JP2004074888A - 航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置 - Google Patents
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Abstract
【課題】航空機の航続距離を拡大すること。
【解決手段】複数電子機器6−1〜6−nのうちの一部の電子機器6−iを内部に配置する筐体4−iと、内部に供給される冷却空気5の流量を制御する弁9−iと、内部の温度を測定する温度センサ7−iと、その温度に基づいて弁9−iを制御する制御装置8−iとを具えている。冷却空気5を生成するECS3は、各航空機搭載電子機器筐体4−iに冷却空気5を適切に供給することができ、必要量以上の冷却空気5を生成することが防止される。この結果、航空機搭載電子機器温度調節装置3は、冷却空気5を生成するためのブリードエアの抽気量を低減してジェットエンジンの出力損失を低減し、航空機の航続距離を拡大することができる。
【選択図】図1
【解決手段】複数電子機器6−1〜6−nのうちの一部の電子機器6−iを内部に配置する筐体4−iと、内部に供給される冷却空気5の流量を制御する弁9−iと、内部の温度を測定する温度センサ7−iと、その温度に基づいて弁9−iを制御する制御装置8−iとを具えている。冷却空気5を生成するECS3は、各航空機搭載電子機器筐体4−iに冷却空気5を適切に供給することができ、必要量以上の冷却空気5を生成することが防止される。この結果、航空機搭載電子機器温度調節装置3は、冷却空気5を生成するためのブリードエアの抽気量を低減してジェットエンジンの出力損失を低減し、航空機の航続距離を拡大することができる。
【選択図】図1
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置に関し、特に、航空機に搭載される電子機器を冷却するときに利用される航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置に関する。
【0002】
【従来の技術】
航空機には、多数の電子機器が搭載されている。その電子機器は、航空機の操縦、航法、計器、通信を制御する。電子機器は、発熱し、冷却する必要がある。
【0003】
図4は、公知の航空機搭載電子機器温度調節システムを示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム100は、配管102を介して、環境制御装置(Environmental Control System。以下に、「ECS」と略記される。)103が複数の航空機搭載電子機器筐体(以下に、「LRU」と略記される。)104−1〜104−n(n=2,3,4,…)が接続されている。ECS103は、冷却空気105を生成して、配管102を介してLRU104−1〜104−nの内部に冷却空気105を供給している。LRU103−i(i=1,2,3,…,n)は、電子基板106−iを内部に備えている。電子基板106−iとしては、操縦機器、通信、航法機器、計器が例示される。電子基板106−iは、動作時に発熱し、冷却空気105に接触して冷却される。
【0004】
図5は、LRU104−iを詳細に示している。LRU104−iは、複数の電子基板106−iを内部に備えている。電子基板106−iは、板状に形成され、その1面に複数の電子部品が配置され、表面および裏面にその複数の電子部品を電気的に接続する導線が配線されている。LRU104−iは、複数の電子基板106−iの両面に冷却空気105を接触させて、複数の電子基板106−iを冷却する。
【0005】
ECSは、作動方式により、エアサイクル方式ECSとベーパーサイクル方式ECSとに区分される。エアサイクル方式のECSは、エンジンの抽気圧を利用して冷却タービンにより冷却空気を生成する。このようなエアサイクル方式には、シンプルサイクル、ブートストラップサイクル、シンプルブートストラップサイクル、チルドリサークサイクルに例示される種類がある。ベーパーサイクル方式のECSは、フロンに例示される冷媒を用いて冷却空気を生成する。このようなベーパーサイクル方式のECSは、家庭用冷蔵庫などに適用されている。航空機では、一般に、ジェットエンジンの前段コンプレッサから豊富な圧縮空気が得られるために、エアサイクル方式ECSが主に適用されている。
【0006】
図6は、シンプルサイクルのエアサイクル方式のECSの実施の形態を示している。そのECS103は、ジェットエンジン121とともに設けられている。ジェットエンジン121は、前段にコンプレッサ122を備えている。コンプレッサ122は、ラムエア125を圧縮してブリードエア123を生成する。ECS103は、熱交換器124とファン131とタービン128とを備えている。ブリードエア123は、断熱圧縮されているために、高温高圧である。熱交換器124は、ラムエア125とブリードエア123とを熱交換して、ブリードエア123を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア127を生成する。冷却されたブリードエア127は、高圧であるために、仕事をするエネルギーを有している。タービン128は、冷却されたブリードエア127を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン131は、その動力を用いてラムエア125を熱交換器124に引き込み、熱交換されたラムエア126を機外に排出する。タービン128は、さらに、冷却されたブリードエア127を断熱膨張させて、冷却空気129を生成する。
【0007】
ECS103は、さらに、弁132、弁133を備えている。弁132は、冷却空気129の流量を変化させ、弁133は、ブリードエア123の流量を変化させている。弁132と弁133とは、冷却空気129をブリードエア123と混合して、冷却空気134を生成する。
【0008】
ECS103は、さらに、流量センサ135、温度センサ136および制御装置137を備えている。流量センサ135は、冷却空気134の流量を測定する。温度センサ136は、冷却空気134の温度を測定する。制御装置137は、コンピュータであり、温度センサ136から冷却空気134の温度を収集し、流量センサ135から冷却空気134の流量を収集し、弁132、133の開度を制御して、冷却空気134の流量と温度とが一定になるように調整している。ECS103は、さらに、水分分離器138を備えている。水分分離器138は、冷却空気134から水分を除去して乾燥した冷却空気105を生成する。
【0009】
このような航空機搭載電子機器温度調節システムは、すべての電子基板106−1〜106−nが同時に最大に発熱したときに、そのすべての電子基板106−1〜106−nを冷却することができるように設計されている。
【0010】
航空機は、途中で燃料の補給をしないで航行を続けることができる航続距離ならびに航行時間が大きいことが望まれている。ジェットエンジン121は、ECS103に供給されるブリードエア123の抽気量が大きいときに、エンジン出力が低下して燃費が悪くなり航続距離が小さくなる。航空機搭載電子機器温度調節システムは、航空機の航続距離を拡大するために、ジェットエンジンからブリードエアの抽気量を低減することが望まれている。
【0011】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、航空機の航続距離を拡大する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明の他の課題は、航空機の燃料コストを低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明のさらに他の課題は、航空機に搭載されるジェットエンジンの出力損失を低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明の課題は、航空機に搭載される電子機器を冷却するために用いられるブリードエアの抽気量を低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
