(57)【要約】冷却剤によって熱負荷（１１）から熱が取り除かれる、熱交換器（１３）を具備する、乗物で使用する冷却装置（１２）であって、第１の冷却剤供給手段（１５〜２８）および第２の冷却剤供給手段（３１〜３７）も具備し、上記第１の冷却剤供給手段（１５〜２８）は、第１の冷却剤を受け取り、該第１の冷却剤を上記熱交換器（１３）に供給するようになっており、この第１の冷却剤は、通常の乗物運行中に利用可能であり、上記第２の冷却剤供給手段（３１〜３７）は、第２の冷却剤を受け取り、該第２の冷却剤を上記熱交換器（１３）に供給するようになっており、この第２の冷却剤は、流体供給手段（３６）によって供給され、通常の乗物運行中に利用可能ではないことを特徴とする、冷却装置である。
2004514869.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
冷却剤によって熱負荷から熱が取り除かれる熱交換器を備え、乗物で使用する冷却装置であって、第１の冷却剤供給手段および第２の冷却剤供給手段をも備え、前記第１の冷却剤供給手段は、第１の冷却剤を受け取り、該第１の冷却剤を前記熱交換器に供給するようになっており、前記第１の冷却剤は、通常の乗物運行中に利用可能であり、前記第２の冷却剤供給手段は、第２の冷却剤を受け取り、該第２の冷却剤を前記熱交換器に供給するようになっており、前記第２の冷却剤は、流体供給手段によって供給され、通常の乗物運行中に利用可能ではないことを特徴とする冷却装置。
【請求項２】
航空機アビオニクスポッドを冷却するようになっている請求項１に記載の冷却装置。
【請求項３】
前記第１の冷却剤は、通常の乗物運行に起因した圧力によって乗物の外部から流入する空気であることを特徴とする請求項１または２に記載の冷却装置。
【請求項４】
前記第２の冷却剤は、前記乗物が戻る基地において流体供給手段によって供給されることを特徴とする先行の請求項のいずれかに記載の冷却装置。
【請求項５】
前記乗物は、航空機であり、前記流体供給手段は、航空母艦に配設される請求項４に記載の冷却装置。
【請求項６】
前記第２の冷却剤は、圧縮空気である先行の請求項のいずれかに記載の冷却装置。
【請求項７】
前記第２の冷却剤は、航空母艦コンプレッサユニットから供給される請求項５および６に記載の冷却装置。
【請求項８】
前記流体供給手段は、移動式の空気コンプレッサである請求項６に記載の冷却装置。
【請求項９】
前記第１の冷却剤が前記熱交換器に入る前に前記第１の冷却剤を冷却する第１の冷却手段を備える請求項１ないし８のいずれか一項に記載の冷却装置。
【請求項１０】
前記第２の冷却剤が前記熱交換器に入る前に前記第２の冷却剤を冷却する第２の冷却手段を備える請求項１ないし９のいずれか一項に記載の冷却装置。
【請求項１１】
前記第１の冷却手段は、前記第１の冷却剤を膨張させる膨張手段を有する請求項９に記載の冷却装置。
【請求項１２】
前記第２の冷却手段は、前記第２の冷却剤を膨張させる膨張手段を有する請求項１０に記載の冷却装置。
【請求項１３】
前記膨張手段は、膨張タービンを有する請求項１１または１２に記載の冷却装置。
【請求項１４】
前記第２の冷却手段は、前記第２の冷却手段の膨張タービンの回転により駆動されると共に、前記熱交換器を介して冷却剤を引き出すのに役立つようになっているファンを有する請求項１２および１３に記載の冷却装置。
【請求項１５】
熱交換器から排出される冷却剤を流出させると共に、弁を用いて閉じられる排気口を前記熱交換器に備え、前記弁は、前記熱交換器の内部の前記冷却剤の圧力が前記熱交換器の外部の圧力を所定量越えると前記排気口を開く請求項１ないし１４のいずれか一項に記載の冷却装置。
【請求項１６】
前記冷却装置は、航空機アビオニクスポッドを冷却するようになっており、ポッド排気口を前記ポッドの壁に設けて、前記ポッドから排出される冷却剤を流出させ、前記ポッド排気口は、前記ファンの近くに配置されると共に、前記ポッドの内部の圧力が前記ポッドの外部の圧力を所定量越えると開くようになっている弁によって閉じることが可能である請求項１４に記載の冷却装置。
