JP2010512273A - 冗長的航空機コンポーネント用の、冗長的航空機冷却システム - Google Patents
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Abstract
本発明による航空機冷却システム(1)は、少なくとも1個の第1熱負荷(2a)を冷却する第1冷却剤流4aと、少なくとも1個の第2熱負荷(2b)を冷却する第2冷却剤流(4b)とを有し、該航空機冷却システム(1)は、第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)が相互に熱的に結合するよう形成する。第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)は、相互に冗長的な2個の航空機コンポーネントによって形成する。第3冷却剤流(12)は、第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)をともに熱的に結合する。第3冷却剤流(12)はヒートシンク(16)によって冷却することができる。
Description
本発明は、冗長的航空機コンポーネント用の、冗長的航空機冷却システムに関する。
例えば電子機器のような安全性に関わる航空機のコンポーネントは、例えば二重に設置されるなど冗長設計により航空機内に設置される。電子機器は熱を放出するので冷却しなければならない。そのために好適には、電子機器を冷却板上に配置し、またいわゆる電子キャビネット内に収容する。1個または複数個のポンプにより循環させ、また熱交換器または他のヒートシンク内で冷却される冷却剤を、冷却板に流通させる。電子コンポーネントは冗長的に設置されるので、1個の冷却デバイスが故障した場合も安全に航行を継続することを確実にするために、冗長的冷却もまた必要である。そのため個別の冷却デバイスを、冗長的電子機器にそれぞれ関連付けて設ける。例えば漏損により冷却デバイスが故障した場合、この冷却デバイスにより冷却される電子デバイスはそれ以上動作させることはできない。このため、冗長設計で使用される電子機器により航行を継続できる一方で、安全上の理由でそれ以上新たな離陸することができず、航空機の運航を制限してしまう。結果として航空機の利用可能性が低下する。
本発明の目的は、冗長的航空機コンポーネント用の、冗長的航空機冷却システムを提供することである。
この目的は、少なくとも1個の第1熱負荷を冷却する第1冷却剤流および少なくとも1個の第2熱負荷を冷却する第2冷却剤流を有する冷却システムにより達成され、その航空機冷却システムは、第1熱負荷および第2熱負荷が熱的に相互に連結するよう構成することを特徴とする。第1熱負荷および第2熱負荷は、相互に冗長的な2個の航空機コンポーネントによって生じうる。第1冷却剤流および第2冷却剤流は、個別の空調機により生成する。そのため、2個の冗長的冷却剤流が利用可能である。これら冷却剤流のうち一方に障害が生じた場合、2個の熱負荷はともに熱的に結合しているため、双方の熱負荷は障害を生じていない冷却剤流により冷却される。これにより、航空機の運航をより確実にすることができる。第1熱負荷と第2熱負荷との間の熱的結合は、機械的な結合により実現できる。第1冷却剤流および第2冷却剤流は、それぞれ回路として構成し、これら回路内で冷却剤は常に液体の状態であるものとする。
航空機冷却システムは、第1冷却剤流および第2冷却剤流が、第1熱負荷および第2熱負荷を順次に冷却するよう構成することができる。このとくに構成簡単な実施形態において、第1熱負荷および第2熱負荷は、直列的に接続して配置し、第1冷却剤流および第2冷却剤流は、第1熱負荷および第2熱負荷を順次に冷却する。2個の冷却剤流のうち一方に障害を生じた場合、この実施形態において、第1熱負荷および第2熱負荷はともに冷却され、航空機をより安全に運航することができる。
航空機冷却システムには、第1熱負荷および第2熱負荷をともに熱的に結合する第3冷却剤流を設けることができる。この結果、第1熱負荷から第2熱負荷へのとくに効果的な熱的結合が得られる。第3冷却剤流は冷却剤回路として構成することができる。第3冷却剤流は、常に液体の状態とすることができる。冷却剤ポンプを冷却剤回路内に設けることができる。しかし、第3冷却剤流の流れは、受動的手段で生ずるようにすることもできる。
第3冷却剤流はヒートシンクにより冷却できる。ヒートシンクは熱交換器として構成できる。第3冷却剤流は、また、冷却装置により冷却することもできる。この場合、第3冷却剤流は圧縮機、凝縮器、および蒸発器内を通過することができる。その場合、冷却剤は少なくとも1個の熱負荷により蒸発し、凝縮器はヒートシンクを形成する。第3冷却剤流は、さらに、ヒートシンク内の冷却のための冷却過程にある蒸発器と熱的に結合することもできる。このヒートシンクとして、例えば航空機空調システムが挙げられる。ヒートシンクはまた、航空機の外側スキン(外殻)により構成することもできる。
