Турбокомпрессорная система и способ извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата

Турбокомпрессорная система для извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата. Турбокомпрессорная система имеет турбокомпрессорный узел с турбиной, механически соединенной по меньшей мере с одним компрессором. Турбокомпрессорная система имеет впускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой отбора воздуха в двигателе воздушного летательного аппарата, и выпускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой кондиционирования воздуха системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью извлечения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорного узла в указанную установку кондиционирования воздуха. Турбокомпрессорная система имеет впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором. Турбокомпрессорная система имеет регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорным узлом посредством множества соединительных воздуховодов. Турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха для уменьшения потока отбираемого воздуха и использования набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

1) ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение в целом относится к системам кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и к способам, а, в частности, к системам кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и к способам извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, выполненной на основе отбираемого воздуха.

2) УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Известные системы кондиционирования воздуха, применяемые в транспортных средствах, таких как коммерческие воздушные летательные аппараты, как правило, используют термодинамический цикл на основе воздуха, чтобы обеспечивать подачу холодного сжатого воздуха для различных внутренних отсеков воздушного летательного аппарата, таких как пассажирский салон, грузовые отсеки и другие внутренние отделения. Воздух из ступеней компрессора основных двигателей воздушного летательного аппарата, обычно называемый как "отбираемый воздух", может быть отобран системой отбора воздуха от двух или большего количества таких газотурбинных двигателей воздушного летательного аппарата, чтобы подать пневматическую энергию к различным системам воздушного летательного аппарата и двигателей. Например, отбираемый воздух может быть использован, чтобы подать пневматическую энергию системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, к его противообледенительной системе, к его гидравлической системе или иным системам или компонентам воздушного летательного аппарата.

Обычно отбираемый воздух может быть выведен при высокой температуре и под высоким давлением из системы отбора воздуха двигателя воздушного летательного аппарата. Такой отбираемый воздух затем может быть охлажден и подвергнут кондиционированию посредством установки для кондиционирования воздуха системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата. После кондиционирования отбираемого воздуха в установках для кондиционирования воздуха он может быть затем распределен во внутреннюю часть воздушного летательного аппарата для управления ее температурой, вентиляции и поддержания в ней давления. Кондиционированный воздух внутри внутренней части воздушного летательного аппарата затем может быть выпущен наружу в окружающую среду через различные бортовые клапаны, перепускные или сливные клапаны и места утечек из салона.

Однако в известных системах кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, выполненных на основе отбираемого воздуха, пневматическая энергия, извлекаемая из отбираемого воздуха, подаваемого системой отбора воздуха двигателя воздушного летательного аппарата в систему кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, может быть рассогласованной и не соответствовать энергии, необходимой, чтобы система кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата отвечала предъявляемым к ней требованиям по протеканию и охлаждению. Двигатель воздушного летательного аппарата может обеспечить больше энергии, чем необходимо согласно энергетическими требованиями системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата. Такой излишек энергии может привести к неэффективности и потере энергии. Поскольку система кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата обычно является самым большим потребителем энергии на борту воздушного летательного аппарата, помимо его двигательной установки, такие потери энергии могут оказывать значительное влияние на сжигание топлива в воздушном летательном аппарате.

Более того, в известных системах кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, выполненных на основе отбираемого воздуха, установка кондиционирования воздуха таких известных систем кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата может нуждаться в увеличенном потреблении набегающего воздуха, чтобы адекватно охлаждать отбираемый воздух, поступающий в установку кондиционирования воздуха. Увеличенное потребление установкой набегающего воздуха, и, в свою очередь, увеличенный поток набегающего воздуха, могут привести к увеличенному сопротивлению набегающего воздуха относительно воздушного летательного аппарата.

Соответственно, существует потребность в усовершенствованной системе воздушного летательного аппарата и способе, применяемых для извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата, чтобы привести пневматическую энергию или энергию, извлеченную из отбираемого воздуха, обеспечиваемого двигателями воздушного летательного аппарата, в соответствие с потребностями в энергии для системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, благодаря чему обеспечено уменьшение или минимизирование потерь энергии в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, и для обеспечения экономичной работы при использовании сопротивления набегающего воздуха.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Эта потребность в усовершенствованной системе воздушного летательного аппарата и способе удовлетворена. Как раскрыто в подробном описании ниже, варианты реализации такой усовершенствованной системы воздушного летательного аппарата и способа могут обеспечить значительные преимущества по сравнению с существующими системами и способами.

В одном варианте реализации изобретения предложена турбокомпрессорная система для извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата. Турбокомпрессорная система содержит турбокомпрессорный узел, содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором. Турбокомпрессорный узел кроме того содержит впускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой отбора воздуха в двигателе воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью всасывания отбираемого воздуха из системы отбора воздуха в турбокомпрессорный узел. Турбокомпрессорный узел кроме того содержит выпускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой кондиционирования воздуха системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью извлечения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорного узла в указанную установку кондиционирования воздуха.

Турбокомпрессорный узел кроме того содержит впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора. Турбокомпрессорный узел кроме того содержит регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорный узлом посредством множества соединительных воздуховодов. Турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха.

Еще в одном варианте реализации изобретения предложен воздушный летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одно крыло и один или большее количество двигателей воздушного летательного аппарата, соединенных с указанным по меньшей мере одним крылом. Каждый двигатель воздушного летательного аппарата имеет систему отбора воздуха для выработки отбираемого воздуха. Воздушный летательный аппарат кроме того содержит фюзеляж, определяющий внутренний объем, включающий салон воздушного летательного аппарата и отсек для установок, выполненный отдельно от салона воздушного летательного аппарата. Воздушный летательный аппарат кроме того содержит систему кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, размещенную в отсеке для установок и сообщающуюся по текучей среде с салоном воздушного летательного аппарата.

Система кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата содержит установку кондиционирования воздуха и турбокомпрессорную систему. Турбокомпрессорная система содержит турбокомпрессорный узел, содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором. Турбокомпрессорная система кроме того содержит впускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой отбора воздуха и выполненное с возможностью всасывания отбираемого воздуха из системы отбора воздуха в турбокомпрессорный узел. Турбокомпрессорная система кроме того содержит выпускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой кондиционирования воздуха и выполненное с возможностью извлечения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорного узла в указанную установку кондиционирования воздуха.

Турбокомпрессорная система кроме того содержит впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора. Турбокомпрессорная система кроме того содержит регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорный узлом посредством множества соединительных воздуховодов. Турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха.

Еще в одном варианте реализации изобретения предложен способ извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата. Способ включает этап установки турбокомпрессорной системы в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата. Турбокомпрессорная система содержит турбокомпрессорный узел, размещенный между впускным отверстием турбокомпрессора и выпускным отверстием турбокомпрессора и содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором. Турбокомпрессорная система кроме того содержит впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором. Турбокомпрессорная система кроме того содержит регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорным узлом посредством множества соединительных воздуховодов.

Способ кроме того включает этап использования турбины турбокомпрессорной системы для извлечения энергии из отбираемого воздуха для получения выпускного воздуха турбины и извлекаемой энергии. Способ кроме того включает этап привода указанного по меньшей мере одного компрессора извлекаемой энергией для всасывания и сжатия набегающего воздуха из впускного отверстия набегающего воздуха для получения выпускного воздуха компрессора. Способ кроме того включает этап использования турбокомпрессорной системы для уменьшения потока отбираемого воздуха, необходимого для установки кондиционирования воздуха в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, что приводит к уменьшению энергетических требований к системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата. Способ кроме того включает этап смешивания выпускного воздуха турбины и выпускного воздуха компрессора в турбокомпрессорной системе для получения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры и меньшего потребления набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

Раскрытые признаки, функции и преимущества могут быть реализованы независимо в различных вариантах реализации изобретения или могут быть объединены в других вариантах реализации, дополнительные сведения о которых очевидны при анализе со ссылкой на последующее описание и чертежи.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Приведенное раскрытие может быть лучше понято со ссылкой на следующее подробное описание, рассматриваемое вместе с прилагаемыми чертежами, на которых показаны предпочтительные и примерные варианты реализации изобретения, но которые не обязательно выполнены в масштабе.

ФИГ. 1А представляет собой иллюстрацию схематического изображения воздушного летательного аппарата, включающего вариант реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению с одним вариантом реализации впускного отверстия набегающего воздуха;

ФИГ. 1В представляет собой иллюстрацию схематического изображения воздушного летательного аппарата, включающего вариант реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению еще с одним вариантом реализации впускного отверстия набегающего воздуха;

ФИГ. 2 представляет собой иллюстрацию схематического изображения варианта реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению с турбиной, компрессором и впускным отверстием набегающего воздуха, при этом турбокомпрессорная система показана в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и соединена с системой отбора воздуха;

ФИГ. 3 представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению с турбиной, двумя компрессорами и впускным отверстием набегающего воздуха, при этом турбокомпрессорная система показана в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и соединена с системой отбора воздуха;

ФИГ. 4 представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению с турбиной, электродвигателем, двумя компрессорами и впускным отверстием набегающего воздуха, при этом турбокомпрессорная система показана в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и соединена с системой отбора воздуха;

ФИГ. 5 представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению с турбиной, теплообменником промежуточного охлаждения, двумя компрессорами и впускным отверстием набегающего воздуха, при этом турбокомпрессорная система показана в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и соединена с системой отбора воздуха;

ФИГ. 6 представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению с турбиной, двумя компрессорами и воздуховодом рециркулированного воздуха салона вместо впускного отверстия набегающего воздуха, при этом турбокомпрессорная система показана в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и соединена с системой отбора воздуха;

ФИГ. 7А представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению в виде выполненной за одно целое турбокомпрессорной системы на основе установки воздушного цикла (АСМ) и впускным отверстием набегающего воздуха, при этом турбокомпрессорная система показана в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и соединена с системой отбора воздуха, а регулировочный клапан управления потоком для установки находится в открытом положении;

ФИГ. 7В представляет собой иллюстрацию схематического изображения турбокомпрессорной системы по ФИГ. 7А, при этом турбокомпрессорная система показана в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и соединена с системой отбора воздуха, а регулировочный клапан управления потоком для установки находится в закрытом положении;

ФИГ. 8 представляет собой иллюстрацию структурной схемы воздушного летательного аппарата, показывающей систему кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата с вариантами реализации турбокомпрессорной системы согласно раскрытому изобретению;

ФИГ. 9 представляет собой иллюстрацию блок-схемы, показывающей вариант реализации способа согласно изобретению;

ФИГ. 10 представляет собой иллюстрацию блок-схемы способа изготовления воздушного летательного аппарата и его обслуживания и

ФИГ. 11 представляет собой иллюстрацию структурной схемы воздушного летательного аппарата.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Здесь и далее раскрытые варианты реализации будут описаны более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показаны некоторые, но не все, раскрытые варианты реализации. Несомненно, могут быть выполнены некоторые различные варианты реализации, которые не следует толковать как ограниченные вариантами реализации, приведенными в данном описании. Напротив, эти варианты реализации приведены для того, чтобы это раскрытие было полным и полностью раскрывало специалистам в данной области техники объем изобретения.

Теперь со ссылкой на фигуры чертежей, ФИГ. 1А представляет собой иллюстрацию схематического изображения воздушного летательного аппарата 12, включающего вариант реализации турбокомпрессорной системы 10 согласно раскрытому изобретению с одним вариантом реализации впускного отверстия 58 набегающего воздуха. ФИГ. 1В представляет собой иллюстрацию схематического изображения воздушного летательного аппарата 12, включающего вариант реализации турбокомпрессорной системы 10 согласно раскрытому изобретению еще с одним вариантом реализации впускного отверстия 58 набегающего воздуха. Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 1А-8), подробно раскрытая ниже, выполнена для извлечения энергии из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 1А-8), подаваемого системой 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 1А-8) в двигателе 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А-8) в систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А-8). Кроме того, раскрыт способ 250 (см. ФИГ. 9) извлечения энергии из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 1А-8), подаваемого системой 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 1А-8) в двигателе 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А-8) в систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А-8) с использованием турбокомпрессорной системы (см. ФИГ. 1А-8).

Как показано на ФИГ. 1А - 1В, воздушный летательный аппарат 12 имеет фюзеляж 13, определяющий внутренний объем 15. Внутренний объем 15 может включать в себя салон 14 воздушного летательного аппарата предпочтительно для пассажиров или груза, кабину 16 экипажа предпочтительно для пилотов и других членов полетного экипажа, передний отсек 18 для электроники и оборудования, передний грузовой отсек 20, кормовой грузовой отсек 22 и грузовой отсек 24 для навалочного груза. Внутренний объем 15 воздушного летательного аппарата 12 может кроме того включать в себя дополнительные грузовые отсеки или области. Салон 14 воздушного летательного аппарата и кабина 16 экипажа являются областями с воздухом повышенного давления, передний отсек 18 для электроники и оборудования, передний грузовой отсек 20, кормовой грузовой отсек 22 и грузовой отсек 24 для навалочного груза при необходимости могут являться областями с воздухом повышенного давления.

Воздушный летательный аппарат 12 кроме того содержит кессон 28 крыла (см. ФИГ. 1А - 1В), от которого проходят одно или большее количество крыльев 30 (см. ФИГ. 1А - 1В). На ФИГ. 1А - 1В показано одно крыло 30, проходящее от кессона 28 крыла, и другое крыло 30 (не показано) проходит наружу от противоположной стороны кессона 30 крыла. Как показано на ФИГ. 1А - 1В, крыло 30 имеет один или большее количество двигателей 32, таких как выполненные в виде газотурбинных двигателей. Каждый двигатель 32 может иметь одну или большее количество систем 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 1А - 1В), соединенных с двигателем 32. Каждая система 34 отбора воздуха имеет архитектуру 34а системы отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В), подробно раскрытую ниже.

Как показано на ФИГ. 1А - 1В, внутренний объем 15 воздушного летательного аппарата 12 кроме того включает в себя по меньшей мере один отсек 36 для установок. В предпочтительном варианте реализации изобретения воздушный летательный аппарат 12 имеет два отсека 36 для установок с одним отсеком 36 для установок, размещенным под каждым крылом 30. При этом, воздушный летательный аппарат 12 может иметь дополнительные отсеки 36 для установок, причем отсеки 36 для установок могут быть расположены в другом подходящем месте воздушного летательного аппарата 12. Отсек 36 для установок является областью с воздухом, не имеющим повышенного давления. Внутренняя часть отсека 36 для установок может проходить во внутреннюю часть обтекателя 38 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А - 1В), такого как обтекатель воздушного летательного аппарата в месте перехода крыла в корпус, который представляет собой конструкцию на борту воздушного летательного аппарата 12, размещенную под фюзеляжем 13 и между крыльями 30.

Отсек 36 для установок и обтекатель 38 воздушного летательного аппарата содержат систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А - 1В). Как показано на ФИГ. 1А - 1В, система 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата содержит вариант реализации турбокомпрессорной системы 10, подробно раскрытой ниже, соединенной с установкой 42 кондиционирования воздуха, имеющей установку теплообменника (НХ) 44 с одним или большим количеством теплообменников (не показано). Установка 42 кондиционирования воздуха в предпочтительном варианте реализации изобретения выполнена в виде системы 182 воздушного цикла (см. ФИГ. 7А) с соответствующими клапанами, трубопроводами, датчиками и теплообменниками.

Кроме того, как показано на ФИГ. 1А - 1В, отбираемый воздух 50 из системы 34 отбора воздуха (т.е., пневматической системы) двигателя 32 воздушного летательного аппарата перемещают посредством воздуховодов 52 отбираемого воздуха в систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, и, в частности, в турбокомпрессорную систему 10 и в установку 42 кондиционирования воздуха системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата.

После кондиционирования отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 1А - 1В) в системе 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, он может быть затем распределен в качестве подаваемого кондиционированного воздуха 46 (см. ФИГ. 1А - 1В) посредством воздуховодов 53 (см. ФИГ. 1А - 1В) в салон 14 воздушного летательного аппарата и другие внутренние объемы 15 воздушного летательного аппарата 12 для управления температурой и влажностью во внутренней части воздушного летательного аппарата, ее вентиляции и поддержания в ней давления. Подаваемый кондиционированный воздух 46 может быть выпущен наружу в окружающую среду или рециркулирован обратно в систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата. Как показано на ФИГ. 1А - 1В, воздушный летательный аппарат 12 кроме того содержит один или большее количество выпускных воздушных клапанов 47а, 47b для обеспечения возможности выпуска выпускного воздуха 48а, 48b воздушного летательного аппарата 12. Выпускной воздух 48а, 48b (см. ФИГ. 1А - 1В) может содержать выпускной воздух салона и/или другой выпускной воздух из других областей воздушного летательного аппарата 12.

