(57)【要約】本発明は、航空機の少なくとも１つの空調システム（２６）を、少なくとも１つの空気ラインネットワークおよび少なくとも１つの電気ラインネットワークで動作させるエネルギー供給システムに関し、空気ラインネットワークを、空調システムおよびブリード空気を空調システムに送る少なくとも１つのブリード空気接続部（１８，２０）に接続し、電気ラインネットワークを空調システムおよび電気エネルギーを空調システムに送る少なくとも１つの電気エネルギー源（２８）に接続し、空調システムには電気的に動作可能な冷却装置を設ける。本発明は、さらに、空調システムおよび航空機の空調方法にも関する。本発明によるエネルギー供給システムによれば、動力ユニットから引き込むエネルギーは、空調システムおよび他のシステム（例えば翼上防氷システム）を動作させるのに必要なエネルギーによりよく適し、したがって、航空機の過剰な燃料消費を減少する。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の少なくとも１つの空調システム（２６）を、少なくとも１つの空気ラインネットワーク、および少なくとも１つの電気ラインネットワークで動作させるエネルギー供給システムであって、
前記空気ラインネットワークを、空調システム（２６）、およびブリード空気を前記空調システム（２６）に送る少なくとも１つのブリード空気接続部に接続し、前記空調システム（２６）に電動冷却装置を設け、
前記電気ラインネットワークを、前記空調システム（２６）、および電気エネルギーを前記空調システム（２６）に送る少なくとも１つの電気エネルギー源に接続し、また
前記少なくとも１つのブリード空気接続部からのブリード空気圧力は、航空機キャビンを加圧するに十分な圧力だけとし、冷却に必要なエネルギーを前記電気エネルギー源から供給する、エネルギー供給システム。
【請求項２】
請求項１に記載のエネルギー供給システムにおいて、ブリード空気によって動作する予冷却器を設けない構成とした、エネルギー供給システム。
【請求項３】
請求項１または２記載のエネルギー供給システムにおいて、フライト中にラムエアが通過する少なくとも１つのラムエアチャネル（３２）であって、前記空気ラインネットワークに接続できる熱交換器（３０）を有する、該ラムエアチャネル（３２）を設けた、エネルギー供給システム。
【請求項４】
請求項３に記載のエネルギー供給システムにおいて、航空機が地上にあるとき、前記ラムエアチャネル（３２）に通過する空気流を作り出す付加的ファン（３４）を前記ラムエアチャネル（３２）に統合した、エネルギー供給システム。 
【請求項５】
請求項１〜４のいずれか一項に記載のエネルギー供給システムにおいて、航空機の動力ユニット（２）にそれぞれ、互いに異なる圧力レベルにある２個のブリード空気接続部（１８，２０）を設け、これらリード空気接続部（１８，２０）は、前記空気ラインネットワークに接続した、エネルギー供給システム。
【請求項６】
請求項５に記載のエネルギー供給システムにおいて、より高い圧力の前記ブリード空気接続部（２０）は、前記ブリード空気接続部（２０）から引き込んだブリード空気の圧力および／または流量を調整するスロットル弁（２４）を有する構成とした、エネルギー供給システム。
【請求項７】
請求項５か６に記載のエネルギー供給システムにおいて、より低い圧力のブリード空気接続部（１８）は、より高い圧力のブリード空気接続部（２０）からのブリード空気が、より低い圧力のブリード空気接続部（１８）を経て動力ユニット（２）内に逆流するのを防止する逆止弁（２２）を有する構成とした、エネルギー供給システム。
【請求項８】
請求項１〜７のうちいずれか一項に記載のエネルギー供給システムにおいて、ブリード空気をＡＰＵにより駆動するコンプレッサ（１２）から引き込む、エネルギー供給システム。
【請求項９】
請求項１〜８のいずれか一項に記載のエネルギー供給システムにおいて、航空機が地上にあるとき、前記空調システム（２６）に空気を供給する外部空気吸入口（４２）および付加的なファンを有する、エネルギー供給システム。
