用于控制气流冷却的热交换器系统和方法
【专利摘要】本发明提供了用于控制气流冷却的热交换器系统和方法。一种系统包括旁通预冷器，其具有外壳、进口、在外壳内的热交换器和在外壳内的旁通段，其中进口被配置为从一个或更多个飞行器管道接收核心发动机气流到外壳内，旁通段具有与热交换器分开的气流路径。旁通预冷器还包括阀和出口，其中阀被耦连至进口，并且被配置为在热交换器与旁通段之间切换气流，出口被耦连至热交换器和旁通段。
【专利说明】用于控制气流冷却的热交换器系统和方法
【技术领域】
[0001]本公开大体涉及热交换器系统，诸如用于飞行器的热交换器系统。
【背景技术】
[0002]热交换器是将热从一种流体传递至另一种流体的设备，并且可以用于制冷、空气调节、空间加热、电力产生和化学加工。例如，热交换器可以用于航空航天和汽车行业。
[0003]在飞行器应用中，联邦航空管理局(FAA)的联邦航空条例(FAR)为不同的飞行器工况设定了标准。例如，对与新鲜空气需求相关的运输类飞行器来说，存在FAR适航性标准。为了满足这些不同的FAR标准，可能需要对不同系统或部件的更改或改变。作为一个示例，为了利用包括热交换器的现有飞行器冷却组件满足乘客的新鲜空气需求，发动机引气系统需要递送比在正常运行压力情况下更高压力的引气。在飞行的巡航阶段期间，飞行器所需的推力随着飞行器的重量降低而缓慢降低。引气压力同样随着发动机推力的降低而降低。因此，引气温度同样降低，这导致空气冷却热交换器关闭。
[0004]在巡航期间的某一时刻，发动机引气系统将引气端口切换为发动机高压压缩机的更高级，以满足冷却组件的需求。当引气系统切换为空气冷却的更高级时，热交换器被增加至最大运行水平，从发动机中提取的能量大大增加，因此，导致消极地影响发动机的燃料消耗率(SFC)。因此，飞行期间的燃料消耗增加。
[0005]在巡航期间满足对低级引气的冷却组件压力需求的已知系统包括发动机重新设计。然而，使用更低空气压力的这种重新设计不利地影响其他飞行阶段，并且在设计和验证方面是昂贵的。
【发明内容】
[0006]根据一个实施例，提供了一种旁通预冷器，其包括外壳、进口、在外壳内的热交换器和在外壳内的旁通段，其中进口被配置为接收从一个或更多个飞行器管道到外壳内的核心发动机气流，旁通段具有与热交换器分开的气流路径。旁通预冷器还包括阀和出口，其中阀被耦连至进口，并且被配置为在热交换器与旁通段之间切换气流，出口被耦连至热交换器和旁通段。
[0007]根据另一实施例，提供了一种飞行器发动机，其包括从核心发动机气流(coreengine flow)的低压段延伸的第一管道和从核心发动机气流的高压段延伸的第二管道。飞行器发动机还包括旁通预冷器，其具有被耦连至第一和第二管道的进口，其中旁通预冷器具有被耦连至进口的阀，阀将进口可切换地耦连至在旁通预冷器内的热交换器和旁通段。
[0008]根据另一实施例，提供了一种使飞行器舱加压的方法。该方法包括使飞行器发动机运行，在发动机高压级和低压级下输送来自飞行器发动机的引气，以及将引气输送至旁通预冷器。该方法还包括基于在旁通预冷器下游监测的空气压力控制旁通预冷器的阀，以便将弓I气输送通过旁通预冷器的热交换器或旁通段。
[0009]根据本公开的一个方面，提供了一种旁通预冷器，其包含:外壳；进口，其被接收从一个或更多个飞行器管道到外壳内的核心发动机气流；在外壳内的热交换器；在外壳内的旁通段，其具有与热交换器分开的气流路径；阀，其被耦连至进口，并被配置为在热交换器与旁通段之间切换气流；以及出口，其被耦连至热交换器和旁通段。
[0010]有利的是，一个或更多个管道包含，从核心发动机气流的低压段延伸的第一管道和从核心发动机气流的高压段延伸的第二管道。
[0011]有利的是，进口包含扩散段。
[0012]有利的是，旁通预冷器还包含被耦连至阀的驱动器，以控制阀的打开和关闭。
[0013]优选的是，驱动器被配置为基于外壳下游的空气压力控制阀的打开和关闭。
[0014]有利的是，阀包含套筒阀。
[0015]有利的是，旁通预冷器还包含在外壳内形成旁通段的双壁结构。
