航空器隔離系統以及航空器空調和隔離裝置的制作方法

本發明涉及一種航空器隔離系統。此外，本發明涉及一種航空器空調和隔離裝置。最后，本發明涉及一種操作航空器空調和隔離裝置的方法。

背景技術：

航空器的主要隔離通常包括由蓬松的礦物纖維材料和結合的覆蓋膜組成的墊狀隔離包。隔離包以交迭的方式與航空器外蒙皮的內表面成合適距離地安裝，以在航空器外蒙皮與隔離包之間形成氣隙。隔離包的面向航空器機艙的向內指向的覆蓋膜通常能透過空氣，以便允許隔離包中包圍的空氣與周圍環境之間的壓力補償并同時防止在壓力變化期間隔離包膨脹和收縮。相反，隔離包的面向航空器外蒙皮的向外指向的覆蓋膜通常以防水形式實現，以形成冷凝水屏障，以便保護機艙和濕度敏感的航空器系統而避免滴水。

在航空器的飛行操作期間，航空器外蒙皮可具有在-30℃與-55℃之間的溫度。結果，具有機艙空氣的露點溫度的位置通常位于隔離包內。由于壓力變化以及擴散效應，溫暖潮濕的機艙空氣通過面向機艙的穿孔膜連續進入隔離包。如果該空氣滲透到隔離材料中直至具有露點溫度的位置，則發生冷凝。隔離包的礦物纖維吸收冷凝水滴并防止其排水。因此，隔離包吸收大量水，這導致隔離包的重量增加并降低它們的隔離效率。

為了減少水在航空器主隔離包中的吸收，DE 10 2010 052 671 A1和US 2013/299630 A1提出將航空器主隔離包裝備以氣密和防水方式以及通風口實現的覆蓋膜，從而與隔離包的內部的空氣交換僅可通過通風口發生。

目前，在航空器中使用的用于通風和加壓航空器機艙的空調系統基于混合通風的原理工作，其中按要求控制溫度的空氣以高脈沖和高速度通過通常布置在待通風的航空器的一部分的天花板區域中的空氣入口吹入航空器機艙中。歸因于吹入空氣的高脈沖和高速度，滾流空氣運動在航空器機艙中形成，這確保了空氣與機艙空氣幾乎同質的混合。由熱源和冷或熱表面引起的自由對流由滾流空氣運動的強制流動控制。

在EP 2 203 348 B1和US 2010/240290A1中描述了基于置換通風的原理工作的替代的航空器空調系統。在該系統中，空氣經由位于航空器機艙的地板附近的空氣入口以低速供應到待空氣調節的航空器機艙并在地板區域上分布，以形成在整個地板區域上的調節空氣層。調節空氣于是在存在于航空器機艙中的熱源的作用下由于自然對流而上升并經由布置在航空器機艙的天花板區域中的空氣入口離開航空器機艙。從該空氣入口，機艙排氣被引導通過沿航空器機艙的天花板區域延伸的排氣管道并進一步進入到沿航空器外蒙皮延伸并例如遵循框架的路線的連接管道中。連接管道引導從航空器機艙排放的空氣至位于航空器下部殼體的區域中的壓力調節閥。

技術實現要素：

本發明的目的在于提供一種輕量但是仍有效的航空器隔離系統。此外，本發明的目的在于提供一種包括這種航空器隔離系統和航空器空調系統的裝置。最后，本發明的目的在于提供一種操作包括這種航空器隔離系統和航空器空調系統的裝置的方法。

這些目的通過根據權利要求1所述的航空器隔離系統、根據權利要求10所述的航空器空調和隔離裝置以及根據權利要求12所述的操作航空器空調和隔離裝置的方法來實現。

航空器隔離系統包括與航空器外殼的內表面相距一定距離延伸的箔。氣隙被限定在所述箔與所述航空器外殼之間。所述氣隙被填充有捕獲在所述箔與所述航空器外殼之間的空氣。捕獲在所述箔與所述航空器外殼之間的空氣已經提供了航空器機艙的內部與航空器外殼的隔熱，航空器外殼在航空器的飛行操作期間可被冷卻至大約-30℃到-55℃的溫度。優選地，所述箔至少在航空器的上部殼體的區域中大致平行于所述航空器外殼延伸。