【請求項１０】
請求項９に記載のエネルギー供給システムにおいて、ラムエアチャンルに統合された前記外部空気吸入口（４２）を、前記ラムエアチャネル（３２）に統合した、エネルギー供給システム。
【請求項１１】
請求項１〜１０のいずれか一項に記載のエネルギー供給システムにおいて、航空機の動力ユニットおよびＡＰＵ（１０）は、それぞれ、電気的エネルギー源としての発電／スタータユニット（２８）を有し、前記発電／スタータユニットは、付加的にブリード空気なしに電気的に動力ユニットを起動するよう構成した、エネルギー供給システム。
【請求項１２】
請求項１〜１１のうちいずれか一項に記載のエネルギー供給システムにおいて、冷却装置を、拡張冷却回路によって前記ブリード空気で動作させることができる構成とした、エネルギー供給システム。
【請求項１３】
請求項１〜１２のうちいずれか一項に記載のエネルギー供給システムにおいて、防氷システムに電気的エネルギーを供給し、前記防氷システムは、ブリード空気を使用せずに動作するよう構成した、エネルギー供給システム。
【請求項１４】
請求項１〜１３のうちいずれか一項に記載のエネルギー供給システムに接続された航空機の空調システム（２６）において、前記空気ラインネットワークは、航空機のキャビンを加圧するためブリード空気を前記空調システム（２６）に送り、また電気ラインネットワークは、電気的な冷却装置を動作させるための電気エネルギーを前記空調システム（２６）に送る構成とした、空調システム。
【請求項１５】
請求項１〜１３に記載のエネルギー供給システムを使用する航空機の空調方法において、１つまたはそれ以上の動力ユニット（２）から引き込んだブリード空気を、航空機キャビンを加圧することのみに使用し、また少なくとも１つの空気ラインネットワークを介して空調システム（２６）に供給する構成とし、前記ブリード空気は、少なくとも１つの電気ラインネットワークを介して電気的に動作可能な冷却装置によって冷却し、ブリード空気の冷却に必要なエネルギーは電気エネルギー源による電気エネルギーの形式で供給する、航空機の空調方法。
【請求項１６】
請求項１５に記載の方法において、ブリード空気は、事前冷却されないブリード空気によって動作する予冷却器によっては、予め冷却しない、方法。
【請求項１７】
請求項１５または１６に記載の方法において、ブリード空気は、ラムエアチャネル（３２）内に配置し、かつ空気ラインネットワークに接続できる熱交換器（３０）によって予め冷却する、方法。
【請求項１８】
請求項１５〜１７のいずれか一項に記載の方法において、航空機が地上にあるとき、付加的ファン（３４）を動作させて、前記ラムエアチャネル（３２）を通して流れる空気流を生ずるようにする、方法。
【請求項１９】
請求項１５〜１８に記載の方法において、ブリード空気を、航空機の動力ユニット（２）の異なる圧力レベルにある２個のブリード空気接続部（１８，２０）から引き込む、方法。
【請求項２０】
請求項１５〜１９のいずれか一項に記載の方法において、より高い圧力のブリード空気接続部（２０）からのブリード空気の流量およびブリード空気圧力をスロットル弁（２４）によって調整する、方法。
【請求項２１】
請求項１５〜２０に記載の方法において、より高い圧力のブリード空気接続部（２０）からのブリード空気が、より低い圧力ブリード空気接続部（１８）を通して動力ユニット（２０）に逆流するのを、逆止弁（２２）によって阻止する、方法。
【請求項２２】
請求項１５〜２１のいずれか一項に記載の方法において、ブリード空気を、ＡＰＵ（１０）で駆動するコンプレッサ（１２）から引き込む、方法。
【請求項２３】
