JP2001296075A - ガス冷却装置 - Google Patents
ガス冷却装置Info
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- JP2001296075A JP2001296075A JP2000117183A JP2000117183A JP2001296075A JP 2001296075 A JP2001296075 A JP 2001296075A JP 2000117183 A JP2000117183 A JP 2000117183A JP 2000117183 A JP2000117183 A JP 2000117183A JP 2001296075 A JP2001296075 A JP 2001296075A
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Abstract
から、常に液体冷媒が膨張弁側に送られるガス冷却装置
を提供する。 【解決手段】 スキンコンデンサ2から入口配管15を
介して導入される液体冷媒10が、レシーバ11の下方
に貯まる。航空機が旋回等で傾斜すると、レシーバ11
内の液体冷媒10の液面は、遠心力と重力による力で決
まる液面状態になり、そしてフレキシブルジョイント1
4に接続されたレシーバ11内の出口配管12も、同様
に遠心力と重力により液体冷媒10中に位置するように
なる。したがって、気体冷媒9を膨張弁4側に送り込む
ような状態にならず、膨張弁4に出口配管13を介して
液体冷媒10を安定して送り込むことができる。
Description
冷却装置に係わり、特に、航空機のベーパサイクルシス
テムの電子機器用冷却装置に関する。
の冷却は、冷媒、例えば、代替フロン等を用いて、コン
プレッサ(圧縮器)、コンデンサ(凝縮器)、レシーバ
(受液器)、膨張弁、エバポレータ(蒸発器)からなる
冷凍サイクルのベーパサイクル冷却システム(以下VC
Sという)で行われている。図5に、航空機に搭載され
た電子機器8がVCSで冷却される制御ブロック図を示
す。外気の冷えた空気が航空機ポッド外板1にふれ、ポ
ッド外板1から冷気がスキンコンデンサ2に伝達され
る。コンプレッサ6によって圧縮された高温高圧の蒸気
状の冷媒が、スキンコンデンサ2に入り、周囲から熱を
取られて凝縮し液体となってレシーバ3のタンクに流入
し貯められる。レシーバ3からの冷媒は膨張弁4で断熱
膨張し低圧になって、エバポレータ5の蒸発コイルに入
り、周囲から熱を奪って蒸気になる。蒸気になった冷媒
は蒸発コイルからコンプレッサ6に吸入される。そし
て、凝縮するまで圧縮される。一方、この冷凍サイクル
のエバポレータ5で電子機器8を冷却する冷却液が、熱
交換され、循環ポンプ7によって冷却液が循環され、電
子機器8を冷却する。
ス冷却装置は以上のように構成されており、図6に示す
ように、スキンコンデンサ2からの冷媒配管はレシーバ
3の上部に備えられ、そして、下部に膨張弁4に送出さ
れる冷媒配管が備えられている。レシーバ3の内部に
は、上方に気体冷媒9が存在し、下方に液体冷媒10が
存在する。この状態で航空機が旋回等で傾斜した時、図
7に示すように、レシーバ3内の液体冷媒10の液面
は、遠心力と重力による力で決まる液面状態になる。こ
の時膨張弁4に送出される冷媒配管の取り入れ口が、液
体冷媒10の中になく、気体冷媒9の所になり、気体冷
媒9が膨張弁4の方に流れてしまうという状態になる。
エバポレータ5内で膨張弁4を介して液体冷媒10が気
体になるとき、周りから熱を奪うことで冷却効果を発揮
するのに対し、最初から気体冷媒9が膨張弁4を介して
エバポレータ5内に入ると冷却効果を発揮することがで
きないという問題がある。
たものであって、レシーバ3から膨張弁4に送り出され
る配管が、レシーバ3内の液体冷媒10中に常に位置し
て、気体冷媒9を膨張弁4側に送ることがないガス冷却
装置を提供することを目的とする。
め、本発明のガス冷却装置は、冷媒を用い、コンプレッ
サ(圧縮器)、コンデンサ(凝縮器)、レシーバ(受液
器)、膨張弁、エバポレータ(蒸発器)からなるベーパ
サイクルガス冷却装置において、前記レシーバ内の液体
冷媒の出口配管が常に液体冷媒中に位置するようにフレ
