飞机辅助动力装置系统

技术领域

本发明涉及一种飞机的辅助动力装置(auxiliary power unit，APU)系统，一种包括该飞机辅助动力装置系统(APU)的飞机的尾椎以及一种包括该尾椎的飞机。本发明涉及从辅助动力装置(APU)的余热产生电能、增加飞机的推力和回收飞机的阻力能量。

背景技术

飞机辅助动力装置(APU)是一种涡轮发动机或往复式发动机，通常安装在飞机的尾锥中，并为以下目的提供自主的电力和机械动力：

·主发动机的启动功率。

·客舱空调系统的气动功率。

·其他气动系统和液压系统的轴功率。

·提供飞行中操作和紧急情况下备用的电力和气动功率。

·发动机关闭时用于地面操作的电力和气动功率。

大多数中型和大型飞机使用涡轮发动机辅助动力装置(APU)。已知的辅助动力装置(APU)包括辅助动力装置(APU)发动机、交流发电机和发动机安装支架以及其他元件。

更具体地，已知的辅助动力装置(APU)包括进气口，该进气口向辅助动力装置(APU)的压缩机提供空气并冷却空气。进气口包括空气扩散器管、压缩机进气管、附加冷却空气管和进气门。

辅助动力装置(APU)内部的元件可能在运动部件之间产生摩擦，需要有效的润滑和冷却，以及颗粒清扫。这些运动部件上的热量是以下原因造成的：

-来自发动机热部件(如燃烧室或涡轮)的热量通过辐射、传导和/或对流传递。

-齿轮、衬套和轴承中摩擦损失释放的热量。

-风力。

-石油搅拌。

这些元件的冷却通过润滑油实现。润滑系统减少了运动部件之间的摩擦，防止了齿轮上的破坏性划痕，并消除了产生的热量，使系统温度保持在极限范围内。润滑油在气-液冷却器(即热交换器)上冷却，通常通过辅助动力装置(APU)舱内的通风空气进行冷却。

辅助动力装置(APU)舱内通风的气流通过以下任一方式获得：

-由风扇强制通风，该风扇耦接至辅助动力装置(APU)轴或独立，并通过辅助动力装置(APU)排气系统或任何其他开口释放。

-辅助动力装置(APU)压缩机通过进气口将空气驱动至辅助动力装置(APU)舱，并通过喷射器将其释放至辅助动力装置(APU)排气口，然后排放至空气环境中，或通过不同的开口将其释放到外部。

发明内容

如在本发明背景技术中所述，发动机冷却器的热量和气流被浪费到环境中，并且不会有助于增加飞机的辅助动力装置(APU)的效率或能量。本发明涉及一种涡轮或往复式发动机类型的飞机辅助动力装置(APU)，其提供电力并额外排气。

