JP2002310551A

JP2002310551A - 蓄冷機能付き冷却システム

Info

Publication number: JP2002310551A
Application number: JP2001108239A
Authority: JP
Inventors: Hisashi Mitani; 壽三谷; Hidefumi Saito; 英文斎藤
Original assignee: Shimadzu Corp
Current assignee: Shimadzu Corp
Priority date: 2001-04-06
Filing date: 2001-04-06
Publication date: 2002-10-23
Anticipated expiration: 2021-04-06
Also published as: JP4715984B2

Abstract

(57)【要約】【課題】航空機における高出力回路部位を、エンジン抽
気や消費電力の急激な増大なしに冷却することが実用的
に可能な蓄冷機能付き冷却システムを提供する。【解決手段】高出力回路部位２を、冷却手段３により冷
却される熱移送流体により冷却する。冷熱を蓄積可能な
蓄冷物質が、その熱移送流体の流路４０に熱移送流体と
熱交換可能に配置される。その熱移送流体が蓄冷物質よ
りも低温である時は、その熱移送流体により蓄冷物質が
冷却され、その熱移送流体が蓄冷物質よりも高温である
時は、その蓄冷物質により熱移送流体が冷却される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】航空機におけるレーダやレー
ザ等の指向性を有する電磁波の発信部位や、超高速演算
回路部位といった高出力回路部位を、大電力投入時に安
定して作動させるために冷却するシステムに関する。

【０００２】

【従来の技術】例えば遭難者、難破船、不審船等の探索
を行うために航空機に搭載されるレーダのような電磁波
発信装置における電磁波発信部位は、旧来の発信管から
多数の半導体素子で構成されるものに置き換わりつつあ
り、これにより電磁波の向き変更は、発信管の向きを変
更する方式から、各素子それぞれで発する電磁波の位相
を制御することで可動部なしに変更する方式に変更され
る。このような方式では、各半導体素子それぞれに対応
して電力制御回路が具備されるため、電磁波の発信を安
定的に行えるように性能を安定させるには、多数存在す
る電力制御回路付きの半導体素子により構成される電磁
波発信部位を全体的に冷却して一定の設定温度範囲内に
維持する必要がある。そこで、水などを主成分に添加剤
を加えたブラインと呼ばれる不凍液等を熱移送流体とし
て、これにより電磁波発信部位を直接冷却する方式が採
用されている。その熱移送流体は、航空機におけるエン
ジン抽気を用いたエアサイクル方式冷却システムや、冷
媒を用いたベーパサイクル方式冷却システム等の機内冷
却システムにより、その温度上昇に応じて冷却されてい
る。また、この熱移送流体は電磁波発信部位以外の高出
力回路部位、例えば超高速演算回路や、各種電子機器へ
の電力供給を制御するインバータ回路を動作時に冷却す
るのにも利用される。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】航空機においては近年
の高性能化の要請に伴ない、様々な高速演算処理を伴う
信号処理装置等も付随される場合が多い。さらに、機能
向上のために大出力の電磁波の発信にも対応することが
要求されている。このため、電磁波の発信や高速演算処
理を行う際には付随の回路部なども含めた高出力回路部
位から大幅な発生熱量が見込まれ、発生した熱を吸収し
た熱移送流体を冷却するための機内冷却システムの能力
を大きくしなければならなかった。

【０００４】しかし、機内冷却システムの能力を大きく
するには、機内冷却システムとしエアサイクル方式を採
用した場合はエンジン抽気量を増大させる必要があり、
ベーパサイクル方式を採用した場合は冷媒圧縮能力を増
加させるために電力消費を増大させる必要がある。いず
れの場合も高出力回路部位における電力消費が増大する
と、飛行中のエンジンにとっては大幅な負荷増加になり
好ましくない。特に、地上や海上を対象にレーダ波等の
指向性電磁波を発信する航空機では、飛行高度を下げた
状態での作動となるため、汲出した熱を放出する先の機
外空気の温度が高くなる場合が多く、冷却システムの能
力も大きなものが必要になり、エンジン負荷の増大のみ
ならず、冷却システムとしても大きく重いものとならざ
るを得なかった。