請求項１５〜２２のいずれか一項に記載の方法において、航空機が地上にあるとき、付加的ファンおよび外気吸入口（４２）を通して空気を前記空調システム（２６）に送る、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機における少なくとも１つの空調システムを動作させるエネルギー供給システム、航空機の空調システムおよび航空機を空調する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の空調システムおよび他のシステム、例えば除氷システムにエネルギーおよび新鮮な空気を提供するためには、通常、空気を動力ユニットまたはＡＰＵ（補助動力装置）により駆動されるコンプレッサのコンプレッサ段から引き込み、空調システムユニット（「パック（packs）」）ならびに翼氷結防止（翼防氷）システムに向けて送る。フライト中、この加熱かつ加圧した空気（いわゆる「ブリード空気」とも称される）は空調システムユニットの単独のエネルギー源を意味し、このエネルギーは航空機キャビンを加圧すること、また対応の冷却プロセスを動作させることの両方を行うのに十分な量でなければならない。ブリード空気を供給すべき種々のシステムにおける圧力要求条件は、動力ユニットまたはＡＰＵで駆動されるコンプレサのコンプレッサ段におけるブリード空気接続部での必要圧力を決定する。この場合における決定因子は、とくにパックの要求条件であり、これは熱力学的サイクルを実行しキャビンに冷えたまたは新鮮な空気を供給するのに比較的高い空気圧を必要とする。
【０００３】
しかし、より高い必要ブリード空気圧は、動力ユニットにおけるより強力な圧縮を考慮すると、より高いブリード空気温度を要求することとなる。ブリード空気を受け入れるコンポーネントの損傷を防ぐためには、ブリード空気は所定最高温度に限定し、従ってその温度に基づいて予冷却器で冷却しなければならない。熱交換器として設計するこの予冷却器の動作には、熱を吸収する付加的な媒体であって、通常は航空機の主動力ユニットのファン段からの低い圧力レベルであるブリード空気である、媒体を必要とする。この冷却空気は予冷却器から外方に、ブリード空気からの付加的熱入力（冷却され、航空機においてさらに使用するためのエネルギー担体としてもはや利用できない）として、航空機の環境に向かって流出する。
【０００４】
実際の航空機空調システムにおけるエネルギー供給に加え、ブリード空気は、翼前縁フラップ（「スラット（slats）」）内のラインネットワークにも向かうよう送り、スラット内部から加熱して、スラット外部の氷層形成を防止する。
【０００５】
従来の空気的なブリード空気ベースの空調およびエネルギー供給システムの場合、ＡＰＵ（補助動力装置）で駆動するコンプレッサからのブリード空気も使用して、空気的な動力ユニットスタータユニットによって、航空機における１個または複数個の主動力ユニットを起動する。この空気ベースのエネルギー体系は、世界中で多くの航空機に使用されている堅牢かつ実証済みのシステムである。しかし、動力ユニットからのこのブリード空気ベースのエネルギー抽出方法は、ここで行われるガスタービンプロセスにとって明確な欠点を示す。さらに、ブリード空気接続部は動力ユニット内部に機械的に固定して配置されるため、ブリード空気接続部におけるこのブリード空気の圧力は、動力ユニットの異なる状態によって変動する。このことは、システム動作に必要なエネルギーとしてラインに引き込む空気エネルギー量にすることを一層困難にする。ブリード空気接続部の位置は、一般的にここで利用可能なブリード空気圧力が常に全ての想定される状況（例えば、高温環境もしくは種々の故障状況の場合）でも適切に空調システムを動作するよう設計する。このことは、ブリード空気接続部に加わるブリード空気圧が、標準状態で要求されるブリード空気圧を明らかに超えることを意味する。この不一致には圧力および流量を調整するバルブの使用を必要とし、この調整バルブにより動力ユニットから引き込むエネルギーの若干が無効化され、使われないままとなる。このことは、ほとんどの動作ポイントにおいて、動力ユニットからのブリード空気パワーの過剰引き込み、およびひいては全体的に明らかな過剰燃料消費を生じる。
【０００６】