根据上述，本发明中的飞机对象的辅助动力装置系统包括：

辅助动力装置；

用于辅助动力装置(APU)的冷却装置，包括至少一个热交换器；

进气口，与辅助动力装置和/或冷却装置流体连通；

进气门装置，位于进气口处，被配置为打开和关闭进气口以允许或阻止来自飞机外部的气流进入进气口；

第一管道，被配置为将空气吸入辅助动力装置(APU)，并且具有与进气口流体连通的入口；

第二管道，具有与进气口流体连通的入口。

本发明中的辅助动力装置系统对象还包括：

冷却装置中的热交换器至少部分地位于第二管道内；

空气涡轮机，位于第二管道内并在热交换器的下游；

发电机，耦合到空气涡轮机，空气涡轮机和发电机被配置为将第二管道中气流的能量转换成电能。

因此，本发明的目的是利用冷却气流并将其用于：

减少因吸入辅助动力装置(APU)舱内空气以实现冷却功能而产生的寄生阻力。

通过利用废热来补偿部分阻力以抵消空气动力阻力。

管道式空气涡轮机还用于应急发电，并用于在飞机需要时提供额外阻力，例如，着陆、下降、进近，通过将该能量转换为电力，否则该能量将损失到周围环境中。

本发明还提供一种包括上述辅助动力装置系统的飞机的尾锥。

尾锥是飞机后部的最后一个机身部分。本发明中的辅助动力装置(APU)不限于位于飞机的尾锥中，沿着飞机的其他位置也是可能的。

本发明还提供一种包括上述尾锥的飞机。

附图说明

为完整描述本发明和更好地理解本发明，提供一组附图。这些附图构成说明书的组成部分，并示出了本发明的优选实施例。包括以下附图：

图1示出了包括辅助动力装置系统的第一实施例的尾锥的示意性纵向截面图；

图2示出了进气门装置在第一位置时本发明第二实施例的进气口实施例的示意性纵向截面图和进气门装置的元件实施例的示意性前视图；

图3示出了图2的实施例中进气门装置在第二位置时进气口的示意性纵向截面图；

图4示出了图2实施例中进气门装置在第三位置时进气口的示意性纵向截面图；

图5示出了飞机的尾锥以及进气门装置在三个不同位置时的辅助动力装置(APU)系统实施例的示意性纵向截面图；

图6示出了一种在飞机的尾锥处具有辅助动力装置(APU)系统的飞机侧视图。

具体实施方式

参考附图中的实施例，辅助动力装置的主要部件及各部件的简要描述如下：

辅助动力装置(APU)(1)，涡轮发动机或往复式发动机；

冷却装置包括第一热交换器(2.1)和第二热交换器(2.2)；

进气口(3)与辅助动力装置(APU)(1)和冷却装置(2)流体连通；

进气门装置(4)用于打开和关闭进气口(3)；

第一管道(5)将空气吸入辅助动力装置(APU)(1)并与进气口(3)流体连通；

第二管道(6)具有与进气口(3)流体连通的入口，第一热交换器(2.1)和第二热交换器(2.2)位于第二管道(6)内；

空气涡轮机(7)位于第二管道(6)中第一和第二热交换器(2.1，2.2)的下游，更具体地，空气涡轮机(7)是冲压空气涡轮机，即连接到发电机的小型管道冲压空气涡轮机(安装在飞机中并用作动力源)。由于飞机的速度，空气涡轮机(7)通过冲压压力从气流中产生动力。在所示实施例中，空气涡轮机(7)是轴流式的。

进气门装置(4)。

在所示实施例中，进气门装置(4)可在以下位置之间移动：

-第一位置，在该第一位置，其关闭通向第一管道和第二管道的气流；

-第二位置，在该第二位置，其关闭通向第一管道的气流并打开通向第二管道的气流，使空气涡轮机增加飞机的阻力和/或使空气涡轮机产生电力；以及

-第三位置，在该第三位置，其打开通向第一管道和第二管道的气流。

根据以上描述，所示系统至少具有三个操作位置：

-第一位置，其中没有空气流过第一管道(5)和第二管道(6)。在该第一位置，辅助动力装置(APU)(1)和空气涡轮机(7)将关闭。

-第二位置，其中没有空气流过第一管道(5)，并且有空气流过第二管道(6)。在该第二位置，辅助动力装置(APU)(1)将关闭，空气涡轮机(7)将打开。

-第三位置，其中空气流过第一管道(5)和第二管道(6)。在该第三位置，辅助动力装置(APU)(1)将打开，空气涡轮机(7)将打开或关闭。

在图1和图5所示的实施例中，辅助动力装置(APU)(1)是往复式发动机。所示实施例中具有润滑油和冷却液，如乙二醇。为此，需要第一热交换器(2.1)和第二热交换器(2.2)。第一热交换器(2.1)是用于冷却冷却液的液-气热交换器，第二热交换器(2.2)是用于中间冷却功能的液-气热交换器。

在另一个实施例中，多达三个不同的热交换器或者单个热交换器可以位于第二管道(6)内。

往复式发动机可具有位于辅助动力装置(APU)上的涡轮压缩机出口和发动机进气口之间的附加热交换器。

在涡轮发动机的情况下，尽管可以有不止一个热交换器，但通常在第二管道(6)内设置单个热交换器。

图中所示的热交换器(2.1，2.2)为螺旋管壳式，但也可以使用其他类型的热交换器，如翅片式热交换器和板式热交换器。两个热交换器(2.1，2.2)沿着第二管道(6)串联放置。

在图1和图5所示的实施例中，辅助动力装置(APU)还包括位于第二管道(6)中空气涡轮机(7)下游的风扇(8)。由于在辅助动力装置(APU)的往复式发动机处所需的用于冷却油、乙二醇和中冷器流体的气流过高，仅通过抽吸辅助动力装置(APU)压缩机吸入的空气就不够，因此需要风扇(8)或空气放大器来增加冷却气流。风扇(8)或空气放大器通常在飞行中关闭，在地面辅助动力装置(APU)系统运行时打开。在其他实施例中，风扇(8)也可以在飞行中打开。

如果使用风扇(8)，则其由电机驱动。在一个实施例中，风扇(8)可具有可变桨距叶片，使得当风扇(8)关闭时，风扇(8)的叶片位于顺桨位置，即，与气流成流线型。风扇(8)可具有制动器，以防止其在关闭时旋转。

如果使用空气放大器，则可通过辅助动力装置(APU)(1)中齿轮箱驱动的压缩机向空气放大器供应压缩空气。

如前所述，在所示实施例中，进气门装置(4)可在以下位置之间移动：

-第一位置，在该第一位置，其关闭通向第一管道(5)和第二管道(6)的气流；

-第二位置，在该第二位置，其关闭通向第一管道(5)的气流并打开通向第二管道(6)的气流，使空气涡轮机(7)增加飞机的阻力和/或使空气涡轮机(7)产生电力；以及

-第三位置，在该第三位置，其打开通向第一管道(5)和第二管道(6)的气流。

在图1至图4所示的实施例中，辅助动力装置(APU)(1)包括主门(4.1)和副门(4.2)，主门(4.1)被配置为打开和关闭进气口(3)，而副门(4.2)被配置为打开和关闭第一管道(5)的入口。