【０００５】

【課題を解決するための手段】本発明の蓄冷機能付き冷
却システムは、航空機における高出力回路部位を、冷却
手段により冷却される熱移送流体により冷却する冷却シ
ステムにおいて、冷熱を蓄積可能な蓄冷物質が、その熱
移送流体の流路に熱移送流体と熱交換可能に配置され、
その熱移送流体が蓄冷物質よりも低温である時は、その
熱移送流体により蓄冷物質が冷却され、その熱移送流体
が蓄冷物質よりも高温である時は、その蓄冷物質により
熱移送流体が冷却されることを特徴とする。なお、航空
機としてはヘリコプターのような回転翼機を含む。本発
明の構成によれば、高出力回路部位が作動していないた
めに電力に余裕がある場合、航空機が高々度や寒冷領域
を飛行している場合、飛行前の地上での待機中に機体外
部の動力源を使用可能な場合等においては、航空機のエ
ンジンに過大な負荷をかけることなく、航空機における
エンジン抽気や電力消費量の増大なしに、冷却手段を駆
動して熱移送流体を冷却し、その熱移送流体により蓄冷
物質を冷却して冷熱を蓄積できる。これにより、その熱
移送流体が高出力回路部位の作動により蓄冷物質よりも
高温になった場合は、その蓄積した冷熱により熱移送流
体を冷却することで、航空機のエンジンに過大な負荷を
かけることなく電磁波発信部位等の高出力回路部位を冷
却することができる。また、高出力回路部位として電磁
波発信部位を冷却する際に、電磁波の発信対象から電磁
波への対抗措置が取られる可能性がある場合、強力な電
磁波は発信対象に接近するまではほとんど発信すること
がなく、また、連続して電磁波を発信するのではなく間
欠的に発信するのが一般的である。このような場合、本
発明によれば、飛行効率を上げるために十分な高度で移
動のための飛行を行っている間に蓄冷物質に冷熱を蓄積
し、電磁波の発信時には蓄えられた冷熱を使って発信部
位の冷却を行える。

【０００６】前記冷却手段は前記熱移送流体を前記蓄冷
物質の融点未満に冷却可能であるのが好ましい。これに
より、その蓄冷物質を融点以下まで冷却して凝固させ、
その蓄冷物質が融解する時に融解熱を吸収することで熱
移送流体を冷却でき、蓄冷物質が液相状態である時より
も大きな凝固熱、例えば蓄冷物質が水であれば比熱の約
80倍の凝固熱を冷熱として保持できることになり、少量
でも熱容量の大きな蓄冷物質により電磁波発信部位等の
高出力回路部位での発生熱の全てあるいは一部を吸収で
き、軽量化が要求される航空機にとって好ましいもので
ある。

【０００７】前記熱移送流体は循環流路において流動す
るものとされ、その熱移送流体により航空機の機体内循
環空気を冷却する冷却手段が設けられ、その循環流路の
一部として、その高出力回路部位に熱移送流体を供給す
る第１流路と、航空機の機体内循環空気の冷却手段に熱
移送流体を供給する第２流路とが設けられ、その第１流
路の熱移送流体の流量の第２流路の熱移送流体の流量に
対する比率を、その熱移送流体の温度変化に相関する変
量に応じて変更する手段が設けられているのが好まし
い。これにより、高出力回路部位が作動していない間に
冷却される熱移送流体を、機体内循環空気の冷却に有効
利用できる。

【０００８】その蓄冷物質は多数の伸縮可能な容器に封
入され、それら容器が前記熱移送流体の流路に配置され
ているのが好ましい。これにより、蓄冷物質と熱移送流
体との接触面積を大きくして熱交換を効率良く行い、ま
た、蓄冷物質の体積変動を容器の伸縮により吸収するこ
とができる。

