SISTEMA DE CONTROL DE LA PRESURIZACION, VENTILACIóN Y

ACONDICIONAMIENTO DEL AIRE DE UNA AERONAVE

OBJETO DE LA INVENCIóN

La presente invención, tal y como se expresa en el enunciado de esta memoria descriptiva, consiste en un sistema de control de la presurización, ventilación y acondicionamiento del aire de una aeronave, que al menos comprende módulos neumáticos de acondicionamiento de aire

(PACK) , y compresores independientes neumáticos alimentados eléctricamente (CAC) ; y cuyo principal objeto es reducir el número de CACs, de forma que se reduce el peso de la aeronave y aumenta la fiabilidad del sistema.

Para ello la invención elimina dos de los CACs de forma que cuando se produce un fallo en uno de los CACs restantes su funcionamiento es sustituido por la unidad de potencia auxiliar (APU) que convencionalmente incluyen las aeronaves .

ANTECEDENTES DE LA INVENCIóN Tradicionalmente una aeronave comercial tanto de gran capacidad como de menor tamaño es alimentada neumáticamente para la presurización, ventilación, acondicionamiento y renovación del aire de la aeronave, mediante el aire extraído ("sangrado") de alguna etapa del compresor de los motores principales durante la mayor parte de las fases de vuelo el avión.

Las actuales aeronaves comerciales típicamente ( existe la excepción del B787 que ya incorpora motores sin sangrado) incluyen dos o más motores principales que alimentan unos módulos neumáticos de acondicionamiento de aire (PACK) .

Durante la operación en tierra con el avión estacionado y los motores principales parados, es el APU quien suministra la energía eléctrica y neumática para la

ventilación y el acondicionamiento del aire de la cabina del avión (entendiéndose como cabina el volumen encerrado entre los dos mamparos de presión, apto para pasajeros y tripulación y que es susceptible de ser presurizado en altitud) durante las operaciones de repostaje, embarque y desembarque del pasaje, reabastecimiento de víveres y consumibles para los siguientes vuelos, carga y descarga, limpieza, tareas de mantenimiento de la aeronave, etc., sin olvidar la propia de arranque de los motores principales bien sea de forma eléctrica o neumática.

En ningún caso el APU está incluido como un sistema esencial en la certificación del avión salvo para algunas excepciones como pueden ser vuelos ETOPS (Extended-range Twin-engine Operation Performance Standards - Estándares de actuaciones en operaciones extendidas con dos motores) y condiciones de operación con algún componente declarado fallado .

Son muchos los aspectos que avalan la configuración tradicional: seguridad, flabilidad y una total capacidad en cuanto a actuaciones se refieren. A cambio la extracción del aire del flujo principal del motor reduce de una manera no despreciable el empuje que éste puede dar, y aumento del consumo de combustible, sobre todo en algunas fases de vuelo como puede ser el despegue. Es por tanto que se han revisado en la actualidad posibles opciones que hagan de la aeronave un elemento más eficiente energéticamente, y de su sistema neumático en particular.

Las nuevas tecnologías ofrecen un conjunto de arquitecturas alternativas dirigidas a lo que se ha denominado conceptos más eléctricos . Esto sugiere la eliminación de los puertos de aire de sangrado de los motores principales, ahora más enfocados al suministro

puramente eléctrico (generación eléctrica) y siendo en algunas opciones sustituido por compresores independientes neumáticos alimentados eléctricamente

