(57)【要約】【課題】航空機に適した空気生成装置が提供される。【解決手段】空気生成装置（ＡＧＵ）１０は、抽気を供給するエンジンなどの加圧空気源を含む。第１、第２の空気循環装置（ＡＣＭ）１６、１８が、空気源と流体接続され空気を受け取る。熱交換器２８がＡＣＭ１６、１８を相互接続する。熱交換器は、可撓性防振装置で第１と第２のＡＣＭを機械的に支持してＡＧＵの作動全体に亘って熱交換器の熱膨張に適合し、また、空気源からの空気を冷却する一次熱交換器３６を含む。各ＡＣＭは、熱交換器３６から空気を受け取って圧縮空気を提供する圧縮機２２を含む。圧縮空気は、二次熱交換器３８へ送られ冷却される。圧縮空気は、凝縮器４４と水収集器４６を通されて水分が除去され、第１タービン２４へと送られ、タービン２４は、除湿空気を膨張させ第１の温度の第１の調整空気を生成し、第２タービン２６が、さらに膨張させ第２の温度の第２の調整空気を生成する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
空気を供給する加圧空気源と、
加圧空気源と流体的に接続され、空気を受け取る第１の空気循環装置および第２の空気循環装置と、
第１の空気循環装置と第２の空気循環装置を相互に接続する熱交換器と、
を備える、空気生成装置であって、
第１の空気循環装置と第２の空気循環装置は、空気を圧縮して圧縮空気を提供する圧縮機を含み、第１の空気循環装置と第２の空気循環装置の少なくとも一方は、第１のタービンと第２のタービンとを含み、第１のタービンは、圧縮空気を、第１の温度を有する第１の調整空気に膨張させ、第２のタービンは、第１の調整空気を、第１の温度より低い第２の温度を有する第２の調整空気に膨張させ、熱交換器は、空気源と第１の空気循環装置および第２の空気循環装置の両方の圧縮機とからの空気と圧縮空気とを冷却する、
ことを特徴とする空気生成装置。
【請求項２】
前記空気循環装置は、熱交換器に機械的に取り付けられることを特徴とする請求項１記載の装置。
【請求項３】
可撓性の防振装置が、空気循環装置と熱交換器の間に配置されて熱交換器の熱膨張を許容することを特徴とする請求項２記載の装置。
【請求項４】
前記熱交換器は、一次熱交換器と二次熱交換器とを含み、一次熱交換器は、加圧空気源からの空気を冷却し、二次熱交換器は、圧縮空気を冷却することを特徴とする請求項１記載の装置。
【請求項５】
前記熱交換器は、第１の熱交換器部分と第２の熱交換器部分とを含み、第１の空気循環装置と第２の空気循環装置はそれぞれ、第１の熱交換器部分と第２の熱交換器部分に支持され、第１の熱交換器部分と第２の熱交換器部分は、所定の方向にラム空気流れ経路を有し、ラム空気入口ヘッダが、ラム空気を第１の熱交換器部分と第２の熱交換器部分に提供し、ラム空気流れ経路に対して横向きに位置を占める入口経路を画成することを特徴とする請求項４記載の装置。
【請求項６】
凝縮器が、第１の熱交換器部分と第２の熱交換器部分の間に取り付けられることを特徴とする請求項５記載の装置。
【請求項７】
水収集器が、第１の空気循環装置と第２の空気循環装置の間で凝縮器の下に取り付けられることを特徴とする請求項６記載の装置。
【請求項８】
マニホールドが、凝縮器と水収集器の間に取り付けられ、凝縮器を水収集器と流体的に接続し、マニホールドは、第１の空気循環装置と第２の空気循環装置の間に取り付けられ、第１の熱交換器部分および第２の熱交換器部分を圧縮機と流体的に接続することを特徴とする請求項７記載の装置。
【請求項９】
前記第１の空気循環装置と第２の空気循環装置のそれぞれは、ファンと、第１のタービンと、第２のタービンとを含むことを特徴とする請求項１記載の装置。
【請求項１０】
ラム空気出口ヘッダが、熱交換器およびファンを流体的に接続し、第１の空気循環装置と第２の空気循環装置はそれぞれ、ラム空気出口を有し、ファンは、ラム空気出口とラム空気出口ヘッダの間に配置されることを特徴とする請求項９記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機に適した空気生成装置（ａｉｒ  ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ  ｕｎｉｔ）（ＡＧＵ）に関し、より詳細には、本発明は、２つの空気循環装置（ａｉｒ  ｃｙｃｌｅ  ｍａｃｈｉｎｅ）（ＡＣＭ）であってそれぞれが好ましくは２つのタービンを有する空気循環装置を利用するパック・ハーフ（ａ  ｐａｃｋ  ａｎｄ  ａ  ｈａｌｆ）空気生成装置構成に関する。
【背景技術】
【０００２】
