JP5283495B2 - 航空機搭載用給湯装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機に搭載される交流可変周波数の航空機用電源で動作し小型軽量で安全かつ低消費電力で効率的な加熱が可能な航空機搭載用給湯装置に関する。

従来、航空機搭載用給湯装置として小型軽量の給湯装置が開発されているが、機体を炭素繊維素材で構成する新型航空機に搭載される航空機搭載用給湯装置には、従来品に比べ、更に、小型、軽量で安全かつ低消費電力のものが必要とされている。

従来例の航空機搭載用給湯装置の概略の構造図を図１５に示す。図１５に示すように給湯装置の下部から流入した冷水がタンク部に立設された複数のヒータの周辺に沿って上方に移動して加熱され、タンク部上方の取出口からお湯が取り出される構造となっていた。また、航空機用の給湯装置は、下記の特許文献にも開示されている。
特開２００２−４６６９６号公報

しかしながら、従来の航空機搭載用給湯装置は、重量も重く外形寸法も大きいものであり、また、電気容量も小さいため設定温度値までの湯沸しに時間を要した。また、上述のように、給湯装置の下部から流入した冷水がタンク部に立設された複数のヒータの周辺に沿って上方に移動して加熱されるため、タンク内ヒータで温められたお湯がタンク内に入ってくる冷水によって直接掻き混ぜられて水温が低下し、給湯装置を繰り返し使用すると冷たい水が蛇口から流出するようになるという問題があった。

本発明は、航空機に搭載される可変周波数交流の航空機用電源で動作し小型軽量で安全かつ低消費電力で安定的に温水を供給することが可能な航空機搭載用給湯装置を提供することを目的とする。

本発明の航空機搭載用給湯装置は、内部に収容した液体を加熱するタンク部と、前記液体を航空機用電源により加熱制御する制御部とから成り、前記液体を前記タンク部に流入する前記タンク部の底面に形成された流入口と、前記流入口の上部に配置され前記液体の直進を防ぐバッフルプレートと、螺旋軸が前記タンク部の底面に平行に配置された前記タンク部内の螺旋コイル型ヒータと、前記タンク部の壁面上部に形成された液体出口と、を備えており、前記流入口から前記タンク部に流入した液体が、前記バッフルプレートに衝突して流れの向きが前記タンク部の底面に平行に変更されて前記螺旋コイル型ヒータの下部方向に進み、更に前記螺旋コイル型ヒータの螺旋コイル部の近傍を上昇して加熱された液体が前記液体出口から流出することを特徴とする。

また、前記バッフルプレートの向きと前記螺旋コイル型ヒータの螺旋軸の向きとが直交する方向から所定角度ずれた方向に前記バッフルプレートが配置され、前記バッフルプレートから前記底面に平行に流出する液体が、前記螺旋コイル型ヒータの下部の螺旋コイル部に衝突して向きを変え、前記螺旋コイル部の近傍を上昇して加熱されることを特徴とする。

更に、前記制御部の底面に航空機用電源コネクタと液体入口とが設けられており、前記航空機用電源コネクタと前記制御部内の電源制御用基板とが接続され、前記制御部の底面の液体入口と前記タンク部の底面の流入口とが前記制御部の内部を貫通する内部パイプにより接続されていること、前記制御部の前記電源制御用基板に接続される放熱性の制御用素子が前記タンク部の底面の裏面部に配置され、前記放熱性の制御用素子が発生する熱が前記タンク部の底面を介して前記液体を加熱すること、安全装置である圧力センサ、サーミスタセンサ及び温度ヒューズが前記タンク部内に配置され、前記タンク部の底面の裏面部に配置された接続部を介して前記制御部内の電源制御用基板に接続されること、あるいは、前記タンク部の側面に安全装置である解放弁とサーモスタットと電源のオンオフを指示する発光ダイオード指示器とを備えていることを特徴としている。

本発明によれば、バッフルプレートによりタンク内ヒータで温められたお湯がタンク内に入ってくる冷水によって掻き混ぜられるのを防ぐため、水はタンク下の方から徐々に上がっていくため、一定時間、同じ温度のお湯をより多く供給することができる。