Кроме того, как показано на ФИГ. 1А - 1В, набегающий воздух 60 может быть затянут в систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата снаружи воздушного летательного аппарата 12 для использования в термодинамическом цикле, реализуемом на основе воздуха. Для целей настоящей заявки "набегающий воздух" означает окружающий воздух за пределами воздушного летательного аппарата, созданный перемещением его самого, который принимают в воздушный летательный аппарат через впускное отверстие для набегающего воздуха и используют в термодинамическом цикле, реализуемом на основе воздуха.

Один из примеров турбокомпрессорной системы 10, раскрытой в настоящем документе, может содержать в варианте реализации, показанном на ФИГ. 1А, впускное отверстие 58 набегающего воздуха, выполненное в виде воздухозаборника 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха. Как показано на ФИГ. 1А, впускное отверстие 58 набегающего воздуха, выполненное в виде воздухозаборника 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, выполнено с возможностью всасывания набегающего воздуха 60, такого как впускной набегающий воздух 60а, посредством турбокомпрессорной системы 10. Воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А) представляет собой конструкцию, которая может быть добавлена к наружной части воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 1А) и может в предпочтительном варианте реализации изобретения быть выполнена проходящей через наружную часть обтекателя 38 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А) во внутреннюю часть обтекателя 38 воздушного летательного аппарата. При этом воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А) может быть добавлен в другие подходящие места на борту воздушного летательного аппарата 12, в зависимости от того, где в нем установлена турбокомпрессорная система 10.

Во внутренней части обтекателя 38 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А) воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А) в предпочтительном варианте реализации изобретения соединен с воздуховодом 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А, 2), который, в свою очередь, соединен с компрессором 144 (см. ФИГ. 2), таким как выполненный в форме первого компрессора (С1) 144а (см. ФИГ. 2, 3), турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 2, 3). Набегающий воздух 60, такой как в виде впускного набегающего воздуха 60а (см. ФИГ. 1А), в предпочтительном варианте реализации изобретения затягивается или всасывается через воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха и через воздуховод 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия для набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А, 2) компрессором 144 (см. ФИГ. 2), в предпочтительном варианте реализации изобретения выполненным в форме первого компрессора (С1) 144а (см. ФИГ. 2, 3), который более подробно раскрыт ниже.

Воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А), который добавлен в воздушный летательный аппарат 12 (см. ФИГ. 1А) как часть турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 1А), в предпочтительном варианте реализации изобретения выполнен значительно меньшим по размеру по сравнению с существующими впускными отверстиями набегающего воздуха, используемыми с существующими установками кондиционирования воздуха в воздушном летательном аппарате. Воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А) в предпочтительном варианте реализации изобретения состоит из прочного композита, металла или иного подходящего материала.

Воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А), который добавлен в воздушный летательный аппарат 12 (см. ФИГ. 1А) как часть турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 1А), может не требовать добавления каких бы то ни было конструкций для регулировочных изменений, таких как дверцы для регулировочных изменений или лопатки для регулировочных изменений, и может не требовать использования какого-либо устройства управления изменением для автоматического изменения впускного отверстия 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А). Например, существующие впускные отверстия набегающего воздуха обычно используют дверцу для регулировочных изменений, выполненную на впускном отверстии набегающего воздуха, чтобы управлять расходом охлаждающего воздуха через первичный и вторичный теплообменники набегающего воздуха, и/или обычно используют стационарные лопатки для регулировочных изменений, выполненные на выпускном отверстии для набегающего воздуха, чтобы увеличить извлечение набегающего воздуха. Кроме того, существующие впускные отверстия набегающего воздуха могут использовать устройство управления изменением для автоматического изменения впускного отверстия набегающего воздуха, когда воздушный летательный аппарат находится в полете. Воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1А) может быть добавлен в турбокомпрессорную систему 10 (см. ФИГ. 1А) без такого регулировочного изменения.

Турбокомпрессорная система 10, раскрытая в настоящем документе, еще в одном варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 1В, может содержать впускное отверстие 58 набегающего воздуха, выполненное в виде перепускного воздуховода 68 впускного отверстия набегающего воздуха, соединенного с турбокомпрессорной системой 10. В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 1В, впускное отверстие 58 набегающего воздуха турбокомпрессорной системы 10 осуществляет отбор набегающего воздуха 60 из системы 64 набегающего воздуха, существующей в воздушном летательном аппарате 12 и имеющей существующий воздуховод 66 впускного отверстия набегающего воздуха, соединенный с установкой теплообменника (НХ) 44 установки 42 кондиционирования воздуха. Перепускной воздуховод 68 впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1В) может быть отобран из существующего воздуховода 66 впускного отверстия набегающего воздуха, при этом он выполнен за одно целое с системой 64 набегающего воздуха, существующей в воздушном летательном аппарате 12 (см. ФИГ. 1В). Перепускной воздуховод 68 впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1В) соединен с турбокомпрессорной системой 10 (см. ФИГ. 1В), и в предпочтительном варианте реализации изобретения соединен с компрессором 144 (см. ФИГ. 2), таким как выполненный в форме первого компрессора (С1) 144а (см. ФИГ. 2, 3), турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 2, 3).

Как показано на ФИГ. 1В, набегающий воздух 60, такой как в виде впускного набегающего воздуха 60b, протекает снаружи воздушного летательного аппарата 12 через указанный существующий воздуховод 66 впускного отверстия набегающего воздуха существующей системы 64 набегающего воздуха к установке теплообменника (НХ) 44. Кроме того, как показано на ФИГ. 1В, часть набегающего воздуха 60, в виде впускного набегающего воздуха 60b, отбирается посредством перепускного воздуховода 68 впускного отверстия набегающего воздуха в качестве перепускного набегающего воздуха 60с и протекает в турбокомпрессорную систему 10. Впускной набегающий воздух 60b (см. ФИГ. 1В), который не отбирается, протекает в установку теплообменника 44 (см. ФИГ. 1В) и затем выходит из установки теплообменника 44 (см. ФИГ. 1В) в качестве выпускного набегающего воздуха 60d. Как показано на ФИГ. 1В, выпускной набегающий воздух 60d выходит из воздушного летательного аппарата 12 через выпускное отверстие 70 набегающего воздуха посредством воздуховода 72 выпускного набегающего воздуха, оба из которых имеются в системе 64 набегающего воздуха, существующей в воздушном летательном аппарате 12.

Кроме того, как показано на ФИГ. 1А - 1В, воздушный летательный аппарат 12 кроме того содержит одну или большее количество систем 54 управления (см. ФИГ. 1А - 1В), функционально соединенных с турбокомпрессорной системой 10 для управления турбокомпрессорной системой 10 и ее контроля. Указанные одна или большее количество систем 54 управления (см. ФИГ. 1А - 1В) также могут быть функционально соединены с установкой 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 1А - 1В) и системой 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 1А - 1В) для управления установкой 42 кондиционирования воздуха и системой 34 отбора воздуха и их контроля. Указанные одна или большее количество систем 54 управления (см. ФИГ. 1А - 1В) могут быть расположены в отсеке 36 для установок (см. ФИГ. 1А - 1В) или в ином подходящем месте в воздушном летательном аппарате 12 (см. ФИГ. 1А - 1В). Указанные одна или большее количество систем 54 управления (см. ФИГ. 1А - 1В) могут быть использованы, например, для включения и выключения клапанов, переключателей, вентиляторов и других различных компонентов, чтобы контролировать и регулировать, например, расход воздуха, температуру и давление воздушного потока, влажности, вентиляции и другие применимые функции. Например, указанные одна или большее количество систем 54 управления могут содержать одну или большее количество следующих систем: система управления условиями окружающей среды с интегрированной системой управления подачей воздуха и системой управления температурой и кондиционирования воздуха в салоне, система управления механической частью, система управления пневматической частью, система управления гидравлической частью, система управления электрической частью или другая подходящая система управления.

Система 54 управления в предпочтительном варианте реализации изобретения содержит одно или большее количество устройств 56 управления (см. ФИГ. 1А - 1В). Устройство 56 управления (см. ФИГ. 1А - 1В) также может быть расположено в отсеке 36 для установок (см. ФИГ. 1А - 1В) или в ином подходящем месте в воздушном летательном аппарате 12 (см. ФИГ. 1А - 1В). Система 54 управления и устройство 56 управления могут быть соединены с турбокомпрессорной системой 10, установкой 42 кондиционирования воздуха и/или системой 34 отбора воздуха посредством одной или большего количества проводных линий управления (не показано) или с помощью беспроводных соединений (не показано). Устройство 56 управления может содержать одно или большее количество из следующего: компьютерное обрабатывающее устройство с соответствующим программным обеспечением, встроенное устройство управления воздушной системой с соответствующим программным обеспечением, цифровое электронное устройство управления с цифровым счетным устройством и соответствующим программным обеспечением, аналоговое электронное устройство управления с аналоговым счетным устройством и соответствующим программным обеспечением, пневматическое устройство управления с логическими схемами реле и программируемыми устройствами управления на основе логических схем или счетными устройствами, пневматическое устройство управления с логическими схемами управления воздухом и программируемыми устройствами управления на основе логических схем или счетными устройствами, гидравлическое устройство управления с реализованным аппаратным образом реле на основе логических схем и программируемые устройства управления на основе логических схем или счетные устройства или иное подходящее устройство управления.

Воздушный летательный аппарат 12 (см. ФИГ. 1А - 1В) кроме того содержит одну или большее количество энергетических систем 57 (см. ФИГ. 8), которые могут обеспечивать энергию для одного или большего количества компонентов турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 1А - 1В), установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 1А - 1В), и системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 1А - 1В). Указанные одна или большее количество энергетических систем 57, которые осуществляют привод одного или большего количества компонентов турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 1А - 1В), установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 1А - 1В) и системы 34 отбора воздуха, могут содержать одну или большее количество электрических энергетических, гидравлических энергетических, пневматических энергетических, энергетических систем вала или иных подходящих энергетических систем.

На ФИГ. 2-7В показаны различные варианты реализации турбокомпрессорной системы 10, которая в предпочтительном варианте реализации изобретения установлена в системе 40 кондиционирования воздуха для воздушного летательного аппарата в отсеке 36 для установок (см. ФИГ. 1А - 7В) воздушного летательного аппарата 12 и которая соединена с одной или большим количеством систем 34 отбора воздуха (т.е. пневматическими системами) двигателей 32 воздушного летательного аппарата. Турбокомпрессорная система 10 представляет собой в предпочтительном варианте реализации изобретения турбокомпрессор с нагнетателем потока.

Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 1А-8) может быть установлена в новый воздушный летательный аппарат, в котором используется система кондиционирования воздуха, выполненная на основе отбираемого воздуха, или может быть встроена с переоборудованием в существующий воздушный летательный аппарат, в котором используется система кондиционирования воздуха, выполненная на основе отбираемого воздуха. Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 1А-8) может быть встроена с переоборудованием в систему кондиционирования существующего воздушного летательного аппарата, в котором используется система кондиционирования воздуха, выполненная на основе отбираемого воздуха, с минимальным воздействием на системы существующего воздушного летательного аппарата или только с минимальной модификацией конструкций существующего воздушного летательного аппарата. Например, не требуется внесения каких-либо аппаратных изменений в существующую систему 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 1А-8) или в существующую установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 1А-8). Конкретное применение одного варианта реализации турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 1А-8) по сравнению с другой может зависеть от архитектуры и размера воздушного летательного аппарата, от того, является ли воздушный летательный аппарат новой конструкцией или существующей конструкцией, или от конструктивных соображений относительно воздушного летательного аппарата.

На ФИГ. 2-7В показан вариант реализации установки 42 кондиционирования воздуха с установкой теплообменника (НХ) 44. В контексте настоящего документа выражение "установка кондиционирования воздуха" означает устройство или систему, которая осуществляет кондиционирование сжатого воздуха, предназначенного для подачи в воздушный летательный аппарат, при этом сжатый воздух кондиционируют в отношении температуры посредством циклической системы охлаждения. Установка 42 кондиционирования воздуха может содержать кроме того компоненты такие как клапаны, воздуховоды, устройства управления и другие компоненты, известные в данной области техники. Установка 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 1А - 1В), используемая в вариантах реализации системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А - 1В), раскрытая в настоящем документе, обеспечивает поддержание давления, вентиляцию и управление температурой для воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 1А - 1В) на всем протяжении всей его работы, включая работу над уровнем моря и в крейсерском режиме. Варианты реализации турбокомпрессорной системы 10, раскрытой в настоящем документе, также могут быть использованы с другими известными установками кондиционирования воздуха, включающими механические компоненты, известные в данной области техники.

На ФИГ. 2-7В показан вариант реализации архитектуры 34а системы 34 отбора воздуха (т.е. пневматическая система), которая известна и которая подает отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 2) в турбокомпрессорную систему 10 (см. ФИГ. 2). Архитектура 34а системы 34 отбора воздуха, показанная на ФИГ. 2-7В, является примером варианта реализации архитектуры системы отбора воздуха, которая может быть использована с турбокомпрессорной системой 10, раскрытой в настоящем документе, и не предназначена для ограничения, и не должна быть истолкована как ограниченная этим вариантом реализации. Наоборот, могут быть использованы другие подходящие архитектуры систем отбора воздуха, известные в данной области техники, для подачи отбираемого воздуха 50 в турбокомпрессорную систему 10, раскрытую в настоящем документе.

Как показано на ФИГ. 2-7В, архитектура 34а системы отбора воздуха включает в себя вентилятор 74 двигателя с отверстиями 76 отбора воздуха ступени компрессора. Воздух, всасываемый в двигатель 32 воздушного летательного аппарата, в предпочтительном варианте реализации изобретения отбирают от ступени компрессора двигателя 32 воздушного летательного аппарата посредством отверстий 76 отбора воздуха ступени компрессора. Хотя на ФИГ. 2-7В показаны только отверстия 76 отбора воздуха ступени компрессора, могут быть использованы дополнительные отверстия 76 отбора воздуха ступени компрессора. Для целей настоящей заявки "отбираемый воздух" означает наружный воздух, всасываемый в двигатель воздушного летательного аппарата, такой как газотурбинный двигатель воздушного летательного аппарата, который сжимают в ступени компрессора двигателя воздушного летательного аппарата и который используют в качестве источника энергии для системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, и который также может быть использован в других системах или компонентах в воздушном летательном аппарате. Турбокомпрессорная система 10 и система 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, как показано на ФИГ. 2-7В, могут быть упомянуты как системы, выполненные на основе отбираемого воздуха.

В системе 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В), отверстие 76b отбора воздуха высокого давления (см. ФИГ. 2-7В) может быть использовано для всасывания и сжатия воздуха, когда двигатель 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 2) работает с малой тягой. По мере увеличения тяги давление из отверстия 76b отбора воздуха высокого давления (см. ФИГ. 2-7В) растет и запорный клапан 90 высокого давления (см. ФИГ. 2-7В) закрывается. Отбираемый воздух затем всасывается в отверстие 76а отбора воздуха низкого давления (см. ФИГ. 2-7В) через клапан 80 контроля промежуточного давления (см. ФИГ. 2-7В).

Система 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В) в предпочтительном варианте реализации изобретения управляет давлением 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) с приведением к заданному значению. В отверстии 76а отбора воздуха низкого давления (см. ФИГ. 2-7В) производят отбор воздуха в режиме полета воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 2-7В), при этом отверстия 76b отбора воздуха высокого давления (см. ФИГ. 2-7В) могут быть закрыты и могут, как правило, быть использованы для только для кондиционирования при нахождении на земле или снижении, когда двигатель 32 (см. ФИГ. 2-7В) работает на холостом ходу.

В системе 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В) сжатый отбираемый воздух может быть направлен засасыванием через систему 78 воздуховодов отбираемого воздуха (см. ФИГ. 2-7В) по всей системе 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В). Воздух 86, отбираемый на входной кромке обечайки воздухозаборника, (см. ФИГ. 2-7В), может протекать через противообледенительный клапан 82 двигателя (см. ФИГ. 2-7В) к входной кромке 84 обечайки воздухозаборника (см. ФИГ. 2-7В) для противообледенительной защиты входной кромки 84 обечайки воздухозаборника (см. ФИГ. 2-7В).