(CAC) . Para ello cada PACKs está conectado a dos compresores independientes neumáticos alimentados eléctricamente (CAC) para realizar la alimentación neumática de dichos PACKs. Por tanto los CACs se encuentran duplicados, formando una configuración de alimentación neumática redundante en la que un fallo de funcionamiento de un CAC, de los dos que tiene alimentando a un PACK, es abordado con un aumento de la potencia del CAC operativo sin que se genere una situación de vuelo degradado que fuerce a la tripulación a dirigirse a un aeropuerto alternativo como condición de emergencia o a pasar a una condición de vuelo distinta de la predefinida inicialmente . Esta configuración permite su certificación sin necesidad de ningún otro componente neumático como pueda ser el APU. Además en la configuración convencional, normalmente se incluye una unidad de potencia auxiliar (APU) , que está prevista para proporcionar potencia eléctrica, neumática o ambas generalmente para su uso en tierra, funciones que son llevadas a cabo por los motores principales. Gran parte de las APUs podrían también suministrar estas potencias en vuelo generalmente enfocadas para reforzar la generación eléctrica y/o neumática cuando uno de los sistemas de generación falla. El APU para las aeronaves con la configuración más eléctrica sigue tomando el mismo papel que en la configuración más convencional si bien ahora solamente suministra potencia eléctrica y no neumática. Permitiendo que la aeronave siga poseyendo la autonomía en tierra sin necesidad de arrancar ninguno de los motores eléctricos o de ser alimentado mediante los

servicios de tierra, es decir sigue sin tener un rol relevante en la certificación del avión salvo para los casos antes mencionados .

Por lo tanto en las arquitecturas más eléctricas existe duplicidad de los CAC que proporcionan un mayor número de estos componentes, mayor coste operativo, mayor peso de la aeronave y menor fiabilidad del sistema de ventilación.

DESCRIPCIóN DE LA INVENCIóN Para conseguir los objetivos y resolver los inconvenientes anteriormente indicados, la invención ha desarrollado un nuevo sistema de control de la presurización, ventilación y acondicionamiento del aire de una aeronave, que al igual que los previstos en el estado de la técnica comprende módulos neumáticos de acondicionamiento de aire (PACK) , comprensores independientes neumáticos alimentados eléctricamente (CAC) , una unidad de potencia auxiliar (APU) , con compresor neumático y con al menos un generador de potencia eléctrica, y medios de distribución neumática para alimentar neumáticamente los PACKs.

La novedad principal de la invención reside en el hecho de que se elimina la duplicidad de los CACs, quedando uno por PACK, y por tanto comprende dos CACs que están conectados a un controlador independiente de CACs; el APU está dimensionado para alimentar cada PACK de forma independiente o conjunta en las operaciones de la aeronave tanto en tierra como en vuelo, y dicho APU está conectado a un controlador independiente de APU; y los PACKs están conectados a un controlador independiente de PACKs . Además comprende un controlador central que está conectado al controlador independiente de CACs, al controlador independiente de APU y al controlador

independiente de PACKs, para que los PACKs sean alimentados individualmente por una fuente seleccionada entre un CAC y el APU, y de forma que pueda realizarse la alimentación de un único PACK o la alimentación de varios PACKs .

Además el controlador central está conectado a un sistema eléctrico de la aeronave que gobierna la demanda y distribución de potencia eléctrica del sistema.

Esta configuración tiene la gran ventaja de que únicamente se utilizan dos CACs en lugar de cuatro tal y como se realiza convencionalmente, lo que reduce el número de CACs, el peso de la aeronave, su coste operativo, y además al reducirse el número de componentes se aumenta la fiabilidad general del sistema sin reducirse la tolerancia al fallo de los CACs, ya que su función puede ser reemplazada por el APU.

Como se ha comentado los PACKs pueden ser alimentados individualmente por un CAC o por el APU, de forma, que en la operativa en vuelo cada PACK es alimentado por un CAC. Si en esta situación se produce una avería de un CAC y pasa a ser inoperativo, es detectado por el controlador independiente que lo comunica al controlador central, de forma que realiza un cambio de alimentación, pasando a alimentar el PACK, cuyo CAC está inoperativo, mediante el APU, operación que se realiza de manera seleccionada entre manual y automática, es decir, puede ser ejecutada directamente por el controlador central, o de forma manual bien actuándose sobre éste, o directamente sobre el APU. La invención prevé que el dimensionado del APU esté previsto para que en el caso en que cada CAC esté alimentando neumáticamente a un PACK y un CAC pase a ser inoperativo, el APU proporciona al menos la potencia

neumática al PACK que estaba siendo alimentado por el CAC inoperativo en una medida equivalente que no degrade la operativa de la aeronave tanto en tierra como en vuelo, es decir, que la capacidad de presurización de la cabina y del mantenimiento de los requisitos de ventilación y temperatura en cabina no serían penalizados; habiéndose previsto que además el APU proporcione la potencia neumática necesaria sin extracción de potencia eléctrica simultánea en la operativa de la aeronave en vuelo. El controlador independiente de la unidad de potencia auxiliar comprende medios para que el generador de potencia eléctrica del APU suministre al menos toda la potencia equivalente a la necesaria para alimentar el funcionamiento de un CAC y del controlador independiente de CACs, en caso de fallo de los generadores de los motores principales y en el caso de que un motor principal esté inoperativo.