また、本発明によれば、部品の一部をタンク底面に取り付け、制御基板をタンク下部の制御部に集約させ、小型化させることができた。更に、従来品に比べ、タンクを小型化、電気容量を大きくすることにより、湯沸し時間を１／４に短縮させることができる。

以下、図面を用いて、本発明の実施の形態について説明する。

図１は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の正面図を示している。図１において、１は給湯装置、１０はタンク部、１１は水出口、２０は制御部、２３はタンク部底面、２６は接続部、１０２は解放弁、１０３はサーモスタット、１０９は発光ダイオード指示器、２０１は電源コネクタである。

給湯装置１は、タンク部１０と制御部２０から成り、タンク部１０と制御部２０は接続部２６で連結されている。タンク部１０には、水出口１１、解放弁１０２、サーモスタット１０３が設けられており、タンク部底面２３の上方に加熱される水が収容され、加熱された温水が水出口１１から取りだされる。

解放弁１０２はタンク内の圧力が増加した場合に解放し、サーモスタット１０３は装置の温度上昇を検出して加熱を停止する安全装置である。
制御部２０は、タンク部１０に収容された水の過熱を制御する。制御部２０の下部には、交流で可変周波数３６０Ｈｚ〜８００Ｈｚの航空機用電源に接続される電源コネクタ２０１が設置され、制御部２０の側壁には、電源のオンオフを指示する発光ダイオード指示器１０９が設置されている。

図２は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の側面図を示している。図２において、１は給湯装置、１０はタンク部、１１は水出口、２０は制御部、２１は水入口、２６は接続部、１０２は解放弁、１０９は発光ダイオード指示器、２０１は電源コネクタである。

給湯装置１の制御部２０の下部に設けられた水入口２１とタンク部１０の側壁の上部に設けられた水出口１１に配管を接続し、電気コネクタ２０１を電源に接続する。水入口２１には機体から水が供給され、電気コネクタ２０１には単相交流（公称ＡＣ１１５Ｖ，３６０Ｈｚ〜８００Ｈｚ）が供給される。電源がＯＮすると発光ダイオード指示器１０９は点灯して電源のオンを指示し、加熱された温水がタンク部１０の水出口１１から取りだされる。

図３は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の底面図を示している。図３において、１０はタンク部、１１は水出口、２０は制御部、２１は水入口、２６は接続部、１０２は解放弁、１０３はサーモスタット、２０１は電源コネクタ、２０２は交流電源端子、２０３は交流中性点端子、２０４はシャーシ接地端子、２０５は固定接地端子である。

タンク部１０と制御部２０は接続部２６で連結されている。制御部２０の底部の水入口２１から流入した水は、タンク部１０内で加熱され、加熱された温水がタンク部１０の水出口１１から取りだされる。
制御部２０の底部には電源コネクタ２０１が設けられており、電源コネクタ２０１の交流電源端子２０２と交流中性点端子２０３間に１１５Ｖの可変周波数３６０Ｈｚ〜８００Ｈｚの航空機用電源が接続され、シャーシ接地端子２０４、及び固定接地端子２０５はタンク部１０に接続され、アース接続される。

図４は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の斜視図を示している。図４において、１は給湯装置、１０はタンク部、１１は水出口、２０は制御部、２０１は電源コネクタ、２６は接続部、１０２は解放弁、１０３はサーモスタット、１０９は発光ダイオード指示器である。

図５は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置のタンク部の分解斜視図を示している。図５において、１０はタンク部、２１は水入口、２２は内部パイプ、２３はタンク部底面、２４は流入口、２５はバッフルプレート、１０１は螺旋コイルヒータ、１０４は温度ヒューズである。

タンク部１０の底面２３には、螺旋コイルヒータ１０１と温度ヒューズ１０４とバッフルプレート２５が設置されている。温度ヒューズ１０４は、過昇温度を検知し、空焚き防止を行う安全装置である。
螺旋コイルヒータ１０１はシーズ管材質として、高温耐食性、耐酸化性、及び製造加工性に優れたオーステナイト系ステンレスＮＡＲ−ＡＨ一１を採用し、耐久性を向上させ、コイル状に製造し表面積を増やすことによりワット密度を小さくしている。螺旋コイルヒータ１０１は螺旋軸がタンク部１０の底面２３に平行になるように配置される。

