WO2016024521A1 - 航空機の電子機器を冷却する冷却装置 - Google Patents

航空機の電子機器を冷却する冷却装置 Download PDF

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博幸 木村
伸介 松野
典子 森岡
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    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Definitions

  • the present disclosure relates to a cooling device that cools electronic equipment of an aircraft, and more particularly, to a cooling device that does not require an outside air introduction system specially prepared for cooling electronic equipment.
  • transmission of all power was based on mechanical links in principle.
  • the pilot moves the control stick, such movement is transmitted to the hydraulic system by a mechanical link, and the hydraulic system drives the aileron.
  • a part of the power is taken out from the engine by the gear system and transmitted to the fuel pump to drive it.
  • a power feeding system using a power semiconductor such as an insulated gate bipolar transistor (IGBT) is used.
  • IGBT insulated gate bipolar transistor
  • Such a power supply system converts AC power output from a generator coupled to an engine into DC power, supplies power to each device, stores surplus in a storage battery, and further stores a part of the DC power with a different voltage by an inverter. It converts to AC power and supplies power to each device. Since AC-DC conversion by a semiconductor with improved energy efficiency such as IGBT can be used, good power efficiency and good controllability are realized.
  • Patent Documents 1 and 2 disclose a cooling system for equipment in an aircraft.
  • the cooling problem is reduced, but another problem may occur. That is, the direct current is likely to cause a discharge, and once the discharge is generated, it is difficult to stop naturally, but the discharge is more likely to occur in the low-pressure atmosphere in the high sky.
  • One solution to this problem is to reduce the DC voltage, but this significantly impairs the efficiency of the power supply system.
  • the cooling device disclosed in the present application aims to solve these problems.
  • a cooling device that cools an electronic device disposed in the pressurization chamber in an aircraft having a pressurization chamber and a ram air flow path includes a partition that separates the pressurization chamber and the ram air flow path, and heats the electronic equipment. And a heat exchanger exposed to the ram air flow path to dissipate heat to the ram air.
  • a cooling device that cools electronic equipment without requiring a specially prepared outside air introduction system is provided.
  • FIG. 1 is a schematic perspective view of an aircraft having a pressurizing chamber and a ram air flow path.
  • FIG. 2 is a perspective view schematically showing an outside air introduction system and a ram air flow path for the pressurizing chamber.
  • FIG. 3 is a schematic block diagram of the pressurizing chamber, the ram air flow path, and the cooling device.
  • the cooling device is used to cool the power semiconductor of the power feeding system, but of course, such a cooling device can be used to cool other devices, for example, a control circuit.
  • the aircraft 1 includes a fuselage 3 and a main wing 5.
  • a certain part in the body 3 is a pressurizing chamber pressurized from the outside air.
  • the aircraft 1 further includes an engine 7 suspended from each main wing 5.
  • the engine 7 not only generates thrust, but also includes a generator 25 to generate AC power.
  • the AC power is guided from the engine 7 to the electric chamber 9 in the pressurizing chamber via a power feeding path 27 passing through the main wing 5.
  • the power supply system includes a converter that converts the AC power into DC power, and further includes an inverter that converts a part of the AC power into AC power. These converters and inverters are arranged in a pressurized electrical chamber 9. The converted DC power and the reconverted AC power are supplied to each device 31 via the in-machine wiring 29.
  • the aircraft 1 includes a pressurization system to supply pressurized air to the pressurization chamber.
  • the pressurizing system generally includes an inlet 23 opened at the lower portion of the body 3 and a compressor 33 communicating with the inlet 23.
  • the compressor 33 pressurizes the outside air A sucked through the inlet 23 to a pressure close to the atmospheric pressure on the ground and supplies the pressurized air to the pressurizing chamber.
