(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１伝熱媒体となる冷媒ガスをコンプレッサで断熱圧縮し、高温高圧となったガスを、第１熱交換器に導き、冷却源となる第２伝熱媒体との間で熱交換した後、膨張弁に導き断熱自由膨張させ、寒冷な気液２相状態を得て第２熱交換器に導き、その液相部の気化潜熱により冷却目的となる流体を冷却し、ガスとなってコンプレッサに再入力され循環する第１伝熱媒体循環路を具備してなる航空機用冷却システムにおいて、前記第１熱交換器の冷却媒体となる前記第２伝熱媒体の代わりの第４伝熱媒体の循環路である第４伝熱媒体循環路と、該第４伝熱媒体循環路に前記第１熱交換器とは別個に第３熱交換器と第４熱交換器を設け、前記第３熱交換器は燃料を、前記第４熱交換器はラム空気を冷却源として第４伝熱媒体との間で熱交換し得るようにしたことを特徴とする航空機用冷却システム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機用のベーパサイクルシステムを用いた冷却システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機搭載電子機器は、小型軽量化が求められ、たとえばレーダ装置などの様に大きな電力を消費するにもかかわらずコンパクトな設計がされる結果、熱負荷となるこれら機器の発熱部（以下熱負荷という）の冷却が問題となり、冷却システムが必要となる。この種の冷却システムには、冷媒ガスを断熱圧縮し、高温高圧になったガスを冷却して液化し、膨張弁で断熱自由膨張させ寒冷な気液２相状態を得て、その液相部の気化潜熱を冷却に用いるベーパーサイクルが一般的に用いられる。図２は従来における冷却システムの構成を示している。
【０００３】
図２に示す従来の冷却システムは、第１伝熱媒体循環路６０、第２伝熱媒体流路５０および第３伝熱媒体循環路６６の三つの流体流路で構成されている。それぞれの流体流路の間は熱交換器を介して熱の授受が行われる。すなわち、第１伝熱媒体循環路６０と第２伝熱媒体流路５０は第１熱交換器５１を介して、また第１伝熱媒体循環路６０と第３伝熱媒体循環路６６は第２熱交換器５２を介して熱の授受が行われる。これら各伝熱媒体循環路の主な構成はつぎのとおりである。すなわち、第１伝熱媒体循環路６０は、冷媒ガスである第１伝熱媒体、例えば代替フロンガスの循環路で、モータ５３Ａで駆動されるコンプレッサ５３、制御弁５６、第１熱交換器（コンデンサ）５１、膨張弁５５、第２熱交換器（エバポレータ）５２が循環路を構成する管路で接続されている。さらに、コンプレッサ５３をバイパスする管路が設けられ制御弁５４が介設されている。またコンプレッサ５３の出口の管路には流量センサ５９、圧力センサ６４が、エバポレータ５２の出口の管路には温度センサ５７、圧力センサ５８が介設されている。
第３伝熱媒体循環路６６は伝熱媒体例えばエチレングリコール混合液（第３伝熱媒体）の循環路で、ポンプ６１、第２熱交換器５２および熱負荷６２が循環路を構成する管路で接続されている。また熱負荷の入口の管路には温度センサ６５が介設されている。
【０００４】
つぎにこの従来の冷却システムの作動について説明する。
第１伝熱媒体循環路６０では、第１伝熱媒体となるガスは、モータ５３Ａで駆動されるコンプレッサ５３で断熱圧縮され、高温高圧となったガスは三方弁である制御弁５６をとおってコンデンサ５１に導かれ、コンデンサ５１の第１伝熱媒体循環路６０の対向流路である第２伝熱媒体流路５０を流れる第２伝熱媒体（例えばヒートシンクとなる燃料タンクの燃料など）との間で熱交換し冷却され、大部分は液化して膨張弁５５に導かれ、膨張弁５５で断熱自由膨張し、寒冷な気液２相状態の流体（気液２相流体）となる。この気液２相流体は、エバポレータ５２に導かれ、エバポレータ５２における第１伝熱媒体の対向流路である第３伝熱媒体循環路６６を循環している第３伝熱媒体（例えばエチレングリコール混合液）との間で熱交換し、液相部の気化潜熱で第３伝熱媒体を冷却し気化する。その気化した第１伝熱媒体はコンプレッサ５３の入口に入力され再び圧縮されて循環する。
