空气管理系统

技术领域

本发明属于气动空气分配系统领域，并且具体地，本发明涉及提供不同的排放空气源以向空气消耗器设备供应加压空气。

特别地，取自燃气涡轮发动机的第一中间压缩机级的空气或者取自最末压缩机级的空气或者上述两种空气的混合物可以根据飞行器运行条件、例如飞行高度来执行这种压缩空气的供应。

因此，本发明的空气管理系统考虑了飞行参数，以经由上述压缩空气源中的任何压缩空气源选择性地供给空气消耗器设备，从而避免现今空气管理系统的尺寸过大并因此使在非设计下运行时的能量损失最小化。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，通常从燃料燃烧室上游的压缩机级获取空气。因此，这种排放空气处于高温及高压下，其中，相应地，当从发动机抽取时，典型值包括在150℃至500℃范围内，并且当在预冷器中调节后，典型值包括在150℃至250℃的范围中；并且相对压力为40psig。

一旦吸入，该排放空气通过空气管理系统从发动机的所述压缩机级被引导至飞行器内的各个位置，该空气管理系统反过来包括通过管道、阀和调节器的网络。因此，这种引导装置适于承受排放空气的高温和高压。

由于排放空气的高温和高压，该排放空气用于操作空气消耗器设备比如环境控制系统(ECS)的空气循环机、机翼防冰系统(WAIS)和其他小型空气消耗器。根据待供给的空气消耗器的要求，可能需要很宽的压力和温度范围，这会造成不同的能量成本，例如：

-空调(即，ECS)由可用压力驱动，并且

-WAIS由可用温度驱动。

空气排放系统的经典架构经由相应的端口在两个不同的级处从燃气轮机压缩机抽取排放空气。这些端口中的一者位于低中压缩机级处(所谓的中间端口，即“IP”)，而第二端口位于中高压缩机级处(所谓的高端口，即“HP”)，以允许在两种不同的条件下抽取排放空气。

从这些端口中的每一者抽取的排放空气的典型值为：

-中间端口“IP”：压力为从10psig(“空转”)至180psig(最大起飞推力，“MTO”)，而温度在80℃与400℃之间。

-高端口“HP”：压力为从30psig(“空转”)至650psig(“MTO”)，

而温度在150℃与650℃之间。

要注意的是，所排放的空气的压力和温度的准确值取决于发动机转速。类似地，虽然本文中已讨论了仅两个常规端口(IP和HP)，但是，不同于中压端口“IP”，高压端口“HP”可以由全部均位于中高压缩机级处的多于一个的端口(通常两个端口)形成。

在下文中，出于说明目的，将结合“HP”对形成高压端口的一部分的可能端口(一个或更多个端口)进行讨论。

在某些情况下，引导装置可能会经历排出空气的意外损失、即所谓的泄漏，这会潜在地导致在操作飞行器时出现问题。由于引导装置对整体性能方面的固有影响，因此应当沿着通道的整个路线安装检测装置。基于共晶盐的传感器作为过热检测传感器在工业中广泛地用于对整个管道的排放气体泄漏进行感测。

此外，从着陆到在飞行中，外部空气条件急剧变化。这需要由机载空气管理系统通过调节从两个端口(IP端口和HP端口)中的每一者的空气排放来进行补偿。因此，整个空气管理系统依赖于同时从两个端口持续排放空气，并且整个空气管理系统因此必须被定尺寸为在任何计划的飞行阶段运行，在起飞/爬升和下降/保持期间涉及大量能量损失。在下文中，这种能量损失的细节可以在图1中看到。

随着新飞行器型号的出现(特别是那些提供更高HP端口温度及更低“风扇端口”压力的超高旁通比发动机)，上述问题更加突出。因此，航空航天工业中需要一种以从燃气涡轮发动机抽取的最佳能量来满足空气消耗器的要求的空气管理系统。

发明内容

本发明通过根据权利要求1所述的空气管理系统、根据权利要求13所述的用于供应加压空气的方法以及根据权利要求15所述的飞行器提供了针对上述问题的解决方案。在从属权利要求中，限定了本发明的优选实施方式。

在第一发明方面，本发明提供了一种用于向飞行器的空气消耗器设备供应加压空气的空气管理系统，该空气管理系统包括：

-至少一个空气消耗器；

-燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机具有位于燃气涡轮发动机的中低压缩机级处的低压端口和位于燃气涡轮发动机的中高压缩机级处的高压端口；

