专利名称：包括分离的制冷循环的飞行器空气调节系统的制作方法
包括分离的制冷循环的飞行器空气调节系统相关申请的交叉引用本申请要求于2010年8月19日提交的德国专利申请No. 102010034830. 9以及于2010年8月19日提交的美国临时专利申请No. 61/375087的优选权，这些申请的公开内容通过参引并入本文中。
背景技术：
本发明涉及用于飞行器的空气调节系统、用于对飞行器进行空气调节的方法以及具有这种空气调节系统的飞行器。
背景技术：
飞行器中的空气调节系统通常供给有热压缩空气形式的引气，该引气从发动机的压缩机级取得或借助于由辅助燃气轮机(“APU”)驱动的压缩机获得。这种空气调节系统在例如DE19936641A1中是已知的。这种常规的空气调节系统为在高温度和压力等级下操作的系统。取得的引气具有200°C的温度等级并且通过相应的函道分配到飞行器中的所有的引气使用部分。目前的空气调节系统需要冲压空气(“ram air”)作为冷源。在地面上操作期间，风扇需要吸入空气以冷却系统。用于空气调节的引气通过该冲压空气以及引气的压缩、中间冷却和膨胀来进行冷却。空气调节单元通常容置在飞行器的腹部中的非增压舱中。因此，用于飞行器中的空气供给的函道系统——如果这样要求的话——必须跨越很长的距离进行安装。需要确保在函道系统的整个长度上，输送热引气的函道不会对所使用的材料造成不利影响。目前，由于大型的空气对空气的热交换器需要靠近系统的引气回路，因此通常将空气调节单元布置在飞行器的腹部中的非增压舱中，使得热能能够散发到环境中。然而，由于分成了增压区域和非增压区域以及相关联的增压的飞行器机身中的大的隆起，因此这种散热并不是有利的。由于给空气调节系统供给热的引气，因此空气调节系统还需要覆盖有热防护层以隔离和分离这些热的部件。如果空气调节单元布置在包含煤油蒸汽的区域中，还需要确保非增压舱(“UBV-Unpressurized Bay Ventilation”)的充分通风。舱室区域供给有由具有最低的要求温度等级的舱室区域限定的温度等级的空气。由于该空气为了其余舱室区域而被过度冷却，因此将热调节空气(“trim air”)供给到每个舱室以及驾驶舱区域，以使这些舱室区域中达到标称温度。除了不利的能量平衡之外，还需要考虑到的是，需要很谨惧地将用于热调节空气的函道结合到增压区域中，以防止对目前越来越频繁地在飞行器中使用的例如通过碳纤维强化的塑料之类的低耐热性材料的不利影响。
发明内容
本发明基于对上述方面中的至少一个进行改进的目的。该目的通过根据所附权利要求的用于飞行器的空气调节系统、用于对飞行器进行空气调节的方法以及具有这种空气调节系统的飞行器而实现。本发明的有利的更多的开发形成所附权利要求的目的。
用于飞行器的空气调节系统形式的本发明的一种实施方式基于相关的现有技术。该空气调节系统包括压缩空气支路，所述压缩空气支路用于输送外部供给的且增压的空气；冷却回路，所述冷却回路用于输送制冷剂并且延伸经过冲压空气函道；第一热交换器，所述第一热交换器用于所述压缩空气支路与所述冷却回路之间的热传递；压缩空气涡轮机，所述压缩空气涡轮机布置在所述压缩空气支路中；以及冷却回路压缩机，所述冷却回路压缩机布置在所述冷却回路中并且机械地联接到所述压缩空气涡轮机。由于这种设计，产生了用于客机的混合空气冷却系统，其中新鲜空气供给与另一冷却系统组合。由于分成了压缩空气支路和分离的冷却回路，因此该空气调节系统能够分成能够灵活地定位并且设置在在飞行器中不同位置处的多个模块，其中，冲压空气函道可以例如布置在飞行器的腹部中，并且具有用于冷却引气的热交换器的空气调节单元可以布置在飞行器的尾部中，或者涡轮机和压缩机单元可以从冲压空气冷却回路分出。因此，用于冷却热引气的热交换器可以尽可能地靠近发动机并且因此引气获取点定位，使得用于空气调节系统的空气供给的热引气函道的长度能够减小，在将发动机定位在尾部的飞行器中尤其如此，并且仅需要较短的靠近发动机的热引气函道。由于该实施方式需要较少的温度防护措施，因此当使用例如通过碳纤维强化的塑料的温度关键性材料时这是有利的。总之，系统的尺寸以及其重量可以通过较小的热交换器而减至最小程度。