キシブル配管とするものである。また、本発明のガス冷
却装置は、前記レシーバ内をOリングを介してピストン
機構で液体冷媒を仕切りそのピストンを所定の圧力でば
ねで押さえる機構を備えるものである。また、本発明の
ガス冷却装置は、前記レシーバ内をOリングを介してピ
ストン機構で液体冷媒を仕切り、そのピストンを高圧ガ
スを封入して所定の圧力で押さえる機構を備えるもので
ある。また、本発明のガス冷却装置は、前記レシーバ内
をベローズ機構で液体冷媒を仕切りそのベローズに高圧
ガスを封入して所定の圧力で押さえる機構を備えるもの
である。
されており、レシーバ内の液体冷媒の出口配管がフレキ
シブル配管で構成され、遠心力と重力によって、常に液
体冷媒中に位置するようになる。また、レシーバ内が液
体冷媒のみになるように、レシーバ内をOリングを介し
てピストン機構で液体冷媒を仕切り、そのピストンを所
定の圧力でばねで押さえる機構を設けたり、また、その
ピストンを高圧ガスを封入して所定の圧力で押さえる機
構を設けたり、また、ベローズ機構で液体冷媒を仕切
り、そのベローズに高圧ガスを封入して所定の圧力で押
さえる機構を設けたりして、気体冷媒が入り込めない状
態にし、液体冷媒のみを膨張弁側に送り込むことができ
るような機構にしたので、安定してエバポレータで冷却
効果を発揮することができる。
を図1を参照しながら説明する。図1は、本発明のガス
冷却装置のレシーバ11の断面構造を示す図である。本
ガス冷却装置は、図5に示す従来のガス冷却装置のシス
テム構成のレシーバ3が、図1に示すレシーバ11にお
きかえられたもので、代替フロン等の冷媒を用いて、コ
ンプレッサ(圧縮器)6、スキンコンデンサ(凝縮器)
2、レシーバ(受液器)11、膨張弁4、エバポレータ
(蒸発器)5からなるベーパサイクル冷却システムであ
る。本装置のレシーバ11は、内部に液体冷媒10と気
体冷媒9を収容したレシーバ11の容器と、スキンコン
デンサ2からの液体冷媒10を導入する入口配管15
と、液体冷媒10を膨張弁4に送り込む出口配管12と
出口配管13と、出口配管12と出口配管13とを連結
するフレキシブルジョイント14とから構成されてい
る。出口配管12は、レシーバ11の容器に固定された
出口配管13の先端で、フレキシブルジョイント14を
介して接続され、レシーバ11が傾いても、フレキシブ
ルジョイント14により、出口配管12自身の重さで自
由に方向を変えることができる。航空機が旋回等で傾斜
した時、レシーバ11内の液体冷媒10の液面は、遠心
力と重力による力で決まる液面状態になる。それに応じ
て出口配管12も遠心力と重力により、常に液体冷媒1
0中に位置するようになる。したがって、気体冷媒9を
送り込むような状態にならず、膨張弁4に液体冷媒10
を安定して送り込むことができる。次に、本装置の動作
について説明する。航空機の飛行する高度は、地上から
12km、超音速ジェット機で16〜23kmを飛行す
ることがある。その外気の温度はマイナス数十度にもな
る。この外気の冷えた空気が航空機のポッド(莢)の外
板1にふれ、ポッド外板1から冷気がスキンコンデンサ
2に伝達する。コンプレッサ6によって圧縮された高温
高圧の蒸気状の冷媒(テフロン代替品)が、スキンコン
デンサ2に入り、ここで周囲から熱を取られて凝縮し液
体となる。液体となった冷媒は、レシーバ11のタンク
に流入しタンクの底に貯められる。レシーバ11のタン
クの中には、上方に気体冷媒9が、下方に液体冷媒10
が存在する。この状態で航空機が旋回等で傾斜した時、
レシーバ11内の液体冷媒10の液面は、遠心力と重力
による力で決まる液面状態になる。それに応じて、フレ
キシブルジョイント14に接続された出口配管12も遠
心力と重力により、常に液体冷媒10中に位置するよう
になる。したがって、気体冷媒9を送り込むような状態
にならず、膨張弁4に液体冷媒10を安定して送り込む
ことができる。そして、レシーバ11からの液体冷媒1
0は、膨張弁4で断熱膨張し低圧になってエバポレータ
5の蒸発コイルに入り、周囲から熱を奪って蒸気にな
る。蒸気になった冷媒は蒸発コイルからコンプレッサ6
に吸入される。そして、凝縮するまで圧縮される。一
方、この冷凍サイクルのエバポレータ5で電子機器8を
冷却する冷却液が、熱交換され、循環ポンプ7によって