機艙排氣管道鄰近所述箔的內表面布置并適于機艙排氣流過。基本上，機艙排氣管道可由管線或管子限定。然而，優選地，機艙排氣管道，至少在航空器的上部甲板的區域中，由鄰近箔的內表面存在的自由空間限定。經由機艙排氣管道從航空器機艙排放的溫暖潮濕的機艙排氣于是進一步將航空器機艙的內部與冷的航空器外殼隔離。箔將捕獲在箔與航空器外殼之間的空氣與流過機艙排氣管道的溫暖潮濕的機艙排氣隔離。結果，可減少熱能損失。進一步，由于機艙排氣中包含的濕氣而引起的航空器外殼內表面的結冰被防止。

由于在航空器隔離系統中，通過形成在箔與航空器外殼之間的捕獲空氣層以及流過機艙排氣管道的機艙排氣層提供隔熱功能，所以能省略常規的主隔離包。結果，航空器隔離系統的特點在于本身特別輕的重量。另外，如在含有隔離包的包含礦物纖維的現有技術的隔離系統中發生的濕氣的積累以及因此產生的增重可避免。因此，航空器隔離系統特別有利地用于在潮濕環境下操作的航空器中，潮濕環境使得在航空器的地面操作期間隔離包的干燥困難。

基本上，航空器隔離系統可在任意航空器中并結合任何航空器空調系統使用。然而，如果機艙排氣管道包括布置在航空器機艙的天花板區域中的機艙排氣入口，則可實現航空器客艙(典型地布置在航空器的上部殼體區域中)的特別有效的隔離，這是因為溫暖潮濕的機艙排氣于是可從航空器上部殼體的天花板區域沿航空器機艙的側壁引導。結果，航空器機艙沿其側壁與冷的航空器外殼有效隔離。

在如在EP 2 203 348 B1和US 2010/240290A1中描述的基于置換通風的原理工作的航空器空調系統中，調節空氣靠近航空器機艙的地板被供應到航空器機艙，然后在存在于航空器機艙中的熱源的作用下由于自然對流而上升。機艙排氣從航空器機艙的天花板區域排放。航空器隔離系統于是特別適合于結合如在EP 2 203 348 B1和US 2010/240290A1中描述的基于置換通風的原理工作的航空器空調系統使用。

在航空器隔離系統的優選實施例中，機艙排氣管道從航空器機艙的天花板區域大致平行于航空器外殼延伸至航空器的下部甲板中。機艙排氣管道于是確保了整個航空器機艙與冷的航空器外殼的連續且有效的隔離。

流過機艙排氣管道的機艙排氣的至少一部分可引導到航空器的貨艙中，航空器的貨艙通常布置在航空器的下部甲板區域中。而且，流過機艙排氣管道的機艙排氣的至少一部分可引導到航空器空調系統的混合器中。在混合器內，機艙排氣在被再循環到航空器機艙中之前可與由空調系統的空調單元提供的冷的調節空氣混合。最終，流過機艙排氣管道的機艙排氣的至少一部分可經由壓力調節閥排放到航空器外(over board of the aircraft)，以便調節航空器機艙壓力。在機艙排氣流流過機艙排氣管道時從機艙排氣流冷凝的水也可經由壓力調節閥排放到航空器外。然而，還可想到在機艙排氣管道中提供水分離器，以便將冷凝水與機艙排氣流分離。

在航空器的飛行操作期間流過機艙排氣管道時，機艙排氣由于熱能從機艙排氣傳遞到冷的航空器外殼而被冷卻。結果，機艙排氣可作為已經處于預冷狀態的再循環空氣供應到空調系統的混合器。結果，用于提供冷的調節空氣的空調系統的空調單元的能量消耗可顯著降低。

