飞机环境控制系统的制作方法

本发明的实施方案涉及飞机环境控制系统，并且更具体来说，涉及飞机环境控制系统的燃气涡轮发动机压缩机空气供应。

背景技术：

在典型燃气涡轮发动机中，压缩机压缩空气并将所述空气沿主流动路径传递至燃烧室，在所述燃烧室中，所述空气与燃料混合并燃烧。燃烧混合物膨胀并被传递至涡轮，所述涡轮由于经过的燃烧混合物被迫旋转。当在飞机上使用时，此系统的主要目的是用来为飞机提供推进力。

在一些燃气涡轮发动机中，通过压缩机压缩的空气中的一部分从主流动路径转向至排出空气系统的排出进口。这个被压缩的排出空气可用于多种目的，如用以除去机翼上的冰或用以将加压空气提供至飞机的机舱。因为排出空气往往处于非所需高温处，所以热交换器用来冷却排出空气。排掉和冷却压缩空气通常不生成推力，因而降低压缩机和整个燃气涡轮发动机的效率。此外，热交换器占据相对大量的空间，并且可增加排出空气系统总重量。被压缩的排出空气的压力越高，对于燃气涡轮发动机的效率负债越大。

技术实现要素：

根据本发明的另一个实施方案，提供一种环境控制系统(ECS)包，所述环境控制系统包包括初级热交换器和次级热交换器。空气循环机布置为与初级热交换器和次级热交换器中的至少一个流体连通。空气循环机包括压缩机和多个涡轮。排放的机舱空气被供应至多个涡轮中的至少一个，以操作压缩机。

根据本发明的另一个实施方案，提供一种环境控制系统(ECS)，所述环境控制系统包括至少一个ECS包以在将排出空气提供至飞机的机舱之前调节排出空气。至少一个ECS包包括初级热交换器和次级热交换器。空气循环机具有布置为与初级热交换器和次级热交换器中的至少一个流体连通的压缩机和多个涡轮。ECS包被配置来在多个操作模式中操作。基于飞机的飞行状态和供应至至少一个ECS包的排出空气的压力来选择至少一个ECS包的操作模式。

附图说明

被认为是本发明的主题在说明书完结处的权利要求书中特别地指出和明确地要求保护。本发明的前述和其他特征以及优点从结合附图的以下详述显而易见，在附图中：

图1是飞机的燃气涡轮发动机的横截面视图；

图2是在短舱组件内的燃气涡轮发动机的另一横截面视图；

图3是飞机的飞行剖面的实例的示意图；

图4是飞机的环境控制系统(ECS)的ECS包的示意图；

图5是飞机的环境控制系统(ECS)的另一ECS包的示意图；

图6是根据本公开的实施方案的在高压模式中操作的图6的ECS包的示意图；

图7是根据本公开的实施方案的在再循环冷却模式中操作的图6的ECS包的示意图；以及

图8是根据本公开的实施方案的在增压模式中操作的图6的ECS包的示意图。

详细描述参考附图通过实例的方式来解释本发明的实施方案以及优点和特征。

具体实施方式

现参考图1和图2，示意性例示被配置以用于在飞机中使用的燃气涡轮发动机20的实例。本文中公开的燃气涡轮发动机20为两线轴涡轮风扇，所述双轴涡轮风扇通常并入风扇部分22、压缩机部分24、燃烧室部分26和涡轮部分28。除了其他系统或特征，替代性发动机可包括增强器部分(未示出)。风扇部分22沿旁通流路径驱动空气，而压缩机部分24沿核心流路径驱动空气以用于压缩和传送至燃烧室部分26中以及随后通过涡轮部分28膨胀。尽管在所公开的非限制性实施方案中被描绘为涡轮风扇燃气涡轮发动机20，但应理解，本文所描述的概念并不限制于与涡轮风扇一起使用，因为教导可应用于例如像三线轴体系结构的其他类型的涡轮发动机。

发动机20通常包括低线轴30和高线轴32，所述低线轴和高线轴被安装以用于通过若干轴承系统38相对于发动机静态结构36绕着发动机中心纵向轴A旋转。应理解，可替代地或另外地提供在各种位置处的各种轴承系统38。

