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    用于 飞机 机舱 中的 温度 控制 设备 方法
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    摘要
    申请专利号:

    CN200480039522.7

    申请日:

    2004.12.30

    公开号:

    CN1902091A

    公开日:

    2007.01.24

    当前法律状态:

    终止

    有效性:

    无权

    法律详情: 未缴年费专利权终止IPC(主分类):B64D 13/08申请日:20041230授权公告日:20110518终止日期:20171230|||专利权人的姓名或者名称、地址的变更IPC(主分类):B64D 13/08变更事项:专利权人变更前:空中客车德国有限公司变更后:空中客车德国运营有限责任公司变更事项:地址变更前:德国汉堡变更后:德国汉堡|||授权|||实质审查的生效|||公开
    IPC分类号: B64D13/08(2006.01) 主分类号: B64D13/08
    申请人: 空中客车德国有限公司;
    发明人: 尼科·森托凡特; 马库斯·彼得拉克; 托马斯·舍雷尔; 乌韦·布克霍尔斯
    地址: 德国汉堡
    优先权: 2003.12.30 DE 10361646.2
    专利代理机构: 北京集佳知识产权代理有限公司 代理人: 王艳江;魏金霞
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    法律状态
    申请(专利)号:

    CN200480039522.7

    授权公告号:

    ||||||1902091B||||||

    法律状态公告日:

    2018.12.14|||2012.03.14|||2011.05.18|||2007.03.21|||2007.01.24

    法律状态类型:

    专利权的终止|||专利权人的姓名或者名称、地址的变更|||授权|||实质审查的生效|||公开

    摘要

    用于在飞机机舱(104)中的温度控制的设备和方法,其中,由第一供应控制装置根据为飞机机舱(104)的第一温度区域(106)所指定的第一温度来控制从第一源供应到该第一温度区域中的加热空气,且由第一压力控制装置(176)在该第一供应控制装置发生故障时根据该指定的第一温度来控制第一供应控制装置中的当前压力。