-低压排放管道，该低压排放管道构造成用于输送从低压端口排放的空气，其中，低压排放管道包括第一截止阀，该第一截止阀构造成阻止或允许低压空气向下游流动；

-高压排放管道，该高压排放管道构造成用于输送从高压端口排放的空气，其中，高压排放管道包括第二截止阀，该第二截止阀构造成阻止或允许高压空气向下游流动；

-混合室，该混合室包括入口端口和出口端口，其中，入口端口处于与低压排放管道并且与高压排放管道处于流体连通，从而形成喷射泵，并且其中，出口端口经由出口管道处于与所述至少一个空气消耗器处于流体连通，

-控制单元，该控制单元构造成接收与飞行器运行条件相关的输入并且基于接收到的输入选择性地操作至少第一截止阀和/或第二截止阀。

正如简要讨论地，空气排放系统包括管道和阀的网路，构造成从发动机压缩机内的特定位置(即，在特定压缩机级处)输送压缩空气以用于不同用途。因此，空气的温度和压力能够根据空气被抽取(即，空气被排放)的压缩机级而变化。

特别地，根据本发明的空气排放系统包括至少两个端口，所述至少两个端口各自构造成从自身所处的相应压缩机级抽取空气。特别地，这些端口中的一者位于燃气涡轮发动机的低中压缩机级处(所谓的中间端口，即“IP”)，而另一端口位于燃气涡轮发动机的中高压缩机级处(所谓的高端口，即“HP”)。

如所提及的，不同于中压端口“IP”，高压端口“HP”可以由全部均位于不同的中高压缩机级处的多于一个的端口、通常两个端口形成。因此，在特定实施方式中，燃气涡轮发动机包括全部均位于燃气涡轮发动机的不同的中高压缩机级处的多个高压端口，所述多个高压端口的空气通过高压排放管道共同地朝向混合室的入口端口输送。

如已知的，无论飞行器的飞行高度或飞行阶段如何，从HP排放的空气都具有比IP空气更高的压力和温度。就此而言，应当认为，本说明书中使用的术语“低”和“高”不是指相对的术语，而是技术人员可以容易地识别和区分常规压缩机中的这两个端口。为清楚起见，术语“低”和“高”可以分别理解为“第一”和“第二”的等价物。因此，表述“构造成用于输送从低压端口排放的空气的低压排放管道”可以理解为“构造成用于输送从第一压力端口排放的空气的第一压力排放管道”。

此外，在运行中、即飞行器着陆或在飞行中，具有特定压力、密度和温度的空气围绕着飞行器(“环境空气”)。这主要取决于飞行高度或者甚至飞行阶段，其中，具有不同特性的空气进入燃气涡轮发动机并且进一步受到压缩机压缩的影响。

因此，对于给定的燃气涡轮发动机，每个压缩机级处的空气特性可以使用例如在设计条件和非设计条件下的压缩机图来预测。

要注意的是，所述飞行器运行条件可以容易地由飞行器自身根据安装在飞行器上的不同传感器和电子设备来确定，对于每个飞行场景而言“环境空气”是不同的。然后，飞行器电子设备将这种飞行器运行条件发送至本发明的控制单元，该控制单元对这种飞行器运行条件进行处理并且基于当前飞行器运行来确定需要使用哪种压缩空气源(IP、HP或其两者)。

为此，基于接收到的飞行器运行条件(“输入”)，控制单元对用于供应消耗器的更适合的排放空气进行确定并且通过至少第一截止阀和第二截止阀重新配置空气管理系统的操作。

通过控制第一截止阀和第二截止阀的打开/关闭，混合室的入口可以仅被供应高压空气(来自HP)、低压空气(来自IP)或者被同时供应高压空气和低压空气两者。因此，在特定实施方式中，混合室设计成用于在三种情况中的任意情况下使压降最小化。

根据本发明，混合室的入口端口与低压排放管道并且与高压排放管道连通，并且因此混合室的入口端口构造成接收低压空气、高压空气或同时接收两者。如已知的，在低压流体中注入高压流体会产生文丘里效应，这会导致吸出或喷出可能的混合物(当来自两个端口的空气被接收到混合室中时)。很换言之，这形成了空气混合泵或喷射泵。