ＡＧＵは、通常、少なくとも１つのＡＣＭと、エンジンからの抽気（ｂｌｅｅｄ  ａｉｒ）などの加圧空気源からの空気を受け取る少なくとも１つの熱交換器とを含み、冷却空気を航空機の機室および操縦室へ提供する。ＡＧＵは、航空機の主翼とテールセクションの少なくとも一方の中に収容またはパッケージされることができる。従って、ＡＧＵを収容するのに除去する必要がある航空機構造の量を制限するように非常に小さな組立済ユニットまたはパッケージ（ｐａｃｋａｇｅ）を有するＡＧＵを提供するのが望ましい。さらに、ＡＧＵは、航空機の大きさに対して十分な冷却を与える必要がある。
【０００３】
パック・ハーフＡＧＵは、２つのＡＣＭが共通の熱交換器を共有するＤａｓｈ８−４００に使用するために開発された。パック・ハーフ構成は、それぞれがそれ自体の熱交換器を有する２つの別々のＡＧＵより増大した冷却とより小さなパッケージとを提供する。Ｄａｓｈ８−４００は、ファンと、圧縮機と、単一タービンとを有する三ホイール空気循環装置を利用する。
【０００４】
Ｄａｓｈ８−４００ＡＧＵは、一次熱交換器と二次熱交換器とを有する熱交換器を含む。抽気は、タービンエンジンの中間段または高圧段から取られる。抽気は、一次熱交換器内で予冷され、熱が、ラム空気に捨てられ、次に、ＡＣＭの圧縮機へと伝達される。圧縮後、空気は、二次熱交換器を通して凝縮器へ伝達される。凝縮水蒸気は、水収集器（ｗａｔｅｒ  ｃｏｌｌｅｃｔｏｒ）により抽出され、除湿器空気は、タービンへと送られ、そこで、空気は、膨張されて、低温空気が生成される。低温空気は、環境制御装置（ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ  ｃｏｎｔｒｏｌ  ｓｙｓｔｅｍ）（ＥＣＳ）へ送られ、この環境制御システムは、空気をさらに調整し、航空機へと分配する。
【０００５】
ボーイング７７７型機は、単一ＡＣＭと単一熱交換器とを有するＡＧＵを使用する。ボーイング７７７型機のＡＣＭは、ファンと、圧縮機と、第１のタービンと、第２のタービンとを含む四ホイール構成である。このＡＧＵの作動は、Ｄａｓｈ８−４００ＡＧＵと同様であるが、第２のタービンが、第１のタービンから低温空気を受け取り、この冷たい空気をさらに膨張させて、氷点下の空気を生成する。第２のタービンは、より大型の航空機を冷却するのに十分な空気を生成する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
１，０００人までの乗客またはそれを超える乗客を運ぶことができる非常に大型の商用航空機が開発されている。これらの大型航空機は、非常に低い温度を生成できるＡＧＵを必要とする。しかしながら、航空機に対する設計の制限は、非常に高い信頼性を有する非常に小さなパッケージを必要とする。Ｄａｓｈ８−４００ＡＧＵ構成によって生成される調整空気は、そのような大型航空機に対して十分には低温でない。ボーイング７７７型機のＡＧＵ構成は、十分に低温の空気を提供するが、４つまでのＡＧＵまたはそれを超えるＡＧＵが、そのような大型航空機には必要となるであろうし、それによって、大きな航空機構造を除去する必要があろうし、また、重量が大幅に増加することになるであろう。従って、小さなパッケージと、向上した信頼性と、大型航空機の必要に対して十分に低温の空気とを有する改良されたＡＧＵが必要とされている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明は、抽気を提供するタービンエンジンなどの加圧空気源を含む空気生成装置（ＡＧＵ）を提供する。第１の空気循環装置（ＡＣＭ）と第２の空気循環装置が、加圧空気源と流体的に接続され、空気を受け取る。熱交換器が、第１のＡＣＭと第２のＡＣＭを相互に接続する。熱交換器は、空気源からの空気を冷却する一次熱交換器を含む。ＡＣＭはそれぞれ、一次熱交換器から空気を受け取って圧縮空気を提供する圧縮機を含む。圧縮空気は、二次熱交換器へ送られて冷却される。圧縮空気は、凝縮器および水収集器を通して流されて空気から水分（ｍｏｉｓｔｕｒｅ）が除去され、第１のタービンへと送られる。第１のタービンは、除湿空気を膨張させて、第１の温度を有する第１の調整空気を生成する。調整空気は、約３４°Ｆと同じほど低くなり得る。第２のタービンが、調整空気をさらに膨張させて、氷点下になり得る、第１の温度より低い第２の温度を有する第２の調整空気を生成する。
【０００８】
