(57)【要約】【課題】航空機の航続距離を拡大すること。【解決手段】複数電子機器６−１〜６−ｎのうちの一部の電子機器６−ｉを内部に配置する筐体４−ｉと、内部に供給される冷却空気５の流量を制御する弁９−ｉと、内部の温度を測定する温度センサ７−ｉと、その温度に基づいて弁９−ｉを制御する制御装置８−ｉとを具えている。冷却空気５を生成するＥＣＳ３は、各航空機搭載電子機器筐体４−ｉに冷却空気５を適切に供給することができ、必要量以上の冷却空気５を生成することが防止される。この結果、航空機搭載電子機器温度調節装置３は、冷却空気５を生成するためのブリードエアの抽気量を低減してジェットエンジンの出力損失を低減し、航空機の航続距離を拡大することができる。【選択図】図１
2004074888.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機に搭載され、前記航空機の航行に必要である複数電子機器を冷却するときに利用される航空機搭載電子機器筐体であり、
前記複数電子機器のうちの一部の電子機器を内部に配置する筐体と、
前記内部に供給される冷却空気の流量を制御する弁と、
前記内部の温度を測定する温度センサと、
前記温度に基づいて前記弁を制御する制御手段を備える制御装置
とを具備する航空機搭載電子機器筐体。
【請求項２】
請求項１において、
前記制御装置は、前記冷却空気を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置に前記流量を示す状態信号を送信する信号伝達手段を更に備える
ことを特徴とする航空機搭載電子機器筐体。
【請求項３】
請求項２において、
前記状態信号は、前記内部の温度と前記弁の開度とを示す
ことを特徴とする航空機搭載電子機器筐体。
【請求項４】
請求項１〜請求項３のいずれかに記載される航空機搭載電子機器筐体
を具備する航空機。
【請求項５】
航空機に搭載され、前記航空機の航行に必要である複数電子機器を冷却する冷却空気を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置であり、
前記複数電子機器が配置される複数筐体に供給される前記冷却空気の流量をそれぞれに制御する複数個の弁と、
制御装置とを具備し、
前記制御装置は、
前記複数電子機器が配置される複数筐体の内部の温度をそれぞれに測定する複数温度センサから前記温度を収集する手段と、
前記温度に基づいて前記複数個の弁を制御する手段とを備える
航空機搭載電子機器温度調節装置。
【請求項６】
請求項５において、
前記冷却空気の単位時間当たりの生成量を制御する他の弁を更に具備し、
前記制御装置は、前記温度に基づいて前記他の弁を制御する手段を更に備える
ことを特徴とする航空機搭載電子機器温度調節装置。
【請求項７】
請求項５または請求項６のいずれかに記載される航空機搭載電子機器温度調節装置
を具備する航空機。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置に関し、特に、航空機に搭載される電子機器を冷却するときに利用される航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機には、多数の電子機器が搭載されている。その電子機器は、航空機の操縦、航法、計器、通信を制御する。電子機器は、発熱し、冷却する必要がある。
【０００３】
図４は、公知の航空機搭載電子機器温度調節システムを示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム１００は、配管１０２を介して、環境制御装置（Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｓｙｓｔｅｍ。以下に、「ＥＣＳ」と略記される。）１０３が複数の航空機搭載電子機器筐体（以下に、「ＬＲＵ」と略記される。）１０４−１〜１０４−ｎ（ｎ＝２，３，４，…）が接続されている。ＥＣＳ１０３は、冷却空気１０５を生成して、配管１０２を介してＬＲＵ１０４−１〜１０４−ｎの内部に冷却空気１０５を供給している。ＬＲＵ１０３−ｉ（ｉ＝１，２，３，…，ｎ）は、電子基板１０６−ｉを内部に備えている。電子基板１０６−ｉとしては、操縦機器、通信、航法機器、計器が例示される。電子基板１０６−ｉは、動作時に発熱し、冷却空気１０５に接触して冷却される。
【０００４】