【請求項１７】
実質的に、以下で説明される、および／または添付図面に示される冷却装置。
【請求項１８】
冷却剤によって熱負荷から熱が取り除かれる熱交換器を備える冷却装置を用いて、乗物において熱負荷を冷却する方法であって、前記乗物が通常の運行状態にある場合に、第１の冷却剤を前記熱交換器に供給する第１の冷却剤供給手段を用いるステップと、前記乗物が停止状態にあり、前記第１の冷却剤が利用不可能または十分な冷却を提供することが不可能である場合に、第２の冷却剤を前記熱交換器に供給する第２の冷却供給手段を用いるステップとを含む方法。
【請求項１９】
前記乗物が停止状態にある場合に、流体供給手段を前記第２の冷却剤供給手段に接続するステップであって、前記流体供給手段が前記第２の冷却剤を前記熱交換器に供給する請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
添付の図面を参照して、実質的に、以下で説明される方法。
【請求項２１】
実質的に、以下で説明される、および／または添付図面に示される任意の新規な特徴または特徴の新規な組合せ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
本発明は、例えば、航空機アビオニクスポッド（ａｖｉｏｎｉｃｓ ｐｏｄ）における使用のための冷却装置に関する。
【０００２】
アビオニクスポッドは、航空機の下側に取り付けられるとともに、通常、高感度の／電子機器（例えば、ナビゲーション（ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ：航法）／熱画像化（ｔｈｅｒｍａｌ ｉｍａｇｉｎｇ）機器）を含む、空気力学的形状コンテナ（ａｅｒｏｄｙｍｉｃａｌｌｙ ｓａｈｐｅｄ ｃｏｎｔａｉｎｅｒ）である。ポッド内部にある電子機器は熱を発生するため、ポッドの内部を冷却して、光／電子機器の最適な性能を保証することが必要である。
【０００３】
「ラムエア」、すなわち、航空機の前進速度によって圧力が与えられた空気を用いてポッドを冷却することが知られている。ラムエアが十分に冷たい場合、例えば、航空機が高高度で飛行しているのであれば、ラムエアは、通常、電子機器のために冷却剤流体を冷却する熱交換器の中へ送られる。周囲空気温度が十分に低くない場合、すなわち、さらに冷却が必要とされる場合、ラムエアを、空気が膨張するタービンに送り、従って、冷却したラムエアが熱交換器の中へ送られる前にその周囲空気温度が下げられることが知られている。
【０００４】
かかる従来技術の構成は、米国特許４８６９０７１号に開示されている。
【０００５】
ラムエアを単独で用いた場合は、航空機が飛行状態でない場合、すなわちエンジンが作動していない場合には十分な冷却を達成し得ない。このような条件のもとで十分な冷却を提供するために、周囲空気をポッドの中に引き込む電動ファンを設けて、ポッドを冷却することが知られている。これには、追加の電力源／制御システムが必要とされ、このシステムはより多くの熱を発生する。
【０００６】
本発明の第１の態様によれば、本発明者らは、冷却剤によって熱負荷から熱が取り除かれる、熱交換器を具備する、乗物で使用する冷却装置であって、該冷却装置は、第１の冷却剤供給手段および第２の冷却剤供給手段も具備し、第１の冷却剤供給手段は、第１の冷却剤を受け取り、該第１の冷却剤を上記熱交換器に供給するようになっており、第１の冷却剤は、通常の乗物運行中に利用可能であり、第２の冷却剤供給手段は、第２の冷却剤を受け取り、該第２の冷却剤を上記熱交換器に供給するようになっており、第２の冷却剤は、流体供給手段によって供給され、通常の乗物運行中に利用可能ではないことを特徴とする、冷却装置を提供する。
【０００７】
好ましくは、冷却装置は、航空機アビオニクスポッドを冷却するようになっている。
【０００８】