主门(4.1)和副门(4.2)都铰接到进气口(3)的后端。后端是进气口(3)最靠近飞机后部的一端。

主门(4.1)和副门(4.2)在与第一和第二管道(5，6)相反的方向上打开，即在图1至4所示的实施例中，它们朝着尾锥的外侧打开。

第二个实施例如图5所示。进气门装置(4)包括铰接到进气口(3)的前端的门(4.3)。进气口(3)的前端是进气口(3)最靠近飞机前部的端部。

门(4.3)的自由端朝向第一和第二管道(5，6)打开，即朝向尾锥的内侧打开。门(4.3)的自由端是与门(4.3)的铰链相对的端。自由端可在以下位置之间移动：

-第一位置，其中自由端位于进气口(3)的后端，以关闭进气口(3)；

-第二位置，其中自由端位于第二管道(6)的与进气口(3)相对的交叉端处，以打开第二管道(6)的入口；以及

-第三位置，其中自由端位于第一管道(5)的与第二管道(6)相对的交叉端处，以打开第一管道(5)和第二管道(6)的入口。

在所示的实施例中，第一管道(5)和第二管道(6)由纵向于第一和第二管道(5，6)的分隔壁(9)分开，该分隔壁(9)在进气口(3)的下游分流气流。

在两个实施例中，在第一位置，没有空气流过进气口(3)，如图2所示。辅助动力装置(APU)(1)不需要打开，飞机运行不需要额外的阻力或辅助/应急发电。这对于巡航飞行来说是典型的，其中辅助动力装置(APU)(1)可以关闭，因此不需要通过热交换器(2.1，2.2)吸入空气。

空气涡轮机(7)可以关闭，因为通过第二管道(6)的气流将产生阻力影响飞机，从而增加燃料消耗。关闭的进气门装置(4)保持空气动力学尾锥，不会对通过进气口(3)的气流造成的阻力产生额外的影响。

在第二位置，在所示实施例中，进气口(3)部分打开。在图3所示的实施例中，主门(4.1)使进气口(3)部分打开，而副门(4.2)允许空气流入第二管道(6)并阻止空气流入第一管道(5)。

更具体地，图2至图4中所示的实施例公开的副门(4.2)包括与铰链相邻的第一部分(4.2.1)，见图2，该第一部分(4.2.1)包括适于第二管道(6)的交叉形状的开口。副门(4.2)包括与第一部分(4.2.1)相邻的第二部分(4.2.2)，该第二部分适于定位在紧靠第一管道(5)的入口处并且不具有开口。因此，当主门(4.1)部分打开时，副门(4.2)的形状允许气流通过第二管道(6)而不到达第一管道(5)。

在图中所示的实施例中，辅助动力装置系统包括连接到主门(4.1)的致动器(13)，该致动器(13)被配置为打开和关闭主门(4.1)，它可以是电致动器或液压致动器。在一个实施例中，致动器(13)通过球形轴承接头连接到主门(4.1)，其另一端连接到飞机尾锥结构上。它可以将主门(4.1)保持在完全关闭和完全打开之间的任何位置，以满足辅助动力装置(APU)(1)的气流需求，同时将空气动力降至最低。

主门(4.1)和副门(4.2)可旋转地连接，并且进气门装置(4)包括位于主门(4.1)和副门(4.2)之间的扭转弹簧(10)，其用于当主门(4.1)处于第二位置时，保持副门(4.2)关闭第一管道(5)。

扭转弹簧(10)推动副门(4.2)靠在第一管道(5)的入口，使得副门(4.2)保持在其完全关闭位置，而主门(4.1)位于第一位置和第二位置之间。

此外，主门(4.1)包括凸轮(11)，凸轮(11)被配置为推动副门(4.2)位于第二和第三位置之间。凸轮(11)在第二位置开始推动副门(4.2)，并在第三位置将副门(4.2)移动到其完全打开位置，而在第二和第三位置之间的任何位置，扭转弹簧(10)将副门(4.2)保持在凸轮(11)上。在一个实施例中，凸轮(11)附接在主门(4.1)的两侧。

因此，副门(4.2)保持关闭，直到主门(4.1)旋转超过第二位置，即当主门(4.1)从第二位置运行到第三位置时，当主门(4.1)处于完全打开的第三位置，副门(4.2)打开并处于完全打开位置，见图4。