図５は、ＬＲＵ１０４−ｉを詳細に示している。ＬＲＵ１０４−ｉは、複数の電子基板１０６−ｉを内部に備えている。電子基板１０６−ｉは、板状に形成され、その１面に複数の電子部品が配置され、表面および裏面にその複数の電子部品を電気的に接続する導線が配線されている。ＬＲＵ１０４−ｉは、複数の電子基板１０６−ｉの両面に冷却空気１０５を接触させて、複数の電子基板１０６−ｉを冷却する。
【０００５】
ＥＣＳは、作動方式により、エアサイクル方式ＥＣＳとベーパーサイクル方式ＥＣＳとに区分される。エアサイクル方式のＥＣＳは、エンジンの抽気圧を利用して冷却タービンにより冷却空気を生成する。このようなエアサイクル方式には、シンプルサイクル、ブートストラップサイクル、シンプルブートストラップサイクル、チルドリサークサイクルに例示される種類がある。ベーパーサイクル方式のＥＣＳは、フロンに例示される冷媒を用いて冷却空気を生成する。このようなベーパーサイクル方式のＥＣＳは、家庭用冷蔵庫などに適用されている。航空機では、一般に、ジェットエンジンの前段コンプレッサから豊富な圧縮空気が得られるために、エアサイクル方式ＥＣＳが主に適用されている。
【０００６】
図６は、シンプルサイクルのエアサイクル方式のＥＣＳの実施の形態を示している。そのＥＣＳ１０３は、ジェットエンジン１２１とともに設けられている。ジェットエンジン１２１は、前段にコンプレッサ１２２を備えている。コンプレッサ１２２は、ラムエア１２５を圧縮してブリードエア１２３を生成する。ＥＣＳ１０３は、熱交換器１２４とファン１３１とタービン１２８とを備えている。ブリードエア１２３は、断熱圧縮されているために、高温高圧である。熱交換器１２４は、ラムエア１２５とブリードエア１２３とを熱交換して、ブリードエア１２３を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア１２７を生成する。冷却されたブリードエア１２７は、高圧であるために、仕事をするエネルギーを有している。タービン１２８は、冷却されたブリードエア１２７を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン１３１は、その動力を用いてラムエア１２５を熱交換器１２４に引き込み、熱交換されたラムエア１２６を機外に排出する。タービン１２８は、さらに、冷却されたブリードエア１２７を断熱膨張させて、冷却空気１２９を生成する。
【０００７】
ＥＣＳ１０３は、さらに、弁１３２、弁１３３を備えている。弁１３２は、冷却空気１２９の流量を変化させ、弁１３３は、ブリードエア１２３の流量を変化させている。弁１３２と弁１３３とは、冷却空気１２９をブリードエア１２３と混合して、冷却空気１３４を生成する。
【０００８】
ＥＣＳ１０３は、さらに、流量センサ１３５、温度センサ１３６および制御装置１３７を備えている。流量センサ１３５は、冷却空気１３４の流量を測定する。温度センサ１３６は、冷却空気１３４の温度を測定する。制御装置１３７は、コンピュータであり、温度センサ１３６から冷却空気１３４の温度を収集し、流量センサ１３５から冷却空気１３４の流量を収集し、弁１３２、１３３の開度を制御して、冷却空気１３４の流量と温度とが一定になるように調整している。ＥＣＳ１０３は、さらに、水分分離器１３８を備えている。水分分離器１３８は、冷却空気１３４から水分を除去して乾燥した冷却空気１０５を生成する。
【０００９】
このような航空機搭載電子機器温度調節システムは、すべての電子基板１０６−１〜１０６−ｎが同時に最大に発熱したときに、そのすべての電子基板１０６−１〜１０６−ｎを冷却することができるように設計されている。
【００１０】
航空機は、途中で燃料の補給をしないで航行を続けることができる航続距離ならびに航行時間が大きいことが望まれている。ジェットエンジン１２１は、ＥＣＳ１０３に供給されるブリードエア１２３の抽気量が大きいときに、エンジン出力が低下して燃費が悪くなり航続距離が小さくなる。航空機搭載電子機器温度調節システムは、航空機の航続距離を拡大するために、ジェットエンジンからブリードエアの抽気量を低減することが望まれている。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、航空機の航続距離を拡大する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明の他の課題は、航空機の燃料コストを低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明のさらに他の課題は、航空機に搭載されるジェットエンジンの出力損失を低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
