JP2014054969A - 航空機用空調システム - Google Patents
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Abstract
【課題】発熱量が増大する電子機器の冷却に使用する調和空気の冷却能力が、エンジン抽気量に影響されず、エンジン抽気量が最小となるような空気調和システムにする。
【解決手段】
エンジン抽気を冷却除湿する冷却除湿機構6と、その除湿された空気を断熱膨張させることで低温空気とする第一タービン7と、その低温空気で乗員室2を空気調和するオープンループ4を形成し、その空気を圧縮するコンプレッサ8と、その圧縮された空気を低温空気とする第二タービン9と、その低温空気で電子機器3を冷却し、再度、コンプレッサ8、第二タービン9を経て繰り返し電子機器3を冷却するクローズループ5の空気循環系を形成する。これにより、発熱量の多い電子機器は、エンジン抽気量にかかわりなく、空気循環系の低温空気で繰り返し冷却される。
【選択図】 図1
【解決手段】
エンジン抽気を冷却除湿する冷却除湿機構6と、その除湿された空気を断熱膨張させることで低温空気とする第一タービン7と、その低温空気で乗員室2を空気調和するオープンループ4を形成し、その空気を圧縮するコンプレッサ8と、その圧縮された空気を低温空気とする第二タービン9と、その低温空気で電子機器3を冷却し、再度、コンプレッサ8、第二タービン9を経て繰り返し電子機器3を冷却するクローズループ5の空気循環系を形成する。これにより、発熱量の多い電子機器は、エンジン抽気量にかかわりなく、空気循環系の低温空気で繰り返し冷却される。
【選択図】 図1
Description
本発明は、航空機の空調システムに関する。
航空機の空調システムは、民間機、軍用機を問わず、乗員・乗客の温度環境や機内与圧の維持、および呼気として不可欠な新鮮空気の供給、さらに電子機器の冷却能力の維持、などの空気調和機能が必要である。この目的のために、現在の空調システムは、エンジンなどからの抽気を圧縮した高圧空気を空気源とするエアサイクル方式が主流である。このエアサイクル方式は冷却能力向上のために除湿機構が不可欠で、その除湿方式は高圧除湿方式と低圧除湿方式がある。
図5に従来の高圧除湿方式の空調システムの一例を示す。エンジン101の抽気をコンプレッサ102により圧縮し、その圧縮空気を熱交換器103においてラム空気104との熱交換により冷却し、その冷却空気をリヒーター105において除湿空気との熱交換によりさらに冷却した後に、コンデンサ106においてタービン108の出口の低温空気との熱交換により空気中の水分を露点以下に冷却して凝縮し、その凝縮水を水分離器107における遠心力を利用して分離している。
その水分が分離された空気を、リヒーター105においてコンデンサ106に入る前の空気の冷却に用いた後に、タービン108において断熱膨張させることで低温空気としている。この低温空気をコンデンサ106において空気の冷却に用いた後に、航空機の乗員室や電子機器に供給して、空気調和させている。コンデンサ106のフィン表面には比較的大きな水滴が凝縮するため、下流の水分離器107内で旋回流を与えることで容易に凝縮水を遠心分離できる。
また、タービン108とコンデンサ106との間に弁109を介して抽気を導入可能とすることで、コンデンサ106の空気流路での水分の氷結を解消している。高圧空気においては露点が比較的高くなる特性があり、高圧除湿方式はこの特性を利用することにより他方式に比べて性能面や整備面で優れていることから、現在では除湿方式の主流になっている。
図6に従来の低圧除湿方式の空調システムの一例を示す。エンジン201の抽気をコンプレッサ202により圧縮し、その圧縮空気を熱交換器203においてラム空気204との熱交換により冷却し、その冷却空気をタービン205において断熱膨張させることで低温空気とする。この低温空気を水分離器206により水分を除去した後に、航空機の乗員室や電子機器に供給している。
空気中の水分は、タービン205での断熱膨張時に低温となって水蒸気が霧状に凝縮し、水分離器206内の布を通過する際に、水滴が拡大して遠心分離可能となる。また、タービン205と水分離器206との間に、弁207を介してエンジン抽気を導入可能とすることで、水分離器206における水分の氷結を防止している。
従来技術の例として、非特許文献1には、戦闘機F−18のエンジン抽気を使用した高圧除湿方式の空調システムの構成が記述されている。また、特許文献1には、地上や飛行高度などによって空調条件が異なることから、高圧除湿方式と低圧除湿方式が切り替え可能な空調システムが構成されている。
