KR101525545B1 - 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템 - Google Patents
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Abstract
본 발명은, 항공전자장비 포드 시스템의 환경을 효과적으로 조절할 수 있는 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템을 제공하는 것을 목적으로 한다. 본 발명에 따른 환경 조절 장치는, 냉매를 압축하는 압축기; 외부의 공기를 유입하여 상기 냉매를 응축하는 응축기; 응축된 상기 냉매를 팽창시키는 팽창장치; 및 상기 냉매를 증발시키는 증발기를 구비하고, 상기 팽창장치가 전기적으로 제어되는 전자식 팽창 밸브(Electronic Expansion Valve, EEV)를 포함할 수 있다.
Description
본 발명은 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 항공전자장비 포드 시스템의 환경을 조절할 수 있는 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템에 관한 것이다.
최근의 항공기에는 다양한 종류의 항공전자장비가 탑재될 수 있다. 하지만, 통상의 항공기는 장비를 탑재할 공간이 부족할 수 있다. 따라서, 통상의 항공기에 새로운 항공전자장비를 탑재하고자 하는 경우, 항공기 내부의 여유 공간이 부족하므로, 항공기 동체 또는 날개의 하부에 별도의 포드 시스템이 장착되고, 그 내부에 항공전자장비가 탑재될 수 있다.
한편, 대부분의 항공기에는 자체적인 냉각시스템이 장착될 수 있다. 하지만, 항공기에 장착되는 냉각시스템의 능력은 제한되어 있다. 따라서, 추가적으로 장착된 항공전자장비 포드 시스템의 내부를 냉각시킬 만큼의 충분한 여유 능력을 갖지 못할 수 있다.
따라서, 추가적으로 장착되는 항공전자장비 포드 시스템은 그 내부를 충분히 냉각시키지 못하여, 그 내부에 장착되는 항공전자장비가 정상적으로 작동되지 못하는 문제점이 있을 수 있다.
본 발명은, 항공전자장비 포드 시스템의 환경을 효과적으로 조절할 수 있는 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명에 따른 환경 조절 장치는, 냉매를 압축하는 압축기; 외부의 공기를 유입하여 상기 냉매를 응축하는 응축기; 응축된 상기 냉매를 팽창시키는 팽창장치; 및 상기 냉매를 증발시키는 증발기를 구비하고, 상기 팽창장치가 전기적으로 제어되는 전자식 팽창 밸브(Electronic Expansion Valve, EEV)를 포함할 수 있다.
주행풍에 의한 외부 공기를 유입하여, 상기 응축기에서 유입된 상기 외부 공기에 의하여 상기 냉매를 응축하도록 하는 에어 스쿠프를 더 구비할 수 있다.
상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 압력을 감지하고, 상기 주행풍의 압력에 따라 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍을 개폐할 수 있다.
상기 에어 스쿠프의 상기 주행풍의 유입부에 설치되어, 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 압력을 감지하는 압력 센서, 및 상기 주행풍의 압력에 따라 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍을 개폐하는 개폐 수단을 구비할 수 있다.
상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 유입이, 별도의 제어기 없이 압력 센서에 측정되는 상기 주행풍의 압력이 설정된 압력에 도달하면 기계식으로 개폐될 수 있다.
외부 공기를 유입하여 상기 외부 공기와 냉매 가스 사이의 열교환에 의하여 상기 냉매 가스가 응축되도록 하는 응축기 팬을 더 구비할 수 있다.
상기 환경 조절 장치의 지상으로부터의 위치가 설정된 높이 이하이면 상기 응축기 팬이 작동되어 상기 외부 공기를 상기 응축기로 유입할 수 있다.
본 발명의 다른 측면에 따른 항공전자장비 포드 시스템은, 상기 환경 조절 장치를 구비할 수 있다.
카메라 및 항공전자장비 중의 적어도 어느 하나가 탑재되는 전자장비 탑재부를 더 구비하고, 상기 환경 조절 장치의 증발기에서 상기 전자장비 탑재부로부터 더운 공기를 유입하여 냉각하여 냉각 공기를 생성하고, 상기 환경 조절 장치가 상기 증발기로부터 배출되는 상기 냉각 공기를 상기 전자장비 탑재부를 통과하여 형성되는 밀폐 유로로 순환시키는 증발기 팬을 더 구비할 수 있다.
상기 환경 조절 장치가, 상기 전자장비 탑재부로 냉각 공기를 배출하는 공기 배출구, 및 상기 전자장비 탑재부로부터 더운 공기를 유입하는 공기 유입구를 구비하고, 상기 공기 배출구가 상기 공기 유입구보다 아래에 배치될 수 있다.
본 발명에 따른 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템은, 항공전자장비 포드 시스템의 환경을 효과적으로 조절할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 환경 조절 장치가 탑재된 항공전자장비 포드 시스템을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 2는 도 1의 항공전자장비 포드 시스템의 시스템 구성을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 환경 조절 장치의 외관을 개략적으로 도시한 사시도이다.
도 4는 도 3의 환경 조절 장치의 시스템 구성을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 5는 전자장비 탑재부와 연결되어 포드 시스템을 형성하는 도 3의 환경 조절 장치를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 6은 도 3의 환경 조절 장치의 사이클 운전 특성을 개략적으로 도시한 P-h 선도이다.
도 7은 전자장비 탑재부와 연결되어 도 3의 환경 조절 장치를 제어하는 환경 조절 연동장치의 구성을 개략적으로 도시한 구성 블록도이다.
도 8은 도 7의 환경 조절 연동장치를 제어하는 제어 알고리즘을 개략적으로 도시한 타이밍도이다.
도 9는 지상에서 도 3의 환경 조절 장치의 비행중 성능을 실험 가능하도록 하는 지상 성능 시험 장치를 개략적으로 도시한 블록도이다.
도 10은 도 9의 지상 성능 시험장치의 작동 상태를 개략적으로 도시한 작동 개략도이다.
도 2는 도 1의 항공전자장비 포드 시스템의 시스템 구성을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 환경 조절 장치의 외관을 개략적으로 도시한 사시도이다.
도 4는 도 3의 환경 조절 장치의 시스템 구성을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 5는 전자장비 탑재부와 연결되어 포드 시스템을 형성하는 도 3의 환경 조절 장치를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 6은 도 3의 환경 조절 장치의 사이클 운전 특성을 개략적으로 도시한 P-h 선도이다.
도 7은 전자장비 탑재부와 연결되어 도 3의 환경 조절 장치를 제어하는 환경 조절 연동장치의 구성을 개략적으로 도시한 구성 블록도이다.
도 8은 도 7의 환경 조절 연동장치를 제어하는 제어 알고리즘을 개략적으로 도시한 타이밍도이다.
도 9는 지상에서 도 3의 환경 조절 장치의 비행중 성능을 실험 가능하도록 하는 지상 성능 시험 장치를 개략적으로 도시한 블록도이다.
도 10은 도 9의 지상 성능 시험장치의 작동 상태를 개략적으로 도시한 작동 개략도이다.
이하에서는 도면을 참조하여 본 발명을 보다 상세히 설명한다. 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략한다. 본 발명에서는 도면에 도시된 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템을 예로 들어 설명할 것이나, 본 발명은 도면에 도시된 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템에 한정되는 것은 아니다.
