用于將空氣供給至飛行器中的輔助動力單元的結(jié)構(gòu)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明的領(lǐng)域為安裝在飛行器中的輔助動力單元，并且具體是用于為所述單元供應(yīng)空氣的機(jī)構(gòu)。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器包括多個動力源，所述多個動力源包括:
[0003]-為飛行器提供推進(jìn)力的主發(fā)動機(jī)，
[0004]-被稱為輔助動力單元或APU的輔助發(fā)動機(jī)，所述輔助發(fā)動機(jī)的功能是:當(dāng)主發(fā)動機(jī)不能供應(yīng)非推進(jìn)性動力時或為了減少飛行器的燃料消耗時，將非推進(jìn)性動力(例如，電能、液壓或氣動壓力、空氣調(diào)節(jié)等)供應(yīng)至地面上或飛行中的飛行器，以及
[0005]-緊急動力源，所述緊急動力源的功能是:在失去其它動力源時為飛行器的關(guān)鍵元件(飛行控制裝置和關(guān)鍵飛行儀表)緊急供電。
[0006]飛行器可獲得被稱為雙發(fā)動機(jī)飛行器延程運(yùn)行(extended twin - engineoperat1ns，ETOPS)的分類，ETOPS允許使用者使用的下述航線:包括位于距緊急機(jī)場超過一小時飛行時間的區(qū)段。為此，飛行器必須裝備有在非常高的海拔高度具有冷啟動的能力的輔助動力單元APU，所述非常高的海拔高度根據(jù)載體而介于11900米(39000英尺)到12500米(41000英尺)之間。
[0007]期望針對在高海拔高度飛行的飛行器增加該上限，使其高至15500米(51000英尺)，從而限制主發(fā)動機(jī)在飛行期間失效的影響。
[0008]輔助動力單元為下述類型:輔助動力單元包括渦輪機(jī)，所述渦輪機(jī)包括與用于注入空氣和燃油的系統(tǒng)相關(guān)聯(lián)的倒置燃燒室(inverted combust1n chamber)。
[0009]但是難以在高海拔高度處啟動這種渦輪機(jī)，因為高海拔處的空氣中的氧氣貧乏并且燃油變冷并因而難以點燃。因此有必要維持啟動窗口(即，有關(guān)氧氣、壓力、溫度和必須被控制以允許點燃燃料的空氣的參數(shù)富足)足夠長的時間，以便輔助動力單元的渦輪機(jī)擴(kuò)散(diverge)，即傳遞足以驅(qū)動該單元的動力。
[0010]飛行器的海拔高度越高，機(jī)組的啟動窗口越狹窄并且難以檢測和維持。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0011]本發(fā)明的目標(biāo)在于通過提出一種用于向輔助動力單元供應(yīng)空氣的機(jī)構(gòu)來完善上述缺點中的至少一個，所述機(jī)構(gòu)使輔助動力單元在高海拔處的啟動更加容易。
[0012]就此，本發(fā)明的目標(biāo)在于提供一種用于將空氣供應(yīng)至飛行器的輔助動力單元的機(jī)構(gòu)，所述飛行器包括加壓艙室以及輔助動力單元，所述輔助動力單元為包括用于燃料的燃燒室的類型，所述機(jī)構(gòu)包括:
[0013]-用于將空氣供應(yīng)至所述輔助動力單元的管道，
[0014]-用于對供應(yīng)至所述輔助動力單元的空氣的流量加以控制的單元，以及
[0015]-用于允許外部空氣進(jìn)入到飛行器中的閥，所述閥位于所述供應(yīng)管道的入口處，所述閥的打開由所述控制單元控制，
[0016]所述機(jī)構(gòu)的特征在于，其進(jìn)一步包括用于將來自所述加壓艙室的空氣注入到所述輔助動力單元的供應(yīng)管道的回路。
[0017]有利但可選地，根據(jù)本發(fā)明的用于供應(yīng)空氣的機(jī)構(gòu)可進(jìn)一步具有下述特征中的至少一個:
[0018]-所述機(jī)構(gòu)位于飛行器中，飛行器進(jìn)一步包括用于將來自艙室的空氣朝向飛行器外部排放的回路，并且用于空氣注入的回路被連接至該回路以便通過分配閥將空氣排放至飛行器外部，所述分配閥的打開由所述控制單元控制以便從循環(huán)于排放回路中的空氣中抽取一定比例的流量，并且用于諸如空氣的回路在其出口處包括泵，所述泵用于將所述比例的流量注入到所述輔助動力單元的供應(yīng)管道中。
[0019]-所述分配閥被設(shè)計成:從循環(huán)于所述排出回路中的空氣的流量抽取在第一比例和第二比例之間能連續(xù)變化的比例，對于所述第一比例，空氣的全部流量被抽取，對于所述第二比例，零比例的流量被抽取。