由于热函道缩短，空气调节系统内的热空气的传输可以减少，其中，这具有在200°c以下不再有可燃性的效果。由于定位系统的灵活性，热部件也可以远离燃料箱定位以减少例如热防护、绝热传感器系统或过热传感器系统等的安全措施。此外，由于较少的热部件存在于中央机翼油箱的下方，因此可以优化飞行器的非增压腹部区域的通风。可以理解另一优点在于，由于冷却回路压缩机可以通过从引气热力学地获得的能量进行驱动，即，冷却回路压缩机可以设计成使得其可以在不具有电动机或电力驱动装置的情况下进行驱动，因此冷却回路不是必须需要例如电机驱动的压缩机之类的重载电动单元。根据本发明的另一实施方式，空气调节系统包括第二热交换器，所述第二热交换器用于所述压缩空气支路与所述冷却回路之间的热传递。空气调节系统还包括冷却回路涡轮机，所述冷却回路涡轮机布置在所述冷却回路中并且以预期制冷剂流动方向为参照在所述第二热交换器的下游。该实施方式提供了这样的优点由于冷却回路涡轮机的结合以及发生在冷却回路涡轮机中的膨胀，因此可获得额外的机械能，其中，该额外的机械能可以用于驱动冷却回路压缩机。这导致了制冷剂在冷却回路压缩机中的更高效的压缩，使得制冷剂的温度可以增加到大约120°C。由于冲压空气函道中的环境空气与制冷剂之间的较大的温度差异，制冷剂在进入到布置在冲压空气函道中的冷凝器的入口处的该相对较高的温度对于充分的放热是有利的。该较大的温度差异的优点是比目前的冲压空气函道更小的冲压空气质量流足够用于冷却制冷剂。冲压空气的减少的消耗在地面上的操作期间是特别有利的，在地面上的操作期间空气流通过风扇引入。此外，制冷剂与空气之间的热量传递更为有效，使得冲压空气函道中的热交换器能够以更小的方式实现。由于冲压空气质量流减小，因此可以提高飞行器的Cw值。根据本发明的另一有利实施方式，设置有用于限制经过第一热交换器的制冷剂流量的控制装置。其优点是能够调节第一热交换器的出口处的压缩空气流的温度。压缩空气流具有取决于其温度的一定的湿度。因此，能够根据控制装置的调节从压缩空气支路的下游水分离器中的压缩空气流获取不同量的水，使得可以通过控制装置调节将供给到舱室的新鲜空气的湿度。根据本发明的另一实施方式，空气调节系统还设置有机械地联接到所述冷却回路压缩机的电力驱动装置。这样，在飞行器在地面上操作而发动机处于停止状态期间，冷却回路压缩机可以完全地或支持性地由电力驱动装置进行驱动。这扩大了空气调节系统的应用范围。根据本发明的另一实施方式，提出一种空气调节系统，该空气调节系统还包括具有若干并联联接的冷却回路支路的冷空气分配器，并且热交换器分别地布置在所述若干冷却回路支路中，其中，所述热交换器定位在分配给相应的冷却回路支路的空气流函道中，使得用于分别对飞行器的特定区域进行空气调节的空气流能够单独地进行调整或调节。由于这种设计，产生了混合空气冷却系统，其中新鲜空气供给和另一冷却系统与区域温度控制相结合。这进一步允许组合例如辅助性冷却系统(“supplemental cooling”)、空气分配系统、区域舱室温度控制以及航空电子设备冷却系统之类的系统。在当前使用的不具有在本申请中提出的蒸汽冷却回路的空气对空气的冷却系统中，还需要使引入到客舱中的引气适于具有最低要求温度的舱室区域，即，最热的舱室区域限定所需的冷却能力。然而，所提供的低温引气对其余较冷的舱室区域而言是过冷的，使得必须将额外的热调节空气(“trimair”)引入到这些其余的舱室区域，即以使得能够达到目标温度的量引入。舱室的分区冷却的优点能够通过该实施方式实现。因此，每个区域均能够单独地且直接地冷却到目标温度而不需要调节空气。在该实施方式中，冷却回路的分区冷却代替了调节空气系统。与目前的空气调节系统相比这种调节空气的排除了降低能量消耗。由于引气流不再需要调节成适于具有最大能量需求的舱室区域，使得引气压力可以降低并且需要较少的冲压空气，因而也减少了能量消耗。热调节空气函道变得没有必要，并且可以简化安装和使用较少的耐热材料。根据本发明的另一实施方式，空气调节系统还包括第一冷却回路部分，第一热交换器布置在该第一冷却回路部分中；以及第二冷却回路部分，第二热交换器和冷却回路涡轮机布置在该第二冷却回路部分中，其中，第一冷却回路部分和第二冷却回路部分并联连接。