熱交換器は、可撓性の防振装置（ｉｓｏｌａｔｏｒ）により第１のＡＣＭと第２のＡＣＭを機械的に支持しており、それによって、ＡＧＵの作動全体に亘って熱交換器の熱膨張に適合する。凝縮器、水収集器、およびマニホールドは、ＡＣＭの部材と流体的に接続されており、ＡＧＵを点検するときにこの部材に容易に接近できるような形で中央に取り付けられている。従って、上述した本発明は、小さなパッケージと、向上した信頼性と、大型航空機の必要に対して十分に低温の空気とを有する改良されたＡＧＵを提供する。
【０００９】
本発明の他の利点は、添付の図面と関連して考慮されるとき、以下の詳細な説明を参照することによって理解できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
空気生成装置（ＡＧＵ）１０が、図１〜図３に示される。ＡＧＵ１０は、抽気弁１４を通してエンジン１２の中間圧段または高圧段から加圧空気を受け取る。加圧空気は、ＡＧＵ１０により調整されて、調整空気が航空機に提供される。
【００１１】
本発明のＡＧＵ１０は、第１の空気循環装置（ＡＣＭ）１６と第２の空気循環装置１８を含む。本発明のＡＣＭ１６および１８は、ファン２０と、圧縮機２２と、第１のタービン２４と、第２のタービン２６とを含む四ホイール構成である。ＡＣＭ１６および１８は、航空機フレームに取り付けられる共有または共通の熱交換器２８に機械的に取り付けられる。ラム空気入口ヘッダ３０が、ラム空気を熱交換器２８に提供し、ラム空気は、熱交換器２８からラム空気出口ヘッダ３２とラム出口３４を通って流出する。ファン２０が、ヘッダ３０および３２を通して空気を吸引するのを助ける。
【００１２】
図１に最もよく示されるように、ラム空気は、経路Ｉに沿ってヘッダ３０に流入する。ラム空気は、入口ヘッダ３０により画成される経路Ｉに対して横向きに位置を占めるラム空気流れ経路Ｒ内で熱交換器２８を通って流れる。図２をここで参照すると、熱交換器２８は、一次熱交換器３６と二次熱交換器３８とを含む。一次熱交換器３６は、空気対空気熱交換器であり、圧縮機２２により圧縮する前にエンジン１２からの抽気を冷却する。二次熱交換器３８は、タービン２４および２６に送って膨張させさらに冷却する前に圧縮機２２からの圧縮空気を冷却する。熱交換器２８は、流れのない方向において第１の熱交換器部分４０と第２の熱交換器部分４２とに分割されて、ＡＧＵ１０の構造上の中枢である熱交換器２８上の熱応力が低減される。特に、流れ方向は、ラム空気入口ヘッダ３０を通る経路Ｉにより示される。経路Ｉの方向に沿って熱交換器２８を分割することによって、数学的モデルに基づいて熱交換器２８上の熱応力が低減される。しかしながら、ラム空気流れＲが熱交換器２８を通って流れるようなラム空気流れＲの方向に熱交換器２８を分割することは、熱交換器の熱応力に対して有する効果が、より有利でなくなる。分割熱交換器２８により達成された低減された熱応力によって、熱交換器２８およびＡＧＵ１０の寿命が延びる。
【００１３】
凝縮器４４が、第１の熱交換器部分４０と第２の熱交換器部分４２の間に配置され、それによって、凝集器４４は、ＡＣＭ１６と１８によって共有され得る。凝縮器４４は、水収集器４６により収集され得る水蒸気を生成して、二次熱交換器３８から受け取った空気を除湿する。水収集器４６は、凝縮器４４の下に配置されて、重力を利用することによって水蒸気をより効率的に収集する。凝縮器４４および収集器４６は、ＡＣＭ１６と１８の間に中央に配置される。マニホールド４８が、凝縮器４４と水収集器４６の間に取り付けることができて、ＡＣＭ１６および１８と、ＡＧＵの他の部材の間の効率的な集中関係が得られる。その結果、多くのホースおよび連結が、マニホールド４８および他の中央に配置された部材の構造に一体化できて、信頼性が向上する。
【００１４】
図４は、ＡＣＭ１６および１８と熱交換器２８の間のマウントを図示しており、このマウントは、熱交換器２８上の応力をさらに低減するとともに、ＡＣＭ１６および１８により生成される振動を絶縁して、振動が熱交換器２８を通して航空機へと伝達されるのを防止する。マウント５０は、ＡＣＭ１６および１８のそれぞれと熱交換器２８との間において三角形パターンに配置され得る。特に、マウント５０は、各ＡＣＭとそのそれぞれの熱交換器部分４０および４２の間において配置され得る。マウント５０は、熱交換器２８に接続されたブラケット５２を含むことができ、このブラケット５２は、ＡＣＭ１６および１８上に取り付けられた可撓性の防振装置５４にＵリンク５６を介して相互に接続される。他のマウント５０に対しては、ブラケット５２およびＵリンク５６が、必要でなくなり得る。熱交換器２８は、図５に最もよく示されるフレームマウント５７によって機体に取り付けられ得る。
【００１５】
