JP2012240526A

JP2012240526A - 航空機用空調装置

Info

Publication number: JP2012240526A
Application number: JP2011111625A
Authority: JP
Inventors: Masayuki Yamamoto; 将之山本
Original assignee: Shimadzu Corp
Current assignee: Shimadzu Corp
Priority date: 2011-05-18
Filing date: 2011-05-18
Publication date: 2012-12-10

Abstract

【課題】キャビン内の空気が乾燥するため、乗客・乗員の健康に悪影響を生じたり、静電気が発生して電子機器に誤動作を生ずることがある。また、加湿用の水を搭載すると重量制限オーバーや飛行中の燃費が悪くなるなどの問題がある。
【解決手段】エンジン抽気の冷却手段と、エンジン抽気の圧縮膨張手段と、空気中の水分を分離する空気中水分分離手段とを備えた空調装置において、空気中から分離した水分を貯留する水分貯留タンクと、前記水分貯留タンクに貯留した水分で加湿する加湿装置と、キャビンの湿度と温度を計測する湿温測定器と、加湿装置と温調装置を制御するコントローラとを設けたもので、キャビン内の湿度と温度を同時に監視し、キャビン内の健康問題、電子機器の誤動作問題を解決するとともに加湿のための水を搭載しないので飛行中の燃費の向上と加湿による水分の気化熱による冷房効果の向上による空調システムのコンパクト化がはかれる。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機用空調装置に係わり、特に機内の湿度を調節する装置に関する。

大型航空機の航空機用空調装置は、航空機が地上から高高度を飛行する範囲の機外環境に対応して機内の「与圧」「換気」「温度調節」の機能を発揮しなければならない。そのため一般的に他分野ではあまり用いられていない空気自身を冷媒とした「エアサイクル方式」が採用されている。

図３に「エアサイクル方式」を採用した大型ジェット機４８における空調システムの系統図の一例を示す。ジェット・エンジン４０からの抽気（ブリードエア）５０は、一次熱交換器４１に送られ、機外から導入された低温のラムエア５１で一次冷却される（約１００℃〜１４０℃）。一次冷却された空気５２は、エアサイクルマシン（ＡＣＭ）へ向かう空気５３とＡＣＭを通過せずバイパス流路を経てミキシングチャンバー４７へ向かう一次冷却空気５４とに分けられる。ＡＣＭに送られた空気５３は圧縮機４２の断熱圧縮により、昇温・昇圧され二次熱交換器４３に送られる。二次熱交換器４３で二次冷却された空気５６は、再びＡＣＭの膨張タービン４４に送られ、膨張タービン４４を回転して圧縮機４２を駆動するとともに断熱膨張により０℃近くまで三次冷却されてＡＣＭから送出される。

航空機が地上にある時や低空飛行時など、外気温度が高く、空気中の水分含有量も多い条件において、三次冷却空気５７中には、水分が凝縮して霧状の水滴が発生する。また、飛行条件によっては必要な冷却性能を確保するために氷点以下に冷却することがあり、その場合には水滴が氷結し配管内部に堆積して空気通路を閉塞する。また発生した氷が乗客、乗員、電子機器等に衝突して大惨事になる恐れもある。

そのためミキシングチャンバー４７にて高温の一次冷却空気５４と混合し、適温にしたのち下流の水分分離装置４５を通して除湿し、乾燥した適温空気５９としてキャビン６１やコックピット６２に送り出される。なお、ミキシングチャンバー４７に送り込まれる一次冷却空気５４の供給流量はバイパス流路に設けられた流量調整弁４６で最適な温度になるよう流量制御される。

航空機が高高度の飛行時には、一次熱交換器４１および二次熱交換器４３への機外のラムエア５１の取込みを抑え、ＡＣＭをバイパスする一次冷却空気５４のミキシングチャンバー４７への供給量を増大して暖房する。

しかし、上記のエアサイクル過程で行う除湿によりキャビン６１やコックピット６２の空気の乾燥が過剰になると、いろいろな悪影響を生じる。例えば、高高度飛行中は暖房をする必要があるが、暖房時にキャビン６１やコックピット６２内が乾燥していると人体からの水分の蒸発により暖かさを感じにくくなる。また、乾燥に弱い乗客、乗員には肌荒れや喉の痛みを起こす恐れがある。さらに、冷房時には静電気の発生により電子機器の誤動作を生ずる恐れがある。