常规的空气管理系统依赖于同时从两个端口即IP和HP抽取的经调节混合空气来满足空气消耗器的特定要求。与此不同，本发明提供了一种根据环境空气(飞行阶段/高度)以及相应的发动机速度来选择更适合的源的解决方案。

飞行器的能量需求高的飞行阶段包括地面上操作(例如滑行)、起飞、或者甚至爬升的第一部分、以及其他阶段比如下降或进场。因此，在这些有能量需求的飞行阶段——这些非飞行阶段占整个飞行的一小部分，排放空气仅来自HP，因为IP端口输送的压力呈现出不足以满足其自身的来自空气消耗器的压力要求。因此，与IP端口(很少)仍然与HP端口(大多数)一起使用的常规架构相比，根据本发明，第一截止阀阻止低压空气向下游流动，并且第一截止阀根本不用于与压力相关的目的。

同样，由于常规地在所有飞行阶段中——包括发动机处于最大功率的那些飞行阶段比如起飞——都从IP排放空气，因此发动机需要被定尺寸为用于更大的功率，因此需要更大。根据本发明，由于IP端口在这些高功率情况下不再进行供应，因此空气管理系统可以适当地调整大小，从而减少燃料消耗。

即，本空气管理系统有利地影响整体飞行器性能，因为存在燃料燃烧效益。

在优选实施方式中，空气管理系统架构根据巡航阶段飞行条件而确定大小。即，至少低压排放管道、高压排放管道、低压排放管道和高压排放管道各自的截止阀以及混合室根据巡航阶段飞行条件而确定大小。

在特定实施方式中，在混合室的入口端口处，高压排放管道包括可变喷嘴，该可变喷嘴的位置确定用于高压空气的朝向所述混合室的排出面积，并且其中，控制单元还构造成基于接收到的输入来控制可变喷嘴的出排出面积。

位于混合室的入口处的这种可变喷嘴的示例例如可以在文献US 2010/170574 A1中找到，该文献通过参引并入本文中。因此，在优选实施方式中，根据本发明的空气管理系统包括具有根据本文中描述的任一实施方式的可变喷射部段的空气混合泵。因此，至少可变喷嘴和混合室形成该具有可变喷射部段的空气混合泵的一部分。

在不影响后者的情况下，技术人员应认识到用以在高压管道的出口处实施这种可变喷嘴以调节进入混合室的高压空气的量的其他形式。

考虑到飞行阶段以及因此考虑到发动机转速，由于这种可变喷嘴，可以对从HP端口排放的空气的量进行精细调节，从而满足消耗器的实际需求。

例如，在发动机处于空转的“保持”飞行阶段，IP端口本身无法以足够的压力抽取排放空气，因此，如果能量需求进一步增加，则将需要提高空转，这又会需要燃料消耗。相比之下，根据本发明，由HP端口例如根据实际需要提供的受控辅助确实减轻了所述IP端口排放并且允许适当地确定相关液压装置的尺寸。换言之，HP端口在不造成大量功率损失的情况下排放为了补偿由空气消耗器所需的任何能量峰值所必要的尽可能多的空气。

因此，适用于连续供应高压空气的常规HP管道可以由新的高压排放管道取代，该新的高压排放管道仅从HP端口延伸至混合室入口，以便在某些飞行阶段(并非全部飞行阶段)输送所述排放空气。

如上所述，对常规的、更大且更长的HP管道的取代进一步使得避免了相关的故障安全设备比如传感器、阀(例如，高压阀即“HPV”或过压阀即“OVP”)等，因为剩余的出口管道不再输送这种先前的高压且高温的空气。

此外，由于在巡航时(即在设计点下)，消耗器现在可以专门地由低压空气供给，IP端口可以稍微向前或向后移动，以进一步优化对于大部分飞行(巡航)的空气管理系统操作。其中抽取的排放空气足以满足长期飞行阶段比如巡航期间的空气消耗器要求。

此外，根据该实施方式的空气管理系统有利地影响整体飞行器性能，因为存在燃料燃烧效益，在典型的短程飞行器的800nm(海里)任务剖面中存在大约1％推力特定燃料消耗“SFC”效益。由于因常规的HP管道的取代以及OPV和HPV的删除而引起的明显重量减小以及如将在下文中所述的约50％的预冷器尺寸减少而实现了这种燃料节省。