[0016]有利的是，旁通预冷器还包含形成旁通段的歧管。
[0017]有利的是，热交换器包含翅片式空气热交换器。
[0018]根据本公开的另一方面，提供了一种飞行器发动机，其包含:第一管道，其从核心发动机气流的低压段延伸；和第二管道，其从核心发动机气流的高压段延伸；旁通预冷器，其具有被耦连至第一和第二管道的进口，旁通预冷器具有被耦连至进口的阀，阀将进口可切换地耦连至在旁通预冷器内的热交换器和旁通段。
[0019]有利的是，进口包含扩散段。
[0020]有利的是，飞行器发动机还包含被耦连至阀的驱动器，以控制阀的打开和关闭。
[0021]优选的是，驱动器被配置为基于外壳下游的空气压力控制阀的打开和关闭。
[0022]有利的是，旁通预冷器的阀包含套筒阀。
[0023]有利的是，旁通预冷器还包含在外壳内形成旁通段的双壁结构。
[0024]有利的是，旁通预冷器还包含形成旁通段的歧管。
[0025]有利的是，热交换器包含翅片式空气热交换器。
[0026]根据本公开的又一方面，提供了一种使飞行器舱加压的方法，该方法包含:使飞行器发动机运行；在发动机高压级和低压级下输送来自飞行器发动机的引气；将引气输送至旁通预冷器；以及基于在旁通预冷器下游监测的空气压力控制旁通预冷器的阀，以便将引气输送通过旁通预冷器的热交换器或旁通段。
[0027]有利的是，该方法还包含在旁通预冷器的进口处扩散弓丨气。
[0028]有利的是，旁通预冷器的阀包含套筒阀，而热交换器包含翅片式空气热交换器。
[0029]已经被讨论的特征、功能和优势可以在各种实施例中独立地实现，或可以在其它实施例中组合，其中参考以下说明和附图可看出其进一步的细节。
【专利附图】
【附图说明】
[0030]图1是根据一个实施例的预冷器的图示说明。
[0031]图2是图1的预冷器在正常运行模式的图示说明。
[0032]图3是图1的预冷器在旁通运行模式的图示说明。
[0033]图4是根据一个实施例的具有歧管构造的预冷器的图示说明。
[0034]图5是根据一个实施例的预冷器的等距图。
[0035]图6是根据一个实施例的预冷器的另一图示说明。[0036]图7是根据一个实施例的预冷器的横截面等距图。
[0037]图8是根据一个实施例的预冷器的图示说明，其示出了套筒阀的打开位置。
[0038]图9是根据一个实施例的预冷器的图示说明，其示出了套筒阀的关闭位置。
[0039]图10是根据一个实施例的预冷器的另一的图示说明，其示出了套筒阀的打开位置。
[0040]图11是根据一个实施例的预冷器的另一图示说明，其示出了套筒阀的关闭位置。
[0041]图12是根据一个实施例的预冷器的另一横截面等距图。
[0042]图13是具有根据一个实施例的预冷器的引气系统的图示说明。
[0043]图14是示出了根据一个实施例的预冷器的构造的方框图。
[0044]图15是根据一个实施例的预冷器的另一构造的方框图。
[0045]图16是由一个实施例执行以控制气流的操作的的图示说明。
[0046]图17是具有根据一个实施例的预冷器的飞行器的图示说明。
【具体实施方式】
[0047]当结合附图阅读时，将会更好地理解后面的特定实施例的【具体实施方式】。应当理解，各种实施例不限于在附图中显示的装置和工具。
[0048]如在本文中所使用的，以单数形式陈述的或以词语“一”开始的元件或步骤应当被理解为不排除多个所述元件或步骤，除非这种排除被明确声明。此外，提及“一个实施例”不应被理解为排除同样包括所陈述的特征的另外实施例的存在。而且，除非对相反情况明确声明，否则“包含”或“具有”具有特定性质的一个元件或多个元件的实施例可以包括不具有那个性质的此类元件。
[0049]在本文中描述的和/或图示说明的各种实施例提供了旁通冷却器，其也被称为热交换器的旁通预冷器。例如，一个实施例提供了飞行器引气系统的预冷器，其可运行为旁通翅片式空气热交换器。然而，应当认识到，各种实施例可以结合飞行器内(例如，在压缩机增压的发动机的引气系统的进口或排气口处)的不同系统使用。另外，各种实施例不限于飞行器应用，而且各种实施例的旁通预冷器可以用于非飞行器的应用。例如，各种实施例可以用于陆地、空中、海洋以及太空应用。
