JP2004122857A

JP2004122857A - 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

Info

Publication number: JP2004122857A
Application number: JP2002287555A
Authority: JP
Inventors: Tatsunori Hayashi; 林　辰憲
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-09-30
Filing date: 2002-09-30
Publication date: 2004-04-22

Abstract

【課題】航空機の航続距離を拡大すること。
【解決手段】電子機器２１に接触されて電圧が印加されることにより電子機器２１から熱を吸収する熱電変換素子２３と、電子機器２１と熱電変換素子２３とを内部に配置する筐体４と、冷却媒体５を筐体４の内部に導く配管２とを具備している。このとき、熱電変換素子２３は、電子機器２１より温度が高く、熱電変換素子２３と冷却媒体５との温度差は、電子機器２１と冷却媒体５との温度差より大きい。このため、電子機器２１は、冷却媒体５が直接に接触して冷却するときより、効率よく冷却することができ、冷却媒体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６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７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、「航空機用空調システム」に開示されている。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８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】
【非特許文献１】
航空機用空調システム、住友精密工業株式会社
【００１２】
【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を提供することにある。
本発明の他の課題は、航空機の航行コストを低減する航空機搭載電子機器筐体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電子機器を冷却するためのブリードエア抽気量を低減する航空機搭載電子機器筐体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電子機器を冷却する冷却媒体を生成するＥＣＳを小型化する航空機搭載電子機器筐体を提供することにある。
【００１３】
【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。
【００１４】
本発明による航空機搭載電子機器筐体は、航空機に搭載されてその航空機の航行に必要である電子機器（２１）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る。本発明による航空機搭載電子機器筐体は、電子機器（２１）に接触されて電圧が印加されることにより電子機器（２１）から熱を吸収する熱電変換素子（２３）と、電子機器（２１）と熱電変換素子（２３）とを内部に配置する筐体（４）と、冷却媒体（５）を筐体（４）の内部に導く配管（２）とを具備している。たとえば、熱電変換素子（２３）は、片側が発熱体である電子機器（２１）と熱伝導性が良好なように接合され、他の片側が冷却媒体（５）に対して放熱性（熱伝達性）が良好となっている熱ジャンクションを有している。
【００１５】
このとき、熱電変換素子（２３）に電力を投じることで、発熱体である電子機器（２１）から熱電変換素子（２３）の冷却媒体側ジャンクションへ強制的に熱を移動させ、熱電変換素子（２３）の冷却媒体側ジャンクションの温度を電子機器（２１）よりも高くすることが可能である。一般に冷却媒体の熱伝達による放熱量は冷却媒体と放熱体との温度差が高いほど大きいため、本場合、冷却媒体量が少なくても従来と同様の放熱量が確保でき、冷却媒体生成のためのブリードエア抽気量を低減させることが可能である。