  • the outside air can be at a considerably low temperature (for example, ⁇ 50 ° C.), but since the pressurization by the compressor 33 is adiabatic compression, the pressurized air can be rather at a high temperature (for example, 100 ° C.). Since such high-temperature air cannot be supplied to the pressurizing chamber as it is, the aircraft 1 includes a ram air flow path 13 for the purpose of cooling to a temperature comfortable for the occupant.
  • the ram air flow path 13 includes a ram intake 17 that opens to the lower portion of the body 3, a heat exchanger 35 that communicates with the ram intake 17, and an exhaust port 19 that communicates with the ram intake 17 and opens to the lower portion of the body 3.
  • the ram air Ar flows from the ram intake 17 into the ram air flow path 13, cools the pressurized air in the heat exchanger 35, and is discharged to the outside as the exhaust Ex 19 from the exhaust port 19.
  • each device or element 11 of the power feeding system is disposed in the pressurized electrical chamber 9 and is in thermal contact with the heat conductor 21 for heat removal.
  • thermal contact means having a close contact sufficient to reduce thermal resistance beyond mere structural contact and is based on such definitions throughout the specification and appended claims. used.
  • adhesives such as thermal grease can be utilized to establish thermal contact.
  • the electric chamber 9 and the ram air channel 13 are hermetically separated by one or more partition walls 15.
  • the heat conductor 21 extends from the electric chamber 9 over the partition wall 15 to the ram air channel 13 and is exposed to the ram air channel 13.
  • the tip of the heat conductor 21 has a structure that increases the surface area like a plurality of fins, and thus acts as a heat exchanger.
  • the front end of the heat conductor 21 is exposed to the flow of the ram air Ar, thereby radiating the heat of each device or the element 11 to the ram air Ar.
  • Each heat conductor 21 may be integrated from the inside of the electric chamber 9 to the ram air flow path 13 and may penetrate the partition wall 15 in an airtight manner. In such a configuration, the partition wall 15 may not contribute to heat exchange.
  • Each heat conductor 21 may be an aggregate of a plurality of solids, but may be a single body. A single body is advantageous in reducing the thermal resistance.
  • Each of the heat conductors 21 is made of a good heat conductive material such as aluminum, copper, silver, carbon (for example, graphite), or partially or entirely transmitted as a heat pipe in order to realize a sufficiently low heat resistance. It may be a thermal device.
  • each heat conductor 21 does not have to penetrate the partition wall 15.
  • the one on the electric chamber 9 side may be in thermal contact with the partition wall 15, and the one on the ram air flow path 13 side may also be in thermal contact with the partition wall 15 to conduct heat via the partition wall 15.
  • the partition wall 15 constitutes a part of a heat transfer path from the device or the element 11 to the ram air flow path 13.
  • a good heat conductive material such as aluminum, copper, silver, or carbon (for example, graphite) can be applied to the partition wall 15.
  • the cooling device as described above dissipates the heat generated from each device or element 11 to the ram air Ar through the heat exchanger made of the heat conductor 21, beyond the partition wall 15 that separates the pressurizing chamber and the ram air flow path 13.
  • Each device or element 11 is disposed in the pressurizing chamber, but the heat is quickly released from the pressurizing chamber to the outside, causing little increase in the temperature of each device or element 11 or the pressurizing chamber, or pressurizing. Does not affect the heat balance of the room.
  • each device or element 11 since each device or element 11 is operated in pressurized air, it does not cause a discharge even when a relatively high voltage DC power is handled. Since the power supply system can use DC power having a relatively high voltage, good energy efficiency can be realized.
  • Such a cooling device uses a ram air flow path normally provided in an aircraft, and does not require a special outside air introduction system. It does not restrict the use of the interior space of the aircraft, nor does it cause an increase in weight.
  • a cooling device that cools electronic equipment without requiring a specially prepared outside air introduction system is provided.