【0012】
【課題を解決するための手段】
以下に、[発明の実施の形態]で使用される番号・符号を括弧付きで用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、[特許請求の範囲]の記載と[発明の実施の形態]の記載との対応を明らかにするために付加されたものであり、[特許請求の範囲]に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【0013】
本発明による航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)は、航空機に搭載され、航空機の航行に必要である複数電子機器(6−1〜6−n)を冷却するときに利用される。本発明による航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)は、複数電子機器(6−1〜6−n)のうちの一部の電子機器(6−i)を内部に配置する筐体(4−i)(14−i)と、内部に供給される冷却空気(5)の流量を制御する弁(9−i)と、内部の温度を測定する温度センサ(7−i)と、その温度に基づいて弁(9−i)を制御する手段を備える制御装置(8−i)とを具えていることが好ましい。その温度は、冷却空気(5)の温度または電子機器(6−i)の基板の温度である。
【0014】
このような航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)は、通常、航空機に複数搭載されている。これらの複数電子機器(6−1〜6−n)は、通常、すべてが同時に最大に発熱することはない。本発明による航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)によれば、冷却空気(5)はすべての筐体(4−1〜4−n)(14−1〜14−n)に最大量が供給されることがなく、冷却空気(5)を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置(13)は冷却空気(5)を生成する能力をより小さく設計することができる。航空機搭載電子機器温度調節装置(13)は、航空機の推進力を生成するジェットエンジン(21)により生成されるブリードエア(23)を用いて冷却空気(5)を生成するときに、そのブリードエア(23)の抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジン(21)は、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジン(21)が搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【0015】
制御装置(8−i)は、冷却空気(5)を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置(13)に筐体(14−i)の内部に供給される冷却空気(5)の流量を示す状態信号を送信する信号伝達手段を備えている。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置(13)は、その状態信号に基づいて冷却空気(5)の単位時間当たりの生成量を調節し、すべての筐体(14−1〜14−n)に供給される冷却空気(5)を可変的に必要最小量だけ生成することができる。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置(13)はブリードエア(23)の抽出量をさらに低減することができ、ジェットエンジン(21)はエンジン出力の損失がさらに低減され、燃費がさらに向上し、そのジェットエンジン(21)が搭載される航空機は航続距離がさらに拡大する。
【0016】
状態信号は、筐体(14−i)の内部に供給される冷却空気(5)の流量を直接に示さないで、筐体(14−i)の内部の温度と弁(9−i)の開度とをを示して間接的にその流量を示すことが好ましい。筐体(14−i)の内部の温度は、電子機器(6−i)の発熱量を間接的に示している。弁(9−i)の開度は、その発熱量に対する冷却空気(5)の要求量の偏差の時間積分値とみなすことができる。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置(13)は、その筐体(14−i)の内部の温度と弁(9−i)の開度とに基づいてその流量を算出し、その流量に基づいてすべての筐体(14−1〜14−n)に供給される冷却空気(5)を必要最小量だけ生成する。
【0017】
本発明による航空機は、本発明による航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)を具えていることが好ましい。
【0018】
本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、航空機に搭載され、航空機の航行に必要である複数電子機器(6−1〜6−n)を冷却する冷却空気(5)を生成する。本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、複数電子機器(6−1〜6−n)が配置される複数筐体(42−1〜42−n)に供給される冷却空気(5)の流量をそれぞれに制御する複数個の弁(43−1〜43−n)と制御装置(44)とを具えている。制御装置(44)は、複数電子機器(6−1〜6−n)が配置される複数筐体(42−1〜42−n)の内部の温度をそれぞれに測定する複数温度センサ(7−1〜7−n)からその温度を収集する手段と、その温度に基づいて複数個の弁(43−1〜43−n)を制御する手段とを備えている。
【0019】
複数電子機器(6−1〜6−n)は、すべてが同時に最大に発熱することはない。航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、筐体(42−1〜42−n)のすべてに最大量の冷却空気(5−1〜5−n)を供給しないで、筐体(42−1〜42−n)にそれぞれ必要最小量の冷却空気(5−1〜5−n)を分配して供給することができ、冷却空気(5)を生成する能力をより小さく設計することができる。航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、航空機の推進力を生成するジェットエンジン(21)により生成されるブリードエア(23)を用いて冷却空気(5)を生成するときに、そのブリードエア(23)の抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジン(21)は、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジン(21)が搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【0020】
本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、冷却空気(5−1〜5−i)の単位時間当たりの生成量を制御する他の弁(32、33)をさらに具え、冷却空気(5−1〜5−i)を可変的に生成している。制御装置(44)は、筐体(42−1〜42−n)の内部の温度に基づいて弁(32、33)を制御する手段をさらに備えている。このような航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、ブリードエア(23)の抽出量をさらに低減することができ、ジェットエンジン(21)はエンジン出力の損失がさらに低減され、燃費がさらに向上し、そのジェットエンジン(21)が搭載される航空機は航続距離がさらに拡大する。
【0021】
本発明による航空機は、本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置(13)(41)を具えていることが好ましい。
【0022】
【発明の実施の形態】
