲)控制器则是十分有利的。例如， 衰减控制器可借助于时间调节的阀打开过程实现，并且衰减控制器能够避
免旁通管路以;M目连的空气调节系统部件中的不期望的压力波动。
在根据本发明的一个实施方式中，旁通阀可以为开关阀，即其仅能够 釆取打开或关闭的状态。这种简单模式的操作尤其是对于主要在紧急情况 下操作的部件来讲是明智的，并且使得构造具有轻型、可靠以及还可能具
有低成本的形式。
如果旁通阀能够经由空气调节系统的控制单元来控制则可以获得同样有利的实施方式。因此，在发生故障的情况下能够快速地打开旁通管路并
且能够维持位于下游的部件的^Mt。
在尤其有利的实施方式中，可以想到旁通管路是至少部分地独立于空 气调节系统的第二空气系统的一部分。这样在发生故障的情况下能够使用 第二空气系统中已经存在的空气管路，并且在本发明的实施中能够减少结 构成本。取决于第二空气系统的设计，在发生故障的情况下其空气管路的 使用不会干涉第二空气系统的正常操作或者可以部分或完全地防止这种
操作。如果削弱了第二空气系统的操作，则该缺陷分类应当是由一个或 多个空气调节单元的失灵所产生的故障分类高于由第二空气系统的削弱 所导致的故障分类。
如果第二空气系统为冷却服务空气系统和/或燃料箱惰化系统则提供 了本发明的尤其有利的实施方式。取决于各个系统的特定设计，于是系统 的各部分，尤其是空气管路段、阀等，能够^^吏用同时维持或干涉系统操 作以便使供给到空气调节单元的引气旁通。
在同样有利的实施方式中，可以想到，引气源为辅助涡轮机。如果来 自主涡轮机的引气不足，则必需求助于辅助涡轮机良其引气管路。
根据本发明的方法基于普通现有技术，其中在引气管路的管路性能出 现缺陷的情况下，引气质量流量的一部分经由旁通管路供给到空气调节单 元。这样，在方法的范围内实现了本发明的优点。
本发明基于如下认知，即如果旁通管路借助于旁通阀在引气源与相关 联的空气调节单元之间连接，则在空气调节单元上游的臭氧转化器处的主 调节阀的故障以及质量流量的中断能够得到较大的补偿，质量空气流量经 由所述旁通管路能够旁通过有缺陷的或流量中断的元件并且能够供应至 空气调节单元。在此而言，有利地可以利用已经存在于空气调节系统中的 管路作为旁通管路的一部分。
现在，借助于优选实施方式并参照附图通过示例来描述本发明，其中 图l是根据本发明的空气调节单元的第一优选实施方式的示意性线路
图；图2是根据本发明的空气调节单元的第二优选实施方式的示意性线路 图；以及
图3是根据现有技术的空气调节系统的示意性线路图。
具体实施例方式
图1示出了空气调节系统10的第一优选实施方式的示意性线路图。空 气调节系统10设计成沿着布线图中的线A镜像对称，即所有的基本部件 是以双倍冗余的方式存在。在下文中仅描述位于各图中的左侧上的空气调 节系统10的部分，并JL^目同设计的冗余的右侧部分仅在图中涉及而不进行 更具体的描述。
经由压缩级一一如由引气源12示意性图示出一一从涡轮单元(未示 出)抽取高压热引气。抽取的引气经由主引气管路20和分支引气管路22 供给至臭氧转化器24，引气从该处经由另一引气管路段26通至主调节阀 16 (FCV)并且经由T管路段28 (T管)以及另 一引气管路段30终止于 空气调节单元32 (组件)中。空气调节单元32包括冲压空气入口 62以及 冲压空气出口 64。除了刚描述的经由引气管5^20-26的直接引气连接， 该空气调节单元32从T管路段28的上游起始经由分流管路连接至引气源 12。起始于T管路段28并具有旁通管路段40、 38、 36、 37的分流或旁通 管路形成了空气调节单元32与主引气管路20之间的连接。