(57)【要約】航空機の内部に位置する熱源（３８）からヒートシンク（３２）に熱を放出させる冷却システムであって、前記熱源（３８）を有する熱入力区分（１４）と、前記ヒートシンク（３２）を有する熱出力区分（２２）とに熱結合され、周囲の外気に対し密閉され、本質的に断熱性とした伝達区分（２１）を有するのが好ましい配管システム（１０）を具える当該冷却システムにおいて、前記配管システム（１０）には熱伝達媒体（１２）が充填されており、この熱伝達媒体は、前記熱入力区分（１４）において前記熱源（３８）から熱を取り入れた際に液相から気相に転移し、次に前記熱出力区分（２２）に流れ、この熱出力区分で熱を前記ヒートシンク（３２）に放出すると再び凝縮して前記熱入力区分（１４）に戻るように流れるようにした冷却システムを提供する。
2007519555.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の内部に位置する熱源（３８；１３８；２３８；３３８）からヒートシンク（３２；１３２；２３２；３３２）に熱を放出させる冷却システムであって、前記熱源（３８；１３８；２３８；３３８）を有する熱入力区分（１４；１１４）と、前記ヒートシンク（３２；１３２；２３２；３３２）を有する熱出力区分（２２）とに熱結合され、周囲の外気に対し密閉され、本質的に断熱性とした伝達区分（２１；２１ａ）を有するのが好ましい配管システム（１０；１１０）を具える当該冷却システムにおいて、前記配管システム（１０）には熱伝達媒体（１２）が充填されており、この熱伝達媒体は、前記熱入力区分（１４；１１４）において前記熱源（３８；１３８；２３８；３３８）から熱を取り入れた際に液相から気相に転移し、次に前記熱出力区分（２２；１２２）に流れ、この熱出力区分で熱を前記ヒートシンク（３２；１３２；２３２；３３２）に放出すると再び凝縮して前記熱入力区分（１４；１１４）に戻るように流れるようにした冷却システム。
【請求項２】
請求項１に記載の冷却システムにおいて、前記配管システム（１０；１０ａ）が閉鎖パイプを有し、この閉鎖パイプの一方の端部が前記熱入力区分（１４；１４ａ）であり、この閉鎖パイプの他方の端部が前記熱出力区分（２２；２２ａ）であり、これらの双方の端部が前記伝達区分（２１；２１ａ）を介して互いに連結されている冷却システム。
【請求項３】
請求項１又は２に記載の冷却システムにおいて、前記熱源（３８；１３８；２３８；３３８）が、航空機内の電子装置と、航空機内の搭載調理室と、航空機内の要冷却面と、これらに類似する構成要素とのうち少なくとも１つの構成要素を有している冷却システム。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、前記ヒートシンク（３２；１３２；２３２；３３２）が、航空機の外壁、航空機体、航空機のビルジ、エアーチャネル、特にラムエアーチャネル、又は熱交換器の一部を有する冷却システム。
【請求項５】
請求項１〜４のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、前記熱入力区分（１４；１１４）と、前記熱出力区分（２２；１２２）との双方又はいずれか一方における熱伝達が、前記熱源（３８；１３８；２３８；３３８）及び前記ヒートシンク（３２；１３２；２３２；３３２）を前記配管システム（１０）に結合する熱交換器（３４；１３４；２３４；３３４）により行われるようにした冷却システム。
【請求項６】
請求項５に記載の冷却システムにおいて、伝達される熱流がそれぞれの熱交換器（３４；１３４；２３４；３３４）により制御されるようにした冷却システム。
【請求項７】
請求項６に記載の冷却システムにおいて、それぞれの熱交換器（３４；１３４；２３４；３３４）にベンチレータ（４０；１４０；２４０；３４０）が配置されており、このベンチレータにより、前記熱交換器（３４；１３４；２３４；３３４）と前記熱源（３８；１３８；２３８；３３８）との間の熱伝達が制御されるようになっている冷却システム。
【請求項８】
請求項１〜７のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、熱伝達媒体（２０）の流れが、前記熱入力区分（１４；１１４）と前記熱出力区分（２２；１２２；２２２；３２２）との間で制御されるようになっている冷却システム。
【請求項９】