【０００９】その航空機の機体外から導入されるＲＡＭ
空気と熱移送流体の冷却手段の冷媒との間で熱交換可能
とされているのが好ましい。これにより航空機が高々度
を飛行している際に効率良く蓄冷物質に冷熱を蓄積でき
実運用に適する。

【００１０】

【発明の実施の形態】図１、図２は、航空機の機体１に
搭載されるフェーズドアレイレーダ２における高出力回
路部位を冷却するための蓄冷機能付き冷却システムＡを
示す。そのレーダ２としては、フルパワーで電磁波を発
信した場合に例えば１０kWを超えて発熱するものが用い
られる。そのレーダ２における高出力回路部位は、多数
の電力制御回路付きの半導体素子からなる電磁波発信部
位により構成され、その電磁波発信部を熱移送流体によ
り冷却するための冷却ジャケット２０を有する。例え
ば、その電磁波発信部位を構成する各素子それぞれにヒ
ートシンクが取り付けられ、各ヒートシンクそれぞれが
冷却ジャケット２０により覆われる。その冷却システム
Ａから供給される熱移送流体が、その冷却ジャケット２
０に供給ポート２１を介して導入され、リターンポート
２２を介して排出されることで、その電磁波発信部位は
熱移送流体により冷却される。本実施形態では、その熱
移送流体として一般的な高濃度のエチレングリコール溶
液などが用いられる。

【００１１】その冷却システムＡは、冷却装置３と蓄冷
装置４とを備え、その冷却装置３により、その蓄冷装置
４における循環流路４０を流動する熱移送流体が冷却さ
れる。その冷却装置３は、機体内循環空気を冷却する機
体１の内部空間の空調装置を兼用し、航空機のエンジン
５からの抽気で機能するエアサイクル式冷却装置３１
と、このエアサイクル３１の冷却能力を補うベーパサイ
クル式冷却装置３２とを有する。

【００１２】そのエアサイクル式冷却装置３１は、エン
ジン抽気を第一熱交換器３１１で機体外から導入される
ＲＡＭ空気との熱交換により冷却し、遠心コンプレッサ
３１２で圧縮し、第二熱交換器３１３でＲＡＭ空気との
熱交換により再度冷却し、さらに再生熱交換器３１４で
冷却し、これにより凝結したエンジン抽気の含有水分を
水分除去器３１５で取り去り、しかる後に、そのエンジ
ン抽気を膨張タービン３１６で膨張させることで冷気を
得る。この得られた冷気の一部は、再生熱交換器３１４
を通ることでエンジン抽気を冷却し、しかる後に航空機
のキャビン６等にダクト３１７を介して機体内循環空気
として供給される。その得られた冷気の残部は上記蓄冷
装置４の冷却器４２を通ることで熱移送流体を冷却し、
しかる後にキャビン６等に機内空気として供給される。
なお、第一熱交換器３１１、第二熱交換器３１３は図示
では単一とされるが、実際には機体１に複数設けるよう
にする。

【００１３】そのベーパサイクル式冷却装置３２は、電
動モータ３２１により駆動されるコンプレッサ３２２に
より圧縮されることで高温、高圧となった冷媒をＲＡＭ
空気との熱交換によりコンデンサ３２３で放熱して冷却
液化し、膨張弁３２４で減圧し、エバポレータ３２５で
蒸発させ、再度コンプレッサ３２２に戻してサイクルを
完結させる。その冷媒としてはオゾン破壊効果のないＨ
ＦＣ１３４ａ等が適している。そのエバポレータ３２５
において、冷媒が蒸発に際して周囲の熱を奪うことで奏
する冷却能力により、上記蓄冷装置４の循環流路４０を
流動する熱移送流体を冷却する。その冷却能力により機
体内循環空気を直接に冷却することで、機内で発生する
熱を除去するようにしてもよい。なお、そのコンデンサ
３２３は図示では単一とされるが、機体１に複数設ける
ようにしてもよい。