【００１６】
本発明による航空機搭載電子機器筐体は、内部を電子機器（２１）が配置される第１室（８−１〜８−ｎ）と熱電変換素子（２３）が配置される第２室（９−１〜９−ｎ）とに隔離する仕切り（７）を更に具備している。配管（２）は、第１室（８−１〜８−ｎ）に冷却媒体（５）を導かないで、第２室（９−１〜９−ｎ）に冷却媒体（５）を導く。このような仕切り（７）を設けることにより、放熱後の冷却媒体（５）は、電子機器（２１）に接触しない。この結果、電子機器（２１）は、高温の冷却媒体（５）に接触して高温になることが防止される。
【００１７】
本発明による航空機搭載電子機器筐体は、さらに、第１室（８−１〜８−ｎ）の温度を測定する温度計（１１−１〜１１−ｎ）と、その温度に基づいて電圧を制御する制御装置（１２）（４９）とを具備している。このような制御は、電子機器（２１）を冷却する冷却媒体５を生成するためのブリードエアの抽気量をさらに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さらに拡大することができる。
【００１８】
制御装置（４９）は、冷却媒体（５）を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）に温度を示す制御信号（５０）を送信する。航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）は、その制御信号（５０）に基づいて冷却媒体（５）の単位時間当たりの熱量を変化させる。熱量は、冷却媒体（５）の単位時間当たりの流量を変化させ、または、冷却媒体（５）の温度を変化させることにより変化させる。このような変化は、電子機器（２１）を冷却する冷却媒体５を生成するためのブリードエアの抽気量をさらに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さらに拡大することができる。
【００１９】
制御装置（１２）（４９）は、温度が所定の値より小さいときに、熱電変換素子（２３）を用いて電子機器（２１）を加熱する。このような加熱は、電子機器（２１）の冷え過ぎを防止する。
【００２０】
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を具備していることが好ましい。
【００２１】
本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置（６０）は、航空機に搭載され、航空機の航行に必要である電子機器（６−１〜６−ｎ）（８６−１〜８６−ｎ）を冷却する冷却媒体（８５）を生成する装置である。航空機搭載電子機器温度調節装置（６０）は、ジェットエンジン（６１）から供給されるブリードエア（３５）を断熱膨張させて冷却媒体（８５）を生成するタービン（６８）を備えている。冷却媒体（８５）は、ブリードエア（３５）と混合されない。航空機搭載電子機器温度調節装置（６０）は、冷却空気が低温となり過ぎないように温度を調節するためのブリードエア混合のための配管系統が取り除かれ、軽量化されている。
【００２２】
本発明による航空機搭載電子機器筐体（８４−１〜８４−ｎ）は、本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置（６０）により生成される冷却媒体（８５）が供給される筐体である。本発明による航空機搭載電子機器筐体（８４−１〜８５−ｎ）は、複数電子機器（８６−１〜８６−ｎ）のうちの一部の電子機器（８６−ｉ）を内部に配置する筐体（８−ｉ）と、内部に供給される冷却空気（８５）の流量を制御する弁（８９−ｉ）と、電子機器（８６−ｉ）の温度を測定する温度センサ（８７−ｉ）と、その温度に基づいて弁（８７−ｉ）を制御する制御装置（８８−ｉ）とを備えていることが好ましい。本発明による航空機搭載電子機器筐体（８４−１〜８４−ｎ）は、温度が非常に低い冷却媒体（８５）を用いて電子機器（８６−ｉ）を冷えすぎることなく冷却することができる。
【００２３】
【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ＬＲＵ４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の内部に冷却空気５を供給している。ＬＲＵ４は、航空機搭載電子機器温度調節システム１に複数が設けられている。