[0050]例如，各种实施例的旁通冷却器可运行为延迟切换为例如发动机高压压缩机的更高级，以满足某些冷却组件的需求，这导致了燃料消耗在巡航期间减少。另外，各种实施例可以允许下一代发动机(例如，飞行器发动机)与老一代的飞行器冷却组件一起工作。如在本文中所使用的在各种实施例中，“飞行器冷却组件”一般指的是空气循环制冷系统，其将经过并进入飞行器的空气用作制冷剂。例如，飞行器冷却组件可以是具有涡轮与压缩机联用的机器的系统，诸如空气循环机、用于温度和流动控制的阀、以及一个或更多个热交换器。飞行器冷却组件(也被称为空调组件)一般以期望的温度、流速以及压力向机舱提供经调节的空气，以满足加压和温度控制需求。
[0051]在各种实施例中，可以提供旁通预冷器或旁通预冷器装置20，如在图1中示出的。旁通预冷器装置20被配置为在外壳22内具有内旁通装置，内旁通装置包括可以被旁通的热交换器24。热交换器24可以是任何类型的热交换设备，并且在一个实施例中是翅片式空气热交换器。在这个实施例中，当气流通过热交换器24时，热交换器24使用板或翅片室26来利用热交换器24传递来自流入外壳22的进口 36 (例如，空气接收端口)的空气的热。在一些实施例中，翅片室26由被平金属板(诸如铝板)分开的多层波纹形薄板形成。然而，翅片室26可以具有不同的构造，并且由不同的材料形成。
[0052]在一些实施例中，分开的热和冷流体流流过热交换器24的交替层，热通过翅片界面从一种流传递至隔板(由在图5至11中示出的平金属板60形成)，并通过下一组翅片进入到相邻的流体(例如，空气)。应当注意，翅片室26的尺寸、形状以及构造可以例如基于具体的应用而改变。
[0053]热交换器24被耦连至(例如，流体耦连至线性阀)外壳22的进口 36侧上的阀28。在一个实施例中，阀28是套筒阀，其可运行为将气流从进口 36引导或部分引导至或远离热交换器24，如在本文中更详细地进行描述的。例如，到进口 36内的气流可以被允许流至热交换器24，和/或也可以被允许旁通热交换器24。
[0054]在示出的实施例中，驱动器30被耦连至阀28，以控制阀28引导外壳22内的气流。例如，在一些实施例中，驱动器30可运行为使阀28的一个或更多个套筒32移动(例如，使套筒32滑动或转动)，以允许通过其中的气流到热交换器24，或通过一个或更多个端口 34使气流改道，以旁通来自热交换器24的一些气流。因此，套筒32可运行为例如与一个或更多个端口 34对齐，以允许气流通过热交换器24，或使在旁通运行模式时经过热交换器24的气流(例如，一些气流)改道，如在本文中更详细地进行描述的。应当注意，套筒32的运动可以采取不同的形式，例如，滑动或转动，以及其他形式。同样应当注意，驱动器30可以是任何类型的驱动器，例如，控制阀28运行的机械和/或电子驱动器。驱动器30可以自动(例如，基于感测的空气压力)或手动(诸如基于使用者的输入(例如，手动超控))控制阀28的运行。例如，驱动器30可以包括马达和/或适用于移动或控制阀28的运动的其他控制机构。应当注意，驱动器30到阀28的连接仅仅是示例性的，并且驱动器30可以例如基于具体的配置、设计等连接在阀28的不同位置处。
[0055]外壳22的进口 36可以是到外壳22内的任何类型的开口，并且在一些实施例中允许气流进入扩散段38，其可以是锥形段。扩散段38经由阀28耦连至管道段(未在图1中示出)。管道段然后被耦连至热交换器24。另外，阀28被耦连至旁通段40，其允许使来自进口 36的气流改道远离热交换器24，这在示出的实施例中被显示为围绕热交换器24。旁通段40可以以不同的方式形成，例如，使用旁通管道，或在一些实施例中由环绕热交换器24的双壁结构形成(可选地部分由热交换器24形成)。
[0056]应当注意，扩散段38可以是任何类型的扩散器构造，其影响或控制进口 36处的气流的特性。同样应当注意，扩散段38可以例如基于进口 36处的气流量具有不同的形状以及尺寸。