도 1에는 본 발명의 일 실시예에 따른 환경 조절 장치(10)가 탑재된 항공전자장비 포드 시스템(1)이 개략적으로 도시되어 있다. 도 2에는 도 1의 항공전자장비 포드 시스템(1)의 시스템 구성이 개략적으로 도시되어 있다. 도 3에는 본 발명의 일 실시예에 따른 환경 조절 장치(10)의 외관을 보여주는 사시도가 도시되어 있다.
도면을 참조하면, 항공전자장비 포드 시스템(1)은 환경 조절 장치(10) 및 전자장비 탑재부(20)를 포함할 수 있다. 환경 조절 장치(10)는 전자장비 탑재부(20)의 환경을 조절할 수 있다. 전자장비 탑재부(20)에는 항공전자장비가 탑재될 수 있다. 이때, 전자장비 탑재부(20)는 카메라가 탑재되는 카메라 탑재부(21), 항공전자장비가 탑재되는 항공전자장비 탑재부(22)를 포함할 수 있다.
항공전자장비 탑재부(22)는 카메라 탑재부(21)와 공간적으로 그 영역이 분리될 수 있다. 이 경우, 냉각 공기가 카메라 탑재부(21) 및 항공전자장비 탑재부(22) 개별적으로 공급될 수 있다. 환경 조절 장치(10)의 증발기(140)로부터 공급되는 냉각 공기가 카메라 탑재부(21)를 통과하고 항공전자장비 탑재부(22)를 통과하여 냉각 공기보다 더운 공기가 되어 환경 조절 장치(10)의 증발기(140)로 유입될 수 있다.
다른 실시예로서, 냉각 공기 유통 경로가 카메라 탑재부(21)와 항공전자장비 탑재부(22) 각각에 대하여 직렬로 연결되어, 증발기(140)로부터 공기 배출구(144)를 통하여 배출된 냉각 공기가 카메라 탑재부(21)를 지나 항공전자장비 탑재부(22)를 통과하여 공기 유입구(143)를 통하여 증발기(140)로 유입될 수 있다. 이 경우, 냉각 공기가 1차적으로 카메라 탑재부(21)를 통과하여 열교환 후에, 2차적으로 항공전자장비 탑재부(22)를 통과하여 열교환 후에, 더운 공기가 환경 조절 장치로 유입될 수 있다.
초기에는 전자장비 탑재부(20)에 주로 광학카메라가 탑재되었다. 이에 대하여 전자장비기술의 발달에 따라 적외선 및 레이더 영상장비 등을 포함하는 항공전자장비가 개발되어 전자장비 탑재부(20)에 탑재되어 최근에는 신뢰성 있는 정찰이 가능하게 되었다. 하지만, 이러한 센서들은 각기 고유의 제한사항이 있어 하나의 센서로는 완벽한 정보 획득이 어려울 수 있다. 따라서, 전자광학, 적외선, 합성 개구레이더 등 다중 센서를 복합 운용하여 상호 취약점을 보완하고 있으며, 주ㅇ야간 전천후 정찰능력을 확보하도록 할 수 있다.
전자장비의 해상도는 m급에서 cm급까지 발전하고 있으며 컴퓨터 기술을 이용한 디지털 영상처리 방식을 도입하여 실시간 영상전송체계를 구비할 수 있다. 또한, 탑재장비의 소형화ㅇ모듈화를 통해 각종 유ㅇ무인기에 다양하게 탑재 및 운용이 가능하도록 할 수 있다. 이를 위하여, 항공전자장비 포드 시스템(1)이 항공기 동체 하부에 설치되어 운용될 수 있다. 또한, 지속적인 전자광학 발전, 소프트웨어 개발, 영상판독 능력향상 등으로 무인항공기나 군사위성에 의한 영상정찰 임무가 점차 확대될 수 있다.
항공기에 새로운 항공전자장비를 부착하고자 하는 경우 항공기 내부의 여유 공간이 부족하여 항공전자장비 포드(pod) 시스템(1)이 항공기 동체(2) 하부에 장착될 수 있다. 대부분의 항공기에는 자체적인 냉각시스템이 장착되어 있으나, 이러한 냉각시스템의 능력은 제한되어 있기 때문에 추가적으로 장착된 항공전자장비 포드 시스템(1) 내부를 냉각시킬 만큼 여유 능력을 갖지 못한다.
즉, 항공전자장비 포드 시스템(1)은 항공기에 부착할 전자장비의 공간을 제공할 수 있다. 하지만, 열부하(thermal load)로 인한 열제어(thermal control)라는 부가적인 문제를 발생할 수 있다. 따라서, 항공전자장비 포드 시스템(1) 내부에는 별도의 항공전자장비용 환경 조절 장치(10)가 장착될 수 있다.
항공전자장비 포드 시스템(1)을 장착한 항공기는 지상에서 최대 고도 15km에 이르는 운용환경에서 급격한 온도 및 기압 변화를 겪게 된다. 특히, 항공전자장비 포드 시스템(1) 내부에 장착된 전자장비의 차제적인 내부 열부하(thermal load)와 공력가열에 의한 외부 부하로 인해 전자장비 주위의 공기온도는 크게 상승하여, 항공전자장비의 성능이 저하되는 문제점이 발생할 수 있다. 따라서, 항공전자장비 포드 시스템(1) 내부의 적절한 환경제어를 통해 항공전자장비의 정상적인 성능을 확보할 필요가 있다.
따라서, 카메라 및/또는 항공전자장비가 탑재되는 전자장비 탑재부(20)를 포함하는 항공전자장비 포드 시스템(1)은 환경 조절 장치(10)를 포함하여 전자장비 탑재부(20)의 환경을 조절하여 그 내부를 적정 온도로 유지할 수 있다. 환경 조절 장치(10)는 전자장비 탑재부(20)에 냉각된 공기를 공급함으로써, 카메라 탑재부(21) 및/또는 항공전자 탑재부(22)에서 발생하는 효과적으로 제어할 수 있다.
또한, 카메라 탑재부(21) 및/또는 항공전자 탑재부(22)에는 각각 히터들(211, 221, 222)이 탑재되어, 카메라 및/또는 항공전자장비의 운용 조건보다 낮은 온도 영역에서 열을 공급하여, 전자장비 탑재부(20) 내부를 카메라 및/또는 항공전자장비의 작동에 적당한 온도로 조절함으로써, 전자장비 탑재부(20)에 탑재된 카메라 및/또는 항공전자장비가 정상적인 성능으로 작동되도록 할 수 있다.
이를 위하여, 환경 조절 장치(10)는 증발기(140)의 공기 유로가 밀폐되어 있으며, 공기는 증발기를 통과하면서 냉각된다. 증발기에서 냉각된 냉각 공기가 카메라 탑재부(21) 및/또는 항공전자 탑재부(22)를 통과하면서 가열되어 더운 공기가 되고, 더운 공기는 다시 증발기로 유입된다. 이때, 공기는 증발기 팬(141)에 의하여 순환된다.