旁通阀34在该 连接中设置在旁通管路段36中。旁通阀打开以及关闭旁通管路段36，并 且与主调节阀16相比在设计上基W为简单。可以设置简单的緩冲控制系 统以避免压力波动。另外，通过打开旁通阀34,空气质量流量又确保了相 应的微调空气系统的继续操作，微调空气系统用来为不同的机枪区域中的 机抢空气提條晴确的温度调节。可选地，旁通管路38的连接可以不使用旁 通管路段40,而是可以借助于旁通管路段39经由位于T管路段28与微调 压力调节阀54 (TPRV = Trim Pressure Regulating Valve (微调压力调节 阀))之间的微调管路段58、 60来实现，如果这样更加有利于管道系统的 布置话。可替代地或另外地，在旁通管路系统34 - 40与辅助涡轮机14( APU -Auxiliary Power Unit (辅助动力单元))的引气源之间可以设置管路连 接，该连接可以借助于辅助涡轮机止回阀18 (APU止回阀)来连通。
在正常操作下，如上所述的高压热引气从引气源12经由臭氧转化器24并且在由主调节阀16压力调节之后通至空气调节单元32。在该单元中 4吏引气受到调节，即其中经由例如压力增加、冷却以及压力释放的热力学 处理对压力、温度以及含水量进行调节。在该连接中，例如使用通过冲压 空气入口 62的冲压空气进行冷却。调节后的空气然后通至机抢(未示出)。 如果在主调节阀16或在臭氧转化器24处发生故障，则质量空气流量被不 期望地中断或者至少收基本上减少。所产生的压力下降首先会导致空气调 节单元32失灵。借助于对适当的测量值的评估或者自动地通过旁通阀34 的相应构造〗吏得旁通阀打开，由此恢复了引气源12与空气调节单元32之 间的直接连接。如果必要的话，必须将用于使独立的冗余空气调节系统段 分开的双向进给阀68打开。另外，如果从两个单元所能够得到的引气过少 或几乎没有，则通过打开辅助涡轮机止回阀18可以直接4吏用APU引气。 在该实施方式中，考虑到由此能够避免由于积^抢中的压力损失而必需釆取 的紧急下降，所发生的对臭氧转化器24的旁通可以祐j人为是较为不重要 的，尤其在飞行高度低于31,000英尺(10,121米)时没有关于枳i抢中相关 臭氧浓度的官方声明的数字。作为对臭氧转化器24旁通的替代，旁通管路 还可以以如下方式延伸即起始于臭氧转化器24的下游，其绕过主调节阀 16并终止在T管路段28中，然而由于可能非常狭窄的空间条件所以使得 上述方式较难实现。
图2示出了才艮据本发明的空气调节系统的第二优选实施方式的示意性 线路图。由于该替代实施方式的基本部分对应于第一实施方式，所以彼此 对应的部件以相同的附图标记示出。
下文中仅讨论不同的部分。在第二优选实施方式中，除了用于供应机 舱内部的空气系统，还图示出了另一系统，即冷却服务空气系统(CSAS) 66。经由引气管路42、 43、 44、 48、 51以及经由臭氧转化器46供应来自 引气源12的引气。此外，设置了具有旁通阀50的引气管路47，经由该引 气管路47使得冷却服务空气系统66的引气管路43、 44、 48能够连接至空 气调节单元32的引气管路、尤其是连接至T管路段28。
在如上所U生故障的情况下，切断冷却服务空气系统66并打开旁通 阀50。尽管管路22、 26发生堵塞，但是经由旁通管路44、 48、 51、 47可 以提供通向引气源12的引气。于是在发生故障的情况下能够使用第二空气 系统中已经存在的多数管路，并且仅需要增加旁通阀50和短的管路段47。 可以引导旁通空气通过冷却服务空气系统66中的臭氧转化器46，从而乘客在这方面不会再感受到任何不适。整体上讲，因为在打开旁通阀之后可 以再次操作空气调节单元，所以使得空气调节单元故障的缺陷分类从l降
