用于防止飞行器的引气供应系统过热的线路布置和包括这种线路布置的引气供应系统

摘要

本发明涉及一种用于防止飞行器的引气供应系统(10)过热的线路布置(50)，所述引气供应系统(10)包括引气源(12)、引气供给装置(14)、布置在引气供给装置(14)中的关断阀(16)、以及具有监测控制设备(39)的泄漏监测设备(38)，其中所述监测控制设备(39)以使得当关断电路(18)被切断时关断阀(16)被关闭的方式而经由关断电路(18)与关断阀(16)相连接，本发明提供了：线路布置(50)包括与关断阀(16)和监测控制设备(39)相串联地连接到关断电路(18)的、一旦超过了预定的极限温度(T

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于防止飞行器的引气供应系统过热的线路布置，所述引气供应系统包括引气源、引气供给装置、布置在所述引气供给装置与所述引气源之间的关断阀、以及具有控制设备的泄漏监测设备，其中所述控制设备经由关断电路与关断阀相连接以使得在关断电路被切断时关断阀被关闭。本发明还涉及一种具有这种线路布置的引气供应系统。

背景技术

在现代飞行器中通常存在相当大数量的必须向其提供温暖和压缩的空气的设备。这种空气的最重要的消耗装置之一是商用飞行器的空调系统，所述空调系统由于现代商用飞行器的高飞行高度和该处常有的低外部压力以及低外部温度而必须人工创建乘客能忍受的内部空气。为了能够向这种空气消耗设备供应高温空气，也称为引气的气动空气的一部分通常以一定方位从飞行器发动机排出。

该空气通常是源自所述发动机的压缩级之一的空气，因而处于大的压力(高达约50PSI，对应于约3.5bar)之下并能够具有高达约400℃的高温。然后必须将该引气从所述发动机传送至所述飞行器的设备，这通常是经由管道系统来进行的。

在将来自发动机的空气供应给所述消耗设备之前借助于温度控制系统(EBAS，“发动机引气系统”)将所述空气冷却到约200-260℃通常是适当的。这可以例如通过在换热器中与来自飞行器环境的极冷空气进行相互作用来实现。所述EBAS通常具有记录冷却的空气的温度并根据需要对所述温度进行控制的电子温度控制系统。然后可以经由主要由钛合金构成的管道将所述空气传输至所述消耗装置。

如果所述管道系统具有受损点，则处于高压下的极热的引气可能在这些受损点处逸出，并对所述管道系统的周围环境起作用。与此相关的增温可能导致对开始与该热空气接触的飞行器部件的损坏。

尤其是，在这种情况下，在所述管道系统附近的输电线、燃料管线、液压管线或其它敏感的部分可能受到损坏的影响。例如，甚至机身的支承件也可能被损坏。这种损坏可能严重削弱飞行器的飞行安全和引起直至飞行器的可能的坠毁的、对于乘客和空勤人员的安全而言严重的后果。

为此，目前在飞行器中沿着整个管道系统安装有用于检测破裂的传感器，通过也称为OHDS(“过热检测系统”)的泄漏监测系统来对这些传感器进行评估。所述传感器通常是表面传感器，其包括在核心部分与外壳之间容纳有具有温度相关的电阻值的填充物的、几毫米粗的圆柱形金属丝。在低于可以在生产期间将其设置在一定极限值内的一定响应温度时，所述阻值非常大。但是，如果超过该响应温度，则所述阻值急剧地减小若干数量级。通过监测设备可以容易地电检测到这种阻值变化。

在这种系统中，如果热空气通过泄漏从管道系统中排出，则热空气对周围的传感器进行加热，直到这些传感器达到响应温度并且所述监测系统根据阻值变化而检测到该泄漏。然后所述监测系统(OHDS)中的另外的电子装置通过借助于切断给定的关断阀的电源而关闭所述关断阀来中断该部分中的空气供应，其中所述关断阀在不通电状态下被关闭。

所述温度控制系统EBAS和泄漏监测系统OHDS通常是在普通的计算机BMC(“引气监测计算机”)中用相同的硬件来实现的。

EP 0 175 698 B1公开了一种具有泄漏监测设备的引气供应系统，其中所述泄漏监测设备具有控制设备，所述控制设备与用于切断引气流的阀门相连接。

在DE 10 2004 039 667 A1中描述了一种空气供应设备，其中可以通过可基于来自温度传感器的信号进行控制的阀门来封锁空气供应装置。

在根据上述现有技术的系统中，如果温度控制系统失效，则管道系统中的空气温度可能升高至未冷却的引气的温度，因而直至约400℃。位于EBAS的下游的管道系统并不是针对这种热空气而设计的，特别地，如果接合各个管道的密封被暴露于这种热空气中，则所述密封可能受到严重的影响并且退化。由此可能出现有热空气流出的泄漏。

