飞行器的空气管理系统、供应加压空气的方法和飞行器与流程

本发明属于气动空气分配系统的领域，并且特别地，本发明涉及提供压缩空气源以向空气消耗装备供应加压空气。

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

因此，本发明的空气管理系统考虑了飞行参数，以便经由任何上述压缩空气源选择性地供给空气消耗装备，从而因此避免了当今空气管理系统过大，并因此使在非最优场景下操作时的能量损失最小化。

背景技术：

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

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

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

-空调(即，ecs)由可用压力驱动，并且

-wais由可用温度驱动。

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

从这些端口中的每一个汲取的泄放空气的典型值为：

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

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

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

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

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

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

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

随着新飞行器模型(特别是那些超高旁通比发动机，其以更低的“风扇端口”压力提供更高的hp端口温度)的出现，上述问题加剧。因此，在航空航天工业中需要一种空气管理系统，该空气管理系统利用从燃气涡轮发动机汲取的最佳能量来满足空气消耗设备需求。

技术实现要素：

本发明通过根据本文所述的空气管理系统、用于供应加压空气的方法以及飞行器来提供用于前述问题的解决方案。在本文中，还限定了本发明的优选实施例。

在第一发明方面，本发明提供了一种用于向至少一个空气消耗设备供应加压空气的、飞行器的空气管理系统，所述空气管理系统包括：

-至少一个空气消耗设备；

-至少一个空气源；

-至少一个燃气涡轮发动机(4)，所述至少一个燃气涡轮发动机具有位于所述燃气涡轮发动机(4)的低中压缩机级处的单个端口(2.1)；

-经由所述燃气涡轮发动机的单个端口与所述至少一个燃气涡轮发动机处于流体连通的空气泄放系统，所述空气泄放系统被配置成向所述至少一个空气消耗设备供应压缩空气；

-与所述空气源处于流体连通的至少一个电动压缩机，所述至少一个电动压缩机被配置成向所述至少一个空气消耗设备供应压缩空气；以及

-控制单元，所述控制单元被配置成接收与所述飞行器操作条件相关的输入，并基于所接收的输入选择性地操作所述空气泄放系统和/或所述至少一个电动压缩机。

如简要讨论的那样，空气泄放系统包括管道和阀的网络，所述网络被配置成从所述发动机压缩机内的特定位置(即，在特定的压缩机级处)输送压缩空气用于不同的用途。所述空气的温度和压力根据汲取空气(即泄放空气)的压缩机级是可变的。

特别地，根据本发明的空气泄放系统包括单个端口，所述单个端口被配置成从所述单个端口位于其中的压缩机级汲取空气。这种单个端口位于燃气涡轮发动机的低中压缩机级处。

本发明进一步设想使用通过入口与空气源处于流体连通的至少一个电动压缩机。空气在电动压缩机内被加压，并最终通过出口被输送朝向旨在要被供给的至少一个空气消耗设备。在使用中，旋转部件将动能施加到进入的空气，所述空气最终被转化为压力能，即压缩空气。

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

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

应当注意的是，所述飞行器操作条件可以由飞行器本身根据安装在其上的不同传感器和电子设备容易地确定，对于每个飞行场景来说“环境空气”是不同的。然后，飞行器电子设备将这种飞行器操作条件发送给本发明的控制单元，所述控制单元对其进行处理，并基于当前飞行器操作来确定需要操作哪个压缩空气源。

因此，控制单元基于所接收到的这种飞行器操作条件(“输入”)，经由一组阀(已经存在的或新引入的)选择性地操作空气泄放系统和/或至少一个电动压缩机。

常规空气管理系统仅依靠调节和混合从两个端口(即中压和高压)汲取的空气的空气泄放系统以满足空气消耗设备的特殊要求。与此不同，本发明提供了一种混合解决方案，该解决方案利用电动压缩机补偿的hp(高压端口)的去除。

