JPH09169299A - 飛行運転中航空機内にこもった熱を減らす装置 - Google Patents
飛行運転中航空機内にこもった熱を減らす装置Info
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- JPH09169299A JPH09169299A JP8304853A JP30485396A JPH09169299A JP H09169299 A JPH09169299 A JP H09169299A JP 8304853 A JP8304853 A JP 8304853A JP 30485396 A JP30485396 A JP 30485396A JP H09169299 A JPH09169299 A JP H09169299A
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- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims description 11
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
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- B64D2013/0603—Environmental Control Systems
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-
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- Air-Conditioning For Vehicles (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 外殻を経て流入する熱が航空機キャビンと航
空機翼内に貯蔵された燃料に達してこれらを暖める前
に、この熱の一部を排出する、飛行運転中航空機、特に
超音速航空機内にこもった熱を減らすための装置を提供
する。 【解決手段】 外殻を通って流れる熱を吸収するためお
よびほぼ外殻の温度レベルまで加熱するために、消費さ
れた空気はキャビンから航空機の外殻とキャビンパネル
の間に案内される。濾過装置１１が設けられている。加
熱消費されたキャビン空気が濾過のために濾過装置に供
給される。キャビン空気を膨張および冷却するために少
なくとも一つのタービン１２が濾過装置の後に配置され
ている。冷却および膨張されたキャビン空気は、翼下面
から搬入された熱を吸収および排出するために、翼１０
の下面と燃料タンク１５の間にある中空室１４を通って
案内される。
空機翼内に貯蔵された燃料に達してこれらを暖める前
に、この熱の一部を排出する、飛行運転中航空機、特に
超音速航空機内にこもった熱を減らすための装置を提供
する。 【解決手段】 外殻を通って流れる熱を吸収するためお
よびほぼ外殻の温度レベルまで加熱するために、消費さ
れた空気はキャビンから航空機の外殻とキャビンパネル
の間に案内される。濾過装置１１が設けられている。加
熱消費されたキャビン空気が濾過のために濾過装置に供
給される。キャビン空気を膨張および冷却するために少
なくとも一つのタービン１２が濾過装置の後に配置され
ている。冷却および膨張されたキャビン空気は、翼下面
から搬入された熱を吸収および排出するために、翼１０
の下面と燃料タンク１５の間にある中空室１４を通って
案内される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、飛行運転中航空
機、特に超音速航空機内にこもった熱を減らすための装
置に関し、更に詳しくは、この熱が、航空機の周りの空
気と表面との空気力学的な摩擦に基づく絶え間ない加熱
によって、およびよどみ点およびよどみ縁での圧縮熱に
よって、並びにキャビンの空調のために外気をキャビン
圧力レベルに圧縮する際に、発生し、外殻を通って流れ
る熱を吸収するためおよびほぼ外殻の温度レベルまで加
熱するために、消費された空気がキャビンから航空機の
外殻とキャビンパネルの間に案内される、装置に係わ
る。
機、特に超音速航空機内にこもった熱を減らすための装
置に関し、更に詳しくは、この熱が、航空機の周りの空
気と表面との空気力学的な摩擦に基づく絶え間ない加熱
によって、およびよどみ点およびよどみ縁での圧縮熱に