航空器隔離系統優選包括控制單元，該控制單元適于以使所述機艙排氣在流過所述機艙排氣管道時被冷卻至大約5℃到10℃的溫度的方式控制通過所述機艙排氣管道的機艙排氣的流動。例如，控制單元可以此種方式控制用于將機艙排氣傳送通過機艙排氣管道的傳送設備，使得通過機艙排氣管道的機艙排氣的體積流量根據機艙外殼的溫度被適當地調節，以便確保機艙排氣在流過機艙排氣管道時被冷卻至大約5℃至10℃的期望溫度。當機艙排氣在流過機艙排氣管道時被冷卻到大約5℃至10℃的溫度時，由于機艙排氣中包含的濕氣的冷凝而例如在箔的內表面處引起的冰的形成可避免。

優選地，箔由水密性材料和/或氣密性材料制成。水密性箔防止機艙排氣管道中形成的冷凝水進入箔和航空器外殼之間限定的氣隙。因此，可避免航空器外殼內表面的結冰。氣密性箔防止機艙排氣管道與箔和航空器外殼之間限定的氣隙之間的氣體交換，并因此還防止流過機艙排氣管道的機艙排氣中包含的濕氣進入箔和航空器外殼之間限定的氣隙。例如，箔可由水密性和氣密性塑料材料制成。

盡管氣密性箔的使用對于防止濕氣進入箔和航空器外殼之間限定的氣隙可能是有利的，但是箔仍應該不形成機艙排氣管道與航空器外殼之間的氣密性密封。替代地，由箔限定的“屏障”應該能滲透空氣至使得機艙排氣管道與箔和航空器外殼之間限定的氣隙之間的壓力平衡能夠實現的程度。這通常通過將箔以非密封方式緊固以使在機艙排氣管道與箔和航空器外殼之間限定的氣隙之間的某些空氣交換即使在箔本身由氣密性材料制成的情況下仍不可避免地發生來實現。

優選地，箔包括多個箔片。箔片可沿航空器外殼的周向方向延伸。優選地，箔片被附接到航空器主結構。例如，箔片可被附接到航空器主結構的縱梁和/或框架。在優選的實施例中，箔片沿航空器外殼的周向方向在航空器主結構的成對的相鄰框架之間延伸。

箔片可借助夾緊裝置被附接到部件，特別是航空器主結構的框架。夾緊裝置可配置為施加夾緊力，以便將箔片夾緊到部件，特別是航空器主結構的框架。

例如，夾緊裝置可包括第一夾緊元件和第二夾緊元件。第一夾緊元件和第二夾緊元件可由塑料材料制成。進一步地，第一夾緊元件和第二夾緊元件可借助延伸通過航空器主結構的框架的銷連接以將第一和第二箔片緊固到所述框架的相對側表面。特別地，第一夾緊元件和第二夾緊元件中的每一個可具有包括第一腿和第二腿的L形橫截面。可鄰接抵靠箔的內表面的第一腿可將箔擠壓抵靠縱梁的面向航空器機艙的表面。也可鄰接抵靠箔的內表面的第二腿可將箔擠壓抵靠框架的側表面。

夾緊裝置可進一步包括夾具(clip)，該夾具從航空器外殼的鄰近框架的側表面的內表面延伸，以被布置在所述第一夾緊元件或第二夾緊元件與框架的側表面之間。如上所述的夾緊裝置的提供簡化了航空器中箔片的安裝。

優選地，相鄰的夾緊裝置之間沿所述航空器外殼的周向方向的間隔為所述航空器主結構的相鄰縱梁之間的間隔的兩倍。箔的變形特別是下垂可由此防止。

航空器空調和隔離裝置包括用于產生調節空氣的空調單元以及上述航空器隔離系統。所述空調單元和所述機艙排氣管道被連接到混合器，該混合器適于將由所述空調單元產生的調節空氣與經由所述機艙排氣管道從航空器機艙排放的機艙排氣的至少一部分混合。如上文已經指出的，通過向混合器供應由于在流過機艙排氣管道時熱能向冷的航空器外殼的傳遞而已經被預冷卻的機艙排氣，空調單元的能量消耗可顯著降低。

在航空器空調和隔離裝置中，所述機艙排氣管道可被連接到壓力調節閥，該壓力調節閥適于允許流過所述機艙排氣管道的機艙排氣的至少一部分排放到所述航空器外，以便調節航空器機艙壓力。例如，機艙排氣管道可包括兩個分支管道，一個連接到混合器，一個連接到壓力調節閥。

