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Patent Searching and Data


Title:
AUXILIARY AIR SUPPLY FOR AN AIRCRAFT
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2018/060531
Kind Code:
A1
Abstract:
A secondary power unit for an aircraft comprises: a gas turbine engine (14) having at least one drive shaft, a twin load compressors (3) including first and second load compressors both coupled with the drive shaft, a first Ram-air intake (4) in fluid communication with the twin-load compressor, and flow regulating means (6) coupled with the first and second compressors outputs to individually regulate the generated flow of compressed air. The flow regulating means are also adapted to be fluidly communicated with an Air Cycle Machine (ACM) of an aircraft, and a control system is adapted to feed the flow of compressed air as bleed air to the Air Cycle Machine (ACM) of an aircraft both when the aircraft is on ground and in flight. The secondary power unit is capable of avoiding bleed air extraction from the main engines with the aim of reducing fuel consumption.

Inventors:
CASADO-MONTERO, Carlos (Airbus Operations, S.L.Av. John Lennon s/n, Getafe, 28906, ES)
BARREIRO RODRIGUEZ, Víctor (Airbus Operations, S.L.Av. John Lennon s/n, Getafe, 28906, ES)
CARRASCO CARRASCAL, Alexandra (Airbus Operations, S.L.Av. John Lennon s/n, Getafe, 28906, ES)
Application Number:
ES2016/070684
Publication Date:
April 05, 2018
Filing Date:
September 29, 2016
Export Citation:
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Assignee:
AIRBUS OPERATIONS, S.L. (Av. John Lennon s/n, Getafe, 28906, ES)
International Classes:
B64D13/06; B64D41/00
Domestic Patent References:
WO2003037715A12003-05-08
Foreign References:
US20080032616A12008-02-07
EP2272756A12011-01-12
EP2789537A12014-10-15
US20150096359A12015-04-09
US20130039781A12013-02-14
DE3509767A11986-01-02
Other References:
None
Attorney, Agent or Firm:
CARPINTERO LOPEZ, Mario (Herrero & Asociados, S.L.Alcal, 35 Madrid, 28014, ES)
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Claims:
REIVINDICACIONES

1. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave adaptada para suministrar aire de purga para una cabina de una aeronave, comprendiendo la unidad de alimentación secundaria: un motor de turbina de gas que tiene al menos un eje de accionamiento, unos compresores de carga dobles que incluyen un primero y segundo compresores de carga, ambos mecánicamente acoplados con el eje de accionamiento para proporcionar un flujo de aire comprimido,

una primera entrada de aire del exterior en comunicación de fluido con el compresor de carga doble para alimentar aire del exterior al primer y segundo compresores de carga,

unos medios de regulación de flujo acoplados con la primera y segunda salidas de compresores para regular individualmente el flujo generado de aire comprimido,

en la que los medios de regulación de flujo están en comunicación de fluido con una salida de escape para evacuar el aire de sobretensión al exterior,

y en la que los medios de regulación de flujo, además, están adaptados para estar comunicados de forma fluida con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave,

un sistema de control adaptado para controlar la operación del primer y segundo compresores de carga y de los medios de regulación de flujo,

y en la que el sistema de control está adaptada para alimentar el flujo de aire comprimido como aire de purga a la máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave, cuando la aeronave está en tierra y cuando está en vuelo.

2. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1 , en la que los medios de regulación de flujo comprenden una primera válvula de tres vías acoplada de manera fluida con la primera salida del compresor, y una segunda válvula de tres vías acoplada de manera fluida con la segunda salida del compresor, y en la que la primera y segunda válvulas de tres vías están en comunicación de fluido con la salida de escape, y están adaptadas para comunicarse con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave.

3. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según la reivindicación 1 o 2, que comprende además un intercambiador de calor y una segunda entrada de aire del exterior, en la que un circuito primario del intercambiador de calor está conectado entre la segunda entrada de aire del exterior y la salida de escape, y un circuito secundario del intercambiador de calor está conectado entre las dos válvulas de tres vías y una salida de aire comprimido adaptada para comunicarse con una máquina de ciclo de aire (ACM), de manera que el aire comprimido que fluye a través del circuito secundario puede ser enfriado por el aire del exterior que fluye a través del circuito primario.

4. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende además al menos un generador eléctrico acoplado operativamente con el eje de accionamiento y adaptado para proporcionar energía eléctrica a una aeronave.

5. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el primer y segundo compresores de carga están provistos de cojinetes lubricados con aire.

6. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado de manera que cuando el avión está aparcado, un compresor suministra aire a la ACM y el otro compresor no suministra aire, y al menos un generador eléctrico está funcionando, de manera que la mayoría del aire de purga y la potencia eléctrica requerida por la aeronave se proporcionan mediante la unidad de alimentación secundaria.

7. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado adicionalmente de manera que cuando la aeronave está rodando, ascendiendo o descendiendo por debajo de una primera altura predefinida y los segundos compresores de carga están funcionando, para proporcionar aire de purga a alta presión alrededor de una primera presión predefinida.

8. Unidad de alimentación secundaria para una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado adicionalmente de manera que cuando la aeronave está a velocidad de crucero, ascendiendo o descendiendo por encima de una primera altura predefinida y los segundos compresores están funcionando, para proporcionar aire de purga a baja presión alrededor de una segunda presión predefinida, la refrigeración del intercambiador de calor, el aire desviado a través de las válvulas de control de temperatura y la detención del generador eléctrico, y en la que la (ACM) no está operativa.

9. Un sistema de acondicionamiento de aire para una aeronave, que comprende una máquina de ciclo de aire (ACM) y una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores en comunicación de fluido con la máquina de ciclo de aire (ACM).

10. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 9, en el que la unidad de alimentación secundaria está alojada dentro de un compartimiento de incendios en una sección trasera de la aeronave. 11. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 7 o 8, en la que la altura predefinida es de unos 25.000 pies.

12. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 7, en la que la primera presión predefinida es de aproximadamente 40 psia.

13. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 8, en la que la segunda presión predefinida es de aproximadamente 12 psia.

14. Una aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire según la reivindicación 1 , en la que los medios de regulación de flujo también comprenden palas de guía de entrada para cada compresor, para regular individualmente el flujo de aire a través de los compresores.

Description:
UNIDAD DE ALIMENTACIÓN SECUNDARIA PARA UNA AERONAVE

Objeto de la Invención

La presente invención se refiere en general a sistemas de acondicionamiento de aire de aeronaves, basados en sistemas de purgado de aire y aeronaves que incorporan estos sistemas de acondicionamiento de aire.

La invención también se refiere a equipos auxiliares para proporcionar energía externa eléctrica, neumática, eléctrica y/o hidráulica a una aeronave.

Un objeto de la invención es proporcionar una unidad de alimentación secundaria para una aeronave que sea capaz de evitar la extracción de aire de purga de los motores principales, o al menos reducir de manera eficiente el aire de purga extraído/suministrado desde los motores principales y, por lo tanto, reducir el consumo de combustible.

Otro objeto de la invención es proporcionar un sistema de acondicionamiento de aire acondicionado que reduzca hasta un 50% la energía necesaria para el acondicionamiento de una cabina de una aeronave, o incluso más, dependiendo de la fase de vuelo.

Antecedentes de la invención

Las aeronaves comerciales comúnmente integran sistemas de acondicionamiento de aire para suministrar aire acondicionado a una temperatura y presión deseadas a una cabina presurizada. El sistema de acondicionamiento de aire, además de regular la temperatura y la presión del aire de la cabina, también sirve para deshumidificar la cabina y suministrar oxígeno.

Típicamente, los sistemas de acondicionamiento de aire para aeronaves se suministran con aire de purga en forma de aire comprimido caliente que se toma de una etapa de compresor de un motor principal de la aeronave o, alternativamente, el aire comprimido caliente es proporcionado por un compresor accionado por una turbina de gas de una unidad de alimentación auxiliar (APU) cuando la aeronave está en el suelo y los principales motores están detenidos. La extracción de purga de los motores principales típicamente implica un pequeño porcentaje de bloque de combustible en el ciclo normal.

Una APU comprende una turbina de gas, un compresor neumático, y/o una bomba hidráulica, una caja de engranajes y uno o varios generadores eléctricos, para proporcionar energía eléctrica y/o neumática y/o hidráulica. El uso principal de una APU es cuando la aeronave está en tierra y los motores principales están detenidos y, por lo tanto, no pueden proporcionar a la aeronave la alimentación externa eléctrica, neumática o hidráulica necesaria. Durante el vuelo, la APU normalmente no se utiliza, y el suministro hidráulico y eléctrico, así como el aire de purga, se proporcionan por los motores principales. Por otra parte, una máquina de ciclo de aire ACM es el equipo principal de un sistema de acondicionamiento de aire y, por lo general, está formada por una turbina accionada por aire de purga tomado de un motor principal, de manera que la potencia de la turbina se transmite a un compresor conectado a un eje común. El aire de purga del motor que se suministra a la turbina se comprime mediante el compresor y luego se suministra a una cabina presurizada.

