JP2005349912A

JP2005349912A - 航空機用空気調和装置

Info

Publication number: JP2005349912A
Application number: JP2004171601A
Authority: JP
Inventors: Hidefumi Saito; 英文斎藤
Original assignee: Shimadzu Corp
Current assignee: Shimadzu Corp
Priority date: 2004-06-09
Filing date: 2004-06-09
Publication date: 2005-12-22
Anticipated expiration: 2024-06-09
Also published as: JP4232033B2

Abstract

【課題】エネルギー利用効率が高く、構造がシンプルで軽量であり、保守点検が容易で故障の少ない航空機用空気調和装置を提供する。
【解決手段】機外空気をキャビン３への導入前に圧縮する電動圧縮装置２と、キャビン３内と機外との間での熱移送用ヒートポンプ５を備える。ヒートポンプ５は、機外空気と熱媒体との間の熱交換器２２を有する。圧縮装置２により圧縮される機外空気によって、熱交換器２２での熱交換に用いられる機外空気の流れを生成する空気流生成機構４０が設けられている。
【選択図】図１

Description

本発明は、固定翼機および回転翼機を含む航空機において、機内の温度と圧力の調節に用いられる空気調和装置に関する。

従来の航空機用空気調和装置においては、メインエンジンからの抽気を機外空気と熱交換して冷却した後にコンプレッサで断熱圧縮し、これを再度機外空気と熱交換して冷却した後に、膨張タービンにより断熱膨張することで、キャビンに供給される調温、調圧された空気を得ている（特許文献１参照）。
特開２００４−１４２５０１号公報

近年のパワーエレクトロニクスやモータ技術の発展等から、航空機内の様々なシステムを電力で直接作動させる全電気式を志向した航空機が模索され始めている。これに伴って、電動圧縮装置により圧縮される機外空気をキャビンに導くことで機内圧力の調節を行い、また、キャビン内と機外との間での熱移送用ヒートポンプを用いることで機内温度の調節を行うことが検討されている。

しかし、全電気式を志向した航空機においては電力消費量の増大抑制が課題となり、特に電動圧縮装置より消費される電力の効率的な利用が問題になる。
すなわち、一般的に機内与圧値と機外圧力との差は高度が高くなるほど大きくなる。例えば、高度１２１９２ｍ（＝４００００ｆｔ）、気圧１８．８ｋｐａの時、機内与圧値は高度２４３８ｍt(＝８０００ｆｔ）での気圧に相当する７５．３ｋｐａになるように調節される。一方、地上や低高度において機内与圧値は機外圧力にほぼ等しくなるため電動圧縮機により機外空気を圧縮する必要はほとんどない。このため、電動圧縮機の圧縮比は高度が高くなるほど大きくなる。
例えば、電動圧縮装置としてターボ型圧縮装置を用いる場合、空気を圧縮するために必要な理論動力Ｗ（ｋｗ）は以下の式により表される。
Ｗ＝Ｑ・Ｃｐ・Ｔｉｎ・〔Ｐｒ＾｛（κ−１）／κ｝−１〕
ここで、Ｑは空気の質量流量（ｋｇ／ｓｅｃ）、Ｃｐは空気の定圧比熱（＝１．００５ｋｊ／ｋｇ・Ｋ）、Ｔｉｎは圧縮装置入口温度（Ｋ）、Ｐｒは圧縮装置の入口圧力（Ｐｉｎ）に対する出口圧力（Ｐｏｕｔ）の比である圧縮比（Ｐｏｕｔ／Ｐｉｎ）、κは比熱比（＝１．４）、＾は累乗記号である。
圧縮比Ｐｒは地上では１でよく、上空では４以上の値とされることもある。例えば１００人乗りの航空機において、質量流量Ｑに対応する機外空気の取込み流量をアメリカ連邦航空局の規定に従い０．４１６ｋｇ／ｓｅｃ（０．５５ポンド／分×１００人分）とし、圧縮装置入口温度Ｔｉｎに相当する機外空気温度を２１７Ｋ（＝−６９．７°Ｆ）とし、上記式により動力Ｗを求める。この場合、上空では圧縮比Ｐｒを４とすると理論動力Ｗは４４．１ｋｗとなるが、地上では圧縮比Ｐｒは１であるため理論動力Ｗは零でよいことになる。
このように、上空では高い圧縮比での運転が必要になるため、電動圧縮装置を駆動するために大きな出力の電動モータが必要になる。その一方で、地上では単に空気を流すだけの作動が求められることから、設計ポイントから大きく外れた条件での無負荷運転状態になるためエネルギ利用効率が非常に低くなる。すなわち、圧縮仕事は殆ど零であるにも拘わらずモータは電力を消費するという状態になる。