这提供了与冷却回路涡轮机的结合相关联的前述优点。根据另一优选实施方式，所述空气调节系统设计成使得以预期制冷剂流动方向为参照，在制冷剂储器的下游且在第一热交换器的上游，所述冷却回路中的制冷剂主要一优选超过90%——处于液体聚集状态。由于制冷剂与压缩空气的热传递使得能够以高度的效率实现冷却，因此这提高了系统的效率。根据另一优选实施方式，空气调节系统设置有用于热回收目的的第三热交换器，其中，所述第三热交换器的一个通道连接到以预期压缩空气流动方向为参照处于所述第一热交换器的上游的压缩空气支路，并且所述第三热交换器的一单独的通道连接到以预期压缩空气流动方向为参照处于所述压缩空气涡轮机的下游的压缩空气支路。该第三热交换器使得能够在压缩空气被引入到舱室中之前，再一次将压缩空气从例如在压缩空气涡轮机下游处的_17°C至_30°C这样的非常低的温度等级加热到对乘客而言舒适的等级。此外，能够通过这种方式防止在舱室空气出口上形成冰。根据另一实施方式，空气调节系统还设置有制冷剂储器，该制冷剂储器布置在冷却回路中并且用于储存制冷剂。这使得能够在冷却回路中使用液态制冷剂。此外，制冷剂储器充当用于补偿制冷剂的体积变化的补偿箱。根据另一实施方式，空气调节系统包括水分离器，该水分离器用于从压缩空气支路获取能够供给到冲压空气函道的水。这具有这样的优点当冲压空气函道中的水遇到冷凝器时，由于其较低的温度而能够吸收大量的热能，并且因此充分冷却冷却回路中的制冷剂。根据另一实施方式，空气调节系统包括单个的冲压空气函道，该单个的冲压空气函道包括两个冲压空气热交换器，所述两个冲压空气热交换器分别分配给不同的空气调节单元的冷却回路。如已经在上文提到的，本发明使得能够在冲压空气函道中安装具有较小尺寸的热交换器。使得所述两个冲压空气热交换器可以进行组合，其中，这由于尺寸的原因直到现在一直没有实现。此外，单个的冲压空气函道提供了能够使用单个共用的风扇代替不然则需要的使用两个风扇的优点。该风扇可以具有较大直径，需要较少的动力并且更经济。总之，通过各个上述实施方式以及上述实施方式的组合，空气调节系统的总重量可以减小。前述优点也可以通过根据本发明的用于对飞行器进行空气调节的方法和具有这种空气调节系统的飞行器而实现。根据一种实施方式，本发明提出了一种飞行器，其中，所述空气调节系统容置在飞行器中，使得货物和/或乘客舱室区域位于所述冲压空气函道与包含所述第一热交换器的空气调节单元之间。这提供了前述模块化设计以及相关联的灵活地定位空气调节系统的选择的优点。下面参照附图描述本发明的优选的示例性实施方式。
图1示出了用于飞行器的空气调节系统的设计原理图；以及图2示出了冗余设计的整体系统形式的空气调节系统的原理图。
具体实施例方式本发明的其它特征、优点和可能的应用从以下对优选的示例性实施方式以及附图的详细描述得到。在这方面，所有描述的和/或图示的特性单独地以及以任意组合的方式——即，不管其具体请求保护的组合或这些权利要求对其它权利要求的引用关系如何一形成了本发明的多个方面。在附图中，相同或相似的元件还由相同的附图标记表示。例如“上游”、“下游”、“前面的”或“后面的”的说明分别是指在相应的压缩空气支路、制冷剂回路或冲压空气函道中的预期的流体流动方向。图1示出了用于飞行器的空气调节系统的设计原理图。在该图示中，这些飞行器由具有增压舱室2和发动机3的飞机I代表。出于冗余的目的，在飞机I的参照飞行方向处于舱室后方的尾段4中设置有两个空气调节单元5，其中，这些空气调节单元中的一个在图1中以虚线描绘并且在下文中更详细地描述。非增压舱(“UBV”)设置在飞行器的腹部——即，两个机翼之间的机身的中央地板下区域——中的舱6中，其中，该非增压舱在图1中由虚线7框出。空气调节系统包括压缩空气支路8和与压缩空气支路气密性地分离的冷却回路9，其中，压缩空气支路和冷却回路由管路系统组成，在管路系统中设置有下面所描述的元件。压缩空气支路8的入口 10可以被供给压缩空气，优选地为能够常规地从发动机3或未示出的辅助动力单元(“APU”)取得的引气。经调节的新鲜空气可以从压缩空气支路8的出口 11获取。用于热回收目的的第三热交换器12、依照权利要求的第二热交换器形式的蒸发器13以及依照权利要求的第一热交换器形式的蒸发器14以压缩空气的预期流动方向为参照沿压缩空气支路8串联连接。