よって、並びにキャビンの空調のために外気をキャビン
圧力レベルに圧縮する際に、発生し、外殻を通って流れ
る熱を吸収するためおよびほぼ外殻の温度レベルまで加
熱するために、消費された空気がキャビンから航空機の
外殻とキャビンパネルの間に案内される、装置に係わ
る。
【０００２】
【従来の技術】亜音速航空機と異なり、超音速航空機は
飛行中絶えず、航空機の周りの空気と表面との空気力学
的な摩擦によって、およびよどみ点およびよどみ縁での
圧縮熱によって加熱される。航空機外殻による加熱のほ
かに、空調のために外気をキャビン圧力レベルに圧縮す
る際に多量の熱量が航空機キャビン内で発生する。キャ
ビン内でまずまずの温度レベルを保つためには、熱を吸
収およびまたは排出しなければならない。熱を排出する
ために、燃料がその大きな比熱に基づいて熱降下剤とし
て、および消費、すなわちその燃焼による熱排出剤とし
て適している。大型の翼おおび超音速航空機の場合には
非常に偏平な翼に貯蔵される燃料が、翼の外皮の摩擦熱
によって同様に暖められるので、飛行時間が長くなるに
つれて燃焼用の燃料によって吸収および排出できる熱は
益々少なくなる。断熱材料を用いて翼を断熱することに
より、燃料の上記の加熱を弱めることが知られている。
飛行中絶えず、航空機の周りの空気と表面との空気力学
的な摩擦によって、およびよどみ点およびよどみ縁での
圧縮熱によって加熱される。航空機外殻による加熱のほ
かに、空調のために外気をキャビン圧力レベルに圧縮す
る際に多量の熱量が航空機キャビン内で発生する。キャ
ビン内でまずまずの温度レベルを保つためには、熱を吸
収およびまたは排出しなければならない。熱を排出する
ために、燃料がその大きな比熱に基づいて熱降下剤とし
て、および消費、すなわちその燃焼による熱排出剤とし
て適している。大型の翼おおび超音速航空機の場合には
非常に偏平な翼に貯蔵される燃料が、翼の外皮の摩擦熱
によって同様に暖められるので、飛行時間が長くなるに
つれて燃焼用の燃料によって吸収および排出できる熱は
益々少なくなる。断熱材料を用いて翼を断熱することに
より、燃料の上記の加熱を弱めることが知られている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】本発明の根底をなす課
題は、外殻を経て流入する熱が航空機キャビンと航空機
翼内に貯蔵された燃料に達してキャビンと燃料を暖める
前に、この熱の一部を排出する、飛行運転中航空機にこ
もった熱を減らすための装置を提供することである。
題は、外殻を経て流入する熱が航空機キャビンと航空機
翼内に貯蔵された燃料に達してキャビンと燃料を暖める
前に、この熱の一部を排出する、飛行運転中航空機にこ
もった熱を減らすための装置を提供することである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】この課題は、濾過装置が
設けられ、加熱消費されたキャビン空気が濾過のために
濾過装置に供給され、キャビン空気を膨張および冷却す
るために少なくとも一つのタービンが濾過装置の後に配
置され、冷却および膨張されたキャビン空気が、翼下面
から搬入された熱を吸収および排出するために、翼の下
面と燃料タンクの間にある中空室を通って案内されるこ
とによって解決される。
設けられ、加熱消費されたキャビン空気が濾過のために
濾過装置に供給され、キャビン空気を膨張および冷却す
るために少なくとも一つのタービンが濾過装置の後に配
置され、冷却および膨張されたキャビン空気が、翼下面
から搬入された熱を吸収および排出するために、翼の下
面と燃料タンクの間にある中空室を通って案内されるこ
とによって解決される。
【０００５】タービンの後に、電気エネルギーを発生す
るためのジェネレータを配置すると有利である。タービ
ンを使用することにより、航空機内にこもった熱を減ら
すことによって決まる必要な値まで、消費されたキャビ
ン空気を膨張および冷却することができる。
るためのジェネレータを配置すると有利である。タービ
ンを使用することにより、航空機内にこもった熱を減ら
すことによって決まる必要な値まで、消費されたキャビ
ン空気を膨張および冷却することができる。
【０００６】本発明の実施形は、中空室を流通する膨張
および冷却されたキャビン空気が、翼下面から供給され
た熱を吸収した後、航空機の周囲に直接排出されるこ
と、あるいは中空室から出るキャビン空気が、推進装置