エンジンから噴射する空気の運動エネルギーで推力を得ている航空機において、エンジン抽気を抽出することは推力の効率を低下させ、航空機の燃料消費量の増加を招きコスト増加にもつながる。前記高圧除湿方式と前記低圧除湿方式のいずれの空調システムにおいても空気調和能力、特に冷却能力はエンジン抽気量に依存しており、電子機器の発熱量が増大すればエンジン抽気量も増大する。
特に戦闘機においては、電子化が進んで発熱量が増大するために冷却要求も増大し、この要求に対応するために、エンジン抽気を使用しない空調システムが考えられる。図7に示す空調システムの一例は、新鮮空気と与圧を必要とする乗員室(コックピット)303には、エンジン301の抽気が少なく規模の小さい、特に工夫のない低圧除湿式のエアサイクル機構302を採用する。
他方、発熱量の多い電子機器305にはエンジン抽気を使用しない電力駆動のベーパーサイクル機構304を採用して大部分の熱負荷を冷却し、抽気使用量を大幅に低減している。また、特許文献2には、エンジン抽気を使用しないで、ラム空気を使用した全電動モーター駆動による高圧除湿方式の空調システムの構成が記述されている。
J.E.STRANG;"F-18 Air Conditioning System" American society of mechanical engineers出版
従来の航空機のエアサイクル方式の空調システムは、エンジン抽気を圧縮した高圧空気を空気源としているために、空調システムの冷却能力はエンジン抽気量に依存している。中でも戦闘機においては、少人数の搭乗員に必要な新鮮空気量は比較的少なく、かつ冷却容量も少ないが、電子化された電子機器などの発熱量は大きく、空調システムの冷却能力は高い能力が要求される。したがって、エンジン抽気量を削減しつつ冷却能力を向上すること、すなわち、エンジン抽気量を必要最小限にすることが必要とされる。
戦闘機においては、時代と共に電子化が進んで電子機器の発熱量が増大する傾向がある。次世代戦闘機の場合、さらなる冷却要求の増大に対応するには、冷却のためのエンジン抽気量を削減する目的で、主たる冷却装置を電力によるベーパーサイクル方式とせざるを得ない状況である。しかし、戦闘機としては故障などの非常時においても飛行可能な状態を維持する電子機器の冷却が必要であり、この電子機器の冷却要求も従来に比して増大し、このような非常時にも、コックピットへ与圧・空調、および電子機器の冷却を確保して帰投できるようにする必要がある。
この目的での空調システムは、電力に頼るベーパーサイクル方式では故障時の対応が不十分で、エンジンが作動する限り空調できるエアサイクル方式が適しているが、従来のエアサイクル方式では冷却能力がエンジン抽気量に影響されるために対応できない。
本発明は、このような課題に鑑みてなされたものであり、必要とするエンジン抽気量を必要最小限にして、かつ、増大する冷却能力の確保を可能とする空調システムを提供する。
本発明は、エンジン抽気を使用する航空機用空調システムにおいて、エンジン抽気を冷却除湿する冷却除湿手段と、前記冷却除湿手段によって冷却除湿された空気を断熱膨張し、低温空気を生成する第一膨張手段を備え、前記低温空気が乗員室の空気調和に供されることからなるオープンループを構成し、さらに、前記乗員室を調和した空気を圧縮する圧縮手段と、前記圧縮手段によって圧縮された空気を断熱膨張させ、低温空気を生成する第二膨張手段を備え、前記第二膨張手段によって生成された低温空気は、電子機器の冷却に供され、前記圧縮手段と前記第二膨張手段を経て、前記電子機器を繰り返し冷却する空気循環系からなるクローズループを構成することを特徴とする。
前記構成によれば、エンジン抽気は、最初に冷却除湿手段で冷却除湿された後に第一膨張手段で断熱膨張して低温空気になり、その低温空気で乗員室の空調に供される。このシステムはオープンループを構成する。その後、この空気は圧縮手段で高圧空気になり、その高圧空気は第二膨張手段で断熱膨張して低温空気となって電子機器の冷却に供せられる。その電子機器の冷却に供した空気は、再度、前記圧縮手段、前記第二膨張手段を経て前記電子機器の冷却に供せられる空気循環系に導入される。この空気循環システムは、電子機器を繰り返し冷却するクローズループを構成する。
その結果、エンジン抽気は、オープンループで必要とされる乗員室を空気調和するために必要な空気量だけに低減され、発熱量の多い電子機器はクローズループの空気循環系の低温空気で繰り返し冷却される。したがって、増大する電子機器の発熱量に応じたエンジン抽気の供給を必要とせず、乗員室に供給されるエンジン抽気量が必要最小限となる。
また、本発明は、前記第一膨張手段と前記第二膨張手段と前記圧縮手段が同一軸上に連結され、前記第二膨張手段と前記圧縮手段の間の軸上に電動モーターを連結して構成されることを特徴とする。この構成によれば、従来エンジン抽気によって駆動されるタービンの軸力のみがエアサイクルの駆動力となっていたが、これに加えてエンジン抽気に比して機体へのペナルテイが小さい電力も駆動力として使用可能となり、機体の状態に応じた最適な動力運用を行うことができる。