一方、ヒートポンプは機外空気と熱媒体との間の熱交換器を有し、その熱交換器において熱媒体に移された機外空気の熱をキャビン内空気に移すものであるため、その熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流量を確保する必要がある。航空機が飛行中であれば大流量の機外空気を確保できるが、地上での静止中や低速走行時においては熱交換に用いられる機外空気の流れを強制的に生成する必要がある。その熱交換用機外空気の流れを電動ファンにより生成すると電力を消費し、特に暑い日に十分な冷却能力を得るためには電力消費量が増大し、さらにファンを駆動するモータやインバータ回路等の電気機器が必要になり構造が複雑で保守点検も煩雑になる。
本発明は、上記課題を解決することのできる航空機用空気調和装置を提供することを目的とする。

本発明の航空機用空気調和装置は、機外空気をキャビンへの導入前に圧縮する電動圧縮装置と、キャビン内と機外との間での熱移送用ヒートポンプとを備え、前記ヒートポンプは、機外空気と熱媒体との間の熱交換器を有し、前記圧縮装置により圧縮される機外空気によって、前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流れを生成する空気流生成機構が設けられている。
本発明によれば、航空機が地上や低空にある場合でも電動圧縮装置により高い圧縮比で機外空気を圧縮することで、無負荷運転状態よりも効率を改善し、且つ、その電動圧縮装置により圧縮した機外空気によりヒートポンプの熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流れを生成し、これによりエネルギー利用効率を向上でき、しかも、その熱交換用機外空気の流れを生成するための電気機器が不要になる。

前記圧縮装置により圧縮される機外空気の前記キャビンへの導入流量に対する前記空気流生成機構への導入流量の比を変更する流量比変更機構が設けられているのが好ましい。これにより、航空機の機体高度が高い場合は圧縮装置により圧縮される機外空気のキャビンへの導入流量の割合を増加させ、機体高度が低い場合や地上にある時は空気流生成機構への導入流量の割合を増加させることで、エネルギー利用効率を向上できる。
この場合、前記電動圧縮装置は複数段の圧縮部を有し、前記流量比変更機構は、第１状態と第２状態との間で切り換えられる切換機構と、複数段の前記圧縮部の中の一部と残部との接続空気流路に配置されるチェック弁を有し、前記チェック弁は、前記接続空気流路から機外への空気の流れを阻止すると共に前記接続空気流路への機外からの空気の流れを許容するものとされ、前記切換機構が第１状態である時、複数段の前記圧縮部により圧縮される機外空気が前記キャビンに導入され、前記切換機構が第２状態にある時、複数段の前記圧縮部の中の一部により圧縮される機外空気は前記空気流生成機構に導入されると共に残部により圧縮される機外空気は前記キャビンに導入されるのが好ましい。これにより、空気流生成機構の構造の簡単化、軽量化を図ることができる。

前記空気流生成機構は、前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流路に接続される吸引口を有すると共に前記圧縮装置による圧縮空気を作動流体として作動するエゼクタを有し、前記エゼクタの作動により前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流れが生成されるのが好ましい。あるいは、前記空気流生成機構は、前記圧縮装置による圧縮空気の膨張エネルギにより回転する翼車と、前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流路において前記翼車の回転により回転するファンを有し、前記翼車の回転により前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流れが生成されるのが好ましい。これにより、前記空気流生成機構の構造の簡単化、軽量化を図ることができる。特にエゼクタを利用することで部品点数が少なくなり、構造の簡単化、軽量化を図ることができる。