請求項８に記載の冷却システムにおいて、この冷却システムには加減弁（１５８；２７８；２８０；２８６；３７８；３８６）が配置され、この加減弁により前記熱交換器（３４；１３４；２３４；３３４）へ又は前記熱交換器（３４；１３４；２３４；３３４）から流れる熱伝達媒体の量が、或いはこれらの双方の量が制御されるようになっている冷却システム。
【請求項１０】
請求項１〜９のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、前記熱源（１３８；２３８；３３８）の区分に温度センサ（１５０）が配置され、この温度センサ（１５０）が記録した温度を参照して冷却システムが制御されるようになっている冷却システム。
【請求項１１】
請求項６〜９のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、前記熱源（１３８；２３８；３３８）の区分に温度センサ（１５０）が配置され、この温度センサ（１５０）が記録した温度を参照して冷却システムが制御されるようになっており、前記ベンチレータ（４０；１４０；２４０；３４０）及び前記加減弁（１５８；２７８；２８０；２８６；３７８；３８６）の双方又はいずれか一方が、前記温度センサ（１５０）により記録された温度に応じて制御されるようになっている冷却システム。
【請求項１２】
請求項１１に記載の冷却システムにおいて、前記温度センサ（１５０）により記録された温度に応じて前記ベンチレータ及び加減弁の双方又はいずれか一方を制御する調整装置（１５２）が設けられている冷却システム。
【請求項１３】
請求項１〜１２のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、前記熱源（２３８）と前記ヒートシンクとの間に冷気蓄積ユニット（２６６）が設けられている冷却システム。
【請求項１４】
請求項１〜１２のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、前記熱源（３３８）の区分に冷気蓄積ユニット（３６６）が設けられている冷却システム。
【請求項１５】
請求項１〜１４のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、前記配管システム（２６０，２６２；３６０，３６２）が、前記熱源（２３８；３３８）と前記ヒートシンク（２６４；３６４）とを送給ライン及び逆流ラインによりそれぞれ連結する閉回路を構成している冷却システム。
【請求項１６】
請求項１３又は１４に記載の冷却システムにおいて、前記冷気蓄積ユニット（２６６；３６６）が特殊な配管システム（２６０；３６２）を有する特殊な回路内に位置している冷却システム。
【請求項１７】
請求項１〜１６のいずれか一項に記載の冷却システムにおいて、航空機が静止状態にある場合に、ヒートシンク（２６４）が測地学的に冷気蓄積ユニット（２６６）及び熱源（２３８）よりも高く位置するようになっている冷却システム。
【請求項１８】
航空機の内部に位置する熱源（３８；１３８；２３８；３３８）からヒートシンク（３２；１３２；２３２；３３２）に熱を放出させる方法において、前記熱源（３８；１３８；２３８；３３８）を有する熱入力区分（１４；１１４）と、前記ヒートシンク（３２；１３２；２３２；３３２）を有する熱出力区分（２２）とに熱結合され、周囲の外気に対し密閉され、本質的に断熱性とした伝達区分（２１；２１ａ）を有するのが好ましい配管システム（１０；１１０）に熱伝達媒体（１２）を充填し、この熱伝達媒体が、前記熱入力区分（１４；１１４）において前記熱源（３８；１３８；２３８；３３８）から熱を取り入れた際に液相から気相に転移し、次に前記熱出力区分（２２；１２２）に流れ、この熱出力区分で熱を前記ヒートシンク（３２；１３２；２３２；３３２）に放出すると再び凝縮して前記熱入力区分（１４；１１４）に戻るように流れるようにする方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の内部に位置する熱源からヒートシンク又は熱低減器に熱を排出させる冷却システム及び方法に関するものである。
【０００２】
航空機、特に民間航空機には、航空機の操縦中に熱を発する多数の電子装置やその他の機能ユニットがある。例えば、航空機の搭載調理室では、提供する食事や飲み物を長時間楽しめるように調理する必要がある。更に、航空機内には多数のコンピュータユニットがあり、これらコンピュータユニットからも動作中に多量の熱を排出させて信頼的な機能を保証しうるようにする必要がある。
