(57)【要約】      （修正有）【課題】ますます高くなる将来の航空機の冷却の要求に合致することができる航空機熱管理システムを提供すること。【解決手段】航空機用の熱管理システム２０が提供される。熱管理システムは、第１の蒸気圧縮回路と、第２の蒸気圧縮回路と、中間冷却器とを備えることができる。第１の蒸気圧縮回路は、流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第１の流路を画定することができる。第２の蒸気圧縮回路は、流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第２の流路を画定することができる。中間冷却器は、第１の蒸気圧縮回路と第２の蒸気圧縮回路との間にカスケード熱連通して配置することができる。概して、航空機の作動中に航空機によって発生した熱を第１の蒸気圧縮回路に移動することができる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第１の流路を画定する第１の蒸気圧縮回路（４４）と、
流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第２の流路を画定する第２の蒸気圧縮回路（４６）と、
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）と前記第２の蒸気圧縮回路（４６）との間にカスケード熱連通して配置された中間冷却器（５８）と
を備える航空機用の熱管理システム（２０）であって、航空機の作動中に前記航空機によって発生した熱が前記第１の蒸気圧縮回路（４４）に移動される、熱管理システム（２０）。
【請求項２】
前記第１の流路内に配置された第１の圧縮機（５０）であって、前記第１の圧縮機（５０）の回転を駆動するために別個のモータ（６２）を含む第１の圧縮機（５０）と、
前記第２の流路内に配置された第２の圧縮機（５４）であって、前記第２の圧縮機（５４）の回転を駆動するために別の別個のモータ（６４）を含む第２の圧縮機（５４）と
をさらに備え、前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が、前記第１の圧縮機（５０）と直列に流体連通した蒸発器（４８）および膨張弁（５３）を含み、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）が、前記第２の圧縮機（５４）と直列に流体連通した凝縮器（５６）および膨張弁（５７）を含み、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）の前記凝縮器が航空機流体通路と熱連通して構成される、請求項１記載の熱管理システム（２０）。
【請求項３】
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）から熱を移動するために中間流体回路（６５）をさらに備える請求項１記載の熱管理システム（２０）。
【請求項４】
前記航空機が、電子構成部品を含み、前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が前記電子構成部品と熱連通して配置される、請求項１記載の熱管理システム（２０）。
【請求項５】
前記第２の蒸気圧縮回路（４６）と熱連通して配置されたヒートシンクを含むエアサイクルシステム（６６）をさらに備える請求項１記載の熱管理システム（２０）。
【請求項６】
航空機用の熱管理システム（２０）であって、
流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第１の流路を画定する第１の蒸気圧縮回路（４４）と、
流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第２の流路を画定する第２の蒸気圧縮回路（４６）であって、前記第２の流路が前記第１の流路とは流体的に分離して配置された、第２の蒸気圧縮回路（４６）と、
第１の蒸気圧縮回路（４４）と第２の蒸気圧縮回路（４６）との間にカスケード熱連通して配置された中間冷却器（５８）であって、航空機の作動中に前記航空機によって発生した熱が第１の蒸気圧縮回路（４４）に移動される、中間冷却器（５８）と、
前記第２の蒸気圧縮回路（４６）と熱連通して配置されたヒートシンクを含む流体圧縮回路（６６）と
を備える熱管理システム（２０）。
【請求項７】
前記第１の流路内に配置された第１の圧縮機（５０）であって、前記第１の圧縮機（５０）の回転を駆動するために別個のモータ（６２）を含む第１の圧縮機（５０）と、
前記第２の流路内に配置された第２の圧縮機（５４）であって、前記第２の圧縮機（５４）の回転を駆動するために別の別個のモータ（６４）を含む第２の圧縮機（５４）と
をさらに備え、前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が、前記第１の圧縮機（５０）と直列に流体連通した蒸発器（４８）および膨張弁（５３）を含み、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）が、前記第２の圧縮機（５４）と直列に流体連通した蒸発器（５６）および膨張弁（５７）を含み、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）の前記凝縮器が航空機流体通路と熱連通して構成される、請求項６記載の熱管理システム（２０）。
【請求項８】
前記流体圧縮回路が、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）とカスケード熱連通したエアサイクルシステム（６６）であり、前記エアサイクルシステム（６６）が空気圧縮機（７０）、冷却タービン（７２）、およびパワータービン（７４）を含み、前記空気圧縮機（７０）および前記冷却タービン（７２）がヒートシンクと流体連通して配置され、前記パワータービン（７４）が、前記空気圧縮機（７０）および冷却タービン（７２）に動作可能に取り付けられてそれらの軸方向の回転を駆動する、請求項６記載の熱管理システム（２０）。
【請求項９】
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）から熱を移動するために中間流体回路（６５）をさらに備える請求項６記載の熱管理システム（２０）。
【請求項１０】
前記航空機が電子構成部品（２４）を含み、前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が前記電子構成部品（２４）と熱連通して配置される、請求項６記載の熱管理システム（２０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本主題は一般に航空機に関し、より詳細には、航空機の熱管理システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機は、進歩するにつれて、航空機のサブシステムおよび作動を管理するために様々な電子機器にますます依存してきている。このような依存が増えるとともに、現代の航空機の電子構成部品の数は激増した。電子構成部品の激増は多くの改善をもたらしたが、航空機の様々な構成部品内およびその周りで発生する熱の量もまた増大した。航空機冷却システムの要求も同様に増大した。冷却の要求は将来増える一方であると予想される。現在の航空機がキロワット（ＫＷ）レベルの冷却を必要としている代わりに、将来の航空機はメガワット（ＭＷ）レベルを必要とすると予想される。しかしながら、既存の冷却システムはこのような高い負荷を扱うことができない。