本発明によれば、エネルギー利用効率が高く、構造がシンプルで軽量であり、保守点検が容易で故障の少ない航空機用空気調和装置を提供できる。

図１に示す第１実施形態の航空機用空気調和装置１は、電動圧縮装置２と、圧縮装置２により圧縮される機外空気をコックピット空間を含むキャビン３に導く空気流路４と、キャビン３内と機外との間での熱移送用電動ヒートポンプ５を備える。

圧縮装置２は、低圧段遠心翼車２ａ、高圧段遠心翼車２ｂ、両遠心翼車２ａ、２ｂを駆動する電動モータ２ｃと、低圧段遠心翼車２ａの出口と高圧段遠心翼車２ｂの入口を接続する接続空気流路２ｄ、および接続空気流路２ｄに配置される熱交換器により構成されるインタークーラー２ｅを有する。低圧段遠心翼車２ａと高圧段遠心翼車２ｂが複数段の圧縮部として機能し、機外空気をキャビン３への導入前に圧縮する。モータ２ｃの回転速度は制御装置６により制御されるインバータ６ａにより調節される。

航空機が飛行する時、低圧段遠心翼車２ａにより圧縮された機外空気は、インタークーラー２ｅにおいて機外空気により冷却された後に高圧段遠心翼車２ｂにより圧縮され、これによりキャビン内空気の圧力に対応するように調圧される。この調圧された機外空気はキャビン３から流出してフィルタ１２を通過したキャビン内空気と混合され、この混合空気はヒートポンプ５に導入される。

ヒートポンプ５はベーパサイクル型であり、熱媒体を圧縮する電動圧縮機２１、機外空気と熱媒体との間の熱交換器である第１熱交換器２２、圧縮された熱媒体の膨張部である膨張弁２３、キャビン内空気を含む空気と熱媒体との間の熱交換器である第２熱交換器２４、および流路切換装置２５を有する。圧縮機２１は、電動モータ２１ａにより駆動されるスクロール等によるロータリ式の圧縮部２１ｂにより熱媒体を圧縮し、モータ２１ａは制御装置６により制御されるインバータ６ｂによって回転速度調節される。流路切換装置２５は、制御装置６からの信号に応じて熱媒体の流路を冷房運転状態と暖房運転状態の何れかに切り換える。圧縮機２１により圧縮された熱媒体は、キャビン３内を冷房する冷房運転状態においては第１熱交換器２２に送られ、キャビン３内を暖房する暖房運転状態においては第２熱交換器２４に送られる。これによりヒートポンプ５は、第１熱交換器２２において熱媒体に移された機外空気の熱をキャビン内空気を含む空気に移し、キャビン３内と機外との間での熱移送を行う（なお、図における熱媒体の流れの向きは冷房運転状態を示している。）。

ヒートポンプ５の冷房運転状態においては、圧縮機２１により圧縮されることで温度上昇した熱媒体は、第１熱交換器２２において機外空気により冷却された後に膨張弁２３において膨張することで温度低下し、第２熱交換器２４において調圧された機外空気とキャビン内空気の混合空気を冷却し、しかる後に圧縮機２１により再び圧縮される。調圧された機外空気とキャビン内空気の混合空気は、第２熱交換器２４において冷却されることでキャビン内空気の温度になるように調温され、ファン３１によりキャビン内空気としてキャビン３に送られる。

ヒートポンプ５の暖房運転状態においては、圧縮機２１により圧縮されることで温度上昇した熱媒体は、第２熱交換器２４において調圧された機外空気とキャビン内空気の混合空気を加熱する結果、自らは冷却され、膨張弁２３において膨張することで温度低下し、第１熱交換器２２において機外空気により加熱された後に圧縮機２１により再び圧縮される。調圧された機外空気とキャビン内空気の混合空気は、第２熱交換器２４において加熱されることでキャビン内空気の温度になるように調温され、ファン３１によりキャビン内空気としてキャビン３に送られる。