【０００３】
上述した冷却機能を得るために、過去に種々の着想が提案された。例えば、ドイツ国特許第３８１２７３９号明細書には、航空機における冷却室用の冷却システムが開示されている。この冷却システムによれば、ベンチレータにより冷気室から、冷却すべき料理用ワゴンが入れられている冷却室内に空気を送給することが提案されている。冷却室からは、部分的に加熱された空気が冷気室内に戻るように送給され、この冷気室でこの空気を再び冷却しうる。冷気室は航空機の外皮の非絶縁区分と直接接しており、従って、通常の飛行高度で航空機の外皮が一般に−５０℃の温度となっている航空機の飛行操縦中に、非絶縁状態の航空機の外皮が周囲と熱結合されている結果として冷気室を有効に冷却しうるという事実により、冷気室は冷却状態に保たれる。しかし、このシステムには、冷却室を航空機の外皮付近に位置させる必要があり、これにより航空機の内装の自由度に制限を加えるという欠点がある。更に、熱伝達媒体として用いうる空気からは知覚できる程度の熱しか熱伝達のために用いうるにすぎない為、このシステムの有効レベルは低い。更に、このシステムには、熱伝達媒体を運ぶために特殊なユニットが必要であり、これが追加の寄生熱損傷を生ぜしめるという他の欠点がある。
【０００４】
熱伝達媒体として空気を用いた場合に多数の欠点があること一般に明らかである。特に、空気の固有の熱伝達性能は比較的低い。更に、必要とする配管システムを設けるには比較的大きなスペースが必要であり、しかもこの配管システムは重量を追加する問題や漏れ及び騒音に関する追加の問題をも生ぜしめるおそれがある。空気の固有の熱伝達性能は低い為、それ相応の高い熱伝達性能が必要となり、これが前述した寄生の熱損傷を生ぜしめるおそれがある。熱伝達媒体として空気を用いる他の重要な欠点は、熱源、例えば、電子装置を冷却するのに使用した空気は、通常その熱及び汚染の双方又はいずれか一方の為に気密室から排気され、再循環させることができないということである。しかし、航空機中での空気の均衡のために、このような使い捨て空気の量は極力制限する必要がある。
【０００５】
熱伝達媒体として空気を使用するのに代えて、熱伝達媒体として液体を使用する他の解決策がある。しかし、この場合その重量が比較的大きくなるという欠点がある。更に、液体の熱伝達媒体を運ぶのにポンプが必要となり、これにより、一方では、重量を増大させ、他方では、寄生の熱損傷を生ぜしめ、従って、冷却ユニットの有効度を低減させる。更に、この種類の冷却システムは維持するのに費用が比較的嵩む。
【０００６】
しかし、米国特許第 6,435,454号明細書には、超音速ジェット機の外皮を冷却システムにより冷却するシステムが開示されている。このシステムによれば、空気摩擦により生ぜしめられる航空機の外皮の過熱が回避されて赤外線の放出が最少となり、従って、赤外線検出器による航空機の識別を低減させる。上述した現在の技術状態と相違して、このシステムによれば、航空機の外皮からの熱を航空機の内部に伝達し、この内部で例えば、燃料を有効燃焼させるために燃料を加熱するのに用いられる。
【０００７】
本発明の目的は、現在の技術状態と関連して、技術的な費用を低くして固有の熱伝達性能を高めた、頭書に記載した種類の冷却システム及び方法を提供することにある。
【０００８】
この目的は、航空機の内部に位置する熱源からヒートシンク、すなわち減熱器に熱を放出させる冷却システムにおいて、この冷却システムが、前記熱源を有する熱入力区分と、前記減熱器を有する熱出力区分とに熱結合され、周囲の外気に対し密閉され、本質的に断熱性とするのが好ましい伝達区分を有する配管システムを具え、前記配管システムには熱伝達媒体が充填されており、この熱伝達媒体は、前記熱入力区分において前記熱源から熱を取り入れた際に液相から気相に転移し、次に前記熱出力区分に流れ、この熱出力区分で熱を前記減熱器に放出すると再び凝縮して前記熱入力区分に戻るように流れるようにした冷却システムにより達成される。
【０００９】
本発明による冷却システムでは、特に、熱伝達媒体の潜熱、すなわち、液相から気相への相転移時に熱伝達媒体から取り出され、熱出力区分における後の相転移時には気相から凝縮状態に戻る、すなわち、液相に戻る際に取り出される熱を用いることができる。このようにすることにより、本発明による冷却システムの特定の熱伝達性能が、現在の技術状態、例えば、熱伝達媒体として空気を用い、その顕熱のみを冷却に用いうるようにしたドイツ国特許ＤＥ３８１２７３９により確立される通常のシステムに比べてかなり高いものとなる。