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Abstract

　与圧室とラムエア流路（１３）とを有する航空機において前記与圧室内に配置された電子機器（１１）を冷却する冷却装置は、前記与圧室と前記ラムエア流路とを隔離する隔壁（１５）と、前記電子機器に熱的に接し、ラムエアに放熱するべく前記ラムエア流路に露出した熱交換器（２１）と、を備える。

Description

航空機の電子機器を冷却する冷却装置
　本開示は、航空機の電子機器を冷却する冷却装置に関し、特に電子機器の冷却のために特別に用意された外気導入系を必要としない冷却装置に関する。
　航空機において、あらゆる動力の伝達は、原則的に機械的リンクに拠っていた。例えば補助翼を動かそうとするときには、パイロットは操縦桿を動かし、かかる動作が機械的リンクにより油圧システムに伝達され、油圧システムが補助翼を駆動する。またエンジンからは、ギアシステムにより動力の一部が取り出されて燃料ポンプに伝達され、これを駆動する。
　最新の技術によれば、これらの機械的リンクは、順次電気的手段に置き換えられ、以って航空機の軽量化が図られている。軽量化は、もちろん航空機の燃費向上に著しく貢献する。
　また多くの機器に電子制御が適用され、これによっても航空機の性能向上が図られている。さらには結氷防止のためのヒータ等の電装品が利用される。
　これらの事情に基づき、航空機内の電力需要は増大している。かかる電力需要を満たすため、絶縁ゲート型バイポーラトランジスタ（ＩＧＢＴ）のごときパワー半導体を利用した給電システムが利用されている。かかる給電システムは、エンジンに結合した発電機から出力された交流電力を直流電力に変換して各機器に給電し、余剰分を蓄電池に溜め、また直流電力の一部をさらにインバータにより異なる電圧の交流電力に変換して各機器に給電する。ＩＧＢＴのごときエネルギ効率の改善された半導体による交流－直流変換が利用できるので、良好な電力効率と良好な制御性とが実現している。
　一方、航空機において機器の冷却は技術的問題である。特許文献１，２は、航空機における機器の冷却システムを開示する。
日本国特許公開Ｓ６４－６１９９９号 日本国特許公開２００８－３１２４３９号
　上述のごとき給電システムを航空機の与圧室において運用しようとすれば、その冷却に問題が生ずる。何となれば与圧室は半閉鎖的な環境であって熱の捨て場が無いからである。給電システムがより大きな電力を扱おうとするほど、かかる問題は顕著になりうる。
　給電システムを与圧室外において運用すれば、冷却の問題は軽減されるが、別の問題が生じうる。すなわち、直流は放電を起こし易く、かつ一旦放電が生じると自然には停止し難いが、高空における低圧大気ではより放電が起こり易くなるからである。かかる問題に対する解の一は、直流の電圧を下げることであるが、これは給電システムの効率を著しく損なう。
　本出願が開示する冷却装置は、これらの問題を解決することを目的とする。
　与圧室とラムエア流路とを有する航空機において前記与圧室内に配置された電子機器を冷却する冷却装置は、前記与圧室と前記ラムエア流路とを隔離する隔壁と、前記電子機器に熱的に接し、ラムエアに放熱するべく前記ラムエア流路に露出した熱交換器と、を備える。
　特別に用意された外気導入系を必要とせずに電子機器を冷却する冷却装置が提供される。
図１は、与圧室とラムエア流路とを有する航空機の模式的な斜視図である。 図２は、与圧室のための外気導入系とラムエア流路とを模式的に示す斜視図である。 図３は、与圧室、ラムエア流路および冷却装置の模式的なブロックダイアグラムである。
　幾つかの実施形態を添付の図面を参照して以下に説明する。図面は必ずしも正確な縮尺により示されておらず、従って相互の寸法関係は図示されたものに限られないことに注意を要する。
　以下に説明する実施形態において、冷却装置は給電システムのパワー半導体を冷却するのに利用されるが、もちろん他の機器、例えば制御回路の冷却に、かかる冷却装置を利用することができる。
　図１を参照するに、航空機１は胴体３と主翼５とを備える。胴体３の内部において一定の部分は、外気よりも加圧された与圧室である。
　航空機１は、さらに、各主翼５から懸架されたエンジン７を備える。エンジン７は推力を発生するのみならず、それぞれ発電機２５を備えて交流電力を発生する。交流電力は、エンジン７から主翼５を通る給電経路２７を経由して、与圧室内の電気室９に導かれる。