第３伝熱媒体循環路６６では、ポンプ６１により第３伝熱媒体が循環されており、前記のとおりエバポレータ５２で冷却された第３伝熱媒体は、熱負荷６２に導かれ熱負荷６２を冷却して再びポンプ６１の入口に戻され循環する。
【０００５】
温度センサ６５で検出する第３伝熱媒体の温度が目標値より低く（高く）なったときにはモータ５３Ａの回転速度を下降（上昇）させ、コンプレッサ５３の入口圧力を高く（低く）することによりエバポレータ５２での第１伝熱媒体の流量を減少（増加）させて第３伝熱媒体の温度を上げる（下げる）温度制御がコントローラ６３により行われている。
【０００６】
さらに、システムを安定に作動させるため、第１伝熱媒体循環路６０では、コンプレッサ入口の温度センサ５７、圧力センサ５８の信号を用いてコンプレッサ５３に流入する第１伝熱媒体が液状のままで流入しないように膨張弁５５の開度を制御する完全ガス化制御がコントローラ６３で行われている。
【０００７】
またコンプレッサ５３に流入する第１伝熱媒体の流量がコンプレッサ入口圧力と出口圧力の比（圧縮比）に依存する一定の値を下回るとサージングが発生し不安定になるため流量センサ５９によるガス流量、コンプレッサ入口の圧力センサ５８、出口の圧力センサ６４によるそれぞれの圧力を検出し、コンプレッサ５３に流入するガスの流量が一定値以下にならないようにコンプレッサ５３をバイパスする管路に介設された制御弁５４の開度を制御するコンプレッササージング防止制御がコントローラ６３で行われている。
【０００８】
さらにコンプレッサ５３で圧縮された第１伝熱媒体が第２伝熱媒体によりコンデンサ５１で過度に冷却されるとガスが液化することにより圧力が下がりすぎ、膨張弁５５で必要な寒冷が得られなくなるので、第１伝熱媒体のコンデンサ５１の入口での圧力を圧力センサ６４で検出し、圧力が所定範囲に入るように三方弁５６によりコンデンサ５１をバイパスする第１伝熱媒体の量を調節するコンデンサ圧力の維持制御も前記コントローラ６３で行われている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
従来の冷却システムは以上のように構成されているが、燃料のみを循環して第１伝熱媒体の冷却源としたとき、時間とともに燃料温度が上昇する。これによりコンデンサでの第１伝熱媒体の液化量が減少し、冷却能力が低下する。一方機体に開口部を設け外気（ラム空気）を取り込み第１伝熱媒体の冷却源とした場合、航空機が停止中や極低速で飛行している間はラム空気が十分導入できないので別途ファンなどの強制送風手段を設ける必要がある。また、航空機の巡航時にラム空気を取込むと推進の抵抗となるドラッグが発生する。ドラッグが発生すると燃料消費が増加するので、外気を取込んでの冷却は可能な限り少なく押さえる要求がある。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであり、第１伝熱媒体を冷却するヒートシンクとして、燃料とラム空気など複数の伝熱媒体が使用でき、かつ航空機の燃料消費量を削減して運転できる冷却システムを提供することを目的とする。
【００１０】
【問題を解決するための手段】
上記の課題を解決するために本発明の冷却システムは、第１伝熱媒体となる冷媒ガスをコンプレッサで断熱圧縮し、高温高圧となったガスを、第１熱交換器に導き、冷却源となる第２伝熱媒体との間で熱交換した後、膨張弁に導き断熱自由膨張させ、寒冷な気液２相状態を得て第２熱交換器に導き、その液相部の気化潜熱により冷却目的となる流体を冷却し、ガスとなってコンプレッサに再入力され循環する第１伝熱媒体循環路を具備してなる航空機用冷却システムにおいて、前記第１熱交換器の冷却媒体となる前記第２伝熱媒体の代わりの第４伝熱媒体の循環路である第４伝熱媒体循環路と、該第４伝熱媒体循環路に前記第１熱交換器とは別個に第３熱交換器と第４熱交換器を設け、前記第３熱交換器は燃料を、前記第４熱交換器はラム空気を冷却源として第４伝熱媒体との間で熱交換し得るようにし、各冷却源を単独で用いたときの問題を解決する航空機用冷却システムを構成したことを特徴とする。
【００１１】