이때, 증발기(140)의 공기 유로가 카메라 탑재부(21) 및/또는 항공전자장비 탑재부(22)를 통과하여 밀폐되어 있으므로, 증발기(140)에서 생성된 냉각 공기가 효과적으로 카메라 탑재부(21) 및/또는 항공전자장비 탑재부(22)에 도달할 수 있게 된다. 따라서, 환경 조절 장치(10)는 효과적으로 항공전자장비 포드 시스템(1) 내부를 적정온도로 유지할 수 있게 된다.
전자장비 탑재부(20)에는 적어도 하나 이상의 히터(211, 221, 222)가 설치되어, 전자장비 탑재부(20)가 적정온도를 유지할 수 있도록 열을 가할 수 있다. 또한, 전자장비 탑재부(20)에는 온도 센서(223)가 탑재되어, 전자장비 탑재부(20)의 온도를 측정하여 환경 조절 장치(10) 및/또는 히터(211, 221, 222)의 작동을 제어할 수 있다.
환경 조절 장치(10)는 냉매에 의한 증기압축 사이클(vapor compression cycle)에 의하여 냉각 공기를 생성할 수 있다. 이를 위하여, 환경 조절 장치(10)는 압축기(110), 응축기(120), 팽창밸브(140), 및 증발기(140)를 포함할 수 있다. 이때, 응축기 팬(121) 및/또는 에어 스쿠프(150)에 의하여 외부 공기를 유입하여 냉매가스를 냉각하여 액체 냉매로 응축시킬 수 있다.
한편, 환경 조절 장치(10)로부터 배출된 공기가 환경 조절 장치(10)의 냉각 공기 배출구(144)로부터 전자장비 탑재부(20) 내부를 통과하여 환경 조절 장치(10)의 더운 공기 유입구(143)까지 밀폐된 밀폐 유로를 통과하여 순환할 수 있다. 따라서, 냉각 공기로부터의 외부로의 열손실을 최소화함으로써, 환경 조절 장치(10)의 성능을 향상시킬 수 있게 된다.
환경 조절 장치(10)가 증발기 팬(141)을 포함하고, 증발기로부터 배출되는 냉각 공기를 상기 전자장비 탑재부를 통과하여 형성되는 밀폐 유로로 순환시킬 수 있다.
이를 위하여, 외부 케이스(11)를 포드 시스템(1)을 형성하는 전자장비 탑재부(20)와 연결부를 동일한 모양과 크기가 되도록 할 수 있다. 또한, 그 연결부에 해당하는 면(11a)을 전자장비 탑재부(20)와 정합되는 형상으로 만들 수 있다. 또한, 전자장비 탑재부(22)로 냉각 공기를 배출하는 공기 배출구(144)가 전자장비 탑재부(22)의 냉각 공기가 유통되는 밀폐 유로와 정합되도록 할 수 있다. 또한, 전자장비 탑재부(22)로부터 더운 공기를 유입하는 공기 유입구(143)가 전자장비 탑재부(22)의 더운 공기가 유통되는 밀폐 유로와 정합되도록 할 수 있다. 그에 따라, 연결부에서 열손실되는 것을 최소화할 수 있다.
또한, 환경 조절 장치(10)와 전자장비 탑재부(22)의 결합면의 가장자리에서 서로 끼워지는 구조를 갖도록 할 수 있다. 그에 따라, 연결부에서 열손실되는 것을 최소화할 수 있다.
또한, 환경 조절 장치(10)와 전자장비 탑재부(22)의 결합부 및/또는 그 사이의 공기의 밀폐 유로 형성 연결부에 실링 부재를 삽입하여 냉각 공기 및/또는 더운 공기가 유출되는 것을 방지할 수 있다. 에 따라, 연결부에서 열손실되는 것을 최소화할 수 있다.
한편, 냉각 공기가 배출되는 공기 배출구(144)가 더운 공기를 유입하는 공기 유입구(143)보다 아래에 배치되도록 할 수 있다. 따라서, 밀폐 유로를 순환하는 공기의 흐름 더욱 효율적으로 만들 수 있게 된다.
도 4에는 도 3의 환경 조절 장치(10)의 시스템 구성이 개략적으로 도시되어 있다. 도 5에는 전자장비 탑재부와 연결되어 포드 시스템을 형성하는 도 3의 환경 조절 장치(10)가 개략적으로 도시되어 있다. 도 6에는 도 3의 환경 조절 장치(10)의 사이클 운전 특성을 개략적으로 도시한 P-h 선도가 도시되어 있다.
도면을 참조하면, 환경 조절 장치(10)는 더운 공기를 유입하여 냉각하여 냉각 공기를 배출하는 냉각 시스템을 포함할 수 있다. 이때, 냉각 시스템은 카메라 탑재부(21)와 항공전자장비 탑재부(22)에서 발생하는 열부하를 효과적으로 제어하는 기능을 수행할 수 있다.
냉각 시스템의 냉각방식은 공기 사이클(air cycle)과 증기압축 사이클(vapor compression cycle)로 크게 2가지로 나뉠 수 있다. 각각의 냉각방식은 서로 장단점이 있으며 주로 항공기의 구조, 전기적 제원 및 운용환경에 따라 그 방식이 결정될 수 있다.
일반적으로 증기압축 사이클의 시스템 효율은 공기 사이클에 비해 상당히 높은 것으로 보고되고 있다. 공기 사이클은 비행 중에 얻어지는 고압 공기를 이용하므로 고속비행에서는 높은 성능을 발휘하지만 저속비행에서는 냉각성능이 감소한다. 반면, 증기압축 사이클은 저속에서도 정상적인 냉각성능의 확보가 가능하다. 증기압축방식은 지상조건에서 별도의 보조장치 없이 단독으로 냉각운전이 가능하지만 공기 사이클의 경우 압축공기 공급장치 같은 보조장치가 필요하게 된다. 전력소비 측면에서 증기압축 사이클은 압축기 및 송풍기에서의 소비전력이 매우 높으나 공기 사이클에서는 제어용 전력 외에는 별도의 동력이 필요 없다. 따라서, 항공기로부터 전력공급의 확보가 가능한 곳에는 주로 증기압축 냉각 방식이 선호되고, 사용 전력에 제약이 있는 시스템에서는 공기 사이클이 주로 적용될 수 있다.
한편, 항공전자장비 포드 시스템(1)을 장착한 항공기는 지상에서 최대 고도 15km에 이르는 운용환경에서 급격한 온도 및 기압 변화를 겪게 된다. 특히, 항공전자장비 포드 시스템(1) 내부에 장착된 전자장비의 차제적인 내부 열부하(thermal load)와 공력가열에 의한 외부 부하로 인해 전자장비 주위의 공기온도는 크게 상승하여, 항공전자장비의 성능이 저하되는 문제점이 발생할 수 있다. 따라서, 항공전자장비 포드 시스템(1) 내부의 적절한 환경제어를 통해 항공전자장비의 정상적인 성능을 확보할 필요가 있다.
따라서, 본 발명의 바람직한 실시예에서는 증기압축 사이클의 냉각 시스템을 적용하여 급격한 온도 및 기압 변화와 내부 열부하 등에 대하여 항공전자장비 포드 시스템(1)의 환경을 효과적으로 조절할 수 있다.