【０００３】
さらに、航空機内の電子構成部品の数が増大するにつれて、冷却の要求のバリエーションが増大するであろう。いくつかの電子構成部品は断続的に、または特定の条件でのみ作動する場合がある。さらに、様々な電子構成部品の作動時の熱出力は、経時的に、または選択した動作に応じて変わる場合がある。これらのおよび他の要素が、航空機が発生する熱の量に影響を及ぼし、その冷却の要求に影響を及ぼす。その結果、ある時点での航空機の冷却の要求は、別の時点での要求とは非常に異なる場合がある。熱出力が比較的低いときに過剰に冷却すると、システムを非効率にする場合がある。時間の経過に伴い、過剰な冷却は、航空機の電子構成部品に損傷を生じさせることさえある。
【０００４】
したがって、航空機の熱管理をさらに改善することが望まれる。具体的には、航空機熱管理システムが、ますます高くなる将来の航空機の冷却の要求に合致することができる必要がある。システムが吸収する熱の量を変えることができる航空機の熱管理システムを提供することもまた都合がよい。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８９６７５３１号公報
【発明の概要】
【０００６】
本発明の態様および利点は、以下の説明で部分的に明らかにされ、またはその説明から理解することができ、または本発明の実施を通じて学ぶことができる。
【０００７】
本開示の一態様では、航空機用の熱管理システムが提供される。熱管理システムは、第１の蒸気圧縮回路と、第２の蒸気圧縮回路と、中間冷却器とを備えることができる。第１の蒸気圧縮回路は、流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第１の流路を画定することができる。第２の蒸気圧縮回路は、流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第２の流路を画定することができる。中間冷却器は、第１の蒸気圧縮回路と第２の蒸気圧縮回路との間にカスケード熱連通して配置することができる。航空機の作動中に航空機によって発生した熱を第１の蒸気圧縮回路に移動することができる。
【０００８】
本開示の別の態様では、航空機用の熱管理システムが提供される。熱管理システムは、第１の蒸気圧縮回路と、第２の蒸気圧縮回路と、中間冷却器と、流体圧縮回路とを備える。第１の蒸気圧縮回路は、流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第１の流路を画定することができる。第２の蒸気圧縮回路は、流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第２の流路を画定することができる。中間冷却器は、第１の蒸気圧縮回路と第２の蒸気圧縮回路との間にカスケード熱連通して配置することができる。流体圧縮回路は、第２の蒸気圧縮回路と熱連通して配置されたヒートシンクを含むことができる。
【０００９】
本開示のさらに別の態様では、航空機熱管理システムが提供される。航空機熱管理システムは、コアタービンエンジンと、コアタービンエンジンに動作可能に結合された航空機電子構成部品と、第１の蒸気圧縮回路と、第２の蒸気圧縮回路と、中間冷却器とを備えることができる。コアガスタービンは、中心軸を画定することができ、中心軸に沿って延在するシャフトと、シャフトに結合した圧縮機と、圧縮機の下流に配置されて、圧縮機からの圧縮流体を受け入れる燃焼セクションと、燃焼セクションの下流に配置されて、圧縮機に回転を伝えるようにシャフトに結合されたタービンとを含む。第１の蒸気圧縮回路は、流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第１の流路を画定することができる。第２の蒸気圧縮回路は、流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第２の流路を画定することができる。中間冷却器は、第１の蒸気圧縮回路と第２の蒸気圧縮回路との間にカスケード熱連通して配置することができる。航空機の作動中に航空機によって発生した熱を第１の蒸気圧縮回路に移動することができる。
【００１０】
本発明のこれらのおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照すればよりよく理解できるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、その一部を構成するものであり、本記述と併せて本発明の実施形態を例示して本発明の原理を説明する働きをしている。
【００１１】
当業者を対象として、最良の態様を含む本発明の完全かつ有効な開示を、添付の図を参照して本明細書で説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本開示の１つまたは複数の実施形態による、例示的なガスタービンエンジン動力の航空機の概略図である。
【図２】本開示の１つまたは複数の実施形態による、例示的な熱管理システムの実施形態の概略図である。
【図３】本開示の１つまたは複数の実施形態による、別の例示的な熱管理システムの実施形態の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
本明細書および図面において参照符号を繰り返し使用しているが、これは本発明の同じまたは類似した特徴または要素を表すことを意図している。
【００１４】
次に、１つまたは複数の例が図面に示されている本発明の実施形態を詳細に参照する。それぞれの例は本発明を説明するために提示されており、本発明を限定するためではない。実際、本発明の範囲または精神から逸脱せずに、本発明において様々な修正および変更を行うことができることは、当業者には明らかであろう。例えば、一実施形態の一部分として図示または記述された特徴を、さらなる実施形態を得るために別の実施形態とともに使用することができる。したがって、このような修正および変更を添付の特許請求の範囲およびその等価物の範囲内にあるものとして本発明が包含することが意図されている。
【００１５】
本明細書で使用するとき、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、１つの構成部品を別の構成部品と区別するために交換可能に使用される場合があり、個々の構成部品の位置または重要性を意味することを意図していない。
【００１６】
用語「上流」および「下流」は、流体経路での流体の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れて来る元の方向を指し、「下流」は流体が流れて行く先の方向を指す。
【００１７】
