(57)【要約】      （修正有）【課題】空調空気中の水分が空気供給システムを通過し、凝縮して液滴を低温雰囲気中の航空機構造物の上に形成する事のない、輸送機関用除湿システムを提供する。【解決手段】輸送機関の外側スキン２１８に接続される熱伝導性部材２３０と、空気流路がダクト２３８と熱伝導性部材との間に形成されるように、熱伝導性部材を少なくとも部分的に取り囲むダクトとを含む。熱伝導性部材は、外側スキンの温度を、空気流路内を流れる水分含有空気に、伝達するように構成される。【選択図】図４
2015137096.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機製造機体（１０２）用除湿システム（２２２）であって、
前記航空機製造機体の外側スキン（２１８）に接続される熱伝導性部材（２３０）と、
空気流路（２４０）がダクトと前記熱伝導性部材との間に形成されるように前記熱伝導性部材を少なくとも部分的に取り囲むダクト（２３８）と、を備え、
前記熱伝導性部材は、前記外側スキンの温度を、前記空気流路内を流れる水分含有空気（２４４）に伝達するように構成される、除湿システム（２２２）。
【請求項２】
前記熱伝導性部材（２３０）は、前記水分含有空気（２４４）中の水分を凝縮させるように構成される、請求項１に記載の除湿システム（２２２）。
【請求項３】
前記熱伝導性部材（２３０）は、前記水分含有空気（２４４）から凝縮した水分の少なくとも一部を回収するように構成される外側表面（２３７）を備える、請求項２に記載の除湿システム（２２２）。
【請求項４】
前記熱伝導性部材（２３０）は第１温度に下降することにより、前記外側スキン（２１８）の温度が下降するにつれて前記凝縮水分を凍結させ易くし、前記熱伝導性部材は第２温度に上昇することにより、前記外側スキンの温度が上昇するにつれて前記凝縮水分を蒸発させ易くする、請求項２又は請求項３に記載の除湿システム（２２２）。
【請求項５】
更に、前記ダクト（２３８）と流体連通するように接続され、且つ負圧を前記ダクト内に発生させて、前記水分含有空気（２４４）を、前記ダクトに形成される少なくとも１つの空気流入開口部（２４２）を介して引き込むように構成される真空システム（２２６）を備える、請求項１乃至４のいずれか一項に記載の除湿システム（２２２）。
【請求項６】
更に、前記ダクト（２３８）と流体連通するように接続され、且つ流体を前記ダクトから排出するように構成される吸引システム（２２８）を備える、請求項１乃至５のいずれか一項に記載の除湿システム（２２２）。
【請求項７】
前記吸引システム（２２８）は、
前記ダクト（２３８）と流体連通するように接続されるサンプ（２４６）と、
前記サンプと流体連通するように接続される換気システム（２４８）と、を備え、
前記吸引システムは、前記ダクト内の圧力よりも低い圧力を前記サンプ内に発生させるように構成される、請求項６に記載の除湿システム（２２２）。
【請求項８】
前記サンプ（２４６）は更に、機体底部（２１４）と流体連通するように接続される流出口（２５２）を備える、請求項７に記載の除湿システム（２２２）。
【請求項９】
前記航空機製造機体（１０２）は、前記水分含有空気（２４４）を機体上部に流入させるように構成される機体上部（２１０）を有する胴体（２００）を備え、前記ダクト（２３８）の向きは、前記ダクトに形成される少なくとも１つの空気流入開口部（２４２）が、前記機体上部と流体連通して接続されるように調整される、請求項１乃至８のいずれか一項に記載の除湿システム（２２２）。
【請求項１０】
航空機製造機体（１０２）用除湿システム（２２２）の組立方法であって、  熱伝導性部材（２３０）を前記航空機製造機体の外側スキン（２１８）に接続するステップと、