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

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

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

也就是说，空气管理系统利用控制单元来选择哪个压缩空气源(例如，空气泄放系统和/或至少一个电动压缩机)将供给空气消耗设备。

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

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

其中汲取的泄放空气足以满足长期飞行阶段(诸如巡航)期间的空气消耗设备需求。

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

换句话说，在ip管道中存在泄漏的情况下，这种空气不会危及结构完整性。特别地，根据本发明的空气管理系统在大约80℃至100℃下调节被引导的空气。应当要注意的是，当前的温度调节在200℃以上。

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

此外，当前的空气管理系统有利地影响了整体飞行器性能，因为，存在大约1％推力特定的燃料消耗的燃料燃烧益处，即在典型的800nm(海里)短程飞行器任务曲线中的益处。实现这一益处的主要因素是，与常规ip端口相比，单个端口减少了2或3级。

由于hp管道去除、opv和hpv去除和大约50％的预冷却器大小减小以及完全去除带有相关联的ohds的apu泄放管道而引起的大量重量减少，实现了燃料节约。

在优选实施例中，根据巡航阶段飞行条件来确定所述空气泄放系统架构的大小。

在特定实施例中，所述空气管理系统的至少一个空气消耗设备是以下中的至少一个：

-环境控制系统；

-燃料箱惰化系统；

-机翼防冰系统；

-发动机起动系统；

-水和废弃物；和/或

-液压贮存器增压。

在优选实施例中，所述环境控制系统包括蒸气循环机，所述蒸气循环机被配置成由所述空气泄放系统和/或所述至少一个电动压缩机操作。

有利的是，(多个)蒸气循环机组需要较低的压力来操作，这更适合于由至少一个电动压缩机递送的压力。

另外，与常规ip端口相比，随着ip端口减少2或3级，巡航条件期间蒸气循环机组的较低压力要求在典型的短程飞行器中允许进一步提高1％以上的“sfc”益处。

类似地，在本发明中可以设想适合在较低压力下操作的其他设计。

在特定实施例中，机翼防冰系统是电动的。

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

在目前的空气管理系统中，每个发动机的最大汲取流量明显较低，因为电动wais不需要压缩空气。

因此，由于较低的温度要求，电动wais允许更好地优化空气管理系统。

常见的电动wais是基于生成热量的电阻电路的电热系统。热量可以连续生成以防止飞行器结冰(“防冰”模式)，或者可以间歇生成以在冰在某些表面堆积时除去冰(“除冰”)。

在特定实施例中，所述空气泄放系统进一步包括预冷却器，所述预冷却器的尺寸被确定为在所述压缩机级处利用从所述单个端口汲取的所述泄放空气进行操作。

典型的预冷却器是布置在靠近燃气涡轮发动机的吊挂架上的热交换器，该燃气涡轮发动机在来自hp/ip端口的管道与来自风扇端口或直接来自冲压空气的冷却空气之间提供热接触。

如前文已经解释的那样，随着超高旁通比发动机(其提供更高的hp端口温度和更低的风扇端口压力)的出现，由于所处理的高温和更低的风扇端口压力导致显著的大小增加，吊挂架中的预冷却器的集成变得具有挑战性。

有利的是，利用本发明，存在近50％的预冷却器的大小减小，因为与传统的hp端口相比在ip管道中处理的温度更低。

在优选实施例中，为了利用新的空气管理系统架构来满足空气消耗设备的要求，当向ecs和wais两者提供空气时，预冷却器在保持阶段被确定尺寸。

保持阶段被熟知为这样的操纵，该操纵被设计为延迟已经在飞行中的飞行器保持在特定高度的特定空域内。因此，由于这一阶段是飞行的最需要能量的部分，由于高度不够高且速度相对较低，所以通常将其作为环境控制系统的设计点。