図面を参照して、本発明によるLRUが適用される航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を説明する。その航空機搭載電子機器温度調節システム1は、航空機に搭載され、図1に示されているように、配管2を介してECS3が複数のLRU4−1〜4−n(n=2,3,4,…)に接続されている。ECS3は、冷却空気5を生成し、配管2を介してLRU4−1〜4−nの内部に冷却空気5を供給している。
【0023】
LRU4−i(i=1,2,3,…,n)は、単数または複数の電子基板6−iを内部に備えている。電子基板6−iは、板状に形成され、その1面に複数の電子部品が配置され、その裏面にその複数の電子部品を電気的に接続する導線が配線されている。LRU4−iは、さらに、温度センサ7−i、制御装置8−iおよび弁9−iを備えている。温度センサ7−iは、LRU4−iの内部の温度を測定する。その温度は、LRU4−iの内部の冷却空気5の温度または電子基板6−iの温度である。弁9−iは、冷却空気5の流路の断面積(開度)を変更し、LRU4−iの内部に供給される冷却空気5の流量を制御する。制御装置8−iは、温度センサ7−iからLRU4−iの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁9−iの開度を制御する。すなわち、制御装置8−iは、冷却空気5とLRU4−iの内部の温度差が大きいときに弁9−iの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁9−iの開度を小さくする。このとき、LRU4−iの内部に導入される冷却空気5の流量は、温度について単純に増加する関数である。制御装置8−iは、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁9−iを閉じる。
【0024】
ECS3は、航空機が航行している間は常時に一定の温度の冷却空気5を一定の生成量で生成してLRU4−1〜4−nに供給する。LRU4−iは、冷却空気5と内部との温度差が大きいときに多くの冷却空気5を内部に導入して、電子基板6−iを適当な温度範囲に維持する。このとき、LRU4−iの内部に導入される冷却空気5の流量は、温度について単純に増加する関数である。LRU4−iは、さらに、その温度差が十分に小さいときに、冷却空気5を内部に導入しない。
【0025】
電子基板6−1〜6−nは、航空機が航行しているときに、すべてが同時に最大に発熱することがない。このような航空機搭載電子機器温度調節システム1によれば、そのすべての電子基板6−1〜6−nに一様に冷却空気5を供給しないで、発熱して冷却が必要な電子基板6−iに優先して冷却空気5を供給することができる。このため、ECS3は、すべての電子基板6−1〜6−nを同時に冷却することができる量の冷却空気5を生成する必要がなく、冷却空気5を生成する能力をより小さく設計することができる。ECS3は、さらに、航空機の推進力を生成するジェットエンジンにより生成されるブリードエアを用いて冷却空気5を生成するときに、そのブリードエアの抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジンは、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジンが搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【0026】
図2は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の他の形態を示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム20は、配管2を介してECS3が複数のLRU14−1〜14−nに接続されている。ECS3は、冷却空気5を生成し、配管2を介してLRU14−1〜14−nの内部に冷却空気5を供給している。
【0027】
ECS13は、ジェットエンジン21とともに設けられている。ジェットエンジン21は、前段にコンプレッサ22を備えている。コンプレッサ22は、ジェットエンジン21が吸い込むラムエア25を圧縮してブリードエア23を生成する。ブリードエア23は、断熱圧縮によりラムエア25より温度が高くなっている。ECS13は、熱交換器24、ファン31およびタービン28を備えている。熱交換器24は、ラムエア25とブリードエア23とを熱交換して、ブリードエア23を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア27を生成する。タービン28は、冷却されたブリードエア27を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン31は、その動力を用いてラムエア25を熱交換器24に引き込み、熱交換されたラムエア26を機外に排出する。タービン28は、さらに、冷却されたブリードエア27を断熱膨張させて、冷却空気29を生成する。
【0028】
ECS13は、さらに、弁32、弁33を備えている。弁32は、冷却空気29の流量を変化させ、弁33は、ブリードエア23の流量を変化させている。弁32と弁33とは、冷却空気29をブリードエア23と混合して、冷却空気34を生成する。ECS13は、さらに、流量センサ35と温度センサ36とを備えている。流量センサ35は、冷却空気34の流量を測定する。温度センサ36は、冷却空気34の温度を測定する。
【0029】
ECS13は、さらに、水分分離器38を備えている。水分分離器38は、冷却空気34から水分を除去して乾燥した冷却空気5を生成する。
【0030】
LRU14−iは、単数または複数の電子基板6−iを内部に備えている。LRU14−iは、さらに、温度センサ7−i、制御装置18−iおよび弁9−iを備えている。温度センサ7−iは、LRU14−iの内部の温度を測定する。弁9−iは、冷却空気5の流路の断面積(開度)を変更し、LRU14−iの内部に供給される冷却空気5の流量を制御する。制御装置18−iは、温度センサ7−iからLRU14−iの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁9−iの開度を制御する。すなわち、制御装置18−iは、冷却空気5とLRU14−iの内部との温度差が大きいときに弁9−iの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁9−iの開度を小さくする。制御装置18−iは、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁9−iを閉じる。
【0031】
ECS13は、さらに、制御装置37を備えている。制御装置37は、コンピュータであり、温度センサ36から冷却空気34の温度を収集し、流量センサ35から冷却空気34の流量を収集し、制御装置18−1〜18−nからLRU14−1〜14−nに供給される冷却空気5の流量を示す制御信号をそれぞれ収集する。なお、その制御信号は、LRU14−1〜14−nの内部の温度または弁9−1〜9−nの開度を示す信号に置換することもできる。このとき、制御装置37は、LRU14−1〜14−nの内部の温度または弁9−1〜9−nの開度に基づいてLRU14−1〜14−nに供給される冷却空気5の流量を算出する。制御装置37は、収集された温度、流量および制御信号に基づいて弁32、33の開度を制御して、冷却空気34の温度が一定になるように調整し、LRU14−1〜14−nに供給される冷却空気5の生成量を調整する。
【0032】
すなわち、LRU14−iは、内部の温度が高いときに多くの冷却空気5を内部に導入して、電子基板6−iを適当な温度範囲に維持する。ECS13は、LRU14−1〜14−nに供給される冷却空気5を必要量だけ可変的に生成する。
【0033】
このような航空機搭載電子機器温度調節システム20によれば、ECS13は、必要最小量の冷却空気5を生成することができる。その結果、ECS13は、電子基板6−1〜6−nを冷却するためのブリードエアを低減することができる。
【0034】
