НАКОПЛЕНИЕ ЭНЕРГИИ ПРИ НАДДУВЕ САЛОНА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
ACCUMULATION OF ENERGY AT SUPERCHARGING OF AIRCRAFT CABIN

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] По мере того, как летательный аппарат набирает высоту, уменьшаются давление и температура окружающей среды. Для обеспечения комфорта пассажиров и подачи кислорода в салон летательного аппарата обычные летательные аппараты используют воздушные компрессоры, предназначенные для сжатия холодного атмосферного воздуха низкого давления и его нагнетания в салон летательного аппарата. В салоне летательного аппарата поддерживается необходимое давление воздуха с одновременным обновлением воздуха путем удаления теплого воздуха под давлением, находящегося в салоне, в окружающую среду с надлежащим расходом.
[0002] В конечном итоге, непрерывное обновление воздуха под давлением в салоне летательного аппарата связано с затратами топлива. На многих летательных аппаратах электрическая энергия, связанная с работой воздушных компрессоров, вырабатывается электрогенераторами, которые механически соединены с редукторами одного или более двигателей летательного аппарата. Двигатели используют дополнительное топливо для преодоления дополнительного сопротивления вращению со стороны электрогенераторов, что уменьшает эффективность использования топлива летательным аппаратом.
[0003] Настоящее изобретение, описанное в данном документе, решает не только перечисленные выше проблемы, но и другие проблемы.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0004] Следует понимать, что в данном разделе в упрощенной форме приведена подборка идей, которые дополнительно описаны в разделе «Осуществление изобретения». Данный раздел не следует рассматривать как ограничение объема заявленного изобретения.
[0005] Идеи и технические решения, описанные в данном документе, обеспечивают систему для сбора энергии, связанную с наддувом салона летательного аппарата, и соответствующий способ сбора энергии. Согласно одному аспекту система для сбора энергии содержит салон летательного аппарата, в котором содержится среда высокого давления с воздухом под давлением. Салон летательного аппарата имеет входное отверстие для воздуха, предназначенное для приема поступающего воздуха из среды низкого давления, и выходное отверстие для воздуха, предназначенное для удаления отработанного воздуха из среды высокого давления. Турбина принимает воздух под давлением, удаляемый из салона летательного аппарата, и использует этот воздух под давлением для создания вращательного движения вала турбины. Механизм для сбора энергии соединен с валом турбины и использует вращательное движение вала турбины для сжатия поступающего воздуха или выработки электрической энергии.
[0006] Согласно еще одному аспекту предложен способ сбора энергии из системы наддува салона летательного аппарата. Способ включает этап, согласно которому принимают воздух под давлением из среды высокого давления, имеющейся в салоне летательного аппарата. Воздух под давлением удаляют в среду низкого давления через турбину для сообщения вращательного движения валу турбины. Вращательное движение вала турбины принимают в механизме для сбора энергии, в котором это вращательное движение используют для сжатия поступающего воздуха для создания воздуха под давлением для салона летательного аппарата. В альтернативном варианте вращательное движение вала турбины может быть преобразовано в электрическую энергию посредством механизма для сбора энергии и передано на электрическую нагрузку.
[0007] Согласно еще одному аспекту предложена система для сбора энергии. Система содержит салон летательного аппарата, компрессор, турбину и механизм для сбора энергии. В салоне летательного аппарата содержится среда высокого давления с воздухом. Входное отверстие для воздуха принимает поступающий воздух из среды низкого давления, а выходное отверстие для воздуха удаляет отработанный воздух из среды высокого давления. Компрессор принимает поступающий воздух при первом давлении и подает воздух под давлением в среду высокого давления, имеющуюся в салоне летательного аппарата, при втором давлении, превышающим первое давление. Турбина содержит вал и принимает воздух под давлением, удаляемый из салона летательного аппарата, и использует воздух под давлением для создания вращательного движения вала турбины. Механизм для сбора энергии соединен с валом турбины и использует вращательное движение для сжатия поступающего воздуха или выработки электрической энергии для электрической нагрузки. Турбина и компрессор имеют такое тепловое соединение, что тепло, создаваемое в камере сжатия компрессора, передают в камеру расширения турбины.