冷却液が循環され、電子機器8を冷却する。
他の実施例の断面構造を示す。レシーバ19の容器の液
体冷媒10中に2本の配管が接続され、一方をスキンコ
ンデンサ2からの冷媒が導入される配管とし、他方を液
体冷媒10を膨張弁4に送り出す配管とする。そして、
レシーバ19内をOリング16を介してピストン18で
液体冷媒10を仕切り、そのピストン18を介してばね
17で一定の力で液体冷媒10を押し、レシーバ19内
に気体冷媒9が存在しないようにしている。したがっ
て、気体冷媒9を送り込むような状態にならず、膨張弁
4に液体冷媒10を安定して送り込むことができる。ば
ね17により液体冷媒10に対し常に力を加え、この力
はスキンコンデンサ2の圧力とバランスするように設計
し、スキンコンデンサ2の圧力が高いときには、ばね1
7が縮み、レシーバ19内に液体冷媒10が貯まる。ス
キンコンデンサ2内の圧力が低い時は、レシーバ19の
容器内の液体冷媒10はばね17の力により押し出さ
れ、スキンコンデンサ2内に貯まる。これにより、スキ
ンコンデンサ2内の熱交換面積が小さくなり、スキンコ
ンデンサ2内の圧力を一定に保つことができる。図3
に、本ガス冷却装置のレシーバ20の他の実施例の断面
構造を示す。レシーバ20の容器の液体冷媒10中に2
本の配管が接続され、一方をスキンコンデンサ2からの
冷媒が導入される配管とし、他方を液体冷媒10を膨張
弁4に送り出す配管とする。そして、レシーバ20内を
Oリング16を介してピストン18で液体冷媒10を仕
切り、そのピストン18を介して、高圧ガス21で一定
の力で液体冷媒10を押し、レシーバ20内に気体冷媒
9が存在しないようにしている。したがって、気体冷媒
9を送り込むような状態にならず、膨張弁4に液体冷媒
10を安定して送り込むことができる。図4に、本ガス
冷却装置のレシーバ23の他の実施例の断面構造を示
す。レシーバ23の容器の液体冷媒10中に2本の配管
が接続され、一方をスキンコンデンサ2からの冷媒が導
入される配管とし、他方を液体冷媒10を膨張弁4に送
り出す配管とする。そして、レシーバ23内をベローズ
22を用いて液体冷媒10を仕切り、そのベローズ22
内に高圧ガス21を入れて、一定の力で液体冷媒10を
押し、レシーバ23内に気体冷媒9が存在しないように
している。したがって、気体冷媒9を送り込むような状
態にならず、膨張弁4に液体冷媒10を安定して送り込
むことができる。
成されており、航空機が旋回等で傾斜した場合、レシー
バ内の液体冷媒の液面は、遠心力と重力による力で決ま
る液面状態になり、そして、フレキシブルジョイントに
接続されたレシーバ内の出口配管も、同様に遠心力と重
力により液体冷媒中に位置するようになるので、気体冷
媒を送り込むような状態にならず、膨張弁に液体冷媒を
安定して送り込むことができる。また、レシーバ内が液
体冷媒のみになるように、レシーバ内をOリングを介し
てピストン機構で液体冷媒を仕切り、所定の圧力でばね
で押さえる機構や、高圧ガスを封入して所定の圧力で押
さえる機構や、また、ベローズ機構で液体冷媒を仕切
り、そのベローズに高圧ガスを封入して所定の圧力で押
さえる機構を設けたりして、気体冷媒が入り込めない状
態にしているので、気体冷媒を送り込むような状態にな
らず、膨張弁に液体冷媒を安定して送り込むことができ
る。そのため機体が傾いた時でも、エバポレータで冷却
能力が落ちることなく、安定して冷却効果を発揮するこ
とができる。さらに、周囲温度が低く、スキンコンデン
サ内の圧力が低くなった場合でも、レシーバ容器内の液
体冷媒を押し出し、スキンコンデンサ内に貯めることで
熱交換面積を小さくし、スキンコンデンサ内の圧力を一
定に保つことができる。
の一実施例を示す図である。
の他の実施例を示す図である。
の他の実施例を示す図である。
の他の実施例を示す図である。
示す図である。
傾斜した場合を説明するための図である。
Claims (4)
- 【請求項1】冷媒を用い、コンプレッサ(圧縮器)、コ
ンデンサ(凝縮器)、レシーバ(受液器)、膨張弁、エ
バポレータ(蒸発器)からなるベーパサイクルガス冷却
装置において、前記レシーバ内の液体冷媒の出口配管を
常に液体冷媒中に位置するようにフレキシブル配管とし
たことを特徴とするガス冷却装置。 - 【請求項2】冷媒を用い、コンプレッサ(圧縮器)、コ