[0057]外壳22还包括出口 42(或排气口)，其在示出的实施例中是与进口 36相反的开口。然而，应当注意，诸如基于旁通预冷器装置20将要被连接至其上的系统，进口 36和出口 42可以被设置在沿外壳22的不同位置处。出口 42被耦连至热交换器24和旁通段40，以提供离开外壳22的流体路径。因此，在运行时，气流可以从进口 36通过热交换器24和/或旁通段40提供至出口 42。进口 36和出口 42可以具有不同的形状和尺寸。例如在一个实施例中，进口 36和出口 42具有相同的构造，其包括具有大约三英寸直径的开口。然而，在其他实施例中，进口 36和出口 42可以具有不同的形状、尺寸或构造。[0058]应当注意，尽管外壳22被示为圆柱形形状，但外壳22可以具有不同的形状以及构造，如在本文中的其他实施例中描述的。另外，外壳22可以由任何合适的材料形成。同样，外壳22内的部件，诸如热交换器24，在外壳22中可以以不同的构造以及使用不同的安装装置(例如，托架或紧固件)耦连。
[0059]在一个实施例中，阀28是套筒阀(例如，Y-阀)，其被配置为两个同心的圆柱体，可运行为引导或控制气流从进口 36到热交换器24和/或旁通段40。例如，在一个具体的实施例中，进口是高压热空气进口集管，其被稱连至核心发动机气流(core engine flow)的一个或更多个管道，诸如从核心发动机气流的低压段延伸的第一管道，以及从核心发动机气流的高压段延伸的第二管道，如在本文中更详细地进行描述的。在这个实施例中，出口 42是高压冷空气出口集管，其在一些实施例中被连接至用于客机舱的空气管道系统。在各种实施例中，预冷器装置20可以形成例如飞行器冷却组件的一部分。
[0060]在各种实施例中，一个或更多个传感器(未示出)可以被提供在旁通预冷器装置20的下游(例如，在下游管道处)，以便在该下游位置处监测气流的压力。在这些实施例中，旁通预冷器装置20可以结合用于使飞行器舱加压的方法使用，诸如形成飞行器冷却组件的一部分。例如，在飞行器飞行期间，飞行器发动机以如下空气运行，该空气在发动机的高压级和/或低压级下从飞行器发动机被引至旁通预冷器装置20。在这个实施例中，在下游位置处监测的气流被用来通过旁通预冷器装置20控制气流，即将气流弓I导至热交换器24和/或旁通段40。例如，下游位置处的压力可以被监测，并且基于预定的或阈值压力水平，可以控制外壳22内的阀28，以引导其中的气流，从而将引气输送通过和/或围绕热交换器24。
[0061]例如，图2图示说明了旁通预冷器装置20的正常运行模式。在此运行模式中，进口 36处的空气被允许流过热交换器24，并且作为已冷却的空气离开出口 42，如箭头所示。在此运行模式中，阀28阻塞端口 34a和34b，由此阻止气流通过旁通段40。例如，来自核心发动机气流的引气被允许流过热交换器24进行冷却(并不通过旁通段40)，其然后可以被提供至向机舱提供经调节的空气的管道。应当注意，空气同样流经热交换器24，如由外壳22左侧的箭头所表示的(在图2和3中示出)。例如，环境空气可以被允许在大体垂直于外壳22内的气流的面处连续地流经热交换器24。
[0062]图3图示说明了旁通运行模式的旁通预冷器装置20。在此运行模式中，使进口 36处的空气改道，以流过或至少部分地流过旁通段40。应当注意，可以使进口 36处的全部空气改道，以流过旁通段40，由此不被热交换器24冷却，如箭头所示。然而，在一些实施例中，在旁通运行模式中，进口 36处的空气被引导流至热交换器24和旁通段40(例如，基于感测的下游位置处的压力)，使得一些空气被热交换器24冷却，同时一些空气不被热交换器24冷却，并且流过旁通段40到达出口 42。在此旁通运行模式中，如图3所示，通过改变开口44的位置以与端口 34a和34b对齐或部分对齐，阀28部分阻塞端口 34a和34b或不阻塞端口 34a和34b (这提供了到旁通段40的气流路径)。例如，在一些实施例中，来自核心发动机气流的引气被允许流过旁通段40，并且还流过热交换器24。