[0008] Описанные признаки, функции и преимущества могут быть получены независимо друг от друга в различных вариантах реализации настоящего изобретения или могут быть объединены в прочих вариантах реализации, дополнительные сведения о которых можно найти в приведенных далее описании и чертежах.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0009] На фиг. 1 показан перспективный вид летательного аппарата, содержащего систему наддува воздуха, снабженную системой для сбора энергии согласно различным вариантам реализации, описанным в данном документе.
[0010] На фиг. 2 показана схема, иллюстрирующая различные аспекты системы для сбора энергии согласно различным вариантам реализации, описанным в данном документе.
[0011] На фиг. 3А-3С показаны структурные схемы, иллюстрирующие компоненты механизма для сбора энергии согласно альтернативным вариантам реализации, описанным в данном документе.
[0012] На фиг. 4А показан график, иллюстрирующий накопление энергии, связанное с передачей тепловой энергии от компрессора на тепловую нагрузку согласно альтернативным вариантам реализации, описанным в данном документе.
[0013] На фиг. 4В показан график, иллюстрирующий тепловое соединение камеры сжатия компрессора и камеры расширения турбины согласно различным альтернативным вариантам реализации, описанным в данном документе.
[0014] На фиг. 5 показана блок-схема способа сбора энергии из системы наддува салона летательного аппарата согласно различным вариантам реализации, описанным в данном документе.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0015] Приведенное далее подробное описание относится к системам для сбора энергии и соответствующему способу сбора энергии из системы наддува салона летательного аппарата с использованием таких систем. Как описано выше, обычные системы наддува салона летательного аппарата осуществляют рециркуляцию воздуха в салоне путем сжатия холодного атмосферного воздуха, находящегося снаружи салона летательного аппарата, для подачи воздуха под давлением с одновременным удалением более теплого воздуха под давлением обратно в атмосферный воздух, находящийся снаружи салона летательного аппарата. Эта система наддува воздуха уменьшает эффективность использования топлива по мере использования двигателями летательного аппарата дополнительного топлива для преодоления дополнительного сопротивления вращению со стороны электрогенераторов, используемых для подачи энергии питания на воздушные компрессоры.
[0016] При использовании идей и технических решений, описанных в данном документе, система для сбора энергии использует преимущества теплого воздуха, распространяющегося в среду низкого давления по мере его удаления из салона летательного аппарата. Различные варианты реализации, описанные в данном документе, направляют удаляемый воздух через турбину, которая может быть соединена с воздушным компрессором и/или электрически соединена с электрогенератором. Соединение турбины с воздушным компрессором обеспечивает передачу на компрессор энергии вращения, которая может быть использована для сжатия поступающего воздуха. Соединение может включать механическое соединение двух компонентов таким образом, что они физически скреплены друг с другом, пневматическое соединение компонентом таким образом, что движение или действие, осуществляемое одним компонентом, пневматически приводит в движение или действует на другой компонент, гидравлическое соединение компонентов таким образом, что движение или действие, осуществляемое одним компонентом, гидравлически приводит в движение или действует на другой компонент, или их сочетание.
[0017] Электрическое соединение турбины с электрогенератором создает электричество, которое может быть передано на электрическую нагрузку, в том числе электрический двигатель, который может быть использован для приведения компрессора в действие для сжатия поступающего воздуха. Ниже будут описаны другие примеры электрических нагрузок, которые могут принимать электрическую энергию, вырабатываемую генератором. Кроме того, тепловая энергия от компрессора может накапливаться и передаваться обратно в холодный воздух, поступающий в компрессор, в воздух под давлением, поступающий в турбину или на любую подходящую тепловую нагрузку.
[0018] В приведенном далее подробном описании приведены ссылки на прилагаемые чертежи, которые составляют часть этого описания и которые приведены для иллюстрации конкретных вариантов реализации или примеров. Система для сбора энергии и способ использования такой системы для сбора энергии из системы наддува салона летательного аппарата согласно различным вариантам реализации будут описаны со ссылкой на чертежи, на которых аналогичными ссылочными номерами обозначены аналогичные элементы.