在图5中，门(4.3)铰接至进气口(3)的前端，其自由端从进气口(3)的后端移动，以便将进气口(3)关闭到第二管道(6)与进气口(3)相对的交叉端，从而打开第二管道(6)的入口时仍然关闭第一管道(5)的入口。

因此，在第二位置，没有气流通过第一管道(5)，即没有气流到辅助动力装置(APU)，但在第二管道(6)中有气流。热交换器(2.1，2.2)不工作，但空气涡轮机(7)可能处于开启状态。

这适用于下降和初始进近以及最终进近和着陆阶段，其中辅助动力装置(APU)(1)不需要打开，但空气涡轮机(7)有助于提供额外的阻力以使飞机减速，并通过连接到空气涡轮机(7)的发电机将原本浪费的能量转化为有用的电能。该位置也用于应急发电。例如，电能可以存储在超级电容器或高充电/放电率的电池上，或者在空气涡轮机(7)打开时使用。

在一个实施例中，空气涡轮机(7)耦合到交流发电机，该交流发电机向飞行器提供电能，其可以存储在超级电容器、高充电/放电率电池或为飞行器电力系统供电以供即时电力使用。

图1、4和5公开了进气门装置(4)的第三位置的实施例。

在图4所示的实施例中，当主门(4.1)处于第三位置时，副门(4.2)打开，辅助动力装置(APU)(1)打开，空气流过第一管道(5)和第二管道(6)，热交换器(2.1，2.2)工作。

在所示实施例中，第二管道(6)包括通向空气涡轮机(7)下游大气的会聚式排气装置(12)。因此，第二管道(6)的壁倾向于彼此接近。

在一个实施例中，空气涡轮机(7)包括可变桨距叶片。它允许以任何期望的角度调整桨距，并且至少将叶片置于顺桨位置，即与气流成流线型。

导叶在转子叶片附近和上游，具有空气动力学结构功能，以支撑涡轮机和发电机组件。导叶提供两个功能：

将涡轮机和发电机支撑在第二管道(6)上的结构元件，第二管道(6)又连接到尾锥；

在进入涡轮转子之前，在气流中提供必要的部件。

第三个位置区分了两种不同的场景：

空气涡轮机(7)关闭，叶片桨距在顺桨位置处于适当角度，即与气流成流线型。因此，它是一个低阻力位置，且空气涡轮机(7)处于零转或接近零转。飞机不需要额外的阻力或紧急发电，因此涡轮叶片是顺桨的，以减少空气涡轮机(7)的其他阻力影响。

在所示的实施例中，第二管道(6)包括位于热交换器(2.1，2.2)上游的发散段，该发散段最接近第二管道(6)的入口，其增加压力并降低空气速度。发散意味着第二管道(6)的壁倾向于彼此分离。

在所示实施例中，第二管道(6)具有纵向轴线，该纵向轴线具有与飞机的纵向轴线平行的部件。在一个实施例中，第二管道(6)的纵向轴线几乎平行于飞机的纵向轴线。该纵向轴线从飞机的机头延伸到机尾。此外，第二管道(6)弯曲必须保持在最小值，以增加推力效应。

在所示实施例中，第二管道(6)在横向方向上比第一管道(5)更靠近进气口(3)，因此第二管道(6)位于尾锥的底部，或者同样，在辅助动力装置系统中，第二管道(6)位于比第一管道(5)更靠外的位置，即在飞机的机身中。

第二管道(6)也可以位于尾锥的上部，进气口(3)、进气门装置(4)和第二管道(6)位于尾锥顶部，并在尾锥端盖的上部排气到环境中。

通过热交换器(2.1，2.2)的气流冷却润滑油、乙二醇和中冷系统的液体。空气在穿过热交换器(2.1，2.2)时被加热，然后以零或接近零的能量传递通过空气涡轮机(7)，然后在第二管道(6)的后开口处被排放到大气中。传递到热交换器(2.1，2.2)上的气流的能量在排放到大气中时提供一定的推力，这通过以下方式实现：

发散式进气口和进气门装置(4)，可增加压力恢复和有效静压上升；

空气在热交换器部分被加热；

会聚式排气装置(12)。

上述满足了布雷顿循环的特征，该循环产生的推力可以抵消热交换器(2.1，2.2)的空气动力阻力和整个第二管道(6)从入口到出口的阻力。

空气涡轮机(7)打开。当辅助动力装置(APU)(1)打开时，空气涡轮机(7)对下降、初始进近以及最终进近和着陆阶段都有用，空气涡轮机(7)产生的额外阻力有助于减缓飞机速度。它也用于应急发电。

在该实施例中，空气涡轮机(7)打开，叶片不顺桨且位于适当的桨距角。在热交换器(2.1，2.2)之后的加热空气略微增加了空气涡轮机(7)的功率，阻力增加，并且在空气涡轮机(7)发电机处产生电能。