[0063]图4图示说明了旁通预冷器装置20的歧管构造的一个实施例。在这个实施例中，代替了具有形成旁通段40的双壁结构(如在图1至3中示出的)，歧管46被提供，并被耦连至阀28的端口 34。歧管46可以以不同方式耦连至阀28，例如，通过焊接。歧管46提供了与通过热交换器24 (诸如围绕热交换器24，如在图4中示出的)的气流路径分开的流体通道，以限定旁通段40。
[0064]图5至12图示说明了旁通预冷器装置20的一种构造。在这个实施例中，如在图6中所观察的，进口 36在外壳22的底部，而出口 42在外壳22的顶部。如可以看见的，邻近热交换器24还提供了开口 62，以允许空气从外壳22的外部流过热交换器24，具体地，空气流经并流过翅片室26。在各种实施例中，开口 62被设置尺寸或成形为与热交换器24的尺寸大致相同。图8和10图示说明了在打开位置时限定正常运行模式的套筒32，在正常运行模式中空气流入进口 36并通过热交换器24，但被阻止通过旁通段40。图9和11图示说明了在关闭位置时限定旁通运行模式的套筒32，在旁通运行模式中气流被允许通过旁通段40，其在这个实施例中由在热交换器24的外壁64和外壳22的内壁66之间的双壁装置形成。在示出的实施例中，套筒32可运行为旋转并使开口 44与端口 34对齐，或通过套筒32的主体阻塞到端口 34的入口，以便引导在外壳22内的气流。如在本文中所描述的，可以提供不同的阀和套筒装置，以引导来自进口 36的气流。
[0065]各种实施例提供了具有内旁通构造的旁通预冷器装置20。例如，可以使用旁通预冷器装置20，以允许高压管道扩散(到更大直径的管道段)，其中压力下降，并且然后经过基于压力要求需要而可运行的或被驱动的阀28，如在本文中更详细地进行描述的。在各种实施例中，旁通预冷器装置20，并且具体的是阀28的运行，允许热高压空气穿过和/或围绕热交换器24。例如，图13图示说明了气流控制系统70，在其中可以实施各种实施例，并且其也可以被称为引气系统70。具体地，旁通预冷器装置20被示为旁通预冷器72。在这个实施例中，旁通预冷器72的进口 36被连接至例如飞行器发动机的发动机端口的管道(未示出)，其被配置为将空气弓I至旁通预冷器72。
[0066]具体地，在这个装置中，端口被连接至低压引气段(LP引气)74和高压引气段(HP引气)76，其可以对应于分别限定发动机的低和高压级的低压和高压发动机端口。例如，可以从高压压缩机的更高级接收HP引气，以通过高压关断阀(HPSOV) 78接收热的并在高压(例如，IOOOpsi)下的发动机空气。另外，可以通过止回阀80从高压压缩机的更低级接收LP引气，其中止回阀80例如被连接至限定发动机的低压级的低压发动机端口。例如，来自高压压缩机的更低级的空气，其同样为热空气(例如，350华氏度)，并且可以用于加热在巡航高度的飞行器。
[0067]在示出的实施例中，HPS0V78和止回阀80通过调节旁通预冷器72的出口压力的压力调节关断阀(PRS0F)82连接至进口端口 36，如在本文中更详细地进行描述的。在一个实施例中，PRS0F82可在完全关闭位置至完全打开位置之间运行，以便向进口端口 36分别提供0%与100%之间的气流。因此，PRS0F82可以阻塞或允许气流从LP引气74或HP引气76到进口端口 36。
[0068]另外，在热交换器24与风扇空气86的源头之间提供风扇空气调整阀(FAMV) 84。FAMV84调节旁通预冷器72的出口温度，如在本文中更详细地进行描述的。在一个实施例中，FAMV84可在完全关闭位置至完全打开位置之间运行，以便向热交换器24分别提供0%与100%之间的气流。因此，FAMV84可以阻塞或允许气流从风扇空气86的源头到热交换器24。来自风扇空气86的源头的气流经过热交换器24，具体的是翅片室26 (在图1中示出)，如进入热交换器24的箭头48以及离开热交换器的箭头50所示的。通过热交换器24的气流离开热交换器24的外壳22 (例如，在图1-5中示出的)，并被运送至例如底罩(undercowl)(在核心舱中)或向外(诸如通过管道)运送至大气。
