機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種用于航空器的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，其接收來自相對(duì)低壓源例如低壓發(fā)動(dòng)機(jī)引氣或沖壓空氣的空氣并且將其輸?shù)秸帕繅嚎s機(jī)(20)以提高該氣體壓力至適合于供應(yīng)至氣體分離模塊(48)。為了在航空器飛行的巡航和下降階段中提供高效的操作，可在較寬的范圍上調(diào)節(jié)該正排量壓縮機(jī)(40)的速度。壓縮機(jī)(40)的運(yùn)行速度和/或從ASM(48)到待惰化的空間的流速可根據(jù)在待惰化的空間中的氣體的成分、飛行狀態(tài)和缺量容積中的至少一個(gè)來控制。
【專利說明】機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及用于在航空器上生成惰性氣體以便促成燃料箱和航空器上的其它區(qū)域惰性化的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)。

【背景技術(shù)】
[0002]在本說明書中采用被廣泛接受的技術(shù)術(shù)語，其中術(shù)語‘惰性氣體生成’意指生成缺氧或‘富氮?dú)夥铡?ΝΕΑ)。近年用復(fù)合材料構(gòu)造航空器機(jī)翼的趨勢(shì)意味著由于復(fù)合材料較低的導(dǎo)熱性，燃料箱內(nèi)溫度會(huì)高于由傳統(tǒng)材料制成的機(jī)翼溫度。因此，由于所經(jīng)受的高溫，更有必要高效地惰性化在復(fù)合材料機(jī)翼中的航空器燃料箱。眾所周知使用一個(gè)或多個(gè)過濾器或‘氣體分離模塊’(ASM)，其允許供給的進(jìn)氣分離為富氮?dú)怏w(NEA)部分和富氧氣體(OEA)部分。為了高效地運(yùn)行氣體分離模塊，需以相對(duì)高的壓力(通常40磅/平方英寸(2.76 X 15Pag)或更大)供應(yīng)進(jìn)氣給該模塊。可以在較低壓力下工作，但這將意味著需要更多氣體分離模塊，導(dǎo)致重量和復(fù)雜性增加，這不是所期望的。作為示例，如果向ASM供給的空氣達(dá)到15磅/平方英寸，那么將需要每個(gè)重約27千克的十個(gè)ASM。但如果進(jìn)氣達(dá)到56磅/平方英寸只需兩個(gè)ASM以提供所需的NEA含量。在過去，氣體分離模塊由來自航空器主動(dòng)力裝置的高壓引氣來供給。該引氣被排出壓縮器、經(jīng)冷卻、過濾然后供應(yīng)給一個(gè)或多個(gè)ASM。該系統(tǒng)運(yùn)行良好，但現(xiàn)更多地要求航空器制造商能夠降低航空器的單位燃料消耗量(SFC)。已知由壓縮機(jī)排出的高壓氣體對(duì)SFC有不利影響，因此現(xiàn)在有停止使用高壓引氣的趨勢(shì)以優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)性能。這意味著需要找到用于供給該氣體分離模塊的替代流體源，并且基于上述原因該流體需處于升高的壓力下。
[0003]US2006/0117956描述了一種機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，該系統(tǒng)使用串聯(lián)布置的兩個(gè)壓縮機(jī)或兩級(jí)壓縮機(jī)以向氣體分離模塊供應(yīng)被壓縮的空氣。為了向氣體分離模塊提供高壓，同時(shí)應(yīng)對(duì)由壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計(jì)局限性所造成的嚴(yán)格約束，US2006/0117956提供了一種其中有串聯(lián)運(yùn)行的兩個(gè)離心式壓縮機(jī)的系統(tǒng)。來自第二級(jí)的壓縮空氣送到氣體分離模塊，而在第二級(jí)壓縮機(jī)和氣體分離模塊之間設(shè)置氣孔以使來自第二壓縮機(jī)的流量能夠增力口，這導(dǎo)致當(dāng)使用相同的壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計(jì)時(shí)第二壓縮機(jī)的輸出壓力增大。盡管這給離心式壓縮機(jī)提供了輸出流量的更寬運(yùn)行范圍，但確實(shí)意味著在低流速下運(yùn)行效率很低，這是因?yàn)檫^量的流體通過防喘振閥排出以防止葉輪損壞。由于該航空器在其運(yùn)行大部分期間在巡航狀態(tài)下運(yùn)行，這意味著該離心式壓縮機(jī)裝置大多數(shù)時(shí)間是以遠(yuǎn)低于其最佳運(yùn)行效率運(yùn)行的。