キャビン３内の空気の一部は、キャビン３内の圧力センサ３２の検出圧力に応じて制御装置６により開度制御されるアウトフローバルブ３３を介して機外に放出され、これによりキャビン３内の圧力は最適値に維持される。

インタークーラー２ｅでの熱交換および第１熱交換器２２での熱交換に用られる機外空気の空気流路３０が設けられている。圧縮装置２により圧縮される機外空気によって、空気流路３０において機外空気の流れを生成する空気流生成機構４０がエゼクタ４１により構成されている。エゼクタ４１の吸引口４１ａは空気流路３０に接続されている。

圧縮装置２により圧縮される機外空気のキャビン３への導入流量に対するエゼクタ４１への導入流量の比を変更する流量比変更機構５０が設けられている。その流量比変更機構は、接続空気流路２ｄに配置される切換弁５１と、その接続空気流路２ｄにおいて切換弁５１の下流に配置されるチェック弁５３を有する。切換弁５１は、制御装置６により第１状態と第２状態との間で切り換え制御される切換機構を構成する。本実施形態では、切換弁５１は航空機が設定高度以上を飛行する時は第１状態となり、航空機が地上にある時や設定高度未満を飛行する時は第２状態となる。なお、オペレータによる制御装置６の手動操作に応じて切換弁５１が第１状態と第２状態との間で切り換えられてもよい。チェック弁５３は、接続空気流路２ｄから機外への空気の流れを阻止すると共に、接続空気流路２ｄへの機外からの空気の流れを許容する。

第１状態の切換弁５１は、低圧段遠心翼車２ａの出口をインタークーラー２ｅに接続し、接続空気流路２ｄとエゼクタ４１の作動流体導入口４１ｂとを接続するバイパス流路２ｇを閉鎖する。これにより、低圧段遠心翼車２ａと高圧段遠心翼車２ｂは接続空気流路２ｄを介して直列に接続され、接続空気流路２ｄは機外よりも高圧であるためにチェック弁５３は閉鎖される。よって、低圧段遠心翼車２ａと高圧段遠心翼車２ｂにより圧縮される機外空気はヒートポンプ５を介してキャビン３に導入される。

第２状態の切換弁５１は、バイパス流路２ｇを介して低圧段遠心翼車２ａの出口をエゼクタ４１の作動流体導入口４１ｂに接続し、インタークーラー２ｅの空気流入口を閉鎖する。これにより、低圧段遠心翼車２ａにより圧縮される機外空気はエゼクタ４１に作動流体導入口４１ｂから導入され、エゼクタ４１が作動する。また、接続空気流路２ｄにおける切換弁５１よりも下流は機外よりも低圧になるためにチェック弁５３は開き、高圧段遠心翼車２ｂにより圧縮される機外空気がヒートポンプ５を介してキャビン３に導入される。すなわち、複数段の圧縮部の中の一部により圧縮される機外空気は空気流生成機構４０に導入されると共に残部により圧縮される機外空気はキャビン３に導入される。
よって、圧縮装置２によって圧縮される機外空気のキャビン３への導入流量に対するエゼクタ４１への導入流量の比は、切換弁５１が第１状態である時は圧縮装置２により圧縮される機外空気は全てキャビン３に導入されるので零となり、切換弁５１が第２状態である時は高圧段遠心翼車２ｂの出口流量に対する低圧段遠心翼車２ａの出口流量の比になる。

切換弁５１が第２状態である時、圧縮装置２による圧縮空気を作動流体としてエゼクタ４１が作動することで、エゼクタ４１の吸引口４１ａから空気流路３０の機外空気が吸引され、エゼクタ４１の吐出口４１ｃから空気が機外に噴出される。すなわち、圧縮装置２により圧縮される機外空気の一部によって第１熱交換器２２での熱交換に用いられる機外空気の流れが生成される。

