JP2018197103A - 航空機部品の断熱構造、ならびにその組立方法及び使用方法 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機に搭載されている電子機器に対する飛行の熱影響を緩和する方法を提供する。
【解決手段】高温部品及び温度感受性部品２０６を含む航空機のための断熱システム２００を組み立てる方法は、複数の第１磁石２０８をキャリヤー２０１の内面２０２に接合することと、高温部品を前記キャリヤーの外面２２２に熱的に接続することと、複数の第２磁石２０９を容器２０４の外面２１０に接合することと、を含む。複数の第１磁石は、第１磁場２１６を形成するように構成されており、複数の第２磁石は、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場２１８を形成するように構成されている。温度感受性部品は、容器の内面に熱的に接続され、容器は、キャリヤーの内部空間２１４内に配置される。内部空間は、キャリヤーの前記内面によって規定されている。
【選択図】図１４

Description

本開示は、航空機の分野に関し、特に、航空機に搭載されている電子機器に対する飛行の熱影響を緩和することに関する。

極超音速飛行は、マッハ５を超える速度での大気中の飛行として、しばしば特徴付けられる。このような速度では、航空機の先行面の空力加熱が問題となる。空力加熱とは、物体上を流体（例えば空気）が流れることによる、物体の加熱である。

極超音速飛行では、航空機に衝突する空気分子の速度は、航空機の先行面付近で急速にゼロまで低下する。先行面の加熱は、空気分子の運動エネルギーが熱エネルギーに変換される際に起こる。熱エネルギーが先行面を加熱し、これにより、熱が航空機の他の部分（例えば航空機に搭載された電子機器）に伝わる可能性がある。極超音速では、先行面の温度は、摂氏１０００度を超える可能性がある。極超音速ビークルの空力加熱に関連する問題の解決を試みて、過去数十年間、かなりの努力がなされてきた。

一態様は、少なくとも１つの高温部品及び少なくとも１つの温度感受性部品を含む航空機のための断熱システムを含む。当該断熱システムは、第１磁場を形成する複数の第１磁石を含む内面、及び、前記少なくとも１つの高温部品に熱的に接続された外面を有するキャリヤーを含む。当該断熱システムは、前記キャリヤーの前記内面によって囲まれた容器であって、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成する複数の第２磁石を含む外面、及び、前記少なくとも１つの温度感受性部品に熱的に接続された内面を有する容器をさらに含む。前記第１磁場及び前記第２磁場は、前記少なくとも１つの高温部品から前記少なくとも１つの温度感受性部品への熱伝達を低減するために、前記キャリヤーの前記内面と前記容器の前記外面との間に間隙を形成する。

別の態様は、航空機の高温部品を前記航空機の温度感受性部品から前記航空機の動作中に断熱する方法を含む。当該方法は、前記航空機に搭載されたキャリヤーの内面に隣接する複数の第１磁石を用いて第１磁場を形成することを含み、前記キャリヤーは、前記高温部品に熱的に接続された外面を含む。当該方法は、前記キャリヤーの前記内面によって囲まれた容器の外面に隣接する複数の第２磁石を用いて、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成することをさらに含み、前記容器は、前記温度感受性部品に熱的に接続された内面を含む。当該方法は、前記第１磁場及び前記第２磁場を用いて前記キャリヤーの前記内面と前記容器の前記外面との間に間隙を形成することにより、前記航空機の動作中における前記高温部品から前記温度感受性部品への熱伝達を低減することをさらに含む。

別の態様は、高温部品及び温度感受性部品を含む航空機のための断熱システムを組み立てる方法を含む。当該方法は、複数の第１磁石をキャリヤーの内面に接合することを含み、前記複数の第１磁石は第１磁場を形成する。当該方法は、前記高温部品を前記キャリヤーの外面に熱的に接続することをさらに含む。当該方法は、複数の第２磁石を容器の外面に接合することをさらに含み、前記複数の第２磁石は、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成する。当該方法は、前記温度感受性部品を前記容器の内面に熱的に接続することをさらに含む。当該方法は、前記キャリヤーの内部空間内に、前記容器を配置することをさらに含み、前記内部空間は、前記キャリヤーの前記内面によって規定されている。

上述の概要は、本明細書のいくつかの態様への理解を与えるものである。本概要は、本明細書の広範な全体像ではない。また、本明細書の主要又は重要な要素を特定することを意図するものでも、本明細書の特定の実施形態の範囲や特許請求の範囲を規定することを意図するものでもない。その唯一の目的は、後に提示されるより詳細な説明の前置きとして、本明細書に開示されるいくつかの概念を簡略化した形で提示することである。

次に、いくつかの態様を、単なる例示として、添付図面を参照しつつ説明する。すべての図面において、同じ参照符号は、同じ要素又は同じ種類の要素を示している。

例示的な一実施形態における航空機を示す図である。 例示的な一実施形態における断熱システムを示す図である。 例示的な一実施形態における、図２の断熱システムの別の構成を示す図である。 例示的な一実施形態における、図２の断熱システムの別の構成を示す図である。 例示的な一実施形態における、図２の断熱システムの別の構成を示す図である。 例示的な一実施形態における別の航空機を示す図である。 例示的な一実施形態における、図６の航空機の円筒部を示す図である。 例示的な一実施形態における、カラーの一部及び図７の円筒部の一部を示す図である。 例示的な一実施形態における、航空機の動作中に、航空機の温度感受性部品から航空機の高温部品を断熱する方法のフローチャートである。 例示的な一実施形態における、高温部品及び温度感受性部品を含む航空機のための断熱システムを組み立てる方法のフローチャートである。 例示的な一実施形態における、磁石が内面に連結されたキャリヤーを示す図である。 例示的な一実施形態における、高温部品に熱的に接続されたキャリヤーの外面を示す図である。 例示的な一実施形態における、磁石が容器の外面に連結された容器を示す図である。 例示的な一実施形態における、キャリヤーの内部空間内に配置された容器を示す図である。 例示的な一実施形態における、緩衝ストッパを含む断熱システムを示す図である。 例示的な一実施形態における、片持ち容器を用いた断熱システムを示す図である。