制御部の下部に配置される水入口２１とタンク部１０のタンク部底面２３に設けられる流入口２４の間は、制御部の内部を貫通して延長する内部パイプにより接続されており、水入口２１に流入した水は、内部パイプ２２を通って、タンク部底面２３の流入口２４からタンク部１０内に流入する。

タンク部底面２３には、バッフルプレート２５がタンク部底面２３の流入口２４を覆うように配置されており、流入口２４から流入した水はバッフルプレート２５に衝突してその向きを変更し、タンク部底面２３に沿って螺旋コイルヒータ１０１方向に進み、螺旋コイルヒータ１０１の螺旋コイル部の近傍を上昇して加熱される。

図６は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置のタンク部の断面図を示している。図６において、２２は内部パイプ、２３はタンク部底面、２４は流入口、２５はバッフルプレート、１０１は螺旋コイルヒータ、１０４は温度ヒューズである。

タンク部１０の底面２３には、螺旋コイルヒータ１０１と温度ヒューズ１０４とバッフルプレート２５が設置されている。温度ヒューズ１０４は、過昇温度を検知し、空焚き防止を行う安全装置である。

図６の２つの矢印で示すように、内部パイプ２２を通って、タンク部底面２３の流入口２４からタンク部１０内に流入した水はバッフルプレート２５に衝突してその向きを変更し、タンク部底面２３に沿って螺旋コイルヒータ１０１方向に進み、螺旋コイルヒータ１０１の螺旋コイル部の近傍を上昇して加熱される。

図７は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置のタンク部の分解上面図を示している。図７において、１０はタンク部、２３はタンク部底面、２４は流入口、２５はバッフルプレート、１０１は螺旋コイルヒータ、１１１は螺旋軸を示している。

バッフルプレート２５の向きと螺旋コイルヒータ１０１の螺旋軸１１１の向きは直交方向から所定角度（図では１７°）ずれた方向に配置されている。バッフルプレート２５から流出した水は、タンク部底面２３に沿って螺旋コイルヒータ１０１方向に進んで、螺旋コイルヒータ１０１の加熱された螺旋コイル部に衝突して、螺旋コイルヒータ１０１を通過することなく、螺旋コイル部の近傍に滞留し螺旋コイル部の近傍を上昇することにより効率的に加熱され、低消費電力で迅速な加熱が可能となる。

図８は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置のタンク部に設置されるバッフルプレートの斜視図を示している。図８において、２４は流入口、２５はバッフルプレート、矢印は水の流れを示している。

流入口２４からタンク部に流入した水は、流入口２４を覆うように配置されたバッフルプレート２５によりタンク部底面に沿った形に流出する。バッフルプレート２５は、流入口２４からタンク部に流入した水が衝突する上面板と水の流出方向以外の側面を覆う側面板とバッフルプレート２５をタンク部底面に接続する接続部から構成されている。

図９は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置のタンク部底面の制御用素子の配置図を示している。図９において、１０はタンク部、１１は水出口、２１は水入口、２３はタンク部底面、２６は接続部、１０１は螺旋コイルヒータ、１０２は解放弁、１０３はサーモスタット、１０４は温度ヒューズ、１０６はサーミスタ、１０７は圧力センサ（スイッチ）、１０８はＳＳＲ（ソリッドステートリレイ）２０５はボンディング接続部である。

タンク部底面２３の裏面部中央には、ＳＳＲ１０８が配置されており、ＳＳＲ１０８が発生する熱がタンク部底面２３を介してタンク部１０内に伝導し、バッフルプレート２５によりタンク部底面２３に沿って流れる水を効率的に加熱する。

解放弁１０２、サーモスタット１０３、温度ヒューズ１０４、サーミスタセンサ１０６、圧力センサ（スイッチ）１０７等は航空機搭載用の給湯装置の動作を保護する安全装置であり、解放弁１０２はタンク部１０内の高圧検知、圧力センサ（スイッチ）１０７はタンク部１０内の水圧を検知して空焚き防止、サーミスタセンサ１０６は過昇温度を検知して空焚き防止、サーモスタット１０３は過昇温度、空焚き防止、温度ヒューズ１０４は過昇温度を検知して空焚き防止を行う。これらの安全装置を前記タンク部の底面の裏面部に配置し、制御部内の電源制御用基板に接続することにより、給湯装置の制御部を小型化することができる。