従って、このような冷却装置によって、乗物、または乗物の一部（例えばアビオニクスポッド）が、乗物が停止している間、すなわち乗物エンジン（複数のこともある）が作動していない間、例えば電動ファンを必要とせずに冷却され得る。これにより、さらなる電力供給／制御手段の必要性がなくなり、冷却システムの費用および複雑性が少なくなる。
【０００９】
好ましくは、第１の冷却剤は、通常の乗物運行に起因して与圧された乗物の外部からの空気である。
【００１０】
好ましくは、第２の冷却剤は、例えば乗物が航空機である場合、乗物が戻る基地（ｂａｓｅ）における、航空母艦（ａｉｒｃｒａｆｔ ｃａｒｒｉｅｒ）に配置された流体供給手段によって供給される。第２の冷却剤は、圧縮空気であってよく、航空母艦コンプレッサユニットから供給され得る。あるいは、流体供給手段は、移動空気コンプレッサであってよい。
【００１１】
第１の冷却手段を設けて、第１の冷却剤が熱交換器に入る前に第１の冷却剤を冷却することができる。同じく、第２の冷却手段を設けて、第２の冷却剤が熱交換器に入る前に第２の冷却剤を冷却することができる。
【００１２】
好ましくは、第１の冷却手段および第２の冷却手段はそれぞれ、第１の冷却剤および第２の冷却剤を膨張させる膨張手段を有する。膨張手段は、膨張タービンを有し得る。
【００１３】
第２の冷却手段はまた、第２の冷却手段のタービンの回転により駆動されるとともに、熱交換器を介して冷却剤を引き出すのに役立つようになっているファンを有する。
【００１４】
排気口を熱交換器内に設けて、熱交換器から排出される冷却剤を流出させることができ、この排気口は弁を用いて閉じられ、弁は熱交換器の内部の冷却剤圧力が熱交換器の外部の圧力を所定量超えると排気口を開くようになっている。
【００１５】
さらに、本発明がアビオニクスポッドに適用される場合、ポッドの排気口を好ましくはポッドの壁に設けて、ポッドから排出される冷却剤を流出させるようにし、このポッド排気口は、ファンの近くに配置されるとともに、ポッドの内部の圧力がポッドの外部の圧力を所定量超えると開くようになっている弁により閉じることが可能である。
【００１６】
本発明の第２の態様によれば、本発明者らは、冷却剤によって熱負荷から熱が取り除かれる、熱交換器を有する冷却装置を用いて、乗物において熱負荷を冷却する方法であって、乗物が通常の運行状態にある場合に、第１の冷却剤を熱交換器に供給する第１の冷却剤供給手段を用いるステップと、乗物が停止状態にある場合および第１の冷却剤が利用不可能または十分な冷却を提供することが不可能である場合に、第２の冷却剤を熱交換器に供給する第２の冷却剤供給手段を用いるステップとを含むことを特徴とする方法を提供する。
【００１７】
好ましくは、上記方法は、乗物が停止状態にある場合に、流体供給手段を第２の冷却剤供給手段に接続するステップであって、それにより、流体供給手段が第２の冷却剤を熱交換器に供給できるようにする、接続するステップも含む。
【００１８】
次に、本発明を、添付図面を参照して説明する。
【００１９】
図１を参照すると、アビオニクスポッド１０が示されており、このアビオニクスポッド１０は、光／電子機器１１を含むコンテナである。電子機器１１は使用の際に熱を発生するため、熱負荷１１を生じるが、この熱負荷１１は、電子機器の最適な動作を保証するために冷却されなければならない。アビオニクスポッド１０は、通常、航空機１の下側に配置される。
【００２０】
熱負荷１１は冷却装置１２を用いて冷却され、この冷却装置１２は、第１の熱交換器１３および３つの入口手段１４ａ、１４ｂ、１４ｃを有し、これらの入口手段によって冷却剤が第１の熱交換器１３に供給される。第１の熱交換器１３に供給される冷却剤は、さらなる冷却剤である負荷冷却剤（ダクト閉回路３９内に含まれる）を冷却し、この負荷冷却剤は、１つまたは複数のポンプＰによってダクト閉回路３９に行き渡るようにポンピングされ得る。負荷冷却剤は、第１の熱交換器１３を介して熱負荷１１の周囲を循環し、液体またはガスであり得る。
【００２１】