使得能够控制压缩空气的体积流量的流量控制阀15置于这三个串联的热交换器12、13、14之前。蒸发器14后面跟着水分离器16，该水分离器16使得能够从压缩空气支路8中获取水17，并且将这些水输送到冲压空气函道18。压缩空气涡轮机19在压缩空气支路8中设置在更远的下游，即，在水分离器16之后。在延伸经过压缩空气涡轮19之后，压缩空气支路8通到热交换器12中，但此时经过与前述热交换器12的上游通道气密性地分离的通道。在下面的描述中，将热交换器12的两个分离的支路区分为上游通道和下游通道。在离开热交换器12的下游通道之后，压缩空气支路8延续至出口
11。连接到流量控制阀15的出口侧的旁通线路20将流量控制阀15的出口侧直接连接到出口 11并且由此绕过压缩空气支路8的其余的上述部件。该旁通线路20包含温度控制阀21，该温度控制阀21有助于对经调节的新鲜舱室空气的温度进行控制。温度控制阀21打开的越大，越多的热压缩空气绕过冷却部件热交换器12、蒸发器13、蒸发器14和压缩空气涡轮机19并因此加热经调节的新鲜空气。封闭的冷却回路9与该压缩空气支路8气密性地分离。该冷却回路9设置有制冷剂储器22，制冷剂可以以液体聚集状态存储在该制冷剂储器22中。冷却回路在制冷剂储器22的下游分成两个并行的冷却回路部分。冷却阀23设置在这些冷却回路部分中的第一冷却回路部分中。该冷却阀23后面有限流器24。在限流器24的下游，该冷却回路部分延伸经过蒸发器14，即延伸到蒸发器14的与蒸发器14的压缩空气通道气密性分离的冷却回路通道中。在蒸发器14的冷却回路通道的出口侧上，冷却回路9经过冷却回路压缩机25。前述并行的冷却回路部分中的第二冷却回路部分平行于该所述的包含冷却阀23、限流器24和蒸发器14的冷却回路部分延伸。该第二冷却回路部分在冷却阀23的入口侧分支并且延伸经过蒸发器13的与蒸发器13的压缩空气通道气密性地分离的冷却回路通道。在蒸发器13的出口侧，冷却回路9延续到冷却回路涡轮机26，冷却回路涡轮机26的出口连接到冷却回路压缩机25的入口，使得两个并行的冷却回路部分在该位置处联合。冷却回路涡轮机26、冷却回路压缩机25和压缩空气涡轮机19通过共用传动轴27彼此机械地联接。临时能够单独地或辅助性地驱动传动轴27进而冷却回路压缩机25的例如电动机的电力驱动装置可以另外地联接到该共用传动轴27。在冷却回路压缩机25的出口侧，冷却回路9延续到设置在冲压空气函道18中的冷凝器29或一般而言的热交换器。冲压空气函道18为飞行器的腹部中的空气函道，该空气函道开始于飞行器机身的外侧轮廓，然后向内延伸并且最后在参照飞行器的纵向方向处于更靠近后部的位置处再次向外延伸。飞行时产生的气流使冷凝器29冷却，使得热能能够传递到在该位置处围绕飞行器流动的空气中。水喷射器30在冷凝器29的上游布置在冲压空气函道18中，并且使得能够将来自水分离器16的水17喷射到冲压空气函道18中，使得水17被气流携带并且遭遇冷凝器29。风扇31在冷凝器29的下游设置在冲压空气函道18中以便产生附加流动或当飞机I停在地面上时产生流动。在冷凝器29的出口侧，冷凝器29连接到制冷剂储器22。作为对通过冷凝器29将热能传递到在飞行器周围流动的空气中的替代或附加，该热能(压缩空气热，以及在下面描述的根据图2的示例性实施方式中的舱室热)还可以用于需要热能的飞行器系统。例如，热能可以全部地或部分地用于加热饮用水或一般地用于升高热能载体的焓。为此，可以在冷却回路9中以与冷凝器29串联——优选地在冷凝器29的上游或下游——的方式设置附加的冷凝器。其中，该附加的冷凝器布置在传输自身待加热的介质或加热待加热的介质的空气流的函道中。在另一可想到的示例性实施方式中，冲压空气函道18被完全取消，并且热能专门在飞机I中用来升高热能载体的焓。入口 101处具有大约200°C的温度的非常热的压缩空气流流经已经在上面提到的能够控制体积流量的流量控制阀15，然后按顺序经过热交换器12的压缩空气通道、蒸发器13的压缩空气通道以及蒸发器14的压缩空气通道，使得压缩空气流以这样的方式被这三个部件冷却:压缩空气流在蒸发器14的出口侧具有例如15°C的非常低的温度。