図１０は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の制御部の分解斜視図を示している。図１０において、２０は制御部、２０１は電源コネクタ、２６は接続部、１０９は発光ダイオード指示器、２１０は制御用基板カバーである。

制御用基板カバー２１０は、制御部２０内の電源制御用基板を覆っている。接続部２６によりタンク部１０と制御部２０とが接続される場合には、制御部２０の制御用基板カバー２１０の上方の空間には、タンク部１０のタンク部底面２３の裏面部に配置された各安全装置との接続部分が配置される。

図１１は、本発明の実施例の制御部航空機搭載用給湯装置の制御部内に配置される電源制御用基板の斜視図を示している。図１１において、２０６は電源制御用基板（ＰＣＢ）、２０７はスペーサ、２１１は回路素子である。

電源制御用基板２０６は、スペーサ２０７で間隔を開けて配置され、各種回路素子２１１が接続される。制御部２０内において、電源制御用基板２０６は制御用基板カバー２１０の下方に配置され、制御用基板カバー２１０の上方に配置される各安全装置と接続される。

図１２は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の結線図を示している。図１２において、１０はタンク部、１０１は螺旋コイルヒータ、１０３はサーモスタット、１０４は温度ヒューズ、１０６はサーミスタセンサ、１０７は圧力センサ（スイッチ）、１０８はＳＳＲ、１０９は発光ダイオード指示器、１１０は電流ヒューズ、２０１は電源コネクタ、２０６は電源制御用基板（ＰＣＢ）、２０９はＩＣコンパレータである。

電源コネクタ２０１には単相交流（公称ＡＣ１１５Ｖ，３６０Ｈｚ〜８００Ｈｚ）が供給される、圧力センサ（スイッチ）１０７によりタンク内水圧を検知し、ＯＮすることにより、ＩＣコンパレータ２０９に電源が供給される。サーミスタセンサ１０６、及びＩＣコンパレータ２０９によりタンク内の水の温度を検知し、水温が設定値より低い場合には、ＳＳＲ１０８を０Ｎさせ、螺旋コイルヒータ１０１に電源を供給し、加熱を開始する。水温が設定値に達したならば、ＳＳＲ１０８をＯＦＦさせ、加熱を停止する。

図１３は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の性能特性表を示している。図１３において、乾燥重量は従来例が１．８１ｋｇであるのに対し本発明は１．１８ｋｇであって３５％のダウンとなった。外径は従来例が１０２ｍｍであるのに対し本発明は９０ｍｍであり、高さは従来例が３０５ｍｍであるのに対し本発明は２４４ｍｍであって４５％のダウンとなった。

電源供給は従来例が固定周波数４００Ｈｚのみに対応するのに対し本発明は３６０Ｈｚ〜８００Ｈｚの可変周波数に対応する。消費電力・消費電流は従来例が４２０Ｗ、３．６１Ａであるのに対し本発明は７００ｗ、６．１Ａと大きくし、湯温設定温度を４８℃と設定することにより、初期湯沸し時間を従来例の９ｍｉｎ．から２ｍｉｎ１５ｓｅｃと大幅に改善した。また、連続出湯時間を小さめに設定してリカバリータイムを従来例の１ｍｉｎ．５０ｓｅｃから１ｍｉｎ．に大幅に改善した。

図１４は、本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置によって繰り返し得られる湯温特性を示す参考図を示している。図１４において、６０秒間隔で５回ほど１５秒間の温水を供給した場合の温度特性の変化を示している。

従来の航空機搭載用給湯装置では、１回目が４６℃、２回目が４５℃であるが４回目には４０℃、５回目は３７°と湯温が大幅に低下し、温水出口から体温程度の冷たい水が出るようになるのに対し、本発明の航空機搭載用給湯装置では、１回目は４８℃、２回目は５１℃となり、５回目でも４９℃と高温の温水を継続して供給することができる。

本発明の給湯装置は航空機搭載用の化粧室での給湯装置として適用が可能であり、温水混合器と組み合わせて、種々の温度の温水の供給に利用できる。また、本発明の小型で効率的な給湯装置の構造は航空機搭載用の機器以外にも広範囲に応用することができる。