【００１４】その蓄冷装置４は、熱移送流体をメインポ
ンプ４１により圧送する。これにより、その熱移送流体
は上記のようにエバポレータ３２５と冷却器４２におい
て冷却される。その冷却された熱移送流体は循環流路４
０に設けられたメイン分配バルブ４３により、機体１内
に配置された機内冷却器４４とレーダ２の冷却ジャケッ
ト２０とに配管ａ、ｂを介して導入されるように振り分
けられる。その機内冷却器４４に導入された熱移送流体
は機体内循環空気を冷却した後にメインポンプ４１の吸
引側に戻される。また、その冷却ジャケット２０に導入
された熱移送流体はレーダ２の電磁波発信部位を冷却し
た後にメインポンプ４１の吸引側に戻される。その機内
冷却器４４は複数でもよい。

【００１５】冷熱を蓄積可能な蓄冷物質が、その循環流
路４０において流動する熱移送流体と熱交換可能に配置
されている。本実施形態では、上記メインポンプ４１と
エバポレータ３２５との間に、熱移送流体を充填した蓄
冷リザーバタンク７が配管接続され、その蓄冷リザーバ
タンク７はリザーバポンプ４５１に配管接続され、その
リザーバポンプ４５１は切替えバルブ４５２を介して上
記メイン分配バルブ４３とサブ分配バルブ４５３とに配
管接続され、そのサブ分配バルブ４５３は上記機内冷却
器４４と冷却ジャケット２０の供給ポート２１とに配管
ｃ、ｄを介して接続されている。これにより、熱移送流
体が蓄冷物質よりも低温である時は熱移送流体により蓄
冷物質が冷却され、熱移送流体が蓄冷物質よりも高温で
ある時は蓄冷物質により熱移送流体が冷却される。

【００１６】図３に示すように、その蓄冷リザーバタン
ク７の本体７１に、蓄冷物質として純水を封入した球形
のカプセル状容器７２が、カプセルポート７１ａから多
数充填されている。その蓄冷物質としては水に限定され
ず、冷熱を蓄積可能なものであれば良いが、水以外には
ギ酸、酢酸、ｐ−キシレン、グリセリン、その他−５℃
〜＋２５℃の間に融点があり、安定した分子構造を持つ
物質を主成分とした物質を採用するのが好ましい。その
カプセル状容器７２は水分子が透過せず、且つ、純水が
氷結して体積が変化しても伸縮することで破れることの
ない高分子材製とされ、例えばポリテトラフルオロエチ
レン（ＰＴＦＥ）製とされる。それらカプセル状容器７
２を保持するように、一対の網目板７３が本体７１内に
取り付けられている。なお、容器７２は図示では一部省
略しているが、両網目板７３の間を略満たすように充填
されている。その本体７１の中心に案内筒７４が設けら
れ、その案内筒７４内に、循環流路４０との接続用配管
７５、７６が導入され、その案内筒７４の内部は仕切り
板７４ａにより一端側と他端側とに仕切られ、一方の接
続用配管７５の導入端は仕切り板７４ａよりも一端側に
配置され、他方の接続用配管７６の導入端は仕切り板７
４ａよりも他端側に配置される。その本体７１内の熱移
送流体の攪拌羽根７７がモータ７８により回転駆動され
る。その蓄冷物質の体積変動を吸収するエアバッグ７９
が本体７１に配置され、そのエアバッグ７９内はパイプ
７９ａを介して本体７１外と通じるものとされ、蓄冷物
質の凝固による体積の変化や熱移送流体の温度変化によ
る体積の変化を吸収できるようになっている。これによ
り、カプセル状容器７２は熱移送流体の流路に配置さ
れ、図中矢印ＡあるいはＢで示す方向に流動する熱移送
流体と蓄冷物質との間で熱交換が行われる。この際、多
数のカプセル状容器７２に蓄冷物質が封入されること
で、蓄冷物質と熱移送流体との接触面積を大きくして熱
交換を効率良く行い、また、蓄冷物質の体積変動をカプ
セル状容器７２の伸縮により吸収することができる。な
お、その蓄冷物質を封入する容器として、球形のカプセ
ル状容器７２以外のもの、例えば管状や板状の容器を用
いてもよい。