Как показано на ФИГ. 2-7В, архитектура 34а системы 34 отбора воздуха может кроме того включать в себя датчик 88 промежуточного давления, запорный клапан 92 регулировки давления, холодильник 94 предварительного охлаждения, пусковой механизм 96, клапан 98 пускового механизма, датчик 100 давления коллектора отбираемого воздуха, датчик 102 разности давлений, клапан 104 изменения воздуха вентилятора, внешний датчик 106а температуры коллектора стойки, внутренний датчик 106b температуры коллектора стойки и клапан 110 избыточного давления.

Давление 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) может управляться запорным клапаном 92 регулировки давления (см. ФИГ. 2-7В) и клапаном 110 избыточного давления (см. ФИГ. 2-7В). Температура 235 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) может управляться клапаном 104 изменения воздуха вентилятора. Для получения необходимой температуры отбираемого воздуха, отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 2-7В) в предпочтительном варианте реализации изобретения проходит через холодильник 94 предварительного охлаждения (см. ФИГ. 2-7В), который может быть выполнен в виде теплообменника. Воздух 103 (см. ФИГ. 2-7В) от вентилятора 74 двигателя (см. ФИГ. 2-7В) может быть подан через холодильник 94 предварительного охлаждения (см. ФИГ. 2-7В) и изменен посредством клапана 104 изменения воздуха вентилятора (см. ФИГ. 2-7В) для управления температурой 235 (см. ФИГ. 8) отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-7).

Кроме того, как показано на ФИГ. 2-7В, передняя кромка 114 крыла/опоры может отделять систему 34 отбора воздуха, расположенную в двигателе 32 воздушного летательного аппарата на крыле 30, от системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, размещенной в отсеке 36 для установок воздушного летательного аппарата 12. Отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 2-7В) выходит из системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В), расположенной в двигателе 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 2-7В), через выпускное отверстие 110 системы отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В). Отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 2-7В), который не выходит из системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В), расположенной в двигателе 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 2-7В), может быть перемещен и использован в тепловой противообледенительной системе 112 крыла (см. ФИГ. 2-7В). Отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 2-7В), который поступает в отсек 36 для установок (см. ФИГ. 2-7В) и другие места воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 2-7В), может быть перемещен через систему 116 воздуховодов отбираемого воздуха (см. ФИГ. 2-7В) отсека для установок/фюзеляжа для использования различными системами и компонентами по всему воздушному летательному аппарату 12 (см. ФИГ. 2-7). Как показано на ФИГ. 2-7В, помимо перемещения и использования турбокомпрессорной системой 10, раскрытой в настоящем документе, отбираемый воздух 50 также может быть перемещен и использован, например, для насоса 118 с воздушным приводом (ADP), датчика 120 общей температуры воздуха, питьевой воды 122, гидравлического резервуара 124, компонента 126 отбираемого воздуха на противоположной стороне воздушного летательного аппарата 12 или иной подходящей системой или иного подходящего компонента в воздушном летательном аппарате 12.

Отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 2-7В) предпочтительно перемещают посредством воздуховодов 52 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 2-7) в систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 2-7В). Как показано на ФИГ. 2-7В, в перепускном сечении 128, отбираемый воздух 50 перемещают в турбокомпрессорную систему 10 (см. ФИГ. 2-7В) в одном направлении, и в другом направлении перемещают отбираемый воздух 50 в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-7В) через выполненный для установки регулировочный клапан 130 управления потоком. Количество отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-7В), протекающего к установке 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-7В), регулируют регулировочным клапаном 130 управления потоком для установки (см. ФИГ. 2-7В). В предпочтительном варианте реализации изобретения один регулировочный клапан 130 управления потоком для установки (см. ФИГ. 2-7В) может быть установлен для каждой установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-7В), однако, при необходимости могут быть установлены дополнительные регулировочные клапаны 130 управления потоком для установки. Как показано на ФИГ. 2-7В, турбокомпрессорная система 10 в предпочтительном варианте реализации изобретения размещена для работы параллельно с регулировочным клапаном 130 управления потоком для установки 42 кондиционирования воздуха.

Как показано на ФИГ. 2-7В, каждый из вариантов реализации турбокомпрессорной системы 10, 10a - 10f, содержит впускное отверстие 132 турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой 34 отбора воздуха в двигателе 32 воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью всасывания отбираемого воздуха 50 из системы 34 отбора воздуха в турбокомпрессорный узел 11 турбокомпрессорной системы 10. Впускное отверстие 132 турбокомпрессора, как показано на ФИГ. 2-7В, сообщается по текучей среде с системой 34 отбора воздуха посредством воздуховодов 52 отбираемого воздуха и посредством множества соединительных воздуховодов 131 в турбокомпрессорной системе 10.

Кроме того, как показано на ФИГ. 2-7В, каждый из вариантов реализации турбокомпрессорной системы 10, 10a - 10f, содержит выпускное отверстие 150 турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой 42 кондиционирования воздуха системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью извлечения впускного воздуха 156 уменьшенной температуры, поступающего в установку, из турбокомпрессорного узла 11 в установку 42 кондиционирования воздуха. Выпускное отверстие 150 турбокомпрессора, как показано на ФИГ. 2-7В, сообщается по текучей среде с установкой 42 кондиционирования воздуха посредством указанного множества соединительных воздуховодов 131.

Кроме того, как показано на ФИГ. 2-7В, каждый из вариантов реализации турбокомпрессорной системы 10, 10а - 10f, содержит регулировочный клапан 134 турбокомпрессора, соединенный с турбокомпрессорный узлом 11 посредством указанного множества соединительных воздуховодов 131, и содержит клапан 142 турбокомпрессора, соединенный с турбокомпрессорный узлом 11 посредством указанного множества соединительных воздуховодов 131. Клапан 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) может содержать обратный клапан 142а турбокомпрессора (см. ФИГ. 8), запорный клапан 142b турбокомпрессора (см. ФИГ. 8), или другой подходящий клапан турбокомпрессора. Регулировочный клапан 214 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-7В) и клапан 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-7В) может быть добавлен в турбокомпрессорную систему (см. ФИГ. 2-7В) для изоляции турбокомпрессорного узла 11 (см. ФИГ. 2-7В) и турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 2-7В) от установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-7В), от системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В) и от других систем в воздушном летательном аппарате 12.

Кроме того, как показано на ФИГ. 2-6, варианты реализации турбокомпрессорной системы 10, 10а - 10е, могут при необходимости содержать один или большее количество датчиков 148 температуры, соединенных с турбокомпрессорный узлом 11. В предпочтительном варианте реализации изобретения указанные один или большее количество датчиков 148 температуры (см. ФИГ. 2-6) могут быть использованы для определения того, является ли выпускной воздух 154 (см. ФИГ. 2-6) из компрессора 144 (см. ФИГ. 2-6) слишком горячим и могут быть использованы для обеспечения защиты от перегрева выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 2-6). В дополнение, турбокомпрессорная система 10, 10а - 10f (см. ФИГ. 2-7В) может при необходимости содержать дополнительные датчики температуры и давления (не показано) во впускном отверстии 132 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-7В), в выпускном отверстии 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-7В), во впускном отверстии и выпускном отверстии турбины 138 (см. ФИГ. 2-7В), в регулировочном клапане 134 турбокомпрессора (см. ФИГ. 1-7В), в клапане 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-7В), или в других местах в турбокомпрессорной системе 10, 10а - 10f (см. ФИГ. 2-7В). При необходимости турбокомпрессорная система 10, 10а - 10f (см. ФИГ. 2-7В) может кроме того содержать охлаждающие элементы (не показано) для обеспечения охлаждения одного или большего количества компонентов турбокомпрессорного узла 11, 11a - 11f (см. ФИГ. 2-7В).

Кроме того, как показано на ФИГ. 2-7В, каждый из вариантов реализации турбокомпрессорной системы 10, 10а - 10f, содержит турбокомпрессорный узел 11, содержащий турбину 138, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором 144. Турбина 138 (см. ФИГ. 2-7В) турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 2-7В) извлекает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 8) для уменьшения потока 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) и давления 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8), необходимых для установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-6) (или системы 182 воздушного цикла на ФИГ. 7А), приводя к меньшим энергетическим требованиям 232 (см. ФИГ. 8) к системе 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 2-7В) и меньшему потреблению 157 набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8). Как раскрыто выше, турбокомпрессорный узел 11 (см. ФИГ. 8) кроме того содержит впускное отверстие 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 8), соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором 144 (см. ФИГ. 8) и выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 8) посредством указанного по меньшей мере одного компрессора 144 (см. ФИГ. 8).

ФИГ. 2 представляет собой иллюстрацию схематического изображения одного варианта реализации турбокомпрессорной системы 10, такой как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10а, включающей вариант реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11а. В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 2, турбокомпрессорный узел 11, такой как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11а, содержит турбину 138, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором 144 посредством вала 146. Предпочтительно, в этом варианте реализации изобретения, турбокомпрессорный узел 11 (см. ФИГ. 2), такой как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11а (см. ФИГ. 2), имеет один компрессор 144 (см. ФИГ. 2), такой как первый компрессор (С1) 144а (см. ФИГ. 2).

Турбина 138 (см. ФИГ. 2) имеет впускное отверстие 136 турбины (см. ФИГ. 2) для приема отбираемого воздуха 50, перемещаемого через указанное множество соединительных воздуховодов 131 (см. ФИГ. 2) в турбокомпрессорную систему 10 (см. ФИГ. 2) и воздуховоды 52 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 2) из системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2). Турбина 138 (см. ФИГ. 2) расширяет отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 2) через турбину 138 (см. ФИГ. 2) и извлекает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2), проходящего через турбину 138 (см. ФИГ. 2), для генерирования энергии 240 (см. ФИГ. 8), такой как пневматическая энергия 242 (см. ФИГ. 8), для привода компрессора 144. Как показано на ФИГ. 2, турбина 138 вырабатывает вытекающий из турбины воздух 152, который вытекает из турбины 138 через выпускной воздуховод 140 (см. ФИГ. 2).

Турбокомпрессорный узел 11 (см. ФИГ. 2-7В) и турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-7В) используют турбину 138 (см. ФИГ. 2-7В) для получения энергии из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-7В) для уменьшения потока 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) и давления 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8), необходимых для установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-7В), и для получения извлекаемой энергии 238 (см. ФИГ. 8) от турбины 138 (см. ФИГ. 2-7В), чтобы затягивать набегающий воздух 60 (см. ФИГ. 2-5, 7В) и смешивать его с выпускным воздухом 152 турбины (см. ФИГ. 2-5, 7В) для выработки впускного воздуха 156 уменьшенной температуры, (см. ФИГ. 2-3), поступающего в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-3).

Как показано на ФИГ. 2, компрессор 144 может осуществлять всасывание набегающего воздуха 60 через впускное отверстие 58 набегающего воздуха, соединенное с компрессором 144. Впускное отверстие 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 2), соединенное с компрессором 144 (см. ФИГ. 2), в предпочтительном варианте реализации изобретения выполнено с возможностью всасывания набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 2) посредством указанного по меньшей мере одного компрессора 144 (см. ФИГ. 2).

На ФИГ. 2 показан вариант реализации впускного отверстия 58 набегающего воздуха, выполненного в виде воздухозаборника 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, с воздуховодом 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, как раскрыто выше и также показано на ФИГ. 1А. При этом, впускное отверстие 58 набегающего воздуха, выполненное в виде перепускного воздуховода 68 впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1В), как раскрыто выше и показано на ФИГ. 1В, также может быть использовано с этим вариантом реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11а.

Компрессор 144 (см. ФИГ. 2) сжимает набегающий воздух 60 и вырабатывает выпускной воздух 154 компрессора (см. ФИГ. 2), такой как выпускной воздух 154а первого компрессора (см. ФИГ. 2), через выпускное отверстие 162 компрессора (см. ФИГ. 2). Как показано на ФИГ. 2, датчик 148 температуры размещен возле выпускного отверстия 162 компрессора 144 или в этом отверстии и в предпочтительном варианте реализации изобретения обеспечивает защиту от перегрева выпускного воздуха 154 компрессора.

Выпускной воздух 152 турбины (см. ФИГ. 2) смешивается с выпускным воздухом 154 компрессора (см. ФИГ. 2) для формирования выпускного воздуха 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2). Выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2) может быть перемещен посредством указанного множества соединительных воздуховодов 131 (см. ФИГ. 2), таких как выполненные в виде выпускного воздуховода 140а (см. ФИГ. 2), и через выпускное отверстие 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2). Поскольку выпускной воздух 152 турбины (см. ФИГ. 2) имеет энергию, извлеченную из него турбиной 138 (см. ФИГ. 2), это приводит к тому, что выпускной воздух 152 турбины имеет более низкую температуру, чем температура 235 (см. ФИГ. 8) отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2), поступающего в турбокомпрессорную систему 10 (см. ФИГ. 2) из системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2).

Выпускной воздух 154 компрессора (см. ФИГ. 2) образован набегающим воздухом 60 (см. ФИГ. 2), который был сжат компрессором 144 (см. ФИГ. 2) и получил давление, необходимое для установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2). Таким образом, смешивание выпускного воздуха 152 турбины с выпускным воздухом 154 компрессора (см. ФИГ. 2), которое формирует выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2), приводит к уменьшению температуры впускного воздуха, поступающего в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2), и к выработке впускного воздуха 156 уменьшенной температуры, поступающего в установку (см. ФИГ. 2), который протекает в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2) из турбокомпрессорной системы 10. Поскольку температура впускного воздуха, поступающего в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2), может влиять на то, какую работу должна совершить установка 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2), например, для охлаждения воздуха, поступающий в установку впускной воздух 156 уменьшенной температуры, (см. ФИГ. 2), влияет на уменьшение работы, которую должна совершить установка 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2) для охлаждения впускного воздуха, поступающего в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2).

Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-5) служит для уменьшения температуры поступающего в установку воздуха, что приводит к уменьшению потока набегающего воздуха в установку теплообменника (НХ) 44 (см. ФИГ. 2-5) набегающего воздуха, которое, в свою очередь, уменьшает потребление воздуха, набегающего на установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-5), приводя к меньшему потреблению 157 набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8) и меньшему сопротивлению набегающему воздуху. Таким образом, турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-5) обеспечивает экономичную работу установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-5) при использовании сопротивления набегающего воздуха и экономичную работу вентилятора 74 двигателя (см. ФИГ. 2-5).

В одном предпочтительном варианте реализации изобретения, когда турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-3) находится в рабочем режиме, например, когда воздушный летательный аппарат 12 совершает полет в крейсерском режиме, находится в фазах набора высоты или снижения (или части фаз набора высоты или снижения), регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, (см. ФИГ. 2-3) закрывается, и отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 2-3) отводится и протекает через турбокомпрессорную систему 10 (см. ФИГ. 2-3). Таким образом, весь поступающий в установку впускной воздух 156 уменьшенной температуры (см. ФИГ. 2-3), который протекает в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-3), приходит из турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 2-3). В этом варианте реализации изобретения поступающий в установку впускной воздух 156b уменьшенной температуры (см. ФИГ. 2-3) содержит выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-3), представляющий собой смесь выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 2-3) и выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 2-3).

Регулировочный клапан 134 (см. ФИГ. 2-7В) турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 2-7В) выполняет функцию управления потоком для установки, реализуемую регулировочным клапаном 130 управления потоком для установки (см. ФИГ. 2-7В), когда регулировочный клапан 134 (см. ФИГ. 2-7В) открыт, а регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, (см. ФИГ. 2-7В) закрыт. Подстраивание регулировочного клапана 134 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-7В) обеспечивает в реальном времени оптимизацию извлечения пневматической энергии 242 (см. ФИГ. 8), экономичное потребление всего отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-7В) и процентный показатель удельного расхода топлива, оптимизированный в реальном времени и обеспечивающий экономию. В предпочтительном варианте реализации изобретения, когда турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-3) находится в рабочем режиме, также необходимо, чтобы запорный клапан 92 регулировки давления (см. ФИГ. 2-7В) и клапан 108 избыточного давления (см. ФИГ. 2-7В) системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В) были максимально открыты, чтобы минимизировать изменение запорного клапана 92 регулировки давления и клапана 108 избыточного давления и предотвратить резкое уменьшение давления отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-7В), с тем чтобы максимизировать давление 234 (см. ФИГ. 8) отбираемого воздуха 50 в турбокомпрессорной системе 10 и минимизировать какие бы то ни было потери энергии.