本発明の課題は、航空機に搭載される電子機器を冷却するために用いられるブリードエアの抽気量を低減する航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置を提供することにある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
以下に、［発明の実施の形態］で使用される番号・符号を括弧付きで用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明の実施の形態］の記載との対応を明らかにするために付加されたものであり、［特許請求の範囲］に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１３】
本発明による航空機搭載電子機器筐体（４−ｉ）（１４−ｉ）は、航空機に搭載され、航空機の航行に必要である複数電子機器（６−１〜６−ｎ）を冷却するときに利用される。本発明による航空機搭載電子機器筐体（４−ｉ）（１４−ｉ）は、複数電子機器（６−１〜６−ｎ）のうちの一部の電子機器（６−ｉ）を内部に配置する筐体（４−ｉ）（１４−ｉ）と、内部に供給される冷却空気（５）の流量を制御する弁（９−ｉ）と、内部の温度を測定する温度センサ（７−ｉ）と、その温度に基づいて弁（９−ｉ）を制御する手段を備える制御装置（８−ｉ）とを具えていることが好ましい。その温度は、冷却空気（５）の温度または電子機器（６−ｉ）の基板の温度である。
【００１４】
このような航空機搭載電子機器筐体（４−ｉ）（１４−ｉ）は、通常、航空機に複数搭載されている。これらの複数電子機器（６−１〜６−ｎ）は、通常、すべてが同時に最大に発熱することはない。本発明による航空機搭載電子機器筐体（４−ｉ）（１４−ｉ）によれば、冷却空気（５）はすべての筐体（４−１〜４−ｎ）（１４−１〜１４−ｎ）に最大量が供給されることがなく、冷却空気（５）を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）は冷却空気（５）を生成する能力をより小さく設計することができる。航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）は、航空機の推進力を生成するジェットエンジン（２１）により生成されるブリードエア（２３）を用いて冷却空気（５）を生成するときに、そのブリードエア（２３）の抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジン（２１）は、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジン（２１）が搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【００１５】
制御装置（８−ｉ）は、冷却空気（５）を生成する航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）に筐体（１４−ｉ）の内部に供給される冷却空気（５）の流量を示す状態信号を送信する信号伝達手段を備えている。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）は、その状態信号に基づいて冷却空気（５）の単位時間当たりの生成量を調節し、すべての筐体（１４−１〜１４−ｎ）に供給される冷却空気（５）を可変的に必要最小量だけ生成することができる。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）はブリードエア（２３）の抽出量をさらに低減することができ、ジェットエンジン（２１）はエンジン出力の損失がさらに低減され、燃費がさらに向上し、そのジェットエンジン（２１）が搭載される航空機は航続距離がさらに拡大する。
【００１６】
