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)，其接收來自相對低壓源如低壓發(fā)動機(jī)引氣或沖壓空氣的空氣并將其輸送到正排量壓縮機(jī)(20)以提高該氣體壓力，使其適于供應(yīng)至氣體分離模塊(48)。該正排量壓縮機(jī)包括具有內(nèi)部冷卻機(jī)構(gòu)的高壓力比單級增壓器。
【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促成航空器的燃料箱和其它區(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‘富氮氣氛’(ΝΕΑ)。近年用復(fù)合材料構(gòu)造航空器機(jī)翼的趨勢意味著由于復(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。眾所周知使用一個或多個過濾器或‘氣體分離模塊’(ASMs)，其允許供給的進(jìn)氣分離為富氮氣體(NEA)部分和富氧氣體(OEA)部分。為了高效地運行氣體分離模塊，需以相對高的壓力(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，那么將需要每個重約27千克的十個ASMs。但如果進(jìn)氣達(dá)到56磅/平方英寸只需兩個ASMs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)給一個或多個ASM。該系統(tǒng)運行良好，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SFC有不利影響，因此現(xiàn)在有停止使用高壓引氣的趨勢以優(yōu)化發(fā)動機(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)布置的兩個壓縮機(jī)或兩級壓縮機(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，同時應(yīng)對由壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計局限性所造成的嚴(yán)格約束，US2006/0117956提供了一種其中有串聯(lián)運行的兩個離心式壓縮機(jī)的系統(tǒng)。來自第二級的壓縮空氣送到氣體分離模塊，而在第二級壓縮機(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)計時第二壓縮機(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行范圍，但確實意味著在低流速下運行效率很低。由于該航空器在其運行大部分期間在巡航狀態(tài)下運行，這意味著該離心式壓縮機(jī)裝置大多數(shù)時間是以遠(yuǎn)低于其最佳運行效率運行的。因此，離心式壓縮機(jī)的固有特征不適應(yīng)運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，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鎊/平方英寸(2.76X 15Pag)壓力下高效地運行。對于一個給定的任務(wù)，較低的壓力需要更大的ASM或多個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，這是因為惰化系統(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為該NEA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。
[0004]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較大的流量，這是因為它們在足以供應(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，且不存在會降低ASM壽命的、在較高流速下的顯著壓力增加。因此我們設(shè)計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)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]相應(yīng)地，一方面，本發(fā)明提供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)，該壓縮機(jī)具有用于接收所述低壓空氣的一部分的入口、與氣體分離模塊流體連通的出口，該正排量壓縮機(jī)還包括用于冷卻由所述壓縮機(jī)輸送的被壓縮的空氣的集成式冷卻機(jī)構(gòu)。
[0006]優(yōu)選地，該正排量壓縮機(jī)為在使用中提供基本上穩(wěn)定并且連續(xù)氣流的回轉(zhuǎn)式裝置。
[0007]優(yōu)選地，冷卻機(jī)構(gòu)被設(shè)置在壓縮機(jī)內(nèi)部。壓縮機(jī)的一部分輸出氣體優(yōu)選被輸送至其入口。
[0008]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)動機(jī)引氣。在另一方案中，該低壓空氣可以是沖壓空氣。
[0009]在一種配置中，為了提供至少一些電力以驅(qū)動壓縮機(jī)，該氣體生成系統(tǒng)可包括用于接收一部分機(jī)艙空氣并且使其膨脹的渦輪機(jī)。該渦輪機(jī)可傳動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。作為替代或補(bǔ)充，該渦輪機(jī)可傳動地連接到發(fā)電機(jī)。
[0010]在一種馬達(dá)驅(qū)動配置中，電動馬達(dá)可傳動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)的能量儲存裝置的電能。另外，所述電動馬達(dá)可以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，其中余量由來自例如上述渦輪機(jī)的軸功率提供。