図面及び以下の記載は、特定の例示的な実施形態を説明するものである。なお、当業者であれば、本明細書に明確に記載あるいは図示していないものの、本開示の原理を具体化するとともに本開示の範囲内に含まれる様々な変形を、創出することができるであろう。更に、本明細書で説明されている例は、本開示の原理に対する理解を助けることを意図するものであり、このような具体的に説明された例又は条件に限定されるものではない。したがって、発明の概念は、以下に説明する特定の実施形態又は実施例に限定されるものではなく、請求の範囲及びその均等範囲によって限定される。

本明細書に記載の実施形態は、例えば極超音速での飛行などの飛行中に、磁場を用いて、高温部品（例えば航空機の先行面）と温度感受性部品（例えば航空機に搭載の電子機器）との間に間隙を形成することによって、航空機部品に断熱をもたらす。この間隙によって、高温部品から温度感受性部品への熱伝達を減らすことができる。

図１は、例示的な実施形態における航空機１００を示している。航空機１００は、所望に応じて、有人又は無人で運転されうる。航空機１００は、極超音速での飛行が可能な航空機の単なる１つの形態であり、図示していない他の形態も、所望に応じて実施可能である。例えば、航空機１００は、所望に応じて、異なる形状、サイズ、アスペクト比などを有しうる。従って、航空機１００は、単に説明を目的として、１つの特定の形態で示しているだけである。

本実施形態において、航空機１００は、少なくとも１つの高温部品１０６（例えば、先行面、ジェットエンジン部品、ロケット部品、熱電池部品など）を含む。例えば、先行面のうち、いくつかは、航空機１００の主翼１０８に位置しており、いくつかは、航空機１００の尾翼１１０に位置している。航空機１００が極超音速飛行で動作（例えば航空機１００がマッハ５以上の極超音速で移動）している間、先行面には、高速で移動する空気分子が衝突し、これによって先行面が加熱される。従って、高速のせいで加熱された先行面は、高温部品１０６と考えることができる。先行面の温度は、摂氏１０００°を超える可能性があり、これが、航空機１００内の高温による影響を受けやすい部品を加熱してしまう可能性がある。例えば、そのような高温では、熱が先行面から航空機１００の内部に急速に伝達されて、航空機１００内の電子システム（例えば、飛行用電子機器（flight electronics)、制御システムなど）に悪影響を与える場合がある。

図２は、例示的な一実施形態における、航空機１００で使用するための断熱システム２００を示している。断熱システム２００を用いて、少なくとも１つの高温部品１０６と、少なくとも１つの温度感受性部品２０６（例えば航空機１００の電子機器）との間に断熱をもたらすことができる。断熱システム２００は、容器２０４を囲むキャリヤー２０１を含む。キャリヤー２０１及び／又は容器２０４は、いくつかの実施形態において、透磁性材料によって形成してもよいし、透磁性のクラッディングを備えた鋼を含んでいてもよい。透磁性材料の一例としては、ミューメタル（MuMETAL（登録商標））などの、ニッケル‐鉄軟磁性合金がある。キャリヤー２０１の外面２２２は、高温部品１０６に熱的に接続される。キャリヤー２０１は、キャリヤー２０１の内面２０２によって規定される内部空間２１４を有する。容器２０４は、容器２０４の内面２２０に熱的に接続された、航空機１００の温度感受性部品２０６（例えば電子機器）を含む。航空機１００の温度感受性部品２０６の例としては、電源、プロセッサ、メモリデバイス、加速度計、無線周波数（ＲＦ）送信機、ＲＦ受信機、慣性センサ等が挙げられる。

例示的な本実施形態において、複数の第１磁石２０８が、内面２０２に埋設及び／又は表面設置されている。磁石２０８は、矢印で示した、容器２０４に向かう方向の第１磁場２１６を生成する。

また、例示的な本実施形態において、複数の第２磁石２０９が、容器２０４の外面２１０に埋設及び／又は表面設置されている。磁石２０９は、矢印で示した、キャリヤー２０１の内面２０２に向かう方向の第２磁場２１８を生成する。

磁石２０８〜２０９の磁場は、互いに反対となるように構成されている。例えば、磁石２０８の磁場の向きは、磁石２０９の磁場の向きとは反対となるように構成されている。この反対の磁場によって、容器２０４は、キャリヤー２０１の内面２０２から離間し、キャリヤー２０１の内部空間２１４内の中心に位置しうる。この離間によって、キャリヤーの内面２０２と容器２０４の外面２１０との間に、間隙２１２が形成される。磁石２０８〜２０９は、所望に応じて、永久磁石または電磁石、あるいは、永久磁石と電磁石の適当な組み合わせを含みうる。磁石２０８〜２０９を形成するのに用いることができる材料の例としては、Ｃｏ、Ｆｅ、Ｃｕ、Ｚｒによって形成されたホイスラー合金、Ｃｏ、Ｆｅ、Ｃｕ、Ｚｒの焼結合金、ＮｄＦｅＢ、ＳｍＣｏ、アルニコ等が挙げられる。磁界強度が相対的に高い場合には、磁石２０８〜２０９は磁束密度（B field）が極端に大きくなるのを避けるために、角部に丸み付けを行ってもよい。