本開示は航空機用の熱管理システムを提供する。概して、第１の冷却回路を航空機に設けることができる。第１の冷却回路は、熱を発生する航空機の要素に、またはその近くに配置することができる。航空機の作動中、第１の冷却回路は、熱を発生する要素から熱を引き出し、冷却回路の別の部分に輸送することができる。追加の冷却回路が第１の冷却回路にカスケード構成で接続されて、第１冷却回路から熱を同じように引き出すことができる。
【００１８】
次に図面を参照すると、図１は、２台のターボファン航空機ガスタービンエンジン１２を有するＦ−２２などの例示的な航空機１０を示す。燃料システム１４は一般に、航空機エンジン１２に燃料を供給するために設けることができる。図１に示した実施形態では、燃料システム１４は、航空機の燃料を貯蔵するために乗員室の後方に内部燃料タンク１６およびの２つの翼内燃料タンク１８を含む。概して、翼内燃料タンク１８は、航空機の翼内に収納され、航空機１０が飛行する周囲の空気の冷却および加熱を受けると理解される。
【００１９】
図示のように、熱管理システム２０もまた、航空機１０内に配置される。概して、熱管理システム２０は、１つまたは複数の航空機の構成部品を冷却するとともに、コックピット２２のための熱制御および加圧をするように構成することができる。以下の議論は主に図示の実施形態を対象とするが、開示する主題は、１つまたは複数のターボプロップ、ターボジェット、ターボシャフト、またはオープンロータガスタービンエンジンを含むものなど、他の航空機の実施形態にも等しく適用することができると考えられる。
【００２０】
図１および図２に示すように、熱管理システム２０は、１つまたは複数の航空機電子構成部品２４と熱連通して配置される。例えば、いくつかの実施形態の航空機電子構成部品２４は、通信システム２６、レーダ２８、航空機交流（Ａ／Ｃ）電子機器３０、飛行制御システム３２、および／または電子光学システム３４のうちの１つまたは複数を含む。追加または代替の実施形態は、フライバイワイヤ（ＦＢＷ：ｆｌｙ−ｂｙ−ｗｉｒｅ）制御システム、指向性エネルギー兵器（ＤＥＷ：ｄｉｒｅｃｔｅｄ  ｅｎｅｒｇｙ  ｗｅａｐｏｓ）、機上不活性ガス発生システム（ＯＢＩＧＧｓ：ｏｎｂｏａｒｄ  ｉｎｅｒｔ  ｇａｓ  ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ  ｓｙｓｔｅｍ）、機上酸素発生システム（ＯＢＯＧＳ：ｏｎｂｏａｒｄ  ｏｘｙｇｅｎ  ｇａｓ  ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ  ｓｙｓｔｅｍｓ）、環境制御システム（ＥＣＳ：ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ  ｃｏｎｔｒｏｌ  ｓｙｓｔｅｍ）、インバータコンバータコントローラ（ＩＣＣ：ｉｎｖｅｒｔｅｒ  ｃｏｎｖｅｒｔｅｒ  ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）、蓄熱器（例えば、相変化物質）または冷却燃料タンク、発電システム、歯車装置潤滑システム、あるいは別の航空電子システムなどの他の航空機電子構成部品を含むことができる。
【００２１】
概して、熱管理システム２０は、１つまたは複数の伝熱流体を循環させる少なくとも２つの冷却回路４０を含む。航空機１０の作動中、伝熱流体は航空機電子構成部品２４を通って再循環して、熱を引き出し、それらを選択的に冷却することができる。図２に示すように、冷却回路４０は互いに熱的にカスケード接続されている。航空機電子構成部品２４から引き出された熱は、１つの冷却回路４０から次の冷却回路に順次移動する。このように、システム２０を通って引き出された全部の熱は、熱エネルギーが次の冷却回路４０に移動するときに増加する場合がある。任意に、熱が各冷却回路４０を概ね段階的に通過してから、航空機１０内の１つまたは複数のヒートシンク４２で熱を排出することができる。ヒートシンク４２は図１の燃料システム１４の通路内に示されているが、ヒートシンク４２の追加または代替の実施形態は、航空機１０の別の流体通路内、例えば、バイパス空気流通路内またはラム空気流通路内に配置することができる。
【００２２】
いくつかの実施形態では、冷却回路４０は１つまたは複数の蒸気圧縮回路を含むことができる。図２の例示的な実施形態では、熱管理システム２０は、第１の蒸気圧縮回路またはシステム（第１のＶＣＳ（ｖａｐｏｒ  ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ  ｓｙｓｔｅｍ））４４、および第２の蒸気圧縮回路またはシステム（第２のＶＣＳ）４６を含む。概して、蒸気圧縮回路４４、４６はそれぞれ、その中で流体が順次、圧縮、凝縮、膨張、および蒸発するための流路（例えば、流体が各回路を通って移動する環状路）を画定する。図示の第１のＶＣＳ４４は、直列に流体連通した蒸発器４８、圧縮機５０、補助凝縮器５２、および膨張弁５３を含む。単一の蒸発器４８および膨張弁５３が示されているが、複数の蒸発器および／または膨張弁をそれぞれ各位置で設けることができる。図示の第２のＶＣＳ４６は、直列に流体連通した圧縮機５４、主凝縮器５６、および膨張弁５７を含む。単一の凝縮器５６および膨張弁５７が示さているが、複数の凝縮器および／または膨張弁をそれぞれ各位置に設けることができる。ＶＣＳ中間冷却器５８は、熱接続部を画定して１つの冷却回路４０から次の冷却回路４０へと熱をカスケード接続するために、第１のＶＣＳ４４と第２のＶＣＳ４６との間に配置される。
【００２３】
第１のＶＣＳ４４および第２のＶＣＳ４６のそれぞれは、それらを通って循環するように伝熱流体を含む。例えば、伝熱流体は、Ｒ−１３４ａなどの冷媒を含むことができる。各ＶＣＳ４４、４６を通る伝熱流体は、実質的に同じとすることができる、または個別の別個の冷媒を含むことができる。任意に、第１のＶＣＳ４４および第２のＶＣＳ４６のそれぞれは、冷却閉回路４０として構成することができる。したがって、通常の冷却運転では、一方のＶＣＳ４４または４６を通る伝熱流体は、他方のＶＣＳ４６または４４を通ることはない。
【００２４】
いくつかの実施形態では、コントローラ６０は、熱管理システム２０の１つまたは複数の動作パラメータ、例えば、各冷却回路４０を通る伝熱流体の流れを制御するために設けられる。コントローラ６０は、１つまたは複数の別個のプロセッサ、メモリ装置、および蓄電装置（図示せず）を含むことができる。プロセッサはまた、デジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ：ｄｉｇｉｔａｌ  ｓｉｇｎａｌ  ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ）、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ：ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ  ｓｐｅｃｉｆｉｃ  ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ  ｃｉｒｃｕｉｔ）、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ：ｆｉｅｌｄ  ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ  ｇａｔｅ  ａｒｒａｙ）または他のプログラマブル論理デバイス、ディスクリートゲートまたはトランジスタロジック、ディスクリートハードウェア構成要素、あるいは本明細書で説明する機能を実行するか、または実行させるように設計され、プログラムされたこれらの任意の組合せを含むことができる。プロセッサはまた、マイクロプロセッサ、または前記のデバイスの組合せ（例えば、ＤＳＰとマイクロプロセッサ、複数のマイクロプロセッサ、ＤＳＰコアと連結した１つまたは複数のマイクロプロセッサ、あるいは任意の他のそのような構成の組合せ）を含むことができる。