図１は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の正面図である。 図２は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の側面図である。 図３は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の底面図である。 図４は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の斜視図である。 図５は本発明の実施例のタンク部の分解斜視図である。 図６は本発明の実施例のタンク部の断面図である。 図７は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置のタンク部の分解上面図である。 図８は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置のタンク部に設置されるバッフルプレートの斜視図である。 図９は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置のタンク部底面の制御用素子の配置図である。 図１０は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の制御部の分解斜視図である。 図１１は本発明の実施例の制御部航空機搭載用給湯装置の制御部内に配置される電源制御用基板の斜視図である。 図１２は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の結線図である。 図１３は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置の性能特性表である。 図１４は本発明の実施例の航空機搭載用給湯装置によって得られる湯温特性を示す参考図である。 図１５は従来例の航空機搭載用給湯装置の概略の構造図である。

符号の説明

１ 給湯装置
１０ タンク部
１１ 水出口
２０ 制御部
２１ 水入口
２２ 内部パイプ
２３ タンク部底面
２４ 流入口
２５ バッフルプレート
２６ 接続部
１０１ 螺旋コイルヒータ
１０２ 解放弁
１０３ サーモスタット
１０４ 温度ヒューズ
１０６ サーミスタセンサ
１０７ 圧力センサ（スイッチ）
１０８ ＳＳＲ（ソリッドステートリレイ）
１０９ 発光ダイオード指示器
１１０ 電流ヒューズ
１１１ 螺旋軸
２０１ 電源コネクタ
２０２ 交流電源端子
２０３ 交流中性点端子
２０４ シャーシ接地端子
２０５ 固定接地端子
２０６ 電源制御用基板
２０７ スペーサ
２０９ ＩＣコンパレータ
２１０ 制御用基板カバー
２１１ 回路素子

Claims (4)

1. 内部に収容した液体を加熱するタンク部と、前記液体を航空機用電源により加熱制御する制御部とから成る航空機搭載用給湯装置において、
   前記制御部の底面に航空機用電源コネクタと液体入口とが設けられており、前記航空機用電源コネクタと前記制御部内の電源制御用基板とが接続され、前記制御部の底面の液体入口と前記タンク部の底面の流入口とが前記制御部の内部を貫通する内部パイプにより接続されており、
   前記液体を前記タンク部に流入する前記タンク部の底面に形成された流入口と、前記流入口の上部に配置され前記液体の直進を防ぐバッフルプレートと、螺旋軸が前記タンク部の底面に平行に配置された前記タンク部内の螺旋コイル型ヒータと、前記タンク部の壁面上部に形成された液体出口と、を備えており、
   前記流入口から前記タンク部に流入した液体が、前記バッフルプレートに衝突して流れの向きが前記タンク部の底面に平行に変更されて前記螺旋コイル型ヒータの下部方向に進み、更に前記螺旋コイル型ヒータの螺旋コイル部の近傍を上昇して加熱された液体が前記液体出口から流出するよう構成され、前記バッフルプレートの向きと前記螺旋コイル型ヒータの螺旋軸の向きとが直交する方向から所定角度ずれた方向に前記バッフルプレートが配置され、前記バッフルプレートから前記底面に平行に流出する液体が、前記螺旋コイル型ヒータの下部の螺旋コイル部に衝突して向きを変え、前記螺旋コイル部の近傍を上昇して加熱されることを特徴とする航空機搭載用給湯装置。
2. 請求項１に記載の航空機搭載用給湯装置において、
   前記制御部の前記電源制御用基板に接続される放熱性の制御用素子が前記タンク部の底面の裏面部に配置され、タンク部底面をヒートシンクとして用い、更に前記放熱性の制御用素子が発生する熱が前記タンク部の底面を介して前記液体を加熱することを特徴とする航空機搭載用給湯装置。
3. 請求項２に記載の航空機搭載用給湯装置において、
   安全装置である圧力センサ、サーミスタセンサ及び温度ヒューズが前記タンク部内に配置され、前記タンク部の底面の裏面部に配置された接続部を介して前記制御部内の電源制御用基板に接続されることを特徴とする航空機搭載用給湯装置。
4. 請求項３に記載の航空機搭載用給湯装置において、
   前記タンク部の側面に安全装置である解放弁とサーモスタットと電源のオンオフを指示する発光ダイオード指示器とを備えていることを特徴とする航空機搭載用給湯装置。

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