図５を続けて参照すると、エンジンからの加圧空気は、抽気入口５９を通って流入する。高温抽気は、一次熱交換器３６を通って流れ、この空気は、アルミニウム部材と共に使用するのに適した温度に冷却される。一次熱交換器３６からの冷却空気は、圧縮機入口６２に流入し、そこで、圧縮機２２によって圧縮されて、圧縮空気が提供される。圧縮空気の温度は、圧縮機２２によって上昇されており、それによって、圧縮空気は、二次熱交換器３８を通して流される必要がある。圧縮空気は、圧縮機出口６４を通って圧縮機２２から流出し、二次熱交換器３８内へ流れる。二次熱交換器３８からの冷却空気は、凝縮器４４へ伝達されて、水収集器４６により収集されるのに十分な特性の水蒸気を形成する。除湿空気は、水収集器出口６８から流出し、第１のタービン入口６９に流入する。除湿空気は、第１のタービン２４によって膨張されて、約３４°Ｆと同じほど低くなり得る第１の温度を有する第１の調整空気を生成する。
【００１６】
マニホールド４８は、互いに固定された上部マニホールド部分５８と下部マニホールド部分６０とを含むことができる。マニホールド４８は、ＡＣＭ間に中央に配置されており、従来技術ではＡＣＭと他のＡＧＵ部材の間に固定された複数のホースによって一般に画成されていた多数の通路を一体化する。第１のタービン出口７０からの調整空気は、下部マニホールド６０を通して伝達され、凝縮器低温入口７２を通して凝縮器４４へ送られる。凝縮器４４と水収集器４６は、第１のタービン２４からの調整空気から余分な水分を除去する。さらに除湿された空気は、マニホールド４８を通して、凝縮器低温出口７４を通して、第２のタービン入口７６内へと伝達され、そこで、空気は、第２のタービン２６によりさらに膨張される。第２のタービン２６により生成される調整空気の温度は、第１のタービン２４により生成された調整空気の温度より低い。第２のタービン２６により生成された調整空気は、氷点下の温度となり得るものであり、これによって、ＡＧＵ１０は大型航空機の冷却がより十分に可能となる。
【００１７】
第２のタービン調整空気出口からの空気は、航空機を冷却するための環境制御装置（ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ  ｃｏｎｔｒｏｌ  ｕｎｉｔ）（ＥＣＵ）８４へ送られる。第２のタービン調整空気出口７８は、ＡＣＵ８４へ送る空気の湿度と温度を調節するように、第１のタービン空気調整空気出口と、これに連通する他の空気源とを有することができる。
【００１８】
ＡＣＭ１６および１８は、ファン２０と、圧縮機２２と、第１のタービン２４と、第２のタービン２６とを支持するシャフト８２を有する四ホイール機械である。ファン２０は、ラム空気流れ内に配置される。ファン２０は、航空機が移動していない場合は、空気を熱交換器２８を通して吸引する。ＡＧＵ１０の点検および組み立てを容易にするために、ラム空気出口ヘッダ３２は、シール８８により互いに中央に固定されたラム空気出口ヘッダ部分８６を備えることができる。
【００１９】
本発明は、例示的な方法で説明されており、理解されるように、使用された用語は、限定というより説明のための言葉という性質を帯びることが意図されている。明らかに、本発明の多くの変形物および変更物が、上述した教示に照らして可能である。従って、理解されるように、添付の特許請求の範囲内において、本発明は、具体的に述べた以外にも実施され得る。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明のＡＧＵの正面斜視図である。
【図２】図１に示されるＡＧＵの側立面図である。
【図３】図２に示されるＡＧＵの反対側の底面斜視図である。
【図４】熱交換器とＡＣＭの間のマウントを図示する拡大斜視図である。
【図５】本発明のＡＧＵの側面分解斜視図である。
【図６】本発明のＡＧＵの概略図である。
【符号の説明】
【００２１】
１０…空気生成装置（ＡＧＵ）
１４…抽気弁
１６…第１の空気循環装置（ＡＣＭ）
１８…第２の空気循環装置（ＡＣＭ）
２０…ファン
２２…圧縮機
２４…第１のタービン
２６…第２のタービン
２８…熱交換器
３６…一次熱交換器
３８…二次熱交換器
４０…第１の熱交換器部分
４２…第２の熱交換器部分
４４…凝縮器
４６…水収集器
４８…マニホールド
５０…マウント
５４…防振装置
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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