该大幅冷却的压缩空气流包含冷凝的水，该冷凝的水能够通过水分离器16输送到水喷射器30，并且由于其较低的温度，当其遭遇冷凝器29时吸收大量的热能以支持冷却回路9中的制冷剂的冷却。在水分离器16的下游，冷却的压缩空气流遭遇压缩空气涡轮机19并且在压缩空气涡轮机19中膨胀。这产生了用于通过共用传动轴27驱动冷却回路压缩机25的机械功，并且还导致压缩空气流的进一步冷却。在压缩空气涡轮机19的下游，压缩空气支路8中的压缩空气被另外地输送到热交换器12，在热交换器12中，S卩，在热交换器12的下游通道中，大幅冷却的压缩空气遇到流动通过热交换器12的上游通道的非常热的压缩空气。这使离开热交换器12的下游通道的压缩空气被加热并且使流动通过热交换器12的上游通道的压缩空气被冷却。在出口 11处离开热交换器12的下游通道之后，经调节的新鲜舱室空气最终被引入到飞机I的增压舱室中并且用于进行空气调节的目的。在冷却回路9中，制冷剂储器22中的制冷剂初始地为液体聚集状态并且具有例如30°C至35°C的温度。从制冷剂储器22开始，制冷剂一方面分支至冷却阀23，另一方面分支至蒸发器13的冷却回路通道的入口侧。流动通过蒸发器14的冷却回路通道的制冷剂的体积流量可以通过冷却阀23以及设置在冷却阀23下游的限流器24进行控制。这使经过蒸发器13的制冷剂具有比流过蒸发器14的制冷剂高的压力。制冷剂在经过蒸发器13和14的同时蒸发，并且因此在蒸发器13和14的出口处处于气体的聚集状态且具有较高温度。离开蒸发器14的制冷剂蒸气在冷却回路压缩机25中被压缩并且因此另外地变热。压缩用的功大部分通过压缩空气涡轮机19产生，S卩，通过在压缩空气支路8中的压缩空气的膨胀而产生。离开蒸发器13的制冷剂蒸气遭遇冷却回路涡轮机26并且在该冷却回路涡轮机26中膨胀，使得一方面该制冷剂蒸气得到冷却，而另一方面释放出机械功，其中，该机械功被用于通过共用传动轴27驱动冷却回路压缩机25，并且因此支持压缩空气涡轮机19驱动冷却回路压缩机25。离开冷却回路压缩机25的制冷剂蒸气被大幅冷却并且在冷凝器29中冷凝，使得其在冷凝器29的出口侧再一次处于液体聚集状态。该液态制冷剂返回到制冷剂储器22中，然后再一次能够用来冷却压缩空气流。图2示出了空气调节系统的原理图，其中，出于冗余的目的，设置两个空气调节单元32和33以及由两个冲压空气函道半部组成的冲压空气函道34。与图1相比，在图2中额外地设置有由虚线框出的冷空气歧管35。该冷空气歧管(“cold air manifold”)在飞机I中布置在尾部4正前方的地板下区域36中(参见图1)。关于其设计和功能，空气调节单元32基本上与结合图1描述的空气调节单元5相对应，因而对空气调节单元5的描述同样全部适用于空气调节单元32。除了图1中所示出的之外，在图2中还示出了冷却阀23与温度控制阀21之间的控制链，即，线路37形式的控制链，该线路37表明对温度控制阀21的控制以及对冷却阀23的控制取决于在压缩空气流的出口 11处的至少一个过程变量38。换句话说，温度控制阀21和冷却阀23至少部分地根据经调节的新鲜舱室空气的状态受控制。在实际应用中，出于冗余的目的设置优选具有相同设计的两个空气调节单元。然而，关于这一点，对空气调节单元的可选改型进行描述。除了空气调节单元32的设计之外，空气调节单元33还具有用于热回收目的的另一热交换器39。其中，该附加热交换器的一个通道布置在水分离器16与压缩空气涡轮机19之间的压缩空气支路8中，而该附加热交换器的与上述通道气密性地分离的通道平行于热交换器12的上游通道延伸。流量控制阀40布置在热交换器39的较后提到的通道的上游或下游，以调节至相应的热交换器12和39的体积流量的分配比。热交换器39提供了额外的控制选择以实现更优化的空气调节过程。在图2中，冲压空气函道34基本上由两个以镜面对称方式实现并且分别与图1中的空气函道18的设计对应的冲压空气函道半部组成。空气调节系统的模块化设计以及单独地定位冲压空气函道34和空气调节单元32、33的相关联的选择使得能够将冗余的空气函道半部组合成一个普通的冲压空气函道34。