La invención prevé que los CACs y los PACKs puedan estar situados en la sección del fuselaje final o en el carenado de la panza de la aeronave lo que facilita su mantenimiento .

Además la invención prevé que el APU esté situado en el cono de cola del avión.

A continuación para facilitar una mejor comprensión de esta memoria descriptiva y formando parte integrante de la misma, se acompaña una única figura en la que con carácter ilustrativo y no limitativo se ha representado el objeto de la invención.

BREVE ENUNCIADO DE LA FIGURA Figura 1.- Muestra un diagrama de bloques esquemático funcional de un posible ejemplo de realización del sistema de la invención, en el que las conexiones con trazo grueso representan las conexiones

neumáticas y las de trazo fino las conexiones eléctricas de control .

DESCRIPCIóN DE LA FORMA DE REALIZACIóN PREFERIDA

A continuación se realiza una descripción de la invención basada en la figura anteriormente comentada.

La invención se describe para el caso de una aeronave que comprende dos módulos neumáticos de acondicionamiento de aire (PACK) 1 que realizan la ventilación y acondicionamiento de aire en la cabina de la aeronave, y cada uno de los cuales están conectados a un compresor independiente neumático alimentado eléctricamente (CAC) 2, aunque unos medios de distribución neumática 7 permiten una alimentación cruzada, y a una unidad de potencia auxiliar (APU) 3 mediante los medios de distribución neumática 7 para realizar la alimentación neumática de los PACKs 1 según será descrito con posterioridad.

Además los PACKs 1 están conectados a un controlador independiente de PACKs 4, que a su vez está conectado a un controlador central 12.

Los CACs 2 están conectados a un controlador independiente de CACs 5, que también está conectado al controlador 12.

Por otro lado el APU 3 está conectado a un controlador independiente de APU 6, que a su vez está conectado al controlador central 12.

Los medios de distribución neumática 7 están constituidos por conducciones y válvulas, tal y como a continuación se describe. Así, en la salida del APU se prevé una válvula 8 mediante la cual se permite aplicar potencia neumática a las conducciones de los medios 7. Para realizar la conexión del APU 3 con los PACKs 1 se prevé una

bifurcación en la que se intercalan unas válvulas neumáticas aisladora 9 cuyas salidas se conectan a las conducciones que unen cada uno de los CAC 2 con su respectivo PACK 1. Además a la salida de cada uno de los CACs 2 se ha previsto una válvula 10 que permite realizar la aplicación de potencia neumática a cada uno de los PACKs 1, en cuya línea de alimentación además se incluyen, por cada una de las ramificaciones que presente, una válvula de control de flujo 11. En este punto cabe señalar que las válvulas de control de flujo 11 pueden ser eliminadas sin cambiar la funcionalidad de la arquitectura descrita, ya que su función consiste en regular el caudal de aire a la entrada del PACK 1, función que también puede ser realizada por cada uno de los CAC 2 mediante su regulación en velocidad, tal y como es conocido en algunos sistemas convencionales.