至2。由此不会立即影响到飞行过程，因为切断的冷却服务空气系统66和 下游连接的燃料箱惰化系统设计成具有较低的可靠性。如果为了保证系统 的独立性而不考虑将CSAS系统用于旁通管路，则可以设置具有旁通阀的 旁通管路，该旁通管路起始于从臭氧转化器24下游延伸的管路26并终止 于主调节岡16的下游，例如终止于T管路段28中。于是，对有缺陷的主 调节阀16的旁通提供了进一步的结合以供应空气调节单元32。同时，空 气另外还可流过臭氧转化器24。
前面的说明中、附图中以及权利要求中公开的本发明的特征无论单独 或者任意结合对于本发明的实施都是基本的。
权利要求
1. 一种用于飞行器、尤其用于商用飞行器的空气调节系统(10)，包括引气源(12)，包括主阀(16)的引气管路(22-30)，以及空气调节单元(32)，其中，借助于所述主阀(16)能够控制从所述引气源(12)经由所述引气管路(22-30)传送至所述空气调节单元(32)的质量空气流量，其特征在于，在所述引气源(12)与所述空气调节单元(32)之间设置有旁通管路(36-50，58，60)，所述旁通管路包括旁通阀(34)并且旁通过所述引气管路的至少一部分(22-26，16)，所述旁通管路设计成使得其能够操作用来向所述空气调节单元供以充足的质量空气流量。
2. 根据权利要求1所述的空气调节系统，其特征在于，所述引气管路(22 - 30 )包括臭氧转化器(24)。
3. 根据权利要求1或2所述的空气调节系统，其特征在于，所述旁通阀(34， 50)的设计和构造不同于所述第一阀 (16)的i殳计和构造。
4. 根据前述权利要求中任一项所述的空气调节系统， 其特征在于，所述旁通阀(34， 50)包括緩冲控制器。
5. 根据前a利要求中任一项所述的空气调节系统， 其特征在于，所述旁通阀(34, 50)为开关阀。
6. 根据前a利要求中任一项所述的空气调节系统，其特征在于，所述旁通阀(34, 50)能够由所述空气调节系统(10) 的控制单元来控制。
7.根据前述权利要求中任一项所述的空气调节系统，其特征在于，所述旁通管路(42 - 50 )为至少部分独立于所述空气调 节系统(10)的第二空气系统的一部分。
8. 根据权利要求7所述的空气调节系统，其特征在于，所述第二空气系统为冷却Ji良务空气系统和/或燃料箱惰化 系统。
9. 根据前述权利要求中任一项所述的空气调节系统， 其特征在于，所述引气源(12)为辅助涡轮机(14)。
10. —种用于飞行器、尤其是商用飞行器的空气调节的方法，包括以 下步骤提供引气的质量流量；经由引气管路j吏引气的质量流量通至空气调节单元；在所述引气管路发生故障的情况下经由旁通管路使得足够用来供应 所述空气调节单元的引气的质量流量的至少一部分通至所述空气调节单 元。
全文摘要
一种用于飞行器、尤其是用于商用飞行器的空气调节系统(10)，具有引气源(12)、包括主阀(16)的引气管路(22-30)以及空气调节单元(32)，其中，借助于主阀(16)能够控制从引气源(12)通过引气管路(22-30)传送至空气调节单元(32)的质量空气流量。根据本发明，旁通管路(36-50，58，60)位于引气源(12)与空气调节单元(32)之间，所述旁通管路包括旁通阀(34)并且旁通过引气管路的至少一部分(22-26，16)。
文档编号B64D13/06GK101415606SQ200780012536
公开日2009年4月22日 申请日期2007年4月5日 优先权日2006年4月7日
发明者弗兰克·克利姆佩尔 申请人:空中客车德国有限公司