航空機冷却システムは、第3冷却剤流がヒートシンクを通過した後、第1および第2熱負荷を並列的に冷却するように構成することができる。この結果、とくに効果的で安全な、第1および第2熱負荷の冗長的冷却が得られる。例えば第1冷却流に障害を生じた場合、第1熱負荷は第3冷却剤流により、第2熱負荷は第2冷却剤流により冷却される。一方で、第2冷却剤流に障害を生じた場合、第1熱負荷は第1冷却剤流により、第2熱負荷は第3冷却剤流により確実に冷却される。この航空機冷却システムによれば、冷却剤流のうち一方に障害を生じても、航空機を離陸させることが可能となる。
航空機冷却システムは、第1冷却剤流または第2冷却剤流とは異なる冷却方法で第3冷却剤流を冷却するよう構成することができる。また、各冷却剤流をそれぞれ互いに異なる冷却方法により冷却できる。第1、第2、および/または第3冷却剤流を生ずる複数の互いに異なる冷却方法を用いて、航空機冷却システムの障害に対する安全性はさらに向上する。例えば各場合において、第1および第2冷却剤流をラムエアチャネル内に配置した熱交換器により冷却する。第3冷却剤流は、航空機のビルジ領域内に配置した熱交換器により冷却できる。ビルジ領域とは、航空機胴体の最下端領域である。この領域は断熱されておらず、空調されてもいない。そのためとくに構成簡単な方法により、ビルジ領域内にヒートシンクを設けることができる。
例えば双方のラムエアチャネルが汚れで目詰まりした場合にも、航空機のビルジ領域内に配置した熱交換器により冷却される第3冷却剤流を通して、第1熱負荷および第2熱負荷を冷却することができる。
第1熱負荷および第2熱負荷は電子機器とすることができる。第1熱負荷となる電子機器は、第2熱負荷となる電子機器と相互に冗長的なものとなりうる。
本発明は、さらに、第1熱負荷を第1冷却剤流により冷却するステップと、第2熱負荷を第2冷却剤流により冷却するステップと、第1熱負荷を第2熱負荷に対して熱的に結合するステップとを有することを特徴とする航空機コンポーネントの冷却方法にも関する。第1熱負荷および第2熱負荷は、相互に冗長的な航空機コンポーネントにより生じうる。第1熱負荷および第2熱負荷は、第3冷却剤流を介して熱的に結合することができる。第3冷却剤流はヒートシンクにより冷却できる。
以下に、本発明を、図面につきより詳細に本発明を説明する。
本発明による航空機冷却システムは、第1電子機器により生じる第1熱負荷2a、第2電子機器により生じる第2熱負荷2bを冷却する。第1冷却剤流4aは、第1熱負荷2aを冷却し、第2冷却剤流4bは第2熱負荷2bを冷却する。第1冷却剤流4aおよび第2冷却剤流4bは、それぞれの回路内で常に液体の状態で循環する。
冷却する電子機器は、冷却剤流が通過するいわゆる冷却板上に配置される。そのため、冷却板は熱交換器として機能する。複数の電子機器は、いわゆる電子キャビネット内に収容できる。
第1熱交換器6aは第1ラムエアチャネル8a内に設置する。第1ポンプ10aは、第1冷却剤流4aを第1熱交換器6aに通過させて冷却し、次に第1熱負荷2aを冷却するため第1熱負荷2aに流入させる。第2熱交換器6bは第2ラムエアチャネル8b内に配置する。したがって、第1熱交換器6aおよび第2熱交換器6bはヒートシンクとして機能する。第2ポンプ10bは、第2冷却剤流4bを第2熱交換器6bに通過させて、第2熱負荷2bを冷却する。次に第2冷却剤流4bを第2熱負荷2bに通過させて冷却する。
第1熱負荷2aを生じる第1電子機器は、第2熱負荷2bを生じる第2電子機器と相互に冗長的なものとする。例えば、第1ポンプ10aが故障、または第1ラムエアチャネルが目詰まりしていることなどが原因で、第1冷却剤流4aに障害を生じた場合、第1熱負荷2aを生じる第1電子機器はそれ以上正常に動作することができない。第2熱負荷2bを生じる第2電子機器は、第1電子機器と相互に冗長的であるため、航空機は既に開始した飛行を継続できる。第1冷却剤流4aが離陸前に故障した場合は、第2電子機器と相互に冗長的である第1電子機器が正常に動作できないため、航空機は離陸できない。電子機器は安全性に関わる機能を実行することが多いため、各電子機器に対して相互に冗長的な電子機器が離陸時に動作可能であることが保証されている必要がある。電子機器の動作可能性には、その冷却システムの動作可能性も含まれる。
本発明は、第1熱負荷2aを第2熱負荷2bに熱的に結合することを提案する。図1に示す実施形態において、第1熱負荷2aを、第2熱負荷2bに対して第3冷却剤流12によって結合する。第1冷却剤流4aまたは第2冷却剤流4bに障害を生じた場合、第3冷却剤流12は、障害を生じていない冷却剤流4aまたは4bにより熱負荷2aおよび2bの双方をともに冷却するのを確実にする。
第3冷却剤流12は第3熱交換器16により冷却できる。第3冷却剤流12は、常に液体の状態とすることができる。第3熱交換器16は、例えば航空機のビルジ領域内に設置できる。用語「ビルジ」は、航空機胴体の最下層領域を示し、そこは断熱および空調がされていない。例えば、第3熱交換器16は、航空機の外側スキン(外殻)を介して第3冷却剤流12を冷却できる。第1冷却剤流4aおよび第2冷却剤流4bを冷却するための冷却方法とは全く異なる冷却方法を使用して、第3冷却剤流12を冷却するため、とくに安全性の高い冗長的航空機冷却システム1が得られる。第3ポンプ14は、第3冷却剤流を第3熱交換器16にポンプ送給する。このとき、第3冷却剤流12は分岐し、第1熱負荷2aおよび第2熱負荷2bを冷却する。第3熱交換器16は、さらに、客室の排気により第3冷却剤流12を冷却することもできる。