低线轴30通常包括内轴杆40，所述内轴杆互连风扇42、低压压缩机44和低压涡轮46。内轴杆40可直接地或通过齿轮体系结构48连接至风扇42，以便以与低线轴30不同的通常较低速度驱动风扇42。高线轴32包括外轴杆50，所述外轴杆互连高压压缩机52和高压涡轮54。燃烧室56被布置在高压压缩机52与高压涡轮54之间。内轴杆40和外轴杆50是同心的并绕着发动机中心纵向轴A旋转，所述发动机中心纵向轴与所述内轴杆和所述外轴杆的纵向轴共线。

核心气流通过低压压缩机44压缩，然后通过高压压缩机52压缩，在燃烧室56中与燃料混合并燃烧，然后通过高压涡轮56和低压涡轮46膨胀。涡轮54、46回应于膨胀而旋转地驱动相应的低线轴30和高线轴32。

参考图2，燃气涡轮发动机20安装至发动机短舱组件62内的发动机吊架结构60，这是针对亚音速操作设计的飞机的典型。短舱组件62通常包括核心短舱64和风扇短舱66。应了解，核心短舱64和风扇短舱66可具有各种构造。

现参考图3，例示在飞机的典型飞行期间出现的各种飞行条件的实例。在起飞时，飞机开始爬升直至到达对于大型商用飞机通常在35000与43000英尺之间的所需巡航高度为止。当准备着陆时，在飞行所需距离之后，飞机进入下降，其中发动机20中的一个或多个空转。在一些情况下，如如果在机场发生过多的进入和离开交通量，飞机可在巡航高度以下的某高度处进入持恒状态。

现参考图4至图8，更详细地例示飞机的环境控制系统(ECS)的部分100。ECS可包括任何数目的ECS包100，所述ECS包被配置来将调节过的空气供应至飞机的各种热负荷。ECS包100包括被配置来接收冷冲压空气流的初级热交换器102和次级热交换器104。空气循环机(ACM)106被布置为不仅与初级热交换器102和次级热交换器104流体连通，而且与机舱108流体连通，以从所述机舱接收再循环空气(R)流。在一个实施方案中，ACM 106具有位于与风扇120的公共轴杆118上的压缩机110和三个不同涡轮112、114、116。由冷凝热交换器124和水提取器126组成的水分离器122流体地联接至空气循环机106的涡轮112、114、116中的至少一个。

在图5中所例示的非限制性实施方案中，ECS包100包括第二轴杆130，所述第二轴杆包括布置为与初级热交换器102和次级热交换器104中的至少一个流体连通的涡轮132。在这类实施方案中，风扇120安装至第二轴杆130。因此，来自发动机或APU的空气可膨胀两倍。通过在ECS包100中包括第二轴杆130，可实现ACM、涡轮、压缩机和风扇的较大最优化。

如各图中的每一个中所示，提供至ECS包100的空气从燃气涡轮发动机20或辅助动力单元80排出。被配置来将空气从燃气涡轮发动机20供应至ECS包100的压缩机排出空气供应系统200包括预冷器202，所述预冷器例如像与冷却空气源流体连通的空气-空气热交换器，所述预冷器可用来在压缩机排出空气被提供至ECS包100之前冷却压缩机排出空气。此外，压缩机排出空气供应系统200包括被配置来从发动机20的各种部分排出空气的高压端口204和中压端口206以及低压端口208。中压端口206被配置来从发动机20中具有通常大于低压端口208处的空气并低于高压端口204处的空气的一部分排出空气。因此，高压端口204处的排出空气的温度最暖，低压端口208处的排出空气的温度最冷，并且中间端口206处的排出空气的温度通常介于低压端口处的温度与高压端口处的温度之间。

ECS还包括控制器(未示出)，所述控制器可操作地联接至压缩机排出系统200和APU 80两者，以控制提供至ECS包100的空气B源。在一个实施方案中，控制器另外被配置来基于飞机的飞行状态(图3)和提供至ECS包100的空气(B)的压力来在多个操作模式之一中操作ECS包100。ECS包100的操作模式的实例包括高压模式、再循环冷却模式和增压模式。当提供至ECS包100的空气B的压力足以驱动ACM 106时或当机舱108的温度需求需要高压模式时，ECS包100可被配置来在高压模式中操作。例如，当飞机飞行状态为地面空转、滑行、起飞、爬升、下降或持恒时，ECS包100可被配置来在高压模式中操作。替代地或另外，当飞机处于极端温度、高高度巡航状态下时，ECS包100中的一个或多个可被配置来在高压模式中操作。