【００２５】
さらに、メモリ装置は一般に、限定するものではないが、コンピュータ読取可能な媒体（例えば、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ：ｒａｎｄｏｍ  ａｃｃｅｓｓ  ｍｅｍｏｒｙ））、コンピュータ読取可能な非揮発性媒体（例えば、ＮＶＲＡＭ、フラッシュメモリ、ＥＥＰＲＯＭ、またはＦＲＡＭ（登録商標））、コンパクトディスク読み出し専用メモリ（ＣＤ−ＲＯＭ：ｃｏｍｐａｃｔ  ｄｉｓｃ−ｒｅａｄ  ｏｎｌｙ  ｍｅｍｏｒｙ）、光磁気ディスク（ＭＯＤ：ｍａｇｎｅｔｏ−ｏｐｔｉｃａｌ  ｄｉｓｋ）、デジタル多用途ディスク（ＤＶＤ：ｄｉｇｉｔａｌ  ｖｅｒｓａｔｉｌｅ  ｄｉｓｃ）、および／または他の適切なメモリ素子を含むメモリ素子を含むことができる。メモリは、プロセッサによってアクセス可能な情報を記憶することができ、それにはプロセッサによって実行することができる命令が含まれる。例えば、命令は、プロセッサによって実行されるとき、プロセッサに動作をさせるソフトウェアまたは任意の命令の組とすることができる。任意に、命令は、熱管理システム２０を作動させて、例えば、１つまたは複数の作動方法を実行するように構成されたソフトウェアパッケージを含むことができる。
【００２６】
上記のように、第１のＶＣＳ４４は、１つまたは複数の蒸発器４８、圧縮機５０、１つまたは複数の補助凝縮器５２、ＶＣＳ中間冷却器５８、および１つまたは複数の膨張弁５３を通して伝熱流体を循環させる。図２の例示的な実施形態では、第１のＶＣＳ４４の蒸発器４８は、航空機電子構成部品２４と熱連通して配置される。蒸発器４８は、航空機電子構成部品２４に隣接して配置されて、それから多くの量の熱を吸収することができる。任意に、電子構成部品２４と直接または間接的に接触させることによって、熱接続部を設けることができる。例えば、熱交換器（図示せず）が電子構成部品２４と蒸発器４８との間に配置されて、熱を電子構成部品から蒸発器４８に伝えることができる。さらに、放熱グリス、またはＰＡＯ（ＰｏｌｙＡｌｐｈａＯｌｅｆｉｎ：ポリアルファオレフィン）または他のグリコール酸混合物などの冷却剤を有する中間回路が、蒸発器４８と電子構成部品２４との間に設けられて、熱移動をさらに速くすることができる。航空機１０の作動中、電子構成部品２４または周囲の環境からの熱が、蒸発器４８内に封入された伝熱流体を蒸発させる。
【００２７】
伝熱流体が第１のＶＣＳ４４の蒸発器４８内で蒸発すると、伝熱流体は下流に流れて圧縮機５０に行く。図示のように、圧縮機５０は、圧縮機５０の回転を駆動するために電気モータ６２を備えており、それによって、伝熱流体を循環させることができる。他の実施形態では、圧縮機５０の回転は、駆動空気流によって駆動される。例えば、駆動空気流は、１つまたは複数のガスタービンエンジンからの抽気によって供給することができる。圧縮機５０の作動中、抽気は選択的に圧縮機５０に導かれてその回転を駆動する。
【００２８】
第１のＶＣＳ４４の特定の実施形態では、圧縮機５０はコントローラ６０と動作可能に通信して配置される。このような実施形態では、圧縮機５０の回転を選択的に作動させるためにコントローラ６０からの１つまたは複数の信号を与えることができる。例えば、図２の例示的な実施形態では、コントローラ６０と第１のＶＣＳ圧縮機５０の電気モータ６２との間は電気的に接続されている。コントローラ６０からの作動信号は、第１のＶＣＳ４４を通る伝熱流体の所望の伝熱量または流量に応じて圧縮機５０が回転を開始するように与えることができる。
【００２９】
伝熱流体は、圧縮機５０を通過すると、過熱蒸気として下流のＶＣＳ中間冷却器５８、および１つまたは複数の補助凝縮器５２の方へ導かれる。図２に示した実施形態では、ＶＣＳ中間冷却器５８は、対向流（任意の流れ構成で可能）で非混合型の実施形態で提供されている。その結果、ＶＣＳ中間冷却器５８を通る第１のＶＣＳの伝熱流体の流れ方向は、ＶＣＳ中間冷却器５８を通る第２のＶＣＳの伝熱流体の流れ方向とは逆になるように示されている。第１のＶＣＳ４４と第２のＶＣＳ４６に対しては、別個の流路が設けられている。熱は、例えば、伝導機構を通して直接的に、または、例えば、ＶＣＳ中間冷却器５８内に封入された中間流体５９を通して間接的に第２のＶＣＳ４６に移動することができる。さらに、ＶＣＳ中間冷却器５８の代替の実施形態を提供することができ、ここでは、ＶＣＳ中間冷却器５８を通る伝熱流体の流れは別の適切な経路をとる。
【００３０】
特定の実施形態では、補助凝縮器５２は、燃料システム１４と直接または間接的に連通しているヒートシンク４２と熱連通して配置される。したがって、エンジンに行く燃料（または、燃料システム１４を通って再循環する燃料）は、補助凝縮器５２を通過する熱の一部分を吸収することができる。補助凝縮器５２の追加または代替の実施形態は、ガスタービンエンジン１２（図１参照）の一部分、例えば、エンジン空気流通路またはエンジン燃料通路と熱連通（間接的または直接的に連通）して配置することができる。
【００３１】
ＶＣＳ中間冷却器５８および補助凝縮器５２内では、蒸発した伝熱流体は、熱がそれから引き出されると凝縮することができる。概して、ＶＣＳ中間冷却器５８から流れる熱は第２のＶＣＳ４６内に吸収され、一方、補助凝縮器５２から流れる熱は周囲の環境または航空機１０の別の部分に流れる。
【００３２】
伝熱流体は、補助凝縮器５２およびＶＣＳ中間冷却器５８から出た後、ほとんど液化されて膨張弁５３に流れることができる。膨張弁５３は、機械的または電気的な弁を含み、伝熱流体の質量流れを選択的に放出することができる。放出温度は、予め選択的に決めることができるか、またはフィードバック制御によって制御することができる。任意に、膨張弁５３は、コントローラと動作可能に通信するように設けられて、伝熱流体の流量を決める、または変えることができる。熱管理回路２０の作動中、伝熱流体は膨張弁５３によって調量され、圧力を下げてから蒸気−液体混合物として蒸発器４８に戻ることができる。
【００３３】
次に、第２のＶＣＳ４６について述べると、第２のＶＣＳ４６の作動は、別に指摘がなければ、第１のＶＣＳ４４の作動と同様にすることができることは理解されるであろう。概して、第２のＶＣＳ４６は、ＶＣＳ中間冷却器５８、圧縮機５４、１つまたは複数の凝縮器５６、および１つまたは複数の膨張弁５７を通して伝熱流体を循環させる。前述したように、ＶＣＳ中間冷却器５８内の伝熱流体は、第１のＶＣＳ４４から移動した熱を吸収することができる。一部の動作時には、ＶＣＳ中間冷却器５８を通過する熱は、第２のＶＣＳ４６の伝熱流体を蒸発させる働きをすることができる。
【００３４】