항공전자장비 냉각 시스템에 적용되는 냉매는 80℃ 정도의 고온 외기조건에서 시스템 내부압력이 임계점 이상으로 상승되지 않도록, R-114, R-124가 적용될 수 있다. 하지만, 환경문제를 고려하여 R-236fa가 적용될 수 있다. 따라서, 냉매로는 효율과 환경문제를 고려하여 HCFC 계열의 R-124와 HFC 계열의 R-236fa 중의 어느 하나가 적용될 수 있다. 한편, 냉동유는 POE(Polyol Ester) 계열의 SW32를 사용될 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공전자장비를 냉각하기 위한 냉각시스템은 도 4에 도시된 바와 같은 구조를 가질 수 있다. 냉각 시스템의 증발측 공기유로는 밀폐되어 있으며, 공기는 증발기(140)를 통과하면서 냉각될 수 있다. 냉각된 냉각 공기가 카메라 탑재부(21)와 항공전자장비 탑재부(22)를 통과하면서 가열되어 더운 공기가 되고, 이 더운 공기는 다시 증발기(140)로 유입되는 구조이다.
환경 조절 장치(10)는 압축기(110), 응축기(120), 팽창장치(130), 및 증발기(140)를 포함할 수 있다. 압축기(110)는 냉매 기체를 압축하여 고온고압으로 만들어 응축하기 용이한 상태로 만들 수 있다. 응축기(120)는 외부의 공기를 유입하여 고온 고압의 냉매 가스를 응축할 수 있다. 팽창장치(130)는 응축된 냉매를 팽창시켜 증발시키기 용이한 상태로 만들 수 있다. 증발기(140)는 냉매를 증발시킬 수 있다.
이때, 냉매는 압축기(110), 응축기(120), 팽창장치(130), 및 증발기(140)의 순서로 무한 사이클을 돌며 순환하게 된다. 이때, 증발된 냉매 가스를 압축기(110)에서 압축하고, 압축된 냉매 가스를 응축기(120)에서 응축하고, 응축된 냉매를 팽창장치(130)에서 팽창시키고, 팽창된 냉매를 증발기에서 증발시켜 냉매 가스를 만들 수 있다.
팽창 밸브(130)로는 전기적으로 제어되는 전자식 팽창 밸브(Electronic Expansion Valve, EEV)가 적용될 수 있다. 또한, 팽창 밸브(130)는 구동 모터 예를 들어 영구 자석형 스테핑 모터에 의하여 구동될 수 있다. 따라서, 팽창 밸브(130)는 외부로부터의 펄스 신호로 동작하고 고정밀도로 최적의 냉매 유량 제어가 가능하다. 따라서, 환경 조절 장치(10)의 성능을 향상시킬 수 있다.
압축기(110) 전후에는 냉매를 유입 또는 배출시킬 수 있는 서비스 포트(111, 112)가 마련될 수 있다. 또한, 압축기(110)와 응축기(120) 사이에 온도 스위치(161) 및 압력 스위치(162)가 마련될 수 있다. 압축기(110)로는 로터리(rotary) 타입이 적용될 수 있다.
공기는 송풍기 예를 들어 증발기 팬(141)에 의하여 순환하게 될 수 있다. 증발기(140)에 증발된 저온저압의 냉매 가스는 압축기에 유입되어 고온고압으로 압축된 후 응축기에 유입된다. 항공기가 비행하면서 항공전자장비 냉각시스템 외부의 에어 스쿠프(150) 예를 들어 램 에어 스쿠프(ram air scoop)를 통해 공기가 유입되어 응축기 내부의 냉매를 액상으로 응축시킨다. 응축된 냉매는 팽창장치에서 팽창하여 저온저압 냉매가 다시 증발기로 공급된다. 지상에서 정지되어 있을 때는 응축기에 설치된 송풍기를 운전하여 외부공기를 통과시켜 응축시킨다.
에어 스쿠프(150)는 주행풍에 의한 외부 공기를 유입하여, 응축기(120)에서 유입된 외부 공기에 의하여 냉매와 열교환하여 냉매로부터 열을 흡수하여 냉매를 응축하도록 할 수 있다. 상대적으로 차가운 압축 공기를 유입 받을 수 있는 항공기 운행 중에만 에어 스쿠프(150)를 통하여 주행풍을 유입하고, 지상에 정지해 있는 상태에서는 주행풍을 유입하지 아니하도록 구성될 수 있다.
환경 조절 장치(10)는 응축기 팬(121)을 포함할 수 있다. 응축기 팬(121)은 외부 공기를 유입하여 외부 공기와 냉매 가스 사이의 열교환에 의하여 냉매 가스가 응축되도록 할 수 있다. 이때, 응축기 팬(121)은 에어 스쿠프(150)를 통하여 냉매 가스의 응축에 충분한 외부 공기가 유입되지 못하는 경우에 지상 공기를 유입하는 기능을 수행할 수 있다.
이를 위하여, 환경 조절 장치(10) 및/또는 전자장비 탑재부(20)의 지상으로부터의 위치가 설정된 높이 이하이면 응축기 팬(121)이 작동되어 지상의 외부 공기를 응축기(10)로 유입할 수 있다. 이때, 지상 공기는 에어 스쿠프(150)와 별도로 마련된 지상공기 유입구(123)를 통하여 유입될 수 있다.
또한, 냉매 가스를 응축시키기 위하여 외부로부터 응축기(130)로 유입된 외부 공기는 냉매 가스와 열교환 후에는 외부 배출구(124)를 통하여 다시 외부로 배출될 수 있다.
환경 조절 장치(10)에서는 에어 스쿠프(150)를 통하여 유입되는 주행풍의 압력을 감지하고, 주행풍의 압력에 따라 에어 스쿠프(150)를 통하여 유입되는 주행풍을 개폐할 수 있다. 이때, 에어 스쿠프(150)를 통하여 유입되는 주행풍의 유입이, 별도의 제어기 없이 압력 센서에 측정되는 주행풍의 압력이 설정된 압력에 도달하면 기계식으로 개폐되도록 설계될 수 있다. 이 경우, 별도의 전자적 제어장비가 필요 없어 시스템 구성을 간단히 할 수 있으며, 유지 보수에도 유리할 수 있다.
이를 위하여, 환경 조절 장치(10)는 압력 센서 및 개폐 수단을 구비할 수 있다. 압력 센서는 에어 스쿠프(150)의 주행풍의 유입부에 설치되어, 에어 스쿠프(150)를 통하여 유입되는 주행풍의 압력을 감지할 수 있다. 개폐 수단은 주행풍의 압력에 따라 에어 스쿠프(150)를 통하여 유입되는 주행풍을 개폐할 수 있다.
열교환기로는 증발기(140)와 응축기(120) 모두 핀튜브 방식이 적용될 수 있다. 증발기(140) 및 응축기(120) 열교환기로 마이크로핀(micro-fin)관을 적용하고, 전열핀은 주름(Corrugated) 타입이 적용될 수 있다. 증발기 유로는 복수 회로로 적용될 수 있으며, 튜브는 N행 N열로 배열될 수 있다. 이 경우, 냉매 유동을 위한 전열 튜브 핀을 설치하여 전열 면적을 극대화 할 수 있다. 다만, 이 경우 열교환 성능은 우수하나 비교적 무거운 특성이 있다.