第１の熱交換器１３は、排気口２９を有し、第１の熱交換器１３から排出される冷却剤を流出させ、熱交換器排気弁３０により閉じることが可能である。熱交換器排気弁３０は、クラム型（ｃｌａｍ：二枚貝型）フラップ弁（ｆｌａｐ ｖａｌｖｅ）とすることができ、ここでは、クロージャ部材は、排気口２９を閉じるように弾性的に付勢される。第１の熱交換器１３の内側からクロージャ部材にかけられた圧力が、第１の熱交換器１３の外部の圧力を超える所定値に達すると、クロージャ部材が開位置に移動し、冷却剤を熱交換器１３から排気口２９を介してポッド１０の内部へ渡るようにする。
【００２２】
第１の入口手段１５が、ポッド１０の壁に設けられて、前進飛行の間にラムエアを回収するようにし、ラムエア供給弁１７が配置されているダクト１６によって、第１の熱交換器１３のラムエア入口１４ａに接続される。ラムエア供給弁は、例えば蝶形弁（ｂｕｔｔｅｒｆｌｙ ｖａｌｖｅ）とすることができる。第１の入口手段１５は、ポッド１０の壁にかけて延在するアパーチャを含み、ポッド１０の外部から、すなわち入口Ｉから、第１の冷却剤、すなわちラムエアを受け取り、ダクト１６を介して第１の熱交換器１３に送るようになっている。
【００２３】
第１の入口手段１５は第２の熱交換器１９にも接続されて、ラムエア供給弁１７が閉じられるか、または部分的に閉じられる場合に、ラムエアの全てまたは一部が第２の熱交換器１９を介して通るようにする。第２の熱交換器１９は、冷却剤入口２３および冷却剤口２５を有し、冷却入口２３および冷却剤口２５は、熱交換器１９内の冷却剤閉回路を介して接続され、従って、冷却剤入口２３を介して流入する冷却剤と、第１の入口手段１５から流入するラムエアとの間の熱移動を可能にさせる。
【００２４】
出口ダクト２０が第２の熱交換器１９から提供され、このダクト２０は、第２の熱交換器１９内に通過するラムエアを、第１の膨張タービン１８に送る。第１の膨張タービン１８はその出口側１８ｂで、ダクト２１を介して第１の熱交換器１３の冷却ラムエア入口手段１４６に接続されている。ダクト２１は、ダクト２１を第２の熱交換器１９の冷却剤入口２３に接続する枝路（ｂｒａｎｃｈ）２２を有する。枝路２２は、ラムエア冷却弁２４を含み、弁２４の開口が、ダクト２１からの空気流を第２の熱交換器１９に戻すことを可能にする。ラムエア冷却弁２４は、所望の場合、蝶形弁とすることができる。
【００２５】
ラムエア供給弁１７およびラムエア冷却弁２４の動作は、以下により詳細に記載するように、電子制御手段Ｃにより制御される。
【００２６】
第１の膨張タービン１８と共通の駆動シャフト２６に取り付けられたコンプレッサ２７があり、第１の膨張タービン１８の回転により、コンプレッサ２７の回転が引き起こされるようにする。コンプレッサ２７は、ポッド１０の内部から流体を引き込む入口側２７ａと、排気ダクト２８を介してポッド１０の外部に接続される出口側２７ｂとを有する。
【００２７】
排気ガスがポッドの内部から流れ得る際に通流する第１のポッド排気口４０が、ポッド１０の壁に、コンプレッサ２７の近くに、ポッド１０の後端に配置される。第１のポッド排気弁４０は、第１の排気弁４１によって閉じられ、第１の排気弁４１は、クラム型フラップ弁であり、ここではクロージャ部材が、弾性的に付勢されて、第１のポッド排気弁４０を閉じるようになっている。ポッド１０内の圧力がポッド１０の外部の圧力を所定量超えると第１の排気弁４１が開き、それによってポッド１０の内部から外部へのガスの流出を可能にする。
【００２８】
第２の入口手段３１がポッド１０の壁に設けられ、この第２の入口手段３１は、
ポッド１０の壁のアパーチャ、および第２の入口手段３１を流体供給手段３６に接続する接続手段を含み、それによって第２の入口手段３１が流体供給手段３６から第２の冷却剤を受け取ることができる。
【００２９】
流体供給手段３６は、地上に配置されており、航空機が駐機状態にある場合にのみ利用可能である。第２の冷却剤は圧縮空気であり、流体供給手段３６は、例えば、移動空気コンプレッサ、またはコンプレッサからの高圧空気供給ラインであり、航空母艦に設けられるようなものであり得る。
【００３０】