【００１７】図４に示すように、上記モータ３２１、メ
インポンプ４１、リザーバポンプ４５１、切替えバルブ
４５２、メイン分配バルブ４３、およびサブ分配バルブ
４５３は、機体１に搭載された制御装置５０に接続され
る。また、その制御装置５０に、熱移送流体の温度変化
に相関する変量として機体内循環空気の温度を検出する
温度センサ５１が接続されている。その温度センサ５１
の検出温度に応じて制御装置５０から出力される信号に
応じてモータ３２１、メインポンプ４１、リザーバポン
プ４５１、切替えバルブ４５２、メイン分配バルブ４
３、およびサブ分配バルブ４５３は作動する。その作動
により、コンプレッサ３２２の圧縮能力が変更可能とさ
れ、メインポンプ４１の吐出量が変更可能とされ、リザ
ーバポンプ４５１の吐出方向が変更可能とされ、切替え
バルブ４５２はリザーバポンプ４５１を循環流路４０に
接続する状態とサブ分配バルブ４５３に接続する状態と
に択一的に切り換え可能とされ、メイン分配バルブ４
３、サブ分配バルブ４５３による熱移送流体の分配比が
変更可能とされている。

【００１８】上記構成を備えた航空機が高々度や寒冷領
域を飛行しているような場合、第一熱交換器３１１、第
二熱交換器３１３、コンデンサ３２３に機体外から導入
されるＲＡＭ空気の温度は低い上に、エンジンで外気を
圧縮した抽気に含まれる水蒸気が少なく、冷却時に水蒸
気の凝縮による発熱がないため、エアサイクル式冷却装
置３１における冷媒であるエンジン抽気は膨張前に温度
が十分低くなり、また、ベーパサイクル式冷却装置３２
における冷媒も殆ど圧縮されなくても膨張前に温度が十
分低くなる。これにより、冷却装置３は熱移送流体を蓄
冷物質の融点未満に冷却可能であり、冷却器４２を出た
熱移送流体の温度は蓄冷物質である純水の融点以下にな
り、例えば−１０℃以下にすることも可能である。この
場合、その熱移送流体の温度に応じて機体内循環空気の
温度も低くなる。温度センサ５１により検出される機体
内循環空気の温度が予め定めた設定温度以下である時、
制御装置５０は熱移送流体が循環流路４０において切替
えバルブ４５２、リザーバポンプ４５１を介して蓄冷リ
ザーバタンク７に至るように、リザーバポンプ４５１と
切替えバルブ４５２とを作動させる。この結果、蓄冷リ
ザーバタンク７内では蓄冷物質である水が凝固し、冷熱
が貯えられる。また、機体内循環空気の温度が上昇して
きた場合には、制御装置５０は温度センサ５１による検
出温度に応じてメインポンプ４１の吐出量を変更した
り、分配バルブ４３による熱移送流体の分配比を変更す
ることで、蓄冷リザーバタンク７を通過する熱移送流体
流量と機内冷却器４４を通過する熱移送流体流量との比
を変更し、機体内循環空気の温度を適性値に保持する。
すなわち、循環流路４０の一部として、メイン分配バル
ブ４３から冷却ジャケット２０に熱移送流体を供給する
配管ｂおよびサブ分配バルブ４５３から冷却ジャケット
２０に熱移送流体を供給する配管ｄから構成される第１
流路と、メイン分配バルブ４３から機内冷却器４４に熱
移送流体を供給する配管ａおよびサブ分配バルブ４５３
から機内冷却器４４に熱移送流体を供給する配管ｃから
構成される第２流路とが、並列に設けられ、制御装置５
０は、熱移送流体の温度変化に相関する変量である機体
内循環空気の検出温度が上昇すると、その第１流路の熱
移送流体の流量の第２流路の熱移送流体の流量に対する
比率を減少させ、機体内循環空気の検出温度が低下する
と、その比率を増大させる。なお、その第１流路の熱移
送流体の流量の第２流路の熱移送流体の流量に対する比
率を、機体内循環空気の温度以外の、熱移送流体の温度
変化に相関する変量に応じて変更してもよい。例えば、
その熱移送流体の温度変化に相関する変量を高出力回路
部位への電力投入量とし、高出力回路部位への電力投入
のオン、オフに応じてメインポンプ４１の吐出量を変更
したり、分配バルブ４３による熱移送流体の分配比を変
更することで、第１流路の熱移送流体の流量の第２流路
の熱移送流体の流量に対する比率を変更する。すなわ
ち、高出力回路部位への電力投入がオンの時は、第１流
路の熱移送流体の流量の第２流路の熱移送流体の流量に
対する比率を減少させ、その電力投入がオフの時は、そ
の比率を増大させる。