伝熱流体がＶＣＳ中間冷却器５８内で蒸発すると、伝熱流体は下流に流れて第２のＶＣＳ４６の圧縮機５４に行く。図示のように、圧縮機５４は、圧縮機５４の回転を駆動するために電気モータ６４を備えており、それによって、伝熱流体を循環させ、かつ加圧することができる。他の実施形態では、圧縮機５４の回転は、上記のように駆動空気流によって駆動される。
【００３５】
第２のＶＣＳ４６の特定の実施形態では、圧縮機５４はコントローラ６０と動作可能に通信して配置される。いくつかのこのような実施形態では、圧縮機５４の回転を選択的に作動させるためにコントローラ６０からの１つまたは複数の信号を与えることができる。例えば、図２の例示的な実施形態では、コントローラ６０と第２のＶＣＳ４６の圧縮機５４の電気モータ６４との間は電気的に接続されている。コントローラ６０からの作動信号は、第２のＶＣＳ４６を通る伝熱流体の所望の伝熱量または流量に応じて圧縮機５４が回転を開始するように与えることができる。
【００３６】
第１のＶＣＳ４４および第２のＶＣＳ４６の圧縮機５０、５４は、互いに独立して、または同期して作動するように構成することができる。任意に、各圧縮機５０、５４を独立して選択的に作動させるようにコントローラ６０を構成することができる。特定の実施形態では、複数の特有の作動モードを提供することができる。このような実施形態では、コントローラは、例えば、ユーザが選択した入力を受けて、または状態依存の事象を判定して、選択的に各モードを起動することができる。
【００３７】
いくつかの実施形態では、同期モードおよび状態依存モードを提供することができる。同期モードでは、コントローラ６０は、各圧縮機５０、５４を設定された圧縮または回転速度で作動させることができる。各圧縮機５０、５４の圧縮または回転速度は同一であっても、または異なってもよい。状態依存モードでは、コントローラ６０は、入力状態に応じて別々に各圧縮機５０、５４を作動させることができる。入力状態は、受信した入力信号に少なくとも部分的に基づいて、コントローラ６０によって決定することができる。例えば、入力信号は、航空機電子構成部品２４の１つまたは複数の温度センサ（図示せず）からの温度信号を含むことができる。各圧縮機５０、５４を特定の温度信号値または制限値で作動させることができる。特定の実施形態では、状態依存モードは、第１の圧縮機５０を第１の温度信号制限値で作動させ、第２の圧縮機５４を第２の温度信号制限値で作動させることを含むことができる。任意に、第２の温度信号制限値は第１の温度信号制限値より高くすることができる。第１のＶＣＳ４４と第２のＶＣＳ４６とが独立して循環することによって、不必要な構成部品を作動させるのにエネルギーを浪費することなく適切に冷却することができることは都合が良い。
【００３８】
再び第２のＶＣＳ４６について述べると、伝熱流体は、圧縮機５４を通過すると、過熱蒸気として下流の凝縮器５６の方へ導くことができる。少なくとも１つの主凝縮器５６は、航空機１０の一部分、例えば、ヒートシンク４２（図１参照）と熱連通して配置することができる。概して、主凝縮器５６から流れる熱は航空機１０の一部分によって吸収される。任意に、熱は、５６における追加の凝縮器から周囲の環境、または航空機１０の別の部分に流れることができる。
【００３９】
任意の実施形態では、主凝縮器５６、および／または１つまたは複数の補助凝縮器は、熱交換器として追加の冷却環状路と熱連通して配置される。例えば、主凝縮器５６は、燃料システム１４（図１参照）の再循環環状路内に配置して、ヒートシンク４２（図１参照）に取り付けることができる。主凝縮器５６は、燃料システム１４と熱接続部を共有するが、燃料の流れと伝熱流体の流れを流体的に分離するように構成することができる。したがって、主凝縮器５６を通って循環する燃料は、２つの流れが物理的に混合して一緒になることなく、伝熱流体から熱を吸収する。凝縮器５６の追加または代替の実施形態は、ガスタービンエンジン１２（図１参照）の一部分、例えば、エンジン空気流通路またはエンジン燃料通路と熱連通して配置される。凝縮器５６内で、伝熱流体は熱がそれから引き出されると凝縮することができる。
【００４０】
伝熱流体は、凝縮器５６から出た後、ほとんど液化されて膨張弁５７に流れることができる。膨張弁５７は、機械的または電気的な弁を含み、伝熱流体を設定された質量流量で選択的に放出することができる。流量は、予め選択的に決めることができるか、または電子的または電気的なフィードバック制御によって制御することができる。任意に、膨張弁５７は、コントローラ６０と動作可能に通信するように設けられて、伝熱流体の流量を決める、または変えることができる。熱管理回路２０の作動中、伝熱流体は膨張弁５７によって調量され、圧力を下げてから蒸気−液体混合物としてＶＣＳ中間冷却器５８に戻ることができる。
【００４１】
次に図３を参照すると、さらなる例示的な実施形態が示されている。概して、図３の実施形態は、別に指摘がなければ、図２の実施形態と同様であることは理解されるであろう。例えば、図３の実施形態は３つの冷却回路４０を含む。カスケード接続した第１のＶＣＳ４４と第２のＶＣＳ４６に加えて、図３の実施形態は、第２のＶＣＳ４６とカスケード熱連通して配置されたエアサイクル回路またはシステム（ＡＣＳ：ａｉｒ  ｃｙｃｌｅ  ｓｙｓｔｅｍ）６６を含む。他の実施形態では、追加または代替の流体圧縮回路（例えば、第３のＶＣＳまたは第２のＡＣＳ）を熱管理システム２０の残りの回路とカスケード熱連通して設けることができる。
【００４２】
さらに、中間流体回路６５が１つまたは複数の冷却回路４４および４６と熱連通して設けられて、それらから熱を引き出す。任意に、中間流体回路６５は、閉回路循環路として中間冷却器５８および／または蒸発器５６を通って延在して、それらから熱を移動することができる。さらに、中間流体回路６５は、１箇所または複数箇所に１つまたは複数のヒートシンク１１１を含むことができる。例えば、ヒートシンク１１１は、ＦＬＡＤＥダクト８６、バイパス空気流通路、ラム空気流通路、または燃料システム（例えば４２、図１参照）内に配置することができる。任意に、１つまたは複数のポンプ（図示せず）をコントローラ６０と動作可能に通信して設けて、中間流体回路を通る流体の流れを制御することができる。これに代えて、中間流体回路は、熱を伝導するためのいかなる追加のポンプ構造体もない受動的な熱輸送路として構成することができる。中間流体回路内の流体は、ＰＡＯ、水、またはシリコーンベースの流体などの適切な冷却流体を含むことができる。中間流体回路６５は図３に関して示されているが、同様な回路を、図２の実施形態を含む追加の実施形態に設けることができることを留意すべきである。
【００４３】
図３に示すように、ＡＣＳ６６は、共通の回転シャフト７６に取り付けられた空気圧縮機７０、冷却タービン７２、およびパワータービン７４を有するエアサイクルマシン（ＡＣＭ：ａｉｒ  ｃｙｃｌｅ  ｍａｃｈｉｎｅ）６８を含む。パワータービン７４は、空気圧縮機７０、冷却タービン７２、およびシャフト７６のそれぞれに動作可能に取り付けられてそれらの回転を同時に駆動する。概して、ＡＣＭ６８は、少なくとも１つのガスタービンエンジン１２と動作可能に連通して配置される。図には描かれていないが、ＡＣＳ６６の特定の実施形態は、追加の圧縮および膨張段とともに抽水システムを任意に含むことができることは理解される。
【００４４】
