(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
与圧室とラムエア流路と前記ラムエア流路から独立して前記与圧室に与圧された空気を供給するための与圧系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、
前記与圧系を介さずに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。
【請求項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。
【請求項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。
【請求項４】
請求項１または２の冷却装置であって、前記電子機器と前記熱交換器との接続は冷媒の循環系を含まない、冷却装置。
【請求項５】
請求項１または２の冷却装置であって、前記電子機器と前記熱交換器とは直接に接する、冷却装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】  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。
【背景技術】
【０００２】  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。【０００３】  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。【０００４】  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。【０００５】  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。【０００６】  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。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】日本国特許公開Ｓ６４−６１９９９号
【特許文献２】日本国特許公開２００８−３１２４３９号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】  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。【０００９】  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。【００１０】  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。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
与圧室とラムエア流路と前記ラムエア流路から独立して前記与圧室に与圧された空気を供給するための与圧系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、前記与圧系を介さずに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。
【発明の効果】
【００１２】  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。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】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】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】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。
【発明を実施するための形態】
【００１４】  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。
【００１５】  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。
【００１６】  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。
【００１７】  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。
【００１８】  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。
【００１９】  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。
【００２０】  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。
【００２１】  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。
【００２２】  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。
【００２３】  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。
【００２４】  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。
【００２５】  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。
【００２６】  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。
【００２７】  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。
【００２８】  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。
【００２９】  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。
【産業上の利用可能性】
【００３０】  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】
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【図２】
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【図３】
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