替代包括以镜面对称方式实现并且分别与图1中的空气函道18的设计相对应的两个冲压空气函道半部的设计，也可以取代两个风扇31而仅使用单个共用的风扇。该风扇可以具有较大的直径，而且会需要较少的动力并且更为经济。冷空气歧管35并联地连接到冷凝器29的出口侧和冷却回路压缩机25的入口侧。因此来自冷凝器29的出口的两条冗余线路通到冷空气歧管35，其中，这两条支路中的每个均开始设置有节流阀41，该节流阀41使得能够与将输送到蒸发器13和14的体积流量相关地对将引入到冷空气歧管35中的体积流量进行调节。供给线路在两个节流阀41的下游联合并且遇到关闭阀42，与空气调节单元32和33并联连接的冷空气歧管35能够通过该关闭阀42排除在空气调节过程之外。入口储器43设置在关闭阀42的下游并且使得能够将制冷剂的气态和液态组分彼此分离。在入口储器43之后，制冷剂流被分成全部设计相同的平行的支路。这些支路中的每个均用于冷却不同系统和/或不同舱室区域。在入口侧，这些支路中的每个均设置有能够控制体积流量的流量控制阀44。该流量控制阀后面设有热交换器45，热交换器45冷却空气流函道47中的空气流46。空气流46可以输送到不同的系统，例如温度控制系统(“TCS-Temperature Control System”)、再循环空气冷却系统(“RC-Recirculation Air Controlling”)、辅助冷却系统(“SCS-Supplemental CoolingSystem”)、航空电子设备冷却系统(“AVCS-Avionics Cooling System”)或用于产生惰性气体的冷却系统(“CSAS-Conditioned Service Air Supply”)。空气流46可以包括例如从特定舱室区域获取的并在经过热交换器45之后被再一次引入到相应的舱室区域中的再循环空气。因此，制冷剂不仅仅是用于冷却压缩空气(优选地为引气)的能量载体，而且还是用于能够通过再循环空气从舱室获取的舱室热的能量载体。水分离器48相应地设置在空气流函道47中且以空气流动方向为参照设置在热交换器45的下游，其中，该水分离器从空气流中提取水分，并且将这些水供给到集水器49。从该集水器49开始，水50借助于泵51通过线路被传送到布置在冲压空气函道34中的水喷射器30。在出口侧，制冷剂支路中的热交换器彼此连接并且通向出口储器52，在该出口储器52中实现将制冷剂分成气态组分和液态组分。出口储器52的出口侧分成两个支路，其中，一个支路通向空气调节单元32的冷却回路压缩机25的入口侧，而另一支路通向空气调节单元33的冷却回路压缩机25的入口侧。空气调节单元32的冷却回路9和空气调节单元33的冷却回路9通过补偿线路53彼此连接，使得制冷剂能够在这些冷却回路之间交换。如果这些空气调节单元32、33中的一个在出现缺陷或故障的情况下需要关掉，相应的空气调节单元32、33的分离可以通过关闭阀54-58实现。如果空气调节单元32应当从制冷过程中排除，则将关闭阀54、55和57关闭。为了分离空气调节单元33需要将关闭阀54、56和58关闭。换句话说，该空气调节系统的设计和功能可以描述如下。空气调节系统被分成空气回路和蒸汽回路。在空气回路中，空气对空气的热交换器出于热回收目的冷却增压引气。空气在第一级蒸发器和第二级蒸发器中被冷却。在第二级蒸发器的下游，空气在为蒸汽回路过程提供技术性动力的空气涡轮机中膨胀。在蒸汽回路过程中，压缩机吸入制冷剂蒸汽并且增大制冷剂蒸汽的压力等级。增压的蒸汽被输送至布置在冲压空气函道中的冷凝器，其中，冲压空气函道又容置在飞行器的腹部整流罩中。冷凝器将热能传递到通过冲压空气函道引入的冲压空气。在地面上操作期间，空气通过电动风扇经由冲压空气函道引入。液态制冷剂被输送到位于冷凝器的下游的储器中。设置有冷却阀以控制至限流器的液态制冷剂的质量流，以便调节后面的第二级蒸发器的冷却能力。液体在第二级蒸发器中蒸发，然后被蒸汽回路压缩机吸入。第二级蒸发器在10°c以上的温度下操作，使得与常规的蒸汽回路过程不同的是，在地面条件和与之相关联的加热过程期间没有冰形成，并且足量的自由水在涡轮机的上游分离出。液态制冷剂还被输送到第一级压缩机，在第一级压缩机中液体蒸发并且随后在蒸汽回路涡轮机中膨胀。