【００１０】
更に、本発明による冷却システムは、熱伝達媒体と外部素子とが全く直接接触することなく、熱伝達が配管システムの壁部を介して行われる閉鎖系を提供するという追加の利点を有する。この場合、不純物や不所望な湿気が熱伝達媒体回路内に進入するのを回避しうる。更に、本発明による冷却システムは、永久的な液体の熱伝達媒体を有するシステムに比べて、重量が低くなるとともに、顕熱と潜熱との双方を熱伝達に用いうるという利点が得られる。本発明の他の利点は、例えば循環運動を設定するためのポンプのような伝達装置を必要としないということである。又、本発明によれば、閉回路を用いている為、凝縮による不所望な影響を回避しうる。本発明によらないと、例えば、ドイツ国特許ＤＥ３８１２７３９によるシステムの場合のように、凝縮による不所望な影響が航空機内のある個所に生じ、これらの個所に不所望な着氷又は腐食さえも生ぜしめるおそれがある。凝縮によるこれらの不所望な影響は、現在の技術状態の下で生じるものである。その理由は、例えば、搭載厨房からの空気を熱の伝達に用いている為である。このようにすると、周囲の空気の湿気が生じ、この湿気が航空機の外皮に前述した凝縮による不所望な影響を及ぼす為である。
【００１１】
本発明の他の例によれば、配管システムが閉鎖パイプを有し、この閉鎖パイプの一方の端部が熱入力区分であり、この閉鎖パイプの他方の端部が熱出力区分であり、これらの双方の端部が伝達区分を介して互いに連結されているようにすることを提案する。閉鎖パイプはいかなる形態のものにもすることができ、従って、航空機の内部に要冷却装置を使用及び配置することに関する融通性を比較的高くすることができる。必要に応じ設置の自由度を更に高レベルにする為に、本発明の変形例によれば、閉鎖パイプを可撓性材料から形成し、可撓性構造にする。
【００１２】
本発明によれば、熱源が、航空機内の電子装置と、航空機内の搭載調理室と、航空機内の要冷却内面と、これらに類似する構成要素とのうちの少なくとも１つの構成要素を有しているようにすることも提案する。本発明の他の例によれば、非絶縁性とした、すなわち、充分良好に熱結合させたものとするのが好ましい航空機の外壁の一部、航空機体、例えば、横構造部、床の骨組み又は天井の骨組みの一部、航空機のビルジ又はエアーチャネル、特にラムエアーチャネルの一部を減熱器又はヒートシンクとして用いうるようにする。
【００１３】
冷却システムの効率を更に高めるために、本発明の変形例によれば、熱入力区分と、熱出力区分との双方又はいずれか一方における熱伝達が、熱源又は減熱器／ヒートシンクを配管システムに結合する熱交換器により行われるようにする。本発明による冷却システムを、冷却すべき装置の異なる要求、例えば、負荷状態に応じた要求を満足するように動作させるために、可制御熱交換器、例えば、空気の流量を可変とした熱交換器を用いるようにするのが好ましい。本発明による冷却システムの変形例では、例えば、それぞれの熱交換器にベンチレータが配置されており、このベンチレータにより、熱交換器と熱源との間の熱伝達が制御されうるようにする。この場合、要求に応じて熱源を囲む空気の循環が強くなったり、弱くなったりするようにベンチレータの毎分の回転数を制御し、これにより、ベンチレータの毎分の回転数に応じて熱交換器における熱流が大きくなったり、小さくなったりするようにする。
【００１４】
本発明による冷却システムの負荷依存設定の他の実現は、本発明によれば、熱伝達媒体の流れを、熱入力区分と熱出力区分との間で制御しうるようにすることにより、可能となる。例えば、熱入力区分と熱出力区分との間での冷却システムの流れの横断面を負荷状態に応じて調整しうるようにする。この目的のために、例えば、冷却システムには加減弁を設け、この加減弁により熱交換器へ及び熱交換器から流れる熱伝達媒体の量を制御しうるようにしうる。
【００１５】
本明細書で述べる用語“制御”には、一方では、特定のモード又は基準ラインに応じた制御を、他方では、帰還を用いた調整、すなわち、制御を含むものである。
【００１６】