図3は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施のさらに他の形態を示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム40は、複数の配管2−1〜2−nを介してECS41がそれぞれ複数のLRU42−1〜42−nに接続されている。ECS41は、冷却空気5−1〜5−nを生成し、配管2−1〜2−nを介してLRU42−1〜42−nの内部に冷却空気5を供給している。
【0035】
ECS41は、ジェットエンジン21とともに設けられている。ジェットエンジン21は、前段にコンプレッサ22を備えている。コンプレッサ22は、ジェットエンジン21が吸い込むラムエア25を圧縮してブリードエア23を生成する。ブリードエア23は、断熱圧縮によりラムエア25より温度が高くなっている。ECS41は、熱交換器24、ファン31およびタービン28を備えている。熱交換器24は、ラムエア25とブリードエア23とを熱交換して、ブリードエア23を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア27を生成する。タービン28は、冷却されたブリードエア27を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン31は、その動力を用いてラムエア25を熱交換器24に引き込み、熱交換されたラムエア26を機外に排出する。タービン28は、さらに、冷却されたブリードエア27を断熱膨張させて、冷却空気29を生成する。
【0036】
ECS41は、さらに、弁32、弁33を備えている。弁32は、冷却空気29の流量を変化させ、弁33は、ブリードエア23の流量を変化させている。弁32と弁33とは、冷却空気29をブリードエア23と混合して、冷却空気34を生成する。ECS41は、さらに、流量センサ35と温度センサ36とを備えている。流量センサ35は、冷却空気34の流量を測定する。温度センサ36は、冷却空気34の温度を測定する。ECS41は、さらに、水分分離器38を備えている。水分分離器38は、冷却空気34から水分を除去して乾燥した冷却空気5を生成する。
【0037】
LRU42−iは、単数または複数の電子基板6−iを内部に備えている。LRU42−iは、さらに、温度センサ7−iを備えている。温度センサ7−iは、LRU42−iの内部の温度を測定する。
【0038】
ECS41は、さらに、複数の弁43−1〜43−nと制御装置44とを備えている。弁43−iは、冷却空気5の流路である配管2−iの断面積(開度)を変更し、LRU42−iの内部に供給される冷却空気5−iの流量を制御する。制御装置44は、コンピュータであり、温度センサ7−1〜7−nからLRU42−1〜42−nの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁43−1〜43−nの開度をそれぞれ制御する。すなわち、制御装置44は、冷却空気5とLRU42−iの内部との温度差が大きいときに弁43−iの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁43−iの開度を小さくする。制御装置44は、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁43−iを閉じる。
【0039】
制御装置44は、さらに、温度センサ36から冷却空気34の温度を収集し、流量センサ35から冷却空気34の流量を収集する。制御装置44は、収集された温度、流量およびLRU42−1〜42−nの内部の温度に基づいて弁32、33の開度を制御して、冷却空気34の温度が一定になるように調整し、LRU42−1〜42−nに供給される冷却空気5の生成量を調整する。
【0040】
このような航空機搭載電子機器温度調節システム40によれば、ECS41は、必要最小量の冷却空気5を生成することができる。その結果、ECS41は、電子基板6−1〜6−nを冷却するためのブリードエア23の抽気量を低減することができる。ECS13は、LRU14−1〜14−nのそれぞれに適当量の冷却空気5−1〜5−nを供給して電子基板6−iを適当な温度範囲に維持し、冷却空気5−1〜5−nを必要量だけ可変的に生成する。航空機搭載電子機器温度調節システム40によれば、LRU42−1〜42−nにそれぞれ供給される冷却空気5−1〜5−nの流量を制御する弁と制御装置とを備える必要がなく好ましい。
【0041】
【発明の効果】
本発明による航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置は、航空機に搭載される電子機器を冷却するために用いられるブリードエアの抽気量を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】図1は、本発明による航空機搭載電子機器筐体が適用される航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を示す回路ブロック図である。
【図2】図2は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の他の形態を示す回路ブロック図である。
【図3】図3は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施のさらに他の形態を示す回路ブロック図である。
【図4】図4は、公知の航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を示す回路ブロック図である。
【図5】図5は、公知のLRUの実施の形態を示す断面図である。
【図6】図6は、公知のECSの実施の形態を示すブロック図である。
【符号の説明】
1 :航空機搭載電子機器温度調節システム
2 :配管
3 :ECS
4−1〜4−n:LRU
5 :冷却空気
6−1〜6−n:電子基板
7−1〜7−n:温度センサ
8−1〜8−n:制御装置
9−1〜9−n:弁
13:ECS
14−1〜14−n:LRU
18−1〜18−n:制御装置
21:ジェットエンジン
22:コンプレッサ
23:ブリードエア
24:熱交換器
25:ラムエア
26:熱交換されたラムエア
27:冷却されたブリードエア
28:タービン
29:冷却空気
31:ファン
32:弁
33:弁
34:冷却空気
35:流量センサ
36:温度センサ
37:制御装置
38:水分分離器
40:航空機搭載電子機器温度調節システム
2−1〜2−n:配管
41:ECS
42−1〜42−n:LRU
43−1〜43−n:弁
44:制御装置
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置に関し、特に、航空機に搭載される電子機器を冷却するときに利用される航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置に関する。
【0002】
【従来の技術】
航空機には、多数の電子機器が搭載されている。その電子機器は、航空機の操縦、航法、計器、通信を制御する。電子機器は、発熱し、冷却する必要がある。
【0003】
図4は、公知の航空機搭載電子機器温度調節システムを示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム100は、配管102を介して、環境制御装置(Environmental Control System。以下に、「ECS」と略記される。)103が複数の航空機搭載電子機器筐体(以下に、「LRU」と略記される。)104−1〜104−n(n=2,3,4,…)が接続されている。ECS103は、冷却空気105を生成して、配管102を介してLRU104−1〜104−nの内部に冷却空気105を供給している。LRU103−i(i=1,2,3,…,n)は、電子基板106−iを内部に備えている。電子基板106−iとしては、操縦機器、通信、航法機器、計器が例示される。電子基板106−iは、動作時に発熱し、冷却空気105に接触して冷却される。
【0004】