[0069]因此，在各种实施例中，基于旁通预冷器72下游的压力87 (例如，压力测量)，PRS0V82允许空气诸如从发动机的低(更低)和/或高(更高)的压力级进入旁通预冷器72。另外，基于旁通预冷器72下游的温度88 (例如，温度测量)，FAMV84控制空气从风扇空气86的源头流至热交换器24。例如，在更高的高度，在更低的压力级，可以阻止风扇空气进入旁通预冷器72。如在本文中更详细地进行描述的，在一个实施例中，出口 42被连接至一个或更多个管道(未示出)，其向飞行器或在飞行器内提供气流，如箭头52所表示的，出口 42在旁通预冷器72的下游。
[0070]因此，在各种实施例的运行中，旁通预冷器72在进口 36处接收引气，并在出口 42输出空气，可以使或可以不使空气改道通过旁通段40。出口 42被连接至一个或更多个管道(未示出)，其向飞行器或在飞行器内诸如向客舱提供气流。另外，风扇空气被提供至热交换器24。使用旁通预冷器72，通过使用旁通预冷器72的旁通装置延迟到高压级的切换(诸如当油门增加时)，如在本文中更详细地进行描述的。具体地，各种实施例可以使用旁通预冷器72，以便通过旁通热交换器24而允许在更低压力级下运行更长的时间段。因此，尽管当飞行器节气门增加时，引气流从低压端口切换为高压端口，各种实施例通过维持管道内的更低压力(例如，80psi)而允许切换被延迟。
[0071]因此，在一些实施例中，旁通预冷器72可以被耦连至或形成引气系统90的一部分，如在图14中示出的。在图13中图示说明了这种构造的一个实施例。然而，各种实施例可以用于不同的应用或构造。例如，旁通预冷器72可以结合压缩机增压的发动机引气系统100使用，如在图15中示出的。如在图15中示出的，可以在压缩机增压的发动机引气系统100的进口 102处或在压缩机增压的发动机引气系统100的排气口(或出口)104处提供旁通预冷器72。可以如在本文中更详细地进行描述的那样提供旁通预冷器72。在通过压缩机增压的发动机引气系统100运行时，当压缩机压力比在名义上是低的，并且不需要热交换器24时，旁通预冷器72运行为在进口 102或排气口处旁通热交换器24。当压缩机压力比更高，诸如超过预定水平或阈值时，旁通预冷器72允许气流通过热交换器24，使得跨热交换器24的压降可接受。
[0072]各种实施例还提供了用于控制到诸如飞行器内的热交换器的气流的方法110，如在图16中示出的。在各种实施例中，某些步骤可以省略或增加，某些步骤可以组合，某些步骤可以同时或并发地执行，某些步骤可以分成多个步骤，某些步骤可以以不同顺序执行，或某些步骤或一系列步骤可以以反复的方式再次执行。
[0073]在示出的实施例中，该方法110包括，在112处监测诸如管道系统内的空气压力，以确定空气压力是否小于限定的水平(例如，预定的压力目标，其可以包括超过以及低于目标的变化)。例如，旁通预冷器下游(或上游)的空气压力通过一个或更多个传感器监测。因此，在112处，关于空气压力是否已满足阈值水平或数值做出确定。应当注意，可以连续或间歇地进行阈值确定。
[0074]如果在112处做出压力小于预定的水平(例如，小于目标)的确定，那么在一个实施例中，在114处，PRS0V82朝向打开位置逐渐增加(例如，以确定的量逐渐打开阀)。如果在112处做出压力不低于预定的水平(例如，大于目标)的确定，那么在一个实施例中，在116处，PRS0V82朝向关闭位置逐渐增加(例如，以确定的量逐渐关闭阀)。[0075]该方法110还包括，在118处监测诸如管道系统内的空气温度，以确定空气温度是否小于预定的水平(例如，预定的温度目标，其可以包括超过以及低于目标的变化)。例如，旁通预冷器下游(或上游)的空气温度通过一个或更多个传感器监测。因此，在118处，关于空气温度是否已满足阈值水平或数值做出确定。应当注意，可以连续或间歇地进行阈值确定。