다른 실시예로서, 응축기(120) 및/또는 증발기(140)의 열교환기로는 냉매가 외부 공기와 열교환하도록 하는 알루미늄의 판형 열교환기가 적용될 수 있다. 이 경우, 더욱 우수한 열전달 능력과 더욱 가볍게 환경 조절 장치(10)를 만들 수 있게 된다.
응축기(120)의 송풍기(121)는 지상에서 정지되어 있을 때 외부 공기를 응축기에 공급하기 위해 작동되며 비행 시에는 작동되지 않도록 할 수 있다. 외부공기는 항공전자장비 시스템 외부의 에어 스쿠프(150)를 통해 응축기(120)에 공급될 수 있다.
응축기(120)와 팽창장치(130) 사이에는 필터 드라이어(163) 및/또는 관찰 글라스(164)가 설치될 수 있으며, 팽창장치(130)와 증발기(140) 사이에는 분배기(165)가 설치되고, 증발기(140) 출구에는 온도 센서(166)가 설치될 수 있다. 이때, 온도 센서(166)에서 측정되는 증발기 출구측 온도에 따라 팽창장치(130)의 개도가 제어될 수 있다.
환경 조절 장치(10)는 내부의 다양한 센서 신호들을 출력하고, 외부로부터 전원 및/또는 제어 신호를 입력받아, 작동될 수 있다. 또한, 그 작동 상태가 표시부(160)에 표시되어 외부에서 확인 가능하도록 할 수 있다. 또한, 환경 조절 장치(10)는 증발기(140)에서 생성된 냉각 공기를 전자장비 탑재부(20)로 배출하고, 밀폐 유로를 통과하면서 전자장비 탑재부(20)를 냉각시키고 더워진 더운 공기를 유입할 수 있다. 이때, 증발기 팬(131)에 의하여 공기를 밀폐 유로 내로 순환시킬 수 있다. 또한, 증발기(140)의 배출구 측에 히터(132)를 배치하여, 필요에 따라 전자장비 탑재부(20)로 배출되는 공기를 가열하여 적정 온도가 되도록 할 수 있다.
한편, 도 6의 P-h 선도에서 저온ㅇ저압(Pe)의 냉매에 증발기에서 열을 가하여 기체 상태로 증발시키고, 압축기에서 그 냉매 기체를 압축하여 고온ㅇ고압(Pc)의 냉매 가스로 만든 후에, 응축기에서 외부의 차가운 공기로 냉매의 열을 흡수하여 응축시키고, 팽창 밸브에서 팽창시켜 저온ㅇ저압(Pe)의 액체 냉매로 만들 수 있다.
따라서, 증발기에서 냉매가 액체에서 기체로 상변화되는 과정에서 냉각 가스를 생성할 수 있게 된다. 이 냉각 가스를 전자장비 탑재부(20)의 밀폐 유로로 순환시켜, 전자장비 탑재부(20)의 내부의 열을 식힐 수 있게 된다.
도 7에는 전자장비 탑재부(20)와 연결되어 도 3의 환경 조절 장치(10)를 제어하는 환경조절 연동장치(70)의 구성을 개략적으로 보여주는 블록도가 도시되어 있다. 도 8에는 도 7의 환경 조절 연동장치(70)를 제어하는 제어 알고리즘을 보여주는 타이밍도가 도시되어 있다.
도면을 참조하면, 환경조절 연동장치(70)는 카메라 및 항공전자장비 중의 적어도 어느 하나가 탑재되는 전자장비 탑재부(20)의 내부를 설정된 범위로 온도를 유지시킬 수 있도록 환경 조절 장치(10)를 제어할 수 있다. 이를 위하여 환경조절 연동장치(70)는 전자장비 탑재부(20)와 환경 조절 장치(10)를 연결할 수 있다.
이때, 환경조절 연동장치(70)는 전자장비 탑재부(20)의 내부의 열부하량, 전자장비 탑재부(20)의 고도 조건, 및 냉매의 과냉조건 중의 적어도 어느 하나에 대하여 환경 조절 장치(10)를 제어할 수 있다. 또한, 압축기의 작동 여부, 증발기 팬의 작동 상태, 및 히터의 작동 여부를 제어하여 전자장비 탑재부(20)의 환경을 조절할 수 있다.
여기서, 내부의 열부하량은 전자장비 탑재부(20)의 자체 발열에 의한 열부하량과 전자장비 탑재부(20) 외부 표면 근처에서 공기의 마찰 또는 압축으로 인한 표면 가열에 의한 공력 가열에 의한 열부하량을 모두 포함하는 개념이다. 따라서, 환경조절 연동장치(70)는 자체 발명과 공력 가열에 의한 열부하량을 모두 고려하여 환경 조절 장치(10)를 제어함으로써, 더욱 효과적인 환경 조절이 가능하다.
항공전자장비의 환경 조절 장치(10)의 냉각 시스템은 항공기에 장착되어 운용되므로 일반 냉동시스템의 운전범위 보다 광범위하고 열악한 환경에서 운용되는 특성을 가진다. 또한, 항공기는 넓은 고도, 초음속의 비행속도 및 넓은 외기온도 범위에서 운용되기 때문에 항공전자장비의 환경 조절 장치(10)의 냉각 시스템은 급격한 온도 및 압력 변화 하에서 작동된다. 따라서, 환경 조절 장치(10)의 냉각 시스템을 설계하기 위해서는 항공기의 운용특성을 반영하여야 하며 실제 운용환경 및 조건에 대한 면밀한 검토가 필요하다.
항공기는 운용조건에 따라 속도와 고도가 변하므로, 환경 조절 장치(10)의 냉각 시스템이 운용되는 온도 및 대기압 조건은 이에 따라 변화하게 된다. 공기 밀도가 변화함에 따라 증발기 공기유량과 응축기 공기유량은 영향을 받을 수 있다. 또한, 온도가 변화함에 따라 응축기를 통과하는 공기온도는 달라질 수 있다. 또한, 항공기의 비행조건과 운용조건에 따라 항공전자장비 가동 여부가 달라지므로 내부에서의 열부하량은 변화하게 된다.
고도에 따른 대기압, 온도 및 밀도 변화를 참고하여 냉각시스템의 운용조건을 도출할 수 있다. 공기 밀도는 지상에서 최대가 되고, 최대운전고도에서 지상 대비 매우 낮은 수준에 불과하다. 따라서, 냉각시스템은 이와 같은 운용조건을 충실히 반영하여 설계 및 제작되어야 한다.
냉각 시스템에 적용 가능한 냉매는 높은 외기조건으로 인해 임계온도의 제한을 받게 된다. 따라서, 높은 외기온도 조건에서도 시스템 내부압력이 임계점 이상으로 상승되지 않도록 임계온도가 높은 냉매의 선정이 필요하다.