【００２４】
ＬＲＵ４は、複数の電子基板６−１〜６−ｎ（ｎ＝２，３，４，…）を内部に備えている。電子基板６−ｉ（ｉ＝１，２，３，…，ｎ）は、板状に形成されている。ＬＲＵ４は、複数の仕切り７を備えている。仕切り７は、ＬＲＵ４の内部を第１室８−１〜８−ｎと第２室９−１〜９−ｎとに隔離している。冷却空気５は、第１室８−１〜８−ｎに供給されないで、第２室９−１〜９−ｎに供給される。電子基板６−ｉは、その１面が第１室８−ｉに配置され、その裏面が第２室に配置されている。
【００２５】
ＬＲＵ４は、さらに、温度計１１−１〜１１−ｎと制御装置１２とを備えている。温度計１１−ｉは、電子基板６−ｉの温度を直接に測定し、または、第１室８−ｉの温度を測定して電子基板６−ｉの温度を間接的に測定する。制御装置１２は、コンピュータであり、温度計１１−１〜１１−ｎから電子基板６−１〜６−ｎの温度を収集して、電子基板６−１〜６−ｎの冷却の程度を監視している。
【００２６】
図２は、電子基板６−ｉを詳細に示している。電子基板６−ｉは、電子基板本体２１、ヒートシンク２２および熱電変換素子２３が積層されて形成されている。熱電変換素子２３は、電子基板本体２１とヒートシンク２２との間に介設されている。電子基板本体２１と熱電変換素子２３との間には、絶縁熱伝導性材料２４が介設されている。絶縁熱伝導性材料２４は、電気が伝導しないで、熱の伝導が良い材料である。絶縁熱伝導性材料２４としては、シリコングリスが例示される。
【００２７】
電子基板本体２１は、絶縁熱伝導性材料２４に接合していない面に複数の半導体部品２５が設けられている。その半導体部品２５は、特徴のある電気伝導が内部で起こる素子であり、その電気伝導により発熱する。半導体部品２５としては、ＣＰＵが例示される。その半導体部品２５は、それぞれ他の半導体部品２５と接続される端子を備えている。電子基板本体２１は、複数の半導体部品２５の端子間を導線により電気的に接続している。このため、半導体部品２５により発生した熱は、電子基板本体２１と絶縁熱伝導性材料２４とを介して熱電変換素子２３に伝導する。
【００２８】
熱電変換素子２３は、Ｐ型素子２６、Ｎ型素子２７および２つのジャンクション材料２８とを備えている。Ｐ型素子２６とＮ型素子２７とは、２つのジャンクション材料２８の間に挟まれて接合されている。ジャンクション材料２８としては、アルミナが例示される。Ｐ型素子２６とＮ型素子２７とは、さらに、電子基板本体２１に近い位置で接合され、ヒートシンク２２に近い位置では接合されていない。
【００２９】
熱電変換素子２３は、ヒートポンプ機能と発電する機能とを有している。熱電変換素子２３は、２つのジャンクション２８のうちの一方が高温であり他方が低温であるときに、高温側から低温側へ熱が移動する際、その熱を電気に変換することができる。たとえば、熱電変換素子２３は、ジャンクション２８のうちの一方に熱源が接合され、他方にヒートシンクがに接合されてそのヒートシンクが冷却媒体に接触しているときに、熱源側のジャンクションからヒートシンク側のジャンクションへ熱が移動し、その際に、その熱を電気に変換し熱を吸収することができる。
【００３０】
熱電変換素子２３は、Ｐ型素子２６とＮ型素子２７との接合されていない両端に電圧を印加すると、接合部分の温度は、その両端に比較して低下し、両端は、温度が上昇する。さらに、両端に逆の電圧を印加すると、接合部分の温度が上昇する。たとえば、熱電変換素子２３は、その電圧を印加しない状態で２つのジャンクションのうちの一方が８０℃であり、他方のジャンクション５０℃であるときに、電圧を印加することによりその一方を５０℃、その他方を８０℃とさせることが可能である。すなわち、熱電変換素子２３の２つのジャンクション２８の一方の熱を他方にジャンクションに強制的に移動させることが可能である。このような電圧の印加は、制御装置１２により電子基板６−ｉの温度に基づいて実行される。
【００３１】
ヒートシンク２２は、絶縁熱伝導性材料２４に接合していない面に複数のフィン２９が設けられている。電子基板６−ｉは、電子基板２１が第１室８−ｉに配置され、電子基板２１が配置されている面が第１室８−ｉに配置され、ヒートシンク２２が第２室９−ｉに配置されている。なお、電子基板６−ｉは、ヒートシンク２２を備えないで、直接に熱電変換素子２３を冷却空気５に接触させて冷却することもできる。