図5は、LRU104−iを詳細に示している。LRU104−iは、複数の電子基板106−iを内部に備えている。電子基板106−iは、板状に形成され、その1面に複数の電子部品が配置され、表面および裏面にその複数の電子部品を電気的に接続する導線が配線されている。LRU104−iは、複数の電子基板106−iの両面に冷却空気105を接触させて、複数の電子基板106−iを冷却する。
【0005】
ECSは、作動方式により、エアサイクル方式ECSとベーパーサイクル方式ECSとに区分される。エアサイクル方式のECSは、エンジンの抽気圧を利用して冷却タービンにより冷却空気を生成する。このようなエアサイクル方式には、シンプルサイクル、ブートストラップサイクル、シンプルブートストラップサイクル、チルドリサークサイクルに例示される種類がある。ベーパーサイクル方式のECSは、フロンに例示される冷媒を用いて冷却空気を生成する。このようなベーパーサイクル方式のECSは、家庭用冷蔵庫などに適用されている。航空機では、一般に、ジェットエンジンの前段コンプレッサから豊富な圧縮空気が得られるために、エアサイクル方式ECSが主に適用されている。
【0006】
図6は、シンプルサイクルのエアサイクル方式のECSの実施の形態を示している。そのECS103は、ジェットエンジン121とともに設けられている。ジェットエンジン121は、前段にコンプレッサ122を備えている。コンプレッサ122は、ラムエア125を圧縮してブリードエア123を生成する。ECS103は、熱交換器124とファン131とタービン128とを備えている。ブリードエア123は、断熱圧縮されているために、高温高圧である。熱交換器124は、ラムエア125とブリードエア123とを熱交換して、ブリードエア123を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア127を生成する。冷却されたブリードエア127は、高圧であるために、仕事をするエネルギーを有している。タービン128は、冷却されたブリードエア127を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン131は、その動力を用いてラムエア125を熱交換器124に引き込み、熱交換されたラムエア126を機外に排出する。タービン128は、さらに、冷却されたブリードエア127を断熱膨張させて、冷却空気129を生成する。
【0007】
ECS103は、さらに、弁132、弁133を備えている。弁132は、冷却空気129の流量を変化させ、弁133は、ブリードエア123の流量を変化させている。弁132と弁133とは、冷却空気129をブリードエア123と混合して、冷却空気134を生成する。
【0008】
ECS103は、さらに、流量センサ135、温度センサ136および制御装置137を備えている。流量センサ135は、冷却空気134の流量を測定する。温度センサ136は、冷却空気134の温度を測定する。制御装置137は、コンピュータであり、温度センサ136から冷却空気134の温度を収集し、流量センサ135から冷却空気134の流量を収集し、弁132、133の開度を制御して、冷却空気134の流量と温度とが一定になるように調整している。ECS103は、さらに、水分分離器138を備えている。水分分離器138は、冷却空気134から水分を除去して乾燥した冷却空気105を生成する。
【0009】
このような航空機搭載電子機器温度調節システムは、すべての電子基板106−1〜106−nが同時に最大に発熱したときに、そのすべての電子基板106−1〜106−nを冷却することができるように設計されている。
【0010】
航空機は、途中で燃料の補給をしないで航行を続けることができる航続距離ならびに航行時間が大きいことが望まれている。ジェットエンジン121は、ECS103に供給されるブリードエア123の抽気量が大きいときに、エンジン出力が低下して燃費が悪くなり航続距離が小さくなる。航空機搭載電子機器温度調節システムは、航空機の航続距離を拡大するために、ジェットエンジンからブリードエアの抽気量を低減することが望まれている。
【0011】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、航空機の航続距離を拡大する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明の他の課題は、航空機の燃料コストを低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明のさらに他の課題は、航空機に搭載されるジェットエンジンの出力損失を低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明の課題は、航空機に搭載される電子機器を冷却するために用いられるブリードエアの抽気量を低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
【0012】
【課題を解決するための手段】
以下に、[発明の実施の形態]で使用される番号・符号を括弧付きで用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、[特許請求の範囲]の記載と[発明の実施の形態]の記載との対応を明らかにするために付加されたものであり、[特許請求の範囲]に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【0013】
本発明による航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)は、航空機に搭載され、航空機の航行に必要である複数電子機器(6−1〜6−n)を冷却するときに利用される。本発明による航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)は、複数電子機器(6−1〜6−n)のうちの一部の電子機器(6−i)を内部に配置する筐体(4−i)(14−i)と、内部に供給される冷却空気(5)の流量を制御する弁(9−i)と、内部の温度を測定する温度センサ(7−i)と、その温度に基づいて弁(9−i)を制御する手段を備える制御装置(8−i)とを具えていることが好ましい。その温度は、冷却空気(5)の温度または電子機器(6−i)の基板の温度である。
【0014】
このような航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)は、通常、航空機に複数搭載されている。これらの複数電子機器(6−1〜6−n)は、通常、すべてが同時に最大に発熱することはない。本発明による航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)によれば、冷却空気(5)はすべての筐体(4−1〜4−n)(14−1〜14−n)に最大量が供給されることがなく、冷却空気(5)を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置(13)は冷却空気(5)を生成する能力をより小さく設計することができる。航空機搭載電子機器温度調節装置(13)は、航空機の推進力を生成するジェットエンジン(21)により生成されるブリードエア(23)を用いて冷却空気(5)を生成するときに、そのブリードエア(23)の抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジン(21)は、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジン(21)が搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【0015】