全面的にブリード空気に依存する従来の空調システムにおける欠点は、高温のブリード空気により生じる、ブリード空気接続部のスロットルおよび引き込みバルブの早期の材料疲労にあり、これによりこれらの耐用寿命が減少する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明の目的は、上述の欠点を軽減または除去することである。本発明の目的は、とくに、動力ユニットからのブリード空気引き込みを最適化し、これにより動力ユニットから引き込んだパワーが空調システムに必要なパワーにほぼ対応するようにした、上述したタイプのエネルギー供給システムを提供することである。本発明の目的は、さらに、スロットルおよび動力ユニットの過度に引き込んだパワーの熱損失で生じる過剰な燃料消費を最小化することでもある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的は、航空機の少なくとも１つの空調システムを、少なくとも１つの空気ラインネットワーク、および少なくとも１つの電気ラインネットワークを有するエネルギー供給システムによって達成され、この場合、空気ラインネットワークを、空調システム、およびブリード空気を空調システムに送る少なくとも１つのブリード空気接続部に接続し、電気ラインネットワークを、空調システムおよび電気エネルギーを空調システムに送る少なくとも１つの電気エネルギー源に接続し、この空調システムには電気的に動作できる冷却装置を設ける。
【発明の効果】
【０００９】
この種のエネルギー供給システムは、比較的低い圧力レベルで動力ユニットからブリード空気を引き込むことができる。この点に関して、引きんだブリード空気は、キャビンの加圧および冷却を含む空調プロセスを完全に行うのには供しない。本発明によるエネルギー供給システムは、あらゆる動作状況でも少なくともキャビンの加圧を保証するブリード空気を供給する。キャビンに供給される新鮮な空気を冷却するために付加的に必要とされるエネルギーは、電気冷却システム によって供給する。空調システムに対する混合型（ハイブリッド）の空気および電気供給は、動力ユニットから引き込んだエネルギーを、必要エネルギーに応ずるようできる限り正確かつロスなく適合させることができる利点を有する。通常の航空機使用中に予想される周囲気温からの差は、ブリード空気採り込み計画時に考慮する必要がなく、容易に電気的冷却によって補償できる。
【００１０】
一つの有利な実施形態では、ブリード空気は２つのブリード空気接続部から引き込み、これら２つのブリード空気接続部は、いずれも動力ユニットに接続し、動力ユニットの各ブリード空気接続部は異なる圧力にあるものとする。これにより、ブリード空気引き込みのさらなる最適化が生じ、単独ブリード空気接続部を使用時のような、圧力および流量の減少を引き起こすスロットルにおける損失を減少することができる。
【００１１】
比較的低い圧力レベルでブリード空気を引き込むことによって、ブリード空気の温度は従来システムの場合よりも低くなる。この結果、本発明によるシステムでは従来のようなブリード空気動作の予冷却器が不要となる。ラムエアチャネルおよびこのラムエアチャネル内に配置した熱交換器により構成した予冷却システムの使用は、それ以上の追加エネルギー供給を必要とせず、またひいては過剰燃料消費の観点から明らかな節約をもたらす。これに加え、理想的な場合には、ブリード空気漏出検出装置を不要とする。この事実によって、圧力損失の観点からの最適化を考慮すると、関連するブリード空気温度低く、したがって、ブリード空気システムに漏出を生ずる事態でも、安全性に問題がある表面温度まで上昇することがないという圧力レベルで、ブリード空気を抜き出すができる。したがって、安全性の理由で漏出を検出する必要はもはやない。検出システムの複雑な設置を不要にし、この結果、航空機組み立てにおける重量、コストおよび製造時間を減少することができる。
【００１２】
ブリード空気温度の低下は、さらに、耐用寿命を長くし、またブリード空気バルブのメンテナンス間隔を長くすることができ、これは、従来技術と比べるとき、熱負荷が許容レベルに収まるからである。
【００１３】