在特定实施例中，所述至少一个电动压缩机被配置成根据所述飞行阶段和/或高度来适配所供应的压缩空气。

因此，(多个)电动压缩机被配置成使(电动压缩机)递送的压力来适配(空气消耗设备)所需的压力。

在特定实施例中，所述飞行器操作条件是预定的飞行高度和/或以下当中的飞行阶段：滑行、起飞、爬升、巡航、下降、保持和着陆。

在特定实施例中，所述控制单元被配置成在预定飞行高度(例如，15000英尺)以下操作所述至少一个电动压缩机且在这种预定飞行高度以上操作所述空气泄放系统。

在优选实施例中，所述控制单元被配置成根据所接收到的输入选择性地操作所述空气泄放系统和/或所述至少一个电动压缩机，使得：

-在滑行时，所述至少一个电动压缩机向至少一个空气消耗设备供应压缩空气；

-在起飞时，所述至少一个电动压缩机向至少一个空气消耗设备供应压缩空气；

-在爬升时，所述至少一个电动压缩机向至少一个空气消耗设备供应压缩空气，直到所述预定飞行高度，所述预定高度优选地为15000英尺；然后，所述空气泄放系统向所述至少一个空气消耗设备供应压缩空气；

-在巡航中，所述空气泄放系统向至少一个空气消耗设备供应压缩空气；并且

-在下降、保持和着陆时，所述至少一个电动压缩机向至少一个空气消耗设备供应压缩空气。

换句话说，所述空气管理系统受益于：

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

-所述(多个)电动压缩机在地面、早期爬升和下降期间的效率，这允许将由压缩机递送的压力适配于所需的压力。

在特定实施例中，所述空气泄放系统经由位于每个燃气涡轮发动机的相应的压缩机级的相应单个端口与所述飞行器的每个燃气涡轮发动机处于流体连通，并且所述空气管理系统包括两个电动压缩机。

在特定实施例中，所述至少一个电动压缩机插入在所述空气泄放系统与所述空气消耗设备之间，使得所述空气泄放系统是所述电动压缩机的空气源。

有利的是，它允许电动压缩机压缩来自空气泄放系统的空气，增加所达到的压力。

在替代性实施例中，所述(多个)电动压缩机平行于所述空气泄放系统安装。因此，电动压缩机的空气源可以来自风扇端口或者来自与环境空气直接连接的冲压空气入口。

在特定实施例中，所述空气管理系统进一步包括能量存储装置(诸如电池)，所述能量存储装置被配置成向所述至少一个电动压缩机供电。

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

在第二发明方面，本发明提供了一种用于向空气消耗装备供应加压空气的方法，所述方法包括：

-提供根据第一发明方面的任何实施例的空气管理系统；

-由所述控制单元接收与所述飞行器操作条件相关的输入；并且

-基于所接收到的输入操作所述空气泄放系统和/或所述至少一个电动压缩机。

在特定实施例中，所述方法进一步包括：由所述控制单元根据所述接收到的输入操作所述空气泄放系统和/或所述至少一个电动压缩机,使得：

-在滑行时，所述至少一个电动压缩机向至少一个空气消耗设备供应压缩空气；

-在起飞时，所述至少一个电动压缩机向至少一个空气消耗设备供应压缩空气；

-在爬升时，所述至少一个电动压缩机向至少一个空气消耗设备供应压缩空气，直到预定高度，所述预定高度优选地为15000英尺；然后，所述空气泄放系统向所述至少一个空气消耗设备供应压缩空气；