キャリヤー２０１及び／又は容器２０４の壁材は、鋼などの、相対的に透磁性の低い材料によって形成することができる。壁は、鉄、ニッケル、コバルト、及び、合金などの、相対的に透磁性の高い材料によって形成することもできる。

極超音速飛行などの飛行中は、航空機１００（図１参照）の高温部品の温度が上昇し、キャリヤー２０１に熱を伝達しうる。磁石２０８〜２０９間の磁気反発によって形成された間隙２１２によって、容器２０４がキャリヤー２０１に直接接触することが防止される。従って、間隙２１２によって、キャリヤー２０１と容器２０４との間の熱伝達が低減され、ひいては、キャリヤー２０１と温度感受性部品２０６との間の熱伝達が低減される。いくつかの実施形態において、容器２０４の外面２１０は、キャリヤー２０１から容器２０４への放射熱伝達による熱伝達を低減するように構成された赤外線（ＩＲ）反射コーティング及び／又は低放射性塗料を含んでいてもよい。他の実施形態において、キャリヤー２０１と容器２０４との間の対流による熱伝達を低減するために、間隙２１２を真空状態としてもよい。従って、キャリヤー２０１の内部空間２１４に真空ラインを連結して、当該真空ラインに真空源を連結してもよい。

いくつかの実施形態において、間隙２１２内に冷却剤を流通させて、冷却剤が容器２０４から熱を除去するようにしてもよい。冷却剤は、所望に応じて、気体又は液体とすることができる。例えば、冷却剤は、間隙２１２を通って容器２０４を通過する、航空機１００の燃料であってもよい。従って、キャリヤー２０１の内部空間２１４に冷却剤ラインを連結して、当該冷却剤ラインに冷却剤源を連結してもよい。いくつかの実施形態において、航空機１００の燃料源が、冷却剤ラインに連結されうる。

図３は、例示的な一実施形態における、断熱システム２００の別の構成を示している。本実施形態において、容器２０４の外面２１０に沿って設けられた磁石２０９は、電磁石である。容器２０４内のコントローラ３０２は、磁石２０９の磁場強度を生成及び／又は変更するために用いられる励磁電流３０８を生成することができる。飛行中に、コントローラ３０２は、キャリヤー２０１の内面２０２と容器２０４の外面２１０との間に間隙２１２を形成するために、磁石２０９に励磁電流３０８を供給することができる。

いくつかの実施形態において、コントローラ３０２は、間隙２１２を監視し、励磁電流３０８を調節することにより間隙２１２を調節する。航空機１００の飛行中において、乱気流が起こると、キャリヤー２０１と容器２０４との間に動きが生じて、間隙２１２の大きさが変化しうる。時間が経つにつれて、このような動き又は間隙２１２の変化は、経時的に変化する磁場を容器２０４に誘起して、容器２０４の加熱を生じさせうる。コントローラ３０２は、間隙２１２の変化を監視するとともに、励磁電流３０８を変化させて、間隙２１２の変化を抑制又は低減することができ、ひいては、磁気渦電流によって容器２０４にもたらされうる加熱を抑制することができる。

コントローラ３０２の具体的なハードウェアの実施態様は、設計上の選択によるが、１つの特定の実施形態は、電流ドライバ３０６に接続された１つ又は複数のプロセッサ３０４を含む。プロセッサ３０４は、本明細書に記載の機能を実行することができる任意の電子回路及び／又は光回路を含む。例えば、プロセッサ３０４は、本明細書に記載したコントローラ３０２の任意の機能を実行しうる。プロセッサ３０４は、１つ又は複数の中央処理ユニット（ＣＰＵ）、マイクロプロセッサ、デジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、プログラマブルロジックデバイス（ＰＬＤ）、制御回路、等を含みうる。プロセッサの例としては、Ｉｎｔｅｌ（登録商標）Ｃｏｒｅ（商標）プロセッサや、新型縮小命令セット演算（RISC：Advanced Reduced Instruction Set Computing）マシン（ＡＲＭ（登録商標））プロセッサ等が挙げられる。

電流ドライバ３０６は、励磁電流３０８を生成及び／又は変更することができる任意の電子回路、及び／又は光回路、及び／又はパワー電子回路を含む。例えば、電流ドライバ３０６は、励磁電流３０８を生成及び／又は変更するために用いられるソリッドステートパワーリレー、接点切換パワーリレー（switched-contact power relays)、トランジスタ、金属酸化物電界効果トランジスタ（ＭＯＳＦＥＴ）、電界効果トランジスタ（ＦＥＴ）等を含みうる。

図４は、例示的な一実施形態における、断熱システム２００の別の構成を示している。図４に示すように、温度感受性部品２０６は、１つ以上の送受信装置４０４を用いて、外部システム４０２（例えば容器２０４の外部の電子システム）と通信することができる。送受信装置４０４は、温度感受性部品２０６と外部システム４０２との非接触又は非熱伝導性通信を可能にする、ＲＦ送信機／受信機ペア、光送信機／受信機ペア、光ファイバーバンドル、小ゲージ銅線、石英ファイバー等を含みうる。非接触又は非熱伝導性通信は、キャリヤー２０１から容器２０４への熱伝達を低減し、結果的にはキャリヤー２０１から温度感受性部品２０６への熱伝達を低減するために、望ましい。