従来の空気式の動力ユニットスタータユニットを、動力ユニットに統合した発電／スタータユニットに置換することは、ブリード空気を送る航空機における空気ラインネットワークを簡素化する。空気ラインネットワークの簡素化は、空気式の除氷もしくは翼氷結防止システムを、電気的システムに置換することにより一層向上する。したがって、フライト中の結氷状況下でのさらなるブリード空気吸入は不要となり、ブリード空気接続部は、より低い流量および圧力用に設計でき、また動力ユニットからのエネルギー引き込みは、これによっても付加的に最適化される。
【００１４】
もし完全に電気式のＡＰＵ、例えば燃料電池または類似する形式のＡＰＵを航空機に使用する場合、航空機が地上にあるときの空気は、電動ファンおよび／または外部空気吸入口のいずれかによって供給できる。ＡＰＵのメンテナンス費用および構造スペースも同時に減少することができる。
【００１５】
本発明の目的は、特許請求の範囲の従属項における特徴を有する空調システムおよび航空機の空調方法によっても、達成される。
本発明を、以下に図面につき詳細に説明する。図面で同一対象物に同一ファイル参照符号を付して示す。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】従来技術における空調およびエネルギーシステムの線図的説明図である。
【図２】本発明によるシステムの第１実施形態の線図的説明図である。
【図３】本発明によるシステムの第２実施形態の線図的説明図である。
【図４ａ】従来技術におけるブリード空気圧力変動を示すグラフである。
【図４ｂ】本発明におけるブリード空気圧力変動を示すグラフである。
【図５】本発明による方法を示すフローチャートである。
【００１７】
図１〜３に示すシステムは対称的構造で、例えば２個の鏡反転対称システムハーフにより構成する。個々のシステムコンポーネントを有する個々のシステムハーフを説明するのが最も妥当なので、システムコンポーネントの単一および複数での使用を図面の考察と共に解釈すべきである。
【００１８】
図1は、従来技術の空調およびエネルギー供給システムを示す。この場合、ブリード空気を動力ユニット２から引き込み、予冷却器４によって下流における機器のための容認可能な温度まで冷却する。予冷却器４内の熱吸収媒体は、ブリード空気の形式とした動力ユニット２のファン段から引き込む比較的低い温度の冷却空気である。この冷却空気は、動力ユニットの燃焼室近傍に存在するブリード空気接続部からのより熱いブリード空気の熱を吸収し、また予冷却器４から飛行機の環境内に放出される。したがって、冷却空気によって吸収される動力ユニット２に由来するエネルギーは、帰還することなく、空調システムの領域から放出される。
【００１９】
このようにして、予冷却されたブリード空気は空調システムユニット（「パック(packs)」）６内に圧入され、したがって、このパック内で熱力学的プロセスによって調整され（より大形の民間航空機の場合、例えば拡張冷却システムによって）、混合室に送られる。この調整された空気は、特定混合率でキャビンからの使用済み空気と混合室で混ぜられ、キャビンに供給される。この点に関して、このブリード空気はパック６を動作させまたキャビンを加圧するための唯一のエネルギー源である。
【００２０】
予冷却器４から流出するブリード空気は、翼防氷システム８にも圧入し、この翼防氷システム８において、翼前縁フラップに衝突し、この熱入力により氷形成を防ぐ。
【００２１】
航空機が地上にあるとき、補助動力装置、すなわちＡＰＵ１０により駆動されるコンプレッサ（以下「ロードコンプレッサ（負荷圧縮機）」とも称される）１２からの空気で航空機の空調システムを動作させるのは従来技術において一般的である。ロードコンプレッサ１２によって供給される空気を付加的に使用して、空気圧式の動力ユニットスタータユニット１４によって動力ユニット２を起動させる。
【００２２】
電気的エネルギーは、動力ユニット２の発電機１６または補助動力装置１０により供給されるが、この電気的エネルギーは航空機の空調システムの最も重要なサブシステムには使用しない。
【００２３】
本発明によるシステムの図２に示す第１実施形態は、空気エネルギーおよび電気的エネルギーを使用する、異なる手法に基づいて、より低い燃料消費をもたらす。
