JP4277378B2 - 冷却システム - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機搭載の電子機器及びキャビン内の温度をコントーロルする冷却システムに係わり、特に、航空機の地上駐航時にも動作するベーパサイクル冷却システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機に搭載されたポッド内の電子機器の冷却は、冷媒、例えば、代替フロン等を用いて、コンプレッサ（圧縮器）、コンデンサ（凝縮器）、レシーバ（受液器）、膨張弁、エバポレータ（蒸発器）からなる冷凍サイクルのベーパサイクル冷却システム（以下ＶＣＳという）で行われている。
図４に、航空機に搭載された電子機器１１がＶＣＳで冷却される制御ブロック図を示す。航空機が飛行しているとき、外気の冷えた空気が航空機ポッド外板５ａに取付けられたスキンコンデンサ５の表面にふれる。コンプレッサ６によって圧縮された高温高圧の蒸気状の冷媒が、スキンコンデンサ５に入り、周囲から熱を取られて凝縮し、液体となってレシーバ７のタンクに流入し貯められる。レシーバ７からの冷媒は、膨張弁８で断熱膨張し低圧になって、エバポレータ９に入り、周囲から熱を奪って蒸気になる。蒸気になった冷媒は冷却コイルからコンプレッサ６に吸入される。そして、高温高圧に圧縮される。この冷凍サイクルのエバポレータ９で電子機器１１を冷却する冷却液が熱交換され、循環ポンプ２によって冷却液が循環され、電子機器１１を冷却する。キャビンの冷房についても同様に行われる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
従来の冷却システムは、以上のように構成されているが、航空機が飛行中は十分な風量で外気温度も低いため、ポッド外板５ａに取付けられたスキンコンデンサ５は冷却されるが、地上に駐航している時は、十分な風量を得ることができず外気温度が高いため、スキンコンデンサ５は十分に冷却されない。そのため、コンプレッサ６によって圧縮された高温高圧の蒸気状の冷媒が、スキンコンデンサ５に入っても、凝縮することができず、液体となってレシーバ７のタンクに貯められない。そのため冷却システム（ＶＣＳ）を作動させることができないという問題がある。
また、地上で高度飛行時の冷却条件でスキンコンデンサ５を冷却して、冷却システム（ＶＣＳ）のシュミレーションテストを行うことが要求されるという課題がある。
【０００４】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、航空機が地上に駐航している時に、航空機に搭載している電子機器やキャビン内の温度を、冷媒を用いて冷却制御することができる冷却システムを提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するため、本発明の冷却システムは、航空機に搭載されたポッド内の電子機器及びキャビン内を、冷媒を用いてコンプレッサ、スキンコンデンサ、レシーバ、膨張弁、エバポレータからなるシステムで冷却するベーパサイクル冷却システムにおいて、内部を冷却液が循環するとともに、前記スキンコンデンサの表面を覆うことができる冷却ジャケットと、飛行条件を入力するキーと、飛行条件に対する前記スキンコンデンサ表面の温度データを記憶している記憶装置と、キー入力信号により記憶装置のデータを読み出し自動的にスキンコンデンサ表面温度を算出し冷却装置に制御信号を出力するＣＰＵと、前記冷却ジャケットに送る冷却液の流量と温度を制御する冷却装置と、前記スキンコンデンサの表面温度を検出しその信号をＣＰＵに帰還する温度検出器とを備えるものである。
【０００７】