状態信号は、筐体（１４−ｉ）の内部に供給される冷却空気（５）の流量を直接に示さないで、筐体（１４−ｉ）の内部の温度と弁（９−ｉ）の開度とをを示して間接的にその流量を示すことが好ましい。筐体（１４−ｉ）の内部の温度は、電子機器（６−ｉ）の発熱量を間接的に示している。弁（９−ｉ）の開度は、その発熱量に対する冷却空気（５）の要求量の偏差の時間積分値とみなすことができる。このとき、航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）は、その筐体（１４−ｉ）の内部の温度と弁（９−ｉ）の開度とに基づいてその流量を算出し、その流量に基づいてすべての筐体（１４−１〜１４−ｎ）に供給される冷却空気（５）を必要最小量だけ生成する。
【００１７】
本発明による航空機は、本発明による航空機搭載電子機器筐体（４−ｉ）（１４−ｉ）を具えていることが好ましい。
【００１８】
本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置（４１）は、航空機に搭載され、航空機の航行に必要である複数電子機器（６−１〜６−ｎ）を冷却する冷却空気（５）を生成する。本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置（４１）は、複数電子機器（６−１〜６−ｎ）が配置される複数筐体（４２−１〜４２−ｎ）に供給される冷却空気（５）の流量をそれぞれに制御する複数個の弁（４３−１〜４３−ｎ）と制御装置（４４）とを具えている。制御装置（４４）は、複数電子機器（６−１〜６−ｎ）が配置される複数筐体（４２−１〜４２−ｎ）の内部の温度をそれぞれに測定する複数温度センサ（７−１〜７−ｎ）からその温度を収集する手段と、その温度に基づいて複数個の弁（４３−１〜４３−ｎ）を制御する手段とを備えている。
【００１９】
複数電子機器（６−１〜６−ｎ）は、すべてが同時に最大に発熱することはない。航空機搭載電子機器温度調節装置（４１）は、筐体（４２−１〜４２−ｎ）のすべてに最大量の冷却空気（５−１〜５−ｎ）を供給しないで、筐体（４２−１〜４２−ｎ）にそれぞれ必要最小量の冷却空気（５−１〜５−ｎ）を分配して供給することができ、冷却空気（５）を生成する能力をより小さく設計することができる。航空機搭載電子機器温度調節装置（４１）は、航空機の推進力を生成するジェットエンジン（２１）により生成されるブリードエア（２３）を用いて冷却空気（５）を生成するときに、そのブリードエア（２３）の抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジン（２１）は、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジン（２１）が搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【００２０】
本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置（４１）は、冷却空気（５−１〜５−ｉ）の単位時間当たりの生成量を制御する他の弁（３２、３３）をさらに具え、冷却空気（５−１〜５−ｉ）を可変的に生成している。制御装置（４４）は、筐体（４２−１〜４２−ｎ）の内部の温度に基づいて弁（３２、３３）を制御する手段をさらに備えている。このような航空機搭載電子機器温度調節装置（４１）は、ブリードエア（２３）の抽出量をさらに低減することができ、ジェットエンジン（２１）はエンジン出力の損失がさらに低減され、燃費がさらに向上し、そのジェットエンジン（２１）が搭載される航空機は航続距離がさらに拡大する。
【００２１】
本発明による航空機は、本発明による航空機搭載電子機器温度調節装置（１３）（４１）を具えていることが好ましい。
【００２２】
【発明の実施の形態】
図面を参照して、本発明によるＬＲＵが適用される航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を説明する。その航空機搭載電子機器温度調節システム１は、航空機に搭載され、図１に示されているように、配管２を介してＥＣＳ３が複数のＬＲＵ４−１〜４−ｎ（ｎ＝２，３，４，…）に接続されている。ＥＣＳ３は、冷却空気５を生成し、配管２を介してＬＲＵ４−１〜４−ｎの内部に冷却空気５を供給している。
【００２３】
