供应加压空气的安装件和方法、涡轮风扇发动机及飞行器与流程

本发明属于飞行器中的空气分配或气动系统的领域，并且特别地，本发明涉及提供优化的压缩空气源以向空气消耗装备供应加压空气。

特别地，根据飞行器操作条件(例如飞行高度或特定飞行阶段)，空气泄放系统、电动压缩机或它们的组合可以执行这种压缩空气供应。

因此，考虑到飞行参数，特定的压缩空气源根据空气消耗装备的实际空气要求最优地且选择性地供给空气消耗装备。因此，在非最优情形下操作时，避免了当前气动安装件过大，同时使得能量损失最小。

本文提供了一种飞行器安装件，其允许在飞行器的吊挂架内适当布置这种优化的压缩空气源。

背景技术：

在燃气涡轮发动机中，空气通常取自(多个)燃料燃烧室上游的压缩机级。因此，这个泄放空气处于高温和高压下，其中典型值分别包括在从发动机中汲取时的150至500℃的范围内以及在预冷却器中进行调节后的150至250℃的范围内；以及40psig。

一旦被吸入，这个泄放空气通过气动系统从发动机的所述压缩机级被引导到飞行器内的各个位置，该气动系统又包括管道、阀和调节器的网络。因此，这种引导装置要被适配成承受泄放空气的高温和高压。

由于其高温和高压，这个泄放空气用于操作空气消耗装备，诸如环境控制系统(ecs)的空气循环机、机翼防冰系统(wais)和其他小型空气消耗设备。根据要供给的空气消耗设备要求，可能需要很大范围的压力和温度，这需要不同的能量成本，例如：

-空调(即，ecs)由可用压力驱动，并且

-wais由可用温度驱动。

空气泄放系统的经典架构经由对应的端口从两个不同的级处的燃气涡轮压缩机汲取泄放空气。这些端口中的一个端口位于低中压缩机级(所谓的中间端口，“ip”)处，而第二端口位于中高压缩机级(所谓的高端口，“hp”)处，以允许在两种不同的条件下汲取泄放空气。

从这些端口中的每一个汲取的泄放空气的典型值为：

-中间端口，“ip”：压力从10psig(“怠速”)到180psig(最大起飞推力，“mto”)，而温度在80℃与400℃之间。

-高端口，“hp”：压力从30psig(“怠速”)到650psig(“mto”)，而温度在150℃与650℃之间。

应当注意的是，所泄放的空气的压力和温度的准确值取决于发动机速度。类似地，虽然本文只讨论了两个常规端口(ip和hp)，但是高压端口“hp”可以由全部位于中高压缩机级处的、不同于压力端口“ip”的多于一个端口(通常为两个端口)形成。

在下文中，为了说明性目的，形成高压端口的一部分的可能的端口(一个或多个)将结合“hp”进行讨论。

在某些情况下，引导装置可能经历泄放空气的意外损失，即所谓的泄漏，这潜在地会在操作飞行器时导致问题。由于其对整体性能的固有影响，检测装置应沿着通道的整个路线。基于共晶盐的传感器在工业中广泛用作用于检测整个管道中的泄放空气泄漏的过热检测传感器。

众所周知，在当前的实践中，气动系统需要安装故障安全架构(诸如分散截止阀)，以便一旦检测到管道泄漏就隔离不同的飞行器区域以便获得完整性保证。然而，飞行器振动可能在这些传感器上引起颤动，这可能会导致虚假的泄漏检测警报和不必要的隔离。而且，虚假故障会触发用于泄漏定位的维护操作。

另外，从在地面到在飞行中，外部空气条件(即，“环境空气”)急剧变化。这需要机载气动系统通过调节来自两个端口(ip或hp端口)中每一个端口的泄放空气来进行补偿。因此，整个气动系统(其仅依赖于泄放空气)的大小必须被确定为在任何计划的飞行阶段进行操作，这涉及在起飞/爬升和下降/保持阶段期间的大量能量损失。图1中可以看到这种能量损失的具体细节。

随着新飞行器模型(特别是那些超高旁通比发动机，其以更低的“风扇端口”压力提供更高的hp端口温度)的出现，上述问题加剧。

因此，考虑到某些飞行阶段期间的显著能量损失和当前解决方案所涉及的安全风险，在航空航天工业中需要一种气动系统，该气动系统利用从燃气涡轮发动机汲取的最佳能量来满足空气消耗设备需求。

技术实现要素：

本发明通过根据本文所述的飞行器安装件、涡轮风扇发动机、飞行器、以及用于供应加压空气的方法来提供前述问题的解决方案。在本文中，还限定了本发明的优选实施例。

在第一发明方面，本发明提供了一种用于向飞行器的空气消耗装被供应加压空气的飞行器安装件，所述飞行器安装件包括：

-燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机具有位于这个燃气涡轮发动机的低中压缩机级处的单个端口；

-泄放管道，

ο在一个端部处与所述燃气涡轮发动机的单个端口处于流体连通，以及

ο在相反的端部处与所述空气消耗设备处于流体连通；

-冷却管道(所述冷却管道包括入口和出口，冷却空气通过所述入口进入所述冷却管道；

-分支管道，所述分支管道与所述泄放管道处于流体连通，并被配置成将所述泄放空气中的一部分从所述泄放管道分流到所述冷却管道的出口中；以及

-带有进口和出口的电动压缩机，使得

ο在所述分支管道的连结部之后，所述进口与所述冷却管道的出口处于流体连通，并且

ο所述出口与所述泄放管道的与所述空气消耗装备连通的相反的端部处于流体连通。

上面限定的泄放管道形成空气泄放系统的一部分，所述空气泄放系统被配置成从燃气涡轮发动机压缩机内的特定位置(即，在特定的压缩机级处)输送压缩空气，以用于不同的用途。所述空气的温度和压力根据汲取空气(即泄放空气)的压缩机级是可变的。