Tales sistemas de acondicionamiento de aire convencionales operan a altos niveles de presión y temperatura, por ejemplo, el aire de purga retirado está típicamente a 200°C.

Estos sistemas de acondicionamiento de aire usualmente requieren "aire del exterior" como un disipador de calor, de manera que el aire de purga utilizado para el acondicionamiento de aire se enfría por medio de este aire del exterior, así como la compresión, el enfriamiento intermedio y la expansión del aire de purga. Sin embargo, las puertas dinámicas cuando se despliegan, normalmente implican un aumento del arrastre, que puede variar dependiendo de la necesidad de aire de refrigeración, que puede variar del 0,2 al 1 % del bloque de combustible, o incluso más.

Existe la necesidad de sistemas de acondicionamiento de aire de aeronaves más eficientes, que reduzcan el consumo del bloque de combustible.

Sumario de la Invención La presente invención proporciona una unidad de alimentación auxiliar mejorada para una aeronave, que se utiliza para suministrar aire de purga a un sistema de purga de una aeronave en todas las fases de operación de una aeronave, a saber: estacionado, rodadura, despegue, crucero, descenso y aterrizaje, por lo que la cantidad de aire de purga extraído de los motores principales se reduce o se evita, y a su vez también se reduce el consumo de combustible.

Por lo tanto, un aspecto de la invención se refiere a una unidad de alimentación secundaria para una aeronave adaptada para suministrar aire de purga a una cabina de la aeronave, en la que la unidad de alimentación secundaria comprende un motor de turbina de gas que tiene un eje de accionamiento y un compresor de doble carga que incluye un primer y segundo compresores de carga acoplados mecánicamente con el eje de accionamiento.

La unidad de alimentación secundaria comprende adicionalmente una primera entrada de aire del exterior en comunicación de fluido con el compresor de doble carga para alimentar aire del exterior al primer y segundo compresores de carga, y medios de flujo de purga acoplados con las salidas del primer y segundo compresores para regular individualmente su operación y su producción de aire comprimido.

Los medios de regulación de flujo están en comunicación de fluido con una salida de escape para evacuar el aire de purga al exterior, y están adaptados para comunicarse de forma fluida con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave. La unidad de alimentación secundaria comprende además un sistema de control adaptado para controlar la operación del primer y del segundo compresor y de los medios de regulación de flujo, de modo que el sistema de control está adaptado para proporcionar aire de purga cuando una aeronave está en tierra y durante el vuelo. A diferencia las APUs de la técnica anterior que solo operan cuando la aeronave está en el suelo o en situaciones de emergencia cuando en vuelo pueden proporcionar una fuente de alimentación parcial, ya sea neumática o eléctrica, o ambas, la unidad de alimentación secundaria de la invención está adaptada para operar en todas las etapas de una operación de la aeronave para satisfacer la demanda completa de la aeronave, ya sea eléctrica o neumática o hidráulica, al menos, para una operación normal, de modo que la cantidad de aire de purga extraído de los motores principales se reduce significativamente o incluso se evita, consiguiendo de esta manera un ahorro significativo del bloque de combustible.

Preferiblemente, los medios de regulación de flujo comprenden una primera válvula de tres vías unida a la primera salida del compresor, y una segunda válvula de tres vías unida a la segunda salida del compresor. La primera y segunda válvulas de tres vías están en comunicación de fluido con la salida de escape, y están adaptadas para comunicarse con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave.

Breve descripción de los dibujos:

Realizaciones preferidas de la invención se describirán a continuación con referencia a los dibujos adjuntos, en los cuales:

La figura 1 muestra una representación esquemática de un ejemplo preferido de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención.

La figura 2 muestra una representación esquemática de otro ejemplo preferido de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención.

La figura 3 es una vista en perspectiva de una sección trasera de una aeronave, que incluye una unidad de alimentación secundaria alojada dentro de un compartimiento de incendio en esta sección posterior.