在一種操作航空器空調和隔離裝置的方法中，借助空調單元產生調節空氣。將機艙排氣從航空器機艙經由機艙排氣管道排放，所述機艙排氣管道鄰近箔的內表面布置，所述箔的內表面與航空器外殼的內表面相距一定距離延伸以限定所述箔與所述航空器外殼之間的氣隙。將由所述空調單元產生的調節空氣與經由所述機艙排氣管道從所述航空器機艙排放的機艙排氣的至少一部分混合。

優選地，所述機艙排氣經由所述機艙排氣管道的機艙排氣入口從所述航空器機艙的天花板區域排放。

所述機艙排氣可被從所述航空器機艙的天花板區域大致平行于所述航空器外殼通過所述機艙排氣管道引導至所述航空器的下部甲板中。

流過所述機艙排氣管道的機艙排氣的至少一部分可經由連接到所述機艙排氣管道的壓力調節閥排放到所述航空器外，以便調節航空器機艙壓力。

附圖說明

現在參照所附示意圖更詳細地描述本發明的優選實施例，圖中：

圖1示出航空器空調和隔離裝置；以及

圖2示出在圖1的航空器空調和隔離裝置中采用的航空器隔離系統的詳細視圖。

具體實施方式

根據圖1的航空器空調和隔離裝置100包括航空器隔離系統10和空調單元12。空調單元12能操作以將冷的調節空氣提供到混合器14。如從圖1變得明顯的，空調單元12和混合器14布置在航空器的下部甲板16的區域中。下部甲板16與上部甲板18分離，上部甲板18借助地板22容納航空器機艙20，例如客艙。

航空器機艙20通過將空氣經由形成在航空器機艙20的靠近地板22的側壁中的調節空氣入口24從混合器14供應至航空器機艙20中而調節空氣。調節空氣以大約0.1m/s至0.5m/s的低速度離開調節空氣入口24，以在地板區域上形成調節空氣層。調節空氣于是在航空器機艙20中存在的熱源(例如乘客)的作用于由于自然對流以大約0.05m/s的速度上升，并經由機艙排氣管道28的機艙排氣出口26離開航空器機艙20。機艙排氣出口26布置在航空器機艙20的天花板30的區域中。機艙排氣管道28從航空器機艙20的天花板區域沿航空器外殼32的周向方向延伸到下部甲板16中。特別地，機艙排氣管道28大致平行于航空器外殼32在航空器外殼32與諸如天花板面板34的內部部件的后壁之間且在行李艙36和側壁面板38上方延伸。基本上，機艙排氣管道28可由管線或管子限定。然而，優選地，機艙排氣管道28在上部甲板18的區域中由航空器外殼32與內部部件的后壁之間存在的自由空間限定。

在下部甲板16的區域中，機艙排氣管道28包括第一分支28a和第二分支28b。機艙排氣管道28的第一分支28a通往混合器14中，以將從航空器機艙20排放的機艙排氣經由機艙排氣管道28作為再循環空氣供應到混合器14。在混合器14內，機艙排氣與由空調單元12產生的調節空氣混合并最終經由調節空氣入口24再循環至航空器機艙20中。機艙排氣管道28的第二分支28b被連接到壓力調節閥40。經由壓力調節閥40，流過機艙排氣管道28的機艙排氣如果調節航空器機艙壓力需要的話可排放到航空器外。

在面向航空器外殼32的一側形成航空器隔離系統10的一部分的機艙排氣管道28由箔42界定。機艙排氣管道28于是鄰近箔42的內表面43布置。由氣密性和水密性材料(特別是氣密性和水密性塑料材料)制成的箔42與航空器外殼32的內表面44相距一定距離地延伸。特別地，箔42大致平行于航空器外殼32延伸，其中航空器外殼32的內表面44與箔42之間的距離大致對應于縱梁46(其形成航空器主結構48的部件)從航空器外殼32的內表面44沿徑向方向的延伸。