特别地，根据本发明的空气泄放系统包括单个端口，所述单个端口被配置成从所述单个端口位于其中的压缩机级汲取空气。

本发明还进一步设想了电动压缩机的存在，其进口与冷却管道的出口处于流体连通。由于这个冷却管道出口位于从泄放管道分流的分支管道接合的点之后，因此也可以通过泄放空气向电动压缩机供应空气。

在空气经过到电动压缩机时，这个空气被加压，并且最后返回到原来的泄放管道，该泄放管道与旨在要被供给的空气消耗设备连通。在使用中，旋转部件将动能施加到进入的空气，所述空气最终被转化为压力能，即压缩空气。

因此，本飞行器安装件的管道提供了不同的方式来向飞行器的空气消耗设备供应加压空气。

例如，加压空气可以直接来自由特定压缩机级处的单个端口从燃气涡轮发动机汲取的泄放空气。应当注意的是，这个单个端口优选地位于燃气涡轮发动机的低中压缩机级处，即所谓的“ip端口”。

替代性地，由单个端口汲取并由泄放管道输送的空气可以经由分支管道(部分地或全部地)朝向电动压缩机进口重新定向或分流。然后，一旦在其中被压缩，加压空气就返回到原来的泄放管道，朝向旨在要被供给的空气消耗设备。

应当注意的是，分支管道也可以采取孔口、室等形式，只要它紧接在电动压缩机进气口之前在泄放管道与冷却管道之间提供合适的处于流体连通。

此外，第三种方式包括将由冷却管道吸入和输送的冷却空气直接供应到电动压缩机进口。如前所述，一旦空气经过电动压缩机，加压空气就返回到泄放管道，朝向旨在要被供给的空气消耗设备。

在操作中(即飞行器是在地面上或者在飞行中)，具有特定压力、密度和温度的空气围绕着飞行器(“环境空气”)。这主要取决于飞行高度或甚至飞行阶段，其中具有不同特性的空气进入燃气涡轮发动机，并且还受到压缩机压缩的影响。

对于给定的燃气涡轮发动机，可以使用压缩机图例如在设计和非设计条件两者下来预测每个压缩机级处的空气特性。

仅依赖于空气泄放系统的常规气动系统调节和混合从两个端口(即ip和hp)汲取的空气，以满足空气消耗设备的特定要求，即取决于飞行条件。与此不同，本发明提供了一种混合解决方案，该解决方案利用电动压缩机补偿的hp端口(高压端口)的去除。

例如，飞行器的高能量需求飞行阶段涵括地面操作(例如滑行)、起飞、甚至爬升的第一部分，以及像下降(或进场)和保持的其他阶段。常规地，在这些以上的需求能量的飞行阶段(这代表了整个飞行的一小部分)中，大部分泄放空气来自hp，因为由ip端口递送的压力不足以满足来自空气消耗设备的压力要求，这就是为什么ip端口不用于与压力相关的目的。

例如，在发动机怠速的“保持”阶段处，ip端口不能以足够的压力汲取泄放空气，因此如果能量需求进一步增加，则可能有必要提高怠速，这反过来会导致燃油消耗。在另一方面，如果在发动机处于最大功率下的那些阶段(诸如起飞)，空气从ip泄放，则发动机的大小应被确定为用于更大的功率，并且因此会更大。

如上所提及的那样，使用电动压缩机(可能地与电池一起使用)，可以在需要的时刻积累和递送电力，并优化发动机的大小和燃料消耗。

也就是说，本发明的飞行器安装件包括获得已经压缩的空气(即泄放空气)或者旨在被电动压缩机(该电动压缩机随后将供给空气消耗设备)进一步压缩的空气的不同路线。

因此，(多个)电动压缩机被配置成使递送的压力适于空气消耗设备所需的压力，或者换句话说，(多个)电动压缩机被配置成根据飞行阶段和/或高度来调整所供应的压缩空气。

因此，常规hp管道被去除。进一步，在没有hp泄放源的情况下，空气消耗设备需求的能量峰值主要被电动压缩机抵消。

此外，在剩余的飞行阶段(例如巡航)(这涉及飞行中的大部分)处，剩余的单个端口(即，ip端口)可以稍微向前或向后移动以优化空气管理系统操作。

如上所提及那样，hp端口的去除涉及hp管道的去除。由于剩余的ip管道不输送这样的高压和高温空气，因此不需要相关的故障安全装备，诸如传感器、阀(例如高压阀hpv、或过压阀ovp)等。

另外，过热检测系统将大大缩短，因为不需要检测apu(辅助动力单元)管道中的泄漏，也不需要检测连接至机翼防冰系统(wais)的管道中的泄漏，因为这些管道在一些实施例中不再存在。

因此，本发明的附带优点是增强了操作安全性，同时提高了可靠性，也就是说，由泄放泄漏触发的虚假或真实故障的趋势较小，因为管道长度变短了。

此外，当前的飞行器安装件有利地影响了整体飞行器性能，因为，在典型的800nm(海里)短程飞行器任务曲线中存在大约1％推力特定的燃料消耗(sfc)的燃料燃烧收益。

由于hp管道去除、opv和hpv去除、以及完全去除预冷却器或预冷却器的尺寸大幅度减小、以及完全去除apu泄放管道和相关联的ohds而引起的大量重量减少，实现了燃料节约。