図示の実施形態では、ガスタービンエンジン１２は、ファンセクション７８、およびファンセクション７８の下流に配置されたコアタービンエンジン８０を有するファンオンブレード（ＦＬＡＤＥ：ｆａｎ  ｏｎ  ｂｌａｄｅ）ターボファンエンジンを含む。ファンセクション７８は、複数の内側ファンブレード８２および外側ファンブレード８４を含む。外側ファンブレード８４はＦＬＡＤＥダクト８６内に配置され、ＦＬＡＤＥダクト８６は内側ファンダクト８８とは概ね共通の環状である。ファンケーシング９０は、追加のジェット推進力を与えるＦＬＡＤＥダクト８６またはバイパス空気流通路を画定するようにコアエンジン８０の外側部分を覆って延在することができる。外側ケーシング９２は、中心軸９８に沿ってエンジンシャフト９６に取り付けられたエンジン圧縮機９４を含む圧縮機セクション、エンジン圧縮機９４からの圧縮空気流を受け入れる燃焼セクション１００、エンジンシャフト９６に結合した高圧（ＨＰ：ｈｉｇｈ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ）エンジンタービン１０２を含むタービンセクション、およびジェット排気ノズルセクション１０４を直列流れ関係で囲む。燃焼セクション１００を出る燃焼ガスはＨＰエンジンタービン１０２の回転を駆動し、ＨＰエンジンタービン１０２はエンジン圧縮機９４を駆動する。図示のガスタービンエンジンの実施形態ではＦＬＡＤＥダクトが設けられているが、本開示はこのような実施形態に限定されないことに留意すべきである。例えば、特定の実施形態は、限定するものではないが、高バイパスターボファン、ターボプロップ、ターボシャフト、またはオープンロータエンジン構成を含む別のガスタービン構成内に設けることができる。
【００４５】
いくつかの実施形態では、エンジン抽気ラインが、エンジン１２の一部分、例えば、圧縮機セクションとパワータービン７４との間を選択的に流体連通して設けられる。任意に、コントローラ６０はＡＣＭ６８の回転を制御するように抽気流量を規定することができる。このような実施形態では、ＡＣＭ６８は、例えば、パワータービン７４において、コントローラ６０と動作可能に通信することができる。図３の例示的な実施形態では、エンジン抽気ライン１０６は、パワータービン７４および空気圧縮機７０においてＡＣＭ６８に抽気を選択的に供給する。ＡＣＳ６６の作動中、エンジン１２からの抽気はパワータービン７４を回転させ、パワータービン７４は続いて空気圧縮機７０および冷却タービン７２の回転を駆動する。上記のように、図示の実施形態の空気圧縮機７０、冷却タービン７２、およびパワータービン７４のそれぞれは回転シャフト７６を介して取り付けられている。作動中、空気圧縮機７０、冷却タービン７２、またはパワータービン７４の内の１つの回転は、回転シャフト７６を通じて残りの要素に伝えられる。
【００４６】
さらなる実施形態では、１つまたは複数の追加の回路要素１０８をパワータービン７４の上流に設けることができる。例えば、追加の回路要素１０８は、１次ヒートシンクまたは２次燃焼器を含むことができる。１次ヒートシンクは、パワータービン７４に達する前に抽気から熱を引き出すように構成することができる。２次燃焼器は、抽気の一部分を燃焼して、燃焼ガスをパワータービン７４に送ってその回転を駆動することができる。パワータービン７４を通って流れる空気または燃焼ガスは、例えば、排気セクション１０４でガスタービンエンジン１２に戻すことができる。
【００４７】
図３に示すように、空気圧縮機７０および冷却タービン７２は、流体連通するように構成されて、空気を空気圧縮機７０から冷却タービン７２に流してから、その空気を空気圧縮機７０に戻す。さらに、ＡＣＳ６６は、空気圧縮機７０および冷却タービン７２と流体連通した少なくとも２つのヒートシンク１１０、１１２を含む。ヒートシンクは、直接または間接熱交換器として構成することができる。熱流出ヒートシンク１１０である１つのヒートシンクは、空気圧縮機７０と冷却タービン７２との間（すなわち、空気圧縮機７０の下流と冷却タービン７２の上流との間）に流体接続される。任意の実施形態では、熱流出ヒートシンク１１０はエンジン１２の一部分の中に配置される。具体的には、熱流出ヒートシンク１１０は、ＦＬＡＤＥダクト８６内に配置されて、ＦＬＡＤＥダクト８６に熱を排出する。追加または代替の実施形態は、航空機の別の部分に、例えば、ヒートシンク４２（図１参照）、またはエンジン１２（例えば、燃料流通路またはラム空気流通路）に熱流出ヒートシンク１１０を含むことができる。熱流入ヒートシンク１１２である第２のヒートシンクは、冷却タービン７２と空気圧縮機７０との間（すなわち、冷却タービン７２の下流と空気圧縮機７０の上流との間）に流体接続される。熱流入ヒートシンク１１２は、第２のＶＣＳ４６の凝縮器と熱連通して配置される。
【００４８】
ＡＣＳ６６の作動中には、初めに、空気流をエンジン抽気ライン１０６から空気圧縮機７０に供給することができる。次いで、空気は空気圧縮機７０を通って圧縮されてから熱流出ヒートシンク１１０に流れることができる。熱流出ヒートシンク１１０で、熱を少なくとも部分的に環境に排出することができ、その後、空気は冷却タービン７２を通過し、熱流入ヒートシンク１１２に流れる。熱流入ヒートシンク１１２を通って流れる空気は第２のＶＣＳ凝縮器５６から追加の熱を引き出してから空気圧縮機７０に戻って循環することができる。図示のエアサイクルマシンの実施形態は、ほとんど閉回路機械として説明されているが、本開示から逸脱することなく開回路の実施形態を設けることができると考えられる。例えば、開回路の実施形態（図示せず）は、もう１つのエンジン抽気ラインおよび／または環境の空気ラインから空気を引き出してから、最終的に航空機の別の部分または周囲の環境に空気を排出することができる。例示的な開回路エアサイクルマシンは、本明細書に参照によって援用する出願番号１４／９２３，７３１に記載されている。
【００４９】
ＡＣＳ６６、第１のＶＣＳ４４、および第２のＶＣＳ４６は、互いに独立して、または同期して作動するように構成することができる。任意に、コントローラ６０は、第１のＶＣＳ圧縮機５０、第２のＶＣＳ圧縮機５４、およびパワータービン７４を独立して選択的に作動させるように構成することができる。特定の実施形態では、複数の特有の作動モードを提供することができる。このような実施形態では、コントローラは、例えば、ユーザが選択した入力を受けて、または状態依存の事象を判定して、選択的に各モードを起動することができる。
【００５０】
いくつかの実施形態では、同期モードおよび状態依存モードを提供することができる。同期モードでは、コントローラ６０は、圧縮機５０、５４、および／または膨張弁５３、５７を作動させるとともに、設定された流量でパワータービン７４を作動させることができる。状態依存モードでは、コントローラ６０は、入力状態に応じて別々に第１のＶＣＳ圧縮機５０、第２のＶＣＳ圧縮機５４、第１のＶＣＳ膨張弁５３、第２のＶＣＳ膨張弁５７、および／またはパワータービン７４のうちの１つまたは複数を作動させることができる。
【００５１】