    权利要求书

    1: 一种用于飞机机舱(104)中的温度控制的设备,包括: -第一供应控制装置,其用于根据为飞机机舱(104)的第一温度区 域(106)所指定的第一温度来控制从第一源供应到该第一温度区域中的 加热空气;和 -第一压力控制装置(176),其用于在该第一供应控制装置发生故 障时根据该指定的第一温度来控制第一供应控制装置中的当前压力。
    2: 如权利要求1所述的设备,包括: -第一供应控制装置,其用于根据为飞机机舱(104)的第二温度区 域(108)所指定的第二温度来控制从第一源供应到该第二温度区域中的 加热空气;和 -第一压力控制装置(176),其用于在该第一供应控制装置发生故 障时根据所指定的第二温度来控制第一供应控制装置中的当前压力。
    3: 如前述权利要求中任一项所述的设备,包括: -第二供应控制装置(178),其用于根据为飞机机舱(104)的第三 温度区域(107)所指定的第三温度来控制从第二源供应到该第三温度区 域中的加热空气;和 -第二压力控制装置(178),其用于在该第二供应控制装置发生故 障时根据该指定的第三温度来控制第二供应控制装置中的当前压力。
    4: 如权利要求3所述的设备,包括: -第二供应控制装置(178),其用于根据为飞机机舱(104)的第四 温度区域(109)所指定的第四温度来控制从第二源供应到该第四温度区 域中的加热空气;和 -第二压力控制装置(178),其用于在该第二供应控制装置发生故 障时根据该指定的第四温度来控制第二供应控制装置中的当前压力。
    5: 如前述权利要求中任一项所述的设备,其中: 所述供应控制装置包括:空气入口(181、183、245、249),所述空 气入口连接到相应的压力控制装置(176、178);空气出口,所述空气出 口连接到相应的温度区域;以及空气管道(82、244、248),所述空气管 道连接在所述空气入口和空气出口之间。
    6: 如权利要求5所述的设备,其中: 所述空气出口包括空气出口管道(142~156、212~226),这些空气 出口管道与相应温度区域的温度带(110~124、194~208)相关联。
    7: 如权利要求5或6所述的设备,其中: 所述供应控制装置包括阀装置,该阀装置用于根据温度将加热空气 供应到相应的温度区域(106~109),该阀装置设置在相应的空气出口 (142~156、212~226)处。
    8: 如权利要求7所述的设备,其中: 所述阀装置包括阀(138~172、228~242),该阀用于根据温度将加 热空气供应到相应的温度区域(110~124、194~208),该阀(142~156、 212~226)设置在相应的温度区域(106~109)的各个相应的空气出口管 道(142~156、212~226)中。
    9: 如前述权利要求中任一项所述的设备,其中: 一运行状态检测装置与所述供应控制装置相关联设置,用于检测相 应供应控制装置的当前运行状态。
    10: 如前述权利要求中任一项所述的设备,包括: 用于检测相应供应控制装置中的当前压力的压力检测装置(177、 179),该压力检测装置(177、179)连接于所述压力控制装置(176、178) 并设置在相应的供应控制装置中。
    11: 如权利要求3~10中任一项所述的设备,包括: 连接装置(188、252),该连接装置用于在所述第一供应控制装置和 第二供应控制装置之间选择性地连接。
    12: 如前述权利要求中任一项所述的设备,其中: 所述供应控制装置包括切断装置(190、192、246、250),用以防止 在从相应的温度区域到相应的压力控制装置(176、178)的方向上逆向 的空气流动。
    13: 用于控制飞机机舱中的温度的方法,其中: -根据为飞机机舱的第一温度区域所指定的第一温度来控制从第一 源供应到该第一温度区域中的加热空气;和 -在该第一温度区域中的空气供应控制发生故障时,根据该指定的 第一温度来控制从第一源供应的空气的当前压力。
    14: 如权利要求13所述的方法,其中: -根据为飞机机舱的第二温度区域所指定的第二温度来控制从第一 源供应到该第二温度区域中的加热空气;和 -在该第二温度区域中的空气供应控制发生故障时,根据该指定的 第二温度来控制从第一源供应的空气的当前压力。
    15: 如权利要求13或14所述的方法,其中: -根据为飞机机舱的第三温度区域所指定的第三温度来控制从第二 源供应到该第三温度区域中的加热空气;和 -在该第三温度区域中的空气供应控制发生故障时,根据该指定的 第三温度来控制从第二源供应的空气的当前压力。
    16: 如权利要求15所述的方法,其中: -根据为飞机机舱的第四温度区域所指定的第四温度来控制从第二 源供应到该第四温度区域中的加热空气;和 -在该第四温度区域中的空气供应控制发生故障时,根据该指定的 第四温度来控制从第二源供应的空气的当前压力。
    17: 如权利要求13~16中任一项所述的方法,其中: 对相应的温度区域的空气供应控制由阀控制装置实现。
    18: 如权利要求13~17中任一项所述的方法,其中: 所述空气供应在相应的温度区域的温度带中实现。
    19: 如权利要求13~18中任一项所述的方法,其中: 监控所述空气供应控制以检测该空气供应控制的故障。
    20: 如权利要求14~20中任一项所述的方法,其中: 检测当前空气压力以进行空气供应控制。
    21: 如权利要求14~21中任一项所述的方法,其中: -在由第一源的加热空气的供应控制发生故障和/或由第一源所供 应的空气的压力控制发生故障时,自第一源的加热空气供应至少部分地 替代为自第二源的空气供应;或者 -在由第二源的空气供应控制发生故障和/或由第二源所供应的空 气的压力控制发生故障时,自第二源的空气供应至少部分地替代为自第 二源的空气供应。

    说明书


    用于飞机机舱中的温度控制的设备及方法

        【技术领域】

        本发明总体上涉及飞机机舱中的温度控制。

        背景技术

        对于飞机机舱中的温度控制来说,通常采用的系统是从飞机驱动装置的涡轮中提取热的排出空气。将该热空气(称作驱动装置排出的空气)冷却到飞机机舱中所需的温度。在飞机中,飞机机舱分成不同的温度区域或气候带,将部分热空气冷却到一个或多个温度区域的最低温度。为了在其它温度区域获得更高的温度,在将部分热空气在冷却到最低温度之前进行分流,将其冷却稍低的度数而由此达到一个高于最低温度的温度,并与已经冷却到最低温度的空气相混合,使得在这些温度区域达到所需的温度。由此系统——也公知为“调整空气系统(Trim-Air?System)”,可在飞机机舱的不同温度区域提供可单独调节的温度。