本発明の冷却システムは上記のように構成されており、十分な風量と低い外気温度が得られない地上駐航の場合、内部に冷却液の流路をもつ柔らかい樹脂製の冷却ジャケットで、ＶＣＳのスキンコンデンサの表面を覆い、内部の流路が冷却装置に接続されて、冷却ジャケットによりスキンコンデンサが冷却されるので、地上駐航の状態で、正常にＶＣＳの冷却システムを作動させることができ、航空機に搭載する電子機器やキャビン内を冷やすことができる。
さらに、本冷却システムの冷却ジャケットは、単に対象物を冷却するのではなく、高高度で飛行時の冷却条件をキー入力することで、スキンコンデンサ表面を地上でシュミレートすることができる。すなわち、高度、機速、大気温度等の飛行条件をキー入力することにより、スキンコンデンサの表面温度を、自動的にＣＰＵの演算装置が記憶装置からデータを読出し算出して、スキンコンデンサ表面がその温度と等しくなるように、冷却装置により冷却ジャケットで制御することで、スキンコンデンサは高高度飛行と等価な条件に置かれたことになる。
【０００８】
【発明の実施の形態】
本発明の冷却システムの一実施例を図１を参照しながら説明する。図１は本発明の冷却システムの斜視図を示す。本冷却システムは、スキンコンデンサ５を有する冷媒を用いたベーパサイクル冷却システム（ＶＣＳ）と、スキンコンデンサ５に覆い被せるための取付用テンションバンド２１を備えた冷却ジャケット１２と、冷却ジャケット１２に接続された冷却液流路２２により冷却液を循環させる冷却液循環／冷却装置１４と、高度１８、機速１９、大気温度２０などの飛行条件をキー入力するための飛行条件投入キー２４と、飛行条件に対するスキンコンデンサ５表面の温度データを記憶している記憶装置１５と、キー入力信号により記憶装置１５のデータを読み出し、自動的にスキンコンデンサ５の表面温度を算出し、冷却液循環／冷却装置１４に制御信号を出力するＣＰＵ１７と、スキンコンデンサ５の表面温度を検出し、その信号をＣＰＵに帰還する温度検出器１３とから構成されている。
冷却液循環／冷却装置１４は、循環ループＡ内の冷却液流路２２の管内に充填された冷却液を冷却する冷却装置３と、冷却液を循環させるための循環ポンプ１とから構成されている。
冷却ジャケット１２は、内部に冷却液の流路を備え、柔らかい樹脂製のマット状の冷却ジャケットで、外側は断熱剤でカバーされ、内側は熱伝導の良い材質のシートで作られており、スキンコンデンサ５の表面に密着して覆い被せることができる。密着度を良くするために取付用テンションバンド２１を備えている。そして、冷却ジャケット１２の両端には冷却液を内部に流すための冷却流路２２の導入管が接続されている。冷却液として、水を用いても良いが、エチレングリコールなどの不凍液の方が良い。
【０００９】
図２に本装置の冷却系統図を示す。本冷却システムの冷却系は、冷却液循環／冷却装置１４で冷却された冷却液が、冷却ジャケット１２に循環する循環ループＡと、ＶＣＳの冷媒による循環ループＢと、ＶＣＳのエバポレータ９を介して間接的に冷却液で電子機器１１を冷却する循環ループＣとから構成されている。
冷却サイクルの循環ループＡは、冷却液流路２２の管内に充填された冷却液、例えばエチレングリコールなどの冷却液が、冷却装置３によって冷却され、循環ポンプ１によりバルブ４を通って、ＶＣＳのスキンコンデンサ５に覆い被せられた冷却ジャケット１２に導入される。そこで冷却液はＶＣＳの冷媒と熱交換し熱を奪って、循環ポンプ１によって再び冷却装置３に導入される。即ち、循環ループＡは、冷却ジャケット１２からＶＣＳのスキンコンデンサ５に熱伝達するものである。