上記実施形態によれば、航空機が地上や低空にある場合でも電動圧縮装置２により第１状態のままよりも高い圧縮比で機外空気を圧縮することで、無負荷運転状態よりも効率を改善し、且つ、その電動圧縮装置２により圧縮した機外空気によりヒートポンプ５の第１熱交換器２２での熱交換に用いられる機外空気の流れを生成し、これによりエネルギー利用効率を向上できる。しかも、その熱交換用機外空気の流れを電気機器を用いることなく簡単軽量な構造により生成できる。また、航空機の機体高度が高い場合は電動圧縮装置２により圧縮される機外空気のキャビン３への導入流量の割合を増加させ、機体高度が低い場合や地上にある時はエゼクタ４１への導入流量の割合を増加させ、エネルギー利用効率を向上できる。

図２は空気流生成機構の変形例を示す。第１実施形態との相違は、空気流生成機構４０がエゼクタ４１に代えてタービン翼車１４１を有し、タービン翼車１４１に空気流路３０に配置されるファン１４２が同軸に同行回転するように取り付けられている。タービン翼車１４１は、低圧段遠心翼車２ａによる圧縮空気の膨張エネルギにより回転し、タービン翼車１４１の回転によりファン１４２が回転することで第１熱交換器２２での熱交換に用いられる機外空気の流れが生成される。他は第１実施形態と同様で同様部分は同一符号で示す。

図３は流量比変更機構の変形例を示す。上記各実施形態との相違は、流量比変更機構５０が切換機構として切換弁５１だけでなく第２切換弁５１′を有する。第２切換弁５１′は、高圧段遠心翼車２ｂの出口に配置され、切換弁５１と同期して制御装置６により第１状態と第２状態との間で切り換え制御される。

第１状態の切換弁５１は、低圧段遠心翼車２ａの出口をインタークーラー２ｅに接続し、接続空気流路２ｄと第２切換弁５１′の出口とを接続するバイパス流路２ｈを閉鎖する。また、第１状態の第２切換弁５１′は、高圧段遠心翼車２ｂの出口をヒートポンプ５に接続し、高圧段遠心翼車２ｂの出口を空気流生成機構４０におけるエゼクタ４１の作動流体導入口４１ｂあるいはタービン翼車１４１に接続するバイパス流路２ｉを閉鎖する。これにより、低圧段遠心翼車２ａと高圧段遠心翼車２ｂは接続空気流路２ｄを介して直列に接続され、接続空気流路２ｄは機外よりも高圧であるためにチェック弁５３は閉鎖される。よって、両切換弁５１、５１′が第１状態である時、低圧段遠心翼車２ａと高圧段遠心翼車２ｂにより圧縮される機外空気はヒートポンプ５を介してキャビン３に導入される。他は上記実施形態と同様で同様部分は同一符号で示す。

第２状態の切換弁５１は、バイパス流路２ｈを介して低圧段遠心翼車２ａの出口をヒートポンプ５に接続し、インタークーラー２ｅの空気流入口を閉鎖する。また、第２状態の第２切換弁５１′は、バイパス流路２ｉを介して高圧段遠心翼車２ｂの出口を空気流生成機構４０におけるエゼクタ４１の作動流体導入口４１ｂあるいはタービン翼車１４１に接続し、高圧段遠心翼車２ｂの出口とヒートポンプ５の間を閉鎖する。よって、両切換弁５１、５１′が第２状態である時、接続空気流路２ｄにおける切換弁５１よりも下流は機外よりも低圧になるためにチェック弁５３は開き、高圧段遠心翼車２ｂにより圧縮される機外空気は空気流生成機構４０に導入され、また、低圧段遠心翼車２ａにより圧縮される機外空気がヒートポンプ５を介してキャビン３に導入される。他は上記実施形態と同様とされ、同一部分は同一符号で示す。