ンデンサ(凝縮器)、レシーバ(受液器)、膨張弁、エ
バポレータ(蒸発器)からなるベーパサイクルガス冷却
装置において、前記レシーバ内をOリングを介してピス
トン機構で液体冷媒を仕切りそのピストンを所定の圧力
でばねで押さえる機構を備えることを特徴とするガス冷
却装置。 - 【請求項3】冷媒を用い、コンプレッサ(圧縮器)、コ
ンデンサ(凝縮器)、レシーバ(受液器)、膨張弁、エ
バポレータ(蒸発器)からなるベーパサイクルガス冷却
装置において、前記レシーバ内をOリングを介してピス
トン機構で液体冷媒を仕切りそのピストンを高圧ガスを
封入して所定の圧力で押さえる機構を備えることを特徴
とするガス冷却装置。 - 【請求項4】冷媒を用い、コンプレッサ(圧縮器)、コ
ンデンサ(凝縮器)、レシーバ(受液器)、膨張弁、エ
バポレータ(蒸発器)からなるベーパサイクルガス冷却
装置において、前記レシーバ内をベローズ機構で液体冷
媒を仕切りそのベローズに高圧ガスを封入して所定の圧
力で押さえる機構を備えることを特徴とするガス冷却装
置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2000117183A JP2001296075A (ja) | 2000-04-13 | 2000-04-13 | ガス冷却装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2000117183A JP2001296075A (ja) | 2000-04-13 | 2000-04-13 | ガス冷却装置 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2001296075A true JP2001296075A (ja) | 2001-10-26 |
Family
ID=18628539
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000117183A Pending JP2001296075A (ja) | 2000-04-13 | 2000-04-13 | ガス冷却装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2001296075A (ja) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR20140015362A (ko) * | 2011-05-16 | 2014-02-06 | 테라다인 인코퍼레이티드 | 테스트 동안의 액체 냉각 |
CN104819609A (zh) * | 2015-05-04 | 2015-08-05 | 昆山方佳机械制造有限公司 | 一种车用储液器 |
JP2017510781A (ja) * | 2014-02-27 | 2017-04-13 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft | 貯蔵容器を備えるヒートポンプ |
EP2079969B1 (en) * | 2006-10-13 | 2020-01-22 | Carrier Corporation | Refrigeration circuit |
CN113945028A (zh) * | 2021-11-18 | 2022-01-18 | 新乡航空工业(集团)有限公司 | 一种机载蒸发循环制冷系统用闪发器 |
-
2000
- 2000-04-13 JP JP2000117183A patent/JP2001296075A/ja active Pending
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CN113945028A (zh) * | 2021-11-18 | 2022-01-18 | 新乡航空工业(集团)有限公司 | 一种机载蒸发循环制冷系统用闪发器 |
CN113945028B (zh) * | 2021-11-18 | 2023-01-31 | 新乡航空工业(集团)有限公司 | 一种机载蒸发循环制冷系统用闪发器 |
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