【００１９】上記構成を備えた航空機が低高度でレーダ
２から電磁波を発信している場合、その電磁波発信部位
における温度が上昇するため、エアサイクル式冷却装置
３１とベーパサイクル式冷却装置３２とが機能しても、
冷却器４２を出た熱移送流体の温度は蓄冷物質である純
水の融点よりも高くなる。この場合、その熱移送流体の
温度に応じて機体内循環空気の温度も高くなる。その温
度センサ５１により検出される機体内循環空気の温度が
設定温度を超える時、制御装置５０は熱移送流体が循環
流路４０において蓄冷リザーバタンク７、リザーバポン
プ４５１を介して切替えバルブ４５２に至った後にサブ
分配バルブ４５３に至るように、リザーバポンプ４５１
と切替えバルブ４５２とを作動させる。この結果、蓄冷
リザーバタンク７内で蓄冷物質に蓄積された冷熱により
熱移送流体が冷却される。また、制御装置５０は温度セ
ンサ５１による検出温度に応じて分配バルブ、４３、４
５３による熱移送流体の分配比を変更することで、蓄冷
リザーバタンク７を通過する熱移送流体流量と機内冷却
器４４を通過する熱移送流体流量との比を変更し、機体
内循環空気の温度を適性値に保持する。すなわち制御装
置５０は、機体内循環空気の検出温度が上昇すると、そ
の第１流路の熱移送流体の流量の第２流路の熱移送流体
の流量に対する比率を減少させ、機体内循環空気の検出
温度が低下すると、その比率を増大させる。なお、温度
センサ５１の検出温度が上記設定温度を超えるがレーダ
２からの電磁波の発信が停止している間は、その電磁波
発信部位での発熱がなくなって電力消費に余裕ができ
る。この場合、制御装置５０はリザーバポンプ４５１を
停止して蓄冷リザーバタンク７を通過する熱移送流体の
流れを止めると共に、モータ３２１により駆動されるコ
ンプレッサ３２２の圧縮能力を増大してベーパサイクル
式冷却装置３２の冷却能力を上げ、機内冷却器４４での
機体内循環空気の冷却能力を増大してもよい。

【００２０】上記構成によれば、航空機のエンジン５に
過大な負荷をかけることなく、冷却装置３を駆動して熱
移送流体を冷却し、その熱移送流体により蓄冷物質を冷
却して冷熱を蓄積できる。これにより、その熱移送流体
が電磁波の発信により蓄冷物質よりも高温になった場合
は、その蓄積した冷熱により熱移送流体を冷却すること
で、航空機のエンジン５に過大な負荷をかけることなく
電磁波発信部位を冷却することができる。また、その蓄
冷物質を融点以下まで冷却して凝固させ、その蓄冷物質
が融解する時に融解熱を吸収することで熱移送流体を冷
却できるので、少量でも熱容量の大きな蓄冷物質により
電磁波発信部位での発生熱の全てあるいは一部を吸収で
き、軽量化が要求される航空機にとって好ましいもので
ある。また、電磁発信部位が電磁波を発信していない間
に冷却される熱移送流体を機体内循環空気の冷却に有効
利用できる。さらに、機体１外から導入されるＲＡＭ空
気と冷却装置３の冷媒との間で熱交換可能であるので、
航空機が高々度を飛行している際に効率良く蓄冷物質に
冷熱を蓄積できる。