【００３２】
ＥＣＳ３は、従来技術の範疇の一般的なＥＣＳである場合、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する。よって、ＬＲＵ４の第２室９−１〜９−ｎには、配管２で自然分配される一定温度・流量の冷却空気５が供給される。ＬＲＵ４は、第１室８−ｉの温度が高いときに、制御装置１２により大きい電圧を熱電変換素子２３に印加する。このとき、その電圧は、温度について単純に増加する関数である。このとき、電子基板６−ｉの熱量が熱電変換素子の作用によりヒートシンク２２へ移動される。その結果、電子基板６−ｉの温度よりもヒートシンク２２の温度の方が高温となる。ヒートシンク２２の表面から冷却空気５への放熱は、対流熱伝達であり放熱量はヒートシンク２２と冷却空気５の温度差に比例する。よって、本実施例の場合、従来のものよりもヒートシンク２２と冷却空気５の温度差が大きいため、冷却空気５が同じ流量であっても、放熱量を増加可能である。つまり、電子基板６−ｉの生成する熱量が同じであれば、冷却空気の流量が少なくても従来と同量の放熱が可能であり、冷却空気生成の元となるブリードエアの低減を図ることが可能である。
【００３３】
仕切り７は、冷却空気５が電子基板本体２１に直接に接触することを防止する。このため、冷却空気５は、広範な温度範囲をとることができる。たとえば、冷却空気５の流入温度が低温であっても、電子基板本体２１は、過度に冷却されることを防止することができる可能である。さらに、電子基板本体２１は、熱電変換素子２３と熱交換後の高温になった冷却空気５により、加熱されることがない。
【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３０は、配管２を介してＥＣＳ４０が複数のＬＲＵ４に接続されている。ＥＣＳ４０は、冷却空気５を生成し、配管２を介してＬＲＵ４の内部に冷却空気５を供給している。
【００３５】
ＥＣＳ４０は、ジェットエンジン３１とともに設けられている。ジェットエンジン３１に備えられているコンプレッサ３２は、ジェットエンジン３１が吸い込むラムエア３５を圧縮してブリードエア３３を生成する。ブリードエア３３は、断熱圧縮によりラムエア３５より温度が高くなっている。ＥＣＳ４０は、さらに、熱交換器３４、ファン４１およびタービン３８を備えている。熱交換器３４は、ラムエア３５とブリードエア３３とを熱交換して、ブリードエア３３を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア３７を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン４１は、その動力を用いてラムエア３６を機外に排出する。タービン３８は、ブリードエア３７を断熱膨張させてさらに冷却し、冷却空気３９を生成する。
【００３６】
ＥＣＳ４０は、さらに、弁４２、弁４３を備えている。弁４２は、冷却空気３９の流量を変化させ、弁４３は、ブリードエア３３の流量を変化させている。弁４２と弁４３とは、冷却空気３９をブリードエア３３と混合して、冷却空気４４を生成する。ＥＣＳ４０は、さらに、流量センサ４５と温度センサ４６とを備えている。流量センサ４５は、冷却空気４４の流量を測定する。温度センサ４６は、冷却空気４４の温度を測定する。
【００３７】
ＥＣＳ４０は、さらに、水分分離器４８を備えている。水分分離器４８は、冷却空気４４から水分を除去して乾燥した冷却空気５を生成する。
【００３８】
ＬＲＵ４は、既述の実施の形態におけるＬＲＵ４と同様に、複数の電子基板６−１〜６−ｎを内部に備えている。電子基板６−ｉは、板状に形成されている。ＬＲＵ４は、複数の仕切り７を備えている。仕切り７は、ＬＲＵ４の内部を第１室８−１〜８−ｎと第２室９−１〜９−ｎとに隔離している。電子基板６−ｉは、先の実施の形態と同様にして、熱電変換素子２３を備え、電子基板本体２１が第１室８−ｉに配置され、その裏面のヒートシンク２２が第２室９−ｉに配置されている。
【００３９】