[0019] На фиг. 1 показан вид в перспективе летательного аппарата 102, содержащего систему 100 наддува воздуха, снабженную системой 120 для сбора энергии согласно различным вариантам реализации, описанным в данном документе. Система 120 для сбора энергии может представлять собой компонент системы управления средой или системы вентиляции летательного аппарата 102, связанных с системой наддува салона летательного аппарата. Летательный аппарат 102 содержит салон 110 летательного аппарата, в котором содержится среда 140 высокого давления с воздухом 112 под давлением. Как описано выше, по мере того как летательный аппарат 100 поднимается до большей высоты, давление внутри салона 110 летательного аппарата поддерживается на уровне, который выше давления в среде 130 низкого давления, окружающей летательный аппарат 102. Для непрерывной подачи пассажирам свежего запаса кислорода воздух 112 под давлением, находящийся в салоне летательного аппарата 110, обновляют воздухом из среды 130 низкого давления, находящийся снаружи салона летательного аппарата 110. При этом салон 110 летательного аппарата имеет входное отверстие 104 для воздуха и выходное отверстие 106 для воздуха. Для иллюстративных целей местоположения входного отверстия 104 для воздуха и выходного отверстия 106 для воздуха показаны произвольным образом. Точные местоположения входного отверстия 104 для воздуха и выходного отверстия 106 для воздуха в салоне летательного аппарата 110 не ограничены местоположениями, показанными на фиг. 1.
[0020] Как показано на фиг. 1, поступающий воздух 108 протекает из среды 130 низкого давления через входное отверстие 104 для воздуха в среду 140 высокого давления, находящуюся в салоне летательного аппарата 110. По мере того как поступающий воздух 108 проходит через входное отверстие 104 для воздуха, компрессор сжимает воздух низкого давления для создания воздуха 112 под давлением. По мере того, как воздух 112 под давлением удаляют из салона летательного аппарата 110 через выходное отверстие 106 для воздуха, отработанный воздух 118 распространяется в среду низкого давления. Следовательно, воздух 112 под давлением обладает большим количеством потенциальной энергии. Согласно различным вариантам реализации, описанным в данном документе, эту потенциальную энергию накапливают системой 120 для сбора энергии.
[0021] Компоненты системы 120 для сбора энергии будут описаны согласно фиг. 2. Согласно различным вариантам реализации, система 120 для сбора энергии содержит механизм 200 для сбора энергии и турбину 202, которые соединены вместе с валом 204 турбины. Турбина 202 соединена с выходным отверстием 106 для воздуха для захвата энергии воздуха 112 под давлением по мере его распространения в среду 130 низкого давления. Это распространение сообщает вращательное движение валу 204 турбины, соединенному с механизмом 200 для сбора энергии.
[0022] Механизм 200 для сбора энергии в целом содержит любые компоненты или устройства, которые прямо или косвенно соединены с турбиной 202, преобразующей вращательное движение вала 204 турбины в механическую или электрическую энергию, которая может быть использована системой летательного аппарата. Ниже более подробно со ссылкой на фиг. 3А и 3В будут описаны различные варианты реализации, охватывающие механическое или электрическое соединение механизма 200 для сбора энергии с компрессором или другой нагрузкой.
[0023] На фиг. 2 показан поток воздуха в летательный аппарат 102 и из него через систему 100 наддува воздуха, а также общая конфигурация соответствующей системы 120 для сбора энергии согласно вариантам реализации, описанным в данном документе. По мере того как поступающий воздух 108 втягивается в компрессор 206, этот воздух сжимается и подается в виде воздуха 112 под давлением в среду 140 высокого давления, находящуюся в салоне летательного аппарата 110. Воздух 112 под давлением непрерывно или периодически удаляют обратно в среду 130 низкого давления по мере подачи свежего воздуха в салон летательного аппарата 110. За счет разниц давления и температуры между воздухом 112 под давлением в среде 140 высокого давления, которая является теплой и имеет относительно высокое давление по сравнению с наружным воздухом и более холодным воздухом в среде 130 низкого давления, воздух 112 под давлением быстро расширяется по мере того, как он выходит из салона 110 летательного аппарата через выходное отверстие 106 для воздуха. При использовании турбины 202 на выходном отверстии 106 для воздуха, энергия отработанного воздуха 118 по мере его расширения может быть использована для сообщения вращательного движения валу 204 турбины. Вал 204 турбины соединен с механизмом 200 для сбора энергии, который прямо или косвенно соединяет вал 204 турбины с компрессором 206 соответственно посредством механического или электрического соединения. В качестве дополнения или альтернативы механизм 200 для сбора энергии может содержать электрогенератор и одну или более электрических нагрузок, соединенных с валом турбины 204.