ＬＲＵ４−ｉ（ｉ＝１，２，３，…，ｎ）は、単数または複数の電子基板６−ｉを内部に備えている。電子基板６−ｉは、板状に形成され、その１面に複数の電子部品が配置され、その裏面にその複数の電子部品を電気的に接続する導線が配線されている。ＬＲＵ４−ｉは、さらに、温度センサ７−ｉ、制御装置８−ｉおよび弁９−ｉを備えている。温度センサ７−ｉは、ＬＲＵ４−ｉの内部の温度を測定する。その温度は、ＬＲＵ４−ｉの内部の冷却空気５の温度または電子基板６−ｉの温度である。弁９−ｉは、冷却空気５の流路の断面積（開度）を変更し、ＬＲＵ４−ｉの内部に供給される冷却空気５の流量を制御する。制御装置８−ｉは、温度センサ７−ｉからＬＲＵ４−ｉの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁９−ｉの開度を制御する。すなわち、制御装置８−ｉは、冷却空気５とＬＲＵ４−ｉの内部の温度差が大きいときに弁９−ｉの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁９−ｉの開度を小さくする。このとき、ＬＲＵ４−ｉの内部に導入される冷却空気５の流量は、温度について単純に増加する関数である。制御装置８−ｉは、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁９−ｉを閉じる。
【００２４】
ＥＣＳ３は、航空機が航行している間は常時に一定の温度の冷却空気５を一定の生成量で生成してＬＲＵ４−１〜４−ｎに供給する。ＬＲＵ４−ｉは、冷却空気５と内部との温度差が大きいときに多くの冷却空気５を内部に導入して、電子基板６−ｉを適当な温度範囲に維持する。このとき、ＬＲＵ４−ｉの内部に導入される冷却空気５の流量は、温度について単純に増加する関数である。ＬＲＵ４−ｉは、さらに、その温度差が十分に小さいときに、冷却空気５を内部に導入しない。
【００２５】
電子基板６−１〜６−ｎは、航空機が航行しているときに、すべてが同時に最大に発熱することがない。このような航空機搭載電子機器温度調節システム１によれば、そのすべての電子基板６−１〜６−ｎに一様に冷却空気５を供給しないで、発熱して冷却が必要な電子基板６−ｉに優先して冷却空気５を供給することができる。このため、ＥＣＳ３は、すべての電子基板６−１〜６−ｎを同時に冷却することができる量の冷却空気５を生成する必要がなく、冷却空気５を生成する能力をより小さく設計することができる。ＥＣＳ３は、さらに、航空機の推進力を生成するジェットエンジンにより生成されるブリードエアを用いて冷却空気５を生成するときに、そのブリードエアの抽出量を低減することができる。このとき、ジェットエンジンは、エンジン出力の損失が低減され、燃費が向上し、そのジェットエンジンが搭載される航空機は、航続距離が拡大する。
【００２６】
図２は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の他の形態を示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム２０は、配管２を介してＥＣＳ３が複数のＬＲＵ１４−１〜１４−ｎに接続されている。ＥＣＳ３は、冷却空気５を生成し、配管２を介してＬＲＵ１４−１〜１４−ｎの内部に冷却空気５を供給している。
【００２７】
ＥＣＳ１３は、ジェットエンジン２１とともに設けられている。ジェットエンジン２１は、前段にコンプレッサ２２を備えている。コンプレッサ２２は、ジェットエンジン２１が吸い込むラムエア２５を圧縮してブリードエア２３を生成する。ブリードエア２３は、断熱圧縮によりラムエア２５より温度が高くなっている。ＥＣＳ１３は、熱交換器２４、ファン３１およびタービン２８を備えている。熱交換器２４は、ラムエア２５とブリードエア２３とを熱交換して、ブリードエア２３を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア２７を生成する。タービン２８は、冷却されたブリードエア２７を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン３１は、その動力を用いてラムエア２５を熱交換器２４に引き込み、熱交換されたラムエア２６を機外に排出する。タービン２８は、さらに、冷却されたブリードエア２７を断熱膨張させて、冷却空気２９を生成する。
【００２８】
ＥＣＳ１３は、さらに、弁３２、弁３３を備えている。弁３２は、冷却空気２９の流量を変化させ、弁３３は、ブリードエア２３の流量を変化させている。弁３２と弁３３とは、冷却空気２９をブリードエア２３と混合して、冷却空気３４を生成する。ＥＣＳ１３は、さらに、流量センサ３５と温度センサ３６とを備えている。流量センサ３５は、冷却空気３４の流量を測定する。温度センサ３６は、冷却空気３４の温度を測定する。