此外，该实施方式可以允许完全删除具有相关联的OHDS的APU排放管道。

在替代实施方式中，在混合室的入口端口处，高压排放管道包括用于高压空气的朝向所述混合室的固定喷嘴。即，在该实施方式中，混合室包括用于允许高压空气朝向混合室前进的固定的几何形状、即固定的排出面积。

同样，在混合室的入口端口处，低压排放管道也包括固定几何形状的喷嘴。因此，混合室被优化成用于将高压空气与低压空气混合，从而使压降最小化。

因此，对于消耗器专门地由高压空气供给的那些情况，空气管理系统还包括与位于第二截止阀上游的高压排放管道以及出口管道处于流体连通的分支管道。该分支管道可以与常规的HP管道类似。

因此，所述分支管道包括构造成将所输送的高压空气保持在预定的、可容许的压力水平和温度水平内的高压阀(“HPV”)。

在特定实施方式中，所述至少一个空气消耗器是以下各者中的至少一者：

-环境控制系统；

-燃料箱惰化系统；

-机翼防冰系统；

-发动机启动系统；

-水和废物；和/或

-液压贮存箱加压。

在特定实施方式中，环境控制系统包括与出口管道处于流体连通的蒸汽循环机。

有利地，蒸汽循环机组件需要较低的压力来操作，这更好地适应现在由HP端口通过可变喷嘴输送的压力。

此外，与常规的IP端口相比，随着IP端口减少1级、2级或3级，在巡航条件期间蒸汽循环机组件的较低压要求允许在典型的短程飞行器中将“SFC”效益进一步提高高于1％。

类似地，在本发明内可以设想到足以在较低压下运行的其他设计。

在特定实施方式中，空气管理系统还包括与出口管道和冷却空气源热连通的预冷器。

预冷器是通常布置在靠近燃气涡轮发动机的吊挂架上的热交换器，并且预冷器提供来自HP/IP端口的管道与来自风扇端口的冷却空气或直接冲压空气之间的热接触。

如上文已解释的，随着超高旁通比发动机(超高旁通比发动机提供更高的HP端口温度和更低的风扇端口压力)的出现，由于致使尺寸显著增加的所处理的高的温度和较低的风扇端口压力，预冷器在吊挂架中的结合正变得具有挑战性。

有利地，通过本发明，由于在输出管道中处理的温度较低，所以预冷器尺寸减小了几乎50％，因此，这简化了预冷器的结合。

在特定实施方式中，预冷器被尺寸成与来自混合室的空气一起操作。

换言之，为了利用新的空气管理系统架构来满足空气消耗器的要求，预冷器在保持飞行阶段、优选地在向ECS和WAIS两者提供空气时确定尺寸。

保持阶段已知是设计成推迟将已在飞行中的飞行器以特定高度保持在特定空域内的一种操纵。因此，由于该阶段是飞行中最需要能量的部分并且由于高度不够高且速度相对较低，因此通常作为对于环境控制系统的设计点。

在特定实施方式中，高压排放管道的可变喷嘴构造成根据飞行阶段和/或高度来控制排出面积从而适应高压空气的供应。

因此，所输送的高压空气的量适应空气消耗器所需的压力。

在特定实施方式中，飞行器运行条件是以下各项中的预定飞行高度和/或飞行阶段：滑行、起飞、爬升、巡航、下降、保持和着陆。

在优选实施方式中，控制单元构造成操作第一截止阀和第二截止阀，使得消耗器在低于预定飞行高度(例如，15000英尺)的情况下仅被供给高压空气并且在高于此预定飞行高度的情况下仅被供给低压空气。

在优选实施方式中，控制单元构造成根据接收到的输入选择性地操作至少第一截止阀和/或第二截止阀，使得：

-在滑行时，第一截止阀关闭而第二截止阀打开，从而允许高压空气朝向至少一个空气消耗器流动；

-在起飞时，第一截止阀关闭而第二截止阀打开，从而允许高压空气朝向至少一个空气消耗器流动；

-在爬升时，第一截止阀关闭而第二截止阀打开，直到预定飞行高度为止，该预定高度优选地为15000英尺；然后，第一截止阀切换成打开而第二截止阀切换成关闭，从而允许低压空气朝向至少一个空气消耗器流动；