各伝熱媒体循環路の主な構成はつぎのとおりである。すなわち、第１伝熱媒体循環路１０は、冷媒ガスである第１伝熱媒体、例えば代替フロンガスの循環路で、モータ３Ａで駆動されるコンプレッサ３、制御弁１６、第１熱交換器（コンデンサ）１、膨張弁５、第２熱交換器（エバポレータ）２が循環路を構成する管路で接続されている。さらに、コンプレッサ３をバイパスする管路が設けられ制御弁４が介設されている。また、制御弁１６の一つのポート１６Ｂと第１熱交換器１の出口を接続する第１熱交換器のバイパス管路が設けられている。さらに、コンプレッサ３の出口の管路には流量センサ９、圧力センサ１５が、エバポレータ２の出口の管路には温度センサ７、圧力センサ８が介設されている。
【００１２】
第３伝熱媒体循環路１７は伝熱媒体、例えばエチレングリコール混合液（第３伝熱媒体）の循環路で、ポンプ１１、第２熱交換器２、熱負荷１２が循環路を構成する管路で接続されている。また熱負荷の入口の管路には温度センサ１４が介設されている。
第４伝熱媒体循環路１８は第４伝熱媒体、例えばエチレングリコール混合液の循環路でポンプ１９、第３熱交換器２１、第４熱交換器２２が循環路を構成する管路で接続されている。
第３熱交換器２１の第４伝熱媒体の対向路には第２伝熱媒体流路２０が配設されておりその出口には制御弁２３と温度センサ２５が介設されている。
第４熱交換器２２の第４伝熱媒体の対向路には第５伝熱媒体流路２４が配設されておりその出口には制御弁２６が介設されている。
【００１３】
つぎに本発明が提供する図１の冷却システムの作動について説明する。
第１伝熱媒体が、モータ３Ａで駆動されるコンプレッサ３で断熱圧縮され、高温・高圧のガスとなり、コンデンサ１に導かれる。コンデンサ１の第１伝熱媒体循環路１０の対向流路は第４伝熱媒体循環路１８で、高温・高圧のガスは第４伝熱媒体循環路１８を流れる第４伝熱媒体により冷却される。冷却されたガスの大部分は液化し気液２相流体となり、膨張弁５に導かれ、膨張弁５で断熱自由膨張することにより、寒冷な気液２相流体となり、エバポレータ２に入力される。エバポレータ２の第１伝熱媒体循環路１０の対向流路は第３伝熱媒体循環路２５で、前記の寒冷な気液２相流体は、熱負荷１２を冷却するためにポンプ１１により循環されている第３伝熱媒体と熱交換し、気化潜熱により第３伝熱媒体を冷却して気化しコンプレッサ入口にもどる。第３伝熱媒体循環路１７を循環する第３伝熱媒体により熱負荷１２を冷却する。
【００１４】
第４伝熱媒体は、第４伝熱媒体循環路１８に介設された第３熱交換器２１の第４伝熱媒体循環路１８の対向流路である第２伝熱媒体流路２０を流れる流体（例えばエンジンに供給される燃料）との間で熱交換し冷却される。さらに第４伝熱媒体は、第４伝熱媒体循環路１８に介設された第４熱交換器２２の第４伝熱媒体循環路１８の対向流路である第５伝熱媒体流路２４を流れる流体（例えば機外から取り込まれたラム空気）との間でも熱交換し冷却される。
【００１５】
温度センサ１４で検出する出力信号はコントローラ１３に入力され、第３伝熱媒体の温度が目標値より低く（高く）なったときには、モータ３Ａの回転速度を下降（上昇）させ、コンプレッサ３の入口圧力を高く（低く）することによりエバポレータ２での第１伝熱媒体の流量を減少（増加）させて第３伝熱媒体の温度を上げる（下げる）ように温度制御される。
【００１６】
さらに、システムを安定に作動させるため、前記第１伝熱媒体循環路１０では温度センサ７、圧力センサ８の信号がコントローラ１３に入力されコンプレッサ３に流入する第１伝熱媒体が液状のままで流入しないように膨張弁５の開度を制御する前記完全ガス化制御が行われている。
またコンプレッサ３に流入する第１伝熱媒体の流量が減少しすぎるとサージングが発生し不安定になるため、流量センサ９によりガス流量、圧力センサ８、１５により圧力を検出し、これらの出力信号もコントローラ１３に入力され、コンプレッサ３に流入するガスの流量が一定値以下にならないようにコンプレッサ３のバイパス管路に介設された制御弁４の開度を制御する前記コンプレッササージング防止制御が行われている。
さらにコンプレッサ３で圧縮された第１伝熱媒体が第４伝熱媒体によりコンデンサ１で過度に冷却されないように、第１伝熱媒体のコンデンサ１の入口での圧力を圧力センサ１５で検出し、圧力が所定範囲に入るように三方弁１６の一方のポート１６Ａを通って第１熱交換器１をバイパスする第１伝熱媒体の量を調節する前記コンデンサ圧力の維持制御も前記コントローラ１３で行われている。