내부 열부하량은 항공전자장비 시스템 내부의 전자장비의 자체 발열과 고속비행에 따른 공력가열의 영향을 고려하여 결정될 수 있다. 증발기의 질량유량은 고도 변화에 따른 밀도 변화의 영향을 고려하여 적절한 범위 내에서 송풍기(141)의 회전수를 결정하여야 한다. 또한, 응축기 질량유량은 고도 변화에 따른 밀도 변화 및/또는 비행속도를 고려하여 송풍기(121)의 회전수의 범위를 설정하여야 한다.
항공전자장비의 냉각시스템에 영향을 미치는 변수들은 제어변수와 운전변수로 구분될 수 있다. 제어변수는 정해진 알고리즘에 따라 능동적으로 제어될 수 있는 능동 변수가 될 수 있다. 운전변수는 냉각시스템이 항공기의 비행프로파일에 따라 운용되면서 결정되어지는 변수들로서 제어를 할 수 없는 수동변수가 될 수 있다.
제어변수는 능동적으로 제어가 가능한 변수들로 냉매 충전량, 팽창장치(130) 개도, 압축기(110) 운전회전수 및 증발기(140) 송풍기 회전수 등을 포함할 수 있다. 이러한 제어변수는 정해진 알고리즘에 따라 최적성능을 발휘할 수 있도록 능동적으로 제어될 수 있다. 운전변수는 냉각시스템이 항공기의 비행프로파일에 따라 운용되면서 결정되어지는 변수로서 제어를 할 수 없는 수동변수가 될 수 있다. 운전변수는 내부 열부하량, 응축기(120) 입구온도, 응축기(120) 공기유량, 운전고도 등을 포함할 수 있다.
환경조절 연동장치(70)는 도 7에 도시된 바와 같이 연동 커넥터(73), 및 콘트롤러(71)를 포함할 수 있다. 연동 커넥터(73)는 전자장비 탑재부(20)와 연결되어, 전원, 센서 신호, 및 제어 신호 중의 적어도 어느 하나를 입력받을 수 있다. 또한, 콘트롤러(71)는 연동 커넥터(73)에 연결되고, 온도 스위치, 압력 스위치, 온도 센서, 팽창 밸브, 압축기 모터, 응축기 모터, 증발기 모터, 히터, 및 타이머 중의 적어도 어느 하나에 연결되어 신호를 입력받거나 신호를 출력할 수 있다.
또한, 환경조절 연동장치(70)와 연결되는 전자장비 탑재부(20)는 전원 연결부, 전원 변환부, 탑재부 커넥터(23), 및 탑재부 인터페이스(20)를 포함할 수 있다. 따라서, 환경조절 연동장치(70)는 환경 조절 장치(10)와 전자장비 탑재부(20)를 효과적으로 인터페이싱 하여, 환경 조절 장치(10)를 효과적으로 제어할 수 있도록 한다.
전원 연결부는 외부로부터 교류의 입력 전원을 입력받을 수 있다. 전원 변환부는 입력 전원을 설정된 레벨의 직류로 변환할 수 있다. 탑재부 커넥터(23)는 전원 연결부 및 전원 변환부 중의 적어도 어느 하나와 연결되고, 연동 커넥터와 연결될 수 있다. 이때, 탑재부 커넥터(23)는 전원 연결부 및 전원 변환부 모두에 연결되어 연동 커넥터(73)를 통하여 환경 조절 장치(10) 및/또는 환경조절 연동장치(70) 각각에 교류 전원 및 직류 전원을 공급할 수 있다. 탑재부 인터페이스(20)는 탑재부 커넥터(23)와 연결되어, 센서 신호 및/또는 제어 신호를 제공할 수 있다.
한편, 환경조절 연동장치(70)는 제어모듈 및 드라이버 분리형으로 구현될 수 있으나, 본 실시예에서는 제어모듈과 드라이버를 일체형으로 구성함으로써, 공간 효율 및 제어 효율을 향상시킬 수 있다.
환경조절 연동장치(70)는 도 8에 도시된 바와 같이 가열 구간, 안정화 구간, 및 냉각 구간을 포함하여 환경 조절 장치(10)를 제어할 수 있다. 이때, 환경조절 연동장치(70)는 환경 조절 장치(10)의 냉각 제어 대상이 되는 전자장치 탑재부(20)의 온도에 따라 예를 들어 카메라 탑재부(21)의 온도에 따라 구간을 나누어 각각에 구간에 맞는 제어 동작을 수행하도록 제어할 수 있다.
이때, 카메라 탑재부(21)의 온도가 -35℃ ~ 10℃인 경우에는 제1 구간으로 가열 구간이 되고, 10℃ ~ 20℃인 경우에는 제2 구간으로 안정화 구간이 되고, 20℃ ~ 60℃인 경우에는 제3 구간으로 냉각 구간이 될 수 있다.
가열 구간에는 전자장비 탑재부(20)에 열을 가할 수 있다. 안정화 구간에는 환경 조절 장치(10)의 작동을 안정화시킬 수 있다. 냉각 구간에는 전자장비 탑재부(20)에 냉각 공기를 공급하여 전자장비 탑재부(20)를 냉각시킬 수 있다.
이때, 온도 조건에 따라 압축기의 작동을 온(ON) 또는 오프(OFF) 시키고, 고도 조건에 따라 증발기 팬의 작동을 최고 작동 조건 예를 들어 100% 작동 또는 그보다 낮은 예를 들어 최고 작동 조건의 50% 작동 시키거나, 냉매의 과냉조건에 따라 전자식 팽창 밸브의 개도를 조절할 수 있다.
가열 구간에는 압축기의 작동이 오프(OFF)되고, 히터의 작동이 온(ON)되고, 증발기 팬이 최고 작동조건으로 작동될 수 있다. 안정화 구간에는 압축기의 작동이 온 또는 오프되고, 히터의 작동이 오프되고, 증발기 팬이 최고 작동조건으로 작동될 수 있다. 냉각 구간에는 압축기의 작동이 온되고, 히터의 작동이 오프되고, 증발기 팬이 최고 작동조건으로 작동될 수 있다. 또한, 고도 조건이 설정된 고도 아래에 있는 경우 예를 들어 항공기가 지상에 있는 경우 또는 고도 조건이 해발 레벨(sea level)인 경우에는 증발기 팬이 최고 작동조건보다 낮은 조건 예를 들어 최고 작동조건의 50%로 작동될 수 있다.
도 9에는 지상에서 도 3의 환경 조절 장치(10)의 비행중 성능을 실험 가능하도록 하는 지상 성능 시험장치(90)의 블록도가 도시되어 있다. 도 10에는 도 9의 지상 성능 시험장치(90)의 작동 상태를 개략적으로 보여주는 작동 개략도가 도시되어 있다.
도면을 참조하면, 지상 성능 시험장치(90, 90′)는 냉동 사이클부(910), 외부 환경 모사부(920), 및 포드 환경 모사부(930)를 포함할 수 있다. 포드 환경 모사부(930)는 항공장비 내부의 열부하량과 증발기 공기유량을 모사할 수 있다. 외부 환경 모사부(920)는 외부 환경을 모사할 수 있다.
냉동 사이클부(910)는 일측은 외부환경 모사부(920)와 연결되고 다른 일측은 포드환경 모사부(930)와 연결되어, 외부 환경에 따라 포드환경 모사부(930)를 설정된 온도 범위로 제어할 수 있다.