Еще в одном варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 4, когда турбокомпрессорная система 10 находится в рабочем режиме, например, когда воздушный летательный аппарат 12 совершает полет в крейсерском режиме, набирает высоту или снижается, регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, открыт и отбираемый воздух 50 протекает через турбокомпрессорную систему 10 и регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки. Как показано на ФИГ. 4, отбираемый воздух 50а, протекающий через регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, смешивают с выпускным воздухом 155 турбокомпрессора, поступающим из турбокомпрессорной системы 10, и полученная смесь формирует поступающий в установку впускной воздух 156а уменьшенной температуры, который протекает в установку 42 кондиционирования воздуха. В этом варианте реализации изобретения поступающий в установку впускной воздух 156а уменьшенной температуры (см. ФИГ. 4) содержит выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 4), представляющий собой смесь выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 4) и выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 4) и отбираемого воздуха 50а (см. ФИГ. 4), протекающего через регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки (см. ФИГ. 4). В альтернативном варианте реализации изобретения, турбокомпрессорная система 10, показанная на ФИГ. 4, может использовать поступающий в установку впускной воздух 156b уменьшенной температуры, состоящий только из выпускного воздуха 155 турбокомпрессора, как показано на ФИГ. 2-3.

Кроме того, хотя варианты реализации турбокомпрессорной системы 10, показанной на ФИГ. 2-3 и 5, показывают поступающий в установку впускной воздух 156b уменьшенной температуры, состоящий только из выпускного воздуха 155 турбокомпрессора, такие варианты реализации турбокомпрессорной системы 10, показанной на ФИГ. 2-3 и 5, могут также использовать поступающий в установку впускной воздух 156а уменьшенной температуры (см. ФИГ. 4), содержащий выпускной воздуха 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 4), представляющий собой смесь выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 4) и выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 4) и отбираемого воздуха 50а (см. ФИГ. 4), протекающего через регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки (см. ФИГ. 4).

ФИГ. 3 представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы 10, такой как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10b, включающей вариант реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11b. Турбокомпрессорная система 10, такая как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10b, похожа на турбокомпрессорную систему 10а по ФИГ. 2, за исключением того что вместо одного компрессора 144, турбокомпрессорный узел 11, такой как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11b, имеет два компрессора 144. В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 3, турбокомпрессорный узел 11, такой как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11b, содержит турбину 138, механически соединенную с двумя компрессорами 144, такими как выполненные в форме первого компрессора (С1) 144а и второго компрессора (С2) 144b. Кроме того, как показано на ФИГ. 3, турбина 138 механически соединена с первым компрессором (С1) 144а посредством вала 146, а первый компрессор (С1) 144а механически соединен со вторым компрессором (С2) 144b посредством вала 158. Воздуховод 160 компрессора (см. ФИГ. 3) может быть соединен между первым компрессором (С1) 144а (см. ФИГ. 3) и вторым компрессором (С2) 144b (см. ФИГ. 3). Этот вариант реализации может иметь преимущество уменьшения общей высоты турбокомпрессорного узла 11b и турбокомпрессорной системы 10b, благодаря чему турбокомпрессорный узел 11b и турбокомпрессорную систему 10b проще разместить в пределах предусмотренного конструкцией установочного пространства или пространства внутри воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 1А).

Как показано на ФИГ. 3, турбина 138 имеет впускное отверстие 136 турбины для приема отбираемого воздуха 50, перемещаемого через указанное множество соединительных воздуховодов 131 в турбокомпрессорной системе 10b и воздуховоды 52 отбираемого воздуха из системы 34 отбора воздуха. Турбина 138 (см. ФИГ. 3) расширяет отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 3) через турбину 138 (см. ФИГ. 3) и извлекает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 3), проходящего через турбину 138 (см. ФИГ. 3), для генерирования энергии 240 (см. ФИГ. 8), такой как пневматическая энергия 242 (см. ФИГ. 8), для привода первого компрессора (С1) 144а. Как показано на ФИГ. 3, турбина 138 вырабатывает вытекающий из турбины воздух 152, который вытекает из турбины 138 через выпускной воздуховод 140 (см. ФИГ. 3).

Как показано на ФИГ. 3, первый компрессор (С1) 144а может осуществлять всасывание набегающего воздуха 60 через впускное отверстие 58 набегающего воздуха, соединенное с первым компрессором (С1) 144а. На ФИГ. 3 показан вариант реализации впускного отверстия 58 набегающего воздуха, выполненного в виде воздухозаборника 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, с воздуховодом 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, как раскрыто выше и также показано на ФИГ. 1А. При этом, впускное отверстие 58 набегающего воздуха, выполненное в виде перепускного воздуховода 68 впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1В), как раскрыто выше и показано на ФИГ. 1В, также может быть использовано с этим вариантом реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11b.

Как показано на ФИГ. 3, первый компрессор (С1) 144а сжимает набегающий воздух 60 и вырабатывает выпускной воздух 154 компрессора (см. ФИГ. 3), такой как выпускной воздух 154а первого компрессора (см. ФИГ. 3), который может быть перемещен ко второму компрессору (С2) 144b через воздуховод 160 компрессора. Кроме того, как показано на ФИГ. 3, второй компрессор (С2) 144b сжимает выпускной воздух 154а первого компрессора (т.е. сжатый набегающий воздух 60) и вырабатывает выпускной воздух 154b второго компрессора (см. ФИГ. 3). Как показано на ФИГ. 3, датчик 148 температуры может быть размещен возле выпускного отверстия 162 второго компрессора (С2) 144b или в этом отверстии и может в предпочтительном варианте реализации изобретения обеспечивать защиту от перегрева выпускного воздуха 154b второго компрессора.

Выпускной воздух 152 турбины (см. ФИГ. 3) смешивается с выпускным воздухом 154b второго компрессора (см. ФИГ. 3) для формирования выпускного воздуха 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 3). Выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 3) может быть перемещен посредством указанного множества соединительных воздуховодов 131 (см. ФИГ. 3), таких как выполненные в виде выпускного воздуховода 140а (см. ФИГ. 3), и через выпускное отверстие 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 3). Смешивание выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 3) с выпускным воздухом 154b второго компрессора (см. ФИГ. 3), которое формирует выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 3), приводит к уменьшению температуры впускного воздуха, поступающего в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 3), и к выработке впускного воздуха 156 уменьшенной температуры, поступающего в установку, (см. ФИГ. 3) который протекает в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 3) из турбокомпрессорной системы 10b (см. ФИГ. 3).

ФИГ. 4 представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы 10, такой как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10с, включающей вариант реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11с. Турбокомпрессорная система 10, такая как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10с, похожа на турбокомпрессорную систему 10b по ФИГ. 3, за исключением того что электродвигатель 164 механически соединен между турбиной 138 и указанным по меньшей мере одним компрессором 144, таким как выполненный в форме первого компрессора (С1) 144а.

В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 4, турбокомпрессорный узел 11, такой как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11с, содержит турбину 138, механически соединенную с первым компрессором (С1) 144а посредством вала 146, и имеющую электродвигатель 164, соединенный с валом 146 между турбиной 138 и первым компрессором (С1) 144а. Электродвигатель 164 (см. ФИГ. 4) в предпочтительном варианте реализации изобретения форсирует мощность на первом компрессоре (С1) 144а (см. ФИГ. 4). Этот вариант реализации турбокомпрессорной системы 10с (см. ФИГ. 4) представляет собой в предпочтительном варианте реализации изобретения гибридную электрическую систему, так что турбокомпрессорная система 10с продолжает использовать отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 4), но отбираемый воздух усиливается за счет некоторой части электрической энергии от электродвигателя 164 (см. ФИГ. 4), чтобы еще больше увеличивать экономичность расходования топлива. Этот вариант реализации может быть выгодным, если имеются условия, при которых давление 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) не отвечает потребностям системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8) и необходимо усиление мощности.

Кроме того, как показано на ФИГ. 4, первый компрессор (С1) 144а механически соединен со вторым компрессором (С2) 144b посредством вала 158. Воздуховод 160 компрессора (см. ФИГ. 4) может быть соединен между первым компрессором (С1) 144а (см. ФИГ. 4) и вторым компрессором (С2) 144b (см. ФИГ. 4).

Кроме того, как показано на ФИГ. 4, турбина 138 имеет впускное отверстие 136 турбины для приема отбираемого воздуха 50, перемещаемого через указанное множество соединительных воздуховодов 131 в турбокомпрессорной системе 10с и воздуховоды 52 отбираемого воздуха из системы 34 отбора воздуха. Турбина 138 (см. ФИГ. 4) расширяет отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 4) через турбину 138 (см. ФИГ. 4) и извлекает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 4), проходящего через турбину 138 (см. ФИГ. 4), для генерирования энергии 240 (см. ФИГ. 8), такой как пневматическая энергия 242 (см. ФИГ. 8). Электродвигатель 164 (см. ФИГ. 4) вырабатывает энергию и используется для увеличения пневматической мощности 242 (см. ФИГ. 8), получаемой турбиной 138 (см. ФИГ. 4) для последующего привода компрессора 144 (см. ФИГ. 4), такого как первый компрессор (С1) 144а (см. ФИГ. 4). Как показано на ФИГ. 4, турбина 138 вырабатывает вытекающий из турбины воздух 152, который вытекает из турбины 138 через выпускной воздуховод 140 (см. ФИГ. 4).

Кроме того, как показано на ФИГ. 4, первый компрессор (С1) 144а может осуществлять всасывание набегающего воздуха 60 через впускное отверстие 58 набегающего воздуха, соединенное с первым компрессором (С1) 144а. На ФИГ. 4 показан вариант реализации впускного отверстия 58 набегающего воздуха, выполненного в виде воздухозаборника 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, с воздуховодом 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, как раскрыто выше и также показано на ФИГ. 1А. При этом, впускное отверстие 58 набегающего воздуха, выполненное в виде перепускного воздуховода 68 впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1В), как раскрыто выше и показано на ФИГ. 1В, также может быть использовано с этим вариантом реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11b.

Кроме того, как показано на ФИГ. 4, первый компрессор (С1) 144а сжимает набегающий воздух 60 и вырабатывает выпускной воздух 154 компрессора, такой как выпускной воздух 154а первого компрессора, который может быть перемещен ко второму компрессору (С2) 144b через воздуховод 160 компрессора. Кроме того, как показано на ФИГ. 4, второй компрессор (С2) 144b сжимает выпускной воздух 154а первого компрессора (т.е. сжатый набегающий воздух 60) и вырабатывает выпускной воздух 154b второго компрессора (см. ФИГ. 4). Как показано на ФИГ. 4, датчик 148 температуры может быть размещен возле выпускного отверстия 162 второго компрессора (С2) 144b или в этом отверстии и может в предпочтительном варианте реализации изобретения обеспечивать защиту от перегрева выпускного воздуха 154b второго компрессора.

Выпускной воздух 152 турбины (см. ФИГ. 4) смешивается с выпускным воздухом 154b второго компрессора (см. ФИГ. 4) для формирования выпускного воздуха 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 4). Выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 4) может быть перемещен посредством указанного множества соединительных воздуховодов 131 (см. ФИГ. 4), таких как выполненные в виде выпускного воздуховода 140а (см. ФИГ. 4), и через выпускное отверстие 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 4).

В этом варианте реализации изобретения, как раскрыто выше, когда турбокомпрессорная система 10с (см. ФИГ. 4) находится в рабочем режиме, например, когда воздушный летательный аппарат 12 (см. ФИГ. 4) совершает полет в крейсерском режиме, набирает высоту или снижается, регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, (см. ФИГ. 4) открывается, и отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 4) протекает одновременно через турбокомпрессорную систему 10с (см. ФИГ. 4) и регулировочный клапан 130 управления потоком для установки (см. ФИГ. 4). Как показано на ФИГ. 4, отбираемый воздух 50а, протекающий через регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, смешивается с выпускным воздухом 155 турбокомпрессора из турбокомпрессорной системы 10с, и полученная смесь формирует поступающий в установку впускной воздух 156а уменьшенной температуры, который протекает в установку 42 кондиционирования воздуха. В этом варианте реализации изобретения поступающий в установку впускной воздух 156а уменьшенной температуры (см. ФИГ. 4) содержит выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 4), представляющий собой смесь выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 4) и выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 4) и отбираемого воздуха 50а (см. ФИГ. 4), протекающего через регулировочный клапан 130 управления потоком для установки (см. ФИГ. 4). В альтернативном варианте реализации изобретения турбокомпрессорная система 10с, показанная на ФИГ. 4, может использовать поступающий в установку впускной воздух 156 уменьшенной температуры, состоящий только из выпускного воздуха 155 турбокомпрессора, как показано на ФИГ. 2-3.

ФИГ. 5 представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы 10, такой как в форме турбокомпрессорной системы 10d, включающей вариант реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11b. Турбокомпрессорная система 10, такая как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10d, похожа на турбокомпрессорную систему 10b по ФИГ. 3, за исключением того что теплообменник 166 промежуточного охлаждения соединен между первым компрессором (С1) 144а и вторым компрессором (С2) 144b, а также соединен с воздуховодом 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия для набегающего воздуха.

В зависимости от коэффициента полезного действия первого компрессора (С1) 144а и второго компрессора (С2) 144b в турбокомпрессорной системе 10, в предпочтительном варианте реализации изобретения может быть добавлен теплообменник 166 промежуточного охлаждения для поддержания температуры 61 (см. ФИГ. 8) набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 5, 8) ниже предельной температуры самовоспламенения топлива, при условии что турбокомпрессорная система 10d установлена в зоне воздушного летательного аппарата 12, в которой могут быть утечки текучей среды, обладающей способностью воспламенения (см. ФИГ. 5). Как показано на ФИГ. 5, набегающий воздух 60, протекающий через воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха в воздуховод 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия для набегающего воздуха, может быть перемещен через воздуховод 168 к теплообменнику 166 промежуточного охлаждения для охлаждения. Кроме того, как показано на ФИГ. 5, выпускной воздух 154а первого компрессора может быть перемещен через воздуховод 160 компрессора в теплообменник 166 промежуточного охлаждения для охлаждения. Как показано на ФИГ. 5, теплообменник 166 промежуточного охлаждения может осуществлять выпуск тепла 170 из набегающего воздуха 60 или выпускного воздуха 154а первого компрессора, охлажденного посредством теплообменника 166 промежуточного охлаждения.

В варианте реализации, показанном на ФИГ. 5, в качестве альтернативы дополнительному теплообменнику 166 промежуточного охлаждения, второй компрессор (С2) 144b и выпускное отверстие 162 компрессора могут быть вместо этого подвергнуты вентилированию в необходимых местах перед смешиванием с выпускным воздухом 152 турбины. Такая вентиляция может быть реализована добавлением одного или большего количества вентиляционных устройств 153 (см. ФИГ. 2-6), известных в данной области техники, для того чтобы в предпочтительном варианте реализации изобретения поддерживать температуру выпускного воздуха 154а первого компрессора (см. ФИГ. 2, 7А, 7В), выпускного воздуха 154b второго компрессора (см. ФИГ. 3-5) и выпускного воздуха 176b второго компрессора (см. ФИГ. 6) ниже предельной температуры самовоспламенения топлива. Указанные одно или большее количество вентиляционных устройств 153 (см. ФИГ. 2-6) могут быть выполнены в виде воздуховодов или иных подходящих вентиляционных устройств, предусмотренных для вентиляции окружающего воздуха.

В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 5, турбокомпрессорный узел 11, такой как в форме турбокомпрессорного узла 11b, содержит турбину 138, механически соединенную с первым компрессором (С1) 144а посредством вала 146, и первый компрессор (С1) 144а, механически соединенный со вторым компрессором (С2) 144b посредством вала 158. Воздуховод 160 компрессора (см. ФИГ. 3) может быть соединен между первым компрессором (С1) 144а (см. ФИГ. 3) и вторым компрессором (С2) 144b (см. ФИГ. 3).

Как показано на ФИГ. 5, турбина 138 имеет впускное отверстие 136 турбины для приема отбираемого воздуха 50, перемещаемого через указанное множество соединительных воздуховодов 131 в турбокомпрессорной системе 10d и воздуховоды 52 отбираемого воздуха из системы 34 отбора воздуха. Турбина 138 (см. ФИГ. 5) расширяет отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 5) через турбину 138 (см. ФИГ. 3) и извлекает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 5), проходящего через турбину 138 (см. ФИГ. 5), для генерирования энергии 240 (см. ФИГ. 8), такой как пневматическая энергия 242 (см. ФИГ. 8), для привода первого компрессора (С1) 144а. Как показано на ФИГ. 5, турбина 138 вырабатывает вытекающий из турбины воздух 152, который вытекает из турбины 138 через выпускной воздуховод 140 (см. ФИГ. 5).