　給電システムは、かかる交流電力を直流電力に変換するコンバータを備え、さらにその一部を交流電力に変換するインバータを備える。これらのコンバータおよびインバータは、与圧された電気室９内に配置される。変換された直流電力、および再変換された交流電力は、機内配線２９を経由して各機器３１に給電される。
　図１に組み合わせて図２を参照するに、加圧された空気を与圧室に供給するべく、航空機１は与圧系を備える。与圧系は、概略、胴体３の下部に開口したインレット２３と、これに連通したコンプレッサ３３と、よりなる。コンプレッサ３３は、インレット２３を通して吸入した外気Ａを、地上の大気圧に近い圧力にまで加圧して与圧室に供給する。
　高空において外気は相当程度の低温（例えば－５０℃）になりうるが、コンプレッサ３３による加圧は断熱的な圧縮であるので、加圧された空気はむしろ高温（例えば１００℃）になりうる。かかる高温の空気をそのまま与圧室に供給することはできないので、乗員に快適な温度にまで冷却する目的で、航空機１は、ラムエア流路１３を備える。
　ラムエア流路１３は、胴体３の下部に開口したラムインテーク１７と、これに連通した熱交換器３５と、さらにこれに連通して胴体３の下部に開口した排気口１９とを備える。ラムエアＡｒはラムインテーク１７からラムエア流路１３に流入し、熱交換器３５において加圧空気を冷却し、排気Ｅｘとして排気口１９より外部に排出される。
　図１，２に組み合わせて図３を参照するに、給電システムの各機器ないし素子１１は、与圧された電気室９内に配置され、抜熱のための熱伝導体２１に熱的に接している。ここで「熱的に接する」の語は、単なる構造的な接触を越えて熱抵抗を低下せしめるに十分な密な接触を有するという意味であり、明細書および添付の請求項を通じてかかる定義に基づき使用される。当業者によく知られている通り、熱的接触を確立するべく例えばサーマルグリスのごとき粘着剤が利用できる。
　電気室９とラムエア流路１３とは、一以上の隔壁１５により気密的に隔てられる。熱伝導体２１は電気室９から隔壁１５を越えてラムエア流路１３に延び、ラムエア流路１３に露出する。熱伝導体２１の先端は複数のフィンのごとく表面積を大きくする構造を有し、以って熱交換器として作用する。かかる熱伝導体２１の先端は、ラムエアＡｒの流れに曝され、以って各機器ないし素子１１の熱をラムエアＡｒに放熱する。
　各熱伝導体２１は、電気室９内からラムエア流路１３に至るまで、一体であって、隔壁１５を気密的に貫通していてもよい。かかる構成においては、隔壁１５は熱交換に寄与しなくてもよい。各熱伝導体２１は、複数の固体の集合体であってもよいが、単一体であってもよい。単一体のほうが熱抵抗を下げるに有利である。
　また各熱伝導体２１は、十分に低い熱抵抗を実現するべく、アルミニウム、銅、銀、炭素（例えばグラファイト）のごとき良熱伝導物質よりなり、あるいは部分的ないし全体的にヒートパイプのごとき伝熱装置であってもよい。
　さらには、各熱伝導体２１は、隔壁１５を貫通していなくてもよい。各熱伝導体２１において電気室９側の一体が隔壁１５に熱的に接し、またラムエア流路１３側の一体も隔壁１５に熱的に接し、隔壁１５を介して伝熱していてもよい。かかる構成においては、隔壁１５は、機器ないし素子１１からラムエア流路１３に至る熱伝達経路の一部を構成する。熱抵抗を減ずるべく、隔壁１５には、アルミニウム、銅、銀、炭素（例えばグラファイト）のごとき良熱伝導物質を適用することができる。
　上述のごとき冷却装置は、熱伝導体２１よりなる熱交換器を通して、与圧室とラムエア流路１３とを隔離する隔壁１５を越えて、各機器ないし素子１１の発熱をラムエアＡｒに放熱する。各機器ないし素子１１は与圧室に配置されているが、その発熱は与圧室から速やかに外部に放出され、各機器ないし素子１１や与圧室の温度上昇を殆ど引き起こさず、あるいは与圧室の熱収支に影響を及ぼさない。また各機器ないし素子１１は与圧された空気の中で運用されるので、比較的に高電圧の直流電力を扱っても放電を起こすことがない。給電システムは、比較的に高い電圧の直流電力を利用できるので、良好なエネルギ効率を実現することができる。
　かかる冷却装置は、航空機が通常備えるラムエア流路を利用しており、それ以外に特別な外気導入系を必要としない。航空機の内部空間の利用を制約せず、また重量の増大を招くわけでもない。
　幾つかの実施形態を説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上記開示内容に基づき、当該技術分野の通常の技術を有する者が、実施形態の修正ないし変形をすることが可能である。
　特別に用意された外気導入系を必要とせずに電子機器を冷却する冷却装置が提供される。