【００２４】
ブリード空気は、従来システムと比べて、比較的低い圧力レベルで動力ユニット２から抽出する。航空機の実際の飛行条件に基づいて、互いに異なるブリード空気圧力をもたらす２個の異なるブリード空気接続部１８，２０からブリード空気を引き込むことができる。低圧力レベルであるため、結果として得られるブリード空気の温度はもはや予冷却器４が必要でない範囲である。ブリード空気ラインネットワークは、低い圧力であるブリード空気接続部１８の接続ポイントに逆止弁を設けて、動力ユニット２へのブリード空気の逆流を防ぐとともに、より高い圧力であるブリード空気接続部２０から抽出する。ブリード空気ラインネットワークは、より高い圧力であるブリード空気接続部２０の流路にスロットル弁２４を設けて、ブリード空気の圧力および流量を調整し、これにより、ブリード空気の作用により少なくとも必要とするキャビン圧力を維持することができる。
【００２５】
もし動力ユニット２が地上で作動していない場合、空気はＡＰＵ１０で駆動するロードコンプレッサ１２によって供給される。通常の従来システムとは対照的に、ＡＰＵによって供給される空気の必要圧力は比較的低く、これは、空調システム２６（この一般的用語の代わりに「空調および熱管理システム」または「ＡＣＴＭＳ（Air Conditioning and Thermal Management System）」”とも称する）が、ある程度電気的エネルギーによっても動作するからである。ＡＣＴＭＳ内での冷たい生成物は、この点に関して、空気支援および蒸気支援の双方による冷却プロセスに基づいて生ずる。この電気的エネルギーは、ＡＰＵ１０によって駆動される発電／スタータユニット２８によって供給される。このＡＰＵ１０は従来のガスタービン、または将来的に燃料電池のいずれかとすることができる。この目的のために燃料電池が選択される場合、図示しない電動モータによって駆動するロードコンプレッサ１２は、燃料電池からの電気的エネルギーを導出する。
【００２６】
フライト中、抽出された空気は、ブリード空気接続部１８，２０から熱変換器３０に送られ、ここで貫流ラムエアにより冷却される。この目的のため、フライト中ラムエアは統合ラムエアチャネル３２を介するラム圧により、または地上にあるときは空調システム２６内に統合されたラムエアファン３４により供給される。
【００２７】
空調システム２６は、キャビン３６およびコクピット（図示せず）の温度調整、ならびにフライトコンピュータおよび電源電子機器の付加的冷却を完璧に行うのに供する。この空調システム２６を通しての冷却は、一般的な熱力学的空気サイクル、蒸気冷却回路、または、必要なキャビン空気温度を得るのに適した他の熱力学的サイクルのいずれかで実施することができる。このブリード空気に加え、この空調システム２６には、動力ユニット２またはＡＰＵ１０で駆動する、発電／スタータユニット２８からの電気的エネルギーを供給する。この付加的な電気的エネルギーは、図示しない調整ユニットによって決定して、動力ユニット２から抽出したエネルギーを空調システム２６のエネルギー要求により良く適合させる。
【００２８】
発電／スタータユニット２８は、名前から予想されるように、発電機としてだけでなく、動力ユニット２またはＡＰＵ１０を起動させるスタータユニットとしても使用できるよう設計する。動力ユニット２（または第１動力ユニット２）を起動するため、電気的エネルギーは、ＡＰＵ１０の発電／起動ユニット２８から、または代替的に外部発電機（"「地上電源ユニット」）によって供給する。
【００２９】
本発明によるシステムにも翼防氷システム３８を使用し、この翼防氷システム３８は電気的エネルギーに基づき、また動力ユニット２およびＡＰＵ１０の発電／スタータユニット２８によって供給する。この点に関して、防氷システム３８は、翼前縁フラップの外面を加熱する伝熱マットまたは同様のもの、および翼前縁フラップに氷が形成を生ずるのを機械的に回避する電気機械的システムの双方の形式とすることができる。
【００３０】