[0024] Альтернативные варианты реализации механизма 200 для сбора энергии будут описаны согласно фиг. 3А-3С. На фиг. 3А показан первый вариант реализации, связанный с механизмом 200 для сбора энергии, в котором вал 204 турбины прямо или механически соединен с устройством, которое использует вращательное движение вала 204 турбины для осуществления механической работы. Например, механизм 200 для сбора энергии согласно одному из вариантов реализации содержит компрессор 206, соединенный с валом 204 турбины. Согласно данному варианту реализации, вал 204 турбины прямо или механически соединен с компрессором 206 таким образом, что вращение турбины 202 и соответствующего вала 204 турбины сообщает вращательное движение компрессору 206 для механического сжатия поступающего воздуха 108. Следует понимать, что турбина 202 может быть механически соединена с компрессорами 206 любого типа и в любом количестве для создания воздуха 112 под давлением, который следует добавить в среду 140 высокого давления в салоне летательного аппарата 110. В качестве дополнения или альтернативы турбина 202 и один или более компрессоров 206 могут иметь пневматическое или гидравлическое соединение для сжатия поступающего воздуха 108.
[0025] При механическом соединении турбины 202 с компрессором 206 для подачи воздуха 112 под давлением в салон 110 летательного аппарата требуется значительно меньше энергии, поскольку компрессор по существу приводится в действие турбиной 202. В альтернативном варианте реализации механического соединения механизм 200 для сбора энергии содержит механическое устройство 308 любого другого типа, которое прямо или механически соединено с валом турбины 204 турбины 202 для использования вращательного движения вала 204 турбины для выполнения работы. Пример механического устройства 308 содержит, но без ограничения, насосы гидравлической системы летательного аппарата 102 для управления любой подходящей системой управления летательным аппаратом, такой как руль высоты, руль направления, руль крена, механизация для обеспечения большей подъемной силы. Еще одним неограничивающим примером механических устройств 308 является насос для перекачки топлива, насос для подкачки топлива и любой другой насос, соответствующий системе летательного аппарата.
[0026] На фиг. 3В показан второй вариант реализации, связанный с механизмом 200 для сбора энергии, в котором вал 204 турбины косвенно или электрически соединен с устройством, которое использует вращательное движение вала 204 турбины для выполнения работы. Например, вал 204 турбины может быть прямо соединен с электрогенератором 302, который использует вращательное движение вала 204 турбины для выработки электрической энергии 304 для питания электрической нагрузки 306. Для целей описания преобразование вращательного движения вала 204 турбины в электричество для питания электрической нагрузки 306 считают косвенным соединением или электрическим соединением турбины 202 или вала 204 турбины с электрической нагрузкой 306. Аналогичным образом любое физическое соединение между валом 204 турбины и устройством считают прямым или механическим соединением.
[0027] Как показано на фиг. 3В, электрическая энергия 304 может быть подана на любые электрические нагрузки из электрических нагрузок 306 различных типов посредством электрического вывода 310. Электрический вывод 310 выполнен с возможностью электрического соединения электрогенератора 302 с электрической нагрузкой 306. Примеры электрических нагрузок 306 включают, но не ограничены, электрический двигатель, компрессор, устройство хранения электрической энергии, датчик, осветительное устройство, а также нагревательное, вентилирующее и охлаждающее устройство. Согласно одному из вариантов реализации, отработанный воздух 118 из салона летательного аппарата 110 приводит в действие турбину 202, которая сообщает вращательное движение валу 204 турбины. Электрогенератор 302, соединенный с валом 204 турбины, вырабатывает электрическую энергию 304, которую подают посредством электрического вывода 310 на электрический двигатель. Электрический двигатель используют для приведения компрессора в действие 206 для дополнительного сжатия поступающего воздуха 108 из среды 130 низкого давления. Имеется множество потенциальных способов использования электрической энергии 304, охватывающих любую электрическую систему на летательном аппарате 102. Следует понимать, что преобразование механической энергии, связанной с вращательным движением вала 204 турбины, в электрическую энергию 304 является целесообразным, если входное отверстие 104 для воздуха и выходное отверстие 106 для воздуха расположены на расстоянии друг от друга, так что механическое соединение является непрактичным.