【００２９】
ＥＣＳ１３は、さらに、水分分離器３８を備えている。水分分離器３８は、冷却空気３４から水分を除去して乾燥した冷却空気５を生成する。
【００３０】
ＬＲＵ１４−ｉは、単数または複数の電子基板６−ｉを内部に備えている。ＬＲＵ１４−ｉは、さらに、温度センサ７−ｉ、制御装置１８−ｉおよび弁９−ｉを備えている。温度センサ７−ｉは、ＬＲＵ１４−ｉの内部の温度を測定する。弁９−ｉは、冷却空気５の流路の断面積（開度）を変更し、ＬＲＵ１４−ｉの内部に供給される冷却空気５の流量を制御する。制御装置１８−ｉは、温度センサ７−ｉからＬＲＵ１４−ｉの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁９−ｉの開度を制御する。すなわち、制御装置１８−ｉは、冷却空気５とＬＲＵ１４−ｉの内部との温度差が大きいときに弁９−ｉの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁９−ｉの開度を小さくする。制御装置１８−ｉは、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁９−ｉを閉じる。
【００３１】
ＥＣＳ１３は、さらに、制御装置３７を備えている。制御装置３７は、コンピュータであり、温度センサ３６から冷却空気３４の温度を収集し、流量センサ３５から冷却空気３４の流量を収集し、制御装置１８−１〜１８−ｎからＬＲＵ１４−１〜１４−ｎに供給される冷却空気５の流量を示す制御信号をそれぞれ収集する。なお、その制御信号は、ＬＲＵ１４−１〜１４−ｎの内部の温度または弁９−１〜９−ｎの開度を示す信号に置換することもできる。このとき、制御装置３７は、ＬＲＵ１４−１〜１４−ｎの内部の温度または弁９−１〜９−ｎの開度に基づいてＬＲＵ１４−１〜１４−ｎに供給される冷却空気５の流量を算出する。制御装置３７は、収集された温度、流量および制御信号に基づいて弁３２、３３の開度を制御して、冷却空気３４の温度が一定になるように調整し、ＬＲＵ１４−１〜１４−ｎに供給される冷却空気５の生成量を調整する。
【００３２】
すなわち、ＬＲＵ１４−ｉは、内部の温度が高いときに多くの冷却空気５を内部に導入して、電子基板６−ｉを適当な温度範囲に維持する。ＥＣＳ１３は、ＬＲＵ１４−１〜１４−ｎに供給される冷却空気５を必要量だけ可変的に生成する。
【００３３】
このような航空機搭載電子機器温度調節システム２０によれば、ＥＣＳ１３は、必要最小量の冷却空気５を生成することができる。その結果、ＥＣＳ１３は、電子基板６−１〜６−ｎを冷却するためのブリードエアを低減することができる。
【００３４】
図３は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施のさらに他の形態を示している。その航空機搭載電子機器温度調節システム４０は、複数の配管２−１〜２−ｎを介してＥＣＳ４１がそれぞれ複数のＬＲＵ４２−１〜４２−ｎに接続されている。ＥＣＳ４１は、冷却空気５−１〜５−ｎを生成し、配管２−１〜２−ｎを介してＬＲＵ４２−１〜４２−ｎの内部に冷却空気５を供給している。
【００３５】
ＥＣＳ４１は、ジェットエンジン２１とともに設けられている。ジェットエンジン２１は、前段にコンプレッサ２２を備えている。コンプレッサ２２は、ジェットエンジン２１が吸い込むラムエア２５を圧縮してブリードエア２３を生成する。ブリードエア２３は、断熱圧縮によりラムエア２５より温度が高くなっている。ＥＣＳ４１は、熱交換器２４、ファン３１およびタービン２８を備えている。熱交換器２４は、ラムエア２５とブリードエア２３とを熱交換して、ブリードエア２３を冷却して、高圧の冷却されたブリードエア２７を生成する。タービン２８は、冷却されたブリードエア２７を断熱膨張させて、動力を生成する。ファン３１は、その動力を用いてラムエア２５を熱交換器２４に引き込み、熱交換されたラムエア２６を機外に排出する。タービン２８は、さらに、冷却されたブリードエア２７を断熱膨張させて、冷却空気２９を生成する。
【００３６】
ＥＣＳ４１は、さらに、弁３２、弁３３を備えている。弁３２は、冷却空気２９の流量を変化させ、弁３３は、ブリードエア２３の流量を変化させている。弁３２と弁３３とは、冷却空気２９をブリードエア２３と混合して、冷却空気３４を生成する。ＥＣＳ４１は、さらに、流量センサ３５と温度センサ３６とを備えている。流量センサ３５は、冷却空気３４の流量を測定する。温度センサ３６は、冷却空気３４の温度を測定する。ＥＣＳ４１は、さらに、水分分離器３８を備えている。水分分離器３８は、冷却空気３４から水分を除去して乾燥した冷却空気５を生成する。