【００１７】
本発明の冷却システムは、以上の構成により、熱負荷１２で発生する熱は第３伝熱媒体により冷却され、温度が上昇した第３伝熱媒体は第１伝熱媒体循環路１０のエバポレータ２で冷却され、第１伝熱媒体が獲得した熱はコンプレッサ３で圧縮された後コンデンサ１で第４伝熱媒体循環路１８を循環する第４伝熱媒体で冷却される。さらに第４伝熱媒体は、第３熱交換器２１の第２伝熱媒体流路２０を流れヒートシンクである第２伝熱媒体例えば航空機の燃料で冷却される。すなわち、熱負荷１２で発生した熱は、ヒートシンクである燃料に運ばれ燃料で冷却され、運ばれた熱は燃料の温度上昇の形で蓄積される。しかし燃料は温度が上がりすぎると第１伝熱媒体が冷えにくくなり、第１伝熱媒体の圧力が上がってコンプレッサの負荷が増すとともに冷えにくくなるなど限界がある。そこで第４熱伝熱媒体循環路１８に介設されている第４熱交換器２２の第５伝熱媒体流路２２を流れる第５伝熱媒体例えば機外から取り入れられるラム空気も冷却に使用し、第４伝熱媒体を冷却して熱は外気に放熱される。しかし航空機が地上にあるか極低速で飛行している間は外気を取り込むためには第５伝熱媒体流路２０にファンなどの強制送風手段を設ける必要がある。また航空機の巡航時ラム空気を取り込むと機体の推進の抵抗となるドラッグが発生する。ドラッグが発生すると燃料消費が増加するので、外気を取り込んでの冷却は可能な限り少なく押さえる要求がある。
本発明の冷却システムでは、ヒートシンクとして、燃料と外気とが両方利用できるようにシステムを構成し、地上または低速時には、燃料をヒートシンクとし、巡航中には燃料温度を温度センサー２５で検出し、コントローラ１３で監視しながら燃料をヒートシンクとして使用し、ラム空気の取入れ口に介設されている制御弁２６を閉にする。そして、燃料温度が限界に近づいた場合制御弁２６を開にしラム空気を取込んで冷却し得るようにする。このようなシステムの運転制御もコントローラ１３により行う。
なお、図示例では、制御弁１６が第１伝熱媒体循環路で第１熱交換器１を通る管路とバイパス管路に介設されているが、第４伝熱媒体循環路１８の第１熱交換器を通る管路とそのバイパス管路に介設しても良い。また制御弁２２は三方弁を用いているが、２個の制御弁に置き換えることもできる。
【発明の効果】
本発明の冷却システムは上記のように構成されており、ヒートシンクとして複数の伝熱媒体、例えば燃料とラム空気を併用することにより、各伝熱媒体を単独で用いたときの欠点を補うことができ、燃料消費が最も少なくなる運転を可能にする。ヒートシンクを燃料のみに頼るシステムに比べ、航空機の運用範囲が拡大され、かつラム空気のみに頼るシステムに比べ燃料消費が軽減でき、複数のヒートシンクを併用することにより最も燃料消費の少なくなる運転が可能な冷却システムを提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係わる冷却システムの一実施例の構成を示す図である。
【図２】従来の冷却システムの構成を示す図である。
【符号の説明】
１・・第１熱交換器（コンデンサ）        ２・・第２熱交換器（エバポレータ）
３・・コンプレッサ                      ３Ａ・・モータ
４、１６、２３、２６・・制御弁          ５・・膨張弁
７、１４、２５・・温度センサ            ８、１５・・圧力センサ
９・・流量センサ                        １０・・第１伝熱媒体循環路
１１・・ポンプ                          １２・・熱負荷
１３・・コントローラ                    １７・・第３伝熱媒体循環路
１８・・第４伝熱媒体循環路              １９・・ポンプ
２０・・第２伝熱媒体流路                ２１・・第３熱交換器
２２・・第４熱交換器                    ２４・・第５伝熱媒体流路
【図１】
0004265008.tif 000002
【図２】
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