        图1以简化形式示出了这样的用于在飞机机舱4中控制温度的已知系统2。下面概述的部件的系统特定术语分别在括号中指定。

        飞机机舱4被分成两个温度区域6和8,例如,其分别为飞机机舱4的左侧和右侧。各个温度区域6和8又被分成若干单个的温度带。图4中示例性地示出了温度区域6的四个温度带10~16和温度区域8的四个温度带18~24。

        为了表示温度带10~24中的当前温度,使用温度传感器26~40(管道传感器)。温度传感器26~40设置在用于将空气供应到温度区域6和8中的空气出口管道42~56(管道)的端部区域(未示出)。此外,在飞机机舱4自身中设置另外的温度传感器(未示出),以提供关于温度区域10~24的温度的额外的信息。

        在各个空气出口管道42~56中均设置有阀58~72(调整空气阀)。根据在相应温度区域10~24中的当前盛行温度而控制所述阀58~72。来自温度传感器26~40的信号由控制设备74(调整空气系统控制器)进行处理,以控制阀58~72,使得在温度区域6、8和在温度带10~24中分别地达到并保持其各自所期望的温度。

        系统2通过两个阀76和78(调整空气压力调节阀)来获得加热空气。经由阀76供应的加热空气以来自飞机一侧的驱动装置的热空气为基础,而经由阀78供应的加热空气以源自飞机另一侧的驱动装置的热空气为基础。

        阀76和78是气动控制阀,这些阀是预先调节的而使得相对于飞机机舱4中的内部压力和温度区域6、8中盛行的内部压力在空气管道80和82(调整空气供应管道)中保持大致恒定的压力。阀76和78的调节预先机械地实现并且在飞行中不能进行改变。

        另外,阀76和78的位置在正常操作中可通过气动控制而变化,如果需要最大程度的热能来加热飞机机舱4,则阀76和78可被完全打开。例如,飞机起飞前需要快速加热时即为此情况。

        经由阀76和78供应的加热空气经空气管道80和82、经区域84和86而被引导到阀58到72。区域84和86可与歧管区域相当,这就是为什么区域84和86也被称作调整空气歧管的原因。在阀58-72的下游和温度传感器26-40的上游,经由阀76和78供应的加热空气与温度对应于温度带10-24中所需的最低温度的空气相混合。为此所需的部件未在图1中示出。

        空气管道80和82可由阀88(调整空气关闭阀)连接到一起,该阀88在正常操作时是关闭的。若例如阀76或其空气供应发生故障,则打开阀88以通过经由阀78而获得的加热空气来控制温度区域8以及温度区域6的温度。

        止回阀90和92(调整空气止回阀)设置在空气管道80和82中,分别位于区域84和86的上游及阀76和78的下游。阀90和92用作阻塞装置以防止空气从阀76和78倒流。例如,在阀76发生故障的情况下则阀88被打开,阀90阻止经由阀78供应的热空气到达阀76,从而可控制飞机机舱4中的温度。

        就对用于图1中的两个温度区域6和8进行温度控制的系统2的设计来说,这样的设计也称作两象限系统。若阀58~72的其中一个发生故障或完全失效时,在相应温度带中及可能地在相应温度区域中实现温度控制而使该处可相应地达到并保持在所需温度将不再可能。

        例如,若阀58在大致完全打开的状态失效,则可能至少温度带10变得过热。若阀58在大致关闭的状态失效,则在温度带10可能出现不希望的急剧的温度降低。

        图1中,用于温度区域6的调整空气系统2的部件代表第一象限,而用于温度区域8的部件代表第二象限。

        为避免这种情况,在阀58~72的其中一个失效时,相应象限的加热空气供应伺服阀76、78完全关闭。若例如阀58(部分/完全)失效,则阀76关闭。相应地,阀60~64并且由此温度带12~16不再被供以加热空气。此后,对温度区域6的温度控制不再可行。

        此后,因为发生故障的阀58也被供以加热空气,因此不可实现通过打开阀88从阀78向无故障阀60~64供应加热空气。然而,这正是需要避免的。

        为了避免在温度区域6中出现过度急剧的温度下降或升高,可升高或降低在阀58~72下游混合的空气的最低温度(即最低温度带温度)。在此情形下,必须在温度区域6和8之间达成一个折中,以避免一方面温度区域8中的乘客受到太高的温度,另一方面温度区域6中的乘客受到太低的温度。