非常時にはエンジン抽気のみで機能維持が可能であり、かつ常用時には電力補助によってエンジンの運転状態に適応した能力拡大が可能となり、タービン動力と併用あるいは選択してこれらを駆動することが可能となる。
本発明によれば、エンジン抽気は冷却容量の少ない乗員室などの空気調和に使用し、発熱量が多い電子機器の冷却にクローズループの循環空気を繰り返し使用することにより、エンジン抽気量を削減しつつ冷却能力を向上することができる。また、エンジン抽気を活用した膨張手段による動力に加えて、エンジン抽気を活用しない電力を動力としたシステムの駆動も可能とする航空機用空調システムを提供できる。
図1に本発明の基本形態を示す。エンジン1の抽気が、細線で示した空気ラインのオープンループ4において、シンプルなエアサイクル方式で調和された低温空気で乗員室2を空気調和する。そのオープンループ4の空気が、太線で示した空気ラインのクローズループ5において、ブートストラップ方式で調和された低温空気で発熱量の多い電子機器3を繰り返し冷却するという構成である。
具体的には、まずオープンループ4において、エンジン1の抽気を冷却除湿機構6で冷却・除湿し、さらに、第一タービン7で断熱膨張させることで低温空気とする。この低温空気を新鮮空気と与圧維持のために乗員室2に供給する。冷却除湿機構6においては、ヒートシンクやリヒーターなどの熱交換手段により空気を冷却し、その冷却された空気を高圧除湿方式や低圧除湿方式などの除湿手段を用いて除湿することができる。
オープンループ4の空気調和において、第一タービン7からの低温空気の容量に余裕があれば、乗員室2以外にも、発熱量の少ない電子機器の冷却に供してもよい。また、空気調和の最適化のために各種の制御弁を付加することができる。例えば、乗員室2の与圧調整のための与圧制御弁を乗員室2近傍に配置してもよい。
乗員室2を空気調和した空気はクローズループ5に送られる。その空気はコンプレッサ8により圧縮されて高圧空気になり、その高圧空気は第二タービン9において断熱膨張することで再度低温空気とされ、その低温空気は発熱量の多い電子機器3の冷却に供される。電子機器3の冷却に供された空気は、コンプレッサ8、第二タービン9を経て再び電子機器3の冷却に供される空気循環系で、繰り返し電子機器3の冷却に供される。
オープンループ4からの空気は、コンプレッサ8に供給される前に、電子機器3に直接供給されて冷却に供した後にコンプレッサ8に供給してもよい。その後は、コンプレッサ8、第二タービン9を経て、再度、電子機器3に供される空気循環系で繰り返し冷却されることになる。また、コンプレッサ8と第二タービン9の間に、必要に応じてヒートシンクやリヒーターなどの熱交換手段や除湿手段を配置して、良質の調和空気を生成してもよい。
発熱量の多い電子機器3の冷却には、クローズループ5のコンプレッサ8と第二タービン9などから成る空気循環系の冷却空気を繰り返し循環することで、エンジン抽気量を著しく削減することができる。その結果、エンジン抽気の消費は、主に乗員室2の与圧や新鮮空気に活用される空気だけでよい。そのために、航空機に要する冷却能力がエンジン抽気の能力に影響を受けることが解消され、冷却能力が低下することを防止する。
第一タービン7と第二タービン9の駆動軸は同軸上に構成され、タービン駆動で空気の膨張エネルギーが軸動力として同軸上にあるコンプレッサ8の動力として活用される。エンジン抽気に基づくタービン動力に加えて、必要な場合にはコンプレッサ8の駆動に電力を動力とするモーター10が同軸上に構成され、故障時や緊急時の対応としてタービン動力とモーター動力は相互に補完的に運用することができる。
高圧除湿方式の本発明の一実施形態を図2に示す。エンジン1の抽気を第一ヒートシンク11においてラム空気などとの熱交換により冷却し、その冷却空気を第一リヒーター12における熱交換によりさらに冷却し、その後、第一コンデンサ13と第二コンデンサ14における低温空気との熱交換により、露点以下に冷却して空気中の水分を凝縮する。その凝縮した水分を除湿器15において遠心力を利用して分離除去する。その水分離した空気を、第一リヒーター12において空気中の残存凝縮水を蒸発させた後に、第一タービン16において断熱膨張させることで低温空気とする。この低温空気は、第二コンデンサ14において空気の冷却に用いられた後に、比較的発熱量の少ない電子機器17の冷却、さらに新鮮空気と与圧維持のために乗員室2に供給される。