第２の入口手段３１に流入する圧縮空気が第２の膨張タービン３２の入口側３２ａに送られるように配置されている第２の膨張タービン３２がある。第２の膨張タービン３２の出口側３２ｂは、ダクト３３を介して第１の熱交換器１３の圧縮空気入口手段１４ｃに接続され、それによって、膨張した第２の冷却剤が、熱交換器１３の入口１４ｂに給送され得るようになっている。逆止弁Ｄがダクト３３に配置されて、第１の熱交換器１３から第２の入口手段３１への第２の冷却剤の逆流を阻止するようになっている。
【００３１】
第２の膨張タービン３２と共通の駆動シャフトに取り付けられたファン３５があり、それによって、第２の膨張タービン３２の回転によりファン３５の回転が引き起こされるようになっている。ファン３５の入口側３５ａが、第１の熱交換器１３の圧縮空気出口手段３７に接続されており、この出口手段３７を通って冷却剤がダクト３４を経て第１の熱交換器から流れ得る。ファン３５の出口側３５ｂは、ファン３５からの流体をポッド１０の内部へ放出するファン口３８に接続される。第２の排気弁４３により閉じられる第２のポッド排気口４２が、ファン３５に近いポッド１０の壁に配置され、第１のポッド排気口４０および第１の排気弁４１と同一に構成され、かつ同一に機能する。
【００３２】
ポッド排気口４０、４２をポッド１０の壁に配置して、排気ガスの燃焼を回避するか、または地上スタッフに不快感をもたらすことを回避するようにし、かつポッド１０に引き戻されてポッド１０内で再循環される熱排気の可能性を低減するようにする。
【００３３】
乗物が、通常の使用（例えば、航空機１の場合における飛行）状態にある場合、流体供給手段３６は接続を断たれることになる。
【００３４】
第１の入口手段１５におけるラムエアが十分に冷たい場合、例えば、航空機が高い高度で飛行中の場合、冷却システム１２は、「ラムエアモード」で使用され得り、このモードでは、ラムエア供給弁１７は開位置にある。比較的高い圧力にあるラムエアは、第１の入口手段１５を通って第１の熱交換器１３へ流入し、負荷冷却剤を冷却する。従って、負荷冷却剤の循環により、熱負荷１１が冷却される。
【００３５】
熱交換器排気弁３０が開き、排気口２９を介してポッド１０の内部へ熱交換器１３からラムエアを流出させるまで、ラムエア流が第１の熱交換器１３内の圧力を増加させる。第１の排気弁４１および第２の排気弁４３が開き、第１のポッド排気口４０および／または第２のポッド排気口４２を介して排気ガスをポッド１０から流出させるまで、この圧力がポッド１０の内部の圧力を増加させる。
【００３６】
航空機１がより低い高度で飛行中の場合、ラムエアの温度は十分な冷却を提供するほど十分に低くなく、あるいは、熱負荷が特に高いことによってラムエアが単独で十分な冷却を提供することができない場合、冷却システム１２は、ラムエア供給弁１７が閉じているか、あるいは少なくとも部分的に閉じている「エアサイクル冷却モード」で使用することができる。
【００３７】
ラムエア供給弁１７が閉じている場合、ラムエアは、第２の熱交換器１９を介して第１の膨張タービン１８へ流出させられる。第１の膨張タービン１８への空気流により、第１の膨張タービン１８が回転させられる。第１の膨張タービン１８がラムエアを膨張させるため、ラムエアの温度が下がる。枝路２２の弁２４が閉じている場合、冷却したラムエアのすべては、ダクト２１に沿って第１の熱交換器１３に流入し、負荷冷却剤を冷却し、この負荷冷却剤は熱負荷１１を冷却する。
【００３８】
ラムエアモードで動作する場合、熱交換器排気弁３０が開き、ラムエアが排気口２９を通って熱交換器１３から流出し、ポッド１０の内部に流入させられるまで、ラムエア流が第１の熱交換器１３内の圧力を増加させる。しかしながら、エアサイクル冷却モードでは、ラムエアの圧力は、第１のタービン１８によって低減されており、ポッド１０の内部を介してポッド排気口４０または４２からラムエアを効率的に引き出すほど高くはないものであり得る。
【００３９】