制御、すなわち調整のために種々のパラメータを設定することができる。特に、本発明によれば、熱源に接近させて温度センサを配置し、この温度センサが記録した温度を参照して冷却システムを制御するようにすることを提案する。更に、これと関連して、ベンチレータ及び加減弁の双方又はいずれか一方が、前記温度センサにより記録された温度に応じて制御されるようにしうる。上述した調整に関して、本発明の他の例によれば、温度センサにより記録された温度に応じて前記ベンチレータ及び加減弁の双方又はいずれか一方を制御する調整装置が設けられているようにすることを提案する。
【００１７】
本発明の他の例によれば、熱源とヒートシンクとの間に冷気蓄積ユニットが設けられていることを提案する。冷気蓄積ユニットを設けることにより、例えば、航空機が地上にあり、外気温度が高いために、航空機の外皮を介して冷却を行うことができない場合に、充分な冷却を保証することができる。
【００１８】
本発明によれば、冷気蓄積ユニットを熱源と減熱器との間に配置する代わりに、冷気蓄積ユニットを熱源にすぐ隣接させて又は熱源内に配置することをも提案する。このようにすることにより、熱伝達媒体の流れを必要とすることなしに、熱源の区分における冷気蓄積ユニットに蓄積された冷気を直接用いうるようになる。
【００１９】
好適実施例によれば、配管システムが、熱源と減熱器／ヒートシンクとを送給ライン及び逆流ラインにより互いに連結する閉回路を形成するようにすることを提案する。この場合、いわゆるループ熱パイプをもたらす。この種類のシステムは、熱伝達媒体の相転移により生じる圧力降下及び重力を使用する。熱源の区分では、熱伝達媒体が蒸発し、減熱器に向って移動する。この減熱器は、測地学的に熱源よりも高レベルに位置させるのが好ましい。減熱器では、熱伝達媒体の蒸気が凝縮し、凝縮熱を放出し、この熱が排出される。これにより得られた凝縮液が、重力と、特殊な凝縮液ラインにおける毛管効果との双方又は何れか一方により駆動されて熱源に戻るように流れる。相変化及び潜熱の利用により、各流体に対し伝達される熱出力は、相転移なしに液体又は空気を送給する場合よりも数倍高くなる。更に、例えばポンプの形態のいかなる特殊な装置も必要としない。
【００２０】
熱源と減熱器／ヒートシンクとの間に送給ライン及び逆流ラインを有する上述した種類の閉回路を用いる場合、本発明によれば、特殊な回路内の冷気蓄積ユニットが特殊な配管システムを有するようにすることも提案する。この場合、熱源と減熱器との間に、冷気を蓄積しない配管システムを設けるとともに、熱源と減熱器との間に、冷気蓄積ユニットを有する追加の配管システムを設けることができる。重力を良好に使用しうるようにするために、本発明によれば、航空機が静止状態にある場合に、減熱器／ヒートシンクが測地学的に冷気蓄積ユニット及び熱源よりも高レベルに位置するようにすることをも提案する。
【００２１】
上述した冷却システムは、上述したのとは逆の効果を得るために用いることができることに注意すべきである。すなわち、一般的な熱伝達用の冷却システムを、例えば、上述した熱源から熱を放出させて、この熱を用いて航空機の個々の構成要素を加熱することができる。
【００２２】
上述した利点以外の本発明の他の特別な利点は、熱源と減熱器／ヒートシンクとを互いに分断して、融通性のある配置の密封配管システム、特に封止管に高い可変性をもって連結することができるということである。更に、熱伝達経路には、送風機又はポンプのようないかなる能動部品をも必要としない。その理由は、相転移の結果として、所定の拡散勾配と重力との双方又は何れか一方の為に、熱伝達媒体が多かれ少なかれそれ自体を熱源から減熱器に伝達しうるとともに、それに続く減熱器／ヒートシンク区分における凝縮により、主として毛管効果と重力との双方又は何れか一方の結果として、熱伝達媒体が熱源に戻るように流れる為である。このことは、例えば、減熱器と熱源との間にわずかな傾斜があるという事実によりサポートしうるものである。これにより、いかなる追加のエネルギーを必要とすることなく、例えば、ポンプを駆動する必要なく、しかもいかなる追加の寄生熱損傷をもなく、例えば、媒体を送るポンプの動作熱による熱損傷をもなく、冷却システムを動作させることができる。更に、追加の能動部品を設けないですむ為、システムの信頼性が増大し、維持費が少なくなる。更に、不必要な放出雑音、例えば、能動部品を附勢することにより生じる雑音を回避しうる。
【００２３】