[0004]因此，離心式壓縮機(jī)的固有特征不適應(yīng)運(yùn)行工況以及在航空器上升、巡航和下降的循環(huán)中所需的流速和壓力的變動(dòng)，并且造成如上所述的不必要的復(fù)雜解決方法，而只部分地解決問題。正如所指出的，該ASM在高于40磅/平方英寸(2.76X 15Pag)壓力下高效地運(yùn)行。對(duì)于一個(gè)給定的任務(wù)，較低的壓力需要更大的ASM或多個(gè)ASM (因此增加重量)，而較高的壓力也許超過該ASM的最高工作壓力。惰化系統(tǒng)的流量要求隨飛行階段改變而改變。下降需要最高NEA流速，這是因?yàn)槎杌到y(tǒng)需要使燃料箱再次增壓以均衡該箱和外界壓力。巡航需要最低流速因?yàn)樵揘EA流速只需補(bǔ)足由燃料燃燒引起的缺量容積的增加。依航空器類型、巡航高度和下降速度而定，該最高下降流量與巡航流量的比例通常達(dá)到6:1。這并不能很好地符合典型的離心式壓縮機(jī)特征，其因喘振極限和擴(kuò)壓器“阻塞”極限所限具有非常窄的流量范圍。在離心式壓縮機(jī)內(nèi)流量可通過提高速度來增加，但生成的壓力隨該速度的平方增加，而且所需的功率隨該速度的立方增加。必須調(diào)節(jié)額外的壓力以避免損傷ASM。這使得該ASM在惰化系統(tǒng)要求的流量范圍效率很低。
[0005]相比之下，我們發(fā)現(xiàn)正排量式壓縮機(jī)的特征非常適合提供變動(dòng)較大的流量，這是因?yàn)樗鼈冊(cè)谧阋怨?yīng)ASM所要求的壓力下可以提供大體上與速度成比例的流速，且不存在會(huì)降低ASM壽命的、在較高流速下的顯著壓力增加。因此我們?cè)O(shè)計(jì)了一種旨在避免基于離心式壓縮機(jī)的系統(tǒng)所遭遇的問題的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)。
[0006]在例如US2006/0117956中描述的裝置中，離心式壓縮機(jī)在嚴(yán)格限制的速度范圍內(nèi)運(yùn)行并且該壓縮機(jī)在最大負(fù)載條件下運(yùn)行。至燃料箱的NEA流量通過NEA流量控制閥控制，且在部分載荷下，來自壓縮機(jī)的過量流量經(jīng)喘振控制閥被排放到大氣。這是馬達(dá)的低效率使用，而其出現(xiàn)是因?yàn)槭褂秒x心式壓縮機(jī)時(shí)，該馬達(dá)速度由于喘振約束被嚴(yán)格限制。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]相應(yīng)地，我們?cè)O(shè)計(jì)了一種系統(tǒng)，其中可以在較寬的范圍上調(diào)整由壓縮機(jī)輸送的流量而基本上不會(huì)降低該壓縮機(jī)或ASM的效率。該系統(tǒng)的一個(gè)重要的優(yōu)點(diǎn)在于，該系統(tǒng)允許通過根據(jù)待惰化空間內(nèi)檢測(cè)到的氣體純度和/或根據(jù)在ASM中所需的運(yùn)行壓力改變壓縮機(jī)速度來控制該機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)。
[0008]相應(yīng)地，一方面，本發(fā)明提供一種在具有低壓空氣源的航空器中使用的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，該氣體生成系統(tǒng)包括回轉(zhuǎn)式正排量壓縮機(jī)，該壓縮機(jī)具有用于接收所述低壓空氣的一部分的入口、與在使用中輸送NEA部分和OEA部分的氣體分離模塊流體連通的出口，該NEA部分被供應(yīng)至待惰化空間，還包括用于驅(qū)動(dòng)所述回轉(zhuǎn)式正排量壓縮機(jī)的馬達(dá)、用于監(jiān)測(cè)通過該ASM輸送的所述部分中至少之一的成分和/或該待惰化的空間中的成分的傳感器、以及響應(yīng)于所述傳感器的用于根據(jù)所監(jiān)測(cè)到的成分控制該馬達(dá)速度的控制器。
[0009]優(yōu)選，該正排量壓縮機(jī)為在使用中提供基本上恒定并且連續(xù)的氣流的回轉(zhuǎn)式裝置。