此外，如果在监测计算机BMC中也发生系统故障，则这将影响泄漏监测设备，所述泄漏监测设备自身独立于温度控制系统，并且在这种情况下(EBAS失效和BMC中发生故障)随后将不会自动关断引气流，从而可能对飞行安全产生严重的后果。

由于针对引气供应系统规定了高安全等级(发展保证等级，DAL)，因此在研发过程中必须考虑这些可能的严重后果。这导致了成本非常密集的开发过程。

发明内容

本发明的目的是为了克服现有技术的前述问题。

从起初说明的已知线路布置出发，根据本发明，由于以下原因而实现了该目的：所述线路布置包括与关断阀和监测控制设备相串联地连接到关断电路的、一旦超过了预定的极限温度就切断所述关断电路的热开关。

根据本发明，由此引入了可独立于监测控制设备(例如OHDS)地执行对热引气供应的关断的实体。如果在泄漏监测设备中发生故障，则根据本发明的线路布置仍然可以导致热空气供应的中断。这伴随着飞行器、乘客以及空勤人员的安全性的增加，并且可以节省随着复杂和昂贵的软件的替代使用而产生的开发成本。

此外，可以迅速地检测到引气供给装置中的温度升高，以使得万一发生故障，部件也不会暴露于不期望的高温和高压下，或者部件仅暴露短暂的时间。即使泄漏监测设备很好地起作用，也可以借助于根据本发明的线路布置在泄漏发生之前对引气供给装置中的温度升高作出反应。飞行器的部件由此得到了保护，并且磨损迹象得以减少。

因此，根据本发明的线路布置在技术上易于实现，并且也便宜。此外，该线路布置对于已经安装的系统而言是易于翻新的。

所述热开关优选地与所述引气供给装置导热地相接触。具体而言，如果所述热开关与所述引气供给装置的管道的表面导热地相接触，则是有利的。由此可以除去易于出现故障且削弱了测量的精度和速度的、用于监测空气温度的传输和辅助系统。

根据一个实施例，设想所述热开关为机械开关。这种构造尤其可靠且几乎不会发生故障，并且制造起来也便宜。根据需求以及在其中使用该热开关的环境，该热开关也可以是非机械地构成的，例如构成为热电开关。

将所述极限温度设置在300℃是适当的。该值高于所述引气供给装置中的冷却的空气的约为200-260℃的典型温度，因此所述热开关能够在所述引气供给装置中的空气由于故障而变热以至于使所述引气供给装置的部件升温到高于其负荷容限之前、对不期望的温度升高作出反应。但是，不用说的是，所述极限温度可以并且应当与相应的使用条件相匹配。

在本发明的另外的实施例中，所述引气供应系统可以包括具有温度控制设备的冷空气供应系统。因此，可以在来自引气源的引气被馈入所述引气供给装置之前，使所述引气达到受诸如EBAS之类的温度控制设备控制的温度。由此可以以例如消耗系统所需要的、所述引气供给装置被设计用于传导的温度来经由所述引气供给装置引导空气。

还提供了：所述引气源和冷空气供应系统经由换热器而彼此热连接，所述换热器进一步连接到所述引气供给装置。所述热开关优选地被布置成直接在所述换热器之后且位于所述引气供给装置中。在这种布置中，所述热开关可以在以下情况之前检测到可能的温度升高：过热的空气在引气供给装置中行进了长距离，并且在该过热的空气被检测到之前可能导致该路径上的损坏。

根据本发明的另一优选实施例，所述热开关被设计为具有两个开关级的双开关。由此可以避免在热空气的温度变化的情况下所述热开关的自动交替的断开和再次接通。

在这种情况下，提供了第一开关级如同上文描述地进行操作。第二开关级可以被有利地设计成例如使得在低于临界温度时所述第二开关级接地。优选地，该第二开关级被形成为使得在高于所述临界温度时所述第二开关级不接地。由此可以产生比如用于可选地连接的另外的系统的进一步处理的开关信号。

所述临界温度可以被确定成使其对应于所述极限温度，因此同时产生开关信号和切断空气供给。

极限温度与临界温度也可以具有不同值。因此例如可以提供：所述临界温度低于所述热开关的极限温度，以在所述热开关切断所述关断电路之前产生开关信号。

在另外的实施例的范围内，所述第二开关级可以例如连接到故障信号灯(FAULT灯)并被用作用于激活该灯的开关信号。替代地，所述第二开关级可以连接到另一系统，例如对所产生的开关信号进行评估的飞行报警系统(FWS)。基于该评估，FWS可以例如启动永久切断所述关断电路的过程，以可靠地切断过热空气的供应。

本发明还涉及一种引气供应系统，其包括上述的线路布置。

附图说明

现在参考以下的示意图对本发明进行举例说明和更详细的说明。

图1示出了根据现有技术的引气供应系统，以及

图2示出了具有根据本发明的线路布置的引气供应系统。

具体实施方式

图1示出了根据现有技术的引气供应系统10。该引气供应系统10包括排出来自发动机13的热空气且与引气供给装置14相连接的引气源12。在引气源12与引气供给装置14之间布置有经由关断电路18来驱动的关断阀16。如果关断电路18被切断，则关断阀16关闭并中断来自引气源12的空气供应。引气供给装置14将热空气供应给飞行器中的消耗装置(未示出)。