本発明は上記実施形態に限定されない。例えば、上記実施形態や変形例において流量比変更機構を切換弁５１、５１′に代えて流量制御弁により構成し、その流量制御弁の開度を連続的に変化させることで、圧縮装置により圧縮される機外空気のキャビンへの導入流量に対する空気流生成機構への導入流量の比を連続的に変更してもよい。航空機が地上にある場合、圧縮装置により圧縮される機外空気の全部によってヒートポンプの熱交換器での熱交換用機外空気の流れを生成してもよく、圧縮装置により圧縮される機外空気の少なくとも一部によってその熱交換用機外空気の流れを生成すればよい。また、圧縮装置の圧縮部は単段でも３段以上でもよい。圧縮装置の圧縮部を単段とする場合、圧縮部により圧縮される機外空気のヒートポンプへの流路から分岐して空気流生成機構に至る分岐空気流路を設け、その分岐空気流路に開度が連続的に変化する流量制御弁や航空機が地上や低空にある時は開き高々度にある時は閉じる開閉弁を流量比変更機構として設けてもよい。さらに、流量比変更機をなくし、圧縮装置により圧縮される機外空気をキャビンと空気流生成機構へ常に導入するようにしてもよい。圧縮装置２による圧縮は、その圧縮比が高くなるのは上空飛行中であり、上空における機外空気の温度は十分に低いため、インタークーラー２ｅは大がかりなものである必要はなく、また、インタークーラー２ｅが省略されたものであってもよい。

本発明の第１実施形態の航空機用空気調和装置の構成説明図本発明の航空機用空気調和装置における空気流生成機構の変形例の構成説明図本発明の航空機用空気調和装置における流量比変更機構の変形例の構成説明図

符号の説明

１航空機用空気調和装置
２電動圧縮装置
２ａ低圧段遠心翼車（圧縮部）
２ｂ高圧段遠心翼車（圧縮部）
３キャビン
４空気流路
５ヒートポンプ
２２第１熱交換器
４０空気流生成機構
４１エゼクタ
５０流量比変更機構
５１切換弁
５１′ 第２切換弁
５３チェック弁
１４１タービン翼車
１４２ファン

Claims

機外空気をキャビンへの導入前に圧縮する電動圧縮装置と、
キャビン内と機外との間での熱移送用ヒートポンプとを備え、
前記ヒートポンプは、機外空気と熱媒体との間の熱交換器を有し、
前記圧縮装置により圧縮される機外空気によって、前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流れを生成する空気流生成機構が設けられている航空機用空気調和装置。
前記圧縮装置により圧縮される機外空気の前記キャビンへの導入流量に対する前記空気流生成機構への導入流量の比を変更する流量比変更機構が設けられている請求項１に記載の航空機用空気調和装置。
前記電動圧縮装置は複数段の圧縮部を有し、
前記流量比変更機構は、第１状態と第２状態との間で切り換えられる切換機構と、複数段の前記圧縮部の中の一部と残部との接続空気流路に配置されるチェック弁を有し、
前記チェック弁は、前記接続空気流路から機外への空気の流れを阻止すると共に前記接続空気流路への機外からの空気の流れを許容するものとされ、
前記切換機構が第１状態である時、複数段の前記圧縮部により圧縮される機外空気が前記キャビンに導入され、
前記切換機構が第２状態にある時、複数段の前記圧縮部の中の一部により圧縮される機外空気は前記空気流生成機構に導入されると共に残部により圧縮される機外空気は前記キャビンに導入される請求項２に記載の航空機用空気調和装置。
前記空気流生成機構は、前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流路に接続される吸引口を有すると共に前記圧縮装置による圧縮空気を作動流体として作動するエゼクタを有し、前記エゼクタの作動により前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流れが生成される請求項１〜３の中の何れかに記載の航空機用空気調和装置。
前記空気流生成機構は、前記圧縮装置による圧縮空気の膨張エネルギにより回転する翼車と、前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流路において前記翼車の回転により回転するファンを有し、前記翼車の回転により前記熱交換器での熱交換に用いられる機外空気の流れが生成される請求項１〜３の中の何れかに記載の航空機用空気調和装置。