箔42與航空器外殼32之間限定有氣隙50。氣隙50填充有捕獲在箔42與航空器外殼32之間的空氣。捕獲在箔42與航空器外殼32之間的空氣已經提供了航空器機艙20的內部與航空器外殼32的隔熱，航空器外殼32在航空器的飛行操作期間可被冷卻至大約-30℃至-55℃的溫度。由經由機艙排氣管道28從航空器機艙排放的溫暖潮濕的機艙排氣形成另一隔離層，其有效地將航空器機艙20與冷的航空器外殼32隔離。

結果，在航空器隔離系統10中，常規的主隔離包可免除。由于箔42的存在，捕獲在箔42與航空器外殼32之間的空氣與流過機艙排氣管道28的溫暖潮濕的機艙排氣隔離，因此熱能損失可減少。而且，由于機艙排氣中包含的濕氣而引起的航空器外殼32的內表面44的結冰被防止。

如圖1中所指示的，機艙排氣在流過機艙排氣管道28時由于熱能傳遞到冷的航空器外殼32而從機艙排氣出口26的區域中大約30℃的溫度冷卻到地板22的區域中大約10℃的溫度。特別地，通過機艙排氣管道的機艙排氣的流動借助控制單元52以使得機艙排氣在流過機艙排氣管道時被冷卻到大約5℃到10℃的溫度的方式被控制。例如，控制單元52可以此種方式控制用于將機艙排氣傳送通過機艙排氣管道28的傳送設備(未示出)，使得通過機艙排氣管道28的機艙排氣的體積流量根據機艙外殼32的溫度被適當地調節，以便確保機艙排氣在流過機艙排氣管道28時被冷卻至大約5℃至10℃的期望溫度。

由于在流過機艙排氣管道28時被預冷卻，機艙排氣以顯著低于在機艙排氣出口28的區域中機艙排氣的溫度的溫度進入混合器14。結果，用于提供要與機艙排氣混合的冷的調節空氣的空調單元12的能量消耗可降低。另外，當機艙排氣在流過機艙排氣管道時借助控制單元52被冷卻到大約5℃到10℃的溫度，由于機艙排氣中包含的濕氣的冷凝而引起的例如在箔42的內表面處的冰的形成可避免。

如從圖2變得明顯的，箔42包括附接到航空器主結構48的多個箔片42a、42b、42c。特別地，單獨的箔片42a、42b、42c沿航空器外殼32的周向方向在航空器主結構48的成對的相鄰框架54之間延伸。箔片42a、42b、42c借助夾緊裝置56附接到框架54。

每個夾緊裝置56包括第一夾緊元件58和第二夾緊元件60，該第一夾緊元件58和第二夾緊元件60借助延伸通過一個框架54的銷62彼此連接，同時在它們之間抵靠框架54的相對側表面64、66夾緊兩個相鄰的箔片42a、42b、42c的邊緣。箔片42a、42b、42c于是被緊固到框架54的相對側表面64、66。第一夾緊元件58和第二夾緊元件60中的每一個由塑料材料制成并具有包括第一腿58a、60a和第二腿58b、60b的L形橫截面。鄰接抵靠箔42的內表面43的第一腿58a、60a可將箔42擠壓抵靠縱梁46的面向航空器機艙20的表面68。也鄰接抵靠箔42的內表面43的第二腿58b、60b將箔42擠壓抵靠框架54的側表面64、66。夾緊裝置56進一步包括夾具70，該夾具70從航空器外殼32的鄰近框架54的側表面64的內表面44延伸以被布置在所述第一夾緊元件58與框架54的側表面64之間。

相鄰的夾緊裝置56之間沿航空器外殼32的周向方向的間隔為航空器主結構48的相鄰縱梁46之間的間隔的兩倍。箔42的變形特別是下垂可由此防止。

如果箔42以非密封方式(例如，如上所描述的)附接，則在機艙排氣管道28與箔42和航空器外殼32之間限定的氣隙50之間的某些空氣交換即使在箔42本身由氣密性材料制成的情況下仍不可避免地發生。因此，由箔42限定的“屏障”能滲透空氣至這樣的程度，使得機艙排氣管道28與箔42和航空器外殼32之間限定的氣隙50之間所需的壓力平衡能夠實現。