즉, 지상 성능 시험장치(90, 90′)는 지상에서 항공기 내에 탑재되는 환경 조절 장치(10)를 비행중 및/또는 지상에 있는 상태와 동일한 조건하에 실험할 수 있다. 따라서, 항공기를 실제 운행하지 아니하고도, 항공기에 탑재될 냉각 시스템과 동일한 환경에서 실험을 수행할 수 있다.
지상 성능 시험장치(90)는 그 내부를 설정된 온도 및/또는 습도로 유지할 수 있는 항온 챔버(900)를 포함할 수 있다. 항온 챔버(900) 내에 냉동 사이클부(910), 외부 환경 모사부(920), 및 포드 환경 모사부(930)를 수용할 수 있다. 이때, 항온 챔버(900) 내의 온도 제어를 통하여 외부 환경의 외기 온도가 제어될 수 있다. 따라서, 지상에서도 비행중의 항공기와 동일한 실험 상태를 제공할 수 있게 된다.
냉동 사이클부(910)는 항공전자장비 포드 시스템(1)에서 환경 조절 장치(10)를 모사할 수 있다. 외부 환경 모사부(920)는 외부 환경을 모사하는 것으로 응축측 환경 모사부(920)를 형성할 수 있다. 포드 환경 모사부(930)는 포드 환경을 모사하는 것으로 증발측 환경 모사부(930)를 형성할 수 있다.
실험은 공기엔탈피식 열량계(psychrometric calorimeter)에서 이루어질 수 있다. 열량계는 항온항습실, 공조기 시스템, 풍량측정장치, 온습도 측정장치 및 제어ㅇ계측시스템을 포함할 수 있다. 풍량 측정은 노즐법에 의해 이루어질 수 있다. 이를 위하여, 지상 성능 시험장치(90, 90′)는 항온 챔버(900) 내에 설치될 수 있다.
증발측 환경 모사부(930)는 항공장비 내부의 열부하량과 증발기 공기유량을 모사하기 위한 장치로서 실제 냉각시스템처럼 유로 내부(935)가 밀폐되는 밀폐시스템으로 구성할 수 있다. 유로 내부(935)에서는 증발기(914), 송풍기(931), 가열기(932), 유량계(934), 온도계(T), 습도계(H), 및 압력계(P)를 포함할 수 있다.
증발기(914)는 더운 공기가 유입하여 냉각 공기를 배출할 수 있다. 송풍기(931)는 증발기(914)에서 배출되는 공기를 상기 밀폐 유로를 통하여 순환시킬 수 있다. 가열기(932)는 냉각 공기를 데워 더운 공기로 변환함으로써, 항공장비 내부의 열부하량을 모사할 수 있다.
전력제어유닛(933)은 가열기(932)로 입력되는 전력량을 제어하여 증발기(914)에 인가되는 가열량을 조절하게 되며 포드 내부 열부하량을 변화시킬 수 있다. 증발기(914)에 공급되는 공기량은 증발측 환경 모사부(930)의 밀폐 유로(935) 내에 설치된 송풍기(931)의 회전수는 인버터로 조절하여 제어될 수 있다. 따라서, 증발기의 송풍기(931)가 밀폐 유로(935) 내에 유통되는 공기 유량을 효과적으로 제어할 수 있다.
온도 센서(T)가 증발기(914)의 입구측과 출구측 각각에 배치되어, 증발기(914)의 입구와 출구의 공기온도가 계측될 수 있다. 이때, 온도 센서(T)가 증발기(914)의 입구와 출구의 공기온도가 계측하기 위하여, 밀폐 유로(935)내에 삽입되어 설치될 수 있다.
한편, 본 장치에서 사용되는 온도 센서로는 측온 저항체 온도계(Resistance Temperature Detecter, RTD)가 사용될 수 있다. 따라서, 다양하게 변하는 환경에서도 온도를 정확하게 측정할 수 있게 된다.
냉동 사이클부(910) 내부의 냉매압력을 측정하기 위하여 디지털방식의 압력계(P)가 설치될 수 있다. 또한, 습도계(H)가 상대습도 계측을 위해 유량계(934)와 증발기(914) 입구 사이에 설치될 수 있다. 다만, 본 발명은 이에 한정되지 아니하고, 유량계(934) 앞단에 설치될 수도 있다. 증발기(914)를 통과하는 공기 유량을 측정하기 위한 공기 유량계(934)로서 볼텍스 유량계(vortex flow meter)가 사용될 수 있다.
한편, 증발측 모사부(930)는 PID 제어를 통해 실험환경이 자동으로 제어되며 PID 조절기의 입력값 바탕으로 실험환경이 제어될 수 있다. 따라서, 증발측 모사부(930)의 실험 환경이 효과적으로 제어될 수 있다.
냉동 사이클부(910)는 압축기(911), 팽창장치(913), 온도계(T), 유량계(m), 압력계(P)로 구성될 수 있다. 냉동 사이클부(910) 주요 부위의 온도 및 압력을 측정하기 위해 온도계(T)와 압력계(P)가 설치될 수 있다. 냉매 유량계(m)는 시스템의 냉매 유량을 계측하기 위해 응축기(912)의 출구와 팽창장치(913) 입구 사이에 설치될 수 있다. 따라서, 냉동 사이클부(910)의 내부를 순환하는 냉매의 유량을 효과적으로 측정할 수 있다. 또한, 팽창장치(913) 입구 전의 냉매 유량을 측정함으로써, 이를 기초로 팽창밸브(913)의 개도를 더욱 효과적으로 제어할 수 있다.
이때, 팽창장치(913)는 팽창 밸브가 사용될 수 있으며, 팽창 밸브는 효과적으로 제어될 수 있도록 전자적으로 제어되는 전자식 팽창 밸브(Electronic Expansion Valve)가 적용될 수 있다. 팽창 밸브는 드라이버에 의하여 제어될 수 있다.
응축측 환경 모사부(920)는 응축기(912), 송풍기(921), 습도계(H) 및 압력계(P)를 포함할 수 있다. 그 내부에 응축측 환경 모사부(920)가 설치되는 항온 챔버(900)는 항온항습실이 될 수 있으며, 항온항습실의 온도제어를 통해 외기 온도가 제어될 수 있다. 또한, 응축기(912)로 유입되는 공기유량은 코드 테스터(cord tester)에 설치되는 송풍기(921)의 회전수를 조절함으로써 제어될 수 있다. 송풍기(921)의 회전수는 인버터 제어를 통해 조절될 수 있다.
응축기(912)의 입구 및/또는 출구 각각에는 온도 센서(T) 예를 들어 RTD 센서가 설치될 수 있다. 이때, 응축기(912)로 유입되는 공기 유량은 입구 및/또는 출구 각각에 설치되는 온도 센서(T)에서 측정되는 온도에를 고려하여 제어될 수 있다.