[0010]優(yōu)選，所述傳感器監(jiān)測(cè)NEA的成分。這可以通過監(jiān)測(cè)氧含量或氮含量或監(jiān)測(cè)兩者來完成。
[0011]優(yōu)選，該系統(tǒng)包括在該ASM下游的氣流通道中的流量控制閥，并且該控制器可操作以控制該流量控制閥，以便根據(jù)NEA要求改變經(jīng)所述通道的流量。由此，在向燃料箱供應(yīng)NEA情況下，所期望的流量可以基于燃料箱中的氣體成分、缺量容積和飛行條件來確定。該飛行條件和燃料箱中的氧含量決定了 NEA純度和在該階段中所需的NEA流量。
[0012]另一方面，本發(fā)明提供了一種在具有低壓空氣源的航空器中使用的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，該氣體生成系統(tǒng)包括具有用于接收所述低壓空氣的一部分的入口和與在使用中輸送NEA部分和OEA部分的氣體分離模塊流體連通的出口的正排量壓縮機(jī)、位于該ASM下游的氣流通道中的流量控制閥、用于監(jiān)測(cè)通過該ASM輸送的至少其中一個(gè)所述部分和/或該待惰化的空間中的成分的傳感器、以及響應(yīng)于所述傳感器作出回應(yīng)的用于根據(jù)監(jiān)測(cè)到的所述成分控制該流量閥的控制器。
[0013]另一方面，本發(fā)明提供了一種在具有低壓空氣源的航空器中使用的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，該氣體生成系統(tǒng)包括正排量壓縮機(jī)，該壓縮機(jī)具有用于接收一部分所述低壓空氣的入口、與氣體分離模塊流體連通的出口，該氣體分離模塊在使用中輸送NEA部分和OEA部分，NEA部分被供應(yīng)至待惰化的空間，并且OEA部分被儲(chǔ)存和/或輸送以為了在該航空器上使用。
[0014]在這里使用的術(shù)語“低壓空氣”是指低于氣體分離模塊所要求的進(jìn)氣壓力的空氣，一般情況下壓力低于40磅/平方英寸并且通常在20磅/平方英寸至30磅/平方英寸的范圍內(nèi)。在一種方案中該低壓空氣可以是低壓發(fā)動(dòng)機(jī)引氣。在另一方案中該低壓空氣可以是沖壓空氣。
[0015]在一種配置中，為了提供至少一些電力以驅(qū)動(dòng)壓縮機(jī)，該氣體生成系統(tǒng)可包括用于接收部分機(jī)艙空氣并且使其膨脹的渦輪機(jī)。該渦輪機(jī)可以是可傳動(dòng)地連接到所述正排量壓縮機(jī)以提供直接的機(jī)械驅(qū)動(dòng)。作為替代或補(bǔ)充，該渦輪機(jī)可以可傳動(dòng)地連接到發(fā)電機(jī)。
[0016]在一個(gè)馬達(dá)驅(qū)動(dòng)的配置中，電動(dòng)馬達(dá)可傳動(dòng)地連接到所述正排量壓縮機(jī)，該壓縮機(jī)可以方便地接收來自所述發(fā)電機(jī)或與其相關(guān)的能量?jī)?chǔ)存裝置的電能。另外，所述電動(dòng)馬達(dá)是可連接的，以接收來自航空器電源的電能。該馬達(dá)可提供所需的全部功率或其中一部分，其中余量可由例如來自上述渦輪機(jī)的軸功率提供。
[0017]電能控制器可以方便地被設(shè)置用于選擇性地接收來自所述發(fā)電機(jī)(或與其相關(guān)的電能儲(chǔ)存裝置)的電能以及來自航空器電源的電能，并且用于可控地供應(yīng)電能至所述電動(dòng)馬達(dá)。
[0018]該惰性氣體生成系統(tǒng)可包括位于所述正排量壓縮機(jī)和氣體分離模塊之間的氣流通道內(nèi)的熱交換機(jī)，該熱交換機(jī)具有用于流體的加熱和冷卻通道，來自所述正排量壓縮機(jī)的空氣沿該冷卻通道通過以降低供應(yīng)至所述氣體分離模塊的空氣溫度。該熱交換機(jī)可以接收來自沖壓空氣管的相對(duì)較冷的沖壓空氣。該系統(tǒng)可包括用于將機(jī)艙空氣供應(yīng)到該熱交換機(jī)的加熱通道的管道和用于將已加熱的空氣從熱交換機(jī)的加熱通道供應(yīng)到所述渦輪機(jī)的入口的管道。在這種情況下，可設(shè)置用于選擇性地向該熱交換機(jī)供應(yīng)相對(duì)較冷的沖壓空氣或機(jī)艙空氣的閥。