本発明は、航空機の内部に位置する熱源からヒートシンクに熱を放出させる方法にも関するものであり、この場合、前記熱源を有する熱入力区分と、前記ヒートシンクを有する熱出力区分とに熱結合され、周囲の外気に対し密閉され、本質的に断熱性とした伝達区分を有するのが好ましい配管システムに熱伝達媒体を充填し、この熱伝達媒体が、前記熱入力区分において前記熱源から熱を取り入れた際に液相から気相に転移し、次に前記熱出力区分に流れ、この熱出力区分で熱を前記ヒートシンクに放出すると再び凝縮して前記熱入力区分に戻るように流れるようにする。
【００２４】
以下、図面につき、本発明の実施例を説明する。図１には、本発明による冷却システムに用いる配管システムの形態の容器１０を一部断面で示してある。この容器は円筒型のパイプを有し、その端面は閉じてある。この容器１０の下側区分１４では、熱伝達媒体１２が液相で示されている。
【００２５】
以下に熱入力区分１４としても示すこの容器１０の下側区分１４は、熱源と熱接触しており、矢印１６で示すように、熱源からの熱は容器１２の熱入力区分１４内に入り込む。矢印１６によるこの熱は、熱伝達媒体１２内に泡１８で示すように熱伝達媒体１２を沸騰させ、この熱伝達媒体は最終的に、図１に、垂直で上方に向いた矢印２０で示すように気化する。
【００２６】
熱伝達媒体の蒸気は伝達区分２１を介して容器１０の頂部まで上昇し、従って、熱入力区分１４から熱出力区分２２に移る。すなわち、熱伝達媒体は熱入力区分１４と熱出力区分２２との間の転移区分２４を横切る。
【００２７】
熱出力区分２２では、容器１０が減熱器と熱接触しており、この減熱器により矢印２６で示すように熱が熱伝達媒体から放出される。このことは、熱伝達媒体が矢印２８で示すように容器１０の壁部に沈着し、ここで凝縮することを意味する。次に、この凝縮液が、重力の結果として図１に垂直で下方に向いた矢印３０で示すように容器１０内で垂直下方に流れ、この凝縮液が新たな熱入力用の液相に再び集められる。
【００２８】
従って、容器１０内では、熱入力区分において矢印１６で示す熱の入力と、熱出力区分において矢印２６で示す熱の出力とが互いに独立して、符号１２で示す液相から符号２０及び２８で示す気相への相転移を有する熱伝達媒体回路を発生させる。このようにして、熱伝達媒体の可成りの熱と、潜熱、すなわち、相転移中の熱伝達媒体に蓄積されている熱との双方が、熱を熱入力区分１４から熱出力区分２２へ伝達するのに用いられる。熱出力区分２２では、この潜熱が熱伝達媒体の蒸気の凝縮により再度放出される。容器１０を充填することにより生じる重量は比較的少なくして、全体的に有効な熱伝達が達成される。
【００２９】
図２は図１に類似するシステムを示すが、この場合重力に代えて毛管効果を用いる。この目的で、パイプ１０ａ内に毛細管構造体１１ａを設置し、この毛細管構造体は主としてパイプ１０ａの長さ方向に対し平行に延在させる。毛細管構造体１１ａの内部で、熱伝達媒体が熱入力区分１４ａで気化し、これにより、図２に矢印２０ａで示すように左方向への蒸気の流れが生じる。
【００３０】
熱伝達媒体は熱出力区分２２ａにおいて再度凝縮する為、矢印３０ａで示すように毛細管構造体の外側でパイプの内壁に沿って戻りの流れが生じる。一方、図２は熱入力区分１４ａを気化領域として示し、伝達区分２１ａと熱出力区分２２ａとを凝縮領域として示している。液体の伝達は毛管効果と均圧効果とにより達成される。
【００３１】
図３は、本発明による配管システムの更に他の変形例を示す。本例では、配管システムは、熱入力区分１４ｂと熱出力区分２２ｂとの間に送給ライン及び逆流ラインを有する閉回路の形態をしている。熱源１４ｂにおいて気化した熱伝達媒体は、圧力及び重力の所定の降下による推進力により、矢印２０ｂで示すように熱出力区分２２ｂにおける減熱器に伝達される。熱出力区分において温度が充分に低くなると、気化した熱伝達媒体が凝縮し、従って、凝縮熱を放出し、この熱が排出される。これにより得られた凝縮液が、矢印３０ｂで示すように重力により駆動されて凝縮液のラインを経て流れ熱入力区分に戻る。図３によるシステムでは、ループ状のヒートパイプを説明したものである。
【００３２】
図４は、航空機における配管システム１０ａに対する可能な適用例を示す。詳細には、この図４の配管システム１０ａは、その熱出力区分２２により民間航空機の外皮３２に結合されており、そのためにこの外皮３２は熱出力区分２２の付近において少なくとも殆ど絶縁されていない。配管システム１０には、その熱入力区分１４において、多数のリブ３４が設けられており、これらのリブは、熱入力区分の表面に延在し、従って、良好な熱伝達を容易にする。
【００３３】