在这个特定实施例中，所述冷却管道的入口是风斗，所述风斗布置成基本上面对进入到冷却管道中的进入的冷却空气。

也就是说，冷却管道(例如风斗)的入口被浸没在冷空气流路中，因此经受这个冷空气流的直接作用。风斗具有基本上垂直于冷却空气的流入流线的平面。

当冷却管道入口是风斗时，这是特别有利的，因为它允许调节阀定位在所述风斗与所述预冷却器之间，使得冷却的热空气流的温度可以至少部分地通过调整到预冷却器中的冷空气进入量来调节。

在特定实施例中，所述冷却管道的入口是风斗，所述风斗布置成相对于进入的冷却空气成角度。

在特定实施例中，在所述分支管道的连结部之后，所述电动压缩机的进口通过大致90°的弯头连接至所述冷却管道的出口。

90°的弯头增加了用于安装电动压缩机的空间可用性。此外，电动压缩机出口可以与泄放管道(在其相反的端部处)正确地对准，以减少空气混合的能量损失。

在替代性实施例中，在所述分支管道的连结部之后，所述电动压缩机的进口通过大致45°的弯头连接至所述冷却管道的出口。

有利的是，45°弯头具有较低的压降。

压降定义为流体运输管道的两点之间的总压力方面的差值。

在特定实施例中，所述飞行器安装件进一步包括：

-一组阀，所述组阀包括：

ο第一阀，所述第一阀布置在所述冷却管道中；

ο第二阀，所述第二阀在布置在所述泄放管道中、在用于将空气分流到所述分支管道的开口与出口之间；

ο第三阀，所述第三阀布置在所述泄放管道中，以使所述空气消耗设备直接被供给泄放空气，而不经过所述电动压缩机；以及

-控制单元，所述控制单元被配置成接收与所述飞行器操作条件相关的输入，并基于所接收的输入操作这种第一和/或第二阀和/或第三阀和/或电动压缩机。

飞行器操作条件可以由飞行器本身根据安装在其上的不同传感器和电子设备容易地确定，对于每个飞行场景来说“环境空气”是不同的。

然后，飞行器电子设备将这种飞行器操作条件发送给本发明的控制单元，所述控制单元对其进行处理，并基于当前飞行器操作来确定需要操作哪个压缩空气源。

因此，基于接收到的这种飞行器操作条件(“输入”)，控制单元经由一组阀(已经存在的或新引入的)操作空气泄放系统和/或电动压缩机，或直接(通过电信号)操作电动压缩机。

在优选的实施例中，所述控制单元被配置成根据所述接收的输入选择性地操作所述组阀，使得：

-在滑行和起飞时，所述电动压缩机仅被供给来自所述冷却管道的冷却空气，使得所述电动压缩机仅向所述空气消耗装备供应压缩空气；

-在爬升时，所述电动压缩机仅被供给来自所述冷却管道的冷却空气，直到预定高度，所述预定高度优选地为15000英尺；然后，所述空气消耗装备直接通过来自所述泄放管道的泄放空气进行供给(即，不经过所述电动压缩机)；

-在巡航时，所述空气消耗装备直接通过来自所述泄放管道的泄放空气进行供给(即，不经过所述电动压缩机)；以及

-在下降以及在预定高度以上的保持时，所述电动压缩机仅被供给来自所述泄放管道的泄放空气，使得所述电动压缩机仅向所述空气消耗装备供应压缩空气；以及

-在进场和着陆时，所述电动压缩机仅被供给来自所述冷却管道的冷却空气，使得所述电动压缩机仅向所述空气消耗装备供应压缩空气。

简而言之，所述飞行器安装件受益于：

-所述燃气涡轮发动机在巡航期间(或在某一飞行高度或飞行高度以上)以最小能量损失提供加压空气的效率，以及

-所述(多个)电动压缩机在地面、早期爬升和下降期间的效率，该效率允许将由压缩机递送的压力适于所需的压力。进一步，根据实际的“环境空气”和关于空气消耗设备的要求，电动压缩机通过冷却空气、泄放空气或它们的组合来供给。

例如，该组阀通过上述方式中的任一个选择性地向空气消耗装备供应压缩空气的特定操作如下：

-如果电动压缩机仅被供给来自冷却管道的冷却空气(即电动压缩机仅向空气消耗装备供给压缩空气)，则冷却管道入口处的第一阀打开；用于供给电动压缩机的泄放管道处的第二阀关闭；并且让空气消耗设备直接被供给泄放空气而不经过压缩机的第三阀关闭。

-如果电动压缩机仅被供给来自泄放管道的泄放空气(即电动压缩机仅向空气消耗装备供给压缩空气)，则冷却管道入口处的第一阀关闭；用于供给电动压缩机的泄放管道处的第二阀打开；并且第三阀关闭。

-如果空气消耗装备直接通过来自泄放管道的泄放空气进行供给，则冷却管道入口处的第一阀关闭；用于供给电动压缩机的泄放管道处的第二阀关闭；并且让空气消耗设备直接被供给泄放空气的第三阀打开。

由位于低中压缩机级的单个端口汲取的泄放空气足以满足长期飞行阶段(诸如巡航)期间的空气消耗设备需求。因此，可以主要考虑巡航阶段飞行条件来确定空气泄放管道(以及相关联的阀和调节器)的大小，因此优化它们的大小、重量和性能。