[0011 ] 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)的電能儲存裝置)的電能以及來自航空器電源的電能，并且用于向所述電動馬達(dá)可控地供應(yīng)電能。
[0012]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)相對較冷的沖壓空氣或機(jī)艙空氣的閥。
[0013]另一方面，本發(fā)明提供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)，另一部分低壓空氣供應(yīng)至渦輪機(jī)以從該渦輪機(jī)那里接收和汲取至少一定比例的驅(qū)動該壓縮機(jī)所需的能量。該低壓空氣可以是沖壓空氣或來自航空器動力裝置的低壓引氣。
[0014]再另一方面，本發(fā)明提供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:
[0015]向具有集成式冷卻機(jī)構(gòu)的正排量壓縮機(jī)供應(yīng)一部分低壓空氣，和
[0016]從該正排量壓縮機(jī)向氣體分離模塊供應(yīng)被冷卻的壓縮氣體。
[0017]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。
[0018]盡管上文已描述了本發(fā)明，但其延及任何在本文所公開的特征之間或與其它特征一起的創(chuàng)造性組合或子組合。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0019]現(xiàn)在僅以示例方式參考附圖來描述本發(fā)明的某些特定實施例，其中:
[0020]圖1是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第一實施例的框圖；
[0021]圖2是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第二實施例的框圖；
[0022]圖3是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第三實施例的框圖；
[0023]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)的第四實施例的框圖；
[0024]圖6是與帶內(nèi)部冷卻裝置的高壓增壓器結(jié)合使用的根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第五實施例的簡圖；
[0025]圖7是圖6的第五實施例的更詳細(xì)視圖，和
[0026]圖8是根據(jù)本發(fā)明的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的第六實施例的框圖。

【具體實施方式】
[0027]以下介紹的實施例采用機(jī)械驅(qū)動和/或電驅(qū)動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。
[0028]這些實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)動機(jī)的功率并且增加了發(fā)動機(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引起單位燃料消耗(SFC)的額外增加，這是因為所需的能量已經(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，這對于將空氣分離為富氮氣體(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。以下這些實施例在巡航階段通過利用‘免費的’機(jī)艙空氣用渦輪機(jī)來產(chǎn)生動力從而向變速正排量壓縮機(jī)提供動力。
[0029]在圖1所示的第一實施例中，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，NEA從該氣體分離模塊24被供應(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)外的相對冷的沖壓空氣。該壓縮機(jī)20是設(shè)計為具有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)可以是單級或多級裝置。一個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，在某些實施例中壓縮機(jī)的動力可以至少部分地由來自排放機(jī)艙空氣的“免費”能量提供，這些機(jī)艙空氣無論怎樣都會由機(jī)艙環(huán)境控制系統(tǒng)排放。
[0030]參考圖2，第二實施例與第一實施例非常相似，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)動正排量壓縮機(jī)20的驅(qū)動軸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)對巡航和下降的需要來控制壓縮機(jī)的速度。
[0031]現(xiàn)在參考圖3，第三實施例在多個方面與第二實施例相似，故使用相似的標(biāo)記。如前所述，機(jī)艙空氣用來驅(qū)動能量回收渦輪機(jī)12，該渦輪機(jī)驅(qū)動向控制器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，并且改善了對于給定的渦輪機(jī)出口溫度的能量汲取，同時冷卻供應(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以及在地面時，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，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。