こうした理由からキャビンやコックピットに送る空気の湿度を最適にするため、水分子を吸着する吸着剤で水分分離装置を構成し、吸着時の温度より高温になると吸着剤から空気中に水分子を放出する性質を利用して、水分分離装置をキャビンに流入する空気流路側に接続する方式と、キャビンから流出する空気流路側に接続する方式とを切り替える空気流路切替機構と、前記空気流路切替機構を制御するコントローラを設け、キャビンから流出する空気流路を接続した場合には空気中に含まれる水分を吸収し、キャビンへ流入する空気流路を接続した場合には空気中に水分を放出する航空機用空調装置が提案されている（特許文献１参照）。

特開２００３−１６００９８号公報

キャビン内の空気が乾燥することによって、乗客・乗員の健康に悪影響を生じることがあり、乾燥時の冷房では静電気が発生しやすくなりさらに電子機器に誤動作を生ずることがある。また、加湿するための水を地上で搭載する場合は、離陸時の重量制限オーバーや飛行中の燃費が悪化するなどの問題がある。

上記の課題を解決するため本発明の航空機用空調装置は、エンジン抽気を冷却するエンジン抽気冷却手段と、エンジン抽気を圧縮・膨張させる抽気圧縮膨張手段と、空気中の水分を分離する空気中水分分離手段とを備えた空調装置において、空気中から分離した水分を貯留する水分貯留タンクと、前記水分貯留タンクに貯留した水分で加湿する加湿装置と、キャビンの湿度と温度を計測する湿温計測器と、加湿装置を制御する湿度コントローラと、温調装置を制御する温度コントローラとを設けたものである。

本発明は、空気を冷却する際に発生する水分を分離し貯留しておき、コックピットを含むキャビン（以下キャビンという）内の湿度が低下したときに貯留した水分で加湿し、さらに加湿による温度の低下を調整して常にキャビン内の湿度と温度を最適に保つことによって課題を解決するものである。

加湿により乗客・乗員の肌荒れや喉の痛みなど健康上の問題および静電気による電子機器の誤動作問題を解決することができる。また、空気冷却時の除湿による水分を加湿用に利用するため、予め加湿用の水を搭載する必要がなく、離陸時の重量制限や飛行中の燃費問題を改善する効果がある。さらに、水分の気化熱による冷却効果で予め冷却器の能力を小さく設定できる効果がある。

本発明の実施の形態のシステム構成を表すブロック図である。加湿装置の構成を示す模式図である。従来のシステム構成を表すブロック図である。

以下、図面を参照しつつ本発明の実施の形態について説明する。図１は実施の形態のシステム構成を表すブロック図であり、図２は本発明の加湿装置の構成を示す模式図である。

本発明の航空機用空調装置１は図１に示すとおり、エンジン２からの抽出空気を予冷する一次熱交換器３と、シャフト４で連結された圧縮機５と膨張タービン６とを備えたエアサイクル冷却装置（以下単にＡＣＭという）と、ＡＣＭの圧縮機５を通過した空気を冷却する二次熱交換器７と、空気中の水分を分離する旋回式水分分離装置８と、分離された水分を貯留する水分貯留タンク９と、貯留された水を使って加湿する加湿装置１０と、ＡＣＭで冷却された低温空気とＡＣＭを通過しない高温空気とを混合する温調装置３１と、キャビン１２内に設けられた湿度計測器１３および温度計測器１４とから構成される。

すなわち、エンジン２からの抽気は一次熱交換器３で機外から導入した低温のラムエアと熱交換を行い、約１００℃〜１４０℃に予冷後、ＡＣＭの圧縮機５へ通ずる主流路１９へ送られる空気と、ＡＣＭを通過せずバイパス流路２０へ送られる空気とに分けられる。ＡＣＭの圧縮機５へ送られた主流路１９の空気は、圧縮機５の断熱圧縮により昇温・昇圧され次段の二次熱交換器７に送られる。二次熱交換器７において機外から導入した低温のラムエアと二度目の熱交換を行い冷却されてＡＣＭの膨張タービン６へ送られる。膨張タービン６で断熱的に膨張させて三度目の冷却が行われ、ここまでの工程で０℃近くまで冷却される。