[0019]另一方面，本發(fā)明提供了一種用于在具有低壓空氣源的航空器中使用的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，該惰性氣體生成系統(tǒng)包括具有用于接收所述低壓空氣的一部分的入口以及與氣體分離模塊流體連通的出口的壓縮機(jī)，另一部分所述低壓空氣供應(yīng)至渦輪機(jī)從該渦輪機(jī)那里接收和汲取至少一定比例的驅(qū)動(dòng)該壓縮機(jī)所需能量。該低壓空氣可以是沖壓空氣或來自航空器動(dòng)力裝置的低壓引氣。
[0020]再另一方面，本發(fā)明提供了一種用于操作在具有低壓空氣源(例如沖壓空氣或低壓發(fā)動(dòng)機(jī)引氣)的航空器中的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的方法，該方法包括以下步驟:
[0021 ] 向正排量壓縮機(jī)供應(yīng)所述低壓空氣的一部分，
[0022]由所述正排量壓縮機(jī)向輸送NEA部分和OEA部分的氣體分離模塊供應(yīng)被壓縮的空氣該NEA部分被供應(yīng)至待惰化的空間，
[0023]監(jiān)測(cè)由該ASM輸送的所述部分中至少之一的成分和/或在所述待惰化的空間中的成分，和
[0024]根據(jù)所監(jiān)測(cè)的成分控制馬達(dá)速度。
[0025]再一方面，本發(fā)明提供了一種用于操作在具有低壓空氣源(例如沖壓空氣或低壓發(fā)動(dòng)機(jī)引氣)的航空器中的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的方法，該方法包括以下步驟:
[0026]向正排量壓縮機(jī)供應(yīng)所述低壓空氣的一部分，
[0027]由所述正排量壓縮機(jī)向輸送NEA部分和OEA部分的氣體分離模塊供應(yīng)被壓縮的空氣，該NEA部分被供應(yīng)給待惰化的空間，
[0028]監(jiān)測(cè)由該ASM輸送的所述部分中至少之一的成分和/或所述待惰化的空間中的成分，和
[0029]根據(jù)所監(jiān)測(cè)的成分控制來自所述ASM的NEA部分的流量。
[0030]再一方面，本發(fā)明提供了一種用于操作在具有低壓空氣源(例如沖壓空氣或低壓發(fā)動(dòng)機(jī)引氣)的航空器中的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的方法，該方法包括以下步驟:
[0031 ] 向正排量壓縮機(jī)供應(yīng)所述低壓空氣的一部分，
[0032]由所述正排量壓縮機(jī)向輸送NEA部分和OEA部分的氣體分離模塊供應(yīng)被壓縮的空氣，
[0033]向待惰化的空間供應(yīng)該NEA部分，和
[0034]在該航空器機(jī)上儲(chǔ)存和/或使用該OEA。
[0035]本發(fā)明還延及結(jié)合有上述機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的航空器。
[0036]盡管上文已經(jīng)描述了本發(fā)明，其延及任意在本文公開的任意特征之間或與其它特征一起的有創(chuàng)造性的組合或子組合。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0037]現(xiàn)在僅通過舉例的方式參照附圖介紹本發(fā)明的某些具體實(shí)施例，其中:
[0038]圖1是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第一實(shí)施例的框圖；
[0039]圖2是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第二實(shí)施例的框圖；
[0040]圖3是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第三實(shí)施例的框圖；
[0041]圖4和圖5是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第四實(shí)施例的框圖；
[0042]圖6是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第五實(shí)施例的控制系統(tǒng)的框圖；
[0043]圖7是具體化圖6的控制系統(tǒng)的、機(jī)載惰性氣體生成方案的第五實(shí)施例的框圖；
[0044]圖8是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成方案的第六實(shí)施例的框圖，其中來自ASM的OEA部分被輸送以用于其它的航空器服務(wù)。