に設けられた抽気冷却器のための冷却手段として使用さ
れることにある。
および冷却されたキャビン空気が、翼下面から供給され
た熱を吸収した後、航空機の周囲に直接排出されるこ
と、あるいは中空室から出るキャビン空気が、推進装置
に設けられた抽気冷却器のための冷却手段として使用さ
れることにある。
【０００７】膨張および冷却されたキャビン空気が、翼
端部に達する前にほぼ最高温度に達し、翼を経て流入す
る熱全部を吸収できない場合のために、本発明の他の実
施形では、中空室を流通する膨張および冷却されたキャ
ビン空気が、翼下面を経て供給された熱を吸収した後２
回膨張および冷却され、更に翼下面を経て供給された熱
を再度吸収排出するために、中空室を通って案内され
る。
端部に達する前にほぼ最高温度に達し、翼を経て流入す
る熱全部を吸収できない場合のために、本発明の他の実
施形では、中空室を流通する膨張および冷却されたキャ
ビン空気が、翼下面を経て供給された熱を吸収した後２
回膨張および冷却され、更に翼下面を経て供給された熱
を再度吸収排出するために、中空室を通って案内され
る。
【０００８】
【発明の実施の形態】図には本発明の実施の形態が略示
してある。図から明らかな航空機キャビン１はその内室
２に一列の座席３を備え、航空機の外殻４に取付けられ
たキャビンパネル５によって画成されている。キャビン
パネル５と外殻４は所定の間隔をおいて互いに離して設
けられている。その間に形成された中間室６は上側のキ
ャビン部分にある開口７を介してキャビン内室２に通じ
ている。一般的には暖かいキャビン空気が、図１におい
て矢印で示すように、開口７から中間室６に導かれる。
中間室６を流通するときに、消費されたキャビン空気は
外殻内での摩擦熱に基づいて更に暖められる。消費され
たキャビン空気は中間室６から開口８を通って流出す
る。この開口は床９の下方において外殻４内に設けら
れ、詳しく示していない空気通路を経て翼１０内に設け
られた濾過装置１１に接続されている。
してある。図から明らかな航空機キャビン１はその内室
２に一列の座席３を備え、航空機の外殻４に取付けられ
たキャビンパネル５によって画成されている。キャビン
パネル５と外殻４は所定の間隔をおいて互いに離して設
けられている。その間に形成された中間室６は上側のキ
ャビン部分にある開口７を介してキャビン内室２に通じ
ている。一般的には暖かいキャビン空気が、図１におい
て矢印で示すように、開口７から中間室６に導かれる。
中間室６を流通するときに、消費されたキャビン空気は
外殻内での摩擦熱に基づいて更に暖められる。消費され
たキャビン空気は中間室６から開口８を通って流出す
る。この開口は床９の下方において外殻４内に設けら
れ、詳しく示していない空気通路を経て翼１０内に設け
られた濾過装置１１に接続されている。
【０００９】各々の濾過装置１１の後にタービン１２が
配置されている。このタービンでは、濾過されたキャビ
ン空気が膨張（減圧）および冷却される。膨張および冷
却されたキャビン空気は、好ましくはそれぞれ電気エネ
ルギーを発生するためのジェネレータ１３を駆動するタ
ービン１２から、詳しく示していない通路を経て、中空
室１４に達する。この中空室は翼１０内に設けられた燃
料タンク１５と翼１０の下面との間に設けられている。
中空室１４を流通する際、翼下面で空気の摩擦によって
生じる熱は、燃料を暖める前に吸収され排出される。更
に、中空室１４を流通するキャビン空気が、搬入された
熱を吸収した後、２回膨張され、それによって冷却さ
れ、かつ他の熱を吸収排出するために使用されるように
してもよい。
配置されている。このタービンでは、濾過されたキャビ
ン空気が膨張（減圧）および冷却される。膨張および冷
却されたキャビン空気は、好ましくはそれぞれ電気エネ
ルギーを発生するためのジェネレータ１３を駆動するタ
ービン１２から、詳しく示していない通路を経て、中空
室１４に達する。この中空室は翼１０内に設けられた燃
料タンク１５と翼１０の下面との間に設けられている。
中空室１４を流通する際、翼下面で空気の摩擦によって
生じる熱は、燃料を暖める前に吸収され排出される。更
に、中空室１４を流通するキャビン空気が、搬入された
熱を吸収した後、２回膨張され、それによって冷却さ
れ、かつ他の熱を吸収排出するために使用されるように
してもよい。
【００１０】一般的に、短い超音速飛行の後、燃料表面
と例えば翼上面によって形成されたタンク表面との間に