[0028] На фиг. 3С показан третий вариант реализации, связанный с механизмом 200 для сбора энергии, в котором компрессор 206 не соединен прямо или косвенно с валом 204 турбины. Скорее, согласно данному варианту реализации, тепловую энергию 313 накапливают из компрессора 206 с использованием теплового механизма 312 и в дальнейшем подают на тепловую нагрузку 314. Тепловой механизм может представлять собой какой-либо материал или устройство, которое передает тепло из компрессора 206 и подает это тепло на подходящую систему или тепловую нагрузку 314. На фиг. 4А показан один из примеров варианта реализации, показанного на фиг. 3С. Согласно данному примеру варианта реализации, камера 402 сжатия компрессора 206 создает теплый воздух под давлением, который выдают в среду 140 высокого давления. Тепло 404, генерируемое во время этого процесса сжатия, может быть передано из камеры 402 сжатия обратно во входную камеру 401 компрессора 206 для увеличения эффективности компрессора 206. В данном варианте реализации компрессор 206 представляет собой тепловую нагрузку 314, принимающую тепловую энергию 313, генерируемую самим компрессором 206. Тепловой механизм 312 может содержать теплопоглощающий материал любого типа или механизм, используемый в уровне техники для передачи тепла между камерой 402 сжатия и входной камерой 401.
[0029] Согласно вариантам реализации, использующим турбину 206, механическая или электрическая мощность, созданная в результате вращения вала 204 турбины, увеличивается по мере увеличения эффективности турбины 202. Эффективность турбины 202 может увеличиться при увеличении температуры воздуха 112 под давлением перед направлением воздуха через турбину 202. Увеличение разницы температур между воздухом 112 под давлением, попадающим в турбину 202, и воздухом в среде 130 низкого давления, в которую удаляют воздух 112 под давлением, увеличивает эффективность турбины 202 по мере того, как воздух 112 под давлением быстро распространяется через турбину в среду 130 низкого давления. Согласно различным вариантам реализации, для увеличения температуры воздуха 112 под давлением, попадающего в турбину 202, камера 406 расширения турбины 202 имеет тепловое соединение с камерой 402 сжатия компрессора 206.
[0030] На фиг. 4 В показаны варианты реализации, в которых камера 402 сжатия компрессора 206 имеет тепловое соединение с камерой 406 расширения турбины 202, а выходная камера 405 турбины 202 может иметь тепловое соединение со входной камерой 401 компрессора 206. Процесс сжатия, происходящий камере 402 сжатия компрессора 206, создает тепло 404. Это тепло 404 может быть частично передано в воздух 112 под давлением, попадающий в камеру 406 расширения турбины 202. Для целей описания тепловое соединение включает замену компонентов, которые необходимо соединить с образованием теплового соединения в непосредственной близости друг от друга, в контакте друг с другом или в тепловом контакте друг с другом посредством теплопроводящего материала. По существу тепловое соединение охватывает использование любого материала или процесса, используемых для облегчения передачи тепла между компонентами, соединенными с образованием теплового соединения. В то время как передача тепла 404 из камеры 402 сжатия компрессора 206 в камеру расширения 406 турбины 202 увеличивает эффективность турбины 202, тепловая энергия 313 из нагретого воздуха в турбине 202, распространяющегося в холодную среду, находящуюся снаружи летательного аппарата, может быть передана во входную камеру 401 компрессора 206 для увеличения эффективности компрессора 206.