【具體實(shí)施方式】
[0045]以下介紹的實(shí)施例采用機(jī)械驅(qū)動(dòng)和/或電驅(qū)動(dòng)的變速正排量增壓式壓縮機(jī)來以適當(dāng)?shù)膲毫土髁抗?yīng)空氣至氣體分離模塊，以惰化航空器的燃料箱。能量回收渦輪機(jī)與該壓縮機(jī)相結(jié)合，從而通過向該壓縮機(jī)和渦輪機(jī)供給機(jī)艙空氣以減少電力消耗。
[0046]這些實(shí)施例使用由航空器環(huán)境控制系統(tǒng)(ECS)提供的客艙空氣，該系統(tǒng)需要來自推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率并且增加了發(fā)動(dòng)機(jī)的單位燃料消耗。使空氣在機(jī)艙中循環(huán)之后作為廢氣通過機(jī)外排氣閥排到大氣中。使用該空氣用于燃料箱惰化用途不會(huì)引起單位燃料消耗(SFC)的額外增加，這是因?yàn)樗璧哪芰恳呀?jīng)由ECS承擔(dān)了。在巡航高度下機(jī)艙壓力通常是11或12磅/平方英寸，這對(duì)于將空氣分離為富氮?dú)怏w(NEA)和富氧氣體(OEA)并且如前所述通常在40磅/平方英寸以上運(yùn)行的氣體分離模塊(ASM)來說太低了。來自ASM的OEA作為廢氣排到機(jī)外，而NEA被輸?shù)饺剂舷鋪硖峁┒栊匀绷繗怏w。以下這些實(shí)施例在巡航階段通過利用‘免費(fèi)的’機(jī)艙空氣用渦輪機(jī)來產(chǎn)生動(dòng)力從而向變速正排量壓縮機(jī)提供動(dòng)力。
[0047]在圖1中示出的第一實(shí)施例中，機(jī)艙空氣(通常在11磅/平方英寸(0.76 X IO5帕斯卡))被供應(yīng)至渦輪壓縮機(jī)模塊10，其中一部分機(jī)艙空氣被供應(yīng)至能量回收渦輪機(jī)12，由該渦輪機(jī)12的出口排出機(jī)外。該渦輪機(jī)的輸出軸14或者直接地或者通過齒輪箱或馬達(dá)16連接到壓縮機(jī)20的輸入軸18。由該壓縮機(jī)供應(yīng)的被壓縮的機(jī)艙空氣部分輸?shù)綗峤粨Q機(jī)22的冷卻通道并且從那里輸?shù)綒怏w分離模塊24。然后，該氣體分離模塊24將NEA供應(yīng)至航空器燃料箱以用于惰化。OEA被排出機(jī)外。該熱交換機(jī)22接收沿?zé)峤粨Q機(jī)的加熱通道通過然后被排出機(jī)外的相對(duì)冷的沖壓空氣。該壓縮機(jī)20是設(shè)計(jì)為具有2到4之間的壓力比的正排量壓縮機(jī)或泵?？墒褂萌我膺m合形式的正排量壓縮機(jī)或泵，其與那些作為用于內(nèi)燃機(jī)的增壓器并且通?？梢曰诓话▋?nèi)部壓力生成的、改進(jìn)的羅茨式正排量泵類型相似。該正排量壓縮機(jī)可以是單級(jí)或多級(jí)裝置。一個(gè)適合裝置的例子是可從伊頓公司獲取的雙渦流系統(tǒng)(TVS)羅茨式增壓器。在該實(shí)施例中，使用正排量壓縮機(jī)能夠提供下降所需的高流速而基本上不會(huì)增大輸出壓力，輸出壓力增大是離心式壓縮機(jī)所固有的。此外，在某些實(shí)施例中壓縮機(jī)的動(dòng)力可以至少部分地由來自排放機(jī)艙空氣的“免費(fèi)”能量提供，這些機(jī)艙空氣無論怎樣都會(huì)由機(jī)艙環(huán)境控制系統(tǒng)排放。
[0048]參考圖2，第二實(shí)施例與第一實(shí)施例非常相似，故使用相似的標(biāo)記。此處能量回收渦輪12的輸出推進(jìn)力被供應(yīng)至向控制器28供應(yīng)電力的發(fā)電機(jī)26，其中控制器28還可以接收來自航空器電源的電力。該控制器28向驅(qū)動(dòng)正排量壓縮機(jī)20的驅(qū)動(dòng)軸18的馬達(dá)30提供電力。該電力控制器結(jié)合并調(diào)節(jié)由渦輪發(fā)電機(jī)26產(chǎn)生的電力與來自航空器電源的電力，并且根據(jù)巡航和下降的需要來控制壓縮機(jī)的速度。