ＬＲＵ４は、さらに、温度計１１−１〜１１−ｎと制御装置４９とを備えている。温度計１１−ｉは、第１室８−ｉの温度を測定する。制御装置４９は、コンピュータであり、温度計１１−１〜１１−ｎから第１室８−１〜８−ｎの温度を収集して、電子基板６−１〜６−ｎの冷却の程度を監視している。制御装置４９は、さらに、電子基板６−１〜６−ｎの温度を示す制御信号５０を出力する。
【００４０】
ＥＣＳ４０は、さらに、制御装置４７を備えている。制御装置４７は、コンピュータであり、温度センサ４６から冷却空気４４の温度を収集し、流量センサ４５から冷却空気４４の流量を収集し、制御装置４９からＬＲＵ４の第１室８−１〜８−ｎの温度を示す制御信号５０をそれぞれ収集する。なお、その制御信号５０は、熱電変換素子２３に印加される電圧を示すこともできる。
【００４１】
従来技術においては、電子基板本体２１が高温になりすぎても、また低温になりすぎても電子基板が本来の機能を発揮できない可能性があるため、ＥＣＳ４０が生成する冷却空気５の温度は一定の温度幅になるように調整されていた。また流量も、全ての電子基板本体２１の最大発熱量の総和に見合う一定量が生成されていた。しかしながら、ＥＣＳ４０の性能を左右するラムエアの温度範囲はマイナス数十℃域からマッハ航行時の数１００℃程度域まで非常に広範に渡っており、高空の亜音速域では、マイナス温度域のラムエアが得られるため、このラムエアを使用して得られる冷却空気３９はラムエアよりも低温のものが得られる。しかも弁３３を閉じていれば、温度を上昇させることなく、冷却空気３９をそのままＥＣＳ４０の出力する冷却空気５とすることが出来る。本実施例における制御装置３７の制御方策としては、弁３３を常時閉とし、生成される冷却空気３９の温度に応じて弁３２の開度を調節し、後段のＬＲＵが必要とする冷却容量に見合う量に冷却空気５の流量を制御するものとする。
【００４２】
本発明では、仕切り７によって冷却空気５が直接電子基板本体２１に触れない構造となっている。また、冷却空気５と電子基板本体２１との間には熱電変換素子２３が介在しており、熱電変換素子２３を能動的に制御することにより、電子基板本体２１が過冷却状態とならないように、熱電変換素子２３に温度勾配を持たせることが可能となる。よって、本発明では、従来技術では不可能であったマイナス温度域の冷却空気５を使用可能であり、流量が少ない冷却空気で大きな放熱量を獲得することが可能である。よって、ブリードエアの抽気量を大幅に低減可能である。
【００４３】
さらに、本実施例では、電子基板本体２１とヒートシンク２２の温度差が大きく、電子基板本体２１からヒートシンク２２への熱量が流れるため、熱電変換素子２３に電圧を印加するのではなく、熱電変換素子２３に発電させるようにすると、熱の一部を熱電変換素子２３の発電機能で電気として回収可能であるため、回収した分、機体外部への熱排出の抑制が可能である。また回収した電気はリサイクル可能である。
【００４４】
また、寒冷地におけるコールド状態での機体始動時は、電子基板本体２１が動作保証温度を下回っている場合がある。本構成によれば、ＬＲＵ４において、熱電変換素子２３に逆電圧を印加して電子基板６−ｉを加熱し、動作保証温度まで加温して機体を始動することが可能となる。
【００４５】
図４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７０は、配管８２を介してＥＣＳ６０が複数のＬＲＵ４に接続されている。ＥＣＳ６０は、冷却空気８５を生成し、配管８２を介してＬＲＵ４の内部に冷却空気８５を供給している。
【００４６】
ＥＳＣ６０は、ジェットエンジン６１とともに設けられている。ジェットエンジン６１は、前段にコンプレッサ６２を備えている。コンプレッサ６２は、ジェットエンジン６１が吸い込むラムエア６５を圧縮してブリードエア６３を生成する。ブリードエア６３は、断熱圧縮によりラムエア６５より温度が高くなっている。ＥＳＣ６０は、熱交換器６４、ファン７１およびタービン６８を備えている。熱交換器６４は、ラムエア６５とブリードエア６３とを熱交換して、ブリードエア６３を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア６７を生成する。タービン６８は、冷却されたブリードエア６７を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン７１は、その動力を用いてラムエア６５を熱交換器６４に引き込み、熱交換されたラムエア６６を機外に排出する。タービン６８は、さらに、冷却されたブリードエア６７を断熱膨張させて、冷却空気６９を生成する。