図５は、例示的な一実施形態における、断熱システム２００の別の構成を示している。図５に示すように、キャリヤー２０１の内面２０２に沿って設けられた磁石２０８は、電磁石である。コントローラ５０２は、磁石２０８の磁場強度を生成及び／又は変更するために用いられる励磁電流５０８を生成することができる。飛行中に、コントローラ５０２は、キャリヤー２０１の内面２０２と容器２０４の外面２１０との間に間隙２１２を形成するために、磁石２０９に励磁電流５０８を供給することができる。

いくつかの実施形態において、コントローラ５０２は、コントローラ３０２について前述したように、間隙２１２を監視し、励磁電流５０８を調節することにより間隙２１２を調節する。コントローラ３０２とコントローラ５０２の両方が断熱システム２００に含まれる実施形態では、コントローラ３０２とコントローラ５０２との間で調整を行うことにより、飛行中の間隙２１２の生成及び／又は間隙２１２の変更が行われうる。この調整は、図４について図示及び前述した送受信装置４０４を用いて行うことができる。コントローラ３０２のみが存在する実施形態では、例えば、磁石２０８は永久磁石を含み、磁石２０９は電磁石を含む。コントローラ５０２のみが存在する実施形態では、例えば、磁石２０９は永久磁石を含み、磁石２０８は電磁石を含む。

コントローラ５０２の具体的なハードウェアの実施態様は、設計上の選択によるが、１つの特定の実施形態は、電流ドライバ５０６に接続された１つ又は複数のプロセッサ５０４を含む。プロセッサ５０４は、プロセッサ３０４について前述したハードウェアの実施形態を含みうる。電流ドライバ５０６は、電流ドライバ３０６について前述したハードウェアの実施形態を含みうる。

図６は、例示的な実施形態における別の航空機６００を示している。いくつかの実施形態において、航空機６００は、極超音速飛行用に構成されうる。（例えば、航空機６００は、マッハ５以上の極超音速で飛行するように構成されうる。）航空機６００は、航空機の単なる１つの形態であり、図示していない他の形態も、所望に応じて実施可能である。例えば、航空機６００は、所望に応じて、異なる形状、サイズ、アスペクト比などを有しうる。従って、航空機６００は、単に説明を目的として、１つの特定の形態で示しているだけである。本実施形態において、航空機６００は、高温部品６０２（例えば先行面）を含み、これらは、カラー（collar）６０４の外面６０３に配置されている。

図７は、円筒部７０２を含む航空機６００の部分を示している。同図において、磁石２０９は、円筒部７０２の外面７０４に配置されている。図７は、円錐部７０６〜７０７も示しており、これらは、円筒部７０２に連結されている。円錐部７０６は、円筒部７０２の端部７０８に連結されており、円錐部７０７は、円筒部７０２の端部７０９に連結されている。円錐部７０６〜７０７と端部７０８〜７０９とが合わさる位置には、カラー６０４が円筒部７０２の長軸７１０に沿って端部７０８〜７０９間で軸方向に並進するのを防止するための機構が形成されている。本実施形態において、カラー６０４は、円筒部７０２に対して回転自在である。

本実施形態において、カラー６０４は、航空機６００の円筒部７０２を取り囲んでいる。いくつかの実施形態において、円筒部７０２の外面７０４は、カラー６０４から円筒部７０２への放射熱伝達による熱伝達を低減するように構成された赤外線（ＩＲ）反射コーティングを含んでいてもよい。

図８は、航空機６００のカラー６０４の一部及び円筒部７０２の一部を示している。同図において、カラー６０４は、円筒部７０２を取り囲んでいる。特に、カラー６０４の内面８０２は、円筒部７０２の外面７０４に面している。カラー６０４は、複数及び／又はアレイ状の磁石２０８を含む。円筒部７０２も、複数及び／又はアレイ状の磁石２０９を含む。磁石２０８〜２０９は、カラー６０４と円筒部７０２との間に間隙８０４を形成するように、反対の磁場を有している。

飛行中は、航空機６００（図６参照）の高温部品６０２（例えば先行面）の温度が上昇し、高温部品が、カラー６０４に熱を伝達しうる。仮に、カラー６０４が円筒部７０２と熱的に接触していれば、カラー６０４を介して、高温部品６０２から円筒部７０２内への熱伝達が起こるであろう。しかしながら、磁石２０８〜２０９間の磁気反発により形成された間隙８０４によって、カラー６０４が航空機６００の円筒部７０２に接触することが防止される。従って、間隙８０４によって、カラー６０４と円筒部７０２との間の熱伝達が低減され、ひいては、カラー６０４と円筒部７０２内に収容されている温度感受性部品２０６との間の熱伝達が低減される。いくつかの実施形態において、コントローラ３０２及び／又はコントローラ５０２は、図３及び図５について前述したように、間隙８０４を監視することができる。例えば、コントローラ３０２が、磁石２０９に印加される励磁電流３０８を修正し、及び／又は、コントローラ５０２が、磁石２０８に印加される励磁電流５０８を修正する。従って、コントローラ３０２及び／又はコントローラ５０２について前述したいずれの機能も、航空機６００における間隙８０４の制御に適用することができる。

高温部品と航空機に搭載された温度感受性部品との間に形成される磁気間隙を利用して、特に航空機の極超音速飛行中に、空力加熱を低減又は排除することができる。

図９は、例示的な一実施形態における、航空機の動作中に、航空機の温度感受性部品から航空機の高温部品を断熱する方法９００のフローチャートである。方法９００を、断熱システム２００に関して説明するが、方法９００は、図示しない他のシステムによっても実行することができる。本明細書に記載の方法の工程は、図示しない他の工程も含みうる。また、工程は、別の順番で行ってもよい。