在特定实施例中，飞行器安装件进一步包括能量存储装置(诸如电池)，所述能量存储装置被配置成向所述至少一个电动压缩机供电。

有利的是，不需要在需要最大能量汲取的点处确定涡轮风扇发动机的大小，因为所生成的能量可以部分地积累起来以在以后在较低需求时使用。

在第二发明方面，本发明提供了一种涡轮风扇发动机，所述涡轮风扇发动机包括：

-短舱以及布置在这个短舱内部用于覆盖燃气涡轮发动机的整流罩，

-风扇，所述风扇被定位在所述短舱的最前部，并通过轴连接至所述燃气涡轮发动机，其中，所述风扇延伸最高达所述短舱的直径；使得

ο在所述短舱与所述整流罩之间形成次级区域，以用于来自所述风扇的冷却空气通过；

-吊挂架，所述吊挂架用于将整个旁路燃气涡轮发动机悬挂在飞行器机翼上；以及

-根据第一发明方面的实施例中的任何一个实施例的飞行器安装件，用于向所述飞行器的空气消耗装备供应加压空气。

涡轮风扇发动机通过所述风扇的前部区域摄入进入的空气。然后，这个进入的空气被分流成两个主要的流：

-主路径(所谓的主流动流路),所述主路径进入所述燃气涡轮发动机的压缩机并行进贯穿所有区段，注入后燃烧室、涡轮机和排气装置；以及

-次级流动流路，所述次级流动流路保持在所述短舱与所述整流罩之间。

因此，辅助流经受由风扇引起的轻微压缩。

特别地，所述飞行器安装件安装在所述吊挂架中。所述吊挂架包括用于连接内部短舱整流罩和外部短舱的上吊挂架分叉和下吊挂架分叉。这些吊挂架分叉被径向布置在燃气涡轮发动机的相对两侧处。

另外，所述吊挂架被所述外部短舱与所述机翼之间的上整流罩覆盖。

在一些特定实施例中，从所述燃气涡轮发动机获取的泄放空气在被一些应用使用之前可以被显著冷却。为此，提供如上定义的预冷却器，其中从燃气涡轮发动机的特定压缩机级泄放的热空气由来自风扇管道的冷却空气冷却。

进一步，在这个可能的热交换过程期间，不仅热泄放空气被冷却管道的冷却空气冷却，而且这个冷却空气也被所述热泄放空气加热。因此，这种加热的冷却空气被排放到电动压缩机，如前文所限定的那样。

在特定实施例中，所述冷却管道的入口布置在吊挂架分叉的最前面部分处、在所述短舱与所述整流罩之间的形成的次级区域内，使得进入所述冷却管道的所述冷却空气来自所述风扇。

由于风扇叶片在流量进入次级区域时使流量改变方向并使流量均匀化，因此在分叉吊挂架的最前面部分处的冷却管道的布置优化了将冷却空气摄入到冷却管道中。

在替代性实施例中，所述冷却管道的入口布置在所述次级区域内的所述吊挂架的侧部处(即，成角度)，使得所述冷却管道绕过所述泄放管道。换句话说，所述冷却管道的入口相对于所述次级区域内的吊挂架分叉上的所述进入的冷却空气成角度布置。

在特定实施例中，所述冷却管道的入口布置在所述整流罩的外围环的一部分上，使得进入所述冷却管道的所述冷却空气来自所述风扇。

因此，进口可以位于所述整流罩的合适位置处，在该位置，进入的冷却气流与路径和特性相匹配，所需的路径与特性取决于如上所解释的飞行器操作条件。

在特定实施例中，所述冷却管道的入口通过冲压空气进口布置在所述短舱上。

特别地，所述冷却管道的入口可以布置在所述外部短舱上或布置在形成所述外部短舱中的一部分的上吊挂架整流罩上。然而，由于其暴露性，局部流动方向对飞行器迎角非常敏感。

在特定实施例中，在所述吊挂架被所述上整流罩覆盖的情况下，所述冷却管道的入口通过冲压空气进口布置在这样的上整流罩上。

在第三发明方面，本发明提供了一种包括至少一个根据第二发明方面的实施例中的任何一个实施例的涡轮风扇发动机的飞行器。

在优选实施例中，所述飞行器进一步包括作为空气消耗装备的环境控制系统(ecs)中的蒸汽循环机。

有利的是，(多个)蒸汽循环机组需要较低的压力来操作，这更适合于由电动压缩机递送的压力。

另外，由于巡航条件期间蒸汽循环机组的较低的压力要求，与常规ip端口相比，ip端口可以减少2或3级，这在典型短程飞行器中进一步提高了1％以上的“sfc”益处。

类似地，在本发明中可以设想适合在较低压力下操作的其他设计。

其他空气消耗装备的示例可能是以下中的一个：

-带有空气循环机组或蒸汽循环机组的环境控制系统；

-燃料箱惰化系统；

-机翼防冰系统(wais)；

-发动机起动系统；

-水和废弃物；和/或

-液压贮存器增压。

在特定实施例中，所述机翼防冰系统是电热的(所谓的etips)。

通过压缩机级，温度线性增加。因此，来自hp端口的泄放空气主要用于高温相关的目的。

替代性地，在节能方面，与在飞行器水平下提供最佳解决方案的电热wais(etips)相比，使用机电wais(所谓的emips)可以进一步降低功耗。

简而言之，机电wais使用机械力将冰从飞行表面(例如机翼)上敲掉。

在本飞行器安装件中，每个燃气涡轮发动机的最大汲取流量(通过单个端口)显著较低，因为电动wais(电热或机电式)不需要这样的压缩空气。

在第四发明方面，本发明提供了一种用于向飞行器的空气消耗装备供应加压空气的方法，所述方法包括：

-提供如以上实施例中的任何一个实施例中所限定的飞行器安装件；

-由所述控制单元接收与所述飞行器操作条件相关的输入；以及

-基于所接收到的输入操作所述组阀，使得：

ο在滑行和起飞时，所述电动压缩机仅被供给来自所述冷却管道的冷却空气，使得所述电动压缩机仅向所述空气消耗装备供应压缩空气；

ο在爬升时，所述电动压缩机仅被供给来自所述冷却管道的冷却空气，直到预定高度，所述预定高度优选地为15000英尺；然后，所述空气消耗装备直接通过来自所述泄放管道的泄放空气进行供给(即，不经过所述电动压缩机)；