入力状態は、受信した入力信号に応じてコントローラ６０によって決定することができる。例えば、入力信号は、航空機電子構成部品２４の１つまたは複数の温度センサ（図示せず）からの温度信号を含むことができる。第１のＶＣＳ圧縮機５０、第２のＶＣＳ圧縮機５４、およびパワータービン７４それぞれを特定の温度信号値または制限値で作動させることができる。特定の実施形態では、状態依存モードは、第１の圧縮機５０を第１の温度信号制限値で作動させ、第２の圧縮機５４を第２の温度信号制限値で作動させ、かつパワータービン７４を第３の温度制限値で作動させることを含むことができる。任意に、第１の温度信号制限値は第２の温度信号制限値より高くすることができ、第２の温度信号制限値は第３の温度信号制限値より高くすることができる。
【００５２】
追加または代替の実施形態では、温度の目標または目標範囲が航空機電子構成部品２４に対して設けられる。温度が高くなると、第１のＶＣＳ４４を初めに作動させて温度の目標を満たす。いくつかの実施形態では、圧縮機５０および膨張弁５３は、航空機電子構成部品２４からの熱伝達を調整するように合わされる。任意に、流体は中間流体回路６５を通って循環して、熱を第１のＶＣＳ４４から取り去るように移動させることができる。第１のＶＣＳ４４が航空機電子構成部品２４を十分に冷却する（例えば、設定された時間枠内で航空機電子構成部品２４の温度を下げる、または維持する）ことができない場合は、第２のＶＣＳ４６を起動することができる。第１のＶＣＳ４４と同様に、第２のＶＣＳ４６の圧縮機５４および膨張弁５７を、中間冷却器５８からの熱伝達を調整するように合わせることができる。特定の実施形態では、コントローラ６０は膨張弁５７と通信して、膨張弁５７からの温度を制御するために温度フィードバックループを含むことができる。温度フィードバックループは、圧縮機５４に入る流体に対して過熱設定点を維持することができる。さらに、圧縮機５４を、４４の圧縮機吐出圧力の限界になるように作動させながら、システム要求に応じて圧縮機５０を回転させることができる。タンデムとなっている第１のＶＣＳ４４および第２のＶＣＳ４６が航空機電子構成部品を十分に冷却することができない場合、ＡＣＳ６６をさらに起動して第２のＶＣＳ４６から熱を引き出すことができる。
【００５３】
本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含む例を用いて、当業者が本発明を実施できるように説明している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例を含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。
【００５４】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第１の流路を画定する第１の蒸気圧縮回路（４４）と、
流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第２の流路を画定する第２の蒸気圧縮回路（４６）と、
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）と前記第２の蒸気圧縮回路（４６）との間にカスケード熱連通して配置された中間冷却器（５８）と
を備える航空機用の熱管理システム（２０）であって、航空機の作動中に前記航空機によって発生した熱が前記第１の蒸気圧縮回路（４４）に移動される、熱管理システム（２０）。
［実施態様２］
前記第１の流路内に配置された第１の圧縮機（５０）であって、前記第１の圧縮機（５０）の回転を駆動するために別個のモータ（６２）を含む第１の圧縮機（５０）と、
前記第２の流路内に配置された第２の圧縮機（５４）であって、前記第２の圧縮機（５４）の回転を駆動するために別の別個のモータ（６４）を含む第２の圧縮機（５４）と
をさらに備える実施態様１に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様３］
前記第１の圧縮機（５０）および前記第２の圧縮機（５４）と動作可能に通信するコントローラ（６０）であって、前記第１の圧縮機（５０）および前記第２の圧縮機（５４）のそれぞれを独立して作動させるように構成されたコントローラ（６０）をさらに備える実施態様２に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様４］
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が、前記第１の圧縮機（５０）と直列に流体連通した蒸発器（４８）および膨張弁（５３）を含み、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）が、前記第２の圧縮機（５４）と直列に流体連通した凝縮器（５６）および膨張弁（５７）を含む、実施態様２に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様５］
前記航空機が航空機流体通路を画定し、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）の前記凝縮器が前記航空機流体通路と熱連通して構成される、実施態様４に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様６］
前記中間冷却器（５８）が、前記航空機によって発生した前記熱の少なくとも一部分を前記第１の蒸気圧縮回路（４４）から前記第２の蒸気圧縮回路（４６）に導くために熱接続部を画定する、実施態様１に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様７］
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）から熱を移動するために中間流体回路（６５）をさらに備える実施態様６に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様８］
前記航空機が電子構成部品（２４）を含み、前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が前記電子構成部品（２４）と熱連通して配置される、実施態様１に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様９］
前記第２の蒸気圧縮回路（４６）と熱連通して配置されたヒートシンクを含むエアサイクルシステム（６６）をさらに備える実施態様１に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１０］
航空機用の熱管理システム（２０）であって、
流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第１の流路を画定する第１の蒸気圧縮回路（４４）と、
流体の圧縮、凝縮、膨張、および蒸発のための第２の流路を画定する第２の蒸気圧縮回路（４６）であって、前記第２の流路が前記第１の流路とは流体的に分離して配置された、第２の蒸気圧縮回路（４６）と、
第１の蒸気圧縮回路（４４）と第２の蒸気圧縮回路（４６）との間にカスケード熱連通して配置された中間冷却器（５８）であって、航空機の作動中に前記航空機によって発生した熱が第１の蒸気圧縮回路（４４）に移動される、中間冷却器（５８）と、