[0031] Например, что касается камеры 402 сжатия компрессора 206 и камеры 406 расширения турбины 202, но это в равной мере относится к выходной камере 405 турбины 202 и входной камере 401 компрессора 206, система 200 для сбора энергии может быть выполнена таким образом, что камера 402 сжатия компрессора 206 расположена вплотную к камере 406 расширения турбины 202 и в непосредственной близости от нее. Тепло 404 передают из нагретого поступающего воздуха 108, находящегося в камере 402 сжатия, в более холодный отработанный воздух 118, находящийся в камере 406 расширения. В альтернативном варианте камера 402 сжатия и камера 406 расширения могут быть расположены таким образом, что они имеют физический контакт друг с другом. Еще в одном альтернативном варианте камера 402 сжатия соединена с камерой расширения 406 проводящим материалом, таким как металл, так что камера 406 расширения выполняет функцию теплоотвода для камеры 402 сжатия. Это тепловое соединение не только увеличивает эффективность турбины 202, но и также уменьшает или исключает энергию, обычно используемую для охлаждения сжатого воздуха, находящегося в камере 402 сжатия до того, как он попадает в салон 110 летательного аппарата. Следует понимать, что варианты реализации теплового соединения могут быть использованы в сочетании с вариантами реализации прямого соединения, описанными выше со ссылкой на фиг. 3А, и с вариантами реализации косвенного соединения, описанными выше со ссылкой на фиг. 3В.
[0032] Для иллюстрирования преимуществ, получаемых в результате использования системы 200 для сбора энергии, описанной в данном документе, пример расчета будет приведен по отношению к увеличению эффективности использования топлива. Несмотря на то, что эффективность использования топлива летательным аппаратом зависит от количества пассажиров и крейсерской высоты, оценка для самолета модели «Boeing 787 Dreamliner» на крейсерской высоте составляет приблизительно 0,19%-0,25%. Далее будут описаны ориентировочные расчеты и формулы для достижения этого результата.
2
2
3
3
3
3
[0033] Если летательный аппарат 102 работает не на полную мощность, то на крейсерской высоте полета, составляющей 40000 футов (12200 м), давление воздуха в салоне и расход свежего воздуха составляют соответственно приблизительно 11,77 фунтов на квадратный дюйм (81150 Н/м) и 190 фунтов/минуту (1,436 кг/с). Если он работает на полную мощность, то расход свежего воздуха увеличивается до приблизительно 245 фунтов/минуту (1,852 кг/с), что является увеличением на 29% за 190 фунтов/минуту (1,436 кг/с). В продолжение примера, использующего расход воздуха в 190 фунтов/минуту, если предполагаемая утечка воздуха на этой высоте составляет приблизительно 4,8%, то полезный расход воздуха составляет 190 фунтов/минуту × (1-0,048) = 181 фунтов/минуту (1,368 кг/с). Плотность воздуха при давлении в 11,77 фунтов на квадратный дюйм (81150 Н/м) и температуре в -70°F (-56,67°С) составляет 0,0595 фунтов/фут (0,95 кг/м). Расход воздуха составляет 181 фунтов/минуту / 0,0595 фунтов/фут = 3,042 кубических футов в минуту (1,436 м/с). Энергия, высвобожденная в результате изотермического расширения воздуха при этих условиях, может быть рассчитана путем определения энергии, запасенной в салоне 110 летательного аппарата с использованием следующей формулы:
где
W представляет собой запас энергии,
B
p представляет собой давление в газе высокого давления,
B
v представляет собой объем газа, а
A
p представляет собой давление атмосферы.
2
Количество энергии, запасенной в газе при давлении в 11,77 фунтов на квадратный дюйм (81,15 кПа; 81150 Н/м) и температуре в 70°F (294°К) при расходе в 3,042 кубических футов в минуту (1,435 см в секунду) в атмосферу при -70°F (216,65°К) и давлении в 2,2 фунтов на квадратный дюйм (18,75 кПа) составляет (81,15 кПа) × (1,435 см в секунду) × ln (18,75 кПа / 81,15 кПа) = -170,6 кВт. Отрицательный знак указывает на то, что эта работа необходима для преобразования газа из состояния А (атмосфера) в состояние В (салон летательного аппарата).