ο在巡航时，所述空气消耗装备直接通过来自所述泄放管道的泄放空气进行供给(即，不经过所述电动压缩机)；以及

ο在下降以及在预定高度以上的保持时，所述电动压缩机仅被供给来自所述泄放管道的泄放空气，使得所述电动压缩机仅向所述空气消耗装备供应压缩空气；以及

ο在进场和着陆时，所述电动压缩机仅被供给来自所述冷却管道的冷却空气，使得所述电动压缩机仅向所述空气消耗装备供应压缩空气。

在第五发明方面中，本发明提供了一种数据处理设备，所述数据处理设备包括用于执行根据第四发明方面的实施例中的任何一个实施例的方法的装置。

在第六发明方面中，本发明提供了一种包括指令的计算机程序，当所述程序由计算机执行时，所述指令使得计算机执行根据第四发明方面的实施例中的任何一个实施例的方法。

本说明书(包括权利要求、描述和附图)中描述的所有特征和/或所描述的方法的所有步骤可以以任何组合进行组合，除了这些互斥的特征和/或步骤的组合。

附图说明

参考附图，鉴于本发明的详细描述，将清楚地理解本发明的这些和其他特性和优点，这些特征和优点从本发明的仅作为示例给出并且并不受其所限的优选实施例中变得显而易见。

图1这个图示出了常规ip、hp空气泄放系统功率递送与由空气消耗设备所需功率对比的示意图。

图2a至图2b这些图示出了包括(a)常规气动系统和(b)根据本发明的气动系统的飞行器的示意性表示。

图3a至图3b这些图分别以侧视图和俯视图示出了根据本发明的飞行器安装件的实施例。

图4a至图4b这些图分别以侧视图和俯视图示出了根据本发明的飞行器安装件的实施例。

图5a至图5b这些图分别以侧视图和俯视图示出了根据本发明的飞行器安装件的实施例。

图6a至图6b这些图示出了根据本发明的飞行器安装件的实施例。

图7这个图示出了具有根据本发明的飞行器安装件的实施例的气动系统的示意性架构。

图8这个图示出了涡轮风扇发动机的内部整流罩，以及在顶部部分上围绕吊挂架结构的内部上整流罩，即所谓的上部分叉。

图9这些图示出了涡轮风扇发动机的外部短舱，以及在所述外部短舱与机翼之间在顶部部分上围绕吊挂架结构的外部上整流罩。

图10这个图示出了在整个飞行阶段使用根据本发明的用于供应压缩空气的混合解决方案的飞行器任务曲线的示意性表示。

具体实施方式

如本领域技术人员将理解的那样，本发明的各方面可以实现为飞行器安装件、气动系统、飞行器、或用于向空气消耗装备供应加压空气的方法。

图1描绘了常规ip-hp空气泄放系统功率递送(8.1)与整个飞行中空气消耗设备所需功率(8.2)对比的示意图(8)。

如可以看出的那样，将空气消耗设备所需的功率(单位为kw)(8.2)与常规ip-hp空气泄放系统递送的功率(8.1)进行了比较。除了前者之外，还有飞行器在完整飞行中经过的飞行阶段(8.3)的概况，特别地将高度取为用于将飞行器置于这些飞行阶段中的每一个中的基准。

在这个示例性任务曲线中，在飞行开始和结束两者时，即原则上当飞行器在地面上或在某一飞行高度之下接近地面时，空气泄放系统供应的功率与空气消耗设备所需的功率之间存在不匹配。

图的左纵轴表示功率(单位为kw)，而右纵轴指示飞行高度(单位为英尺)。最后，横轴指示飞行时间(单位为分钟)。

典型的ip–hp空气泄放系统常规地设计如下：

-ip端口在起飞、爬升、巡航和保持期间汲取空气；以及

-如果ip端口不能提供足够的空气压力来满足空气消耗设备要求，则hp端口在地面上、下降以及甚至保持期间汲取空气。

因此，在hp端口汲取空气以供应空气消耗设备的那些阶段中，存在显著的能量损失，如可以通过图中的峰值(由虚线圆圈选择)(8.4)看出的那样。这些峰值(8.4)代表功率不匹配，这会导致能量损失。

这种能量损失是因为：

·“保持”阶段期间由hp端口递送的能量(即，就压缩空气或泄放空气而言)显著高于空气消耗设备在那时所需的能量。换句话说，在这些条件下使用hp端口，因为由ip端口递送的能量不足。另一方面，未使用的剩余能量在预冷却器处传输至外部空气，从而使其温度增加。这些被加热的空气直接释放到大气中，成为发动机的能量损失同时降低了效率。

·在起飞和爬升阶段期间由ip端口递送的能量显著高于在这个飞行阶段满足空气消耗设备的要求所需的能量。同样地，未使用的剩余能量在预冷却器处传输至外部空气，从而使其温度增加。这些被加热的空气再次直接释放到大气中，成为发动机的能量损失同时降低了其效率。

图2a描绘了飞行器的示意性表示，该飞行器包括仅基于空气泄放系统(2)的常规气动系统。

特别地，飞行器(10)包括两个涡轮风扇发动机(7)，这两个涡轮风扇发动机通过各自的吊挂架悬挂在每个机翼上。示意性地表示了来自两个端口(即来自涡轮风扇发动机的燃气涡轮发动机的不同压缩机级的ip(2.1)和hp)的管道或通道。应当注意的是，这些图中没有示出阀和其他液压装备。