第1冷却剤流4aに障害を生じた場合、第1熱負荷は第3冷却剤流12により冷却される。第2熱負荷2bは、第3冷却剤流および第2冷却剤流4bの双方により冷却される。第1冷却剤流4aが故障した場合も、第2冷却剤流4bおよび第3冷却剤流12が第1電子機器および第2電子機器の冷却を継続することができるため、航空機はすでに開始した航行を継続することができると考える。本発明による実施形態において、第1電子機器により生じる熱負荷2aおよび第2電子機器により生じる熱負荷2bは、冷却剤流のうち一方に障害を生じた場合にさえ、2個の相互に独立した冷却剤流により冷却されるため、このような障害発生時にさえ航空機は離陸することができる。
したがって、本発明は航空機の安全性および利用可能性を向上させる。
Claims (14)
- 航空機冷却システム(1)であって、
・少なくとも1個の第1熱負荷(2a)を冷却する第1冷却剤流(4a)と、
・少なくとも1個の第2熱負荷(2b)を冷却する第2冷却剤流(4b)と、を有し、 前記第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)が、相互に冗長的な2個の航空機コンポーネントによって生ずるものとした、該航空機冷却システム(1)において、
前記第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)を、双方向的かつ熱的に相互結合したことを特徴とする、航空機冷却システム。 - 請求項1に記載の航空機冷却システム(1)において、
第1冷却剤流(4a)および第2冷却剤流(4b)が第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)を順次に冷却するように、該航空機冷却システム(1)を構成したことを特徴とする航空機冷却システム。 - 請求項1または2に記載の航空機冷却システム(1)において、
第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)の双方を熱的に結合する第3冷却剤流(12)を設けたこと特徴とする航空機冷却システム 。 - 請求項3に記載の航空機冷却システム(1)において、
第3冷却剤流(12)を冷却剤回路として設けたことを特徴とする航空機冷却システム。 - 請求項3または4に記載の航空機冷却システム(1)において、
第3冷却剤流(12)をヒートシンク(16)により冷却することを特徴とする航空機冷却システム。 - 請求項3〜5のいずれか一項に記載の航空機冷却システム(1)において、
第3冷却剤流がヒートシンク(16)を通過した後、第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)を並列的に冷却するよう構成したことを特徴とする航空機冷却システム。 - 請求項3〜6のいずれか一項に記載の航空機冷却システム(1)において、
第1冷却剤流(4a)または第2冷却剤流(4b)を冷却するための冷却方法とは全く異なる冷却方法で、第3冷却剤流を冷却するよう構成したことを特徴とする航空機冷却システム。 - 請求項3〜7のいずれか一項に記載の航空機冷却システム(1)において、
第1冷却剤流(4a)および第2冷却剤流(4b)を、それぞれラムエアチャネル(8a,8b)内に配置した熱交換器(6a,6b)により冷却し、第3冷却剤流を航空機のビルジ領域内に配置した熱交換器(16)により冷却することを特徴とする航空機冷却システム。 - 請求項3〜7のいずれか一項に記載の航空機冷却システム(1)において、
第3冷却剤流(12)を航空機外側スキンによる熱交換器(16)により冷却することを特徴とする航空機冷却システム。 - 請求項1〜9のいずれか一項に記載の航空機冷却システム(1)において、
第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)を電子機器としたことを特徴とする航空機冷却システム。 - 請求項1〜10のいずれか一項に記載の航空機冷却システム(1)において、
第1冷却剤流(2a)、第2冷却剤流(2b)、および第3冷却剤流(12)は常に液体の状態としたことを特徴とする航空機冷却システム。 - 少なくとも2個の冗長的な航空機コンポーネントを冷却する方法において、
・第1航空機コンポーネントにより生じる第1熱負荷(2a)を、第1冷却剤流(4a)により冷却するステップと、
・第1航空機コンポーネントと冗長的な第2航空機コンポーネントにより生じる第2熱負荷(2b)を、第2冷却剤流(4b)により冷却するステップと、
・第1熱負荷(2a)を第2熱負荷(2b)に対して双方向的かつ熱的に結合するステップと、を有することを特徴とする冷却方法。 - 請求項12に記載の航空機コンポーネント冷却方法において、
第1熱負荷(2a)および第2熱負荷(2b)を、第3冷却剤流(12)を介して熱的に結合することを特徴とする冷却方法。 - 請求項13に記載の航空機コンポーネント冷却方法において、
ヒートシンク(16)により第3冷却剤流(12)を冷却することを特徴とする冷却方法。
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