-在巡航时，第一截止阀打开而第二截止阀关闭，从而允许低压空气朝向至少一个空气消耗器流动；

-在下降和着陆时，第一截止阀关闭而第二截止阀打开，从而允许高压空气朝向至少一个空气消耗器流动；以及

-在保持时：

○第一截止阀和第二截止阀打开，从而允许经混合空气朝向至少一个空气消耗器流动，或者

○第一截止阀打开而第二截止阀关闭，从而允许低压空气朝向至少一个空气消耗器流动。

换言之，空气管理系统受益于：

-燃气涡轮发动机在其设计点上、即在巡航期间(或在某个飞行高度或飞行水平以上)以最小的能量损失从IP端口提供加压空气的效率，以及

-在着陆、早期爬升和下降期间来自HP端口的高压空气的由可变喷嘴调制的、允许由压缩机输送的高压空气与消耗器所要求的压力相适应的直接功率。

在优选实施方式中，在巡航时，控制单元还构造成将第一截止阀和第二截止阀两者打开，从而允许经混合的空气朝向至少一个空气消耗器流动。

即，在转弯或故障情况下，控制单元可以在巡航中打开两个截止阀，以便HP端口协助IP端口为消耗器进行供应。

然而，出于安全原因，当排放系统关闭时、即发动机的排放系统发生故障时，飞行器可能无法处理构型失败的可变喷嘴。

在第二发明方面，本发明提供了一种向空气消耗器供应加压空气的方法，该方法包括：

-提供根据第一发明方面的任一实施方式的空气管理系统；

-由控制单元接收与飞行器运行条件相关的输入；以及

-基于接收到的输入来操作至少第一截止阀和/或第二截止阀。

在特定实施方式中，该方法还包括：

由控制单元根据接收到的输入来操作至少第一截止阀和/或第二截止阀，使得：

-在滑行时，至少一个空气消耗器被供应高压空气；

-在起飞时，至少一个空气消耗器被供应高压空气；

-在爬升时，至少一个空气消耗器被供应高压空气，直至预定高度为止，该预定高度优选地为15000英尺；然后，至少一个空气消耗器被供应低压空气；

-在巡航时，至少一个空气消耗器被供应低压空气；

-在下降和着陆时，至少一个空气消耗器被供应高压空气；

-在保持时：

○至少一个空气消耗器被供应经混合的空气，或者

○至少一个空气消耗器被供应低压空气。

在第三发明方面，本发明提供一种包括根据第一发明方面的任一实施方式的空气管理系统的飞行器。

在第四发明方面，本发明提供一种包括用于执行根据第二发明方面的任一实施方式的方法的装置的数据处理设备。

在第五发明方面，本发明提供一种包括指令的计算机程序，当程序由计算机执行时，该指令使计算机执行根据第二发明方面的任一实施方式的方法。

本说明书(包括权利要求书、说明书和附图)中描述的所有特征和/或所述方法的所有步骤可以以任何组合进行组合，除了那种相互排斥的特征和/或步骤的组合以外。

附图说明

参照附图，鉴于从本发明的优选实施方式中变得明显的本发明的详细描述，本发明的这些特征及优点和其他特征及优点将被清楚地理解，优选实施方式仅作为示例给出而不限于此。

图1该图示出了常规的IP、HP空气功率输送与空气消耗器所需的功率对比的示意图。

图2该图示出了包括根据本发明的空气管理系统的飞行器的示意图。

图3a至图3c这些图示出了(图3a)常规的空气管理系统的示意性架构和(图3b)根据本发明的具有固定喷嘴的空气管理系统的实施方式的示意性架构以及(图3c)根据本发明的具有可变喷嘴的空气管理系统的实施方式的示意性架构。

图4该图示出了图3c的空气管理系统的功率输送与空气消耗器所需的功率对比的示意图。

图5a至图5b这些图示出了(图5a)在正常情况下和(图5b)在失效场景下、在整个飞行阶段使用根据本发明的空气管理系统的飞行器任务剖面的示意图。

具体实施方式

如本领域技术人员将理解的，本发明的各方面可以体现为空气管理系统1、方法、数据处理设备、计算机程序或飞行器10。

图1描绘了在完整的飞行中常规的IP-HP空气排放系统20的功率输送11.1与空气消耗器2所需的功率11.2对比的示意图11。

如可以看到的，比较了空气消耗器所需的以kW为单位的功率11.2与由常规的IP-HP空气排放系统、比如图3a中所示的空气排放系统输送的(以kW为单位的)功率11.1。与空气消耗器所需的以kW为单位的功率11.2重叠地，存在飞行阶段11.3的概览，飞行器10在完整飞行中经历这些飞行阶段，特别地将高度作为用以分辨飞行器处于这些飞行阶段中的每个飞行阶段的参考。