示出了泄放端口(ip和hp)与ecs的wais(6.3)和空调机组(6.1)处于流体连通(通过通道或管道(12.1.1，12.2.1))，以便向其输送加压空气。

另外，飞行器(10)包括在飞行器(10)尾锥处的辅助动力单元(“apu”)(16)。这个apu(16)还(通过apu泄放管道(16.1))与ecs的wais(6.3)和空调机组(6.1)处于流体连通，以便向其提供气动能或电能。

出于安全原因，气动模式的典型apu泄放管道(16.1)也与过热检测系统相关联。

另一方面，图2b描绘了与图2a中示出的飞行器(10)相似但是包括具有根据本发明的飞行器安装件(1)的气动系统的飞行器的示意性表示的示例。

替代于图2a中示出的每个涡轮封山发动机的ip-hp端口，根据本发明的空气泄放系统(12)仅从单个端口汲取空气，该端口与ecs的空气调节机组(6.1)流体连接。在这个特定实施例中，空调机组被蒸气循环机组(6.2)代替，与常规空调机组(6.1)相比，这些蒸气循环机组需要较低的空气压力。

进一步，两个电动压缩机(5)与ecs的空调机组或蒸气循环机组一起定位在飞行器(10)的机腹整流罩内。

在特定实施例中，机翼防冰系统(“wais”)可以是电动的(6.4)，因此不再需要用于输送加压空气的管道。替代地，应当部署布线连接(其比管道更轻)。

类似地，由于不再需要气动模式，去除了apu泄放管道(16.1)。例如，仅设想了用于向电动压缩机(5)供电的电动模式。此外，其他功率消耗设备(诸如电池、电动wais(6.4)等)可以由以电动模式运行的apu(16)(或任何其他电源)供电。

去除apu泄放管道(16.1)(即，apu仅在“电动模式”下工作)带来以下优势：

-显著的重量减轻，约170kg。(在短程飞行器(10)中)。

-移除了行进穿过加压机身的高压和高温管道的有害安装。

-去除与apu管道相关联的ohds。

在本发明中，由apu(16)供应的以前需要的压缩空气的剩余部分在优化和建模工作之后通过单个端口(例如，ip)仅由空气泄放系统(12)供应。了解气动系统的飞行器安装件的温度和压力限制的本领域技术人员可以容易地做到这一点，其目的是满足预先确认的空气消耗设备(6)要求。

例如，由于蒸气循环机组在15000英尺以上的低压要求(正常条件下为8到12psig以及在故障情况下上至14psig)，ecs中的电动wais(6.4)和蒸气循环机组(6.2)的组合允许将单个端口的位置减少2或3个压缩机级。

应当注意的是，虽然只有wais(6.3，6.4)和ecs(6.1，6.2)被表示为空气消耗设备(6)，但是也可以使用其他较小的空气消耗设备，诸如：油箱惰化系统、发动机起动系统、水和废弃物、和/或液压贮存器增压。

而且，控制单元(在这些图中未示出)电连接至飞行器安装件的一些阀和(多个)电动压缩机本身以基于飞行器(10)操作条件选择性地操作它们。因此，允许来自单个端口的泄放空气或冷却空气经过，或被切断，或流速被降低。

特别地，这种飞行器(10)操作条件可以是预定的飞行高度(例如15000英尺)和/或图10中可见的飞行阶段中的任何一个飞行阶段。

图3a和他3b分别以侧视图和俯视图示出了根据本发明的飞行器安装件的第一实施例。示出了用于向飞行器(10)的空气消耗装备(6)供应加压空气的飞行器安装件(1)。特别地，飞行器安装件布置在吊挂架(7.3)(即涡轮风扇发动机(7)从其悬挂在机翼上的结构)的顶部上。

飞行器安装件(1)包括在一个端部处经由单个端口(2.1)与涡轮风扇发动机(7)的燃气涡轮发动机的压缩机级处于流体连通的泄放管道(2)，该泄放管道行进穿过吊挂架(7.3)并最终在相反的端部处与空气消耗装备(6)相连接。

如前面所解释的那样，单个端口(2.1)是优选地位于压缩机(未示出)的压缩机级的前半部处的低中压端口。

取涡轮风扇发动机(7)坐标系，其中纵向轴线是燃气涡轮发动机的旋转轴线(即，在与机身轴线中的飞行器的x轴)，泄放管道沿着吊挂架(7.3)的最前部分向上延伸，直到机翼，在机翼处，泄放管道偏离到飞行器(10)的腹部整流罩。

在其路径中，泄放管道(2)与适配成让冷却空气进入其中的冷却管道(3)相交。在这个特定示例中，冷却管道入口(3.1)浸没在涡轮风扇发动机(7)的次级区域中，即在外部短舱(7.1)与内部整流罩(7.2)之间，接收已经被涡轮风扇发动机的风扇压缩的空气。

如可以看出的那样，冷却管道入口(3.1)布置成面对进入冷却管道(3)中的进入冷却空气。特别地，这个入口由允许调节进入冷却管道的流速的风斗形成。

进一步，靠近入口(3.1)，冷却管道(3)围绕上述泄放管道(2)，形成用于热交换的热接触。冷却管道(3)延伸穿过这个热接触点，以便到达电动压缩机(5)的进口(5.1)。

已经冷却的泄放空气可以被分流到在电动压缩机进口(5.1)前将这种泄放管道(2)与冷却管道(3)连通的分支管道(4)中。因此，电动压缩机(5)可以接收来自冷却管道的空气，该空气是泄放空气(冷却的或未冷却的)或是通过分支管道(4)分流的冷却空气。