【００４７】
ＥＳＣ６０は、さらに、弁７２を備えている。弁７２は、開度を変化させて冷却空気６９から所定の流量の冷却空気７４を生成する。ＥＳＣ６０は、さらに、流量センサ７５と温度センサ７６とを備えている。流量センサ７５は、冷却空気７４の流量を測定する。温度センサ７６は、冷却空気７４の温度を測定する。ＥＳＣ６０は、さらに、水分分離器７８を備えている。水分分離器７８は、冷却空気７４から水分を除去して乾燥した冷却空気８５を生成する。
【００４８】
ＬＲＵ４は、既述の実施の形態におけるＬＲＵ４と同様に、複数の電子基板６−１〜６−ｎを内部に備えている。電子基板６−ｉは、板状に形成されている。ＬＲＵ４は、複数の仕切り７を備えている。仕切り７は、ＬＲＵ４の内部を第１室８−１〜８−ｎと第２室９−１〜９−ｎとに隔離している。電子基板６−ｉは、先の実施の形態と同様にして、熱電変換素子２３を備え、電子基板本体２１が第１室８−ｉに配置され、その裏面のヒートシンク２２が第２室９−ｉに配置されている。
【００４９】
ＬＲＵ４は、さらに、温度計１１−１〜１１−ｎと制御装置４９とを備えている。温度計１１−ｉは、第１室８−ｉの温度を測定する。制御装置４９は、コンピュータであり、温度計１１−１〜１１−ｎから第１室８−１〜８−ｎの温度を収集して、電子基板６−１〜６−ｎの冷却の程度を監視している。制御装置４９は、さらに、電子基板６−１〜６−ｎの温度を示す制御信号５０を出力する。
【００５０】
ＥＳＣ６０は、さらに、制御装置７７を備えている。制御装置７７は、コンピュータであり、温度センサ７６から冷却空気７４の温度を収集し、流量センサ７５から冷却空気７４の流量を収集し、制御装置４９から制御信号５０を収集する。
【００５１】
このとき、制御装置７７は、電子基板６−１〜６−ｎの温度に基づいてＬＲＵ４に供給される冷却空気８５の流量（熱量）を算出する。制御装置７７は、収集された温度、流量および制御信号５０に基づいて弁７２の開度を制御して、ＬＲＵ４に供給される冷却空気８５の熱量を調整する。すなわち、ＥＳＣ６０は、冷却空気８５の単位時間当たりの流量を変化させ、または、冷却媒体８５の温度を変化させて、冷却空気８５をＬＲＵ８４−１〜８４−ｎに供給する。
【００５２】
このような航空機搭載電子機器温度調節システム７０によれば、ＥＳＣ６０は、必要最小量の冷却空気８５を生成することができる。その結果、ＥＳＣ６０は、電子基板８６−１〜８６−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。
【００５３】
制御装置７７は、さらに、制御信号５０と独立に、収集された温度、流量に基づいて弁７２の開度を制御して、冷却空気８５の流量（熱量）を一定に調整することもできる。
【００５４】
図５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８０は、配管８２を介してＥＣＳ６０が複数のＬＲＵ８４−１〜８４−ｎに接続されている。ＥＳＣ６０は、既述の実施の形態における航空機搭載電子機器温度調節システム７０に適用されるＥＳＣ６０と同様である。すなわち、ＥＣＳ６０は、冷却空気８５を生成し、配管８２を介してＬＲＵ８４−１〜８４−ｎの内部に冷却空気８５を供給している。
【００５５】
ＥＳＣ６０は、ジェットエンジン６１とともに設けられている。ジェットエンジン６１は、前段にコンプレッサ６２を備えている。コンプレッサ６２は、ジェットエンジン６１が吸い込むラムエア６５を圧縮してブリードエア６３を生成する。ブリードエア６３は、断熱圧縮によりラムエア６５より温度が高くなっている。ＥＳＣ６０は、熱交換器６４、ファン７１およびタービン６８を備えている。熱交換器６４は、ラムエア６５とブリードエア６３とを熱交換して、ブリードエア６３を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア６７を生成する。タービン６８は、冷却されたブリードエア６７を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン７１は、その動力を用いてラムエア６５を熱交換器６４に引き込み、熱交換されたラムエア６６を機外に排出する。タービン６８は、さらに、冷却されたブリードエア６７を断熱膨張させて、冷却空気６９を生成する。