冷却サイクルの循環ループＢは、冷媒、例えば、代替フロンを使用したベイパーサイクル冷却システムで、コンプレッサ６によって圧縮された高温高圧の蒸気状の冷媒が、スキンコンデンサ５に入り、スキンコンデンサ５で循環ループＡの冷却液の周囲から熱を奪い取られて凝縮し、液体となってレシーバ７のタンクに流入し貯められる。レシーバ７からの冷媒は、膨張弁８で断熱膨張し低圧になって、エバポレータ９に入り、周囲から熱を奪って蒸気になる。蒸気になった冷媒は冷却コイルからコンプレッサ６に吸入される。そして高温高圧に圧縮される。冷却サイクルの循環ループＣは、ＶＣＳのエバポレータ９で冷却された冷却液がバルブ１０を通って、電子機器１１を冷却する。そして、冷却液は循環ポンプ２で再びエバポレータ９に導入される。
【００１０】
本冷却システムは、さらに、高高度で飛行時の条件をキー入力することで、自動的にスキンコンデンサ５の表面温度を算出する機構を備え、スキンコンデンサ５の表面を冷却ジャケット１２で冷却して、地上でシュミレートすることができる。その制御部２３の機構は、高度１８、機速１９、大気温度２０等の高度飛行条件投入キー２４と、飛行条件に対するスキンコンデンサ表面の温度データを記憶している記憶装置１５と、キー入力信号により記憶装置１５のデータを読み出し自動的にスキンコンデンサ５の表面温度を算出し、冷却液循環／冷却装置１４に制御信号を演算し出力するＣＰＵ１７と、冷却ジャケット１２に送る冷却液の流量と温度を制御する冷却液循環／冷却装置１４と、スキンコンデンサ５の表面温度を検出しその信号をＣＰＵ１７に帰還する温度検出器１３とから構成されている。
図１に示すように、冷却液循環／冷却装置１４のケースの上部に、制御部２３が格納されており、前面に飛行条件投入キー２４（１８、１９、２０）が設けられ、内部に演算装置であるＣＰＵ１７と記憶装置１５とが設けられている。そして、冷却ジャケット１２の内側に温度検出器１３が備えられている。
【００１１】
次に、その動作について図１〜図３により説明する。まず、スキンコンデンサ５に冷却ジャケット１２を覆い被せ、取付用テンションバンド２１で密着固定する。次に飛行条件投入キー２４の高度１８キーを選択し、飛行高度をテンキー入力する。次に機速１９キーを選択し、飛行速度をテンキー入力する。次に大気温度２０キーを選択し、飛行する上空の大気温度を過去のデータから仮定してテンキー入力する。これらのキー入力により、ＣＰＵ１７は記憶装置１５からそれに該当するデータを読み取る。ＣＰＵはそのデータから、冷却液循環／冷却装置１４に冷却液の流量と冷却温度を演算し、作動条件を指令する。この信号によって冷却液循環／冷却装置１４の冷却装置３と循環ポンプ１とが作動する。冷却液が冷却液流路２２を通って冷却ジャケット１２に循環する。一方、熱交換されたスキンコンデンサ５の表面の温度を温度検出器１３が検出し、その信号がＣＰＵ１７に帰還され、ＣＰＵ１７はその信号を受けて、再び冷却液循環／冷却装置１４に修正された信号を送り所定の飛行条件に対応したスキンコンデンサ５の表面温度が保たれる。
本冷却システムの冷却ジャケット１２は、単にスキンコンデンサ５を冷却するのでなく、高高度で飛行時の冷却条件を地上でシュミレートするものである。すなわち、飛行条件（高度、機速、大気温度）よりスキンコンデンサ５の表面温度を算出し、スキンコンデンサ５の表面が、その温度と等しくなるように冷却ジャケット１２でコントロールすることで、スキンコンデンサ５にとって高高度飛行時と等価な条件となる。
【００１２】
上記の実施例では、冷却ジャケット１２が、内部に冷却液を循環させる通路を設けた構造のものについて説明したが、直接冷却液がスキンコンデンサ５の表面に接触する構造のものでも良い。例えば、冷却ジャケット１２の内側に気密性を保つことが出きるパッキンを設け、そのパッキンとスキンコンデンサ５の表面でで形成される溝を冷却水が流れる構造でも良い。
【００１３】
【発明の効果】