Claims (3)

  1. 　与圧室とラムエア流路とを有する航空機において前記与圧室内に配置された電子機器を冷却する冷却装置であって、
    　前記与圧室と前記ラムエア流路とを隔離する隔壁と、
    　前記電子機器に熱的に接し、ラムエアに放熱するべく前記ラムエア流路に露出した熱交換器と、
    　を備えた冷却装置。
  2. 　請求項１の冷却装置であって、前記熱交換器は前記隔壁の前記与圧室側の面と前記隔壁の前記ラムエア流路側の面との両方に熱的に接し、以って前記熱交換器と前記隔壁とは前記電子機器の熱を前記ラムエア流路に伝達する熱伝達経路を構成する、冷却装置。
  3. 　請求項１または２の冷却装置であって、前記熱交換器は、さらにヒートパイプを含む、冷却装置。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118104407A (zh) * 2021-09-30 2024-05-28 史密斯英特康公司 用于飞行器的外部安装电子设备的热管理系统和方法
US11697502B2 (en) * 2021-11-17 2023-07-11 Beta Air, Llc Systems and methods for cooling a high voltage cable on an electric aircraft

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01256775A (ja) * 1988-04-04 1989-10-13 Mitsubishi Electric Corp ポツド冷却装置
JPH1144463A (ja) * 1997-07-25 1999-02-16 Shimadzu Corp 航空機用空気調和装置
JP2004256051A (ja) * 2003-02-27 2004-09-16 Sumitomo Precision Prod Co Ltd 航空機用液冷装置

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3752422A (en) * 1971-06-30 1973-08-14 Boeing Co Jet augmented ram air scoop
US4819720A (en) * 1984-11-09 1989-04-11 Mcdonnell Douglas Corporation Skin heat exchanger
JPH0725357B2 (ja) 1985-02-07 1995-03-22 三菱電機株式会社 流線形格納容器冷却装置
JPS6461999A (en) 1987-09-02 1989-03-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Cooling device for apparatus of moving body
JP2771849B2 (ja) * 1989-06-23 1998-07-02 エス・ティ・エス株式会社 航空電子機器の機体外表面クーラーを利用した冷却装置
US5481433A (en) * 1994-07-01 1996-01-02 Chrysler Corporation Heat dissipation from high power semiconductors in an electrical vehicle
GB2389174B (en) * 2002-05-01 2005-10-26 Rolls Royce Plc Cooling systems
JP2004029554A (ja) 2002-06-27 2004-01-29 Olympus Corp 撮像レンズユニットおよび撮像装置
JP2006042441A (ja) 2004-07-23 2006-02-09 Toyota Motor Corp 冷却システムおよびその制御方法並びに自動車
JP4944119B2 (ja) * 2006-09-19 2012-05-30 三菱電機株式会社 移動体用冷却装置
US7732953B2 (en) 2007-06-12 2010-06-08 Hamilton Sundstrand Corporation Electric motor cooling
US8408281B2 (en) * 2007-10-15 2013-04-02 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for pulsed-jet-enhanced heat exchanger
DE102009013159A1 (de) * 2009-03-16 2010-09-23 Airbus Operations Gmbh Kühler für ein Flugzeugkühlsystem, Flugzeugkühlsystem und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems
US8813832B2 (en) * 2009-03-24 2014-08-26 Sumitomo Precision Products Co., Ltd. Heat sink
US8720828B2 (en) * 2009-12-03 2014-05-13 The Boeing Company Extended plug cold plate
DE102010005902B4 (de) * 2010-01-27 2017-09-14 Airbus Operations Gmbh Flugzeug mit mindestens einem druckbeaufschlagten Rumpfbereich und mindestens einem nicht druckbeaufschlagten Bereich sowie Verfahren zum Belüften eines nicht druckbeaufschlagten Bereichs eines Flugzeugs
US8459966B2 (en) 2010-07-19 2013-06-11 Hamilton Sundstrand Corporation Ram air fan motor cooling
DE102010051517A1 (de) * 2010-11-16 2012-05-16 Airbus Operations Gmbh Flugzeugaußenhautwärmetauscher, Flugzeugkühlsystem und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugaußenhautwärmetauschers
FR2971763B1 (fr) * 2011-02-22 2013-03-15 Airbus Operations Sas Echangeur thermique incorpore dans une paroi d'un aeronef
US8995131B2 (en) * 2011-08-29 2015-03-31 Aerovironment, Inc. Heat transfer system for aircraft structures
FR2995589B1 (fr) * 2012-09-19 2015-07-31 Liebherr Aerospace Toulouse Sas Panneau de carrosserie pour vehicule de transport comprenant un dispositif d'echange thermique et vehicule de transport comprenant un tel panneau de carrosserie
US9840967B2 (en) * 2013-03-04 2017-12-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Ram air thermal management system
US9653375B2 (en) * 2013-03-26 2017-05-16 Mitsubishi Electric Corporation Vehicular power conversion device
DE102013008620A1 (de) * 2013-05-21 2014-11-27 Airbus Operations Gmbh Flugzeugkühlsystem und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01256775A (ja) * 1988-04-04 1989-10-13 Mitsubishi Electric Corp ポツド冷却装置
JPH1144463A (ja) * 1997-07-25 1999-02-16 Shimadzu Corp 航空機用空気調和装置
JP2004256051A (ja) * 2003-02-27 2004-09-16 Sumitomo Precision Prod Co Ltd 航空機用液冷装置

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