Кроме того, как показано на ФИГ. 5, первый компрессор (С1) 144а может осуществлять всасывание набегающего воздуха 60 через впускное отверстие 58 набегающего воздуха, соединенное с первым компрессором (С1) 144а. Как раскрыто выше, набегающий воздух 60 (см. ФИГ. 5) может быть перемещен в теплообменник 166 промежуточного охлаждения (см. ФИГ. 5) через воздуховод 168 (см. ФИГ. 5). На ФИГ. 5 показан вариант реализации впускного отверстия 58 набегающего воздуха, выполненного в виде воздухозаборника 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, с воздуховодом 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, как раскрыто выше и также показано на ФИГ. 1А. При этом, впускное отверстие 58 набегающего воздуха, выполненное в виде перепускного воздуховода 68 впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 1В), как раскрыто выше и показано на ФИГ. 1В, также может быть использовано с этим вариантом реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11b.

Кроме того, как показано на ФИГ. 5, первый компрессор (С1) 144а сжимает набегающий воздух 60 и вырабатывает выпускной воздух 154 компрессора (см. ФИГ. 3), такой как выпускной воздух 154а первого компрессора (см. ФИГ. 3), который может быть перемещен через воздуховод 160 компрессора к теплообменнику 166 промежуточного охлаждения и затем через воздуховод 160 компрессора ко второму компрессору (С2) 144b. Кроме того, как показано на ФИГ. 5, второй компрессор (С2) 144b сжимает выпускной воздух 154а первого компрессора (т.е., сжатый набегающий воздух 60) или набегающий воздух 60, который был охлажден посредством теплообменника 166 промежуточного охлаждения и вырабатывает выпускной воздух 154b второго компрессора (см. ФИГ. 5). Как показано на ФИГ. 5, датчик 148 температуры может быть размещен возле выпускного отверстия 162 второго компрессора (С2) 144b или в этом отверстии и может в предпочтительном варианте реализации изобретения обеспечивать защиту от перегрева выпускного воздуха 154b второго компрессора.

Выпускной воздух 152 турбины (см. ФИГ. 5) смешивается с выпускным воздухом 154b второго компрессора (см. ФИГ. 5) для формирования выпускного воздуха 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 5). Выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 5) может быть перемещен посредством указанного множества соединительных воздуховодов 131 (см. ФИГ. 5), таких как выполненные в виде выпускного воздуховода 140а (см. ФИГ. 5), и через выпускное отверстие 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 5). Смешивание выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 5) с выпускным воздухом 154b второго компрессора (см. ФИГ. 5), которое формирует выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 5) приводит к уменьшению температуры впускного воздуха, поступающего в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 5), и к выработке впускного воздуха 156 уменьшенной температуры, поступающего в установку, (см. ФИГ. 5) который протекает в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 5) из турбокомпрессорной системы 10d (см. ФИГ. 5).

ФИГ. 6 представляет собой иллюстрацию схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы 10, такой как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10е, включающей вариант реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11е. Турбокомпрессорная система 10, такая как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10е, похожа на турбокомпрессорную систему 10b по ФИГ. 3, за исключением того что вместо набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 3) и воздухозаборника 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, и воздуховода 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха, используют рециркулированный воздух 172 салона и воздуховод 174 рециркулированного воздуха салона, которые соединены с первым компрессором (С1) 144а.

В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 6, турбокомпрессорный узел 11, такой как выполненный в форме турбокомпрессорного узла 11е, содержит турбину 138, механически соединенную с двумя компрессорами 144, такими как выполненные в форме первого компрессора (С1) 144а и второго компрессора (С2) 144b. Как показано на ФИГ. 6, турбина 138 механически соединена с первым компрессором (С1) 144а посредством вала 146, а первый компрессор (С1) 144а механически соединен со вторым компрессором (С2) 144b посредством вала 158. Воздуховод 160 компрессора (см. ФИГ. 6) может быть соединен между первым компрессором (С1) 144а (см. ФИГ. 6) и вторым компрессором (С2) 144b (см. ФИГ. 6).

В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 5, впускное отверстие 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 3), выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 3) посредством указанного по меньшей мере одного компрессора 144, заменено воздуховодом 174 рециркулированного воздуха салона, соединенным с указанным по меньшей мере одним компрессором (С1) 144а и выполненным с возможностью всасывания рециркулированного воздуха 172 салона из салона 14 воздушного летательного аппарата посредством первого компрессора (С1) 144а. Таким образом, вместо всасывания набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 3-5) посредством первого компрессора (С1) 144а, рециркулированный воздух 172 салона всасывают посредством первого компрессора (С1) 144а. Воздуховод 174 рециркулированного воздуха салона используют вместо впускного отверстия 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 3-5).

Как показано на ФИГ. 6, турбина 138 имеет впускное отверстие 136 турбины для приема отбираемого воздуха 50, перемещаемого через указанное множество соединительных воздуховодов 131 в турбокомпрессорной системе 10е и воздуховоды 52 отбираемого воздуха из системы 34 отбора воздуха. Турбина 138 (см. ФИГ. 6) расширяет отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 6) через турбину 138 (см. ФИГ. 6) и извлекает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 6), проходящего через турбину 138 (см. ФИГ. 6), для генерирования энергии 240 (см. ФИГ. 8), такой как пневматическая энергия 242 (см. ФИГ. 8), для привода первого компрессора (С1) 144а. Как показано на ФИГ. 6, турбина 138 вырабатывает вытекающий из турбины воздух 152, который вытекает из турбины 138 через выпускной воздуховод 140 (см. ФИГ. 6).

Кроме того, как показано на ФИГ. 6, первый компрессор (С1) 144а может осуществлять всасывание рециркулированного воздуха 172 салона через воздуховод 174 рециркулированного воздуха салона, соединенный с первым компрессором (С1) 144а. Кроме того, как показано на ФИГ. 6, первый компрессор (С1) 144а сжимает рециркулированный воздух 172 салона и вырабатывает выпускной воздух 176 компрессора (см. ФИГ. 6), такой как выпускной воздух 176а первого компрессора (см. ФИГ. 6), который может быть перемещен через воздуховод 160 компрессора ко второму компрессору (С2) 144b. Кроме того, как показано на ФИГ. 6, второй компрессор (С2) 144b сжимает выпускной воздух 176а первого компрессора (т.е., сжатый рециркулированный воздух 172 салона) и вырабатывает выпускной воздух 176b второго компрессора (см. ФИГ. 6). Как показано на ФИГ. 6, датчик 148 температуры может быть размещен возле выпускного отверстия 162 второго компрессора (С2) 144b или в этом отверстии и может в предпочтительном варианте реализации изобретения обеспечивать защиту от перегрева выпускного воздуха 176b второго компрессора.

Кроме того, как показано на ФИГ. 6, в качестве альтернативы или в дополнение к указанному датчику 148 температуры, может быть добавлена вентиляция, реализуемая одним или большим количеством вентиляционных устройств 153, известных в данной области техники, для того чтобы в предпочтительном варианте реализации изобретения поддерживать температуру выпускного воздуха 176b второго компрессора ниже предельной температуры самовоспламенения топлива. Указанные одно или большее количество вентиляционных устройств 153 (см. ФИГ. 6) могут быть выполнены в виде воздуховодов или иных подходящих вентиляционных устройств, предусмотренных для вентиляции окружающего воздуха.

Выпускной воздух 152 турбины (см. ФИГ. 6) смешивается с выпускным воздухом 176b второго компрессора (см. ФИГ. 6) для формирования выпускного воздуха 155а турбокомпрессора (см. ФИГ. 6). Выпускной воздух 155а турбокомпрессора (см. ФИГ. 6) может быть перемещен посредством указанного множества соединительных воздуховодов 131 (см. ФИГ. 6), таких как выполненные в виде выпускного воздуховода 140а (см. ФИГ. 6), и через выпускное отверстие 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 6). Смешивание выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 6) с выпускным воздухом 176b второго компрессора (см. ФИГ. 6), которое формирует выпускной воздух 155а турбокомпрессора (см. ФИГ. 6), приводит к уменьшению температуры впускного воздуха, поступающего в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 6), и к выработке впускного воздуха 156b уменьшенной температуры, поступающего в установку, (см. ФИГ. 6) который протекает в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 6) из турбокомпрессорной системы 10е (см. ФИГ. 6).

Хотя вариант реализации турбокомпрессорной системы 10е, показанный на ФИГ. 6, показывает поступающий в установку впускной воздух 156а уменьшенной температуры, состоящий только из выпускного воздуха 155а турбокомпрессора, такой вариант реализации турбокомпрессорной системы 10е, показанный на ФИГ. 6, может также использовать поступающий в установку впускной воздух 156а уменьшенной температуры, (см. ФИГ. 4), включающий выпускной воздух 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 4), представляющий собой смесь выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 4) и выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 4) и отбираемого воздуха 50а (см. ФИГ. 4), протекающего через регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, (см. ФИГ. 4).

ФИГ. 7А - 7В представляют собой иллюстрации схематического изображения еще одного варианта реализации турбокомпрессорной системы 10, такой как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10f, включающей вариант реализации турбокомпрессорного узла 11, такого как выполненный в виде турбокомпрессорного узла 11f. На ФИГ. 7А показан регулировочный клапан 130 управления потоком для установки в открытом положении. Этот режим работы с регулировочным клапаном 130 управления потоком для установки (см. ФИГ. 7А) в открытом положении не предназначен для обеспечения преимущества экономии топлива. На ФИГ. 7В показан регулировочный клапан 130 управления потоком для установки в закрытом положении. Этот режим работы с регулировочным клапаном 130 управления потоком для установки (см. ФИГ. 7В) в закрытом положении обеспечивает преимущество экономии топлива.

В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 7А - 7В, турбокомпрессорная система 10, такая как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10f, содержит турбокомпрессорную систему 10, выполненную за одно целое с системой 182 воздушного цикла системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, для формирования выполненной за одно целое турбокомпрессорной системы 180 на основе установки воздушного цикла, и включает в себя один или большее количество дополнительных клапанов 181 (см. ФИГ. 8), таких как клапаны 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8). Например, выполненная за одно целое турбокомпрессорная система 180 на основе установки воздушного цикла (АСМ) может содержать дополнительный обратный клапан 202 турбокомпрессора (см. ФИГ. 7А - 7В), может содержать дополнительный регулировочный клапан 214 турбокомпрессора (см. ФИГ. 7А - 7В), или может содержать другие дополнительные клапаны.

Кроме того, как показано на ФИГ. 7А - 7В, турбокомпрессорная система 10, такая как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10f, находится в системе 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и соединена с системой 34 отбора воздуха. Для варианта реализации, показанного на ФИГ. 7А - 7В, установка 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-6) может быть выполнена в виде системы 182 воздушного цикла. Как показано на ФИГ. 7А - 7В, система 182 воздушного цикла может содержать первичный теплообменник 188, вторичный теплообменник 190, водяной коллектор 192, конденсационный теплообменник 194, перепускной клапан 196 водяного коллектора/конденсата и различные соединительные воздуховоды. Система 182 воздушного цикла выполненной за одно целое турбокомпрессорной системы 180 на основе установки воздушного цикла (АСМ), показанной на ФИГ. 7А - 7В, является примером варианта реализации конструкции системы на основе установки воздушного цикла, которая может быть использована с турбокомпрессорной системой 10f (см. ФИГ. 7А - 7В), раскрытой в настоящем документе, и не предназначен для ограничения и не должен быть истолкован, как ограниченный этим вариантом реализации. Наоборот, другие подходящие конструкции системы на основе установки воздушного цикла, известные в данной области техники, могут быть использованы с турбокомпрессорной системой 10f, раскрытой в настоящем документе.

В этом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 7А - 7В, турбокомпрессорная система 10, такая как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10f, содержит турбину 138, такую как первая турбина (Т1) 138а, механически соединенную с компрессором 144, таким как первый компрессор (С1) 144а, посредством вала 146. Кроме того, как показано на ФИГ. 7А - 7В, первый компрессор (С1) 144а механически соединен с другим компрессором 144, таким как второй компрессор (С2) 144b, посредством вала 158, а второй компрессор (С2) 144b механически соединен с другой турбиной 138, такой как вторая турбина (Т2) 138b, посредством вала 220. Первая турбина (Т1) 138а (см. ФИГ. 7А - 7В), вторая турбина (Т2) 138b (см. ФИГ. 7А - 7В) и второй компрессор (С2) 144b (см. ФИГ. 7А - 7В) могут быть компонентами существующей турбокомпрессорной системы в системе 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, и первый компрессор (С1) 144а (см. ФИГ. 7А - 7В) в предпочтительном варианте реализации изобретения добавлен в качестве новой компонентной части турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 7А - 7В), такой как выполненная в виде турбокомпрессорной системы 10f (см. ФИГ. 7А - 7В).

На ФИГ. 7А показан регулировочный клапан 130 управления потоком для установки в открытом положении, при этом отбираемый воздух 50 протекает через регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, в качестве впускного воздуха 216 уменьшенной температуры в первичный теплообменник 188, вместо прямого прохода к турбине 138, такой как первая турбина (Т1) 138а. На ФИГ. 7А показан отбираемый воздух 50, протекающий через перепускное сечение 128, через регулировочный клапан 130 управления потоком, выполненный для установки, через первичный теплообменник 188, через воздуховод 218 к компрессору 144, такому как второй компрессор (С2) 144b. Второй компрессор (С2) 144b (см. ФИГ. 7А) вырабатывает или выдает выпускной воздух 154b второго компрессора (см. ФИГ. 7А), который протекает через воздуховод 222 (см. ФИГ. 7А) во вторичный теплообменник 190 (см. ФИГ. 7А).

Выпускной воздух 226 (см. ФИГ. 7А) уменьшенной температуры вытекает из вторичного теплообменника 190 (см. ФИГ. 7А), через воздуховод 208 (см. ФИГ. 7А) через конденсационный теплообменник 194 (см. ФИГ. 7А), через воздуховод 206 (см. ФИГ. 7А), через водяной коллектор 192 (см. ФИГ. 7А), через воздуховод 204 (см. ФИГ. 7А), через обратный клапан 202 турбокомпрессора (см. ФИГ. 7А), через впускное отверстие 136 турбины и к турбине 138, такой как первая турбина (Т1) 138а. Первая турбина (Т1) 138а (см. ФИГ. 7А) вырабатывает или выдает выпускной воздух 152 турбины (см. ФИГ. 7А), который протекает через воздуховод 212 (см. ФИГ. 7А) назад через конденсационный теплообменник 194 (см. ФИГ. 7А), через воздуховод 210 (см. ФИГ. 7А), к турбине 138 (см. ФИГ. 7А), такой как вторая турбина (Т2) 138b (см. ФИГ. 7А).

Вторая турбина (Т2) 138b (см. ФИГ. 7А) вырабатывает кондиционированный выпускной воздух 198 турбины (см. ФИГ. 7А). Кондиционированный выпускной воздух 198 турбины (см. ФИГ. 7А) затем подают посредством воздуховодов 53 (см. ФИГ. 7А) в качестве подаваемого кондиционированного воздуха 46 (см. ФИГ. 7) в салон 14 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 7А).

На ФИГ. 7В показан регулировочный клапан 130 управления потоком для установки в закрытом положении, и отбираемый воздух 50 протекает к турбине 138, такой как первая турбина (Т1) 138а, вместо прохода через регулировочный клапан 130 управления потоком для установки. На ФИГ. 7В показан отбираемый воздух 50, протекающий через перепускное сечение 128, через впускное отверстие 132 турбокомпрессора, через регулировочный клапан 134 турбокомпрессора, через впускное отверстие 136 турбины и в первую турбину (Т1) 138а. Как показано на ФИГ. 7В, отбираемый воздух 50 предпочтительно перемещают через указанное множество соединительных воздуховодов 131 в турбокомпрессорной системе 10f и через воздуховоды 52 отбираемого воздуха из системы 34 отбора воздуха.

Турбина 138 (см. ФИГ. 7В), такая как первая турбина (Т1) 138а (см. ФИГ. 7В), расширяет отбираемый воздух 50 (см. ФИГ. 7В) и извлекает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 7В), проходящего через первую турбину (Т1) 138а (см. ФИГ. 7В), для генерирования энергии 240 (см. ФИГ. 8), такой как пневматическая энергия 242 (см. ФИГ. 8), для привода компрессора 144 (см. ФИГ. 7В), такого как первый компрессор (С1) 144а (см. ФИГ. 7В). Как показано на ФИГ. 7В, первая турбина (Т1) 138а вырабатывает вытекающий из турбины воздух 152, который вытекает из первой турбины (Т1) 138а через выпускной воздуховод 212 турбины и через перепускной клапан 214.