航空機が地上時あるいは低空飛行時など、機外の気温が高く、多湿である場合ＡＣＭの膨張タービン６での三度目の冷却で空気中の水分が凝縮して霧状の水滴が発生する。空気中に霧状の水滴を含んだ状態でキャビン１２に供給されるとキャビン内部の電子機器に故障を招く恐れがあり、また飛行条件によっては必要な冷却性能を確保すべく、低温空気を氷点以下に冷却することがある。この場合、空気中の水滴が氷結して配管の内壁に付着し空気通路を閉塞して冷却空気が供給できなくなる場合や、さらに氷結した氷がキャビン１２の乗客・乗員や電子機器に衝突する事故が生じる可能性もある。そのためＡＣＭの膨張タービン６の下流に温調装置３１を設置し、適温に温調された空気を次工程の高速回転により遠心力で比重の重い水分を分離する旋回式水分分離装置８に送る。分離された水分は水分貯留タンク９に貯留される。

温調装置３１は図１に示すとおり、ミキシングチャンバー１１と、流量調節弁１５と、温度コントローラ１６とから構成されている。すなわちミキシングチャンバー１１において、ＡＣＭを通過した０℃近くに冷却された主流路１９から供給される低温空気と、ＡＣＭを通過しない１００℃〜１４０℃のバイパス流路２０から供給される高温空気とが混合される。バイパス流路２０から供給される高温空気は、キャビン１２に設置された温度計測器１４の計測値に対応した温度コントローラ１６からの指示によりキャビン１２が最適な温度になる流量を流量調節弁１５から供給される。

加湿装置１０は図２に示すとおり、加湿部２１と、制御部２２から構成されており、旋回式水分分離装置８とキャビン１２を結ぶ主流路１９の中間部に設置されている。

加湿部２１には主流路１９の入口２３と、出口２４と、空気を加湿するための水を噴霧する二流体ノズル２５の噴霧口２６が設けられている。二流体ノズル２５は、中央に水を噴霧する小径の水用ノズル２７と水用ノズル２７の極近傍に同心円のスリット状をした空気用ノズル２８からなり、空気用ノズル２８から高速の空気を吹き出すことで水用ノズル２７の口元に負圧を発生させ、水を吸引して空気とともに噴霧するものである。

制御部２２は、加湿部２１に隣接して設けられており、二流体ノズル２５の本体部と、水用ノズル２７へ水分貯留タンク９から貯留された水を取込むための水配管口２９と、旋回式水分分離装置８の出力空気の一部を取り込んで空気用ノズル２８に送り込むための空気配管口３０と、送り込む空気の量を制御する流量調節弁１７と、湿度計測器１３の出力信号を受けて流量調節弁１７を制御する湿度コントローラ１８とから構成されている。

以上の加湿装置の構成により、湿度計測器１３からの出力信号を受けて湿度コントローラ１８が流量調節弁１７に指令を出力すると、その指令に基づいた流量の空気を空気用ノズル２８に送ることで水用ノズル２７に適度の水が吸い込まれ、噴霧口２６より主流路１９の空気に噴霧されてキャビン１２に適度の湿度の空気が供給される。

加湿装置１０を通過した空気は水の気化熱で温度が下がるがその分ＡＣＭでの冷却負荷を軽減することができ、空調装置のコンパクト化が可能である。

本実施例では、加湿装置を空調装置の流路途中に設置したが、キャビン内に設置することも可能である。

１航空機用空調装置
２エンジン
３一次熱交換器
４シャフト
５圧縮機
６膨張タービン
７二次熱交換器
８旋回式水分分離装置
９水分貯留タンク
１０加湿装置
１１ミキシングチャンバー
１２キャビン
１３湿度計測器
１４温度計測器
１５流量調節弁
１６温度コントローラ
１７流量調節弁
１８湿度コントローラ
１９主流路
２０バイパス流路
２１加湿部
２２制御部
２３入口
２４出口
２５二流体ノズル
２６噴霧口
２７水用ノズル
２８空気用ノズル
２９水配管口
３０空気配管口
３１温調装置

Claims

エンジン抽気を冷却するエンジン抽気冷却手段と、エンジン抽気を圧縮・膨張させる抽気圧縮膨張手段と、空気中の水分を分離する空気中水分分離手段とを備えた航空機用空調装置において、空気中から分離した水分を貯留する水分貯留タンクと、前記水分貯留タンクに貯留した水分によって加湿する加湿装置と、キャビンの湿度と温度を計測する湿温計測器と、加湿装置を制御する湿度コントローラと、温調装置を制御する温度コントローラとを設けたことを特徴とする航空機用空調装置。