制御装置(8−i)は、冷却空気(5)を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置(13)に筐体(14−i)の内部に供給される冷却空気(5)の流量を示す状態信号を送信する信号伝達手段を備えている。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置(13)は、その状態信号に基づいて冷却空気(5)の単位時間当たりの生成量を調節し、すべての筐体(14−1〜14−n)に供給される冷却空気(5)を可変的に必要最小量だけ生成することができる。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置(13)はブリードエア(23)の抽出量をさらに低減することができ、ジェットエンジン(21)はエンジン出力の損失がさらに低減され、燃費がさらに向上し、そのジェットエンジン(21)が搭載される航空機は航続距離がさらに拡大する。
【0016】
状態信号は、筐体(14−i)の内部に供給される冷却空気(5)の流量を直接に示さないで、筐体(14−i)の内部の温度と弁(9−i)の開度とをを示して間接的にその流量を示すことが好ましい。筐体(14−i)の内部の温度は、電子機器(6−i)の発熱量を間接的に示している。弁(9−i)の開度は、その発熱量に対する冷却空気(5)の要求量の偏差の時間積分値とみなすことができる。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置(13)は、その筐体(14−i)の内部の温度と弁(9−i)の開度とに基づいてその流量を算出し、その流量に基づいてすべての筐体(14−1〜14−n)に供給される冷却空気(5)を必要最小量だけ生成する。
【0017】
本発明による航空機は、本発明による航空機搭載電子機器筐体(4−i)(14−i)を具えていることが好ましい。
【0018】
本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、航空機に搭載され、航空機の航行に必要である複数電子機器(6−1〜6−n)を冷却する冷却空気(5)を生成する。本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、複数電子機器(6−1〜6−n)が配置される複数筐体(42−1〜42−n)に供給される冷却空気(5)の流量をそれぞれに制御する複数個の弁(43−1〜43−n)と制御装置(44)とを具えている。制御装置(44)は、複数電子機器(6−1〜6−n)が配置される複数筐体(42−1〜42−n)の内部の温度をそれぞれに測定する複数温度センサ(7−1〜7−n)からその温度を収集する手段と、その温度に基づいて複数個の弁(43−1〜43−n)を制御する手段とを備えている。
【0019】
複数電子機器(6−1〜6−n)は、すべてが同時に最大に発熱することはない。航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、筐体(42−1〜42−n)のすべてに最大量の冷却空気(5−1〜5−n)を供給しないで、筐体(42−1〜42−n)にそれぞれ必要最小量の冷却空気(5−1〜5−n)を分配して供給することができ、冷却空気(5)を生成する能力をより小さく設計することができる。航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、航空機の推進力を生成するジェットエンジン(21)により生成されるブリードエア(23)を用いて冷却空気(5)を生成するときに、そのブリードエア(23)の抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジン(21)は、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジン(21)が搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【0020】
本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、冷却空気(5−1〜5−i)の単位時間当たりの生成量を制御する他の弁(32、33)をさらに具え、冷却空気(5−1〜5−i)を可変的に生成している。制御装置(44)は、筐体(42−1〜42−n)の内部の温度に基づいて弁(32、33)を制御する手段をさらに備えている。このような航空機搭載電子機器温度調節装置(41)は、ブリードエア(23)の抽出量をさらに低減することができ、ジェットエンジン(21)はエンジン出力の損失がさらに低減され、燃費がさらに向上し、そのジェットエンジン(21)が搭載される航空機は航続距離がさらに拡大する。
【0021】
本発明による航空機は、本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置(13)(41)を具えていることが好ましい。
【0022】
【発明の実施の形態】
図面を参照して、本発明によるLRUが適用される航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を説明する。その航空機搭載電子機器温度調節システム1は、航空機に搭載され、図1に示されているように、配管2を介してECS3が複数のLRU4−1〜4−n(n=2,3,4,…)に接続されている。ECS3は、冷却空気5を生成し、配管2を介してLRU4−1〜4−nの内部に冷却空気5を供給している。
【0023】
LRU4−i(i=1,2,3,…,n)は、単数または複数の電子基板6−iを内部に備えている。電子基板6−iは、板状に形成され、その1面に複数の電子部品が配置され、その裏面にその複数の電子部品を電気的に接続する導線が配線されている。LRU4−iは、さらに、温度センサ7−i、制御装置8−iおよび弁9−iを備えている。温度センサ7−iは、LRU4−iの内部の温度を測定する。その温度は、LRU4−iの内部の冷却空気5の温度または電子基板6−iの温度である。弁9−iは、冷却空気5の流路の断面積(開度)を変更し、LRU4−iの内部に供給される冷却空気5の流量を制御する。制御装置8−iは、温度センサ7−iからLRU4−iの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁9−iの開度を制御する。すなわち、制御装置8−iは、冷却空気5とLRU4−iの内部の温度差が大きいときに弁9−iの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁9−iの開度を小さくする。このとき、LRU4−iの内部に導入される冷却空気5の流量は、温度について単純に増加する関数である。制御装置8−iは、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁9−iを閉じる。
【0024】
ECS3は、航空機が航行している間は常時に一定の温度の冷却空気5を一定の生成量で生成してLRU4−1〜4−nに供給する。LRU4−iは、冷却空気5と内部との温度差が大きいときに多くの冷却空気5を内部に導入して、電子基板6−iを適当な温度範囲に維持する。このとき、LRU4−iの内部に導入される冷却空気5の流量は、温度について単純に増加する関数である。LRU4−iは、さらに、その温度差が十分に小さいときに、冷却空気5を内部に導入しない。
【0025】
電子基板6−1〜6−nは、航空機が航行しているときに、すべてが同時に最大に発熱することがない。このような航空機搭載電子機器温度調節システム1によれば、そのすべての電子基板6−1〜6−nに一様に冷却空気5を供給しないで、発熱して冷却が必要な電子基板6−iに優先して冷却空気5を供給することができる。このため、ECS3は、すべての電子基板6−1〜6−nを同時に冷却することができる量の冷却空気5を生成する必要がなく、冷却空気5を生成する能力をより小さく設計することができる。ECS3は、さらに、航空機の推進力を生成するジェットエンジンにより生成されるブリードエアを用いて冷却空気5を生成するときに、そのブリードエアの抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジンは、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジンが搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【0026】