图表的左纵轴表示功率(以kW为单位)，而右纵轴表示飞行高度(以英尺为单位)。最后，横轴是指飞行时间(以分钟为单位)。

在该示例性任务剖面中，在飞行的开始和结束两种情况时，即，原则上当飞行器10在地面上或在某一飞行高度以下接近地面时，在由空气排放系统20供应的功率与空气消耗器2所需的功率之间存在不匹配。

典型的IP-HP空气排放系统20常规地设计为在大部分飞行期间比如在起飞、爬升、巡航和保持时默认通过IP端口抽取空气，而HP端口主要在IP端口不能提供足够的空气压力以满足空气消耗器要求的情况下抽取空气。

因此，在HP端口抽取空气以主要供应空气消耗器2的那些阶段中，存在显著的能量损失，如可以通过曲线图11中的(由虚线圆圈选择的)峰值11.4所看到。这些峰值11.4表示功率不匹配，该功率不匹配会导致能量损失。

这种能量损失是因为：

●一方面，在保持期间由HP端口输送的能量显著高于空气消耗器所需的能量。HP端口主要在这些条件下使用，因为由IP端口输送的能量低于所需的能量；以及

●在起飞阶段和早期爬升阶段期间由IP端口输送的能量显著高于所需的能量，因为IP端口被选择为满足在巡航期间空气消耗器的要求。此外，在巡航中从IP端口抽取的能量低于在起飞阶段和爬升阶段期间从IP端口抽取的能量。

图2描绘了包括根据本发明的空气管理系统1的飞行器10的示意图。

特别地，飞行器10包括两个燃气涡轮发动机4、4’，两个燃气涡轮发动机4、4’通过相应的吊挂架从每个机翼悬挂。出于说明的原因，低压排放管道4和高压排放管道5两者都被示意性地表示为单个线路，低压排放管道4和高压排放管道5分别来自位于燃气涡轮发动机4的低中压缩机级的低压端口4.1(IP端口)和位于中高压缩机级的高压端口5.1(HP端口)。要注意的是，混合室6、第一截止阀4.2和第二截止阀5.2以及其他液压设备未在该图中示出。

示出了排放端口(IP和HP)(通过出口管道7)与ECS的WAIS 2.2和空气调节组件2.1处于流体连通以将加压空气输送至ECS的WAIS 2.2和空气调节组件2.1。另外，空气调节组件可以被蒸汽循环机组件取代，与常规的空气调节组件相比，蒸汽循环机组件需要较低的空气压力。

要注意的是，虽然只有WAIS 2.2和ECS 2.1被表示为空气消耗器5，但也可以使用其他较小的空气消耗器，例如：燃料箱惰化系统、发动机启动系统、水和废物、和/或液压贮存箱加压。

此外，飞行器10可以包括在其尾锥体处的辅助动力单元(“APU”)12。该APU 12还可以(通过APU排放管道12.1)与ECS的WAIS 2.2和空气调节组件2.1处于流体连通以向ECS的WAIS 2.2和空气调节组件2.1提供气动能量或电能。

出于安全原因，用于气动模式的典型APU排气管道12.1也与过热检测系统(“OHDS”)相关联。

此外，控制单元(在这些图中未示出)至少电连接至第一截止阀4.2和第二截止阀5.2，以基于飞行器10运行条件选择性地操作第一截止阀4.2和第二截止阀5.2。另外，控制单元可以与空气管理系统1的其他阀、例如可变喷嘴电连接，以允许来自端口4.1、5.1中的任何端口的排放空气通过或被截止，或者允许流速被调节。

特别地，这种飞行器10运行条件可以是预定飞行高度、例如15000英尺，和/或图5a和图5b中看到的飞行阶段中的任何飞行阶段。

图3a描绘了常规的空气管理系统1的示意性架构。

可以理解，IP 20.1和HP 20.2这两个端口来自燃气涡轮发动机4的压缩机级。另外，还有通过风扇管道23与风扇处于流体连通的第三端口20.3，第三端口20.3专门设计成从风扇抽取冷却空气并将冷却空气导引至预冷器20.4。