第１の膨張タービン１８の回転により、コンプレッサ２７の回転が引き起こされ、コンプレッサ２７が、ポッド１０の内部からの、コンプレッサ２７の入口側２７ａに入る空気を圧縮する。これにより、ポッド１０内で圧力の低下が生じ、第１の排気弁４１および第２の排気弁４３の双方が閉じて、ポッド排気口４０および４２をシールする。空気はコンプレッサ２７を通過し、排気ダクト２８に沿って流れ、ポッド１０から放出される。
【００４０】
ラムエア供給弁１７が部分的にしか閉じていない場合、ラムエアの一部は、第２の熱交換器１９に流入し、第１の膨張タービン２７によって冷却されてから第１の熱交換器１３に入り、ラムエアの一部は、第１の熱交換器１３に直接流入する。ラムエア供給弁１７が開く程度は、制御手段Ｃによって制御され、熱負荷温度、航空機高度、およびマッハ数のような条件に応じて最適化される。
【００４１】
第１の膨張タービン１８から第１の熱交換器１３へ渡る冷却したラムエアの温度および圧力を制御するために、側部ダクト２２のラムエア冷却弁２４が開らかれ得る。この場合、ダクト２１に沿って流れる、第１の膨張タービン１８からのラムエアの一部は、枝路２２に沿って流れ、冷却剤入口２３を経て第２の熱交換器１９に流入する。
【００４２】
この冷却したラムエアは、第２の熱交換器１９内の冷却剤閉経路に沿って流れ、第２の熱交換器１９内のラムエアを冷却し、冷却剤口２５を介して流出し、ポッド１０の内部に流入する。
【００４３】
航空機１が飛行中ではない場合、例えば、図２に示したように、航空機が戻った基地で駐機している場合、「エアサイクル冷却モード」が用いられているとしても、例えば、航空機速度があまりに低すぎて有効な冷却のために十分なラムエア圧力を提供することができない場合には、ラムエアを単独で用いての十分な冷却を行うことができない。従って、冷却システム１２を「地上冷却モード」で用いてもよい。
【００４４】
地上冷却モードでは、ラムエア供給弁１７が開き、それによって、第１の入口手段１５内に流入（ｅｎｔｒａｉｎｅｄ）される空気は全て第１の熱交換器１３へ渡る。
【００４５】
移動空気コンプレッサまたは高圧空気供給源のような流体供給手段３６は、第２の入口手段３１に接続される。圧縮空気は、第２の入口手段３１に流入し、第２の膨張タービン３２の入口側３２ａに流入する。第２の膨張タービン３２に作用する圧縮空気は、第２の膨張タービン３２を回転させ、これにより、第２の膨張タービン３２に給送される空気を膨張させる。従って、圧縮空気の温度が低下する。
【００４６】
同じく、第２の膨張タービン３２の回転により、ファン３５が回転し、ダクト３４を介して第１の熱交換器１３から空気を引き出し、熱交換器１３内の圧力を低下させる。この圧力低下により熱交換器排気弁３０を閉じることによって、ガスが排気口２９を通るのを防止し、冷却した圧縮空気を、第２のタービンホイール出口３２ｂからダクト３３を介して熱交換器１３へ引き込む。
【００４７】
第１の熱交換器１３に流入する冷却圧縮空気は負荷冷却剤を冷却し、負荷冷却剤の循環により熱負荷１１が冷却される。従って、ポッド１０内の熱負荷は、航空機が駐機状態にある場合、およびエンジンが作動していないか、あるいはエンジン速度が低い場合、電気ファンを使用することなく冷却され得る。
【００４８】
ファン３５によって第１の熱交換器１３から引き出される排気は、ファン口３８を介してポッド１０の内部に放出される。圧力は、ポッド１０の内側（特に、ファン口３８の周囲の領域）で増し、この圧力増加によって、第２の弁４３を閉じ、排気した冷却剤を第２のポッド排気弁４２を介してポッド１０から流出させる。
【００４９】
上述の実施形態は、一例にすぎず、種々の変形形態は、発明の範囲に影響を及ぼすことなく行われ得る。
【００５０】
例えば、本発明は、アビオニクスポッド１０での使用に限定されない。本発明は、例えば、航空機１上またはその内部における電子機器または任意の他の熱負荷を冷却するのに用いることができる。さらに、本発明は、航空機１における使用に制限されない。本発明は、冷却が必要とされるとともに冷却剤の供給が乗物の通常運転中に可能である任意の乗物に用いることができる。
【００５１】