オープンループ4の空気はクローズループ5に送られ、まず、発熱量の大きな電子機器3の冷却に供される。その冷却に供された空気をコンプレッサ20により圧縮し、その圧縮された高圧空気を第二ヒートシンク21においてラム空気などとの熱交換により冷却し、その冷却された空気を第二タービン22において断熱膨張することで再度低温空気とする。この低温空気は、第一コンデンサ13において空気の冷却に用いられた後に、再度、調和空気として電子機器3の冷却に供し、以後この冷却空気はコンプレッサ20、第二ヒートシンク21、第二タービン22、および第一コンデンサ13から成るクローズループ5で繰り返し空気循環される。
エンジン抽気の流量は流量制御弁31で制御される。冷却除湿機構6の冷却除湿機構バイパス弁32は、除湿の必要な低高度域では閉弁して、エンジン抽気を第一リヒーター12、第一コンデンサ13、第二コンデンサ14、除湿器15の回路に導入して除湿する。他方、除湿の不要となる高高度域では開弁して、エンジン抽気を直接第一タービン16に導入し、冷却除湿機構6の除湿回路を経由することによる圧力損失を改善する。乗員室2の与圧は、与圧制御弁33で機外へ放出する空気量を調節して制御される。
クローズループ5のバイパス弁34は、エンジン抽気圧力が低く第一タービン16の膨張比が不足し、第二コンデンサ14による冷却能力が不十分である場合に閉弁して、第二タービン22の低温空気を第一コンデンサ13に供給してエンジン抽気の冷却を補助する。第二コンデンサ14の冷却が十分な場合、あるいは除湿が不要な場合には、開弁して第一コンデンサ13の冷却空気をバイパスして直接電子機器3へ供給する。
本実施形態では高圧除湿方式を採用し、オープンループ4における第一ヒートシンク11と第一リヒーター12と第一コンデンサ13と第二コンデンサ14からなる多重の熱交換機能を有した冷却除湿機構6を構成する。第一タービン16で断熱膨張された低温空気の容量に余裕がなければ、電子機器17はオープンループ4で冷却せずにクローズループ5で冷却してもよい。
第一ヒートシンク11および第二ヒートシンク21において、調和用空気を熱交換するために使用する冷却剤は、ラム空気に限るものでなく、燃料やエンジンファン空気などを活用しても良い。
図2の実施形態の変形実施形態を図3に示す。この空調システムにおいては、乗員室2を調和するオープンループ4の構成は図2と同じである。クローズループ5においては、電子機器3を冷却した空気を、第二リヒーター42で熱交換して冷却し、その空気をコンプレッサ20で圧縮して高圧の空気とする。その高圧空気を第二ヒートシンク41においてラム空気などとの熱交換で冷却する。
その冷却空気を第二リヒーター42において圧縮前の空気と熱交換し、その熱交換された空気を第二タービン22において断熱膨張することで再度低温空気とする。この低温空気は、オープンループ4の第一コンデンサ13において空気の冷却に用いた後に、再度、調和空気として電子機器3の冷却に供される。この冷却空気はコンプレッサ20、第二ヒートシンク41、第二リヒーター42、第二タービン22、および第一コンデンサ13から成るクローズループ5で繰り返し空気循環される。
本実施形態では、クローズループ5の空気循環系に第二リヒーター42を設置することで、電子機器3の発熱状態に応じて第二ヒートシンク41への排熱量を最小減に制御することができる。具体的には、第二リヒーターバイパス弁43と第二ヒートシンクバイパス弁44によって、飛行状態と空調系統の作動状態に応じた機体速度や温度信号をもとにして、これら二つの弁は連動して開度位置を変化させ、ヒートシンクへの排熱量を制御する。なお、第二ヒートシンク41は、第二ヒートシンクバイパス弁44と共に第二リヒーター42と第二タービン22の間に位置しても良い。
図4は、低圧除湿方式の本発明の一実施形態を示す。オープンループ4において、エンジン1の抽気を第一ヒートシンク11においてラム空気などとの熱交換により冷却し、その冷却空気を第一タービン16において断熱膨張させることで低温空気とする。この低温空気の中には断熱膨張する際に発生する細かい霧状の凝縮水が含まれ、この凝縮水を除湿器50で除く。その除湿された低温空気を発熱量の少ない電子機器17の冷却に供し、さらに乗員室2に供給して空気を調和する。
クローズループ5における発熱量の多い電子機器3の冷却には、空気循環系のコンプレッサ20と第二ヒートシンク21と第二タービン22から成る空気循環系の冷却空気を繰り返し電子機器3に供給することで、エンジン抽気の消費量を著しく削減することができる。
図1から図3の構成と同じように、第一タービン16と第二タービン22の駆動軸は同軸上に構成され、タービン駆動で空気の膨張エネルギーが軸動力として同軸上にあるコンプレッサ20の動力として活用される。エンジン抽気に基づくタービン動力に加えて、必要な場合にはコンプレッサ20の駆動に電力を動力とするモーター23が同軸上に構成され、故障時や緊急時の対応としてタービン動力とモーター動力は相互に補完的に運用することができる。