-在巡航中，所述空气泄放系统向至少一个空气消耗设备供应压缩空气；并且

-在下降、保持和着陆时，所述至少一个电动压缩机向至少一个空气消耗设备供应压缩空气。

在第三发明方面中，本发明提供了一种包括根据第一发明方面的实施例中的任何一个实施例的空气管理系统的飞行器。

在第四发明方面中，本发明提供了一种数据处理设备，所述数据处理设备包括用于执行根据第二发明方面的实施例中的任何一个实施例的方法的装置。

在第五发明方面中，本发明提供了一种包括指令的计算机程序，当所述程序由计算机执行时，所述指令使得计算机执行根据第二发明方面的实施例中的任何一个实施例的方法。

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

附图说明

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

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

图2a至图2b这些图示出了包括(a)常规空气管理系统和(b)根据本发明的空气管理系统的飞行器的示意性表示。

图3a至图3b这些图示出了(a)常规空气管理系统和(b)根据本发明的空气管理系统的示意性架构。

图4这个图示出了在整个飞行阶段使用根据本发明的空气管理系统的飞行器任务曲线的示意性表示。

具体实施方式

如本领域技术人员将理解的那样，本发明的各方面可以实现为空气管理系统、方法、数据处理设备、计算机程序或飞行器。

图1描绘了常规ip-hp空气泄放系统功率递送(7.1)与整个飞行中空气消耗设备所需功率(7.2)对比的示意图(7)。

如可以看出的那样，将空气消耗设备所需的功率(单位为kw)(7.2)与常规ip-hp空气泄放系统递送的功率(7.1)进行了比较。除了前者之外，还有飞行器在完整飞行中经过的飞行阶段(7.3)的概况，特别地将高度取为用于将飞行器置于这些飞行阶段中的每一个中的基准。

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

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

典型的ip–hp空气泄放系统常规地设计如下：

-ip端口在起飞、爬升、巡航和保持期间汲取空气；并且

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

因此，在hp端口汲取空气以供应空气消耗设备的那些阶段中，存在显著的能量损失，如可以通过图中的峰值(由虚线圆圈选择)(7.4)看出的那样。这些峰值(7.4)代表功率不匹配，这会导致能量损失。

这种能量损失是因为：

●在一方面，在保持期间由hp端口递送的能量显著高于空气消耗设备所需的能量。在这些条件下使用hp端口，因为通过ip端口递送的能量低于所需的能量；并且

●在起飞和早期爬升阶段期间，ip端口递送的能量显著高于所需的能量，因为ip端口被选择为满足巡航期间的空气消耗设备的要求。进一步，在巡航中，从ip端口汲取的能量低于起飞和爬升阶段期间。

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

特别地，飞行器(10)包括两个燃气涡轮发动机(4)，这两个燃气涡轮发动机通过对应的吊挂架悬挂在每个机翼上。示意性地表示了来自两个端口(即来自燃气涡轮发动机(4)的不同压缩机级的ip(2.1)和hp(2.2))的管道或通道。应当注意的是，这些图中没有示出阀和其他液压装备。

示出了泄放端口(ip和hp)与ecs的wais(5.3)和空调机组(5.1)处于流体连通(通过通道或管道(2.1.1，2.2.1))，以便向其输送加压空气。

另外，飞行器(10)包括在飞行器(10)尾锥处的辅助动力单元(“apu”)(6)。这个apu(6)还(通过apu泄放管道(6.1))与ecs的wais(5.3)和空调机组(5.1)处于流体连通，以便向其提供气动能或电能。

出于安全原因，气动模式的典型apu泄放管道(6.1)也与过热检测系统相关联。

另一方面，图2b描绘了与图2a中示出的飞行器(10)相似但是包括根据本发明的空气管理系统(1)的飞行器的示意性表示的示例。

替代于图2a中示出的每个燃气涡轮发动机(4)的ip-hp端口，根据本发明的空气泄放系统(2)仅从单个端口汲取空气，该端口与ecs的空气调节机组(5.1)流体连接。在这个特定实施例中，空调机组被蒸气循环机组(5.2)代替，与常规空调机组(5.1)相比，这些蒸气循环机组需要较低的空气压力。