前記第２の蒸気圧縮回路（４６）と熱連通して配置されたヒートシンクを含む流体圧縮回路（６６）と
を備える熱管理システム（２０）。
［実施態様１１］
前記第１の流路内に配置された第１の圧縮機（５０）であって、前記第１の圧縮機（５０）の回転を駆動するために電気モータ（６２）を含む第１の圧縮機（５０）と、
前記第２の流路内に配置された第２の圧縮機（５４）であって、前記第２の圧縮機（５４）の回転を駆動するために電気モータ（６４）を含む第２の圧縮機（５４）と
をさらに備える実施態様１０に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１２］
前記第１の圧縮機（５０）および前記第２の圧縮機（５４）と動作可能に通信するコントローラ（６０）であって、前記第１の圧縮機（５０）および前記第２の圧縮機（５４）のそれぞれを独立して作動させるように構成されたコントローラ（６０）をさらに備える実施態様１１に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１３］
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が、前記第１の圧縮機（５０）と直列に流体連通した蒸発器（４８）および膨張弁（５３）を含み、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）が、前記第２の圧縮機（５４）と直列に流体連通した凝縮器（５６）および膨張弁（５７）を含む、実施態様１１に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１４］
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が、前記第１の蒸気圧縮回路（４４）の前記第１の圧縮機（５０）と前記膨張弁（５３）との間に直列に流体連通した補助凝縮器（５２）を含む、実施態様１３に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１５］
前記流体圧縮回路が、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）とカスケード熱連通したエアサイクルシステム（６６）であり、前記エアサイクルシステム（６６）が空気圧縮機（７０）、冷却タービン（７２）、およびパワータービン（７４）を含み、前記圧縮機（７０）および前記冷却タービン（７２）が前記ヒートシンクと流体連通して配置され、前記パワータービン（７４）が、前記空気圧縮機（７０）および冷却タービン（７２）に動作可能に取り付けられてそれらの軸方向の回転を駆動する、実施態様１０に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１６］
前記航空機が航空機流体通路を画定し、前記第２の蒸気圧縮回路（４６）の前記凝縮器が前記航空機流体通路と熱連通して構成される、実施態様１５に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１７］
前記中間冷却器（５８）が、前記航空機によって発生した前記熱の少なくとも一部分を前記第１の蒸気圧縮回路（４４）から前記第２の蒸気圧縮回路（４６）に導くために熱接続部を画定する、実施態様１０に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１８］
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）から熱を移動するために中間流体回路（６５）をさらに備える実施態様１７に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様１９］
前記航空機が電子構成部品（２４）を含み、前記第１の蒸気圧縮回路（４４）が前記電子構成部品（２４）と熱連通して配置される、実施態様１０に記載の熱管理システム（２０）。
［実施態様２０］
航空機熱管理システム（２０）であって、
中心軸（９８）を画定するコアタービンエンジン（８０）であって、
前記中心軸（９８）に沿って延在するシャフト（９６）、
前記シャフト（９６）に結合した圧縮機（９４）、
前記圧縮機（９４）の下流に配置されて、前記圧縮機（９４）からの圧縮流体を受け入れる燃焼セクション（１００）、および
前記燃焼セクション（１００）の下流に配置されて、前記圧縮機（９４）に回転を伝えるように前記シャフト（９６）に結合されたタービン（１０２）
を含むコアタービンエンジン（８０）と、
前記コアタービンエンジン（８０）に動作可能に結合された航空機電子構成部品（２４）と、
直列に流体連通した蒸発器（４８）、圧縮機（５０）、および膨張弁（５３）を含む第１の蒸気圧縮回路（４４）であって、前記蒸発器（４８）が前記航空機電子構成部品（２４）と熱連通して配置された、第１の蒸気圧縮回路（４４）と、
直列に流体連通した圧縮機（５４）、凝縮器（５６）、および膨張弁（５７）を含む第２の蒸気圧縮回路（４６）であって、前記第１の蒸気圧縮回路（４４）と熱連通して配置された第２の蒸気圧縮回路（４６）と、
前記第１の蒸気圧縮回路（４４）と前記第２の蒸気圧縮回路（４６）との間にカスケード熱連通して配置された中間冷却器（５８）と
を備える航空機熱管理システム（２０）。
【符号の説明】
【００５５】
１０  航空機
１２  ガスタービンエンジン
１４  燃料システム
１６  内部燃料タンク
１８  翼内燃料タンク
２０  熱管理システム
２２  コックピット
２４  航空機電子構成部品
２６  通信システム
２８  レーダ
３０  航空機交流電子機器
３２  飛行制御システム
３４  電子光学システム
４０  冷却回路
４２  ヒートシンク（航空機内）
４４  第１のＶＣＳ
４６  第２のＶＣＳ
４８  （第１のＶＣＳの）蒸発器
５０  （第１のＶＣＳの）圧縮機
５２  （第１のＶＣＳの）補助凝縮器
５３  （第１のＶＣＳの）膨張弁
５４  （第２のＶＣＳの）圧縮機
５６  （第２のＶＣＳの）主凝縮器
５７  （第２のＶＣＳの）膨張弁
５８  ＶＣＳ中間冷却器
５９  中間流体
６０  コントローラ
６２  （第１のＶＣＳの）電気モータ
６４  （第２のＶＣＳの）電気モータ
６５  中間流体回路
６６  エアサイクルシステム（ＡＣＳ）
６８  エアサイクルマシン（ＡＣＭ）
７０  空気圧縮機
７２  冷却タービン
７４  パワータービン
７６  回転シャフト
７８  ファンセクション
８０  コアタービンエンジン
８２  内側ファンブレード
８４  外側ファンブレード
８６  ＦＬＡＤＥダクト
８８  内側ファンダクト
９０  ファンケーシング
９２  外側ケーシング
９４  エンジン圧縮機
９６  エンジンシャフト
９８  中心軸
１００  燃焼セクション
１０２  エンジンタービン
１０４  ジェット排気ノズルセクション
１０６  エンジン抽気ライン
１０８  追加の回路要素
１１０  熱流出ヒートシンク
１１１  中間流体回路ヒートシンク
１１２  熱流入ヒートシンク
【図１】
2017137047.tif 000003
【図２】
2017137047.tif 000004
【図３】
2017137047.tif 000005
【外国語明細書】
2017137047000001.pdf