[0020]-所述控制單元被設(shè)計成:根據(jù)所述輔助動力單元的運(yùn)行階段來控制外部空氣進(jìn)入閥的打開和所述分配閥的打開。
[0021]-所述控制單元被設(shè)計成:根據(jù)所述輔助動力單元的旋轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)速來控制外部空氣進(jìn)入閥的打開和所述分配閥的打開。
[0022]本發(fā)明的目標(biāo)還在于一種飛行器，所述飛行器包括加壓艙室、輔助動力單元和根據(jù)本發(fā)明的用于將空氣供應(yīng)至輔助動力單元的機(jī)構(gòu)。
[0023]最后，本發(fā)明的目標(biāo)在于一種用于將空氣供應(yīng)至輔助動力單元的方法，所述輔助動力單元為具有用于燃料的燃燒室的類型，所述輔助動力單元位于飛行器中，所述飛行器具有加壓艙室和根據(jù)本發(fā)明的用于供應(yīng)空氣的機(jī)構(gòu)，所述方法的特征在于，將空氣供應(yīng)至所述輔助動力單元包括供應(yīng)來自飛行器外部的空氣和從所述加壓艙室回收的空氣中的至少一種，并且特征還在于，來自飛行器外部的空氣和從所述加壓艙室回收的空氣的比例根據(jù)所述輔助動力單元的運(yùn)行階段來控制。
[0024]有利但可選地，根據(jù)本發(fā)明的方法可進(jìn)一步包括下述特征中的至少一個:
[0025]-來自外部的空氣和從所述加壓艙室回收的空氣的比例根據(jù)所述輔助動力單元的旋轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)速來控制。
[0026]-在處理過程期間:
[0027]-在所述輔助動力單元的啟動階段期間，對所述單元的空氣供應(yīng)僅來自于從所述加壓艙室回收的空氣，以及
[0028]-在所述啟動階段和穩(wěn)定運(yùn)行的階段之間的過渡階段期間，對所述輔助動力單元的空氣供應(yīng)包括:增大來自外部的空氣的流量以及增大來自所述加壓艙室的空氣的流量。
[0029]-在穩(wěn)定運(yùn)行階段期間，對所述輔助動力單元的空氣供應(yīng)僅僅來自所述加壓艙室，或部分地來自所述艙室以及部分地來自外部空氣。
[0030]本發(fā)明的目標(biāo)還在于包括所述機(jī)構(gòu)的飛行器以及用于將空氣供應(yīng)至飛行器的輔助動力單元的方法。
【附圖說明】
[0031]本發(fā)明的其它特征、目標(biāo)和優(yōu)點通過下文中的說明揭示，所述說明是純說明性和非限制性的并且必須參照附圖閱讀，其中:
[0032]-圖1示意性地示出裝備有根據(jù)本發(fā)明的實施例的用于將空氣供應(yīng)至輔助動力單元的機(jī)構(gòu)的飛行器；
[0033]-圖2示出根據(jù)本發(fā)明的實施例的用于將空氣供應(yīng)至輔助動力單元的方法的主要步驟。
【具體實施方式】
[0034]參照圖1，已經(jīng)示出包括加壓艙室10(例如客艙)的飛行器I。加壓艙室表示下述艙室:尤其當(dāng)飛行器飛行時，艙室中含有的空氣相對于外界被加壓。
[0035]飛行器進(jìn)一步包括用于將艙室中含有的空氣排放至飛機(jī)外部的回路11，所述回路11尤其包括用于將空氣朝向外部排放的閥12，以便允許對艙室中含有的空氣的更新。
[0036]根據(jù)于艙室的尺寸的特定的氣流在所述回路中連續(xù)地流動以待排出，以便允許對艙室中含有的空氣的更新。
[0037]飛行器還包括輔助動力單元2，所述輔助動力單元2包括用于燃料的燃燒室、用于通過旋轉(zhuǎn)傳動軸驅(qū)動空氣壓縮機(jī)的渦輪(在圖中以標(biāo)記21示意性示出)、排出噴嘴22和用于排出氣體的管道23。
[0038]輔助動力單元還包括用于供應(yīng)燃料的管道(未示出)和用于供應(yīng)氣體的機(jī)構(gòu)3。
[0039]所述機(jī)構(gòu)包括:在輔助動力單元的入口處向輔助動力單元供應(yīng)空氣的管道30 ;以及閥31，所述閥31用于將空氣從飛行器外部供應(yīng)至通至管道30的入口，以便向輔助動力單元供應(yīng)空氣。
[0040]所述機(jī)構(gòu)進(jìn)一步包括控制單元4，所述控制單元4配置成控制閥31的打開，以便調(diào)節(jié)供應(yīng)至輔助動力單元的外部空氣的流量。
[0041]最后，用于將空氣供應(yīng)至輔助動力單元的