该预冷器20.4设计成使用从相应压缩机级处的两个端口(IP和HP)抽取的排放空气进行操作。因此，由于从HP 20.2抽取的排放空气具有较高的压力和温度，因此预冷器20.4具有较大的尺寸以增加冷却效果。预冷器通常集成在吊挂架内。

替代性地，冷却空气可以直接来自冲压空气而不是来自风扇端口20.3。

还可以看到形成飞行器10的常规的空气管理系统1的阀、调节器和其他液压部件。例如，存在超压阀(“OPV”)20.5、也称为泄压阀，或高压阀(“HPV”)22.1，其功能是将HP管道22输送的加压空气通过在允许的压力和温度下。

此外，从IP端口20.1抽取的空气可以经由压力调节阀(“PRV”)进行调节。此外，在IP端口与接合点之间插入称为“IPCV”的阀，之前的IP管道21和HP管道22在该接合点处突然连接在一起以防止反向流动。

图3b描绘了根据本发明的空气管理系统1的示意性架构。例如，它可以形成图2中所示的空气管理系统1的气动方案。

与图3a的常规的液压方案相比，根据本发明的空气管理系统1的气动方案在布局上基本相似，但包括：

-低压排放管道4，该低压排放管道4构造成用于输送从低压端口4.1排放的空气，其中，低压排放管道4包括第一截止阀4.2，该第一截止阀4.2构造成用于阻止或允许低压空气向下游流动；

-高压排放管道5，该高压排放管道5构造成用于输送从高压端口5.1排放的空气，其中，高压排放管道5包括第二截止阀5.2，该第二截止阀5.2构造成用于阻止或允许高压空气向下游流动；以及

-混合室6，该混合室6包括入口端口6.1和出口端口6.2，其中，入口端口6.1与高压排放管道5和低压排放管道4两者处于流体连通，从而在混合室内形成喷射泵，并且其中，出口端口6.2经由出口管道7处于与至少一个空气消耗器2流体连通。

特别地，在混合室6的入口端口6.1处，高压排放管道5包括用于高压空气的朝向所述混合室6的固定喷嘴(未示出)。

由于该固定喷嘴是固定的，因此排出面积无论飞行阶段或高度如何都是确定的，并且然后，所形成的喷射泵仅在单一运行条件下理想地发挥作用。

因此，为了专门供应高压空气，空气管理系统1还包括与高压排放管道5——该高压排放管道5位于第二截止阀5.2上游——以及出口管道7处于流体连通的分支管道8，以在高能量需求的情况下转移这种空气。

该分支管道8与常规的HP管道22(见图3a)非常类似，因此包括诸如高压阀8.1的故障安全设备，该高压阀8.1构造成将输送的高压空气保持在预定的压力水平和温度水平下。

图3c描绘了根据本发明的空气管理系统1的又一实施方式，其中，在混合室6的入口端口6.1处，高压排放管道5包括可变喷嘴(未示出)，该可变喷嘴的位置决定了用于高压空气的朝向所述混合室6的排出面积，并且其中，控制单元还构造成基于接收到的输入来控制可变喷嘴的排出面积。

因此，可以根据需要对通过可变喷嘴喷射的高压空气的量进行调节，从而优化喷射泵功能，即，对特定运行条件的文丘里效应。

与图3b相比，可以看出，由于喷嘴的可变性允许与常规一样多的高压空气通过，因此不需要分支管道8。因此，在该实施方式中，如果消耗器2被专门供应低压空气、专门供应高压空气、或者同时供应两者，则所述空气将始终通过混合室。

此外，不再需要之前的过压阀20.5，因为最大空气压力保持在允许的水平，例如低于90psig。

此外，如图3c中可以看到的，存在与风扇处于流体连通的第三端口20.3，该第三端口20.3专门设计成从风扇中抽取冷却空气并将冷却空气导引至预冷器9。

由于从热侧(即，从出口管道7)到达预冷器9的空气不像常规那样热，因此预冷器被特定地设计和定尺寸成与来自混合室6的空气一起进行操作。另外，可以提高IP端口压力以避免切换到HP端口，使得预冷器尺寸减小约50％。