本発明の冷却システムは上記のように構成されており、航空機が地上駐航の場合、冷却ジャケットで、ＶＣＳのスキンコンデンサの表面を覆い、冷却装置に接続されてスキンコンデンサが冷却されるので、地上駐航の状態で、冷媒を使用した冷却システムを作動させて、航空機に搭載する電子機器やキャビン内を冷やすことができる。
さらに、高度、機速、大気温度等の飛行条件をキー入力することにより、スキンコンデンサの表面温度を自動的に算出し、スキンコンデンサ表面の温度が、高高度飛行と等価な条件に置かれたように冷却ジャケットで制御することができ、スキンコンデンサ表面を地上でシュミレートすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の冷却システムの一実施例を示す図である。
【図２】 本発明の冷却システムを用いた冷却回路を示す図である。
【図３】 本発明の冷却システムの冷却温度設定を説明する図である。
【図４】 従来の冷却システムの冷却回路を示す図である。
【符号の説明】
１…循環ポンプ ２…循環ポンプ
３…冷却装置 ４…バルブ
５…スキンコンデンサ ５ａ…ポッド外板
６…コンプレッサ ７…レシーバ
８…膨張弁 ９…エバポレータ
１０…バルブ １１…電子機器
１２…冷却ジャケット １３…温度検出器
１４…冷却液循環／冷却装置 １５…記憶装置
１７…ＣＰＵ １８…高度
１９…機速 ２０…大気温度
２１…取付用テンションバンド ２２…冷却液流路
２３…制御部 ２４…飛行条件投入キー
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機搭載の電子機器及びキャビン内の温度をコントーロルする冷却システムに係わり、特に、航空機の地上駐航時にも動作するベーパサイクル冷却システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機に搭載されたポッド内の電子機器の冷却は、冷媒、例えば、代替フロン等を用いて、コンプレッサ（圧縮器）、コンデンサ（凝縮器）、レシーバ（受液器）、膨張弁、エバポレータ（蒸発器）からなる冷凍サイクルのベーパサイクル冷却システム（以下ＶＣＳという）で行われている。
図４に、航空機に搭載された電子機器１１がＶＣＳで冷却される制御ブロック図を示す。航空機が飛行しているとき、外気の冷えた空気が航空機ポッド外板５ａに取付けられたスキンコンデンサ５の表面にふれる。コンプレッサ６によって圧縮された高温高圧の蒸気状の冷媒が、スキンコンデンサ５に入り、周囲から熱を取られて凝縮し、液体となってレシーバ７のタンクに流入し貯められる。レシーバ７からの冷媒は、膨張弁８で断熱膨張し低圧になって、エバポレータ９に入り、周囲から熱を奪って蒸気になる。蒸気になった冷媒は冷却コイルからコンプレッサ６に吸入される。そして、高温高圧に圧縮される。この冷凍サイクルのエバポレータ９で電子機器１１を冷却する冷却液が熱交換され、循環ポンプ２によって冷却液が循環され、電子機器１１を冷却する。キャビンの冷房についても同様に行われる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
従来の冷却システムは、以上のように構成されているが、航空機が飛行中は十分な風量で外気温度も低いため、ポッド外板５ａに取付けられたスキンコンデンサ５は冷却されるが、地上に駐航している時は、十分な風量を得ることができず外気温度が高いため、スキンコンデンサ５は十分に冷却されない。そのため、コンプレッサ６によって圧縮された高温高圧の蒸気状の冷媒が、スキンコンデンサ５に入っても、凝縮することができず、液体となってレシーバ７のタンクに貯められない。そのため冷却システム（ＶＣＳ）を作動させることができないという問題がある。