前記熱伝導性部材をダクト（２３８）で少なくとも部分的に取り囲むことにより、空気流路（２４０）が、前記ダクトと前記熱伝導性部材との間に形成されるようにするステップと、を含み、前記熱伝導性部材は、前記外側スキンの温度を、前記空気流路内を流れる水分含有空気（２４４）に伝達するように構成される、組立方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は概して、除湿システムに関し、特に種々の環境の中で操作される可能性のある輸送機関用除湿システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも幾つかの公知の与圧航空機は、環境制御システム（「ＥＣＳ」）を使用して、キャビンの与圧を維持し、キャビンの温度を飛行中に制御する。多数の乗員が航空機キャビンに収容されているので、ＥＣＳは普通、外気をエンジンから航空機キャビンに向かって流して、キャビンを与圧する。この空気源は、「抽気（ｂｌｅｅｄ  ａｉｒ）」として知られている。幾つかの公知のシステムは、空気をキャビン及びフライトデッキに向かって飛行中に送り込む前に、抽気量を、空調パックを使用して調整する。空調空気は普通、ダクト、バルブ、及びファンのような構造部材を含むアセンブリにより形成される空気供給システムを介して供給される。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
空調空気の水分含有量は、航空機周囲の大気状態によって少なくとも部分的に異なる。空調空気が空気供給システムを介して供給されるときに、水分は、多種多様な環境的要素から取り込まれてしまう。例えば、高温高湿環境では、水分は、空調パックを通って流れ、空気供給システムを通過し、液滴を空気供給ダクトの内面に形成する。更に、水分は、乗客の呼吸及び／又は発汗により生じてしまい、凝縮して液滴を低温雰囲気中の航空機構造物の上に形成する。飛行中、航空機の外側スキンは、ゼロ度以下の温度に達してしまい、これによって、蓄積した液滴が、低温雰囲気中の構造物の上で凍結する虞がある。航空機が、より温暖な気候の空を飛行するようになると、凍結した液滴が溶解し、キャビンに侵入する、且つ／或いは乗客の上に、航空機キャビンの天井及びパネルに形成される内部ライニング破損箇所を通って滴り落ちる。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本開示の１つの態様では、輸送機関用除湿システムが提供される。前記システムは、前記輸送機関の外側スキンに接続される熱伝導性部材と、空気流路がダクトと前記熱伝導性部材との間に形成されるように前記熱伝導性部材を少なくとも部分的に取り囲むダクトと、を含む。前記熱伝導性部材は、前記外側スキンの温度を、前記空気流路内を流れる水分含有空気に伝達するように構成される。
【０００５】
本開示の別の態様では、航空機製造機体が提供される。前記航空機製造機体は、外側スキンを含む胴体と、除湿システムと、を含む。前記除湿システムは、前記輸送機関の外側スキンに接続される熱伝導性部材と、空気流路がダクトと前記熱伝導性部材との間に形成されるように前記熱伝導性部材を少なくとも部分的に取り囲むダクトと、を含む。前記熱伝導性部材は、前記外側スキンの温度を、前記空気流路内を流れる水分含有空気に伝達するように構成される。
【０００６】
本開示の更に別の態様では、航空機製造機体用除湿システムの組立方法が提供される。前記方法は、熱伝導性部材を前記航空機製造機体の外側スキンに接続するステップと、前記熱伝導性部材をダクトで少なくとも部分的に取り囲むことにより、空気流路が、前記ダクトと前記熱伝導性部材との間に形成されるようにするステップと、を含む。前記熱伝導性部材は、前記外側スキンの温度を、前記空気流路内を流れる水分含有空気に伝達するように構成される。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】例示的な航空機の製造及び保守点検方法のフロー図である。
【図２】例示的な航空機のブロック図である。
【図３】例示的な航空機胴体の断面図である。
【図４】領域４に沿って切り出したときの図３に示す航空機胴体の拡大断面図である。
【図５】図３に示す航空機胴体の斜視断面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