替代性地，到分支管道(4)中的这种分流可以在这个热点的上游进行。

最后，电动压缩机(5)的出口(5.2)与泄放管道(2)相连通，以向空气消耗装备(6)供应压缩空气。

在图3b提供的俯视图中，可以看出，在分支管道(4)连结部之后，电动压缩机的进口(5.1)通过大致90°的弯头连接至冷却管道的出口(3.2)。换句话说，冷却管道(3)具有90°的弯头，这允许电动压缩机的出口(5.2)与泄放管道(2)正确地对准。

在电动压缩机(5)的出口(5.2)处，可能存在逆流保护阀。

另外，从这个图3b中可以看到吊挂架(7.3)分叉，并且特别是飞行器安装件(1)包含在吊挂架(7.3)分叉内，并且从图3a中可以看到该安装件被支撑在吊挂架结构的上部部分上。

图4a和图4b分别以侧视和俯视图描绘了根据本发明的飞行器安装件(1)的第二实施例。

这种飞行器安装件(1)与图3a和图3b中示出的飞行器安装件的不同之处仅在于，在分支管道(4)的连结部之后，电动压缩机(5)的进口(5.1)通过大致45°的弯头连接至冷却管道(3)的出口(3.2)。

因此，当来自冷却管道(3)的冷却空气或被分支管道(4)分流的泄放空气通过这个45°的弯头而不是通过90°的弯头(其带来更高的压力损失)时，结果这个弯头处的压降显著地更低，因此允许维持供给电动压缩机(5)的空气条件。

图5a和图5b分别以侧视和俯视图描绘了根据本发明的飞行器安装件(1)的第三实施例。

这种飞行器安装件(1)与图3a和图3b中示出的飞行器安装件的不同之处仅在于，冷却管道的入口(3.1)(即风斗)布置成相对于进入的冷却空气成角度。

也就是说，入口不是相对于吊挂架分叉(7.3.1)(优选地上吊挂架分叉)在前部，而是被定位在其侧部。因此，由于上吊挂架分叉(7.3.1)基本上是椭圆形的，因此入口(3.1)布置在其相反的较大侧向区域中的任一侧向区域上。

因此，由于冷却管道(3)的入口(3.1)布置在上吊挂架分叉(7.3.1)的侧部处，冷却管道绕过泄放管道(2)，并且在它们之间提供较少的热接触。

吊挂架分叉(7.3.1、7.3.2)是位于内部整流罩与外部短舱之间的次级流动区域上的整流罩，外部短舱围绕吊挂架以及安装在顶部上的系统。

应当注意的是，图5a和图5b中示出的这个实施例可以包括像图4a和图4b的45°的弯头管道连接件。

图6a和图6b描绘了根据本发明的飞行器安装件(1)的第四实施例。特别地，图6a以侧视图描绘了飞行器安装件(1)，其中没有示出涡轮风扇发动机(7)的内部短舱整流罩(7.2)和外部短舱(7.1)。

特别地，吊挂架的前部附接件与发动机核心之间的附接可能会影响飞行器安装件的位置。因此，可以设想两种选择：

i.“安装在风扇箱体上”(向上)。也就是说，飞行器安装件可以被定位在吊挂架下方的分叉中、内部短舱整流罩中或它们的组合中；或者

ii.“安装在核心上”(向下)。也就是说，由于剩余的空间被吊挂架本身占据，所以飞行器安装件可以被定位在内部短舱整流罩的上方或其内。

例如，在整个图3至图5中，吊挂架前部部分附接至发动机核心(选项(ii))，使得吊挂架结构位于靠近发动机核心和压缩机的下部部分。因此，飞行器安装件的泄放管道和冷却管道两者被定位在吊挂架结构(7.3)的顶部上。

替代性地，在其他发动机附接系统(其中吊挂架前部部分附接至发动机风扇箱体(7.2))上，选项(i)，吊挂架结构(7.3)位于上部部分上，使得压缩机(5)、泄放管道(2)和冷却管道(3)安装在吊挂架(7.3)下方。在这种情况下，泄放管道(2)在压缩机(5)之前不穿过吊挂架结构(7.3)。相反，它在压缩机(5)之后穿过吊挂架结构(7.3)。

在本说明书中，“发动机风扇箱体”和“内部短舱整流罩”(7.2)应理解为等效术语。

特别地在图6a和图6b中，不管吊挂架的附接如何，飞行器安装件要么在内部短舱整流罩内要么在分叉中(即在“安装的风扇箱体”下方)。

特别地，飞行器安装件(1)被定位在涡轮风扇发动机的整流罩(7.2)内。相应地，冷却管道(3)的入口(3.1)布置在整流罩(7.2)的外围环的一部分上，使得进入冷却管道的冷却空气来自风扇。

在图6b中，指出了整流罩(7.2)上的外围环，冷却管道的入口(3.1)可以被定位在该外围环上。入口的大小可以对应于例如要在整流罩内打开的风斗门(其中这种门向外打开)的可用大小。

替代性地，风斗门可以是嵌入式的，并且因此向内打开。

图7描绘了具有根据本发明的飞行器安装件(1)的实施例的气动系统的示意性架构。作为示例，它可以形成图3至图5中示出的飞行器安装件(1)的液压方案。考虑到电动压缩机在内部短舱内，而不是在吊挂架顶部上，这也可以适用于图6。

特别地，示出了连接至燃气涡轮发动机的低中压缩机级的泄放管道(2)的单个端口(即，ip端口)(2.1)。进一步，来自风扇的附加端口(3.1)与冷却管道(3)相连接。