また、地上で高度飛行時の冷却条件でスキンコンデンサ５を冷却して、冷却システム（ＶＣＳ）のシュミレーションテストを行うことが要求されるという課題がある。
【０００４】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、航空機が地上に駐航している時に、航空機に搭載している電子機器やキャビン内の温度を、冷媒を用いて冷却制御することができる冷却システムを提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するため、本発明の冷却システムは、航空機に搭載されたポッド内の電子機器及びキャビン内を、冷媒を用いてコンプレッサ、スキンコンデンサ、レシーバ、膨張弁、エバポレータからなるシステムで冷却するベーパサイクル冷却システムにおいて、内部を冷却液が循環するとともに、前記スキンコンデンサの表面を覆うことができる冷却ジャケットと、飛行条件を入力するキーと、飛行条件に対する前記スキンコンデンサ表面の温度データを記憶している記憶装置と、キー入力信号により記憶装置のデータを読み出し自動的にスキンコンデンサ表面温度を算出し冷却装置に制御信号を出力するＣＰＵと、前記冷却ジャケットに送る冷却液の流量と温度を制御する冷却装置と、前記スキンコンデンサの表面温度を検出しその信号をＣＰＵに帰還する温度検出器とを備えるものである。
【０００７】
本発明の冷却システムは上記のように構成されており、十分な風量と低い外気温度が得られない地上駐航の場合、内部に冷却液の流路をもつ柔らかい樹脂製の冷却ジャケットで、ＶＣＳのスキンコンデンサの表面を覆い、内部の流路が冷却装置に接続されて、冷却ジャケットによりスキンコンデンサが冷却されるので、地上駐航の状態で、正常にＶＣＳの冷却システムを作動させることができ、航空機に搭載する電子機器やキャビン内を冷やすことができる。
さらに、本冷却システムの冷却ジャケットは、単に対象物を冷却するのではなく、高高度で飛行時の冷却条件をキー入力することで、スキンコンデンサ表面を地上でシュミレートすることができる。すなわち、高度、機速、大気温度等の飛行条件をキー入力することにより、スキンコンデンサの表面温度を、自動的にＣＰＵの演算装置が記憶装置からデータを読出し算出して、スキンコンデンサ表面がその温度と等しくなるように、冷却装置により冷却ジャケットで制御することで、スキンコンデンサは高高度飛行と等価な条件に置かれたことになる。
【０００８】
【発明の実施の形態】
本発明の冷却システムの一実施例を図１を参照しながら説明する。図１は本発明の冷却システムの斜視図を示す。本冷却システムは、スキンコンデンサ５を有する冷媒を用いたベーパサイクル冷却システム（ＶＣＳ）と、スキンコンデンサ５に覆い被せるための取付用テンションバンド２１を備えた冷却ジャケット１２と、冷却ジャケット１２に接続された冷却液流路２２により冷却液を循環させる冷却液循環／冷却装置１４と、高度１８、機速１９、大気温度２０などの飛行条件をキー入力するための飛行条件投入キー２４と、飛行条件に対するスキンコンデンサ５表面の温度データを記憶している記憶装置１５と、キー入力信号により記憶装置１５のデータを読み出し、自動的にスキンコンデンサ５の表面温度を算出し、冷却液循環／冷却装置１４に制御信号を出力するＣＰＵ１７と、スキンコンデンサ５の表面温度を検出し、その信号をＣＰＵに帰還する温度検出器１３とから構成されている。
冷却液循環／冷却装置１４は、循環ループＡ内の冷却液流路２２の管内に充填された冷却液を冷却する冷却装置３と、冷却液を循環させるための循環ポンプ１とから構成されている。