[0049]現(xiàn)在參考圖3，第三實(shí)施例在多個(gè)方面與第二實(shí)施例相似，故使用相似的標(biāo)記。如前所述，機(jī)艙空氣用來驅(qū)動(dòng)能量回收渦輪機(jī)12，該渦輪機(jī)驅(qū)動(dòng)向控制器28供應(yīng)電力的發(fā)電機(jī)26。另一部分機(jī)艙空氣供應(yīng)至正排量壓縮機(jī)20。然而在第三實(shí)施例中，供應(yīng)至渦輪機(jī)的那部分機(jī)艙空氣、而非沖壓空氣首先通過熱交換機(jī)22。這提高了供應(yīng)至渦輪機(jī)的那部分機(jī)艙空氣的溫度并且因此提高了其熱含量，并且改善了對(duì)于給定的渦輪機(jī)出口溫度的能量汲取，同時(shí)冷卻供應(yīng)至氣體分離模塊24的那部分機(jī)艙空氣。供應(yīng)至渦輪機(jī)的機(jī)艙空氣進(jìn)氣溫度的提高也可緩解渦輪機(jī)結(jié)冰。隨著航空器下降，機(jī)艙和大氣的壓力比隨高度的降低而減小。這導(dǎo)致渦輪機(jī)功率減小，并且通過控制器28，壓縮機(jī)20從航空器電源獲得越來越多的電力量。在地面上，機(jī)艙內(nèi)/外界的壓力差為零，故壓縮機(jī)所需的所有電力必須由航空器電源提供。閥32設(shè)置在熱交換機(jī)的上游以便在下降時(shí)以及在地面時(shí)，可以操控閥32將加熱通道的冷卻空氣從機(jī)艙空氣轉(zhuǎn)換成沖壓空氣?；蛘?，當(dāng)機(jī)艙的壓差不足以提供所需的冷卻流時(shí)，可將風(fēng)扇(未示出)加入到該系統(tǒng)中以提高供應(yīng)至熱交換機(jī)的那部分機(jī)艙空氣的流速。
[0050]本文所述的不同實(shí)施例中一個(gè)重要的益處是這些實(shí)施例減少了在巡航高度條件下的單位燃料消耗，這對(duì)航空器經(jīng)濟(jì)性而言是最關(guān)鍵的。下降是相對(duì)較短的期間，其電力消耗不那么關(guān)鍵并且總能有足夠的可用的電力，因?yàn)樵谙陆惦A段不需要大電力負(fù)載(例如機(jī)上廚房的烤箱)，故使用電力來驅(qū)動(dòng)壓縮機(jī)不會(huì)對(duì)航空器發(fā)電機(jī)尺寸造成限制。
[0051]現(xiàn)在參考圖4，示意性地示出了根據(jù)本發(fā)明的另一實(shí)施例，其中機(jī)艙廢氣在篩濾后輸?shù)桨ㄓ械谝患?jí)正排量壓縮機(jī)40的多級(jí)正排量壓縮機(jī)裝置,該壓縮機(jī)40接收一部分機(jī)艙空氣并且在該部分機(jī)艙空氣通過中間冷卻器42輸?shù)降诙?jí)正排量壓縮機(jī)44之前壓縮該部分機(jī)艙空氣。機(jī)艙空氣在每級(jí)正排量壓縮機(jī)的通常壓力比在1:4到1:6的范圍內(nèi)。然后，被壓縮的機(jī)艙空氣從第二級(jí)正排量壓縮機(jī)44通過后冷卻器46輸?shù)綒怏w分離模塊48。NEA部分通過流量控制閥50輸?shù)饺剂舷?2?，F(xiàn)在參考圖5，示出了圖4中裝置的更詳細(xì)配置，其中賦予相同的部件相同的附圖標(biāo)記。機(jī)艙廢氣通過篩濾模塊54和供應(yīng)隔離閥56輸?shù)秸帕繅嚎s機(jī)40，該壓縮機(jī)如前所述可以包括單級(jí)或多級(jí)正排量壓縮機(jī)。如圖所示，該壓縮機(jī)由馬達(dá)58驅(qū)動(dòng)但同樣地也可以至少部分或完全地由例如膨脹渦輪機(jī)(未示出)提供的軸功率驅(qū)動(dòng)。被壓縮的機(jī)艙空氣從該正排量壓縮機(jī)40起、通過供應(yīng)止回閥60輸入熱交換機(jī)46中，以便沿該熱交換機(jī)的冷卻通道輸送。在空氣輸入顆粒過濾器64，臭氧轉(zhuǎn)換器66并進(jìn)而輸入氣體分離模塊48之前,溫度傳感器62監(jiān)測(cè)在熱交換機(jī)46出口處的空氣溫度。在氣體分離模塊48的出口處有控制進(jìn)入到燃料箱52的NEA部分的流量的流量控制閥68。氧含量、壓力和流速由各自的傳感器70、72、74檢測(cè)。
[0052]在一些情況下，比如航空器在地面上或低速飛行時(shí)，沖壓空氣壓力可能不足以推動(dòng)氣流穿過熱交換機(jī)，在這些情況下可以用噴射器。因此，一部分來自壓縮機(jī)40的空氣可以從供應(yīng)止回閥60和熱交換機(jī)46之間的通道中流出。該流出的氣流輸?shù)絿娚淦?6，該噴射器運(yùn)行以通過控制閥78經(jīng)熱交換機(jī)46抽出沖壓空氣的冷卻氣流，然后將該氣流經(jīng)沖壓噴射器控制閥80排出機(jī)外?；蛘?，可設(shè)置風(fēng)扇以經(jīng)熱交換機(jī)46抽出沖壓空氣。