本明細書において記載されるこれらの実施形態は、種々の環境の中で操作される輸送機関用除湿システムに関する。例示的な実施形態では、除湿システムは、輸送機関の外側スキンに接続される熱伝導性部材と、熱伝導性部材を少なくとも部分的に取り囲むダクトと、を含む。輸送機関が、比較的低温の環境の中で操作されるときには、熱伝導性部材の温度が下がって、輸送機関内の水分含有空気中の水分が、熱伝導性部材の表面で凝縮し、回収され易くなる。幾つかの実施形態では、外側スキンは、水の凍結温度以下の温度に達して、水分が熱伝導性部材の表面で凝縮し、凍結するようになる。輸送機関が比較的温暖な環境の中で操作されるときには、熱伝導性部材の温度が上昇して、水分が熱伝導性部材から蒸発し易くなる。ダクトが次に、蒸発した水分を、水分の影響を受け易い輸送機関内の構造部材から離れる方向に回収し、流れ易くし、水分がキャビン内に侵入して、キャビン内の座席に着座している乗客に達する危険を小さくすることができる。
【０００９】
これらの図面を参照するに、本開示の実施形態は、航空機の製造及び保守点検方法１００（図１に示す）に関連して、航空機１０２（図２に示す）を利用して説明することができる。製造前段階では、航空機１０２の仕様及び設計１０４データを取り込む操作は、製造プロセス中に行うことができ、機体に関連する他の材料は、予め調達１０６しておくことができる。製造段階では、航空機１０２が、航空機の認証及び搬送プロセス１１２に入る前に、航空機１０２の構成要素及び部分組立品の製造１０８、及びシステム統合１１０が行われる。機体型式認証を無事に取得し、機体型式証明が完了すると、航空機１０２は就航１１４される。顧客による就航中に、航空機１０２は、定期的、日常的な計画整備及び保守点検１１６を行うようにスケジューリングされ、この整備及び保守点検１１６は、例えば任意の改修、再構成、及び／又は改装を含む。別の実施形態では、製造及び保守点検方法１００は、航空機以外の輸送機関を利用して実施することができる。
【００１０】
航空機の製造及び／又は保守点検方法１００に関連する各構成部分及びプロセスは、システムインテグレータ、サードパーティ、及び／又はオペレータ（例えば、顧客）によって実行することができるか、或いは完了させることができる。この説明を進めるために、システムインテグレータとして、これらには限定されないが、任意の数の航空機製造業者、及び大手システムサブコントラクタを挙げることができ、サードパーティとして、これらには限定されないが、任意の数のベンダー、サブコントラクタ、及びサプライヤーを挙げることができ、そしてオペレータは、航空会社、リース会社、軍隊、整備機関などとすることができる。
【００１１】
図２に示すように、方法１００を利用して製造される航空機１０２は、複数のシステム１２０を有する機体１１８と、内部１２２と、を含むことができる。高位システム１２０の例として、推進システム１２４、電気システム１２６、油圧システム１２８、及び／又は環境システム１３０のうちの１つ以上を挙げることができる。任意の数の他のシステムを含めてもよい。
【００１２】
本明細書において具体化される装置及び方法は、方法１００の種々の段階のうちの任意の１つ以上の段階において用いることができる。例えば、構成要素の製造プロセス１０８に対応する構成要素又は部分組立品は、航空機１０２が就航中であるときに製造される構成要素又は部分組立品と同様の方法で組み立てるか、又は製造することができる。また、１つ以上の装置実施形態、方法実施形態、又は装置実施形態及び方法実施形態の組み合わせは、製造段階１０８及び１１０において、例えば航空機１０２の組立を大幅に促進することにより、且つ／或いは航空機１０２の組立のコストを大幅に低減することにより、利用することができる。同様に、装置実施形態、方法実施形態、又は装置実施形態及び方法実施形態の組み合わせのうちの１つ以上の実施形態は、航空機１０２に対して整備又はメンテナンスを行っている状態で、例えば計画整備及び保守点検１１６を行っている間に利用することができる。
【００１３】
本明細書において使用されるように、「航空機（ａｉｒｃｒａｆｔ）」という用語は、これらにのみ限定されないが、飛行機、無人飛行体（ＵＡＶｓ）、グライダー、ヘリコプター、及び／又は宇宙空間を移動する任意の他の物体を含む物体を指す。更に、別の実施形態では、本明細書において記載される航空機の製造及び保守点検方法は、いずれの製造作業及び／又は整備作業においても使用することができる。