空気層が生じるほど、燃料が消費される。従って、燃料
がタンク壁またはタンク壁の断熱材に直接接触するタン
ク領域だけを冷却すればよい。これは一般的な翼構造の
場合、翼１０の下面である。
と例えば翼上面によって形成されたタンク表面との間に
空気層が生じるほど、燃料が消費される。従って、燃料
がタンク壁またはタンク壁の断熱材に直接接触するタン
ク領域だけを冷却すればよい。これは一般的な翼構造の
場合、翼１０の下面である。
【００１１】必要な冷却能力を査定するために、および
排出可能な熱を概算で計算するための根拠として、熱負
荷と、空気必要量が異なる二つの空調コンセプトを示す
検査が役に立つ。例えば、航空機の外殻を経て全部で３
３．６ｋＷの熱が加えられる。この熱はキャビン摩擦熱
の１９７００Ｗと、キャビン日光照射熱の６４００Ｗ
と、貨物室摩擦熱の７５００Ｗとからなっている。これ
により、航空機の胴体内にある空気は、式ΔＴ＝Ｑ／
（ｍ×ｃｐ）に従って加熱される。ここで、Ｑ＝熱流
（ｋＷ）、ｍ＝流量（ｋｇ／ｓ）、ｃｐ＝比熱（ｋＪ／
ｋｇＫ）である。ｃｐ値が約１で、ｍ＝２．３８ｋｇ／
ｓ（第１コンセプト）またはｍ＝１．４５ｋｇ／ｓ（第
２コンセプト）の場合、空気は胴体内で外殻を流通した
後４４°Ｃまたは５３°Ｃの温度となる。この空気がタ
ービン１２で膨張すると、先ず最初にその温度が低下
し、同時に、機械的エネルギーまたはジェネレータ１３
を介して電気的エネルギーが発生する。膨張は勿論、結
氷の危険があるので、０°Ｃの上方で終わる。これに関
して５°Ｃが下側の温度限界であると仮定すると、利用
可能なエネルギーは式Ｐ＝ｍ×ｃｐ×ΔＴに従って生
じ、しかもｃｐ≒１で、ΔＴ＝３９°Ｃ、ｍ＝２．３８
ｋｇ／ｓのときＰ＝９３ｋＷ（第１コンセプト）、そし
てΔＴ＝４８°Ｃ、ｍ＝１．４５ｋｇ／ｓのときＰ＝７
０ｋＷ（第１コンセプト）である。
排出可能な熱を概算で計算するための根拠として、熱負
荷と、空気必要量が異なる二つの空調コンセプトを示す
検査が役に立つ。例えば、航空機の外殻を経て全部で３
３．６ｋＷの熱が加えられる。この熱はキャビン摩擦熱
の１９７００Ｗと、キャビン日光照射熱の６４００Ｗ
と、貨物室摩擦熱の７５００Ｗとからなっている。これ
により、航空機の胴体内にある空気は、式ΔＴ＝Ｑ／
（ｍ×ｃｐ）に従って加熱される。ここで、Ｑ＝熱流
（ｋＷ）、ｍ＝流量（ｋｇ／ｓ）、ｃｐ＝比熱（ｋＪ／
ｋｇＫ）である。ｃｐ値が約１で、ｍ＝２．３８ｋｇ／
ｓ（第１コンセプト）またはｍ＝１．４５ｋｇ／ｓ（第
２コンセプト）の場合、空気は胴体内で外殻を流通した
後４４°Ｃまたは５３°Ｃの温度となる。この空気がタ
ービン１２で膨張すると、先ず最初にその温度が低下
し、同時に、機械的エネルギーまたはジェネレータ１３
を介して電気的エネルギーが発生する。膨張は勿論、結
氷の危険があるので、０°Ｃの上方で終わる。これに関
して５°Ｃが下側の温度限界であると仮定すると、利用
可能なエネルギーは式Ｐ＝ｍ×ｃｐ×ΔＴに従って生
じ、しかもｃｐ≒１で、ΔＴ＝３９°Ｃ、ｍ＝２．３８
ｋｇ／ｓのときＰ＝９３ｋＷ（第１コンセプト）、そし
てΔＴ＝４８°Ｃ、ｍ＝１．４５ｋｇ／ｓのときＰ＝７
０ｋＷ（第１コンセプト）である。
【００１２】膨張した空気の熱吸収能力、すなわち熱流
Ｑは、空気が最高で８０°Ｃまで加熱され、それによっ
てΔＴ＝（８０−５）°Ｃ＝７５Ｋであるときに、式Ｑ
＝ｍ×ｃｐ×ΔＴに従って第１のコンセプトの場合１７
９ｋＷとなり、第２のコンセプトの場合１０９ｋＷとな
る。翼１０内の熱の査定、すなわち熱流Ｑは、式Ｑ＝Ａ
×ｋ×ΔＴに従って算出される。ここで、翼面積Ａ＝８
３６ｍ2 、熱伝達係数ｋ＝０．００５ｋＷ／ｍ2 ×Ｋ、
平均温度差ΔＴ＝５２Ｋである。
Ｑは、空気が最高で８０°Ｃまで加熱され、それによっ
てΔＴ＝（８０−５）°Ｃ＝７５Ｋであるときに、式Ｑ
＝ｍ×ｃｐ×ΔＴに従って第１のコンセプトの場合１７
９ｋＷとなり、第２のコンセプトの場合１０９ｋＷとな
る。翼１０内の熱の査定、すなわち熱流Ｑは、式Ｑ＝Ａ
×ｋ×ΔＴに従って算出される。ここで、翼面積Ａ＝８
３６ｍ2 、熱伝達係数ｋ＝０．００５ｋＷ／ｍ2 ×Ｋ、
平均温度差ΔＴ＝５２Ｋである。
【図１】航空機の翼接続範囲の胴体の断面図である。
１ 航空機キャビン ２ 航空機キャビン１の内室 ３ 座席 ４ 航空機キャビン１の外殻 ５ キャピンパネル ６ 外殻４とキャビンパネル５の間