ECS包100可在以下情况下被配置来在再循环冷却模式中操作：当飞机处于例如像30,000英尺以上的巡航状态的飞行状态中时，其中从发动机20或APU 80提供至ECS包100的空气B的压力高于机舱压力近似1psi至3psi。类似地，ECS包100可在以下情况下被配置来在增压模式中操作：当飞机处于例如像30,000英尺以上的巡航状态的飞行状态下时，其中从发动机20或APU 80提供至ECS包100的空气B的压力达到低于机舱108的压力约2.5psi。

在高压模式中，如图6中所示，从发动机20或APU 80抽出的热高压排出空气B被供应至初级热交换器102，其中所述热高压排出空气通过冲压空气冷却。暖空气随后进入ACM 106的第一涡轮112，其中所述暖空气通过提取功过程冷却。空气从第一涡轮112提供至水分离器122，其中将湿气中的至少一部分从空气移除。在水分离器122的出口处，排出空气B与从机舱108排放的一些再循环空气R混合。再循环空气R在与排出空气B混合之前通过空气循环机106的压缩机110加压并且通过次级热交换器104冷却，从而减少空气混合物内的湿气。混合空气随后进入ACM 106的第二涡轮114，其中所述混合空气再次通过提取功过程冷却。从第二涡轮114排放的冷空气随后在作为调节过的空气被供应至机舱108和驾驶舱(未示出)之前于水提取器122的一部分中加热。

现参考图7，更详细地例示在再循环冷却模式中的ECS包100的操作。从机舱108排放的再循环空气R供应至ACM 106的压缩机110，其中所述再循环空气被加压和加热。热机舱空气随后被提供至次级热交换器104，其中所述热机舱空气通过与冷冲压空气的热传递关系冷却。在次级热交换器104下游，冷却的机舱空气R与从发动机20或APU 80供应并且通过初级热交换器102冷却的空气B混合。空气混合物随后被配置来绕过ACM 106的涡轮和水分离器122，并且作为调节过的空气直接供应回到机舱108和驾驶舱。当ECS包100在这个再循环冷却模式中操作时，机舱排放空气R的一部分另外提供至ACM 106的涡轮116。提供至涡轮116的机舱空气用来加压再循环空气。从涡轮116中的机舱排放空气提取的功以压缩机110需要的速度操作ACM 106，以充分地增加所述压缩机中的机舱再循环空气R的压力，以使得所述机舱再循环空气可流过次级热交换器104并且流进机舱108中。

当ECS包100在增压模式中操作时，如图8中所示，来自发动机20或APU 80的空气B进入ACM 106的压缩机110，其中所述空气被加压和加热。加压空气随后通过初级热交换器102和次级热交换器104中的一个或两个，其中所述加压空气通过冲压空气冷却至机舱108的所需温度。空气B从热交换器102、104直接提供至机舱108。机舱排放空气R被提供至ACM 106的涡轮116以加压排出空气。从涡轮116中的机舱排放空气R提取的功以压缩机110需要的速度操作ACM 106，以充分地增加排出空气B的压力，使得所述排出空气可通过初级热交换器102和次级热交换器104中的至少一个流至机舱108。机舱排放空气R可随后从涡轮116逐出至飞机外侧的环境空气。

通过基于飞机飞行状态和提供至ECS包100的排出空气B的压力来选择操作所述ECS包的模式，可最佳化ECS包100的操作，以使排出空气与供应至机舱108的空气之间的压力差最小化。因此，可在最有效模式中操作飞机的ECS，从而减少整体排出相关损失并且在飞行剖面的持续时间期间改良飞机燃料燃烧。

虽然仅结合有限数目的实施方案详细描述了本发明，但应容易理解，本发明不限于此类公开的实施方案。相反，可修改本发明，以并入以上未描述但与本发明精神和范围相称的任何数目的变化、改变、替代或等效布置。另外，虽然已描述了本发明的各种实施方案，但应理解，本发明的各方面可包括所描述的实施方案中的仅一些。因此，本发明并不被视为受先前描述限制，而是仅受所附的权利要求书的范围限制。