冷却ジャケット１２は、内部に冷却液の流路を備え、柔らかい樹脂製のマット状の冷却ジャケットで、外側は断熱剤でカバーされ、内側は熱伝導の良い材質のシートで作られており、スキンコンデンサ５の表面に密着して覆い被せることができる。密着度を良くするために取付用テンションバンド２１を備えている。そして、冷却ジャケット１２の両端には冷却液を内部に流すための冷却流路２２の導入管が接続されている。冷却液として、水を用いても良いが、エチレングリコールなどの不凍液の方が良い。
【０００９】
図２に本装置の冷却系統図を示す。本冷却システムの冷却系は、冷却液循環／冷却装置１４で冷却された冷却液が、冷却ジャケット１２に循環する循環ループＡと、ＶＣＳの冷媒による循環ループＢと、ＶＣＳのエバポレータ９を介して間接的に冷却液で電子機器１１を冷却する循環ループＣとから構成されている。
冷却サイクルの循環ループＡは、冷却液流路２２の管内に充填された冷却液、例えばエチレングリコールなどの冷却液が、冷却装置３によって冷却され、循環ポンプ１によりバルブ４を通って、ＶＣＳのスキンコンデンサ５に覆い被せられた冷却ジャケット１２に導入される。そこで冷却液はＶＣＳの冷媒と熱交換し熱を奪って、循環ポンプ１によって再び冷却装置３に導入される。即ち、循環ループＡは、冷却ジャケット１２からＶＣＳのスキンコンデンサ５に熱伝達するものである。
冷却サイクルの循環ループＢは、冷媒、例えば、代替フロンを使用したベイパーサイクル冷却システムで、コンプレッサ６によって圧縮された高温高圧の蒸気状の冷媒が、スキンコンデンサ５に入り、スキンコンデンサ５で循環ループＡの冷却液の周囲から熱を奪い取られて凝縮し、液体となってレシーバ７のタンクに流入し貯められる。レシーバ７からの冷媒は、膨張弁８で断熱膨張し低圧になって、エバポレータ９に入り、周囲から熱を奪って蒸気になる。蒸気になった冷媒は冷却コイルからコンプレッサ６に吸入される。そして高温高圧に圧縮される。冷却サイクルの循環ループＣは、ＶＣＳのエバポレータ９で冷却された冷却液がバルブ１０を通って、電子機器１１を冷却する。そして、冷却液は循環ポンプ２で再びエバポレータ９に導入される。
【００１０】
本冷却システムは、さらに、高高度で飛行時の条件をキー入力することで、自動的にスキンコンデンサ５の表面温度を算出する機構を備え、スキンコンデンサ５の表面を冷却ジャケット１２で冷却して、地上でシュミレートすることができる。その制御部２３の機構は、高度１８、機速１９、大気温度２０等の高度飛行条件投入キー２４と、飛行条件に対するスキンコンデンサ表面の温度データを記憶している記憶装置１５と、キー入力信号により記憶装置１５のデータを読み出し自動的にスキンコンデンサ５の表面温度を算出し、冷却液循環／冷却装置１４に制御信号を演算し出力するＣＰＵ１７と、冷却ジャケット１２に送る冷却液の流量と温度を制御する冷却液循環／冷却装置１４と、スキンコンデンサ５の表面温度を検出しその信号をＣＰＵ１７に帰還する温度検出器１３とから構成されている。
図１に示すように、冷却液循環／冷却装置１４のケースの上部に、制御部２３が格納されており、前面に飛行条件投入キー２４（１８、１９、２０）が設けられ、内部に演算装置であるＣＰＵ１７と記憶装置１５とが設けられている。そして、冷却ジャケット１２の内側に温度検出器１３が備えられている。
【００１１】
次に、その動作について図１〜図３により説明する。まず、スキンコンデンサ５に冷却ジャケット１２を覆い被せ、取付用テンションバンド２１で密着固定する。次に飛行条件投入キー２４の高度１８キーを選択し、飛行高度をテンキー入力する。次に機速１９キーを選択し、飛行速度をテンキー入力する。次に大気温度２０キーを選択し、飛行する上空の大気温度を過去のデータから仮定してテンキー入力する。これらのキー入力により、ＣＰＵ１７は記憶装置１５からそれに該当するデータを読み取る。ＣＰＵはそのデータから、冷却液循環／冷却装置１４に冷却液の流量と冷却温度を演算し、作動条件を指令する。この信号によって冷却液循環／冷却装置１４の冷却装置３と循環ポンプ１とが作動する。冷却液が冷却液流路２２を通って冷却ジャケット１２に循環する。一方、熱交換されたスキンコンデンサ５の表面の温度を温度検出器１３が検出し、その信号がＣＰＵ１７に帰還され、ＣＰＵ１７はその信号を受けて、再び冷却液循環／冷却装置１４に修正された信号を送り所定の飛行条件に対応したスキンコンデンサ５の表面温度が保たれる。