进一步，两个电动压缩机(3)与ecs的空调机组或蒸气循环机组一起定位在飞行器(10)的机腹整流罩内。

在特定实施例中，机翼防冰系统(“wais”)可以是电动的(5.4)，因此不再需要用于输送加压空气的管道。替代地，应当部署布线连接(其比管道更轻)。

类似地，由于不再需要气动模式，去除了apu泄放管道(6.1)。例如，仅设想了用于向电动压缩机(3)供电的电动模式。此外，其他功率消耗设备(诸如电池、电动wais(5.4)等)可以由以电动模式运行的apu(6)(或任何其他电源)供电。

去除apu泄放管道(6.1)(即，apu仅在“电动模式”下工作)带来以下优势：

-显著的重量减轻，约170kg。(在短程飞行器(10)中)。

-移除了行进穿过加压机身的高压和高温管道的有害安装。

-去除与apu管道相关联的ohds。

在本发明中，由apu(6)供应的以前需要的压缩空气的剩余部分在优化和建模工作之后通过单个端口(例如，ip)仅由空气泄放系统(2)供应。了解空气管理系统(1)通道的温度和压力限制的本领域技术人员可以容易地做到这一点，其目的是满足预先确认的空气消耗设备(5)要求。

例如，由于蒸气循环机组在15000英尺以上的低压要求(正常条件下为8到12psig以及在故障情况下上至14psig)，ecs中的电动wais(5.4)和蒸气循环机组(5.2)的组合允许将单个端口的位置减少2或3个压缩机级。

应当注意的是，虽然只有wais(5.3，5.4)和ecs(5.1，5.2)被表示为空气消耗设备(5)，但是也可以使用其他较小的空气消耗设备，诸如：油箱惰化系统、发动机起动系统、水和废弃物、和/或液压贮存器增压。

而且，控制单元(在这些图中未示出)电连接至空气泄放系统(2)和(多个)电动压缩机(3)以基于飞行器(10)操作条件选择性地操作它们。特别地，控制单元电连接至空气泄放系统(2)的一些阀，以允许来自单个端口的泄放空气通过或被切断，或者流速被降低。

特别地，这种飞行器(10)操作条件可以是预定的飞行高度(例如15000英尺)和/或图4中可见的飞行阶段中的任何一个飞行阶段。

图3a描绘了常规空气管理系统(1)的示意性架构。特别地，它可以是图2a中示出的空气管理系统(1)的一部分的液压方案。

可以理解两个端口，即来自燃气涡轮发动机(4)的压缩机级的ip(2.1)和hp(2.2)。附加地，存在与风扇处于流体连通的第三端口(2.3)，该第三端口特别地设计成从风扇汲取冷却空气并将其导引至预冷却器(2.4)。

这个预冷却器(2.4)被设计为在各个压缩机级利用从两个端口(ip和hp)中的任何一个端口汲取的泄放空气进行操作。因此，由于从hp(2.2)汲取的泄放空气具有更高的压力和温度，因此预冷却器(2.4)具有更大的尺寸以增加冷却效果。预冷却器通常整合在吊挂架内。

替代性地，冷却空气可以直接来自冲压空气，而不是来自风扇端口(2.3)。

还可以看到形成飞行器(10)的空气管理系统(1)的阀、调节器和其他液压部件。例如，存在过压阀(“opv”)(2.5)(也称为安全阀)或高压阀(“hpv”)(2.6)，其功能是将通过管道(2.2.1)输送的加压空气保持处于允许的压力和温度下。

图3b描绘了根据本发明的空气管理系统(1)的示意性架构。例如，它可以形成图2b中示出的空气管理系统(1)的一部分的气动方案。

与图3a的常规液压方案相比，根据本发明的空气管理系统(1)的气动方案在布局方面基本相似，但不再示出hp管道(2.2.1)区段和相关的阀(2.2、2.5、2.6)。这些被去除的元件被示出为被删去。

特别地，hp端口(2.2)(即位于较高压缩机级的端口)被去除。也已经去除了相关联的高压阀(hpv)(2.6)，因为从其余ip端口(2.1)汲取的空气没有达到如此高的温度和压力。