【００１４】
図３は、航空機１０２（図２には図示せず）に使用することができる例示的な航空機胴体２００の断面図である。例示的な実施形態では、航空機胴体２００は、床梁２０４の上方に配置される上ローブ部分２０２と、床梁２０４の下方に配置される下ローブ部分２０６とを含む。上ローブ部分２０２は、客室キャビン２０８及び機体上部２１０を含み、下ローブ部分２０６は、貨物室２１２及び機体底部２１４を含む。航空機胴体２００は更に、客室キャビン側壁２１６と、航空機胴体２００の外側境界（図示せず）を形成する外側スキン２１８と、客室キャビン側壁２１６と外側スキン２１８との間に形成される側壁室２２０と、を含む。例示的な実施形態では、外側スキン２１８は、種々の環境の中に、航空機１０２の飛行中に晒される。
【００１５】
図４は、領域４に沿って切り出したときの航空機胴体２００の拡大断面図であり、図５は、航空機胴体２００の斜視断面図である。例示的な実施形態では、航空機胴体２００は、航空機胴体２００内に配置される除湿システム２２２を含む。更に詳細には、除湿システム２２２は、航空機胴体２００の機体上部２１０内に配置されるダクトアセンブリ２２４と、ダクトアセンブリ２２４と流体連通するように接続される真空システム２２６及び吸引システム２２８と、を含む。
【００１６】
例示的な実施形態では、ダクトアセンブリ２２４は、外側スキン２１８に接続され、且つ航空機胴体２００の長さＬに沿って少なくとも部分的に延在される熱伝導性部材２３０を含む。更に詳細には、熱伝導性部材２３０は、外側スキン２１８の内側表面２３４に接続される第１部分２３２と、機体上部２１０の内部に少なくとも部分的に突出する第２部分２３６と、を含む。第２部分２３６は、任意の断面形状を有し、この断面形状によって、除湿システム２２２は、本明細書に記載の通りに機能することができる。例えば、第２部分２３６は、熱伝導性部材２３０の外側表面２３７の表面積を大きくし易くするような断面形状を有する。外側表面２３７の表面積を大きくすると、外側表面２３７に回収することができる凝縮水分の量を増やすことができる。例示的な実施形態では、第２部分２３６は、略円筒形の断面形状を有する。
【００１７】
熱伝導性部材２３０は、除湿システム２２２が本明細書に記載の通りに機能することができるようないずれかの材料により形成することができる。例示的な実施形態では、材料は軽量であることにより、熱伝導性部材２３０が航空機１０２の燃料効率に与える影響を小さくし易くすることができ、熱伝導性部材２３０の温度を外側スキン２１８の温度に略一致させることができるような熱伝導性を有する。従って、熱伝導性部材２３０の温度は、航空機１０２が比較的温暖な環境の中を、又は比較的寒冷な環境の中を飛行しているときに、高くなるか、又は低くなることになる。熱伝導性部材２３０を形成するために使用される例示的な材料として、これに限定されないが、アルミニウムを挙げることができる。
【００１８】
除湿システム２２２は更に、外側スキン２１８に接続され、且つ航空機胴体２００の長さＬに沿って少なくとも部分的に延在されるダクト２３８を含む。別の構成として、ダクト２３８は、熱伝導性部材２３０の第１部分２３２に直接接続することができる。ダクト２３８は、熱伝導性部材２３０を少なくとも部分的に取り囲んで、空気流路２４０がダクト２３８と熱伝導性部材２３０との間に形成されるようになる。ダクト２３８は更に、空気流入開口部２４２を含み、空気流入開口部２４２は、空気流路２４０を機体上部２１０と流体連通するように接続する。空気流入開口部２４２は、除湿システム２２２が本明細書に記載の通りに機能することができるようないずれかの形状を有することができる。例示的な実施形態では、空気流入開口部２４２は、略連続するスリット（図示せず）であり、このスリットは、航空機胴体２００の長さＬに沿って延びている。ダクト２３８の向きは、空気流入開口部２４２が機体上部２１０と流体連通して接続されるように調整される。
【００１９】