        【发明内容】

        本发明的目的是提供解决方案,所述解决方案改善了空间内的温度控制,尤其解决了上述现有技术中的问题。

        该目的通过本发明的独立权利要求中限定的设备及方法而实现。

        根据本发明用于飞机机舱中的温度控制的设备包括:第一供应控制装置,其用于根据为第一温度区域所指定的第一温度来控制从第一源供应到飞机机舱的第一温度区域中的加热空气;和第一压力控制装置,其用于在该第一供应控制装置发生故障时根据该指定的第一温度来控制第一供应控制装置中的当前压力。

        在根据本发明的设备正常运行时,该温度控制实现为:通过控制来自第一源的加热空气供应而使得在第一温度区域中相应地实现并保持所指定的第一温度。在该第一供应控制装置发生故障时,根据温度对来自第一源的加热空气的供应控制改为借助第一压力控制装置的第一供应控制装置中的压力控制。在此情形下,空气压力控制也为使得在第一温度区域相应地实现并保持所指定的第一温度。

        第一供应控制装置的故障理解为其中通过供应控制不能以希望的方式实现第一温度区域中的温度控制的任意运行状态。不仅在供应控制自身失效的情况下,而且在供应控制不能适当地实现或保持所指定的第一温度的情况下,上述情况都有可能出现。供应控制不能适当地实现或保持所指定的第一温度可能为以下情形,例如,在第一温度区域中当前实际供应控制温度与所指定的第一温度偏离了最大允许值的情况。

        第一供应控制装置优选地还设置为控制从第一源供应到飞机机舱第二温度区域的加热空气,其中,该控制根据为第二温度区域所指定的第二温度而实现。以此方式,至少在正常运行时,基于用于两个温度区域的空气——即来自第一源的加热空气,可实现对飞机机舱的不同温度区域的单独温度控制。由于第一和第二温度区域的供应控制温度调节可大体彼此独立地实现,尽管将来自第一源的加热空气用于两个温度区域,但第一和第二温度可以不同。

        在第一供应控制装置有故障时,所希望实现的是:根据所指定的第二温度,借助第一压力控制装置,通过根据所指定的第二温度控制第一供应控制装置中的当前压力来实现温度控制。该飞机机舱中的压力控制下的温度控制在第一供应控制装置包括用于从第一源将加热空气供应到第一温度区域和第二温度区域中的不同部件的情形时是特别有利。若与第二温度区域相关的第一供应控制装置有故障,相较于正常运行来说,第二温度区域可根据所指定的第二温度、借助压力控制来进行温度控制。如以下将要详细描述的,没有必要也用压力控制来替代对第一温度区域的供应控制下的温度控制。

        根据本发明的设备还可包括:第二供应控制装置,其用于根据为第三温度区域所指定的第三温度来控制从第二源供应到飞机机舱的第三温度区域中的加热空气;和第二压力控制装置,用以在第二供应控制装置有故障时,根据所指定的第三温度来控制第二供应控制装置中的当前压力。

        相应地,对于正常运行时供应控制下的温度控制以及失效时压力控制下的温度控制的上述描述在这里适用。

        使用第二供应控制装置和第二压力控制装置使得可进行飞机机舱的两象限系统设计,其中,飞机机舱至少在正常运行时通过两个供应控制装置和/或两个压力控制装置来供应。

        优选地,第二供应控制装置用于根据为第四温度区域所指定的第四温度来控制从第二源供应到飞机机舱第四温度区域中的加热空气,其中,当第二供应控制装置有故障时,第二压力控制装置用于根据所指定的第四温度来控制第二供应控制装置中的当前压力。相应地,在此情形下上面的描述也适用。

        根据本发明用于对飞机机舱的四个温度区域进行温度控制的实施方式允许设计四象限系统,用以至少在正常运行时根据所期望的温度分别控制飞机机舱的四个不同区域。

        在用于四个温度区域其中之一的其中一个供应控制装置有故障时,受影响的温度区域可通过压力控制保持在相应温度。未受影响的温度区域可如下面将详细描述地那样继续由加热空气的供应控制来进行温度控制。