図２を参照すると、キャリヤー２０１の内面２０２に隣接する磁石２０８が、磁場２１６を形成する（工程９０２参照）。容器２０４に設けられた磁石２０９も、磁場２１８を形成する。磁場２１８は、磁場２１６とは反対向きである（工程９０４参照）。磁石２０８〜２０９は、永久磁石、電磁石、又は、永久磁石と電磁石の組み合わせを含みうる。磁場２１６と磁場２１８とは互いに反対であるため、キャリヤー２０１と容器２０４との間に斥力が生成され、これが、間隙２１２を形成する（工程９０６参照）。間隙２１２は、キャリヤー２０１から容器２０４を離間させるとともに、容器２０４とキャリヤー２０１との間に熱バリアを形成する。高温部品１０６は、キャリヤー２０１の外面２２２に熱的に接続されており、温度感受性部品２０６は、容器２０４の内面２２０に熱的に接続されているが、高温部品１０６から温度感受性部品２０６への熱伝達は、間隙２１２によって低減される。

図１０は、例示的な一実施形態における、高温部品及び温度感受性部品を含む航空機のための断熱システムの組立方法１０００のフローチャートである。方法１０００を、断熱システム２００に関して説明するが、方法１０００は、図示しない他の断熱システムにも適用することができる。

断熱システム２００の組立プロセス中において、キャリヤー２０１の内面２０２に磁石２０８が接合される（工程１００２参照）。磁石２０８は、同じ磁場の向き（例えば、キャリヤー２０１の内部空間２１４内を指すＮ極を有する磁場２１６）を呈するように接合される。磁石２０８は、内面２０２に（例えば接着剤を用いて）接合してもよいし、留め具を用いて固定してもよいし、これらに加えて又は代えて、一部又は全体をキャリヤー２０１の内面２０２に入り込むように形成してもよい。図１１は、例示的な一実施形態における、磁石２０８が内面２０２に接合されたキャリヤー２０１を示している。

キャリヤー２０１の外面２２２が、高温部品１０６に熱的に接続される（工程１００４参照）。例えば、外面２２２は、機体１０２の先行面、エンジンのハウジング、又は、航空機１００のその他の高温部分に、所望に応じて任意の数の熱伝導性材料を用いて、熱的に接続される。図１２は、例示的な一実施形態における、高温部品１０６に熱的に接続されたキャリヤー２０１の外面２２２を示している。

磁石２０９が、容器２０４の外面２１０に接合される（工程１００６参照）。磁石２０９は、同じ磁場の向き（例えば磁場２１８）を呈するように接合される。磁石２０９は、外面２１０に（例えば接着剤を用いて）接合してもよいし、留め具を用いて固定してもよいし、これらに加えて又は代えて、一部又は全体を容器２０４の外面２１０に入り込むように形成してもよい。図１３は、例示的な一実施形態における、磁石２０９が容器２０４の外面２１０に接合された容器２０４を示している。

容器２０４の内面２２０が、温度感受性部品２０６に熱的に接続される（工程１００８参照）。例えば、容器２０４の内面２２０は、電子機器、センサ、電源、又は、航空機１００のその他の温度感受性部分に、所望に応じて任意の数の熱伝導性材料を用いて、熱的に接続される。図１３は、例示的な一実施形態における、温度感受性部品２０６に熱的に接続された容器２０４の内面２２０を示している。

容器２０４が、キャリヤー２０１の内部空間２１４内に配置される。ここで、内部空間２１４は、キャリヤー２０１の内面２０２によって規定されている（工程１０１０参照）。図１４は、例示的な一実施形態における、キャリヤー２０１の内部空間２１４内に配置された容器２０４を示している。

図１５は、例示的な一実施形態における、緩衝ストッパ１５０２を含む断熱システム２００を示している。緩衝ストッパ１５０２は、キャリヤー２０１の内面２０２に配置されたものとして図示しているが、これに代えて又はこれに加えて、緩衝ストッパ１５０２を、容器２０４の外面２１０に配置してもよい。本実施形態において、緩衝ストッパ１５０２は、磁石２０８〜２０９によって生成された斥力が一時的に（例えば高加速度事象によって）負けた際に、キャリヤー２０１が容器２０４に接触するのを防止するために用いられる。緩衝ストッパ１５０２を用いることによって、このような極限状況下で、断熱システム２００に起こりうる損傷を防止することができる。緩衝ストッパ１５０２は、耐高温性衝撃吸収材料によって形成することができる。耐高温性衝撃吸収材料の例としては、シリコーン、フルオロシリコーン、フルオロカーボン、高密度ポリエチレン、パーフルオロエラストマー化合物等が挙げられる。いくつかの実施形態において、キャリヤー２０１の内面２０２及び／又は容器２０４の外面２１０は、キャリヤー２０１と容器２０４との相対移動を、（例えばキャリヤー２０１及び／又は容器２０４内に埋設された導線のループを用いて）電流に変換するように構成されていてもよい。この相対移動から採取された電流を用いて、小型のセンサ又は電子部品（例えば温度感受性部品２０６の小電力負荷）に電力を供給することができる。電流の生成に加えて、ループによって、振動減衰を実現することもできる。