[0032]本文所述的不同實施例中一個重要的益處是這些實施例減少了在巡航高度條件下的單位燃料消耗，這對航空器經(jīng)濟(jì)性而言是最關(guān)鍵的。下降是相對較短的期間，其電力消耗不那么關(guān)鍵并且總能有足夠的可用的電力，因為在下降階段不需要大電力負(fù)載(例如機(jī)上廚房的烤箱)，故使用電力來驅(qū)動壓縮機(jī)不會對航空器發(fā)電機(jī)尺寸造成限制。
[0033]現(xiàn)在參考圖4，示意性地示出了根據(jù)本發(fā)明的另一實施例，其中機(jī)艙廢氣在篩濾后輸?shù)桨ㄓ械谝患壵帕繅嚎s機(jī)40的多級正排量壓縮機(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壵帕繅嚎s機(jī)44之前壓縮該部分機(jī)艙空氣。機(jī)艙空氣在每級正排量壓縮機(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。
[0034]現(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以相同的附圖標(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或多級正排量壓縮機(jī)。如圖所示，該壓縮機(jī)由馬達(dá)58驅(qū)動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。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。
[0035]在一些情況下，比如航空器在地面上或低速飛行時，沖壓空氣壓力可能不足以推動氣流穿過熱交換機(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。或者，可設(shè)置風(fēng)扇以經(jīng)熱交換機(jī)46抽出沖壓空氣。
[0036]現(xiàn)在參考圖6至圖8所示的實施例，在這些配置中，提供具有內(nèi)部冷卻機(jī)構(gòu)的高壓增壓器以確保即使使用單級壓縮機(jī)或增壓器，流經(jīng)前述壓縮機(jī)或增壓器的被壓縮空氣的溫度也不會超過流至氣體分離模塊的容許的最大入口溫度。在當(dāng)前的技術(shù)中，通常的最大入口溫度在77°C左右，即使該值隨著氣體分離模塊技術(shù)的發(fā)展會有提高。在以下的實施例中，相同的部件具有相同的附圖標(biāo)記并且不會被重復(fù)地進(jìn)行詳述。
[0037]參照圖6，呈篩濾過的機(jī)艙廢氣、沖壓氣體或低壓引氣中的一種或多種形式的低壓空氣被供應(yīng)至單級壓縮機(jī)40內(nèi)以提供溫度低于氣體分離模塊48的最大入口溫度的被壓縮空氣，其中該單級壓縮機(jī)40具有包括由艙內(nèi)廢氣、沖壓氣體或其它可利用的流體冷卻的換熱器的內(nèi)部冷卻裝置。來自氣體分離模塊的富氮氣體部分經(jīng)由流量控制閥50進(jìn)入燃料箱52。
[0038]現(xiàn)在參照圖7，壓縮機(jī)40如上所述的由馬達(dá)58驅(qū)動。當(dāng)燃料箱內(nèi)的惰性氣體濃度較高并且惰化系統(tǒng)空轉(zhuǎn)時，來自壓縮機(jī)40的壓縮氣體輸出可以被轉(zhuǎn)移并且用于其它應(yīng)用，這些應(yīng)用包括但不限于航空器上的水箱的加壓、例如反推裝置操作的氣動應(yīng)用和為啟動發(fā)動機(jī)提供聞壓氣體。
[0039]現(xiàn)在參考圖8的實施例，其與圖7的實施例非常相似，但卻包括將來自壓縮機(jī)40的冷卻氣體循環(huán)回壓縮機(jī)的入口處從而冷卻該流體的回輸通道。在該方案中，冷卻氣體循環(huán)包括使得所輸送的流體流出，接著將該氣體冷卻并且以輸送壓力將其注入到機(jī)器的輸送室內(nèi)以降低壓縮熱。
【權(quán)利要求】
1.一種用于在具有機(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)，所述氣體生成系統(tǒng)包括具有用于接收所述低壓空氣的一部分的入口及與氣體分離模塊(24)流體連通的出口的正排量壓縮機(jī)(20)，所述正排量壓縮機(jī)還包括用于冷卻該壓縮機(jī)所輸送的壓縮空氣的集成式冷卻機(jī)構(gòu)。
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，所述正排量壓縮機(jī)是單級壓縮機(jī)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)，其中，所述集成式冷卻機(jī)構(gòu)包括由艙內(nèi)廢氣、沖壓氣體或其它可利用的流體冷卻的換熱器。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng),其中，所述冷卻機(jī)構(gòu)設(shè)置在所述壓縮機(jī)的內(nèi)部。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng),其中，來自該壓縮機(jī)的被冷卻的輸出氣體的一部分被輸送至該壓縮機(jī)的入口。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng),其中，來自所述氣體分離模塊的輸出氣體可被引導(dǎo)以為一個或多個其它的航空器部件供應(yīng)能量和/或壓力。
7.一種用于操作具有低壓空氣源的航空器中的機(jī)載惰性氣體生成系統(tǒng)的方法，其包括以下步驟: 向具有集成式冷卻機(jī)構(gòu)的正排量壓縮機(jī)(20)供應(yīng)一部分所述低壓空氣，和 將來自所述正排量壓縮機(jī)(20)的被冷卻的壓縮空氣供應(yīng)至氣體分離模塊(24)。
【文檔編號】B64D37/32GK104080701SQ201280068287
【公開日】2014年10月1日 申請日期: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 申請人:伊頓有限公司