La figura 4 muestra una representación esquemática de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención en comunicación de fluido con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave. La figura 5 es una vista en planta superior de una aeronave que muestra la ubicación de la unidad de alimentación secundaria, y su conexión con la instalación de aire de purga de una aeronave.

Realización preferida de la invención

La figura 1 muestra una realización preferida de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención, que comprende un motor de turbina de gas (14) que tiene al menos un eje de accionamiento (2) y un compresor de doble carga (3) que incluye un primer y segundo compresores de carga (3a, 3b), ambos acoplados mecánicamente con el eje de accionamiento (2) para proporcionar respectivamente dos flujos de aire comprimido. Preferiblemente, el motor tiene un solo eje de accionamiento, pero un motor con dos ejes de accionamiento también se podría utilizar.

Preferiblemente, el primer y segundo compresores de carga (3a, 3b) están provistos de cojinetes lubricados con aire, para evitar cualquier contaminación de aceite en la cabina.

Para lograr una mayor reducción del bloque de combustible, uno de los compresores de carga está dimensionado para su operación en tierra. Usualmente, el flujo corregido necesario para la operación terrestre representa la mitad del flujo total corregido en vuelo, sobre la base de ese hecho, la mejor solución es elegir una configuración de compresor de carga doble, dispuesto cara a cara y alimentado por una única entrada de aire, que significa dos compresores idénticos, al menos lo más cerca posible, reduciendo el número de piezas de diseño y de fabricación. En el caso de que la proporción entre en el suelo y en vuelo difiera, se elegirían dos dimensionamientos de compresor diferentes.

Una primera entrada de aire del exterior (4) está en comunicación de fluido con el compresor de doble carga (3) para alimentar aire del exterior al primer y segundo compresores de carga (3a, 3b), en particular la entrada de aire del exterior (4) está conectada con una cámara de sobrepresion (5) que reduce la velocidad y distribuir el aire del exterior a ambos compresores (3a,

Unos medios de regulación de flujo (6) están acoplados con la primera y segunda salidas de compresores para regular individualmente los dos flujos de aire comprimido generados. Más específicamente, estos medios de regulación de flujo

(6) comprenden una primera válvula de tres vías (6a) que tiene una entrada conectada con la primera salida del compresor, y una segunda válvula de tres vías (6b) que tiene una entrada conectada con la segunda salida del compresor. Estas válvulas de tres vías (6a, 6b) se puede utilizar para evitar el flujo inverso, de manera que cuando ambos compresores están funcionando, proporcionan la misma presión, de manera que ninguna de ellas aumenta. Cuando solo uno de los compresores está trabajando para proporcionar un flujo de aire a la aeronave, el compresor no operativo se aisla, cerrando la válvula de tres vías asociada al mismo, y cuando se paran los dos compresores, se aislan mediante el cierre de las válvulas de tres vías.

Los medios de regulación de flujo (6) comprenden también aletas de guía de entrada (IGVs) (no mostradas) para cada compresor, para regular individualmente el flujo de aire a través de los compresores.

Una salida de la primera y segunda válvulas de tres vías (6a, 6b) están conectadas con la salida de escape (7) para evacuar el exceso de aire al exterior, y otra salida de las segundas válvulas de tres vías (6a, 6b) está conectada a una salida general (8) que está adaptada para comunicarse con una máquina de ciclo de aire (ACM)

(17) de una aeronave.

La unidad de alimentación secundaria (1) comprende además al menos un generador eléctrico (9), acoplado operativamente con el eje de accionamiento (2) y adaptado para proporcionar energía eléctrica a una aeronave. Opcionalmente, una bomba hidráulica también podría estar acoplada con el eje de accionamiento (2).

Un sistema de control (no mostrado) está adaptado para controlar la operación del primer y segundo compresores de carga (3a, 3b) y la primera y segunda válvulas de tres vías, para alimentar un flujo de aire comprimido proporcionado por el compresor doble, como aire de purga a una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave durante un ciclo de operación completa. En la realización de la figura 2, un intercambiador de calor (10) está instalado de forma operativa en la salida general (8), y se proporciona una segunda entrada de aire del exterior (11), de manera que el aire exterior se utiliza para enfriar el flujo de aire comprimido proporcionado por el compresor doble (3). La realización de la figura 2 se prefiere cuando hay la necesidad de enfriar adicionalmente el aire comprimido.