由蒸汽回路涡轮机产生的技术性动力用于提高蒸汽回路压缩机的效率。空气调节系统可以分成两个部分。由引气驱动的空气回路过程安装在发动机附近以避免长的和热的引气函道。与空气冷却过程相关的热传递装置定位在飞行器的能够达到最高冲压空气压力的位置处。根据本发明的空气调节系统也能够与其它飞行器系统进行组合。由于一体的空气回路过程，因此混合系统可以借助于例如单独的安全阀单元与辅助冷却系统(厨房冷却)共用冷却能力，以便冷却制冷剂。此外，该系统可以充当用于产生惰性气体的冷却系统(“Conditioned Service Air Supply”)，以便产生将引入到燃料箱内的惰性气体。这导致了用于产生惰性气体的冷却系统的部件(CSAS部件)的减少。作为补充，应当注意到，参照上述更多的开发中的一个描述的特性或步骤也可以与其它上述更多的开发的其它特性或步骤进行组合来使用。权利要求中的附图标记不应当以限制性意义来解释。附图标记列表I飞行器，优选地为飞机2增加舱室3发动机4 尾部
5空气调节单元6飞行器腹部中的舱7 非增压舱(“UBV-Unpressurized Bay Ventilation，，)8压缩空气支路9冷却回路10压缩空气入口11压缩空气出口12用于热回收目的的第三热交换器13第二热交换器，优选地为蒸发器14第一热交换器，优选地为蒸发器15流量控制阀16水分离器17 水18冲压空气函道19压缩空气涡轮机20旁通线路21温度控制阀22制冷剂储器23冷却阀24限流器25冷却回路压缩机26冷却回路涡轮机27传动轴28电力驱动装置29冲压空气函道热交换器，优选地为冷凝器30水喷射器31 风扇32空气调节单元33空气调节单元34冲压空气函道35冷空气歧管36地板下区域37控制链38过程变量39热交换器40流量控制阀41节流阀42关闭阀43入口储器
44流量控制阀45热交换器46空气流47空气流函道48水分离器49集水器50 水51 泵52出口储器53补偿线路54关闭阀55关闭阀56关闭阀57关闭阀58关闭阀
权利要求
1.一种用于飞行器(I)的空气调节系统，包括: 压缩空气支路(8)，所述压缩空气支路(8)用于输送外部供给的且增压的空气； 冷却回路(9)，所述冷却回路(9)用于输送制冷剂并且延伸经过冲压空气函道(18、34)； 第一热交换器(14)，所述第一热交换器(14)用于所述压缩空气支路(8)与所述冷却回路(9)之间的热传递； 压缩空气涡轮机(19)，所述压缩空气涡轮机(19)布置在所述压缩空气支路(8)中；以及 冷却回路压缩机(25)，所述冷却回路压缩机(25)布置在所述冷却回路(9)中并且机械地联接到所述压缩空气涡轮机(19)。
2.根据权利要求1所述的空气调节系统，还包括: 第二热交换器(13)，所述第二热交换器(13)用于所述压缩空气支路(8)与所述冷却回路(9)之间的热传递；以及 冷却回路涡轮机(26)，所述冷却回路涡轮机(26)布置在所述冷却回路中并且以预期制冷剂流动方向为参照在所述第二热交换器的下游。
3.根据前述权利要求 中的任一项所述的空气调节系统，还包括: 控制装置(23、24)，所述控制装置(23、24)用于限制通过所述第一热交换器(14)的制冷剂流量。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统，还包括: 电力驱动装置(28)，所述电力驱动装置(28)机械地联接到所述冷却回路压缩机(25)。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统，还包括: 冷空气歧管(35)，所述冷空气歧管(35)具有若干彼此并联连接的冷却回路支路，其中，所述冷却回路支路中分别布置有热交换器(45)，并且所述热交换器(45)定位在分配给相应冷却回路支路的空气流函道(47)中，使得用于分别对所述飞行器的特定区域和/或对飞行器系统进行空气调节的空气流(46)能够单独地进行调节。
6.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统，还包括: 第一冷却回路部分，所述第一热交换器(14)布置在所述第一冷却回路部分中；以及第二冷却回路部分，所述第二热交换器(13)和所述冷却回路涡轮机(26)布置在所述第二冷却回路部分中， 其中，所述第一冷却回路部分和所述第二冷却回路部分彼此并联连接。