【００５６】
ＥＳＣ６０は、さらに、弁７２を備えている。弁７２は、開度を変化させて冷却空気６９から所定の流量の冷却空気７４を生成する。ＥＳＣ６０は、さらに、流量センサ７５と温度センサ７６とを備えている。流量センサ７５は、冷却空気７４の流量を測定する。温度センサ７６は、冷却空気７４の温度を測定する。ＥＳＣ６０は、さらに、水分分離器７８を備えている。水分分離器７８は、冷却空気７４から水分を除去して乾燥した冷却空気８５を生成する。
【００５７】
ＬＲＵ８４−ｉは、単数または複数の電子基板８６−ｉを内部に備えている。ＬＲＵ８４−ｉは、さらに、温度センサ８７−ｉ、制御装置８８−ｉおよび弁８９−ｉを備えている。温度センサ８７−ｉは、電子基板８６−ｉの温度を直接に測定し、または、ＬＲＵ８４−ｉの内部の温度を測定して電子基板８６−ｉの温度を間接的に測定する。弁８９−ｉは、冷却空気８５の流路の断面積（開度）を変更し、ＬＲＵ８４−ｉの内部に供給される冷却空気８５の流量を制御する。
【００５８】
制御装置８８−ｉは、温度センサ８７−ｉから電子基板８６−ｉの温度を収集し、その温度に基づいて弁８９−ｉの開度を制御する。すなわち、制御装置８８−ｉは、電子基板８６−ｉの温度が大きいときに弁８９−ｉの開度を大きくし、その温度が小さいときに弁８９−ｉの開度を小さくする。制御装置８８−ｉは、さらに、その温度が十分に小さいときに弁８９−ｉを閉じる。
【００５９】
ＥＳＣ６０は、さらに、制御装置７７を備えている。制御装置７７は、コンピュータであり、温度センサ７６から冷却空気７４の温度を収集し、流量センサ７５から冷却空気７４の流量を収集し、制御装置８８−１〜８８−ｎからＬＲＵ８４−１〜８４−ｎに供給される冷却空気８５の流量を示す制御信号８３−１〜８３−ｎをそれぞれ収集する。なお、制御信号８３−１〜８３−ｎは、ＬＲＵ８４−１〜８４−ｎの内部の温度または弁８９−１〜８９−ｎの開度を示す信号に置換することもできる。
【００６０】
このとき、制御装置７７は、ＬＲＵ８４−１〜８４−ｎの内部の温度または弁８９−１〜８９−ｎの開度に基づいてＬＲＵ８４−１〜８４−ｎに供給される冷却空気８５の流量を算出する。制御装置７７は、収集された温度、流量および制御信号８３−１〜８３−ｎに基づいて弁７２の開度を制御して、冷却空気７４の温度が一定になるように調整し、ＬＲＵ８４−１〜８４−ｎに供給される冷却空気８５の生成量を調整する。
【００６１】
すなわち、ＬＲＵ８４−ｉは、内部の温度が高いときに多くの冷却空気８５を内部に導入して、電子基板８６−ｉを適当な温度範囲に維持する。ＥＳＣ６０は、ＬＲＵ８４−１〜８４−ｎに供給される冷却空気８５を必要量だけ可変的に生成する。
【００６２】
このような航空機搭載電子機器温度調節システム７０によれば、ＥＳＣ６０は、必要最小量の冷却空気８５を生成することができる。その結果、ＥＳＣ６０は、電子基板８６−１〜８６−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。
【００６３】
制御装置７７は、さらに、制御信号８３−１〜８３−ｎと独立に、収集された温度、流量に基づいて弁７２の開度を制御して、冷却空気８５の流量を一定に調整することもできる。
【００６４】
【発明の効果】
本発明による航空機搭載電子機器筐体は、航空機の航続距離を拡大することができる。
【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、電子基板の実施の他の形態を示す断面図である。
【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他の形態を示す回路ブロック図である。
【図４】図４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５】図５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６】図６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７】図７は、公知のＬＲＵの実施の形態を示す断面図である。