キャリヤー２０１及び／又は容器２０４は、いくつかの実施形態において、熱電冷却器を含みうる。例えば、容器２０４の外面２１０が、熱電冷却器の高温面を含み、低温面が容器２０４の内面２２０に沿って設けられるようにすることができる。電流（例えば採取された電流）を熱電冷却器によって用いることにより、キャリヤー２０１の内部空間２１４に熱を放射しつつ、容器２０４の内部を冷却することができる。

図１６は、例示的な一実施形態における、片持ち容器２０４を用いた断熱システム２００を示している。場合によっては、キャリヤー２０１から容器２０４内への高電力接続を確保しつつ、容器２０４が燃料に直接接触するのを可能にすることによって容器２０４を冷却することが望ましいかもしれない。例えば、キャリヤー２０１は、航空機１００の燃料タンクを含み、温度感受性部品２０６は、レーダー（RAdio Detection and Ranging：RADAR）システム用の高出力マイクロ波増幅器を含む。容器２０４を燃料タンク内に片持ち梁のように設けることによって、容器２０４が燃料で囲まれる状態とすることができ、燃料が容器２０４を冷却する。この場合でも、容器２０４の動きは、前述したように、磁場２１６及び磁場２１８を用いて制御することができる。いくつかの実施形態において、容器２０４は、熱交換器を含みうる。熱交換器を燃料タンク内に配置して燃料を冷却剤として用いる場合、典型的には、熱交換器は、燃料タンクの底部に配置される。容器２０４が熱交換器を含む場合、燃料タンク内における熱交換器の配置については、他の選択肢（例えば燃料タンクの側面又は上面）も採用可能である。

図示あるいは本明細書に記載した様々な要素は、いずれも、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェア、又はこれらの適当な組み合わせとして、実現することができる。例えば、ある要素は、専用ハードウェアとして実現することができる。専用ハードウェア要素は、「プロセッサ」、「コントローラ」、又は、他の同様の用語で称されうる。プロセッサによって実現される場合、機能は、単一の専用プロセッサ、単一の共有プロセッサ、又は、共有可能なものを一部に含む複数の個別プロセッサによって、実現することができる。更に、「プロセッサ」又は「コントローラ」という用語の明示的な使用は、ソフトウェアを実行可能なハードウェアのみを指すと解釈されるべきではなく、限定することなくデジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）ハードウェア、ネットワークプロセッサ、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）若しくは他の回路、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、ソフトウェアの保存用の読み取り専用メモリ（ＲＯＭ）、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、不揮発性記憶装置、論理回路、又は、他の物理的なハードウェア部品若しくはモジュールを暗黙的に含みうる。

また、要素は、当該要素の機能を果たすための、プロセッサ又はコンピュータにより実行可能な命令として実現することもできる。命令の例をいくつか挙げると、ソフトウェア、プログラムコード、及び、ファームウェアがある。命令は、プロセッサにより実行されると稼働して、当該プロセッサに対して要素の機能を果たすように指示する。命令は、プロセッサによる読み取りが可能な記憶装置に保存することができる。記憶装置の例としては、デジタル若しくはソリッドステートメモリ、磁気ディスクや磁気テープなどの磁気記憶媒体、ハードドライブ、又は、光学的に読み取り可能なデジタルデータ記憶媒体などが挙げられる。

さらに、本開示は、以下の付記による実施形態を含む。

付記１． 少なくとも１つの高温部品及び少なくとも１つの温度感受性部品を含む航空機のための断熱システムであって、第１磁場を形成するように構成された複数の第１磁石を含む内面、及び、前記少なくとも１つの高温部品に熱的に接続された外面を有するキャリヤーと、前記キャリヤーの前記内面によって囲まれた容器であって、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成するように構成された複数の第２磁石を含む外面、及び、前記少なくとも１つの温度感受性部品に熱的に接続された内面を有する容器と、を含み、前記第１磁場及び前記第２磁場は、前記航空機の動作中における、前記少なくとも１つの高温部品から前記少なくとも１つの温度感受性部品への熱伝達を低減するために、前記キャリヤーの前記内面と前記容器の前記外面との間に間隙を形成するように構成されている、断熱システム。

付記２． 前記複数の第１磁石は電磁石を含み、前記断熱システムは、前記第１磁場を形成するために前記複数の第１磁石に励磁電流を印加するように構成されたコントローラをさらに含む、付記１に記載の断熱システム。

付記３． 前記コントローラは、前記容器の前記外面と前記キャリヤーの前記内面との間の前記間隙の変化を監視するとともに、前記間隙の前記変化を低減するために前記複数の第１磁石に印加される前記励磁電流を変化させるように、構成されている、付記２に記載の断熱システム。

付記４． 前記複数の第２磁石は電磁石を含み、前記断熱システムは、前記第２磁場を形成するために前記複数の第２磁石に励磁電流を印加するように構成されたコントローラをさらに含む、付記１〜３に記載の断熱システム。

付記５． 前記コントローラは、前記容器の前記外面と前記キャリヤーの前記内面との間の前記間隙の変化を監視するとともに、前記間隙の前記変化を低減するために前記複数の第２磁石に印加される前記励磁電流を変化させるように、構成されている、付記４に記載の断熱システム。