        此外,根据本发明的设备还可包括另外的包括上述特征及功能的供应控制装置和另外的与所述另外的供应控制装置相关且同时包括上述特征及功能的压力控制装置,用以供应多于四个空间的温度区域。

        不考虑供应控制装置和压力控制装置的数目和/或温度区域的数目,在错误影响温度区域的情况下,可借助根据本发明的设备防止必须终止该区域的温度控制的情况。而是,即使是在有故障时受影响的温度区域仍能继续受到控制,即通过压力控制进行控制。

        在下面的另外的优选实施方式中,一般参照一个供应控制装置、一个温度区域、一个压力控制装置等。根据所提供的供应控制装置、温度区域、压力控制装置等的数目,下面的描述适用于第一供应控制装置和/或第二供应控制装置,第一温度区域和/或第二温度区域和/或第三温度区域和/或第四温度区域,第一压力控制装置和/或第二压力控制装置等。

        所述供应控制装置优选地包括:空气入口,其耦连于针对供应控制装置而设的压力控制装置;空气出口,其耦连于由供应控制装置维护的温度区域;和空气管道,用以在空气入口和空气出口之间供应相应的空气。

        当至少其中一个温度区域分成若干温度带时——对所述温度带可单独进行温度控制,适合该温度区域的供应控制装置的空气出口包括若干空气出口管道,用以向不同温度带提供加热空气。

        优选地,对供应到温度区域的空气的控制通过包括在为该温度区域而设的供应控制装置中的阀装置来实现。在此情形下,该阀装置可设置在相应的空气出口处,用以向相应的温度区域供应与温度相关地受控的加热空气。

        当空气出口管道用于不同温度带的供应时,用于每个空气出口管道的阀装置可结合一个阀。为了检测供应控制装置的故障,根据本发明的设备可包括至少一个与供应控制装置相关联的运行状态检测装置。有关该供应控制装置的运行状态的信息也可由与根据本发明的设备相分离的设备或装置来提供,该分离的设备或装置可连接到根据本发明的设备和/或相应的供应控制装置。

        优选地,该至少一个运行状态检测装置用于检测相应的阀装置和/或该处出现的相应的阀的当前运行状态。

        根据本发明的设备可包括至少一个与压力控制装置相关联的压力检测装置,用以检测相应的供应控制装置中的当前空气压力。使用压力检测装置使得可以压力控制阀作为相关联的压力控制装置,该压力控制阀例如在正常运行时可根据初始设置而进行不同的控制。压力检测装置还允许当所分配的供应控制装置有故障时将与该供应控制装置中的当前压力相关的信息提供给相应的压力控制装置,而不用使用单独的压力检测系统。

        在使用第一供应控制装置和第二供应控制装置的情况下,构思为使用连接装置用以使得供应控制装置可以选择性地连接。

        当根据本发明的设备设置成例如用于供应第一温度区域和第二温度区域时,若其中一个压力控制装置在正常运行时发生故障,可借助该连接装置建立第一供应控制装置和第二供应控制装置之间的连接,以借助其它压力控制装置来供应这两个供应控制装置。将根据本发明用于多于两个温度区域的设备,这使得在有故障时通过以该连接装置将第一供应控制装置和第二供应控制装置相互连接而继续对未受故障影响的温度区域进行加热和/或冷却温度控制,使得未受影响的温度区域由压力控制装置维护。而后,受故障影响的温度区域可由其它压力控制装置压力控制地保持在相应的温度。

        根据本发明的设备优选地包括至少一个关联于一供应控制装置的切断装置,以防止在从各个温度区域到相应的压力控制装置的方向上的逆向的空气流动。该实施方式在下述情形下特别有利:设置连接装置用以防止空气从用于供应未受影响的温度区域的压力控制装置流动到其它压力控制装置以及防止由此情形产生的压力变化,该压力变化妨碍或阻碍了受影响温度区域的压力控制下的温度控制。在正常运行时,该至少一个切断装置可防止损坏相应的压力控制装置——例如在飞机机舱中压力降低的情况下。

        上述针对根据本发明的设备的解释相应地适用于根据本发明的用于控制飞机机舱中温度的方法。

        【附图说明】

        下面参照附图讨论优选实施方式,附图包括:

        图1概略地示出了用于飞机机舱中的温度控制的已知系统,

        图2是用于飞机机舱中温度控制的针对一个温度区域而设置的根据本发明的没备(单象限系统),

        图3是用于飞机机舱中温度控制的包括压力控制装置、针对两个温度区域而设置的根据本发明的设备,

        图4是用于飞机机舱中温度控制的包括两个压力控制装置、针对两个温度区域而设置的根据本发明的设备(两象限系统),以及

        图5是用于飞机机舱中温度控制的针对四个温度区域而设置的根据本发明的设备(四象限系统)。

        【具体实施方式】

        图1示出了用于飞机机舱104中、具体是飞机机舱104的温度区域106中的温度控制的系统102的实施方式。

        温度区域106分成单个相邻设置的温度带110~124。温度传感器126~140用于检测温度带110~124中当前盛行的温度。该温度传感器126~140设置在空气出口管道142~156的出口区域,加热空气经由该出口管道供应到温度带110~124。

        为了控制温度带110~124中的加热空气供应,在空气出口管道142~156中分别设置有阀158~172?;谖露却衅?26~140的信号/数据,控制器174控制阀158~172,从而达到为温度区域106所指定的温度。

        飞机推进器的一个或多个涡轮所产生的加热空气经由压力控制阀176供应。阀176是压力控制的并用作空气管道180中的空气压力的压力控制装置,该空气管道180通过空气入口181与阀176相连并包括与空气出口142~156相连接的区域184,用以将经由阀176供应的加热空气经由阀158~172供应到温度带110~124。

        在阀176的下游,压力传感器177设置在空气管道180中,用于检测该空气管道中当前盛行压力。在压力传感器177下游设置有一个切断装置190,该切断装置190以止回阀实现。止回阀190允许空气沿从阀176到阀158~172的方向流动;止回阀190禁止空气在反方向上流动。

        控制器174从压力传感器177接收与当前盛行空气压力有关的信息,其也控制阀176。

        正常运行时,阀176由控制器174根据空气管道180中出现的压力而致动,使得在空气管道180中相对于飞机机舱104中的当前盛行压力保持恒定压力。与开始处描述的现有技术系统不同,在正常运行时,压力控制阀176容许变化;空气管道180中所期望的压力相对于飞机机舱104中的内压处于受控方式下。

        在正常运行时,温度区域106的温度通过借助温度传感器126~140检测与温度带110~124中的当前盛行温度有关的信息并通过借助控制器174将阀158~172关闭或打开(到一足够程度)而实现温度区域106中所期望的温度。除了所示出的温度传感器126~140,可在例如与温度带110~124(未示出)相关的温度区域106中使用另外的温度传感器,来获得关于温度区域106和/或温度带110~124中的当前盛行温度的额外信息。

        当一个或多个阀158~172有故障时,可能至少受影响的温度带不再可由阀控制的空气供应调节而实现和/或保持所期望温度。这意味着,在每次阀错误的情况下,未发生下面描述的温度区域106的压力控制下的温度控制。若阀158~172其中一个有故障、但是温度区域106的可接受的供应控制下的温度控制仍然可能位于指定的范围内,则系统102可像正常运行(即没有阀故障)一样运行,温度区域106中损失一定的舒适性。在阀故障时——其使得在温度区域106中不能进行供应控制下的温度控制,则系统102运行而使得温度区域106的温度的供应控制被替代为压力控制。

        例如,若阀158在完全或接近完全打开状态下失效并在该状态下保持阻塞,由于过量供应的加热空气,相关联的温度带110将处于过高的热能下。那么,不再可于温度区域110中进行供应控制下的温度控制。当检测到阀158的故障时,温度区域106的供应控制下的温度控制停用,并替代为压力控制下的温度控制。

        为了防止因为打开(得太宽)的管道180而在温度带110中出现过高的温度升高,控制阀176使得空气管道180中的当前盛行压力降低到将经由阀158供应到温度带110的空气量降低而使得该处达到所期望的温度的值。在此情形下,借助温度传感器126,检查该温度带110是否达到所期望的温度。除非受到故障的影响,阀176控制为使得空气管道180中进一步的压力下降以及由此经由阀158所供应的空气进一步减少。一旦温度带110达到期望温度,借助阀176的相应控制器而使空气管道180的压力得以保持和/或控制,从而温度带110的期望温度得以保持。