図2は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の他の形態を示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム20は、配管2を介してECS3が複数のLRU14−1〜14−nに接続されている。ECS3は、冷却空気5を生成し、配管2を介してLRU14−1〜14−nの内部に冷却空気5を供給している。
【0027】
ECS13は、ジェットエンジン21とともに設けられている。ジェットエンジン21は、前段にコンプレッサ22を備えている。コンプレッサ22は、ジェットエンジン21が吸い込むラムエア25を圧縮してブリードエア23を生成する。ブリードエア23は、断熱圧縮によりラムエア25より温度が高くなっている。ECS13は、熱交換器24、ファン31およびタービン28を備えている。熱交換器24は、ラムエア25とブリードエア23とを熱交換して、ブリードエア23を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア27を生成する。タービン28は、冷却されたブリードエア27を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン31は、その動力を用いてラムエア25を熱交換器24に引き込み、熱交換されたラムエア26を機外に排出する。タービン28は、さらに、冷却されたブリードエア27を断熱膨張させて、冷却空気29を生成する。
【0028】
ECS13は、さらに、弁32、弁33を備えている。弁32は、冷却空気29の流量を変化させ、弁33は、ブリードエア23の流量を変化させている。弁32と弁33とは、冷却空気29をブリードエア23と混合して、冷却空気34を生成する。ECS13は、さらに、流量センサ35と温度センサ36とを備えている。流量センサ35は、冷却空気34の流量を測定する。温度センサ36は、冷却空気34の温度を測定する。
【0029】
ECS13は、さらに、水分分離器38を備えている。水分分離器38は、冷却空気34から水分を除去して乾燥した冷却空気5を生成する。
【0030】
LRU14−iは、単数または複数の電子基板6−iを内部に備えている。LRU14−iは、さらに、温度センサ7−i、制御装置18−iおよび弁9−iを備えている。温度センサ7−iは、LRU14−iの内部の温度を測定する。弁9−iは、冷却空気5の流路の断面積(開度)を変更し、LRU14−iの内部に供給される冷却空気5の流量を制御する。制御装置18−iは、温度センサ7−iからLRU14−iの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁9−iの開度を制御する。すなわち、制御装置18−iは、冷却空気5とLRU14−iの内部との温度差が大きいときに弁9−iの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁9−iの開度を小さくする。制御装置18−iは、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁9−iを閉じる。
【0031】
ECS13は、さらに、制御装置37を備えている。制御装置37は、コンピュータであり、温度センサ36から冷却空気34の温度を収集し、流量センサ35から冷却空気34の流量を収集し、制御装置18−1〜18−nからLRU14−1〜14−nに供給される冷却空気5の流量を示す制御信号をそれぞれ収集する。なお、その制御信号は、LRU14−1〜14−nの内部の温度または弁9−1〜9−nの開度を示す信号に置換することもできる。このとき、制御装置37は、LRU14−1〜14−nの内部の温度または弁9−1〜9−nの開度に基づいてLRU14−1〜14−nに供給される冷却空気5の流量を算出する。制御装置37は、収集された温度、流量および制御信号に基づいて弁32、33の開度を制御して、冷却空気34の温度が一定になるように調整し、LRU14−1〜14−nに供給される冷却空気5の生成量を調整する。
【0032】
すなわち、LRU14−iは、内部の温度が高いときに多くの冷却空気5を内部に導入して、電子基板6−iを適当な温度範囲に維持する。ECS13は、LRU14−1〜14−nに供給される冷却空気5を必要量だけ可変的に生成する。
【0033】
このような航空機搭載電子機器温度調節システム20によれば、ECS13は、必要最小量の冷却空気5を生成することができる。その結果、ECS13は、電子基板6−1〜6−nを冷却するためのブリードエアを低減することができる。
【0034】
図3は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施のさらに他の形態を示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム40は、複数の配管2−1〜2−nを介してECS41がそれぞれ複数のLRU42−1〜42−nに接続されている。ECS41は、冷却空気5−1〜5−nを生成し、配管2−1〜2−nを介してLRU42−1〜42−nの内部に冷却空気5を供給している。
【0035】
ECS41は、ジェットエンジン21とともに設けられている。ジェットエンジン21は、前段にコンプレッサ22を備えている。コンプレッサ22は、ジェットエンジン21が吸い込むラムエア25を圧縮してブリードエア23を生成する。ブリードエア23は、断熱圧縮によりラムエア25より温度が高くなっている。ECS41は、熱交換器24、ファン31およびタービン28を備えている。熱交換器24は、ラムエア25とブリードエア23とを熱交換して、ブリードエア23を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア27を生成する。タービン28は、冷却されたブリードエア27を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン31は、その動力を用いてラムエア25を熱交換器24に引き込み、熱交換されたラムエア26を機外に排出する。タービン28は、さらに、冷却されたブリードエア27を断熱膨張させて、冷却空気29を生成する。
【0036】
ECS41は、さらに、弁32、弁33を備えている。弁32は、冷却空気29の流量を変化させ、弁33は、ブリードエア23の流量を変化させている。弁32と弁33とは、冷却空気29をブリードエア23と混合して、冷却空気34を生成する。ECS41は、さらに、流量センサ35と温度センサ36とを備えている。流量センサ35は、冷却空気34の流量を測定する。温度センサ36は、冷却空気34の温度を測定する。ECS41は、さらに、水分分離器38を備えている。水分分離器38は、冷却空気34から水分を除去して乾燥した冷却空気5を生成する。
【0037】
LRU42−iは、単数または複数の電子基板6−iを内部に備えている。LRU42−iは、さらに、温度センサ7−iを備えている。温度センサ7−iは、LRU42−iの内部の温度を測定する。
【0038】
ECS41は、さらに、複数の弁43−1〜43−nと制御装置44とを備えている。弁43−iは、冷却空気5の流路である配管2−iの断面積(開度)を変更し、LRU42−iの内部に供給される冷却空気5−iの流量を制御する。制御装置44は、コンピュータであり、温度センサ7−1〜7−nからLRU42−1〜42−nの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁43−1〜43−nの開度をそれぞれ制御する。すなわち、制御装置44は、冷却空気5とLRU42−iの内部との温度差が大きいときに弁43−iの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁43−iの開度を小さくする。制御装置44は、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁43−iを閉じる。
【0039】