7.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统，其中，所述空气调节系统设计成使得以预期制冷剂流动方向为参照，在所述第一热交换器(14)的上游，所述冷却回路(9)中的制冷剂主要处于液体聚集状态。
8.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统，还包括: 第三热交换器(12)，所述第三热交换器(12)的一个通道连接到以预期压缩空气流动方向为参照处于所述第一热交换器(14)的上游的压缩空气支路(8)，并且所述第三热交换器(12)的一单独的通道连接到以预期压缩空气流动方向为参照处于所述压缩空气涡轮机(19)的下游的压缩空气支路。
9.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统，还包括:制冷剂储器(22 )，所述制冷剂储器(22 )布置在所述冷却回路(9 )中并且用于储存制冷剂。
10.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统，还包括: 水分离器(16)，所述水分离器(16)用于从所述压缩空气支路(8)获取水(17)，所述水(17)能够被供给到所述冲压空气函道(18、34)。
11.根据前述权利要求中的任一项所述的空气调节系统，还包括: 单个的冲压空气函道(34)，所述单个的冲压空气函道(34)包括两个冲压空气热交换器(29)，所述两个冲压空气热交换器(29)分别分配给不同的空气调节单元(32、33)的冷却回路(9)。
12.一种用于对飞行器进行空气调节的方法，包括以下步骤: 供给并且增压外部空气，以及在压缩空气支路(8)中输送该增压的空气； 在冲压空气函道(18、34)中对冷却回路(9)中输送的制冷剂进行冷却； 通过热交换器(14)在所述压缩空气支路(8)与所述冷却回路(9)之间进行热传递； 在布置于所述压缩空气支路(8)中的压缩空气涡轮机(19)中使空气膨胀；以及 通过所述压缩空气涡轮机(19)驱动布置在所述冷却回路(9)中的冷却回路压缩机(25)。
13.根据权利要求12所述的方法，还包括以下步骤: 通过第二热交换器(13)在所述压缩空气支路(8)与所述冷却回路(9)之间进行热交换；以及 通过冷却回路涡轮机(26 )驱动所述冷却回路压缩机(25 )，所述冷却回路涡轮机(26 )布置在所述冷却回路中并且以预期制冷剂流动方向为参照布置在所述第二热交换器的下游。
14.一种具有根据权利要求1至11中任一项所述的空气调节系统的飞行器。
15.根据权利要求14所述的飞行器，其中，所述空气调节系统容置在所述飞行器中，使得货物和/或乘客舱室区域位于所述冲压空气函道(18、34)与包含所述第一热交换器(14)的空气调节单元(5、32、33)之间。
全文摘要
本发明涉及一种用于飞行器的空气调节系统。该空气调节系统包括用于输送外部供给的且加压的空气、优选为引气的压缩空气支路。此外，设置有用于输送优选为液态制冷剂的冷却回路(9)，该冷却回路(9)延伸经过冲压空气函道(18、34)。该系统还包括用于压缩空气支路(8)与冷却回路(9)之间的热传递的第一热交换器(14)；布置在压缩空气支路(8)中的压缩空气涡轮机(19)；布置在冷却回路(9)中并且机械地联接到压缩空气涡轮机(19)的冷却回路压缩机(25)。可理解本发明的一个优点在于由于压缩空气支路与冷却回路的分离，该系统可以具有模块化设计并且可以定位在飞行器中的优选的位置处。这样，能够缩短热压缩空气函道的长度。本发明还涉及用于对飞行器进行空气调节的方法以及具有这种空气调节系统的飞行器。
文档编号B64D13/08GK103079956SQ201180040204
公开日2013年5月1日 申请日期2011年8月17日 优先权日2010年8月19日
发明者弗兰克·克利姆佩尔, 斯特凡-安东·施米特, 延斯·拜尔 申请人:空中客车德国运营有限责任公司