Компрессор 144 (см. ФИГ. 7В), такой как первый компрессор (С1) 144а (см. ФИГ. 7В), который приводится в действие извлекаемой энергии 238 (см. ФИГ. 8), может осуществлять всасывание или затягивание набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 7В) снаружи воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 7В) через воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 7В) и воздуховод 63 воздухозаборника совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 7В), соединенный с первым компрессором (С1) 144а. Первый компрессор (С1) 144а сжимает набегающий воздух 60. В альтернативном варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 6, первый компрессор (С1) 144а может осуществлять всасывание рециркулированного воздуха 172 салона вместо набегающего воздуха 60.

Кроме того, как показано на ФИГ. 7В, первый компрессор (С1) 144а вырабатывает или выпускает выпускной воздух 154 компрессора (т.е. сжатый набегающий воздух), такой как выпускной воздух 154а первого компрессора, который протекает через компрессор выпускной воздуховод 224. Выпускной воздух 154 компрессора (см. ФИГ. 7В) смешивается с вытекающим из турбины воздухом 152 (см. ФИГ. 7В), и полученная смесь затем протекает последовательно через клапан 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 7В), через выпускное отверстие 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 7В), через первичный теплообменник 188 (см. ФИГ. 7В), через воздуховод 218 и через компрессор 144, такой как второй компрессор (С2) 144b. Второй компрессор (С2) 144b (см. ФИГ. 7В) сжимает и нагревает смесь выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 7В) и вытекающего из турбины воздуха 152 (см. ФИГ. 7В). Второй компрессор (С2) 144b (см. ФИГ. 7В) вырабатывает или выдает выпускной воздух 154 компрессора (см. ФИГ. 7В), такой как выпускной воздух 154b второго компрессора (ФИГ. 7В), который протекает через воздуховод 222 (см. ФИГ. 7В) через вторичный теплообменник 190 (см. ФИГ. 7В). Выпускной воздух 226 (см. ФИГ. 7В) уменьшенной температуры вырабатывается из вторичного теплообменника 190 (см. ФИГ. 7В), проходит через перепускной клапан 196 водяного коллектора/конденсата (см. ФИГ. 7В), через воздуховод 184 (см. ФИГ. 7В), к турбине 138 (см. ФИГ. 7В), такой как вторая турбина (Т2) 138b (см. ФИГ. 7В). Кондиционированный выпускной воздух 198 турбины (см. ФИГ. 7В) затем вытекает из второй турбины (Т2) 138b и затем подается посредством воздуховодов 53 (см. ФИГ. 7В) в качестве подаваемого кондиционированного воздуха 46 (см. ФИГ. 7В) в салон 14 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 7В).

ФИГ. 8 представляет собой иллюстрацию функциональной структурной схемы одного из вариантов реализации воздушного летательного аппарата 12, показывающую систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, которая может включать в себя варианты реализации турбокомпрессорной системы 10 согласно раскрытому изобретению. Как показано на ФИГ. 8, в этом варианте реализации изобретения предложен воздушный летательный аппарат 12, содержащий по меньшей мере одно крыло 30 и один или большее количество двигателей 32 воздушного летательного аппарата, соединенных с указанным по меньшей мере одним крылом 30. Каждый двигатель 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8) имеет систему 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 8) для выработки отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 8). Воздушный летательный аппарат 12 (см. ФИГ. 8) кроме того содержит фюзеляж 13 (см. ФИГ. 8), определяющий внутренний объем 15 (см. ФИГ. 1А - 1В), включающий салон 14 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8) и отсек 36 для установок (см. ФИГ. 8), выполненный отдельно от салона 14 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8). Воздушный летательный аппарат 12 (см. ФИГ. 8) кроме того содержит систему 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8), размещенную в отсеке 36 для установок (см. ФИГ. 8) и сообщающуюся по текучей среде с салоном 14 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8).

Кроме того, как показано на ФИГ. 8, воздушный летательный аппарат 12 содержит одну или большее количество систем 54 управления, имеющих одно или большее количество устройств 56 управления, как раскрыто подробно выше. Кроме того, как показано на ФИГ. 8, воздушный летательный аппарат 12 содержит одну или большее количество энергетических систем 57 для подачи энергии в турбокомпрессорную систему 10 (см. ФИГ. 2-7В). Салон 14 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8) принимает подаваемый кондиционированный воздух 46 (см. ФИГ. 8) из системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8) посредством воздуховодов 53 (см. ФИГ. 8). Воздушный летательный аппарат 12 (см. ФИГ. 8) кроме того содержит один или большее количество выпускных воздушных клапанов 47а, 47b (см. ФИГ. 1А - 1В) для обеспечения возможности выпуска выпускного воздуха 48а, 48b (см. ФИГ. 8) из воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 8). Выпускной воздух 48а, 48b (см. ФИГ. 8) может содержать выпускной воздух салона и/или другой выпускной воздух из других мест воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 8).

Кроме того, как показано на ФИГ. 8, система 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8) содержит турбокомпрессорную систему 10, соединенную с установкой 42 кондиционирования воздуха. Установка 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8) может содержать установку теплообменника 44 (см. ФИГ. 8) и может быть выполнена в виде системы 182 воздушного цикла (см. ФИГ. 7А). Установка 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8) имеет требования 230 к потоку воздуха установки (см. ФИГ. 8) и энергетические требования 232 (см. ФИГ. 8). Регулировочный клапан 130 управления потоком для установки (см. ФИГ. 8) управляет потоком 228 воздуха установки (см. ФИГ. 8) в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8).

Как показано на ФИГ. 8 и подробно раскрыто выше, турбокомпрессорная система 10 содержит турбокомпрессорный узел 11. Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 8) содержит впускное отверстие 132 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8), сообщающееся по текучей среде с системой 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 8) и выполненное с возможностью всасывания отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 8) из системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 8) в турбокомпрессорный узел 11 (см. ФИГ. 8). Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 8) кроме того содержит выпускное отверстие 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8), сообщающееся по текучей среде с установкой 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8) и выполненное с возможностью извлечения впускного воздуха 156 уменьшенной температуры, поступающего в установку, (см. ФИГ. 8) из турбокомпрессорного узла 10 (см. ФИГ. 8) в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8).

Как показано на ФИГ. 8, турбокомпрессорный узел 11 содержит турбину 138, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором 144. Турбина 138 (см. ФИГ. 8) осуществляет выпуск выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 8). Компрессор 144 (см. ФИГ. 8) осуществляет выпуск выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 8). Компрессор 144 (см. ФИГ. 8) может содержать первый компрессор (С1) 144а (см. ФИГ. 8), который осуществляет выпуск выпускного воздуха 154а первого компрессора (см. ФИГ. 8), и второй компрессор (С2) 144b (см. ФИГ. 8), который осуществляет выпуск выпускного воздуха 154b второго компрессора (см. ФИГ. 8).

Как показано на ФИГ. 8, турбокомпрессорная система 10 кроме того содержит впускное отверстие 58 набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором 144 и выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха 60, имеющего температуру 61, посредством указанного по меньшей мере одного компрессора 144. Впускное отверстие 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 8) в одном варианте реализации изобретения может содержать воздухозаборник 62 совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха (см. ФИГ. 8), а еще в одном варианте реализации изобретения может содержать перепускной воздуховод 68 впускного отверстия набегающего воздуха 68 (см. ФИГ. 8).

Как показано на ФИГ. 8, турбокомпрессорная система 10 кроме того содержит регулировочный клапан 134 турбокомпрессора и клапан 142 турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорный узлом 11 посредством множества соединительных воздуховодов 131. Клапан 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) может содержать обратный клапан 142а турбокомпрессора (см. ФИГ. 8), запорный клапан 142b турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) или другой подходящий клапан турбокомпрессора. Выпускной воздух 152 турбины (см. ФИГ. 8) смешивается с выпускным воздухом 154 компрессора (см. ФИГ. 8) для формирования выпускного воздуха 155 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8). Турбокомпрессорная система 10 может кроме того содержать один или большее количество датчиков температуры (см. ФИГ. 2), размещенных в выпускном отверстии 162 (см. ФИГ. 2) указанного по меньшей мере одного компрессора 144 (см. ФИГ. 2).

В различных вариантах реализации турбокомпрессорной системы 10, как показано на ФИГ. 8 и подробно раскрыто выше, турбокомпрессорный узел 11 турбокомпрессорной системы 10 может при необходимости содержать электродвигатель 164 (см. ФИГ. 4), механически соединенный между турбиной 138 и указанным по меньшей мере одним компрессором 144; теплообменник 166 промежуточного охлаждения (см. ФИГ. 5), соединенный с указанным по меньшей мере одним компрессором 144; воздуховод 174 рециркулированного воздуха салона (см. ФИГ. 6) вместо впускного отверстия 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 8) и соединенный с указанным по меньшей мере одним компрессором 144 и выполненный с возможностью всасывания рециркулированного воздуха 172 салона из салона 14 воздушного летательного аппарата посредством указанного по меньшей мере одного компрессора 144; или выполненную за одно целое турбокомпрессорную систему 180 на основе установки воздушного цикла (АСМ) (см. ФИГ. 7А), включающую один или большее количество дополнительных клапанов 181.

Турбина 138 (см. ФИГ. 8) турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 8) извлекает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 8). Это приводит к вырабатыванию энергии 240 (см. ФИГ. 8), такой как пневматическая энергия 242 (см. ФИГ. 8), для уменьшения потока 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) и давления 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8), необходимых для установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8), приводя к меньшим энергетическим требованиям 232 (см. ФИГ. 8), таким как меньшая общая пневматическая энергия 244 (см. ФИГ. 8), необходимая для системы 40 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8), и к меньшему потреблению 157 набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8).

Для любых данных рабочих условий есть минимальное давление, необходимое на впускном отверстии 43 установки кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2) для обеспечения охлаждения и воздушного потока, необходимого для воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 1А). В определенных условиях давление, подаваемое системой 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2), может быть выше этого минимального давления, необходимого на впускном отверстии 43 установки кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2). Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-8) в предпочтительном варианте реализации изобретения использует этот избыток давления для сжатия набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 2, 8), или наружного воздуха, и увеличения мощности отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-8), протекающего к турбокомпрессорной системе 10 (см. ФИГ. 2-8). В альтернативном варианте реализации изобретения, в варианте реализации, показанном на ФИГ. 6, рециркулированный воздух 172 салона может быть использован вместо набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 2). Уменьшение отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-8), протекающего из системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-8), в предпочтительном варианте реализации изобретения уменьшает общую извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8) или энергию, извлекаемую из двигателя 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 2-7В). Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-8) в предпочтительном варианте реализации изобретения управляется для обеспечения давления и потока, необходимых для установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2). Таким образом обеспечивают уменьшение воздушного потока температуры на впускном отверстии 43 установки кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2), а это приводит к уменьшенной температуре впускного воздуха 156, поступающего в установку (см. ФИГ. 2, 8). Общий результат заключается в меньших энергетических требованиях 232 (см. ФИГ. 8) к системе 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 2, 8) и меньшем потреблении 157 набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8).

Еще в одном варианте реализации изобретения предложен способ 250 (см. ФИГ. 9) извлечения энергии из двигателя 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А) для получения или выработки извлекаемой энергии 238 (см. ФИГ. 8). ФИГ. 9 представляет собой иллюстрацию блок-схемы, показывающую вариант реализации способа 250 согласно раскрытому изобретению.

Способ 250 включает этап 252 установки турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 8) в системе 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата 12 (см. ФИГ. 8). Как раскрыто подробно выше, турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-8) содержит турбокомпрессорный узел 11 (см. ФИГ. 2-8), размещенный между впускным отверстием 132 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-8) и выпускным отверстием 150 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-8), и содержащий турбину 138 (см. ФИГ. 2-8), механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором 144 (см. ФИГ. 2-8), таким как выполненным в форме первого компрессора (С1) 144а (см. ФИГ. 2-8).

Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 8) кроме того содержит впускное отверстие 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 8), соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором 144 (см. ФИГ. 2). Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 8) кроме того содержит регулировочный клапан 134 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) и клапан 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8). Клапан 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) может быть выполнен в виде обратного клапана 142а турбокомпрессора, запорного клапана 142b турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) или другого подходящего клапана турбокомпрессора. Регулировочный клапан 134 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) и клапан 142 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) (например, обратный клапан 142а турбокомпрессора или запорный клапан 142b турбокомпрессора) в предпочтительном варианте реализации изобретения соединены с турбокомпрессорным узлом 11 (см. ФИГ. 8) посредством множества соединительных воздуховодов 131 (см. ФИГ. 8).

Как показано на ФИГ. 9, способ 250 кроме того включает этап 254 использования турбины 138 (см. ФИГ. 8) турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 8) для извлечения энергии из отбираемого воздуха 60 (см. ФИГ. 8) из системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 8) в двигателе 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8) для получения выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 8) и извлекаемой энергии 238 (см. ФИГ. 8).

Как показано на ФИГ. 9, способ 250 кроме того включает этап 256 привода указанного по меньшей мере одного компрессора 144 (см. ФИГ. 2) извлекаемой энергией 238 (см. ФИГ. 8) для всасывания и сжатия набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 8) из впускного отверстия 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 8) для получения выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 2). В альтернативном варианте реализации изобретения этап 256 привода указанного по меньшей мере одного компрессора 144 (см. ФИГ. 2) извлекаемой энергией 238 (см. ФИГ. 8) для всасывания и сжатия набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 8) из впускного отверстия 58 набегающего воздуха (см. ФИГ. 8) может быть заменен этапом привода указанного по меньшей мере одного компрессора 144 (см. ФИГ. 8) извлекаемой энергией 238 (см. ФИГ. 8) для всасывания и сжатия рециркулированного воздуха 172 салона (см. ФИГ. 6) из салона 14 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 6) через воздуховод 174 рециркулированного воздуха салона (см. ФИГ. 6), чтобы получать выпускной воздух 155а компрессора (см. ФИГ. 6).

Как показано на ФИГ. 9, способ 250 кроме того включает этап 258 использования турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 8) для уменьшения потока 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) (и давления 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8)), необходимого для установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8) в системе 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8), что приводит к уменьшению энергетических требований 232 (см. ФИГ. 8) к системе 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 8). Этап 258 использования турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 8) для уменьшения потока 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) и давления 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) может кроме того включать одновременное открытие запорного клапана 92 регулировки давления (см. ФИГ. 2) и клапана 108 избыточного давления (см. ФИГ. 2) в системе 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2, 8).

Как показано на ФИГ. 9, способ 250 кроме того включает этап 260 смешивания выпускного воздуха 152 турбины (см. ФИГ. 8) и выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 8) (или выпускного воздуха 176b компрессора (см. ФИГ. 6)) в турбокомпрессорной системе 10 (см. ФИГ. 8) для получения поступающего в установку впускного воздуха 156 уменьшенной температуры (см. ФИГ. 8) и меньшего потребления 157 набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8).

Как показано на ФИГ. 9, способ 250 может кроме того включать используемый по необходимости этап 262 механического соединения электродвигателя 164 (см. ФИГ. 4) между турбиной 138 (см. ФИГ. 4) и указанным по меньшей мере одним компрессором 144 (см. ФИГ. 4) для увеличения мощности на указанном по меньшей мере одном компрессоре 144 (см. ФИГ. 4), а в частности, для увеличения мощности на первом компрессоре (С1) 144а (см. ФИГ. 4).

Как показано на ФИГ. 9, способ 250 может кроме того включать используемый по необходимости этап 264 размещения одного или большего количества датчиков 148 температуры (см. ФИГ. 2) в выпускном отверстии 162 (см. ФИГ. 2) указанного по меньшей мере одного компрессора 144 (см. ФИГ. 2) для обеспечения защиты от перегрева выпускного воздуха 154 компрессора (см. ФИГ. 4) или выпускного воздуха 176b компрессора (см. ФИГ. 6).

Как показано на ФИГ. 9, способ 250 может кроме того включать используемый по необходимости этап 266 соединения теплообменника 166 промежуточного охлаждения (см. ФИГ. 5) с турбокомпрессорный узлом 10 для поддержания температуры 62 (см. ФИГ. 8) набегающего воздуха 60 (см. ФИГ. 8) ниже предельной температуры самовоспламенения топлива.

Как показано на ФИГ. 9, способ 250 может кроме того включать используемый по необходимости этап 268 выполнения турбокомпрессорной системы 10 за одно целое с установкой 45 воздушного цикла (см. ФИГ. 7А, 8) системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 7А, 8) и установки одного или большего количества дополнительных клапанов 181 (см. ФИГ. 8), таких как обратный клапан 202 турбокомпрессора (см. ФИГ. 7А) и регулировочный клапан 214 турбокомпрессора (см. ФИГ. 7А), в выполненную за одно целое турбокомпрессорную систему 180 на основе установки воздушного цикла (см. ФИГ. 7А).