制御装置44は、さらに、温度センサ36から冷却空気34の温度を収集し、流量センサ35から冷却空気34の流量を収集する。制御装置44は、収集された温度、流量およびLRU42−1〜42−nの内部の温度に基づいて弁32、33の開度を制御して、冷却空気34の温度が一定になるように調整し、LRU42−1〜42−nに供給される冷却空気5の生成量を調整する。
【0040】
このような航空機搭載電子機器温度調節システム40によれば、ECS41は、必要最小量の冷却空気5を生成することができる。その結果、ECS41は、電子基板6−1〜6−nを冷却するためのブリードエア23の抽気量を低減することができる。ECS13は、LRU14−1〜14−nのそれぞれに適当量の冷却空気5−1〜5−nを供給して電子基板6−iを適当な温度範囲に維持し、冷却空気5−1〜5−nを必要量だけ可変的に生成する。航空機搭載電子機器温度調節システム40によれば、LRU42−1〜42−nにそれぞれ供給される冷却空気5−1〜5−nの流量を制御する弁と制御装置とを備える必要がなく好ましい。
【0041】
【発明の効果】
本発明による航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置は、航空機に搭載される電子機器を冷却するために用いられるブリードエアの抽気量を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】図1は、本発明による航空機搭載電子機器筐体が適用される航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を示す回路ブロック図である。
【図2】図2は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の他の形態を示す回路ブロック図である。
【図3】図3は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施のさらに他の形態を示す回路ブロック図である。
【図4】図4は、公知の航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を示す回路ブロック図である。
【図5】図5は、公知のLRUの実施の形態を示す断面図である。
【図6】図6は、公知のECSの実施の形態を示すブロック図である。
【符号の説明】
1 :航空機搭載電子機器温度調節システム
2 :配管
3 :ECS
4−1〜4−n:LRU
5 :冷却空気
6−1〜6−n:電子基板
7−1〜7−n:温度センサ
8−1〜8−n:制御装置
9−1〜9−n:弁
13:ECS
14−1〜14−n:LRU
18−1〜18−n:制御装置
21:ジェットエンジン
22:コンプレッサ
23:ブリードエア
24:熱交換器
25:ラムエア
26:熱交換されたラムエア
27:冷却されたブリードエア
28:タービン
29:冷却空気
31:ファン
32:弁
33:弁
34:冷却空気
35:流量センサ
36:温度センサ
37:制御装置
38:水分分離器
40:航空機搭載電子機器温度調節システム
2−1〜2−n:配管
41:ECS
42−1〜42−n:LRU
43−1〜43−n:弁
44:制御装置
Claims (7)
- 航空機に搭載され、前記航空機の航行に必要である複数電子機器を冷却するときに利用される航空機搭載電子機器筐体であり、
前記複数電子機器のうちの一部の電子機器を内部に配置する筐体と、
前記内部に供給される冷却空気の流量を制御する弁と、
前記内部の温度を測定する温度センサと、
前記温度に基づいて前記弁を制御する制御手段を備える制御装置
とを具備する航空機搭載電子機器筐体。 - 請求項1において、
前記制御装置は、前記冷却空気を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置に前記流量を示す状態信号を送信する信号伝達手段を更に備える
ことを特徴とする航空機搭載電子機器筐体。 - 請求項2において、
前記状態信号は、前記内部の温度と前記弁の開度とを示す
ことを特徴とする航空機搭載電子機器筐体。 - 請求項1〜請求項3のいずれかに記載される航空機搭載電子機器筐体
を具備する航空機。 - 航空機に搭載され、前記航空機の航行に必要である複数電子機器を冷却する冷却空気を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置であり、
前記複数電子機器が配置される複数筐体に供給される前記冷却空気の流量をそれぞれに制御する複数個の弁と、
制御装置とを具備し、
前記制御装置は、
前記複数電子機器が配置される複数筐体の内部の温度をそれぞれに測定する複数温度センサから前記温度を収集する手段と、
前記温度に基づいて前記複数個の弁を制御する手段とを備える
航空機搭載電子機器温度調節装置。 - 請求項5において、
前記冷却空気の単位時間当たりの生成量を制御する他の弁を更に具備し、
前記制御装置は、前記温度に基づいて前記他の弁を制御する手段を更に備える
ことを特徴とする航空機搭載電子機器温度調節装置。 - 請求項5または請求項6のいずれかに記載される航空機搭載電子機器温度調節装置
を具備する航空機。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2002235960A JP2004074888A (ja) | 2002-08-13 | 2002-08-13 | 航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置 |
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JP2002235960A JP2004074888A (ja) | 2002-08-13 | 2002-08-13 | 航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
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JP2004074888A true JP2004074888A (ja) | 2004-03-11 |
Family
ID=32020295
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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JP2002235960A Withdrawn JP2004074888A (ja) | 2002-08-13 | 2002-08-13 | 航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置 |
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Country | Link |
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JP (1) | JP2004074888A (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010540310A (ja) * | 2007-09-25 | 2010-12-24 | ノルド−マイクロ アクティエンゲゼルシャフト アンド カンパニー オーエッチジー | 航空機用流出弁 |
JP2012248720A (ja) * | 2011-05-30 | 2012-12-13 | Hitachi Ltd | 電子機器の冷却構造 |
CN107571997A (zh) * | 2016-07-04 | 2018-01-12 | 空中客车作业有限公司 | 冷却系统、飞机和用于冷却飞机电子设备的方法 |
-
2002
- 2002-08-13 JP JP2002235960A patent/JP2004074888A/ja not_active Withdrawn
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