冷却管道(3)和泄放管道(2)的交叉点在本文中由方框示意性地表示，该方框可以涵盖不同的实施例，诸如热接触等。然而，为了说明性目的，分支管道(4)被这种方框隐藏。

管道(原则上形成冷却管道(3)的一部分)从这个方框延伸至电动压缩机(5)。因此，电动压缩机(5)可以由泄放空气或冷却空气进行供给，如上所解释的那样。

一旦被电动压缩机(5)压缩，空气就返回到泄放管道(2)，以便被供应到空气消耗装备(6)，诸如ecs、wais、发动机起动阀等。

另外，虚线表示燃气涡轮发动机与吊挂架之间的接口。

在方框之后位于泄放管道中的压力传感器向进一步操作位于下游的压力调节阀的单元提供压力信息。

图8描绘了在具有根据本发明的飞行器安装件(1)的情况下的涡轮风扇发动机(7)的内部短舱整流罩(7.2)和上吊挂架分叉(7.3.1)。应当注意的是，出于说明性目的，在这些图中没有示出外部短舱(7.1)和风扇。

特别地，示出了布置在上吊挂架分叉(7.3.1)上或内部短舱整流罩(7.2)本身上方的冷却管道(3)的入口(3.1)。其中指出了冲压空气进口(3.1)的合适位置(a-前部、b-侧部、c-外围-)。最终位置主要取决于受飞行器(10)迎角影响的局部流动方向。

图8中示出的内部短舱整流罩(7.2)还经由上吊挂架分叉(7.3.1)和下吊挂架分叉(7.3.2)与外部短舱(7.1)相连接。

冷却管道入口(3.1)的潜在位置被示出为：

可能安装在吊挂架分叉上(7.3.1)：

a.在上吊挂架分叉(7.3.1)的最前面部分处(前部选项)；

b.相对于进入的冷却空气成角度(侧部选择)；

可能安装在内部短舱整流罩(7.2)上：

c.整流罩(7.2)的外围环的一部分上。

在安装在上吊挂架分叉(7.3.1)上的优选实施例中，冷却管道入口(3.1)布置在分叉的前部部分(“前部选项”)。这是更高的压力区域，这提高了入口效率。

简而言之，冷却管道入口(3.1)可以位于其中压力较高的上吊挂架分叉(7.3.1)的前部部分上，或者位于其中压力较低但足够的侧向侧部上(即相对于进入的冷却空气成角度)。

图9描绘了外部短舱(7.1)上和外部短舱(7.1)与机翼之间的上整流罩(7.4)上的冷却管道入口(3.1)的额外的可能位置，其中可用压力适合于其安装。

冷却空气出口的最合适的位置在上整流罩(7.4)的上部部分上。

图10描绘了使用根据本发明的、用于在整个飞行阶段供应压缩空气的混合解决方案的示例性飞行器(10)任务曲线。

如果空气消耗设备(6)直接被供给从单个端口(2.1)汲取的泄放空气，则其以连续线表示。另一方面，当空气消耗设备(6)通过经由单个端口(2.1)汲取并由电动压缩机(5)进一步压缩的空气供给时，其用虚线表示。此外，当空气消耗设备(6)通过冷却管道(3)的并由电动压缩机(5)进一步压缩的冷却空气进行供给时，其用虚线表示。

应当注意的是，出于说明性目的，没有示出空气泄放系统(2)的操作与至少一个电动压缩机(5)(其通过冷却空气或泄放空气进行供给)的操作之间的重叠，但是这种重叠的情形在压缩空气源切换时的相间处是令人感兴趣的。

特别地，控制单元(在这些图中未示出)在接收到飞行器(10)操作条件输入(即飞行高度或飞行阶段)时操作空气泄放系统和/或电动压缩机(5)所遵循的标准总结如下：

-在预定高度(优选地为15000英尺)之下：

ο在滑行和起飞时，电动压缩机(5)仅被供给来自冷却管道(3)的冷却空气，使得电动压缩机(5)仅向空气消耗装备(6)供应压缩空气；

ο在爬升时，电动压缩机(5)继续仅向空气消耗装备(6)供应压缩空气，直到预定高度；

-预定高度之上：

ο在爬升时，空气消耗装备(6)直接通过来自泄放管道(2)的泄放空气进行供给(即，不经过电动压缩机)；

ο在巡航时，空气消耗装备(6)连续地直接通过来自泄放管道(2)的泄放空气进行供给(即，不经过电动压缩机)；以及

-一旦巡航阶段结束：

ο在下降以及仍在预定高度以上的保持时，电动压缩机(5)仅被供给来自泄放管道(2)的泄放空气，使得电动压缩机(5)仅向空气消耗装备(6)供应压缩空气；以及

-预定高度之下：

ο仍然在进场或着陆时，电动压缩机(5)仅被供给来自冷却管道(3)的冷却空气，使得电动压缩机(5)仅向空气消耗装备(6)供应压缩空气。

换句话说，在飞行器(10)从一个阶段经过到另一阶段时，控制单元(未示出)接收相对应的输入并操作相对应的阀或直接操作电动压缩机(5)，这影响压缩空气源的特定操作。

如前已经提及的那样，由于空气泄放系统仅在从能量成本的角度来看的有利条件(较高高度和相对高的速度)下操作，因此根据巡航阶段飞行条件(其涵盖了飞行中的大部分)来确定空气泄放系统(2)以及相关联的阀或调节器的大小。

需求能量的飞行阶段(诸如地面操作、起飞或者甚至爬升的第一部分以及像下降(或进场)和保持的其他阶段)仅依靠由(多个)电动压缩机(5)供应的加压空气。

因此，(多个)电动压缩机(5)根据来自控制单元的指示使递送的压力适于空气消耗设备(6)所需的压力。

在整个描述中，本领域技术人员将认识到，飞行器(10)操作的具体数字或空气泄放系统的参数高度依赖于飞行器(10)模型的具体情况。