【００３７】
ＬＲＵ４２−ｉは、単数または複数の電子基板６−ｉを内部に備えている。ＬＲＵ４２−ｉは、さらに、温度センサ７−ｉを備えている。温度センサ７−ｉは、ＬＲＵ４２−ｉの内部の温度を測定する。
【００３８】
ＥＣＳ４１は、さらに、複数の弁４３−１〜４３−ｎと制御装置４４とを備えている。弁４３−ｉは、冷却空気５の流路である配管２−ｉの断面積（開度）を変更し、ＬＲＵ４２−ｉの内部に供給される冷却空気５−ｉの流量を制御する。制御装置４４は、コンピュータであり、温度センサ７−１〜７−ｎからＬＲＵ４２−１〜４２−ｎの内部の温度を収集し、その温度に基づいて弁４３−１〜４３−ｎの開度をそれぞれ制御する。すなわち、制御装置４４は、冷却空気５とＬＲＵ４２−ｉの内部との温度差が大きいときに弁４３−ｉの開度を大きくし、その温度差が小さいときに弁４３−ｉの開度を小さくする。制御装置４４は、さらに、その温度差が十分に小さいときに弁４３−ｉを閉じる。
【００３９】
制御装置４４は、さらに、温度センサ３６から冷却空気３４の温度を収集し、流量センサ３５から冷却空気３４の流量を収集する。制御装置４４は、収集された温度、流量およびＬＲＵ４２−１〜４２−ｎの内部の温度に基づいて弁３２、３３の開度を制御して、冷却空気３４の温度が一定になるように調整し、ＬＲＵ４２−１〜４２−ｎに供給される冷却空気５の生成量を調整する。
【００４０】
このような航空機搭載電子機器温度調節システム４０によれば、ＥＣＳ４１は、必要最小量の冷却空気５を生成することができる。その結果、ＥＣＳ４１は、電子基板６−１〜６−ｎを冷却するためのブリードエア２３の抽気量を低減することができる。ＥＣＳ１３は、ＬＲＵ１４−１〜１４−ｎのそれぞれに適当量の冷却空気５−１〜５−ｎを供給して電子基板６−ｉを適当な温度範囲に維持し、冷却空気５−１〜５−ｎを必要量だけ可変的に生成する。航空機搭載電子機器温度調節システム４０によれば、ＬＲＵ４２−１〜４２−ｎにそれぞれ供給される冷却空気５−１〜５−ｎの流量を制御する弁と制御装置とを備える必要がなく好ましい。
【００４１】
【発明の効果】
本発明による航空機搭載電子機器筐体及び航空機搭載電子機器温度調節装置は、航空機に搭載される電子機器を冷却するために用いられるブリードエアの抽気量を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による航空機搭載電子機器筐体が適用される航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を示す回路ブロック図である。
【図２】図２は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の他の形態を示す回路ブロック図である。
【図３】図３は、航空機搭載電子機器温度調節システムの実施のさらに他の形態を示す回路ブロック図である。
【図４】図４は、公知の航空機搭載電子機器温度調節システムの実施の形態を示す回路ブロック図である。
【図５】図５は、公知のＬＲＵの実施の形態を示す断面図である。
【図６】図６は、公知のＥＣＳの実施の形態を示すブロック図である。
【符号の説明】
１　：航空機搭載電子機器温度調節システム
２　：配管
３　：ＥＣＳ
４−１〜４−ｎ：ＬＲＵ
５　：冷却空気
６−１〜６−ｎ：電子基板
７−１〜７−ｎ：温度センサ
８−１〜８−ｎ：制御装置
９−１〜９−ｎ：弁
１３：ＥＣＳ
１４−１〜１４−ｎ：ＬＲＵ
１８−１〜１８−ｎ：制御装置
２１：ジェットエンジン
２２：コンプレッサ
２３：ブリードエア
２４：熱交換器
２５：ラムエア
２６：熱交換されたラムエア
２７：冷却されたブリードエア
２８：タービン
２９：冷却空気
３１：ファン
３２：弁
３３：弁
３４：冷却空気
３５：流量センサ
３６：温度センサ
３７：制御装置
３８：水分分離器
４０：航空機搭載電子機器温度調節システム
２−１〜２−ｎ：配管
４１：ＥＣＳ
４２−１〜４２−ｎ：ＬＲＵ
４３−１〜４３−ｎ：弁
４４：制御装置
【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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