一旦来自混合室6的压缩空气已经在预冷器9中被冷却，如箭头所指出的，该压缩空气将被导引至空气消耗器2。

要注意的是，本空气管理系统1可以将所输送的空气调节在比现在的大约为200℃的温度调节更低的温度下。

此外，IP端口4.1位置可以有利地减少1级至3级，尤其是因为蒸汽循环机组件在15000英尺以上的低压要求，尽管为了说明的目的未在本文中示出。

图4描绘了图3c的空气管理系统的功率输送与空气消耗器2所需的功率相比的示意图11’。

为了更好地比较根据图3c的空气管理系统在节能方面的益处，再次复制了之前的图1的示意图11。与此叠加地，描绘了通过根据本发明的空气管理系统1输送的以kW为单位的功率。

如可以观察到的，这个功率输送11.5更适合空气消耗器所需的以kW为单位的功率11.2。更具体地，在保持飞行阶段存在巨大的益处，因为在这个阶段，由IP端口输送的能量由带有可变喷嘴的混合室中的HP端口辅助和微调，从而避免了任何能量浪费并且在燃料节约方面起作用。

本发明还提供了一种用于向空气消耗器2设备供应加压空气的方法。简而言之，所述方法的步骤如下：

-提供如上文所述的空气管理系统1；

-由控制单元(未示出)接收与飞行器10运行条件相关的输入；以及

-基于所接收到的输入操作至少第一截止阀4.2和/或第二截止阀5.2。

图5a描绘了在标称情况下在整个飞行阶段使用根据本发明的空气管理系统1的示例性飞行器10任务剖面。

如果至少一个空气消耗器2被供应低压空气，则以点划线表示。否则，当至少一个空气消耗器2被供应高压空气时，则以实线表示。最后，如果至少一个空气消耗器2被供应混合空气，则以虚线表示。

具体地，控制单元在接收到飞行器10运行条件(即，飞行高度或飞行阶段)时操作第一截止阀和/或第二截止阀所遵循的标准概括如下：

-在低于预定高度的情况下，预定高度优选地为15000英尺：

○在滑行时，至少一个空气消耗器2被供应高压空气；

○在起飞时，至少一个空气消耗器2被供应高压空气；

○在爬升时，至少一个空气消耗器2被供应高压空气，直到预定高度为止；

-在高于预定高度的情况下：

○仍在爬升时，至少一个空气消耗器2被供应低压空气；

○在巡航时，至少一个空气消耗器2被供应低压空气；以及

-一旦巡航阶段结束：

○在下降和着陆时，至少一个空气消耗器2被供应高压空气；以及

○在保持时，或者：

■至少一个空气消耗器2被供应混合空气，或者

■至少一个空气消耗器2被供应低压空气。

控制单元可以尤其根据在保持期间所需的消耗器空气压力来操作第一截止阀4.2和/或第二截止阀5.2，以便专门供应低压空气，或者另外供应高压空气，以满足峰值需求。

换言之，当飞行器10从一个阶段过渡到另一阶段时，控制单元接收相应的输入并操作相应的截止阀以及可选地操作可变喷嘴。

如已经提到的，由于空气管理系统1从能源成本的角度来看在有利条件(较高高度和相对高的速度)下进行操作，因此空气管理系统1架构根据包括飞行的大部分的巡航阶段飞行条件定尺寸。

需要能量的飞行阶段、例如着陆操作、起飞、甚至爬升的第一部分，以及如下降(或接近)的其他阶段完全依赖于由HP端口供应的加压空气。

因此，可变喷嘴根据来自控制单元的指示使输送的HP空气适应于空气消耗器2所需的压力。

此外，图5b描绘了在故障情况下在整个飞行阶段使用根据本发明的空气管理系统1的示例性飞行器10任务剖面。

与图5a相比，在巡航中，控制单元还配置成将第一截止阀4.2和第二截止阀5.2两者打开，从而允许混合空气流向至少一个空气消耗器。

换言之，在拐角或故障情况下，控制单元可以在巡航中将这两个截止阀打开，以使HP端口协助IP端口为消耗器进行供应、尤其是基于该阶段所需的空气消耗器压力进行供应。

在整个描述中，本领域技术人员将认识到飞行器10操作的具体图或空气排放系统的参数高度依赖于飞行器10型号的特性。