Способ 250 может кроме того включать используемый по необходимости этап управления потоком впускного воздуха 156 уменьшенной температуры, поступающего в установку (см. ФИГ. 8) из турбокомпрессорной системы 10 (см. ФИГ. 8) в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8) воздушного летательного аппарата, посредством открытия регулировочного клапана 134 турбокомпрессора (см. ФИГ. 8) и закрытия регулировочного клапана 130 управления потоком (см. ФИГ. 2) для установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2).

ФИГ. 10 представляет собой иллюстрацию блок-схемы способа 300 изготовления воздушного летательного аппарата и его обслуживания. ФИГ. 11 представляет собой иллюстрацию структурной схемы воздушного летательного аппарата 316. Со ссылкой на ФИГ. 10-11, варианты реализации настоящего изобретения могут быть описаны в контексте способа 300 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата, как показано на ФИГ. 10, и воздушного летательного аппарата 316, как показано на ФИГ. 11. Во время предпроизводственного этапа приведенный в качестве примера способ 300 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата может включать разработку 302 спецификации и проектирование воздушного летательного аппарата 316 и материальное снабжение 304. Во время производства выполняют процесс 306 изготовления компонентов и сборочных узлов и интеграцию 308 систем воздушного летательного аппарата 316. После этого воздушный летательный аппарат 102 может пройти через стадию 310 сертификации и поставки для постановки на обслуживание 312. При эксплуатации 312 заказчиком воздушный летательный аппарат 316 подпадает под регламентное техобслуживание и текущий ремонт 314, которые могут включать модернизацию, перенастройку, переоборудование или иное подходящее обслуживание.

Каждый из процессов способа 300 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата может быть выполнен или осуществлен системным интегратором, третьей стороной и/или оператором (например, заказчиком). Для целей данного описания системный интегратор может включать в себя, без ограничения, любое количество производителей воздушных летательных аппаратов и субподрядчиков по основным системам, третья сторона может включать в себя, без ограничения, любое количество продавцов, субподрядчиков и поставщиков, а оператор может представлять собой авиакомпанию, лизинговую компанию, военную организацию, обслуживающую организацию и иных подходящих операторов.

Как показано на ФИГ. 11, воздушный летательный аппарат 316, изготовленный приведенным в качестве примера способом 300 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата, может содержать корпус 318 с множеством систем 320 высокого уровня и внутреннюю часть 322. Примеры множества систем 320 высокого уровня могут включать одно или большее количество из следующего: двигательная установка 324, электрическая система 326, гидравлическая система 328 и система 330 управления условиями окружающей среды. Может быть включено любое количество других систем. Хотя показан пример, относящийся к аэрокосмической промышленности, принципы изобретения могут быть применены в других отраслях промышленности, например, при изготовлении автомобилей.

Способы и системы, реализованные в настоящем документе, могут быть применены во время любого одного или большего количества этапов способа 300 изготовления и обслуживания. Например, компоненты или сборочные узлы, соответствующие процессу 306 изготовления компонентов и сборочных узлов, могут быть произведены или изготовлены способом, схожим со способом изготовления компонентов или сборочных узлов во время нахождения воздушного летательного аппарата 316 на обслуживании. Кроме того, один или большее количество вариантов реализации устройства, вариантов реализации способа или их комбинация могут быть использованы во время процесса 306 изготовления компонентов и сборочных узлов и интеграции 308 системы, например, например путем по существу ускорения монтажа или уменьшения затрат на воздушный летательный аппарат 316. Аналогичным образом, один или большее количество вариантов реализации устройства, вариантов реализации способа или их комбинация могут быть использованы во время нахождения воздушного летательного аппарата 316 на обслуживании 312, например и без ограничения, во время регламентного обслуживания и текущего ремонта 314.

Раскрытые варианты реализации турбокомпрессорной системы 10, 10а - 10f (см. ФИГ. 2-7В) и способ 250 (см. ФИГ. 9) обеспечивают средства для управления потоком 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-8) при значительном уменьшении процентного показателя удельного расхода топлива двигателем и экономичности при использовании сопротивления набегающего воздуха. Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-7В) с турбокомпрессорный узлом 11 (см. ФИГ. 2-7В) использует турбину 138 (см. ФИГ. 2-7В) для получения энергии из отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-7В) для уменьшения потока 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) и давления 234 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8), необходимых для установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-7В), и для получения извлекаемой энергии 238 (см. ФИГ. 8) из турбины 138 (см. ФИГ. 2-7В), чтобы затягивать набегающий воздух 60 (см. ФИГ. 2-5, 7В) и смешивать его с выпускным воздухом 152 турбины (см. ФИГ. 2-5, 7В) для выработки впускного воздуха 156 уменьшенной температуры, (см. ФИГ. 2-3), поступающего в установку 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-3).

Турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-8) обеспечивает возможность уменьшения потока 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8), необходимого для удовлетворения требованиям 230 к потоку воздуха установки (см. ФИГ. 8). Уменьшение потока 236 отбираемого воздуха (см. ФИГ. 8) прямо обеспечивает обеспечивающий экономию процентный показатель удельного расхода топлива двигателем. Например, для воздушного летательного аппарата, имеющего широкий корпус, турбокомпрессорная система 10 может обеспечивать экономию в 0,3%-0,4% по удельному расходу топлива.

Подстраивание регулировочного клапана 134 турбокомпрессора (см. ФИГ. 2-7В) обеспечивает в реальном времени оптимизацию извлечения пневматической энергии 242 (см. ФИГ. 8), экономичное потребление всего отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-7В) и процентный показатель удельного расхода топлива, оптимизированный в реальном времени и обеспечивающий экономию. В предпочтительном варианте реализации изобретения, когда турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-3) находится в рабочем режиме, также необходимо, чтобы запорный клапан 92 регулировки давления (см. ФИГ. 2-7В) и клапан 108 избыточного давления (см. ФИГ. 2-7) системы 34 отбора воздуха (см. ФИГ. 2-7В) были максимально открыты, чтобы минимизировать изменение запорного клапана 92 регулировки давления и клапана 108 избыточного давления и предотвратить резкое уменьшение давления отбираемого воздуха 50 (см. ФИГ. 2-7В), с тем чтобы максимизировать давление 234 (см. ФИГ. 8) отбираемого воздуха 50 в турбокомпрессорной системе 10 и минимизировать какие бы то ни было потери энергии.

Кроме того, раскрытые варианты реализации турбокомпрессорной системы 10, 10а - 10f (см. ФИГ. 2-7В) и способ 250 (см. ФИГ. 9) обеспечивают средства приведения пневматической энергии 242 (см. ФИГ. 8), вырабатываемой двигателями 32 воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А-8), в соответствие с энергетическими требованиями 232 (см. ФИГ. 8) системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 1А-8), что приводит к уменьшению любых потерь энергии. В предпочтительном варианте реализации изобретения турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-7В) уменьшает извлекаемую энергию 238 (см. ФИГ. 8), чтобы точно соответствовать энергетическими требованиями 232 (см. ФИГ. 8) или количеству энергии, которая требуется для системы 40 кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата (см. ФИГ. 2-8).

Кроме того, раскрытые варианты реализации турбокомпрессорной системы 10, 10а - 10f (см. ФИГ. 2-7В) и способ 250 (см. ФИГ. 9) уменьшают температуру поступающего в установку впускного воздуха, что приводит к уменьшению потока набегающего воздуха в установку теплообменника (НХ) 44 (см. ФИГ. 2-5), которое, в свою очередь, уменьшает потребление воздуха, набегающего на установку кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-5), приводя к меньшему потреблению 157 набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 8) и меньшему сопротивлению набегающему воздуху. Таким образом, турбокомпрессорная система 10 (см. ФИГ. 2-5) обеспечивает экономичную работу установки 42 кондиционирования воздуха (см. ФИГ. 2-5) при использовании сопротивления набегающего воздуха и экономичную работу в отношении воздуха 103 вентилятора двигателя (см. ФИГ. 2-5).

Кроме того, настоящий документ содержит варианты реализации изобретения согласно следующим пунктам.

Пункт 1: Турбокомпрессорная система для извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата, содержащая: турбокомпрессорный узел, содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором;

впускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой отбора воздуха в двигателе воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью всасывания отбираемого воздуха из системы отбора воздуха в турбокомпрессорный узел;

выпускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой кондиционирования воздуха системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью извлечения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорного узла в указанную установку кондиционирования воздуха;

впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора;

и регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорный узлом посредством множества соединительных воздуховодов, причем турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха.

Пункт 2: Турбокомпрессорная система по пункту 1, кроме того содержащая электродвигатель, механически соединенный между турбиной и указанным по меньшей мере одним компрессором и увеличивающий мощность на указанном по меньшей мере одном компрессоре.

Пункт 3: Турбокомпрессорная система по пункту 1, кроме того содержащая один или большее количество датчиков температуры, размещенных в выпускном отверстии указанного по меньшей мере одного компрессора и обеспечивающих защиту от перегрева выпускного воздуха компрессора.

Пункт 4: Турбокомпрессорная система по пункту 1, в которой турбокомпрессорный узел содержит первый компрессор и второй компрессор.

Пункт 5: Турбокомпрессорная система по пункту 4, кроме того содержащая теплообменник промежуточного охлаждения, подсоединенный между первым компрессором и вторым компрессором и поддерживающий температуру набегающего воздуха ниже предельной температуры самовоспламенения топлива.

Пункт 6: Турбокомпрессорная система по пункту 1, в которой впускное отверстие набегающего воздуха, выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора, заменено воздуховодом рециркулированного воздуха салона, соединенным с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненным с возможностью всасывания рециркулированного воздуха салона из салона воздушного летательного аппарата посредством указанного по меньшей мере одного компрессора.

Пункт 7: Турбокомпрессорная система по пункту 1, в которой турбокомпрессорная система выполнена с возможностью работы параллельно с регулировочным клапаном управления потоком для установки кондиционирования воздуха.

Пункт 8: Турбокомпрессорная система по пункту 1, в которой поступающий в установку впускной воздух уменьшенной температуры содержит смесь выпускного воздуха турбины и выпускного воздуха компрессора или содержит смесь выпускного воздуха турбины, выпускного воздуха компрессора и отбираемого воздуха, проходящую через регулировочный клапан управления потоком для установки кондиционирования воздуха.

Пункт 9: Турбокомпрессорная система по пункту 1, в которой турбокомпрессорная система выполнена за одно целое с установкой воздушного цикла (АСМ) системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и включает в себя один или большее количество дополнительных клапанов.

Пункт 10: Турбокомпрессорная система по пункту 1, в которой впускное отверстие набегающего воздуха содержит воздухозаборник совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха или перепускной воздуховод впускного отверстия набегающего воздуха, выполненный за одно целое с системой набегающего воздуха воздушного летательного аппарата.

Пункт 11: Турбокомпрессорная система по пункту 1, в которой турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха для уменьшения потока отбираемого воздуха, необходимого для установки кондиционирования воздуха, приводя к меньшим энергетическим требованиям к системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и меньшему использованию набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

Пункт 12: Воздушный летательный аппарат, содержащий:

по меньшей мере одно крыло;

один или большее количество двигателей воздушного летательного аппарата, соединенных с указанным по меньшей мере одним крылом, при этом каждый двигатель воздушного летательного аппарата имеет систему отбора воздуха для выработки отбираемого воздуха;

фюзеляж, определяющий внутренний объем, включающий салон воздушного летательного аппарата и отсек для установок, выполненный отдельно от салона воздушного летательного аппарата;

систему кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, размещенную в отсеке для установок и сообщающуюся по текучей среде с салоном воздушного летательного аппарата, и содержащую: установку кондиционирования воздуха;

и турбокомпрессорную систему, содержащую: турбокомпрессорный узел, содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором;

впускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой отбора воздуха и выполненное с возможностью всасывания отбираемого воздуха из системы отбора воздуха в турбокомпрессорный узел;

выпускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой кондиционирования воздуха и выполненное с возможностью извлечения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорного узла в указанную установку кондиционирования воздуха;

впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора;

и регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорный узлом посредством множества соединительных воздуховодов, причем турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха.

Пункт 13: Воздушный летательный аппарат по пункту 12, в котором

турбокомпрессорная система кроме того содержит один или большее количество электродвигателей, механически соединенных между турбиной и указанным по меньшей мере одним компрессором;

один или большее количество датчиков температуры, размещенных в выпускном отверстии указанного по меньшей мере одного компрессора;

и теплообменник промежуточного охлаждения, соединенный с указанным по меньшей мере одним компрессором.

Пункт 14: Воздушный летательный аппарат по пункту 12, в котором впускное отверстие набегающего воздуха, выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора, заменено воздуховодом рециркулированного воздуха салона, соединенным с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненным с возможностью всасывания рециркулированного воздуха салона из салона воздушного летательного аппарата посредством указанного по меньшей мере одного компрессора.

Пункт 15: Воздушный летательный аппарат по пункту 12, в котором турбокомпрессорная система выполнена за одно целое с установкой воздушного цикла (АСМ) системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и включает в себя один или большее количество дополнительных клапанов.

Пункт 16: Воздушный летательный аппарат по пункту 12, в котором турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха для уменьшения потока отбираемого воздуха, необходимого для установки кондиционирования воздуха, приводя к меньшим энергетическим требованиям к системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и меньшему использованию набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

Пункт 17: Способ извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата, включающий этапы:

установки турбокомпрессорной системы в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, при этом турбокомпрессорная система содержит:

турбокомпрессорный узел, размещенный между впускным отверстием турбокомпрессора и выпускным отверстием турбокомпрессора и содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором;

впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором;

и регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорный узлом посредством множества соединительных воздуховодов,

использования турбины турбокомпрессорной системы для извлечения энергии из отбираемого воздуха, чтобы получить выпускной воздух турбины и извлекаемую энергию;

привода указанного по меньшей мере одного компрессора извлекаемой энергией для всасывания и сжатия набегающего воздуха из впускного отверстия набегающего воздуха для получения выпускного воздуха компрессора;

использования турбокомпрессорной системы для уменьшения потока отбираемого воздуха, необходимого для установки кондиционирования воздуха в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, что приводит к уменьшению энергетических требований к системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата;

и смешивания выпускного воздуха турбины и выпускного воздуха компрессора в турбокомпрессорной системе для получения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры и обеспечения меньшего использования набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

Пункт 18: Способ по пункту 17, кроме того включающий этап механического соединения электродвигателя между турбиной и указанным по меньшей мере одним компрессором для увеличения мощности на указанном по меньшей мере одном компрессоре.

Пункт 19: Способ по пункту 17, кроме того включающий этап размещения одного или большего количества датчиков температуры в выпускном отверстии указанного по меньшей мере одного компрессора для обеспечения защиты от перегрева выпускного воздуха компрессора.

Пункт 20: Способ по пункту 17, кроме того включающий этап соединения теплообменника промежуточного охлаждения с турбокомпрессорный узлом для поддержания температуры набегающего воздуха ниже предельной температуры самовоспламенения топлива.

Пункт 21: Способ по пункту 17, кроме того включающий этап выполнения турбокомпрессорной системы за одно целое с установкой воздушного цикла (АСМ) системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и установки одного или большего количества дополнительных клапанов в выполненную за одно целое полученную турбокомпрессорную систему на основе установки воздушного цикла.

Пункт 22: Способ по пункту 17, в котором этап привода указанного по меньшей мере одного компрессора извлекаемой энергией для всасывания и сжатия набегающего воздуха из впускного отверстия набегающего воздуха заменен этапом привода указанного по меньшей мере одного компрессора извлекаемой энергией для всасывания и сжатия рециркулированного воздуха салона из салона воздушного летательного аппарата через воздуховод рециркулированного воздуха салона для получения выпускного воздуха компрессора.

Пункт 23: Способ по пункту 17, кроме того включающий этап управления потоком поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорной системы в указанную установку кондиционирования воздуха посредством открытия регулировочного клапана турбокомпрессора и закрытия одного или большего количества регулировочных клапанов управления потоком, выполненных для установки кондиционирования воздуха.

Пункт 24: Способ по пункту 17, в котором этап использования турбокомпрессорной системы для уменьшения потока отбираемого воздуха кроме того включает одновременное открытие запорного клапана регулировки давления и клапана избыточного давления в системе отбора воздуха.