図４では、更に、客室のフロア３６に要冷却装置３８、例えば、機内搭載調理室用の冷蔵庫が存在し、これは庫内のベンチレータ４０を有する。このベンチレータ４０は、要冷却装置内の空気を循環させて、このベンチレータ４０により、暖まった空気流４２が熱入力区分１４に伝達させて、熱をこの熱入力区分に放出させるとともに、冷却した空気流４４が熱入力区分１４から離れる方向に伝達されるようにする。
【００３４】
本発明によれば、技術的費用を比較的低くして要冷却装置３８を冷却させることができる。容器１０は、前述したように、パイプの形態をしており、従って、少量の空間しか必要としない為、要冷却装置３８は実質上航空機内の如何なる個所にも配置することができ、この配置により冷却能力がいかなる影響も受けないようにしうる。特に、図４に明瞭に示されているように、要冷却装置３８は減熱器として作用する航空機の外皮３２から大きく離れており、パイプ１０によってのみ連結されていることを指摘する。
【００３５】
図５は、図４に関連して変更した本発明の形態を示す。説明を簡単にするとともに繰返しの説明を回避するために、図４と同じ種類の、又は同じ効果を得るために用いた構成素子には、図４の符号と同じであるがその符号の前に“１”を付した符号を用いた。
【００３６】
図５による実施例は、本発明により冷却システムを調整する素子をも設けているという点で、図４による実施例と相違している。特に、冷却すべき装置内に温度センサ１５０が存在し、この温度センサが調整装置１５２と直接結合されており、従って、この温度センサは記録された温度値をこの調整装置に渡す。更に、調整装置１５２は制御ライン１５４によりベンチレータ１４０に結合され、このベンチレータを制御する。更に、調整装置１５２は他の制御ライン１５６により可調整加減弁又はサーモスタット弁１５８に結合されている。
【００３７】
図５による冷却システムは、以下のように動作する。冷却すべき装置１３８内の温度は温度センサ１５０により決定され、調整装置１５２に伝達される。冷却すべき装置１３８内の温度が高すぎる場合には、調整装置１５２が例えば、制御ライン１５４を介してベンチレータ１４０を制御し、このベンチレータ１４０の毎分の回転数を増大させる。このようにすると、空気流１４２及び１４４の循環量も増大し、多量の熱が熱交換器１３４により冷却すべき装置１３８から熱伝達媒体に移される。これに加えて又はこれに代えて、調整装置１５２が制御ライン１５６を介して加減弁１５８を制御し、この加減弁により熱伝達媒体の流れを制御するようにしうる。このようにすることにより、多量の熱伝達媒体を、配管システム１１０ａに通すように流すことができ、従って、冷却すべき装置１３８から取り除く熱の量を増大させることができる。
【００３８】
熱交換器１３４で氷が形成されるおそれのある一分野では、特に熱交換器１３４を解凍するのに調整装置１５２を用いるようにすることもできる。
【００３９】
図６は、本発明の他の実施例を示す。この場合も、図４及び５と同じ種類の、又は同じ効果を得るために用いた構成素子には、図４の符号と同じであるがその符号の前に“２”を付した符号を用いた。
【００４０】
図６は、冷却すべき装置２３８が、２つの回路２６０及び２６２によって航空機の外皮２３２に連結されていることを示している。この場合、２つの回路２６０及び２６２を外皮２３２に熱結合させるのに役立つ結合装置２６４が用いられている。
【００４１】
第１の回路２６０には、熱絶縁壁２６８を有する冷気蓄積ユニット２６６が設けられている。この回路２６０は、第１連結ライン２７０，２７２を有し、この第１連結ラインを経て、蒸発した熱伝達媒体が熱交換器２３４から結合装置２６４に流れるように設計されている。更に、この第１の回路は、２つの逆流ライン２７４及び２７６を有し、凝縮した熱伝達媒体がこれらのラインに沿って熱交換器２３４に戻るように流れうるようになっている。これらの逆流ライン２７４及び２７６には、可調整加減弁２７８及び２８０が設けられている。
【００４２】
第２の回路２６２は、送給ライン２８２と、逆流ライン２８４とを有し、この逆流ラインには、この場合も可調整加減弁２８６が存在する。この第２の回路２６２は、結合装置２６４を熱交換器２８８に連結させる。
【００４３】