ダクト２３８は、除湿システム２２２が本明細書に記載の通りに機能することができるようないずれかの材料により形成することができる。例示的な実施形態では、ダクト２３８を形成するために使用される材料は、熱伝導性部材２３０を形成するために使用される材料よりも低い熱伝導率を有する。従って、より凝縮された水分が、ダクト２３８上よりも熱伝導性部材２３０上に回収されることになる。
【００２０】
上に説明したように、真空システム２２６は、ダクトアセンブリ２２４と流体連通して接続される。更に詳細には、真空システム２２６によって、負圧をダクト２３８内に発生させ易くなるので、水分含有空気２４４を機体上部２１０から引き込んで、空気流入開口部２４２を通って空気流路２４０内に流れ込ませることができる。真空システム２２６は、このような位置の間にある空気のような流体を移動させることができる任意のシステムとすることができる。例示的な真空システム２２６は、これに限定されないが、ファンアセンブリを含む。
【００２１】
上に説明したように、吸引システム２２８は、ダクトアセンブリ２２４と流体連通して接続される。更に詳細には、吸引システム２２８によって、負圧をダクト２３８内に発生させ易くなるので、流体をダクトから排出することができる。吸引システムは、ダクト２３８と流体連通して接続されるサンプ（ｓｕｍｐ）２４６と、サンプ２４６と流体連通して接続される換気システム２４８と、を含む。サンプ２４６は、サンプに形成される入口２５０、第１流出口２５２、及び第２流出口２５４を含む。入口２５０は、複数の第１排出管２５８を介して、ダクト２３８に形成される複数の排出流出口２５６と流体連通して接続される。更に、第１流出口２５２は、第２排出管２６０を介して、機体底部２１４と流体連通して接続され、第２流出口２５４は、吸引管２６２を介して、換気システム２４８と流体連通して接続される。機体底部２１４は、流体及び／又は廃棄流体を機体底部に流入させ、所定の時間間隔で定期的に空にされる。更に、除湿システム２２２は、サンプ２４６を１つだけ含むものとして図示されているが、除湿システム２２２には、任意の数のサンプを設けて、流体をダクト２３８から流入させ易くしている。
【００２２】
例示的な実施形態では、換気システム２４８は、ダクト２３８内の圧力よりも低い圧力をサンプ２４６内に発生させ易くしているので、流体をダクト２３８からサンプ２４６及び／又は機体底部２１４に向かって排出することができる。例示的な換気システム２４８は、これに限定されないが、廃棄空気を航空機１０２の化粧室、洗面台、厨房、貨物室、及び／又は冷却装置から移動させる化粧室／厨房換気システム（ＬＧＶＳ）を含む。換気システム２４８によって、非常に安定した負圧を吸引管２６２内で維持し易くなるので廃棄空気を、吸引管２６２内を通って吸引管の向きに関係なく移動させることができる。別の構成として、サンプ２４６内の負圧は、航空機１０２の内部の既存のファンアセンブリ（図示せず）を使用して発生させることができる。更に、別の構成として、吸引管２６２は、第１排出管２５８に直接接続することができるので、ダクト２３８内の流体をサンプ２４６及び／又は機体底部２１４に向かって排出し易くすることができる。
【００２３】
幾つかの実施形態では、吸引システム２２８によって発生する負圧は、約５インチ水柱圧（ｉｎ．Ｈ２Ｏ）〜約８インチ水柱（ｉｎ．Ｈ２Ｏ）の範囲である。別の構成として、吸引システム２２８内の負圧は、廃棄空気を本明細書に記載される通りに移動させ易くするようないずれかの圧力とすることができる。従って、吸引システム２２８は、第１排出管２５８の向きを自重送り方向に調整して、液体及び／又は水分がサンプ２４６に向かって流れることができるようにする必要を殆ど無くすことができる。
【００２４】
動作状態では、水分含有空気２４４は、航空機胴体２００の機体上部２１０（図３に示す）の内部に引き込まれて、除湿システム２２２が水分を水分含有空気２４４から除去することができるようになっている。更に詳細には、上部循環ファン（図示せず）が、水分含有空気２４４を客室キャビン２０８（図３に示す）から機体上部２１０に向かって引き込む。除湿システム２２２のダクトアセンブリ２２４は、航空機胴体２００の機体上部２１０内に配置されて、ダクト２３８の空気流路２４０が機体上部２１０と流体連通して接続されるようになる。
