[發明專利]包含位于飛機前端的空調裝置的飛機

在審

• 申請號: 201810890014.3
• 申請日: 2018-08-07
• 公開（公告）號: CN109383813A
• 公開（公告）日: 2019-02-26
• 發明（設計）人: B·格蘭;L·圣-馬克
• 申請（專利權）人: 空中客車運營簡化股份公司
• 主分類號: B64D13/06
• 分類號: B64D13/06
• 代理公司: 北京市金杜律師事務所 11256
• 代理人: 蘇娟

本發明涉及一種飛機，該飛機包括至少部分地定位在飛機的前端(74)中的空調裝置(96)。這種新的集成架構減少了飛機腹罩的體積并改善了其空氣動力學性能。

技術領域

本申請涉及一種飛機，該飛機包括定位在飛機前端的空調裝置。

背景技術

如圖1和2所示，飛機10包括機身12和兩個機翼18、18'，該機身12從前端14延伸到后端16。

為了在地面上移動，飛機包括設置在機頭前端14下方的前起落架20和設置在機翼18、18'下方的兩個主起落架22、22'。每個起落架20、22、22'可在起落架箱中的折疊位置和伸出位置之間移動。

用于主起落架22、22'的起落架箱定位在腹部整流罩24內，該腹部整流罩24設置在機身12下方，位于機身12和機翼18、18'之間的連接區域中。

如圖3A和圖3B所示，飛機還包括至少一個艙室26，艙室26的空氣適應確定的條件，該條件適合于在艙室中的人員。為此目的，該飛機包括受調空氣的生成和分配的組件，該組件包括：

-再循環回路28，配置為抽取艙室26中的空氣，

-空調裝置，包括：

兩個處理系統30，配置為使從引擎抽取的空氣適應確定的條件，

混合系統32，配置為將由處理系統30處理的空氣與從艙室26抽取并由再循環回路28輸送的空氣混合，和

-新鮮空氣分配回路34，配置為將離開混合系統32的空氣輸送至艙室26。

包括處理系統30和混合系統32的空調裝置位于腹部整流罩24的內部?；旌舷到y32位于中間部分，并且處理系統30設置在混合系統32的任一側，且位于機翼18、18'和機身12之間的連接區域的后部。

如圖4所示，每個處理系統30包括：冷卻空氣回路36，該冷卻空氣回路36從在腹部整流罩24上開口的進氣口(écope)38延伸，更具體地，在位于每個機翼18、18'的后部的區域中，延伸到相對于進氣口38朝向飛機后部偏移的空氣出口40；和從引擎延伸到混合系統32的熱空氣回路42。

每個處理系統30在沿熱空氣回路42流動的空氣流的流動方向上還包括：位于冷卻回路36和熱空氣回路42之間的第一熱交換器44；壓縮機46；冷卻回路36和熱空氣回路42之間的第二熱交換器44'；加熱器48；冷凝器50；水提取器52和風扇54。

在風扇54的出口處，來自引擎的空氣在混合器系統32中混合所需要的溫度和壓力下干燥。

為了使兩個空氣處理系統30的進氣口38有效，它們被放置在機身的兩側。因此，兩個空氣處理系統間隔開并定位在飛機的最寬部分的兩側。

混合系統32包括：混合器56，在該混合器56中混合來自處理系統30的空氣和來自再循環回路28的空氣；以及特別是用于處理空氣的不同的附件(例如過濾器58)，和/或用于調節其流動的不同的附件(例如循環風扇60)。根據圖5中可見的一個實施例，混合器56豎直定向，再循環回路28的管道和處理系統30的管道連接在混合器56的下部，并且新鮮空氣分配回路34的管道連接在上部。

由于對調節空氣的需求增加，混合系統32及其附件越來越笨重，并且空氣處理系統30被隔開，所以腹部整流罩24必須覆蓋大的體積并且形成機身兩側的贅物62，如圖2所示，這會影響飛機的空氣動力學性能，從而影響其燃油消耗。

發明內容

本發明旨在克服現有技術的缺點。

為此，本發明涉及一種飛機，包括機身，該機身具有前端，該前端包括：地板下面的主技術艙；和前部區域，前起落架箱位于該前部區域中，飛機包括受調空氣的生成和分配組件，該生成和分配組件至少包括：