図６による冷却システムは以下のように機能する。常規の動作中、すなわち、航空機の飛行操縦中に、冷却すべき装置２３８を冷却するためには、主として第２の回路２６２が用いられる。この第２の回路は、図４及び５につき説明したように作用する。すなわち、冷却すべき装置２３８に熱の入力があり、この熱は凝縮された熱伝達媒体によりライン２８２を経て結合装置２６４に伝達される。この結合装置で、冷却されている外皮２３２に熱が放出され、これにより熱伝達媒体が凝縮し、逆流ライン２８４を経て熱交換器２８８に戻るように流れる。空気流２４２により伝達される熱の量は、ベンチレータ２４０の毎分の回転数を変えるとともに、加減弁２８６を設定することにより変えることができる。
【００４４】
この冷却システムには回路２６０が加えられており、この回路２６０には冷気蓄積ユニット２６６が設けられている。この冷気蓄積ユニット２６６は、回路２６０により得られる冷却が不充分である場合に、充分な冷気を与える作用をする。この場合、回路２６０における常規の動作中、加減弁２８０は閉じた状態に保たれており、一方、加減弁２７８は開いている。このようにすることにより、冷気蓄積ユニット２６６にローディングを行って、この冷気蓄積ユニット２６６内に熱伝達媒体を凝縮形態で冷却及び蓄積させることができる。例えば、航空機が地上にあり、外皮２３２により冷却を行うことができない際に、冷気の要求が増大する場合には、加減弁２７８を閉じ且つ加減弁２８０を開いて、回路２６０を通る熱伝達媒体の流れを生ぜしめ、ベンチレータにより発生される追加の空気流２４２´を用いることにより、冷気蓄積ユニット２６６内に蓄積された、凝縮された熱伝達媒体により冷却すべき装置２３８を冷却させることができる。
【００４５】
図６による実施例では、冷気蓄積ユニット２６６の平均温度レベルを、冷却すべき装置２３８の温度と減熱器２６４の温度との間にあるようにする必要があることに注意すべきである。
【００４６】
図６による例では、減熱器、すなわち、冷却装置２６４を測地学的に冷気蓄積ユニット２６６よりも高位置にし、一方、これは測地学的に熱源、すなわち、熱交換器２３４よりも高位置にする必要があることにも注意すべきである。このようにすることにより、重力によりもたらされる液体の逆流を容易にするとともに、全体の熱伝達性能を高める。
【００４７】
又、冷却すべき装置２３８における熱交換器２３４及び２８８は空気流２４２又は２４２´に対して並列又は直列の流れを受けるようにしうることに注意すべきである。
【００４８】
図７は、図６に比べて簡単化した実施例を示す。この場合も、図６と同じ種類の、又は同じ効果を得るために用いた構成素子には、図６の符号と同じであるが図６の符号の最初の数字“２”の代わりに数字“３”を付した符号を用いた。
【００４９】
図７による実施例は、冷気蓄積ユニット３６６を、冷却すべき装置３３８の内部に配置している点で、図６による形態のものとは相違している。このことは、冷気蓄積ユニット３６６内に蓄積された冷気伝達媒体が、その流れを必要とすることなしに、その冷気を冷却すべき装置３３８に直接放出させることができることを意味する。このことは、例えば、自然対流又は特殊なベンチレータにより達成しうる。或いはまた、空気流がベンチレータ３４０を介して、必要とする動作に応じて冷気蓄積ユニット３６６か又は熱交換器３８８の何れかに伝達させうるようにしうる。例えば、航空機が飛行中で、外皮３３２を減熱器として用いうる場合の常規動作中、冷却すべき装置３３８を回路３６２により冷却し、一方、航空機が地上にあり、外気温度が高い為に外皮３３２が減熱器として作用し得ない場合、回路３６０を冷却用に用いる。
【図面の簡単な説明】
【００５０】
【図１】図１は、本発明の範囲内で用いる閉鎖配管システムを示す線図である。
【図２】図２は、本発明の範囲内で用いる閉鎖パイプの形態の配管システムの変形例を示す線図である。
【図３】図３は、送給ラインと逆流ラインとを別々に設けた閉回路の形態の本発明による配管システムの更なる変形例を示す説明図である。
【図４】図４は、本発明による冷却システムの第１の例を示す線図である。
【図５】図５は、調整装置を設けることにより図４の例を変形させた本発明による冷却システムの第２の例を示す線図である。
【図６】図６は、本発明による冷却システムの第３の例を示す線図である。
【図７】図７は、本発明による冷却システムの第４の例を示す線図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【国際調査報告】
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