【００２５】
除湿システム２２２は、第１動作モードと第２動作モードとの間で選択的に動作することができる。例えば、真空システム２２６は、動作すると負圧をダクト２３８内に第１動作モードで発生させ、吸引システム２２８は、動作すると負圧をダクト２３８内に第２動作モードで発生させる。このように、真空システム２２６及び吸引システム２２８は、互いに独立して、航空機１０２を取り巻く環境に応じて動作する。例示的な実施形態では、除湿システム２２２は、航空機１０２が、比較的寒冷な環境の中を飛行しているときに第１動作モードで動作する。例えば、除湿システム２２２は、航空機１０２が飛行しているときに、且つ外側スキン２１８の温度がゼロ度以下の温度に達してしまったときに、第１動作モードで動作する。上部循環ファンが水分含有空気２４４を引き込んで機体上部２１０に流れ込ませると、真空システム２２６が動作して、水分含有空気２４４を、空気流入開口部２４２を介して引き込んで、空気流路２４０内に流れ込ませる。
【００２６】
熱伝導性部材２３０は、外側スキン２１８の温度の変化に対する感度が全体として高い材料により形成されて、熱伝導性部材２３０が、外側スキン２１８の温度を、空気流路２４０内を流れる水分含有空気２４４に伝達する。更に詳細には、熱伝導性部材２３０は、外側スキン２１８の温度が、航空機１０２が比較的寒冷な環境の中を飛行していて下がるときに、水分含有空気２４４中の水分を凝縮させ易くする。外側スキン２１８及び熱伝導性部材２３０の温度が、凝縮水分の凍結温度を下回って低下すると、水分の少なくとも一部が、熱伝導性部材２３０の外側表面２３７に回収され、外側表面２３７で凍結する。このようなことから、殆ど水分を含んでいない空気が次に、循環することができることにより、例えば客室キャビン２０８内で使用される。
【００２７】
例示的な実施形態では、除湿システム２２２は、航空機１０２が比較的温暖な環境の中を飛行しているときに第２動作モードで動作する。例えば、除湿システム２２２は、航空機１０２が就航中でないときに、且つ外側スキン２１８の温度が、水分の凍結温度を上回って上昇するときに、第２動作モードで動作する。更に詳細には、熱伝導性部材２３０は、外側スキン２１８の温度が、航空機１０２が比較的温暖な環境の中を飛行していて上昇するときに、外側表面２３７の凍結水分を蒸発させ易くする。このようなことから、外側表面２３７から取り除かれる流体は、ダクト２３８内に回収され、ダクト２３８内から、吸引システム２２８を使用して排出される。別の構成として、流体は、自重で排出されることによりダクト２３８から取り除かれる。
【００２８】
航空機製造機体１０２用除湿システム２２２の組立方法が更に、本明細書に含まれる。方法では、熱伝導性部材２３０を航空機製造機体１０２の外側スキン２１８に接続し、熱伝導性部材２３０を、ダクト２３８で少なくとも部分的に取り囲んで、空気流路２４０がダクト２３８と熱伝導性部材２３０との間に形成されるようにする。熱伝導性部材２３０は、外側スキン２１８の温度を、空気流路２４０内を流れる水分含有空気２４４に伝達するように構成される。更に詳細には、熱伝導性部材２３０を接続する際、熱伝導性部材２３０の第１部分２３２を、外側スキン２１８の内側表面２３４に接続し、熱伝導性部材２３０の第２部分２３６を、航空機製造機体１０２の機体上部２１０の内部に少なくとも部分的に突出させる。
【００２９】
方法では更に、熱伝導性部材２３０及びダクト２３８のうちの少なくとも一方を、航空機製造機体１０２の胴体２００の長さＬに沿って延在し、ダクト２３８の向きを、ダクトに形成される少なくとも１つの空気流入開口部２４２が航空機製造機体１０２の機体上部２１０と流体連通して接続されるように調整する。更に、方法では、負圧をダクト２３８内に発生させて水分含有空気２４４を、少なくとも１つの空気流入開口部２４２を通って排出するように構成される真空システム２２６をダクト２３８と流体連通するように接続し、負圧をダクト２３８内に発生させて流体をダクト２３８から排出するように構成される吸引システム２２８をダクト２３８と流体連通するように接続する。