[0053]現(xiàn)在參考如圖6和7所示的實(shí)施例，描述了用于操作機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)以便由ASM提供所需的NEA流體的控制系統(tǒng)。賦予上述實(shí)施例的相同部件以相同的標(biāo)記，且不再詳述。
[0054]期望的NEA流量取決于燃料箱中的氧氣含量、缺量容積和飛行狀態(tài)。在巡航期間，該NEA流量低，因?yàn)樗恍柩a(bǔ)足由于燃料燃燒而造成的容積。在該階段中，NEA中氮純度較高，并且燃料箱中氧含量隨時(shí)間穩(wěn)定降低至遠(yuǎn)低于最大允許值的水平。在下降期間，該NEA流量需要再壓縮燃料箱缺量，以提高氣體濃度來防止含21%氧氣的空氣進(jìn)入其中。在該階段中富氮純度可高于最大允許值，但其與箱內(nèi)的較低濃度相混合以提供在允許限度之內(nèi)的凈濃度。在確定所需的NEA流量后，控制器控制流量控制閥以相應(yīng)地調(diào)節(jié)該NEA流速。隨著該NEA流速改變，這會(huì)影響自ASM的NEA氣流通道中的壓力。這通過調(diào)節(jié)壓縮機(jī)的速度來補(bǔ)償，以恢復(fù)該氣流通道中的期望壓力。ASM中的壓力取決于所需的質(zhì)量流率和所需的氧濃度，因此，該ASM線路中的期望壓力將取決于飛行階段。由于該NEA流量在下降開始時(shí)增力口，故ASM入口壓力將因氣流的供應(yīng)不足而降低。該控制器將檢測(cè)到該壓力降低并且給壓縮機(jī)馬達(dá)發(fā)信號(hào)以提高其速度并且因此輸送氣流來將ASM入口處的壓力恢復(fù)至可控水平以匹配所增加的流量的要求。
[0055]現(xiàn)在具體參考圖6，在該配置中，自ASM48伸出的線路中所需的壓力是作為比較器84的指令信號(hào)的輸入，其在該比較器中與通到ASM48的線路中的壓力相比較。比較的結(jié)果供應(yīng)至驅(qū)動(dòng)在此為無刷直流馬達(dá)的馬達(dá)58運(yùn)行的控制器82。該馬達(dá)驅(qū)動(dòng)第一級(jí)增壓器40并且通過齒輪箱85驅(qū)動(dòng)第二級(jí)增壓器44。來自ASM的NEA氣流通過流量控制閥輸入燃料箱52。輸送到燃料箱的NEA的質(zhì)量流量在比較器86處與所需的質(zhì)量流速相比較，隨后該比較結(jié)果傳到控制流量控制閥50的控制器88。
[0056]現(xiàn)在參考圖7，其示出與圖5中所描述的相似的系統(tǒng)，但除了氮傳感器90監(jiān)測(cè)燃料箱缺量的成分并且向控制器82、88提供表示該成分的信號(hào)。該氮傳感器可以設(shè)置在燃料箱內(nèi)或外。該傳感器可由氧傳感器或監(jiān)測(cè)缺量中的或從ASM48到燃料箱52的氣流通道上游的氣體成分的其它純度傳感器替代。根據(jù)該傳感器的測(cè)量，該控制器調(diào)節(jié)馬達(dá)58的速度和流量控制閥68的設(shè)置，以提供所需的經(jīng)ASM的壓力和流量，以便調(diào)節(jié)或保持燃料箱中所需的成分。因此，當(dāng)缺量中的氮含量在允許的限度內(nèi)時(shí)，該控制器可以關(guān)閉馬達(dá)58或?qū)⒃擇R達(dá)置于空轉(zhuǎn)模式，從而節(jié)省該系統(tǒng)的能量、降低損耗和破損，并且總體上提高了效率。這特別適合航空器，其中許多輔助設(shè)備由電力驅(qū)動(dòng)而非依靠機(jī)械輸出或來自該航空器動(dòng)力裝置的引氣來驅(qū)動(dòng)。
[0057]圖8示出與圖1至5相似的實(shí)施例，但除了來自ASM的OEA部分被輸送用于其它可使用氧氣或OEA的機(jī)載設(shè)備或系統(tǒng)，例如在機(jī)艙失壓或緊急降落的情況下作為乘客的應(yīng)急氧氣。該OEA也可用在非緊急情況下例如返回到機(jī)艙以用于補(bǔ)充機(jī)艙空氣供給。
【權(quán)利要求】