        为了保持未受影响的温度带112~124中的相应温度,无故障阀160~172控制为使得经由这些阀到达无故障带112~124的加热空气的总量足以获得和/或保持相应温度带的温度。在这里假定发生故障的情况下,空气管道108的压力降低。相应地,阀160~172进一步打开,以补偿降低的供应压力并向温度带112~124供应相应的热能。

        例如,若阀158在接近关闭的状态失效,则流经该阀的空气流量所供应的热能不再足以保持温度带110的期望温度。在此情形下,温度区域106的供应控制下的温度控制终止而替代为压力控制下的温度控制。在此情形下,阀176运行为使得空气管道180中的压力升高,从而不论阀158的状态为何都有足够的空气流过,用以按所期望的方式来控制带110中的温度。为了防止由无故障阀160~172所供应的温度带112~124的温度过高,这些阀关闭到足以补偿升高的供应压力而使得在这些带中获得所需温度的程度。

        若在这样的故障情形下基于温度传感器126检测的信息确定了空气管道180中的压力增加未导致温度带110的期望的温度增加,则意味着通过阀176停止进一步的压力增加。从而,避免了未以期望方式提供用于温度带110的温度控制且可能导致损坏的空气管道180的压力。

        若阀158在完全关闭状态失效,则温度区域106的供应控制下的温度控制可由压力控制下的温度控制保持或消除。由于当存在这样的故障时,可能没有进一步的空气经过温度区域106中的阀158供应,所以不可能实现温度区域110的单独温度控制。为了实现和/或保持未受影响温度带112~124中的各自所期望的温度,阀160~172可按正常运行模式控制。由于关闭的阀158,空气管道180中压力增加。相应地,未受影响的温度带112~124的过高温度通过控制阀160~172而使较少加热空气流经这些阀来得以避免??裳〉?,其中当阀176受控制而用于补偿由于阀158的失效而增加的压力时,还用压力控制来替代供应控制。

        图3中示出的实施方式与图2中示出的实施方式的区别在于:与温度区域10一起,飞机机舱104包括温度区域108,该温度区域108分成温度带194~208。为了供应温度带194~208,设置有空气出口管道212~226,其中分别设置有阀228~242。在空气出口管道212~226中分别设置有传感器——这里未示出,这些传感器与传感器158~172相当??掌隹诠艿?12~226连接到空气管道182??掌艿?82包括止回阀192和空气入口183,空气经由该空气管道从阀176供应。为了检测空气管道182中的压力,压力传感器177设置在阀176的下游。上面针对图2的解释在这里相应地适用于根据图3的实施方式的所有特征和功能。这些特别是在正常运行状态时适用,其中,温度区域106和108的温度控制是供应控制的,并且当有故障时,其中对受故障影响的温度区域的温度控制是压力控制的。

        在图4示出的实施方式中,系统102用于带有两个温度区域106和108的飞机机舱104的温度控制。该系统102可描述为两象限系统,因为温度区域106和108可作为采用单独温度控制的区域运行。温度区域106包括温度带110~116,这些温度带通过空气出口管道126~132、阀142~148、空气管道180、止回阀109、空气出口181和用作压力控制装置的阀176供应加热空气。温度区域108包括温度带118~124,这些温度带经由空气出口管道134~140、阀150~156、空气管道182、止回阀192、空气出口183和用作另外的压力控制装置的另外的阀178进行供应。为了压力检测,在空气管道180和182中设置有压力传感器177和179,具与压力控制装置172和/或178相关联。关于温度区域106和108的温度的信息通过温度传感器126~132和/或134~140而获得。

        空气管道180和182可由阀188连接。正常运行时,阀188关闭。从而,系统102用于温度区域106的部件独立于系统102用于温度区域108的部件而单独运行。而且,当阀158~164和/或166~172的其中一个有故障时,阀188仍然关闭;从而,当阀有故障时,系统102可分别针对温度区域106和温度区域108而单独地运行。上面针对图2的解释因而也适用于在此处描述的用于温度区域106的系统102的部件和用于温度区域108的系统102的部件的正常和故障情形。