【図８】図８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　：ＬＲＵ
５　：冷却空気
６−１〜６−ｎ：電子基板
７　：仕切り
８−１〜８−ｎ：第１室
９−１〜９−ｎ：第２室
１１−１〜１１−ｎ：温度計
１２：制御装置
２１：電子基板本体
２２：ヒートシンク
２３：熱電変換素子
２４：絶縁熱電導性材料
２５：半導体部品
２６：Ｐ型素子
２７：Ｎ型素子
２８：ジャンクション材料
２９：フィン
３０：航空機搭載電子機器温度調節システム
４０：ＥＣＳ
３１：ジェットエンジン
３２：コンプレッサ
３３：ブリードエア
３４：熱交換器
３５：ラムエア
３６：熱交換されたラムエア
３７：冷却されたブリードエア
３８：タービン
３９：冷却空気
４１：ファン
４２：弁
４３：弁
４４：冷却空気
４５：流量センサ
４６：温度センサ
４７：制御装置
４８：水分分離器
４９：制御装置
５０：制御信号
７０：航空機搭載電子機器温度調節システム
６０：ＥＣＳ
６１：ジェットエンジン
６２：コンプレッサ
６３：ブリードエア
６４：熱交換器
６５：ラムエア
６６：熱交換されたラムエア
６７：冷却されたブリードエア
６８：タービン
６９：冷却空気
７１：ファン
７２：弁
７４：冷却空気
７５：流量センサ
７６：温度センサ
７７：制御装置
７８：水分分離器
８０：航空機搭載電子機器温度調節システム
８２：配管
８３−１〜８３−ｎ：制御信号
８４−１〜８４−ｎ：ＬＲＵ
８５：冷却空気
８６−１〜８６−ｎ：電子基板
８７−１〜８７−ｎ：温度センサ
８８−１〜８８−ｎ：制御装置
８９−１〜８９−ｎ：弁

Claims

航空機に搭載され、前記航空機の航行に必要であ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であり、
前記電子機器に接触され、電圧が印加されることにより前記電子機器から熱を吸収する熱電変換素子と、
前記電子機器と前記熱電変換素子とを内部に配置する筐体と、
冷却媒体を前記筐体の内部に導く配管
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、
前記電子機器の温度を測定する温度計と、
前記温度に基づいて前記電圧を制御する制御装置
とを具備する航空機搭載電子機器筐体。
請求項１または請求項２のいずれかにおいて、
前記内部を前記電子機器が配置される第１室と前記熱電変換素子が配置される第２室とに隔離する仕切りを更に具備し、
前記配管は、前記第１室に前記冷却媒体を導かないで、前記第２室に前記冷却媒体を導く
航空機搭載電子機器筐体。
請求項２または請求項３のいずれかにおいて、
前記制御装置は、前記温度が所定の値より小さいときに、前記熱電変換素子を用いて前記電子機器を加熱する
航空機搭載電子機器筐体。
請求項２〜請求項４のいずれかにおいて、
前記制御装置は、前記冷却媒体を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置に前記温度を示す制御信号を送信し、
前記航空機搭載電子機器温度調節装置は、前記制御信号に基づいて前記冷却媒体の単位時間当たりの熱量を変化させる
航空機搭載電子機器筐体。
請求項１〜請求項５のいずれかに記載の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電子機器を冷却する冷却媒体を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置であり、
ジェットエンジンから供給されるブリードエアを断熱膨張させて前記冷却媒体を生成するタービンを具備し、
前記冷却媒体は、前記ブリードエアと混合されない
航空機搭載電子機器温度調節装置。
請求項７に記載される航空機搭載電子機器温度調節装置により生成される前記冷却媒体が供給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、
前記電子機器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装置
とを具備する航空機搭載電子機器筐体。