[0034] При использовании расчетного количества энергии, сохраненной в салоне 110 летательного аппарата, может быть рассчитано улучшение эффективности использования топлива летательным аппаратом. При использовании в качестве примера самолета модели «Боинг 787-9», летательный аппарат 102 имеет дальность полета в 7635 морских миль (14140 км), крейсерскую скорость в 567 миль в час (912,5 км/ч), а также запас топлива в 33,384 галлонов (126,4 л) реактивного топлива А (неэтилированный керосин, 37,12 кВт⋅ч/галлон = 133,632 кВт⋅с/галлон). Время, необходимое для дальнего полета, составляет 7,635 морских миль/567 миль в час = 13,46 часов (48,476 секунд). Таким образом, уровень расхода топлива составляет 33,384 галлонов / 48,476 секунд = 0,688 галлонов/секунду. Энергия, необходимая летательному аппарату 102, составляет (133,632 кВтс/галлон) × (0,688 галлонов/сек) = 91,939 кВт. Таким образом, улучшение эффективности использования топлива летательным аппаратом составляет 170,6 кВт / 91,939 кВт = 0,19%. Если при расчете использовать расход воздуха при полной нагрузке в 245 фунтов массы/минуту (1,852 кг/с), то увеличение на 29% в коэффициенте эффективности использования топлива в 0,19% обеспечивает улучшенную эффективность использования топлива летательным аппаратом, составляющую 1,29 × 0,19% = 0,25%.
[0035] Пример экономии финансовых средств, обусловленной улучшением топливной эффективности на 0,25%, составляет приблизительно $42547 в год на каждый летательный аппарат. Это значение учитывает, что на каждый летательный аппарат приходится 3,431 летных часов в год. При использовании времени дальних рейсов, составляющего 13,46 часов, получаем 3,431/13,46=254,9 полетов в год. Таким образом, количество галлонов топлива, используемых за год, составляет: 254,9×33,384=8509,581 (32209 л). Количество сэкономленных галлонов топлива составляет 8,509,581×0,0025=21,273 галлонов/год. При цене топлива в $2/галлон, авиакомпании могут сэкономить $42547/год/на каждый летательный аппарат.
[0036] На фиг. 5 показан алгоритм 500 сбора энергии из системы наддува салона летательного аппарата 100 согласно различным вариантам реализации, описанным в данном документе. Следует понимать, что могут быть выполнены большее или меньшее количество операций по сравнению с операциями, показанными на чертежах и описанными в данном документе. Эти операции также могут выполняться параллельно или в порядке, отличном от порядка, описанного в данном документе.
[0037] Алгоритм 500 начинается с операции 502, согласно которой воздух 112 под давлением принимают из среды 140 высокого давления, находящейся в салоне летательного аппарата 110. На операции 504 воздух 112 под давлением удаляют в качестве отработанного воздуха 118 в среду 130 низкого давления через турбину 202. Алгоритм 500 переходит от операции 504 к операции 506, согласно которой вращательное движение, сообщенное валу 204 турбины 202 воздухом 112 под давлением, распространяющимся в среду 130 низкого давления, принимают в механизме 200 для сбора энергии.
[0038] Как описано выше, механизм 200 для сбора энергии может содержать компрессор 206, соединенный непосредственно с валом 204 турбины. В варианте реализации с прямым соединением алгоритм 500 переходит от операции 506 к операции 508, согласно которой вращательное движение вала 204 турбины сообщают компрессору 206, с которым механически соединен вал 204 турбины, что обеспечивает сжатие поступающего воздуха 108 для создания воздуха 112 под давлением. На операции 510 воздух 112 под давлением подают в среду 140 высокого давления, находящуюся в салоне 110 летательного аппарата, а затем алгоритм 500 завершается.
[0039] Однако, если механизм 200 для сбора энергии косвенно соединен с валом 204 турбины, то алгоритм 500 затем переходит от операции 506 к операции 512, согласно которой вращательное движение вала 204 турбины преобразуют в электрическую энергию 304. Как описано выше, этот вариант реализации с косвенным соединением включает соединение генератора 302 с валом 204 турбины для выработки электрической энергии 304 из соответствующего вращательного движения. Алгоритм 500 переходит от операции 512 к операции 514, согласно которой электрическую энергию 304 подают на электрическую нагрузку 306 посредством электрического вывода 310, а затем алгоритм 500 завершается.
[0040] С учетом приведенного выше описания следует понимать, что в данном документе предложены технические решения системы для сбора энергии, предназначенной для использования с системой наддува салона летательного аппарата, и соответствующего способа сбора энергии с использованием такой системы. Вышеописанные решения приведены в качестве примера, и их не следует считать ограничением. В отношении изобретения, описанного в данном документе, могут быть осуществлены различные модификации и изменения, не вытекающие из описанных и проиллюстрированных примеров вариантов реализации и областей применения и не выходящие за пределы сущности и объема настоящего изобретения, заданного в приведенной далее формуле изобретения.