Множество модификаций и других вариантов реализации согласно изобретению могут стать очевидны специалисту в данной области техники, для которого приведено это раскрытие, с обеспечением преимуществ принципов, раскрытых в вышеприведенном описании и соответствующих чертежах. Описанные в данном документе варианты реализации приведены с целью иллюстрации и не призваны быть ограничивающими и исчерпывающими. Хотя в данном документе были использованы конкретные термины, они были использованы только в общем смысле и с целью описания, а не с целью его ограничения.

1. Турбокомпрессорная система для извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата, содержащая:

турбокомпрессорный узел, содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором;

впускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой отбора воздуха в двигателе воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью всасывания отбираемого воздуха из системы отбора воздуха в турбокомпрессорный узел;

выпускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой кондиционирования воздуха системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью извлечения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорного узла в указанную установку кондиционирования воздуха, причем поступающий в установку впускной воздух уменьшенной температуры содержит смесь выпускного воздуха турбины и выпускного воздуха компрессора;

впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора; и

регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорным узлом посредством множества соединительных воздуховодов,

причем турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха, и

турбокомпрессорная система выполнена с возможностью смешивания выпускного воздуха турбины и выпускного воздуха компрессора для получения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры и меньшего использования набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

2. Турбокомпрессорная система по п. 1, кроме того содержащая электродвигатель, механически соединенный между турбиной и указанным по меньшей мере одним компрессором и увеличивающий мощность на указанном по меньшей мере одном компрессоре.

3. Турбокомпрессорная система по п. 1, кроме того содержащая один или большее количество датчиков температуры, размещенных в выпускном отверстии указанного по меньшей мере одного компрессора и обеспечивающих защиту от перегрева выпускного воздуха компрессора.

4. Турбокомпрессорная система по п. 1, в которой турбокомпрессорный узел содержит первый компрессор и второй компрессор.

5. Турбокомпрессорная система по п. 4, кроме того содержащая теплообменник промежуточного охлаждения, подсоединенный между первым компрессором и вторым компрессором и поддерживающий температуру набегающего воздуха ниже предельной температуры самовоспламенения топлива.

6. Турбокомпрессорная система по п. 1, в которой впускное отверстие набегающего воздуха, выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора, заменено воздуховодом рециркулированного воздуха салона, соединенным с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненным с возможностью всасывания рециркулированного воздуха салона из салона воздушного летательного аппарата посредством указанного по меньшей мере одного компрессора.

7. Турбокомпрессорная система по п. 1, в которой турбокомпрессорная система выполнена с возможностью работы параллельно с регулировочным клапаном управления потоком для установки кондиционирования воздуха.

8. Турбокомпрессорная система по п. 1, в которой поступающий в установку впускной воздух уменьшенной температуры содержит смесь выпускного воздуха турбины, выпускного воздуха компрессора и отбираемого воздуха, проходящего через регулировочный клапан управления потоком для установки кондиционирования воздуха.

9. Турбокомпрессорная система по п. 1, в которой турбокомпрессорная система выполнена за одно целое с установкой воздушного цикла (АСМ) системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и включает в себя один или большее количество дополнительных клапанов.

10. Турбокомпрессорная система по п. 1, в которой впускное отверстие набегающего воздуха содержит воздухозаборник совкового типа впускного отверстия набегающего воздуха или перепускной воздуховод впускного отверстия набегающего воздуха, выполненный за одно целое с системой набегающего воздуха воздушного летательного аппарата.

11. Турбокомпрессорная система по п. 1, в которой турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха для уменьшения потока отбираемого воздуха, необходимого для установки кондиционирования воздуха, приводя к меньшим энергетическим требованиям к системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и меньшему использованию набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

12. Воздушный летательный аппарат, содержащий:

по меньшей мере одно крыло;

один или большее количество двигателей воздушного летательного аппарата, соединенных с указанным по меньшей мере одним крылом, при этом каждый двигатель воздушного летательного аппарата имеет систему отбора воздуха для выработки отбираемого воздуха;

фюзеляж, определяющий внутренний объем, включающий салон воздушного летательного аппарата и отсек для установок, выполненный отдельно от салона воздушного летательного аппарата;

систему кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, размещенную в отсеке для установок и сообщающуюся по текучей среде с салоном воздушного летательного аппарата, и содержащую:

установку кондиционирования воздуха; и

турбокомпрессорную систему, содержащую:

турбокомпрессорный узел, содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором;

впускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой отбора воздуха и выполненное с возможностью всасывания отбираемого воздуха из системы отбора воздуха в турбокомпрессорный узел;

выпускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой кондиционирования воздуха и выполненное с возможностью извлечения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорного узла в указанную установку кондиционирования воздуха, причем поступающий в установку впускной воздух уменьшенной температуры содержит смесь выпускного воздуха турбины и выпускного воздуха компрессора;

впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора; и

регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорным узлом посредством множества соединительных воздуховодов,

причем турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха, и

турбокомпрессорная система выполнена с возможностью смешивания выпускного воздуха турбины и выпускного воздуха компрессора для получения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры и меньшего использования набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

13. Воздушный летательный аппарат по п. 12, в котором

турбокомпрессорная система, кроме того, содержит один или большее количество электродвигателей, механически соединенных между турбиной и указанным по меньшей мере одним компрессором;

один или большее количество датчиков температуры, размещенных в выпускном отверстии указанного по меньшей мере одного компрессора;

и теплообменник промежуточного охлаждения, соединенный с указанным по меньшей мере одним компрессором.

14. Воздушный летательный аппарат по п. 12, в котором впускное отверстие набегающего воздуха, выполненное с возможностью всасывания набегающего воздуха посредством указанного по меньшей мере одного компрессора, заменено воздуховодом рециркулированного воздуха салона, соединенным с указанным по меньшей мере одним компрессором и выполненным с возможностью всасывания рециркулированного воздуха салона из салона воздушного летательного аппарата посредством указанного по меньшей мере одного компрессора.

15. Воздушный летательный аппарат по п. 12, в котором турбокомпрессорная система выполнена за одно целое с установкой воздушного цикла (АСМ) системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и включает в себя один или большее количество дополнительных клапанов.

16. Воздушный летательный аппарат по п. 12, в котором турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха для уменьшения потока отбираемого воздуха, необходимого для установки кондиционирования воздуха, приводя к меньшим энергетическим требованиям к системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и меньшему использованию набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

17. Способ извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата, включающий этапы:

установки турбокомпрессорной системы в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, при этом турбокомпрессорная система содержит:

турбокомпрессорный узел, размещенный между впускным отверстием турбокомпрессора и выпускным отверстием турбокомпрессора и содержащий турбину, механически соединенную по меньшей мере с одним компрессором;

впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором; и

регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорным узлом посредством множества соединительных воздуховодов,

использования турбины турбокомпрессорной системы для извлечения энергии из отбираемого воздуха, чтобы получить выпускной воздух турбины и извлекаемую энергию;

привода указанного по меньшей мере одного компрессора извлекаемой энергией для всасывания и сжатия поступающего из впускного отверстия набегающего воздуха для получения выпускного воздуха компрессора;

использования турбокомпрессорной системы для уменьшения потока отбираемого воздуха, необходимого для установки кондиционирования воздуха в системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата, что приводит к уменьшению энергетических требований к системе кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата; и

смешивания выпускного воздуха турбины и выпускного воздуха компрессора в турбокомпрессорной системе для получения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры и меньшего использования набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха.

18. Способ по п. 17, кроме того включающий этап механического соединения электродвигателя между турбиной и указанным по меньшей мере одним компрессором для увеличения мощности на указанном по меньшей мере одном компрессоре.

19. Способ по п. 17, кроме того включающий этап размещения одного или большего количества датчиков температуры в выпускном отверстии указанного по меньшей мере одного компрессора для обеспечения защиты от перегрева выпускного воздуха компрессора.

20. Способ по п. 17, кроме того включающий этап соединения теплообменника промежуточного охлаждения с турбокомпрессорным узлом для поддержания температуры набегающего воздуха ниже предельной температуры самовоспламенения топлива.

21. Способ по п. 17, кроме того включающий этап выполнения турбокомпрессорной системы за одно целое с установкой воздушного цикла (АСМ) системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и установки одного или большего количества дополнительных клапанов в выполненную за одно целое полученную турбокомпрессорную систему на основе установки воздушного цикла.

22. Способ по п. 17, в котором этап привода указанного по меньшей мере одного компрессора извлекаемой энергией для всасывания и сжатия набегающего воздуха из впускного отверстия набегающего воздуха заменен этапом привода указанного по меньшей мере одного компрессора извлекаемой энергией для всасывания и сжатия рециркулированного воздуха салона из салона воздушного летательного аппарата через воздуховод рециркулированного воздуха салона для получения выпускного воздуха компрессора.

23. Способ по п. 17, кроме того включающий этап управления потоком поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорной системы в указанную установку кондиционирования воздуха посредством открытия регулировочного клапана турбокомпрессора и закрытия одного или большего количества регулировочных клапанов управления потоком, выполненных для установки кондиционирования воздуха.

24. Способ по п. 17, в котором этап использования турбокомпрессорной системы для уменьшения потока отбираемого воздуха, кроме того, включает одновременное открытие запорного клапана регулировки давления и клапана избыточного давления в системе отбора воздуха.



 

Похожие патенты:

Приводная цепь летательного аппарата включает множество шестерен, зацепляющихся друг с другом. Первая шестерня содержит стенку, образующую внутреннее пространство, причем наружный ряд зубьев расположен на наружной поверхности стенки и зацепляется со второй шестерней.

Коробка приводов агрегатов газотурбинного двигателя содержит сепаратор воздух/масло и картер, в котором установлены зацепляющиеся друг с другом шестерни. Одна из шестерен неподвижно соединена с коаксиальным хвостовиком привода фильтрующей мембраны сепаратора.

Соединение для авиационного газотурбинного двигателя содержит опору подшипника качения и расположенный в ее внутреннем пространстве подшипник, вращающийся узел, содержащий первое зубчатое колесо и приводимый во вращение газогенератором двигателя, коробку отбора механической мощности, вал отбора механической мощности и средства монтажа коробки отбора механической мощности на опоре подшипника.

Изобретение относится к области газотурбостроения, может быть использовано в системах пуска газотурбинных двигателей с помощью валоповоротного устройства и пускового устройства, обеспечивая при этом возможность подключения через редуктор полезной нагрузки.

Группа изобретений относится к коробке приводов агрегатов турбомашины. Содержит корпус (30) и две зубчатые передачи (40a, 40b), скомпонованные в форме буквы V.

Изобретение относится к промежуточному редуктору для турбомашины летательного аппарата. Содержит первую коническую шестерню и первое коническое зубчатое колесо, образующие угловую передачу, при этом первое коническое зубчатое колесо соединяется с главным валом, прикрепленным к одной или нескольким коническим шестерням, допускающим приведение одного или нескольких вспомогательных агрегатов во вращение посредством одного или нескольких конических зубчатых колес.

Промежуточный корпус газотурбинного двигателя содержит внутреннюю втулку, выполненную с возможностью размещения в ней вала компрессора газотурбинного двигателя, наружную обечайку, множество радиальных стоек, соединяющих втулку и обечайку, а также коробку угловой передачи радиального вала.

Способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата включает в себя приведение в движение вала (13) системы (1) кондиционирования воздуха летательного аппарата во время фазы полета летательного аппарата путем сочетания источников энергии, выбранных из: вспомогательной силовой установки (4), стартера/генератора (18) и средств (63) подачи дополнительного воздуха.

Изобретение относится к авиации. Газотурбинный двигатель в сборе содержит вентиляторное отделение, компрессорное отделение, камеру сгорания, пилон.

Изобретение относится к коробке передач для турбовентиляторных реактивных двигателей. Коробка передач имеет основное устройство и вспомогательное устройство, содержащие соответствующие корпусы зубчатых передач и соответствующие полые валы, соединенные с помощью приводного вала.

Изобретение относится к системе жизнеобеспечения самолета - авиационной системе кондиционирования воздуха (СКВ). Система кондиционирования воздуха содержит по меньшей мере один воздухозаборник со связанной с ним жидкостной системой непосредственного охлаждения бортовых тепловыделяющих блоков-потребителей, по меньшей мере один электронагнетатель, по меньшей мере одну теплообменную систему подготовки воздуха наддува, по меньшей мере одну парокомпрессионную холодильную установку, в состав которой входят по меньшей мере одна реверсивная инверторная парокомпрессионная машина с внешним компрессором, четырехходовой клапан, жидкостно-жидкостные теплообменные аппараты и смесительное устройство, по меньшей мере одну систему отбора тепла от маршевой двигательной установки, состоящую из жидкостного радиатора на обечайке компрессора высокого давления маршевой двигательной установки, жидкостного радиатора на внутренней стороне обтекателя воздухозаборника маршевой двигательной установки, воздушно-жидкостного теплообменника, системы подачи и распределения воздуха наддува гермокабины, систему рециркуляции воздуха, систему автоматического регулирования давления, включающую модифицированную клапанную группу удаления воздуха, эжекторный смеситель-дозатор удаляемого воздуха из гермокабины и воздуха, подводимого от электронагнетателя, по меньшей мере один регулятор расхода добавочного воздуха, по меньшей мере один узел организации режима изолированной рециркуляции гермокабины.

Изобретение относится к системе кондиционирования кабины летательного аппарата. Система кондиционирования воздуха для герметизированной кабины летательного аппарата содержит модуль (3) отбора воздуха, выполненный с возможностью отбора окружающего воздуха снаружи летательного аппарата, модуль (5) сжатия воздуха, выполненный с возможностью сжатия отбираемого потока (F1) воздуха, и модуль (10) охлаждения воздуха, выполненный с возможностью охлаждения потока (F2, F3) сжатого воздуха при помощи криогенной текучей среды.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам кондиционирования воздуха на летательных аппаратах. Система кондиционирования воздуха отсека для пассажиров летательного аппарата содержит контур подачи воздуха, соединяющий, по меньшей мере, один канал входа наружного воздуха с, по меньшей мере, одним выходным каналом распределения воздуха, выходящим в отсек.

Изобретение относится к системам обогрева салона летательного аппарата. Система обогрева (50) салона (2) летательного аппарата (1) содержит кольцевой теплообменник (10), размещенный вокруг выхлопного трубопровода (21) турбинного двигателя (20) и в которой циркулирует теплоноситель (14) и окружающий воздух (25).

Система (10) охлаждения и/или нагрева устройств воздушного судна (ВС), подлежащих охлаждению и/или нагреву, содержит первую индивидуальную систему (20, 22) охлаждения и/или нагрева, выделенную для первого устройства (12, 14) ВС, подлежащего охлаждению и/или нагреву, и вторую индивидуальную систему (24, 26), выделенную для второго устройства (16, 18) ВС, подлежащего охлаждению и/или нагреву.

Изобретение относится к устройству для обслуживания пассажиров воздушного судна, предназначенному для приема продуктов, подлежащих хранению в охлажденном состоянии.

Изобретение относится к комбинации крыло-двигатель, имеющей крыло и двигатель, самолету с крылом, а также секции крыла самолета с канальной структурой отводимого от двигателя воздуха.

Изобретение относится к системе и способу индивидуального кондиционирования воздуха в различных частях салона воздушного судна посредством нагрева и испарительного охлаждения.

Турбокомпрессорная система для извлечения энергии из двигателя воздушного летательного аппарата. Турбокомпрессорная система имеет турбокомпрессорный узел с турбиной, механически соединенной по меньшей мере с одним компрессором. Турбокомпрессорная система имеет впускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с системой отбора воздуха в двигателе воздушного летательного аппарата, и выпускное отверстие турбокомпрессора, сообщающееся по текучей среде с установкой кондиционирования воздуха системы кондиционирования воздуха воздушного летательного аппарата и выполненное с возможностью извлечения поступающего в установку впускного воздуха уменьшенной температуры из турбокомпрессорного узла в указанную установку кондиционирования воздуха. Турбокомпрессорная система имеет впускное отверстие набегающего воздуха, соединенное с указанным по меньшей мере одним компрессором. Турбокомпрессорная система имеет регулировочный клапан турбокомпрессора и обратный клапан турбокомпрессора или запорный клапан турбокомпрессора, оба из которых соединены с турбокомпрессорным узлом посредством множества соединительных воздуховодов. Турбокомпрессорная система выполнена с возможностью извлечения энергии из отбираемого воздуха для уменьшения потока отбираемого воздуха и использования набегающего воздуха установкой кондиционирования воздуха. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 13 ил.

Наверх