の中間室 ７ キャビン内室２と中間室６の間
の開口 ８ 中間室６と濾過装置１１の間の
開口 ９ 床 １０ 翼 １１ 濾過装置 １２ タービン １３ ジェネレータ １４ 中空室 １５ 燃料タンク
の中間室 ７ キャビン内室２と中間室６の間
の開口 ８ 中間室６と濾過装置１１の間の
開口 ９ 床 １０ 翼 １１ 濾過装置 １２ タービン １３ ジェネレータ １４ 中空室 １５ 燃料タンク
Claims (5)
- 【請求項１】 飛行運転中航空機、特に超音速航空機内
にこもった熱を減らすための装置であって、この熱が、
航空機の周りの空気と表面との空気力学的な摩擦に基づ
く絶え間ない加熱によって、およびよどみ点およびよど
み縁での圧縮熱によって、並びにキャビンの空調のため
に外気をキャビン圧力レベルに圧縮する際に、発生し、
外殻を通って流れる熱を吸収するためおよびほぼ外殻の
温度レベルまで加熱するために、消費された空気がキャ
ビンから航空機の外殻とキャビンパネルの間に案内され
る、装置において、濾過装置（１１）が設けられ、加熱
消費されたキャビン空気が濾過のために濾過装置に供給
され、キャビン空気を膨張および冷却するために少なく
とも一つのタービン（１２）が濾過装置の後に配置さ
れ、冷却および膨張されたキャビン空気が、翼下面から
搬入された熱を吸収および排出するために、翼（１０）
の下面と燃料タンク（１５）の間にある中空室（１４）
を通って案内されることを特徴とする装置。 - 【請求項２】 タービン（１２）が電気エネルギーを発
生するためのジェネレータ（１３）を駆動することを特
徴とする請求項１記載の装置。 - 【請求項３】 中空室（１４）を流通する膨張および冷
却されたキャビン空気が、翼下面から供給された熱を吸
収した後、航空機の周囲に直接排出されることを特徴と
する請求項１記載の装置。 - 【請求項４】 中空室（１４）から出るキャビン空気
が、推進装置に設けられた抽気冷却器のための冷却手段
として使用されることを特徴とする請求項１記載の装
置。 - 【請求項５】 中空室（１４）を流通する膨張および冷
却されたキャビン空気が、翼下面を経て供給された熱を
吸収した後２回膨張および冷却され、更に翼下面を経て
供給された熱を再度吸収排出するために、中空室（１
４）を通って案内されることを特徴とする請求項１〜４
のいずれか一つに記載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19542843:9 | 1995-11-17 | ||
| DE19542843A DE19542843C1 (de) | 1995-11-17 | 1995-11-17 | System zur Reduzierung der in ein Luftfahrzeug während des Flugbetriebes eingekoppelten Wärme |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09169299A true JPH09169299A (ja) | 1997-06-30 |
Family
ID=7777685
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8304853A Pending JPH09169299A (ja) | 1995-11-17 | 1996-11-15 | 飛行運転中航空機内にこもった熱を減らす装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5794888A (ja) |
| EP (1) | EP0774410B1 (ja) |
| JP (1) | JPH09169299A (ja) |
| DE (2) | DE19542843C1 (ja) |
| RU (1) | RU2119877C1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2018500234A (ja) * | 2014-12-31 | 2018-01-11 | エムアールエイ・システムズ・エルエルシー | エネルギー回収システムを使用する航空機 |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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