1.一種用于在具有低壓空氣源的航空器中使用的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，該氣體生成系統(tǒng)包括正排量壓縮機(jī)(20),該正排量壓縮機(jī)具有用于接收低壓空氣的一部分的入口和與在使用中輸送富氮?dú)怏wNEA部分和富氧氣體OEA部分的氣體分離模塊(24)流體連通的出口，該富氮?dú)怏wNEA部分被供應(yīng)至待惰化的空間，該系統(tǒng)還包括用于驅(qū)動(dòng)所述回轉(zhuǎn)式正排量壓縮機(jī)的馬達(dá)、用于監(jiān)測(cè)通過該氣體分離模塊ASM輸送的至少其中一個(gè)所述部分的成分和/或該待惰化的空間中的成分的傳感器以及響應(yīng)于所述傳感器的用于根據(jù)所述監(jiān)測(cè)到的成分控制馬達(dá)速度的控制器。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng),其中，所述傳感器監(jiān)測(cè)所述富氮?dú)怏wNEA的成分。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，其中，所述傳感器監(jiān)測(cè)該富氮?dú)怏wNEA的氧含量和氮含量中的至少一個(gè)。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的惰性氣體生成系統(tǒng),該系統(tǒng)包括位于該氣體分離模塊ASM下游的流體通道內(nèi)的流量控制閥，所述控制器可操作以根據(jù)富氮?dú)怏wNEA需求控制流量控制閥來改變經(jīng)過該流體通道的流量。
5.一種用于在具有機(jī)載低壓空氣源的航 空器中使用的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，該氣體生成系統(tǒng)包括正排量壓縮機(jī)，該正排量壓縮機(jī)具有用于接收所述低壓空氣的一部分的入口和與在使用中輸送富氮?dú)怏wNEA部分和富氧氣體OEA部分的氣體分離模塊流體連通的出口，該系統(tǒng)還包括位于該氣體分離模塊ASM下游的氣流通道內(nèi)的流量控制閥、用于監(jiān)測(cè)通過該氣體分離模塊ASM輸送的至少其中一個(gè)所述部分和/或待惰化的空間中的成分的傳感器和響應(yīng)于所述傳感器的用于根據(jù)所述監(jiān)測(cè)到的成分控制流量閥的控制器。
6.一種用于操作在具有低壓空氣源(如沖壓空氣或低壓發(fā)動(dòng)機(jī)引氣)的航空器中的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的方法，該方法包括以下步驟: 向正排量壓縮機(jī)供應(yīng)所述低壓空氣的一部分， 由所述正排量壓縮機(jī)向輸送富氮?dú)怏wNEA部分和富氧氣體OEA部分的氣體分離模塊供應(yīng)被壓縮的空氣，該富氮?dú)怏wNEA部分被供應(yīng)至待惰化的空間， 監(jiān)測(cè)由該氣體分離模塊ASM輸送的至少其中一個(gè)所述部分的成分和/或該待惰化的空間中的成分，和 根據(jù)所監(jiān)測(cè)到的成分控制馬達(dá)速度。
7.一種用于操作在具有低壓空氣源(如沖壓空氣或低壓發(fā)動(dòng)機(jī)引氣)的航空器中的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的方法，該方法包括以下步驟: 向正排量壓縮機(jī)供應(yīng)所述低壓空氣的一部分， 由所述正排量壓縮機(jī)向輸送富氮?dú)怏wNEA部分和富氧氣體OEA部分的氣體分離模塊供應(yīng)壓縮空氣，該富氮?dú)怏wNEA部分被供應(yīng)至待惰化的空間， 監(jiān)測(cè)由該氣體分離模塊ASM輸送的至少其中一個(gè)所述部分的成分和/或待惰化的空間中的成分，和 根據(jù)所監(jiān)測(cè)到的成分控制來自所述氣體分離模塊ASM的富氮?dú)怏wNEA部分的流量。
8.一種用于操作在具有低壓空氣源(如沖壓空氣或低壓發(fā)動(dòng)機(jī)引氣)的航空器中的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的方法，該方法包括以下步驟: 向正排量壓縮機(jī)供應(yīng)所述低壓空氣的一部分，由所述正排量壓縮機(jī)向輸送富氮?dú)怏wNEA部分和富氧氣體OEA部分的氣體分離模塊供應(yīng)壓縮空氣， 向待惰化的空間供應(yīng)該富氮?dú)怏wNEA部分，和 在該航空器機(jī)上儲(chǔ)存 和/或使用該富氧氣體0ΕΑ。
【文檔編號(hào)】B64D13/06GK104080700SQ201280068285
【公開日】2014年10月1日 申請(qǐng)日期:2012年11月27日 優(yōu)先權(quán)日:2011年11月29日
【發(fā)明者】A·E·梅西, A·達(dá)斯, M·P·喬希, K·K·瑪哈爾塔卡爾, H·K·P·K·科利帕拉 申請(qǐng)人:伊頓有限公司