        当阀176或178有故障时,相应的温度区域106和/或108不再受到供应。在此情形下,阀188打开,以使空气管道180和182彼此连接。例如,若阀176失效而阀188打开,则两个温度区域106和温度区域108都由阀178供应。止回阀190防止经由阀178供应的空气到达并损坏阀176或使得阀176处压力损失。通过借助止回阀190关闭空气管道180得到其与图2的实施方式相当的装置,即带有用于在整个飞机机舱104中进行温度控制的压力产生装置178。相应地,也是在上述那些阀188打开并且温度区域106和108经由阀176和178的其中之一供应的情形下,在供应控制下的温度控制发生故障时,如上所述其将由压力控制下的温度控制替代。

        图5中示出系统102的实施方式用于供应四个温度区域106、108、107和109。图5的系统102可描述为四象限系统,因为温度区域106~109可作为以单独温度控制的区域而操作。

        温度区域106包括温度带110~116,这些温度带经由空气出口管道126~132、阀142~148、空气管道180、止回阀109、空气出口181和用作压力控制装置的阀176供应加热空气。温度区域108包括温度带118~124,这些温度带由空气出口管道134~140、阀150~156、空气管道182、止回阀192、空气出口183和用作压力控制装置的阀178供应加热空气。

        温度区域107包括温度带194~200,这些温度带经由空气出口管道212~218、阀228~234、空气管道244、止回阀246、空气出口245以及也经由阀176供应加热空气。温度区域109包括温度带202~208,这些温度带经由空气出口管道220~226、阀236~242、空气管道248、止回阀250、空气出口249以及也经由阀178供应加热空气。

        为了检测压力,压力传感器177和179设置在空气管道180、244和182、248中,该压力传感器177和179是压力控制装置176和/或178。关于温度区域106和108的温度信息借助温度传感器126~132和/或134~140而获得;由此没有示出针对温度区域107和109而设的温度传感器。

        空气管道108和182经由阀188而互相连接。正常运行时,阀188关闭??掌艿?44和248也经由阀252连接,阀252在正常运行时也为关闭的。在正常运行时,对温度区域106~109借助系统102的相应部件进行供应控制下的温度控制。在阀176或178有故障时,相应的温度区域106、107和/或108、109不再受到供应。在此情形下,阀188和252打开,以使空气管道180与182以及空气管道244与248互相连接。例如,若阀176失效并且阀188和252打开,则所有温度区域106~109的供应均经由阀178实现。止回阀190和246防止经由阀178供应的空气到达阀176。通过借助止回阀190和/或246关闭空气管道180和244得到了与图3的实施方式相当的装置,即一个具有用于在整个飞机机舱104中进行温度控制的压力产生装置178。若在所述操作中出现供应控制下的温度控制故障,则由设置有一个用于温度区域106~109的供应的阀的压力控制下的温度控制所替代。

        若温度区域106~109的供应控制下的温度控制在正常运行时出现故障(阀188和252关闭),对受故障影响的温度区域,以压力控制下的温度控制替代供应控制下的温度控制。

        例如,若阀158有故障,则温度区域106的温度控制——如上参照图1所详细描述的——以压力控制实现。若阀188~252仍然关闭—如上参照图3所述的,温度区域107也借助压力控制供应加热空气。

        为了继续温度区域107的供应控制下的供应而不直接受到阀158的故障影响,阀252打开。这使得温度区域107可经由阀178供应加热空气。在此过程的情形下,需要考虑的是,空气管道182、244和248中的当前盛行压力要高于空气管道180中的压力,以保持阀246关闭。关闭的阀246将系统102的那些用于压力控制下的温度控制的区域与那些用于供应控制下的温度控制的区域分隔开。

        当这里假设的阀158故障时,若需要压力降低,相对于温度区域107、108、109来说,系统102可以大致不变化的供应控制方式来运行,这是因为当正常运行中关闭阀188和252时阀178在空气管道182、244、和248中提供大致恒定的压力的缘故。

        若阀158有故障时在空气管道180中需要压力增加,则空气管道182、244和248内的压力要降低,直到其低于空气管道180中的压力。为此目的,阀178相应地受到控制,其中阀150~156、228~234和236~242的供应控制调整为降低压力。

        若在压力控制下的温度控制的情况下确定了相应的空气管道中的压力增加不会导致受影响温度区域的所期望的温度增加,则意味着通过为此目的所采用的阀停止进一步的压力增加。由此,避免在相应的空气管道中存在未以所期望的方式向受影响的温度区域提供温度控制且可能导致损坏的压力。

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