付記６． 航空機の高温部品を前記航空機の温度感受性部品から前記航空機の動作中に断熱する方法であって、前記航空機に搭載されたキャリヤーの内面に隣接する複数の第１磁石を用いて第１磁場を形成し、前記キャリヤーは、前記高温部品に熱的に接続された外面を含んでおり、前記キャリヤーの前記内面によって囲まれた容器の外面に隣接する複数の第２磁石を用いて、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成し、前記容器は、前記温度感受性部品に熱的に接続された内面を含んでおり、前記第１磁場及び前記第２磁場を用いて前記キャリヤーの前記内面と前記容器の前記外面との間に間隙を形成することにより、前記航空機の動作中における前記高温部品から前記温度感受性部品への熱伝達を低減する、方法。

付記７． 前記複数の第１磁石は電磁石を含み、前記第１磁場を形成するに際し、前記複数の第１磁石に励磁電流を印加する、付記６に記載の方法。

付記８． さらに、前記容器の前記外面と前記キャリヤーの前記内面との間の前記間隙の変化を監視し、前記間隙の前記変化を低減するために前記複数の第１磁石に印加される前記励磁電流を変化させる、付記７に記載の方法。

付記９． 前記複数の第２磁石は電磁石を含み、前記第２磁場を形成するに際し、前記複数の第２磁石に励磁電流を印加する、付記６〜８のいずれか１つに記載の方法。

付記１０． さらに、前記容器の前記外面と前記キャリヤーの前記内面との間の前記間隙の変化を監視し、前記間隙の前記変化を低減するために前記複数の第２磁石に印加される前記励磁電流を変化させる、付記９に記載の方法。

付記１１． 高温部品及び温度感受性部品を含む航空機のための断熱システムを組み立てる方法であって、第１磁場を形成するように構成された複数の第１磁石をキャリヤーの内面に接合することと、前記高温部品を前記キャリヤーの外面に熱的に接続することと、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成するように構成された複数の第２磁石を容器の外面に接合することと、前記温度感受性部品を前記容器の内面に熱的に接続することと、前記キャリヤーの前記内面によって規定されている前記キャリヤーの内部空間内に、前記容器を配置することと、を含む方法。

付記１２． 前記複数の第１磁石を接合することは、前記キャリヤーの前記内面に複数の第１電磁石を接合することと、前記複数の第１電磁石を、前記第１磁場を形成するために励磁電流を印加するように構成された電流源に電気的に接続することと、を含む、付記１１に記載の方法。

付記１３． 前記複数の第２磁石を接合することは、前記容器の前記外面に複数の第２電磁石を接合することと、前記複数の第２電磁石を、前記第２磁場を形成するために励磁電流を印加するように構成された電流源に電気的に接続することと、を含む、付記１１又は１２に記載の方法。

付記１４． 前記容器の前記外面に赤外線反射コーティングを施すことをさらに含む、付記１１〜１３のいずれか１つに記載の方法。

付記１５． 前記キャリヤーの前記内面に赤外線反射コーティングを施すことをさらに含む、付記１１〜１４のいずれか１つに記載の方法。

付記１６． 前記高温部品を前記キャリヤーの前記外面に熱的に接続することは、前記航空機の先行面を前記キャリヤーの前記外面に熱的に接続することを含む、付記１１〜１５のいずれか１つに記載の方法。

付記１７． 前記温度感受性部品を前記容器の前記内面に熱的に接続することは、前記航空機の飛行用電子機器を前記容器の前記内面に熱的に接続することを含む、付記１１〜１６のいずれか１つに記載の方法。

付記１８． 前記キャリヤーの前記内部空間に真空ラインを連結することと、前記真空ラインに真空源を連結することと、をさらに含む、付記１１〜１７のいずれか１つに記載の方法。

付記１９． 前記キャリヤーの前記内部空間に冷却剤ラインを連結することと、前記冷却剤ラインに冷却剤源を連結することと、をさらに含む、付記１１〜１８のいずれか１つに記載の方法。

付記２０． 前記冷却剤源を連結することは、前記航空機の燃料源を前記冷却剤ラインに連結することを含む、付記１９に記載の方法。

付記２１． 先行面を含む航空機のための断熱システムであって、第１磁場を形成するように構成された複数の第１磁石を含む内面、及び、前記航空機の前記先行面に熱的に接続された外面を有するキャリヤーと、前記キャリヤーの前記内面によって囲まれた容器であって、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成するように構成された複数の第２磁石を含む外面、及び、電子機器を含む内部を有する容器と、を含み、前記第１磁場及び前記第２磁場は、前記航空機の動作中における、前記先行面から前記電子機器への熱伝達を低減するために、前記キャリヤーの前記内面と前記容器の前記外面との間に間隙を形成するように構成されている、断熱システム。

付記２２． 前記複数の第１磁石は電磁石を含み、前記断熱システムは、前記第１磁場を形成するために前記複数の第１磁石に励磁電流を印加するように構成されたコントローラをさらに含む、付記２１に記載の断熱システム。

付記２３． 前記コントローラは、前記容器の前記外面と前記キャリヤーの前記内面との間の前記間隙の変化を監視するとともに、前記間隙の前記変化を低減するために前記複数の第１磁石に印加される前記励磁電流を変化させるように、構成されている、付記２２に記載の断熱システム。

付記２４． 前記複数の第２磁石は電磁石を含み、前記コントローラは、前記第２磁場を形成するために前記複数の第２磁石に励磁電流を印加するように構成されている、付記２２又は２３に記載の断熱システム。

付記２５． 前記コントローラは、前記容器の前記外面と前記キャリヤーの前記内面との間の前記間隙の変化を監視するとともに、前記間隙の前記変化を低減するために前記複数の第２磁石に印加される前記励磁電流を変化させるように、構成されている、付記２４に記載の断熱システム。