冷空气供应系统20将来自飞行器环境的冷空气经由冷却入口22而引导至换热器24。冷空气供应系统20可以连接到比如发动机13的空气入口。换热器24也连接到引气源12。

冷空气供应系统20包括冷空气管线28和控制阀30，其中所述控制阀30适合于通过也称为EBAS的温度控制设备32来进行控制。温度控制设备32连接到布置在引气供给装置14中的至少一个温度传感器34，并对该至少一个温度传感器34发出的信号进行评估。在引气供给装置14的周围布置有与OHDS类型的泄漏监测设备38相连接的、多个也称为OHDS传感器的超温传感器36，其中所述泄漏监测设备38具有控制设备39。监测控制设备39又经由关断电路18与关断阀16相连接。

应当指出，引气供给装置14可以包括具有多个管道的管道系统，在此没有全部示出该管道系统。引气供给装置14被设计用于将流经该引气供给装置14的热空气引导至飞行器的诸如空调系统之类的消耗系统，在此同样没有示出该消耗系统。

在换热器24中，借助于冷空气供应系统20所供应的冷空气来冷却来自引气源12的约为400℃的热的发动机空气。温度控制设备32根据温度传感器34而借助于控制阀30来控制所供应的冷空气的量，并由此控制换热器24中对引气的冷却程度。可以经由冷空气排除管线40从换热器24中转移出加热后的冷空气。另一方面，将在冷却之后典型地具有约200-260℃温度的冷却的热空气供应给引气供给装置14。

温度控制设备32和控制设备39共同地在也称为BMC的监测计算机42中实现。这里将相互独立的系统分配用于温度控制和泄漏监测。

如果这种系统中的温度控制发生故障并且比如冷空气供应的操作完全停止，则未充分冷却的空气从引气源12流入引气供给装置14。引气供给装置14并不是针对例如在冷空气供应完全失效的情况下可能发生的400℃的空气温度而设计的。因此，在引气供给装置14中可能发生泄漏。

然后热空气从已经出现的泄漏点A排出，而且布置在该泄漏点A附近的一个或多个超温传感器36被流出的热空气加热，直到所述超温传感器超过一定的极限温度T_OHDS。此时，传感器信号被转送至监测控制设备39，该监测控制设备39随即切断关断电路18，因此关断阀16关闭，并且来自引气源12的热空气供应被中断。

如果除了温度控制系统之外监测设备38或与其连接的超温传感器36也发生故障(例如，由于在BMC监测计算机42中发生了影响这两个系统的故障而导致的)，则泄漏可能在相当长的时期内保持未被检测出来，并且流出的热空气可能损坏周围的飞行器部件。这样，尤其是输电线、液压管线或燃料管线可能会受到影响，或者可能造成对飞行器结构的损坏。在极端情况下，这种损坏可能给飞行器带来坠毁的严重风险。

图2示出了与图1相类似的引气系统，但是，其另外具有根据本发明的线路布置50。在图2所示的本发明的实施例中，用相同的附图标记来指示相同的部件。

线路布置50包括位于关断电路18中的、连接在关断阀16与监测控制设备39之间的热开关52。热开关52与引气供给装置14的表面导热地相接触，因此，该热开关52实质上直接与经由引气供给装置14引导的热空气相接触。从图2中显然可以看出，热开关52被布置成直接在换热器24的下游且位于引气供给装置14中。在本实施例中，热开关52被配置成使得当超过极限温度T_G时，所述热开关52切断所述关断电路并且所述关断阀由此被关闭。在这种情况下，所述极限温度T_G被设置为300℃。

如同针对图1的描述中所提及的，如果现在在温度控制系统中发生故障并且来自引气源12的热空气不再在换热器24中得到充分冷却，那么引气供给装置14中的空气温度会升高。但是，一旦热空气的温度超过热开关52的极限温度T_G，热开关52就会切断所述关断电路18并且关断阀16关闭。由此在所述热空气可能在引气供给装置14中产生泄漏之前中断来自引气源12的空气供应。

如果在引气供给装置14中仍然发生泄漏(例如，由于热开关52存在故障而导致的)，则上述的泄漏监测系统将中断空气供应。

通过所描述的用于在引气供应系统中布置用于过热保护的独立实体的线路布置，产生了简单的选项。本布置的特别的优点在于，其可以在不花费任何大的费用的情况下安装在飞行器的现有引气供应系统中。

对于本领域的技术人员而言，可以在所附的要求保护的权利要求的范围之内容易地修改和改变上述本发明的实施例，特别是使其适当地适应于引气供应系统的具体设计。