本冷却システムの冷却ジャケット１２は、単にスキンコンデンサ５を冷却するのでなく、高高度で飛行時の冷却条件を地上でシュミレートするものである。すなわち、飛行条件（高度、機速、大気温度）よりスキンコンデンサ５の表面温度を算出し、スキンコンデンサ５の表面が、その温度と等しくなるように冷却ジャケット１２でコントロールすることで、スキンコンデンサ５にとって高高度飛行時と等価な条件となる。
【００１２】
上記の実施例では、冷却ジャケット１２が、内部に冷却液を循環させる通路を設けた構造のものについて説明したが、直接冷却液がスキンコンデンサ５の表面に接触する構造のものでも良い。例えば、冷却ジャケット１２の内側に気密性を保つことが出きるパッキンを設け、そのパッキンとスキンコンデンサ５の表面でで形成される溝を冷却水が流れる構造でも良い。
【００１３】
【発明の効果】
本発明の冷却システムは上記のように構成されており、航空機が地上駐航の場合、冷却ジャケットで、ＶＣＳのスキンコンデンサの表面を覆い、冷却装置に接続されてスキンコンデンサが冷却されるので、地上駐航の状態で、冷媒を使用した冷却システムを作動させて、航空機に搭載する電子機器やキャビン内を冷やすことができる。
さらに、高度、機速、大気温度等の飛行条件をキー入力することにより、スキンコンデンサの表面温度を自動的に算出し、スキンコンデンサ表面の温度が、高高度飛行と等価な条件に置かれたように冷却ジャケットで制御することができ、スキンコンデンサ表面を地上でシュミレートすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の冷却システムの一実施例を示す図である。
【図２】 本発明の冷却システムを用いた冷却回路を示す図である。
【図３】 本発明の冷却システムの冷却温度設定を説明する図である。
【図４】 従来の冷却システムの冷却回路を示す図である。
【符号の説明】
１…循環ポンプ ２…循環ポンプ
３…冷却装置 ４…バルブ
５…スキンコンデンサ ５ａ…ポッド外板
６…コンプレッサ ７…レシーバ
８…膨張弁 ９…エバポレータ
１０…バルブ １１…電子機器
１２…冷却ジャケット １３…温度検出器
１４…冷却液循環／冷却装置 １５…記憶装置
１７…ＣＰＵ １８…高度
１９…機速 ２０…大気温度
２１…取付用テンションバンド ２２…冷却液流路
２３…制御部 ２４…飛行条件投入キー
Claims (1)
- 航空機に搭載されたポッド内の電子機器及びキャビン内を、冷媒を用いてコンプレッサ、スキンコンデンサ、レシーバ、膨張弁、エバポレータからなるシステムで冷却するベーパサイクル冷却システムにおいて、内部を冷却液が循環するとともに、前記スキンコンデンサの表面を覆うことができる冷却ジャケットと、飛行条件を入力するキーと、飛行条件に対する前記スキンコンデンサ表面の温度データを記憶している記憶装置と、キー入力信号により記憶装置のデータを読み出し自動的にスキンコンデンサ表面温度を算出し冷却装置に制御信号を出力するＣＰＵと、前記冷却ジャケットに送る冷却液の流量と温度を制御する冷却装置と、前記スキンコンデンサの表面温度を検出しその信号をＣＰＵに帰還する温度検出器とを備えることを特徴とする冷却システム。
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