[0076]如果在118处做出阈值空气温度不大于预定的水平(例如，小于目标)的确定，那么在一个实施例中，在120处，FAMV84朝向关闭位置逐渐增加(例如，以确定的量逐渐关闭阀)。如果在118处做出温度大于预定的水平的确定，那么在一个实施例中，在122处，FAMV84朝向打开位置逐渐增加(例如，以确定的量逐渐打开阀)。
[0077]该方法还包括，在124处确定PRSOV的位置(PPOS)是否等于100%。如果PPOS不等于100%，那么该方法返回至步骤112。然而，如果PPOS等于100%，那么在126处关于风扇空气阀位置(FPOS)是否小于100%做出确定。如果FPOS不小于100%，那么在128处，气流切换至HP端口，例如，HP弓丨气76 (在图13中示出)和旁通阀(例如，在图1-4和7-12中示出的阀28)关闭。该方法然后返回至步骤112。如果FPOS小于100%，那么在130处旁通阀(例如，在图1-4和7-12中示出的阀28)逐渐打开(例如，逐渐增加限定的或预定的量)。该方法然后返回至步骤112。
[0078]图17图示说明了具有推进系统152的飞行器140，其中空气排气口被耦连至飞行器舱(例如，提供引气)，可以根据各种实施例冷却空气。然而，应当注意，各种实施例可以结合飞行器140的其他系统使用，以提供空气冷却或其他空气控制。
[0079]推进系统152可以包括两个涡轮风扇发动机154，其可以具有在高压级和低压级运行的核心发动机气流，如在本文中更详细地进行描述的。发动机154由飞行器140的机翼144承载。在其他实施例中，发动机154可以由机身142和/或尾翼146承载。尾翼146还可以支撑水平稳定器148和竖直稳定器150。在飞行器140的飞行期间，各种实施例可以运行为控制来自发动机154的引气流，这可以包括将气流引导至热交换器24或旁通段40，如通过驱动器30控制的(全部在图1至4中示出)。
[0080]应当注意，各种实施例或其部分(诸如驱动器30或其他控制器或部件)可以以硬件、软件或其组合的形式实施。各种实施例和/或部件(例如，其中的模块或部件和控制器)也可以作为一个或更多个计算机或处理器的一部分实施。计算机或处理器可以包括计算设备、输入设备、显示单元以及接口(例如，用于访问因特网)。计算机或处理器可以包括微处理器。微处理器可以被连接至通信总线。计算机或处理器也可以包括存储器。存储器可以包括随机存取存储器(RAM)和只读存储器(ROM)。计算机或处理器还可以包括存储设备，其可以是硬盘驱动器或可移除存储驱动器(诸如固态驱动器、光盘驱动器等)。存储设备也可以是用于将计算机程序或其他指令输入计算机或处理器的其他类似装置。
[0081]如在本文中所使用的，术语“计算机”或“模块”可以包括任何基于处理器的或基于微处理器的系统，其包括使用微控制器的系统、精减指令集计算机(RISC)、专用集成电路(ASIC)、逻辑电路、以及能够执行在本文中所描述的功能的任何其他电路或处理器。上述示例仅是示例性的，因此不是意欲以任何形式限制术语“计算机”的定义和/或含义。
[0082]计算机或处理器执行被存储在一个或更多个存储元件中的一组指令，以便处理输入数据。根据期望或需要，存储元件也可以存储数据或其他信息。存储元件在处理机内可以是信息源或物理存储器元件的形式。
[0083]所述的一组指令可以包括各种命令，其指示作为处理机的计算机或处理器执行具体操作，诸如各种实施例的方法和过程。所述的一组指令可以是软件程序的形式。软件可以是各种形式，诸如系统软件或应用软件，并且其可以表现为有形的和非临时性的计算机可读介质。另外，软件可以是单独的程序或模块的集合、在更大的程序内的程序模块或程序模块的一部分的形式。软件也可以包括面向对象编程形式的模块化编程。处理机进行的输入数据的处理可以响应于操作者的命令，或响应于之前处理的结果，或响应于由另一处理机发出的请求。