本発明によるシステムの第２実施形態を図３に示す。第１実施形態に対する第２実施形態の基本的違いは、地上での異なる動作モードである。第２実施形態において、キャビンの空気はＡＰＵ１０で駆動するロードコンプレッサ１２によって供給せず、詳細には図示しない空調システム２６に統合した付加的ファンによって供給する。地上での操作中、バルブ４０を開放し、ラムエアチャネル３２に統合した外気吸入口４２から外気を引き込む。動力ユニット２が運転状態になり、ブリード空気を供給できるようになったとき、バルブ４０を閉鎖し、空調およびエネルギー供給システムは図２の第１実施形態の場合と同様に動作する。この第２実施形態はブリード空気ラインネットワークを最小化し、完全電気式ＡＰＵを可能とする。これは重量、スペースおよび維持コストに関して有利となる。
【００３１】
最後に、一般的空調およびエネルギーのシステム（図４ａ）、ならびに本発明によるシステム（図４ｂ）のフライトタイムにわたるブリード空気圧力変動を事例によって比較する。図４ａにおける一点鎖線の曲線４４は、平均気温を有する日における空調システムを動作させるのに必要なブリード空気圧力を示す。破線４６は、比較的熱い日に必要なブリード空気圧力を示す。得られるブリード空気圧力はあらゆる想定可能な設計条件を満たさなければいけないので、ブリード空気接続部に加わるブリード空気圧力は、常に必要なブリード空気より高く、したがって、加わるブリード空気圧力を表す曲線４８は曲線４６，４４の上方に位置する。
【００３２】
本発明によるシステムにおいては、曲線５０で表すブリード空気接続部に加わるブリード空気圧は、平均気温（曲線５２）または特定地域における比較的高い気温（曲線５４）での必要ブリード空気圧より高いだけである。引き込んだブリード空気の圧力および流量を、比較的高いスラストが必要とされるフライト中の区間にスロットル調整するだけでよい。航行中はしかし、ブリード空気圧力は航空機キャビンを加圧するには十分であるが、冷却には不十分である。曲線５０と、曲線５２または５４と間における領域で示されるエネルギー差は、ブリード空気の冷却目的で空調システム２６に利用可能にされる発電／スタータユニット２８からの電気エネルギーにより正確に補償される。
【００３３】
最後に、図５は空調システムを動作させるための本発明による方法の手順を示す。本発明による方法は、航空機の動力ユニットから引き込んだブリード空気の形式で空気を供給することから始まり（ステップ５４）、例えば２個のブリード空気接続部１８，２０を通して、または例えばＡＰＵ１０によって駆動するロードコンプレッサ１２から供給する。代案として、航空機が地上にあるとき、空気は、付加的空気吸引口４２および付加的ファンにより供給する（ステップ５６）。ブリード空気接続部１８，２０からのブリード空気の圧力および流量は、この点に関して、スロットルバルブ２４によって管理する（ステップ５８）。例えば低い圧力のブリード空気接続部を経て、より高い圧力のブリード空気接続部からのブリード空気の逆流が生じないようにするため、逆止弁２２によって逆流を防止する（ステップ６０）。つぎに、供給される空気を空調システムに送り（ステップ６２）、ラムエアチャネル３２内に配置した熱交換器３０を介して予冷却する（ステップ６４）。航空機が地上にあるとき、ラムエアチャネル３２内の付加的ファン３４を動作させ（ステップ６６）、熱交換器３０を介して予冷却を行うようにする。空調システムに送られる空気は、最終的に電気的冷却装置により冷却し（ステップ６８）、この電気的冷却装置には電気ラインネットワークによって電気エネルギーを供給する。
【図１】
2011504844.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
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【図５】
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【国際調査報告】
2011504844.tif 000009
2011504844.tif 000010