Un circuito primario (12) del intercambiador de calor (10) está conectado entre la segunda entrada de aire del exterior (1 1) y la salida de escape (7) a través de un intercambiador de calor de refrigeración de aire (18) que se utiliza para enfriar la temperatura del aceite del motor (14). Un circuito secundario (13) del intercambiador de calor (10) está conectado entre las salidas de las dos válvulas de tres vías (6a,

6b) y una salida de aire comprimido (8). Con esta disposición, el aire comprimido que fluye a través del circuito secundario (13) del intercambiador de calor (10) es enfriado por el aire del exterior que fluye a través del circuito primario (12). En la figura 2, el intercambiador de calor (10) y el intercambiador de calor de enfriamiento de aire (18) están separados entre sí, sin embargo, en otra realización preferida podrían estar montados juntos.

Como se muestra en la figura 3, una unidad de alimentación secundaria (1) de acuerdo con la invención está instalada en la misma posición que una APU convencional, es decir, alojada dentro de un compartimiento de incendios (15) en una sección posterior (16) de la aeronave. Cabe señalar que la arquitectura y el diseño de la sección trasera de la aeronave no debe ser modificada de manera significativa con respecto a una instalación de APU habitual. Componentes como: compartimento de incendios, silenciador de admisión, generadores eléctricos, etc., son sustancialmente los mismos que los diseños convencionales.

Como se muestra en la figura 4, una unidad de alimentación secundaria (1) de acuerdo con la invención está en comunicación de fluido con la máquina de ciclo de aire (ACM) (17) de una aeronave, para suministrar aire de purga a la (ACM) (17) .

El sistema de control está adaptado (programado) para operar en tres modos diferentes:

Modo 1 - la aeronave está estacionada en el suelo.

Para este modo, el sistema de control está adaptado, de manera que un compresor de carga suministra aire a la ACM y el otro compresor de carga no suministra aire, y preferiblemente al menos un generador eléctrico está funcionando, de manera que la mayoría del aire de purga y la potencia eléctrica requerida por la aeronave se proporcionan mediante la unidad de alimentación secundaria. Una válvula de tres vías está abierta y la otra está cerrada. Este modo es similar al uso convencional de una APU.

Modo 2 - las aeronave está rodando, ascendiendo o descendiendo por debajo de 25.000 pies.

Para este modo, el sistema de control está adaptado de manera que el primer y segundo compresores de carga están en funcionamiento, para proporcionar aire de purga a alta presión (alrededor de 40 psia), de modo que los condensadores se pueden utilizar. Los generadores eléctricos podrían detenerse. Ambas válvulas de tres vías están abiertas en la misma posición. El sistema anti-hielo de las alas podría ser alimentado o suministrado por la unidad de alimentación secundaria o por los motores principales, y la ACM está funcionando mediante la SPU. En caso de que no haya necesidad de secar o deshumidificar el aire, el modo 2 se podría evitar y pasar al modo 3.

Modo 3 - la aeronave está a velocidad de crucero, ascendiendo o descendiendo por encima de 25.000 pies.

Para este modo, el sistema de control está adaptado de manera que el primer y segundo compresores están en funcionamiento, para proporcionar aire de purga a baja presión (alrededor de 12 psia como máximo), ligeramente por encima de las necesidades de la cabina. El intercambiador de calor se usa para enfriar el aire de acuerdo con las necesidades del mezclador. Las ACMs y los generadores eléctricos están detenidos.

Parte del aire comprimido pasa a través del intercambiador de calor primario y más tarde se desvía a través de una válvula de paso.

El sistema de control puede implementarse de muchas maneras diferentes conocidas para una persona experta en la técnica. Convencionalmente, el sistema de control comprendería uno o más dispositivos electrónicos programables, múltiples sensores y accionadores, etc. La adaptación del sistema de control básicamente consiste en un software adecuado almacenado y ejecutado por los dispositivos electrónicos programables.

Se puede observar en la figura 5 la ubicación de la unidad de alimentación secundaria (1) de la invención instalada en el cono de cola (16) de una aeronave, y su comunicación con el sistema de purga de la aeronave.

Las unidades de generación de acondicionamiento de aire (AGUs) se suelen instalar en una bahía sin presión en el vientre de la aeronave.

Se ha determinado que la invención es capaz de reducir hasta un 50% del suministro de energía, en función de la fase de vuelo, en algunos casos incluso más para proporcionar la temperatura y la presión adecuadas para una cabina de una aeronave.