[0084]如在本文中所使用的，术语“软件”和“固件”是可交换的，并且包括在存储器中存储的由计算机执行的任何计算机程序，所述存储器包括RAM存储器、ROM存储器、EPROM存储器、EEPROM存储器以及非易失性RAM (NVRAM)存储器。上述存储器类型仅是示例性的，因此不限于可用于存储计算机程序的存储器类型。 [0085]应理解，以上描述意图是示例性的，而不是限制性的。例如，上述实施例(和/或其方面)可以相互结合使用。另外，在不违背实各种施例的范围的情况下，可以做出许多更改，以使特定情况或材料适合于各种实施例的示教。在本文中所描述的材料的尺寸、类型，各种部件的定向，以及各种部件的数量和位置，意图是限定某些实施例的参数，而决不是限制性的，仅是示例性实施例。在查看以上描述后，在权利要求的精神和范围内的许多其他实施例和更改对本领域技术人员来说将是显而易见的。因此，应当参照所附权利要求以及这些权利要求赋予的等同物的全部范围，确定各种实施例的范围。在所附权利要求中，术语“包括”和“在…中”被用作各自术语“包含”和“其中”的简单英语的等同物。而且，在以下权利要求中，术语“第一”、“第二”和“第三”等仅被用作标签，并不是意图将数值要求加在其对象上。此外，以下权利要求的特征不以装置+功能的方式书写，并且不意图基于美国专利法第112条第六项进行解释，除非以及直至此类权利要求限制明确使用在避免另外结构的功能陈述之后的“用于…的装置”的短语。
【权利要求】
1.一种旁通预冷器装置(20)，其包含: 外壳(22)； 进口(36)，其被配置为从一个或更多个飞行器管道接收核心发动机气流到所述外壳内； 在所述外壳内的热交换器(24)； 在所述外壳内的旁通段(40)，其具有与所述热交换器分开的气流路径； 阀(28)，其被耦连至所述进口，并被配置为在所述热交换器与所述旁通段之间切换气流；以及 出口(42)，其被耦连至所述热交换器和所述旁通段。
2.根据权利要求1所述的旁通预冷器装置(20)，其中所述一个或更多个管道包含:从所述核心发动机气流的低压段延伸的第一管道和从所述核心发动机气流的高压段延伸的第二管道。
3.根据权利要求1或2所述的旁通预冷器装置(20)，其中所述进口(36)包含扩散段(38)。
4.根据之前任一权利要求所述的旁通预冷器装置(20)，其还包含被耦连至所述阀(28)的驱动器(30)，以便基于所述外壳(22)下游的空气压力和所述一个或更多个飞行器管道内的空气温度中的一个控制所述阀的打开和关闭。
5.根据权利要求1-4中的任一权利要求所述的旁通预冷器装置(20)，其还包含在所述外壳(22)内形成所述旁通段(40)的双壁装置。
6.根据权利要求1-4中的任一权利要求所述的旁通预冷器装置(20)，其还包含形成所述旁通段(40)的歧管(46)。
7.一种使飞行器舱加压的方法(110)，所述方法包含: 使飞行器发动机运行； 在所述发动机高压级和低压级下输送来自所述飞行器发动机的引气； 将所述引气输送至旁通预冷器(72);以及 基于在所述旁通预冷器下游监测的空气压力控制所述旁通预冷器的阀(28)，以便将所述弓I气输送通过所述旁通预冷器的热交换器(24 )或旁通段(40 )。
8.根据权利要求7所述的方法(110)，其还包含在所述旁通预冷器(72)的进口处扩散所述引气。
9.根据权利要求7或8所述的方法(110)，其中控制阀(28)包含，当所述监测的空气压力小于预定的水平时，朝向打开位置逐渐增加(114)所述阀的打开量。
10.根据之前任一权利要求所述的方法(110)，其还包含: 监测(118)管道内的空气温度，以确定所述空气温度是否大于预定的水平； 当所述空气温度低于所述预定的水平时，朝向关闭位置逐渐增加(120)所述阀的关闭量；以及 当所述空气温度超过所述预定的水平时，朝向打开位置逐渐增加(122)所述阀的打开量。
【文档编号】B64D33/00GK103661953SQ201310424859
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年9月17日 优先权日:2012年9月21日
【发明者】S·G·麦金, E·G·兰德勒 申请人:波音公司