本発明の構成は、図1から図4に示した構成に限るものではなく、用途については民間機や軍用機など、除湿方式には高圧除湿方式、低圧除湿方式など、エアサイクル方式にはシンプル方式、2ホイール方式、3ホイール方式など各種のマシン構造があるが、各種の目的や構造に最適な空調システムに対応するように、本発明の構成を変形して構築することができる。
なお、図1から図4において、同一符号で表示されているものは、同一物を表し、同じ機能を有するものである。
1 エンジン
2 乗員室
3 電子機器
4 オープンループ
5 クローズループ
6 冷却除湿機構
7 第一タービン
8 コンプレッサ
9 第二タービン
10 モーター
2 乗員室
3 電子機器
4 オープンループ
5 クローズループ
6 冷却除湿機構
7 第一タービン
8 コンプレッサ
9 第二タービン
10 モーター
Claims (2)
- エンジン抽気を使用する航空機用空調システムにおいて、エンジン抽気を冷却除湿する冷却除湿手段と、前記冷却除湿手段によって冷却除湿された空気を断熱膨張し、低温空気を生成する第一膨張手段を備え、前記低温空気が乗員室の空気調和に供されることからなるオープンループを構成し、さらに、前記乗員室を調和した空気を圧縮する圧縮手段と、前記圧縮手段によって圧縮された空気を断熱膨張させ、低温空気を生成する第二膨張手段を備え、前記第二膨張手段によって生成された低温空気は、電子機器の冷却に供され、前記圧縮手段と前記第二膨張手段を経て、前記電子機器を繰り返し冷却する空気循環系からなるクローズループを構成することを特徴とする航空機用空調システム。
- 前記第一膨張手段と前記第二膨張手段と前記圧縮手段が同一軸上に連結され、前記第二膨張手段と前記圧縮手段の間の軸上に電動モーターを連結して構成されることを特徴とする請求項1に記載の航空機用空調システム。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2012202535A JP2014054969A (ja) | 2012-09-14 | 2012-09-14 | 航空機用空調システム |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2012202535A JP2014054969A (ja) | 2012-09-14 | 2012-09-14 | 航空機用空調システム |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2014054969A true JP2014054969A (ja) | 2014-03-27 |
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ID=50612675
Family Applications (1)
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---|---|---|---|
JP2012202535A Pending JP2014054969A (ja) | 2012-09-14 | 2012-09-14 | 航空機用空調システム |
Country Status (1)
Country | Link |
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JP (1) | JP2014054969A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105620761A (zh) * | 2014-10-31 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种小型座舱温湿度一体化控制装置 |
JP2017074943A (ja) * | 2016-12-16 | 2017-04-20 | 株式会社トクヤマ | 航空機用空気調和方法及び該方法に用いる空気調和システム |
-
2012
- 2012-09-14 JP JP2012202535A patent/JP2014054969A/ja active Pending
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105620761A (zh) * | 2014-10-31 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种小型座舱温湿度一体化控制装置 |
JP2017074943A (ja) * | 2016-12-16 | 2017-04-20 | 株式会社トクヤマ | 航空機用空気調和方法及び該方法に用いる空気調和システム |
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