【００３０】
本明細書において記載されるこれらの実施形態は、航空機のような輸送機関用除湿システムに関する。除湿システムは、航空機の外側スキンに接続される熱伝導性部材と、熱伝導性部材を少なくとも部分的に取り囲むダクトと、を含む。航空機が、比較的寒冷な環境の中を、比較的温暖な環境の中を飛行しているとき、熱伝導性部材は、外側スキンの温度を、熱伝導性部材に接触する水分含有空気に伝達する。航空機が比較的寒冷な環境の中を飛行しているとき、熱伝導性部材は、水分含有空気中の水分を凝縮させ易くする。このようなことから、本明細書において記載されるこれらのシステムは、航空機内を循環する空気を簡単且つコスト効率良く容易に除湿することができる。
【００３１】
更に、本開示は、以下の条項に記載の種々の実施形態を備える。
条項１．
輸送機関用除湿システムであって、前記システムは、前記輸送機関の外側スキンに接続される熱伝導性部材と、空気流路がダクトと前記熱伝導性部材との間に形成されるように前記熱伝導性部材を少なくとも部分的に取り囲むダクトと、を備え、前記熱伝導性部材は、前記外側スキンの温度を、前記空気流路内を流れる水分含有空気に伝達するように構成される、除湿システム。
条項２．
前記熱伝導性部材は、前記水分含有空気中の水分を凝縮させるように構成される、条項１に記載のシステム。
条項３．
前記熱伝導性部材は、前記水分含有空気から凝縮した水分の少なくとも一部を回収するように構成される外側表面を備える、条項２に記載のシステム。
条項４．
前記熱伝導性部材は第１温度に下降することにより、前記外側スキンの温度が下降するにつれて凝縮水分を凍結させ易くし、前記熱伝導性部材は第２温度に上昇することにより、前記外側スキンの温度が上昇するにつれて前記凝縮水分を蒸発させ易くする、条項２に記載のシステム。
条項５．
更に、前記ダクトと流体連通するように接続され、且つ負圧を前記ダクト内に発生させて、前記水分含有空気を、前記ダクトに形成される少なくとも１つの空気流入開口部を介して引き込むように構成される真空システムを備える、条項１に記載のシステム。
条項６．
更に、前記ダクトと流体連通するように接続され、且つ流体を前記ダクトから排出するように構成される吸引システムを備える、条項１に記載のシステム。
条項７．
前記吸引システムは、前記ダクトと流体連通するように接続されるサンプと、前記サンプと流体連通するように接続される換気システムと、を備え、前記吸引システムは、前記ダクト内の圧力よりも低い圧力を前記サンプ内に発生させるように構成される、条項６に記載のシステム。
条項８．
前記サンプは更に、機体底部と流体連通するように接続される流出口を備える、条項７に記載のシステム。
条項９．
外側スキンを備える胴体と、除湿システムと、を備え、前記除湿システムは、前記胴体の前記外側スキンに接続される熱伝導性部材と、空気流路がダクトと前記熱伝導性部材との間に形成されるように前記熱伝導性部材を少なくとも部分的に取り囲むダクトと、を備え、前記熱伝導性部材は、前記外側スキンの温度を、前記空気流路内を流れる水分含有空気に伝達するように構成される、航空機製造機体。
条項１０．
前記胴体は更に、水分含有空気を機体上部に流入させるように構成される機体上部を備え、前記ダクトの向きは、前記ダクトに形成される少なくとも１つの空気流入開口部が、前記機体上部と流体連通して接続されるように調整される、条項９に記載の製造機体。
条項１１．
前記熱伝導性部材は、前記水分含有空気中の水分を凝縮させるように構成される、条項９に記載の製造機体。
条項１２．
前記熱伝導性部材は、前記水分含有空気から凝縮した水分の少なくとも一部を回収するように構成される外側表面を備える、条項１１に記載の製造機体。
条項１３．
前記熱伝導性部材は第１温度に下降することにより、前記外側スキンの温度が下降するにつれて前記凝縮水分を凍結させ易くし、前記熱伝導性部材は第２温度に上昇することにより、前記外側スキンの温度が上昇するにつれて前記凝縮水分を蒸発させ易くする、条項１１に記載の製造機体。
条項１４．