또한, 응축기(912)에 공급되는 공기유량을 계측하기 위하여, 응축기(912) 측에 노즐(922)이 설치될 수 있다. 이때, 지상 성능 시험장치(90, 90′)에는 복수개 예를 들어 5개의 노즐이 장착되어 공기유량의 측정범위에 따라 선택하여 사용될 수 있다. 공기유량은 노즐법으로 계산될 수 있다. 디지털 차압계(P)는 노즐(920) 전후의 차압을 측정하기 위해 설치될 수 있다. 응축측 환경 모사부(920)는 PID 제어를 통해 자동적으로 실험환경의 조절될 수 있다. 따라서, 응축측 환경 모사부(920)의 실험 환경이 더욱 효과적으로 조절될 수 있다.
각각의 계측기에서 측정된 데이터들을 처리하기 위하여 데이터 수집장치가 설치될 수 있다. 이때, 데이터 수집장치는 데이터기록기(data logger)가 될 수 있다. 데이터는 GPIB(General Purpose Interface Bus) 카드를 이용하여 컴퓨터(personal computer)로 전송되고, 데이터 기록 프로그램을 통해 미리 설정된 간격마다 데이터가 저장될 수 있다. 본 실험에서 데이터는 설정된 측정간격 예를 들어 2초 간격으로 측정될 수 있다.
따라서, 항공기를 실제 운행하지 아니하고도, 항공기에 탑재된 냉각 시스템과 동일한 환경에서 효과적으로 실험을 수행할 수 있다.
본 발명에 따르면, 항공전자장비 포드 시스템의 환경을 효과적으로 조절할 수 있다.
지금까지 본 발명의 바람직한 실시예 및 응용예에 대하여 도시하고 설명하였지만, 본 발명은 상술한 특정 실시예 및 응용예에 한정되지 아니하며, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 다양한 변형실시가 가능한 것은 물론이고, 이러한 변형실시들이 본 발명의 기술적 사상이나 전망으로부터 개별적으로 이해되어져서는 안 될 것이다.
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- 냉매를 압축하는 압축기;
외부의 공기를 유입하여 상기 냉매를 응축하는 응축기;
전기적으로 제어되는 전자식 팽창 밸브(Electronic Expansion Valve, EEV)를 포함하여 응축된 상기 냉매를 팽창시키는 팽창장치;
상기 냉매를 증발시키는 증발기;
주행풍에 의한 외부 공기를 유입하여, 상기 응축기에서 유입된 상기 외부 공기에 의하여 상기 냉매를 응축하도록 하는 에어 스쿠프;
상기 에어 스쿠프의 상기 주행풍의 유입부에 설치되어, 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 압력을 감지하는 압력 센서; 및
상기 주행풍의 압력에 따라 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍을 개폐하는 개폐 수단을 구비하면서,
상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 압력을 감지하고, 상기 주행풍의 압력에 따라 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍을 개폐하되, 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 유입이, 별도의 제어기 없이 압력 센서에 측정되는 상기 주행풍의 압력이 설정된 압력에 도달하면 기계식으로 개폐되는 환경 조절 장치와
카메라 및 항공전자장비 중의 적어도 어느 하나가 탑재되는 전자장비 탑재부를 포함하고,
상기 환경 조절 장치의 증발기에서 상기 전자장비 탑재부로부터 더운 공기를 유입하여 냉각하여 냉각 공기를 생성하고, 상기 환경 조절 장치가 상기 증발기로부터 배출되는 상기 냉각 공기를 상기 전자장비 탑재부를 통과하여 형성되는 밀폐 유로로 순환시키는 증발기 팬을 구비하면서 상기 전자장비의 내부를 설정된 범위로 온도를 유지시킬 수 있도록 상기 환경 조절 장치를 제어하되,
상기 전자장비 탑재부의 내부의 열부하량, 상기 전자장비 탑재부의 고도 조건 및 냉매의 과냉 조건 중 적어도 어느 하나에 대하여 상기 환경 조절 장치를 제어하고,
상기 내부 열부하량이 상기 전자장비 탑재부의 자체 발열에 의한 열부하량과 상기 전자장비 탑재부 외부 표면 근처에서 공기의 마찰 또는 압축으로 인한 표면 가열에 의한 공력 가열에 의한 열부하량을 포함하는 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템.
- 냉매를 압축하는 압축기;
외부의 공기를 유입하여 상기 냉매를 응축하는 응축기;
전기적으로 제어되는 전자식 팽창 밸브(Electronic Expansion Valve, EEV)를 포함하여 응축된 상기 냉매를 팽창시키는 팽창장치;
상기 냉매를 증발시키는 증발기;
주행풍에 의한 외부 공기를 유입하여, 상기 응축기에서 유입된 상기 외부 공기에 의하여 상기 냉매를 응축하도록 하는 에어 스쿠프;
상기 에어 스쿠프의 상기 주행풍의 유입부에 설치되어, 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 압력을 감지하는 압력 센서;
상기 주행풍의 압력에 따라 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍을 개폐하는 개폐 수단; 및
외부 공기를 유입하여 상기 외부 공기와 냉매 가스 사이의 열교환에 의하여 상기 냉매 가스가 응축되도록 하는 응축기 팬;을 구비하면서,
상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 압력을 감지하고, 상기 주행풍의 압력에 따라 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍을 개폐하되, 상기 에어 스쿠프를 통하여 유입되는 상기 주행풍의 유입이, 별도의 제어기 없이 압력 센서에 측정되는 상기 주행풍의 압력이 설정된 압력에 도달하면 기계식으로 개폐되고,
지상으로부터의 위치가 설정된 높이 이하이면 상기 응축기 팬이 작동되어 상기 외부 공기를 상기 응축기로 유입하도록 제어하는 환경조절 장치와
카메라 및 항공전자장비 중의 적어도 어느 하나가 탑재되는 전자장비 탑재부를 구비하고,
상기 환경 조절 장치의 증발기에서 상기 전자장비 탑재부로부터 더운 공기를 유입하여 냉각하여 냉각 공기를 생성하고, 상기 환경 조절 장치가 상기 증발기로부터 배출되는 상기 냉각 공기를 상기 전자장비 탑재부를 통과하여 형성되는 밀폐 유로로 순환시키는 증발기 팬을 구비하면서 상기 전자장비의 내부를 설정된 범위로 온도를 유지시킬 수 있도록 상기 환경 조절 장치를 제어하되,
상기 전자장비 탑재부의 내부의 열부하량, 상기 전자장비 탑재부의 고도 조건 및 냉매의 과냉 조건 중 적어도 어느 하나에 대하여 상기 환경 조절 장치를 제어하고,
상기 내부 열부하량이 상기 전자장비 탑재부의 자체 발열에 의한 열부하량과 상기 전자장비 탑재부 외부 표면 근처에서 공기의 마찰 또는 압축으로 인한 표면 가열에 의한 공력 가열에 의한 열부하량을 포함하는 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템.
- 제7항 또는 제8항에 있어서,
상기 환경 조절 장치가, 상기 전자장비 탑재부로 냉각 공기를 배출하는 공기 배출구, 및 상기 전자장비 탑재부로부터 더운 공기를 유입하는 공기 유입구를 구비하고,
상기 공기 배출구가 상기 공기 유입구보다 아래에 배치되는 환경 조절 장치를 구비하는 항공전자장비 포드 시스템.
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