付記２６． 前記電子機器は、前記航空機の飛行用電子機器を含む、付記２１〜２５のいずれか１つに記載の断熱システム。

付記２７． 前記航空機の動作は、極超音速飛行を含む、付記２６に記載の断熱システム。

付記２８． 前記容器の前記外面は、赤外線反射コーティングを含む、付記２１〜２７のいずれか１つに記載の断熱システム。

付記２９． 前記容器の前記外面と前記キャリヤーの前記内面との間の前記間隙は、真空状態にある、付記２１〜２８のいずれか１つに記載の断熱システム。

付記３０． 前記容器の前記外面と前記キャリヤーの前記内面との間の前記間隙は、前記容器から熱が伝熱される冷却剤を含む、付記２１〜２９のいずれか１つに記載の断熱システム。

付記３１． 前記冷却剤は、前記航空機の燃料である、付記３０に記載の断熱システム。

付記３２． 先行面を含む機体と、第１磁場を形成するように構成された複数の第１磁石を含む内面、及び、前記機体の前記先行面に熱的に接続された外面を有するキャリヤーと、前記キャリヤーの前記内面によって囲まれた容器であって、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成するように構成された複数の第２磁石を含む外面、及び、電子機器を含む内部を有する容器と、を含む航空機であって、前記第１磁場及び前記第２磁場は、前記航空機の動作中における、前記機体の前記先行面から前記電子機器への熱伝達を低減するために、前記キャリヤーの前記内面と前記容器の前記外面との間に間隙を形成するように構成されている、航空機。

付記３３． 前記先行面は、前記機体の翼に位置している、付記３２に記載の航空機。

付記３４． 前記航空機の動作は、極超音速飛行を含む、付記３２又は３３に記載の航空機。

付記３５． 前記航空機の動作は、有人飛行を含む、付記３２〜３４のいずれか１つに記載の航空機。

付記３６． 第１磁場を形成するように構成された複数の第１磁石を含む外面、及び、ビークルの電子機器を囲む内面を有する円筒部と、前記円筒部を取り囲むとともに、前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成するように構成された複数の第２磁石を含む内面、及び、先行面を含む外面を有するカラーと、を含むビークルであって、前記第１磁場及び前記第２磁場は、前記ビークルの動作中における、前記先行面から前記電子機器への熱伝達を低減するために、前記円筒部の前記外面と前記カラーの前記内面との間に間隙を形成するように構成されている、ビークル。

付記３７． 前記ビークルは、極超音速で移動するように構成されている、付記３６に記載のビークル。

付記３８． 前記航空機の電子機器は、飛行用電子機器を含む、付記３６又は３７に記載のビークル。

付記３９． 前記カラーの前記外面は、前記先行面の少なくとも１つを含む翼に連結されている、付記３６〜３８のいずれか１つに記載のビークル。

付記４０． 前記円筒部の前記外面は、赤外線反射コーティングを含む、付記３６〜３９のいずれか１つに記載のビークル。

本明細書において特定の実施形態を説明したが、本開示の範囲は、これらの特定の実施形態に限定されるものではない。本開示の範囲は、以下の請求の範囲及びその均等範囲によって規定される。

Claims (10)

1. 高温部品及び温度感受性部品を含む航空機のための断熱システムを組み立てる方法であって、
   第１磁場を形成するように構成された複数の第１磁石をキャリヤーの内面に接合することと、
   前記高温部品を前記キャリヤーの外面に熱的に接続することと、
   前記第１磁場とは反対向きの第２磁場を形成するように構成された複数の第２磁石を容器の外面に接合することと、
   前記温度感受性部品を前記容器の内面に熱的に接続することと、
   前記キャリヤーの前記内面によって規定されている前記キャリヤーの内部空間内に、前記容器を配置することと、を含む方法。
2. 前記複数の第１磁石を接合することは、
   前記キャリヤーの前記内面に複数の第１電磁石を接合することと、
   前記複数の第１電磁石を、前記第１磁場を形成するために励磁電流を印加するように構成された電流源に電気的に接続することと、を含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記複数の第２磁石を連結することは、
   前記容器の前記外面に複数の第２電磁石を接合することと、
   前記複数の第２電磁石を、前記第２磁場を形成するために励磁電流を印加するように構成された電流源に電気的に接続することと、を含む、請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記容器の前記外面に赤外線反射コーティングを施すことをさらに含む、請求項１〜３のいずれか１つに記載の方法。
5. 前記キャリヤーの前記内面に赤外線反射コーティングを施すことをさらに含む、請求項１〜４のいずれか１つに記載の方法。
6. 前記高温部品を前記キャリヤーの前記外面に熱的に接続することは、前記航空機の先行面を前記キャリヤーの前記外面に熱的に接続することをさらに含む、請求項１〜５のいずれか１つに記載の方法。
7. 前記温度感受性部品を前記容器の前記内面に熱的に接続することは、前記航空機の飛行用電子機器を前記容器の前記内面に熱的に接続することをさらに含む、請求項１〜６のいずれか１つに記載の方法。
8. 前記キャリヤーの前記内部空間に真空ラインを連結することと、
   前記真空ラインに真空源を連結することと、をさらに含む、請求項１〜７のいずれか１つに記載の方法。
9. 前記キャリヤーの前記内部空間に冷却剤ラインを連結することと、
   前記冷却剤ラインに冷却剤源を連結することと、をさらに含む、請求項１〜８のいずれか１つに記載の方法。
10. 前記冷却剤源を連結することは、前記航空機の燃料源を前記冷却剤ラインに連結することをさらに含む、請求項９に記載の方法。

Images