引込冷却剤のための特別な冷却手段を提供する膨張タービンを設ける必要がない場合もある。第１の供給手段および第２の供給手段のいずれか、または双方は、ラムエアまたは圧縮空気をそれぞれ直接第１の熱交換器１３に供給し得る。同様に、第２の熱交換器１９を設ける必要がない場合もある。
【００５２】
流体供給手段３６によって供給される流体は、圧縮空気である必要はない。この流体は、任意の他のガスとすることができる。閉回路３９内の負荷冷却剤は、所望に応じて、ガスまたは液体で構成すればよい。
【００５３】
冷却システム１２のほかに電気ファンを設ければ、地上空気冷却が必要とされるが流体供給手段３６が利用可能ではない場合における使用のために、バックアップを提供することができる。
【００５４】
ポッド１０内で達成される冷却の精密な制御を提供するために必要な場合は、種々の入力が提供され、アルゴリズムに応じて制御出力を提供する制御手段Ｃを備えてもよい。
【００５５】
例えば、必要に応じて、負荷冷却剤が負荷１１を冷却する前に負荷冷却剤ループ３９内の負荷冷却剤の温度を感知するＳ１、負荷１１を冷却する際の使用に続いて負荷冷却剤の温度を感知するＳ２、冷却システム１２に流入するラムエアの温度を感知するＳ３で示す温度センサを設けてもよい。これらの温度センサＳ１〜Ｓ３のそれぞれ、および、例えば入口１４ａ、１４ｂ、１４ｃのそれぞれにおいて第１の熱交換器１３に供給される第１の冷却剤の温度を感知する任意の他の温度サンサが、制御手段Ｃに各入力を提供する。
【００５６】
さらに、航空機運行条件に関連する入力Ａが、例えばマッハ数および高度（これらのデータは航空機１自体のシステムから容易に得ることができる）のような運行条件に関連する入力を制御手段Ｃに提供してもよい。
【００５７】
これに応答して、制御手段Ｃは、負荷冷却剤ループ３９のポンプＰ、ならびにラムエア供給弁１７およびラムエア冷却弁２４に適当な出力をする。
【００５８】
例えば、負荷１１を冷却するのではなく加熱することが必要とされ得る場合は、負荷冷却剤が第１の熱交換器１３を迂回して、所与のパラメータ内にポッド内の温度を維持することができるバイパスループＢを負荷冷却剤ループに設けてもよい。従って、制御手段Ｃは、負荷冷却剤ループ３９内の１つまたは複数の弁Ｖ１、Ｖ２に制御入力を提供し、それによって、負荷１１を迂回することを可能にされた負荷冷却剤の割合を可変にする。
【００５９】
航空機が着陸しているときを感知、ホイール荷重センサＳ５を備えてもよい。このセンサは、制御手段Ｃに入力を提供し、それによって、例えば、ラムエアの冷却の供給が不十分となることが予想される場合に、第１の膨張タービン１８を用いたラムエアの補助冷却を着陸時に作動させる。当然のことながら、流体供給手段３６がポッド１０に接続されると、これも感知されて、制御手段Ｃに入力を提供するようにしてもよく、利用可能な流体供給手段３６がない場合は、ホイール荷重センサ、または制御手段Ｃへの手動入力が、電動ファンの作動を開始して、地上冷却を提供する。
【００６０】
図１では、制御手段Ｃは、ポッド端内に配置されて示されている。別の構成としては、制御手段Ｃを、例えば航空機の下部構造内にポッド１０の外部に取り付けてもよい。その場合は、制御手段とポッドとの間に、入力／出力信号を搬送する制御ラインが必要とされる。
【００６１】
上記の説明に開示された特徴、併記の特許請求の範囲、その特定の形態で表された、または開示された機能を行う手段に関して表された添付図面、あるいは、開示された成果を適切に達成するための方法またはプロセスが、別個に、あるいはかかる特徴の任意の組み合わせで、その多様な形態で本発明を実現するのに利用され得る。
【図面の簡単な説明】
【図１】
本発明による冷却システムの概略図である。
【図２】
本発明による冷却システムを備えた航空機の概略図である。
【国際公開パンフレット】
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【国際調査報告】
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