更に、前記ダクトと流体連通するように接続され、且つ負圧を前記ダクト内に発生させて、前記水分含有空気を、前記ダクトに形成される少なくとも１つの空気流入開口部を介して引き込むように構成される真空システムを備える、条項９に記載の製造機体。
条項１５．
航空機製造機体用除湿システムの組立方法であって、前記方法は、熱伝導性部材を前記航空機製造機体の外側スキンに接続するステップと、前記熱伝導性部材をダクトで少なくとも部分的に取り囲むことにより、空気流路が、前記ダクトと前記熱伝導性部材との間に形成されるようにするステップと、を含み、前記熱伝導性部材は、前記外側スキンの温度を、前記空気流路内を流れる水分含有空気に伝達するように構成される、方法。
条項１６．
更に、前記熱伝導性部材及び前記ダクトのうちの少なくとも一方を、前記航空機製造機体の胴体の長さに沿って延在するステップを含む、条項１５に記載の方法。
条項１７．
熱伝導性部材を接続するステップでは、前記熱伝導性部材の第１部分を、前記外側スキンの内側表面に接続し、そして前記熱伝導性部材の第２部分を、前記航空機製造機体の機体上部の内部に少なくとも部分的に突出させる、条項１５に記載の方法。
条項１８．
更に、前記ダクトの向きを、前記ダクトに形成される少なくとも１つの空気流入開口部が、前記航空機製造機体の機体上部と流体連通して接続されるように調整するステップを含む、条項１５に記載の方法。
条項１９．
更に、真空システムを前記ダクトと流体連通するように接続するステップを含み、前記真空システムは、負圧を前記ダクト内に発生させて、前記水分含有空気を前記少なくとも１つの空気流入開口部を介して引き込むように構成される、条項１８に記載の方法。
条項２０．
更に、吸引システムを前記ダクトと流体連通するように接続するステップを含み、前記吸引システムは、負圧を前記ダクト内に発生させて、流体を前記ダクトから排出するように構成される、条項１５に記載の方法。
【００３２】
この記載の説明では、種々の例を用いて、最良の形態を含む種々の実施形態を開示し、更に、この技術分野の当業者であれば誰でも、種々の実施形態を実施することにより、任意のデバイス又はシステムを作製し、使用し、取り込まれる任意の方法を実行することができるようにしている。本開示の特許可能な範囲は、請求項により規定され、この技術分野の当業者が想到することができる他の例を含むことができる。このような他の例は、これらの請求項の範囲に、これらの例が、これらの請求項の文言と異ならない構造的要素を有する場合に、或いはこれらの例が、これらの請求項の文言とは殆ど異ならない等価な構造的要素を含む場合に包含されるべきである。
【符号の説明】
【００３３】
１００  航空機の製造及び保守点検方法
１０２  航空機、航空機製造機体
１０４  仕様及び設計
１０６  材料調達
１０８  構成要素及び部分組立品の製造（製造段階）
１１０  システム統合（製造段階）
１１２  認証及び搬送
１１４  就航
１１６  整備及び保守点検
１１８  機体
１２０  システム
１２２  内部
１２４  推進システム
１２６  電気システム
１２８  油圧システム
１３０  環境システム
２００  航空機胴体
２０２  上ローブ部分
２０４  床梁
２０６  下ローブ部分
２０８  客室キャビン
２１０  機体上部
２１２  貨物室
２１４  機体底部
２１６  客室キャビン側壁
２１８  外側スキン
２２０  側壁室
２２２  除湿システム
２２４  ダクトアセンブリ
２２６  真空システム
２２８  吸引システム
２３０  熱伝導性部材
２３２  第１部分
２３４  内側表面
２３６  第２部分
２３７  外側表面
２３８  ダクト
２４０  空気流路
２４２  空気流入開口部
２４４  水分含有空気
２４６  サンプ
２４８  換気システム
２５０  入口
２５２  第１流出口
２５４  第２流出口
２５６  排出流出口
２５８  第１排出管
２６０  第２排出管
２６２  吸引管
Ｌ  長さ
【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】
2015137096.tif 000007
【外国語明細書】
2015137096000001.pdf