从其余ip端口(2.1)抽出的空气经由压力调节阀(“prv”)进行控制。

插入在ip端口与以前的ip管道和hp管道被带在一起的接合点之间的阀(“ipcv”)仍然适用于使从剩余ip端口(2.1)汲取的空气流截止。然而，在特定实施例中，ipcv可以被去除，因为在来自hp端口的空气的ip端口中没有反向流动的风险，如现有技术的气动方案那样。

进一步，在本发明中，由于最大ip端口压力保持在90psig以下，因此不再需要以前的过压阀(2.5)。

只有一个端口(即来自燃气涡轮发动机压缩机级的ip端口(2.1))是可理解的。附加地，存在与风扇处于流体连通的第三端口(2.3)，该第三端口特别地设计成从风扇汲取冷却空气并将其导引至预冷却器(2.4)。

由于从热侧(即，从ip管道)到达预冷却器(2.4)的空气不如空气泄放系统的常规hp端口(2.2)热，因此预冷却器被专门设计为利用从单个端口(即，ip端口)汲取的泄放空气进行操作。这使得预冷却器的尺寸减少约50％。

一旦ip压缩空气已经在预冷却器中冷却，它就被导引到空气消耗设备(5)，如箭头指出那样。

应当注意的是，本空气管理系统(1)在80℃至100℃左右调节输送的空气，而现今的温度调节(ip-hp泄放系统)在200℃左右进行。

进一步，由于蒸气循环机组(5.2)在15000英尺以上的低压要求(尽管出于说明性目的本文未示出)，单个端口(2.1)(ip端口)位置减少了2至3级。

本发明进一步提供了一种用于向空气消耗(5)装备供应加压空气的方法。简而言之，所述方法的步骤如下：

-提供如前文所述的空气管理系统(1)；

-由控制单元(未示出)接收关于飞行器(10)操作条件的输入；并且

-基于所接收到的输入操作空气泄放系统(2)和/或至少一个电动压缩机(3)。

图4描绘了在整个飞行阶段使用根据本发明的空气管理系统(1)的示例性飞行器(10)任务曲线。

如果至少一个电动压缩机(3)向至少一个空气消耗设备(5)供应压缩空气，则其以实线表示。另一方面，当空气泄放系统(2)仅向至少一个空气消耗设备供应压缩空气时；其以虚线表示。

应当注意的是，出于说明性目的，没有示出空气泄放系统(2)的操作与至少一个电动压缩机(3)的操作之间的重叠，但是这种重叠的情形在压缩空气源(2，3)切换时的相间处是令人感兴趣的。

特别地，控制单元在接收到飞行器(10)操作条件(即飞行高度或飞行阶段)时操作空气泄放系统(2)和/或至少一个电动压缩机(3)所遵循的标准总结如下：

-在预定高度(优选地为15000英尺)之下：

o在滑行时，至少一个电动压缩机(3)向至少一个空气消耗设备(5)供应压缩空气；

o在起飞时，至少一个电动压缩机(3)向至少一个空气消耗设备(5)供应压缩空气；

o在爬升时，至少一个电动压缩机(3)向至少一个空气消耗设备(5)供应压缩空气，直到预定高度；

-预定高度之上：

o仍然在爬升时，空气泄放系统(2)仅向至少一个空气消耗设备(5)供应压缩空气；

o在巡航中，空气泄放系统(2)向至少一个空气消耗设备(5)供应压缩空气；并且

-一旦巡航阶段结束：

o在下降、保持和着陆时，至少一个电动压缩机(3)向至少一个空气消耗设备(5)供应压缩空气。

换句话说，在飞行器(10)从一个阶段经过到另一阶段时，控制单元接收相对应的输入，并经由相对应的阀或直接通过电动压缩机操作相对应的压缩空气源(空气泄放系统(2)和/或电动压缩机(3))。

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

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

因此，(多个)电动压缩机(3)根据来自控制单元的指示使递送的压力来适配空气消耗设备(5)所需的压力。

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

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