Así, por ejemplo en las operaciones de la aeronave en vuelo cada uno de los CAC 2 alimenta a su correspondiente PACK 1, para lo que el controlador central 12 mantiene las válvulas neumáticas aisladoras 9 y la válvula 8 cerradas, en tanto que las válvulas 10 se encuentran abiertas y las válvulas de control de flujo 11 se mantienen con la apertura adecuada para aportar el flujo de aire requerido por cada uno de los PACK 1 en estas condiciones de funcionamiento normal en vuelo. Si uno de los CAC 2 pasa a ser inoperativo, esto es detectado por el controlador independiente de CACs 5, que lo comunica al controlador central 12 y éste cierra la correspondiente válvula 10 del CAC 2 inoperativo y abre la válvula 8 así como la válvula neumática aisladora 9 correspondiente al PACK 1 cuyo CAC 2 ha quedado inoperativo, de forma que es el APU 3 el que proporciona

la potencia neumática al PACK 1, es decir realiza las funciones de equipo de reserva, a diferencia de cómo se realiza en el estado de la técnica en el que esta funcionalidad es sustituida por el CAC que permanece operativo (no representado por no pertenecer a la invención) .

El controlador central 12 puede realizar esta funcionalidad de forma automática, o bien proporcionar una señalización para que sea activado manualmente, y realice la funcionalidad comentada, o incluso ser realizado el proceso de cambio de alimentación de forma manual actuando independientemente sobre cada una de las fuentes de alimentación neumáticas 2 y 3.

Cuando se produce un fallo en el funcionamiento de un PACKs 1 ello es detectado por el controlador independiente de PACKs 4 que lo señaliza al controlador central 12 de forma que éste se lo comunica al controlador independiente de CACs 5 que inhibe el funcionamiento del CAC 2 que se encontraba alimentando al PACK 1 que ha pasado a estado inoperativo.

Para el caso en el que la aeronave se encuentre operando en tierra, es el APU 3 el que suministra la potencianeumática, para lo que su funcionamiento es regulado por el controlador independiente de APU 6 y el controlador central 12 mantiene las válvulas 10 cerradas, y la válvula 8 y las válvulas neumáticas aisladoras 9 abiertas. Además mantiene la posición adecuada de las válvulas de control de flujo 11 al nivel requerido de caudal neumático a aplicar sobre cada PACKl. En base a la descripción realizada, se comprende que el APU 3 debe de estar dimensionado para proporcionar la potencia neumática a un PACK 1 en vuelo o a dos PACKs 1 en tierra (en combinación con la potencia eléctrica

necesaria en tierra) en una medida equivalente que no degrade la operativa de la aeronave tanto en sus fases operativas de tierra como en vuelo, es decir, en toda la envolvente de operación de la aeronave. Además, el APU proporciona al menos la potencia neumática necesaria sin extracción de potencia eléctrica simultánea en la operativa de la aeronave en vuelo, de manera que únicamente realiza la alimentación neumática de los PACK 1, efectuándose la alimentación eléctrica mediante un sistema eléctrico de la aeronave (no representado) , que gobierna la demanda y distribución de potencia eléctrica de la aeronave, y que está conectado al controlador central 12 mediante una conexión 13.

Así por ejemplo el sistema de generación de potencia eléctrica puede estar constituido por los generadores principales de los motores principales, pudiendo instalar uno o dos, de forma que en el caso de fallo de los generadores de uno de los motores principales, o de un generador de cada motor si éste instala 2 por motor, y en el caso de un motor principal inoperativo, también se prevé la posibilidad de que el generador de potencia eléctrica del APU suministre al menos toda la potencia eléctrica equivalente a la necesaria para alimentar el funcionamiento de un CAC 2 y del controlador independiente de CACs 5, para lo que el controlador independiente de APU 6 comprende medios para que el generador de potencia eléctrica del APU suministre dicha potencia equivalente comentada.

En la operación normal en tierra, también puede efectuarse la alimentación neumática de los PACKs mediante los CACs en cuyo caso se actuaría de forma similar a como ha sido descrito para los casos anteriores, para lo que en este caso los CACs pueden ser

alimentados eléctricamente por el generador de potencia eléctrica del APU 3, por una fuente externa del aeropuerto, o por los generadores principales del motor, siempre que alguno de ellos se encuentre encendido. En una realización de la invención se prevé que los CACs y los PACKs se encuentren situados en la sección del fuselaje final, en tanto que APU 3 se sitúa en el cono de cola de la aeronave.

En otra realización de la invención los CACs 2 y los PACKs 1 se encuentran situados en el carenado de la panza de la aeronave, y el APU 3, al igual que en caso anterior se ubica en el cono de cola de la aeronave.