【００２１】上記蓄冷リザーバタンク７に代えて図５の
変形例に係る蓄冷リザーバタンク８を用い、蓄冷物質８
２を封入した本体８１の中に、蓄冷物質８２とは混合し
ない構造の熱移送流体が流れる流路を設けてもよい。す
なわち、その蓄冷リザーバタンク８においては本体８１
に純水等の蓄冷物質８２が封入され、その蓄冷物質８２
中に浸漬するように熱移送流体流路８３が設けられてい
る。なお、図５は本体８１の上部を省略した状態を示
し、熱移送流体流路８３は本体８１により覆われる。そ
の熱移送流体流路８３は、複数の渦巻き状配管８３ａを
積層することで構成され、各配管８３ａの中心位置の一
端開口８３′は互いに接続されると共に循環流路４０に
接続され、外周位置の他端開口８３″は互いに接続され
ると共に循環流路４０に接続される。これにより、図中
矢印ＣあるいはＤで示す方向に流動する熱移送流体と蓄
冷物質との間で熱交換が行われる。

【００２２】本発明は上記実施形態や変形例に限定され
ない。例えば、上記実施形態では熱移送流体の流路にお
いて、エアサイクル式冷却装置３１による冷却部である
冷却器４２とベーパサイクル式冷却装置３２による冷却
部であるエバポレータ３２５とを直列に配置したが、そ
の熱移送流体の流路の一部を分岐して一対の並列流路と
し、その並列流路の一方に冷却器４２を他方にエバポレ
ータ３２５を配置してもよい。あるいは、エアサイクル
式冷却装置３１とベーパサイクル式冷却装置３２の中の
何れか一方のみにより熱移送流体を冷却してもよい。あ
るいは、上記実施形態では航空機のエンジン５を動力源
とすると共に機体外から導入されるＲＡＭ空気と冷媒と
の間で熱交換を行う冷却装置３を用いたが、そのような
冷却装置３以外の別の冷却手段により熱移送流体を冷却
してもよく、例えば、航空機が地上にある時に外部電源
や空気源で冷却システムを作動させることで、飛行前に
熱移送流体を冷却して蓄冷物質に冷熱を蓄積してもよ
い。上記実施形態では機内冷却器４４を設けて冷却装置
３１、３２と共に熱移送流体によっても機体内循環空気
を冷却することで、冷却装置３１、３２を小型化してい
るが、熱移送流体は電磁波の発信部位のみを冷却するよ
うにしてもよい。また、本発明の蓄冷機能付き冷却シス
テムによる冷却対象は、レーダ２における電磁波発信部
位に限定されず、例えば妨害電波発信装置における妨害
電波発信部位や、レーザ装置におけるレーザ発信部位等
の他の指向性の電磁波発信部位や、レーダ信号の解析の
ための高速演算回路部位や、レーダ電力供給用の電源回
路部位等の他の高出力回路部位を熱移送流体により冷却
するようにしてもよい。また、気体を熱移送流体とし、
さらに熱移送流体を循環させることなく電磁波発信部の
冷却後に機体外に排出してもよい。上記実施形態では熱
移送流体の冷却手段は機体内循環空気の冷却手段を兼用
するが、専用の冷却手段により熱移送流体を冷却しても
よく、この場合は冷却手段を電磁波発信中は停止させて
電磁波を発信しない間に作動させてもよい。

【００２３】

【発明の効果】本発明によれば、高出力回路部位を有す
る航空機において、エンジン抽気や消費電力の急激な増
大なしに、その高出力回路部位を冷却することが実用的
に可能になり、エンジン負荷の急激な増加を防ぎ、必要
以上に大きな冷却システムが不要になり、さらに高々度
の飛行中に効率良く蓄冷できるため、放熱のために消費
するエネルギ量も減少させることができ、燃料消費の削
減に効果がある蓄冷機能付き冷却システムを提供でき
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施形態の蓄冷機能付き冷却システム
の構成説明図

【図２】本発明の実施形態の蓄冷機能付き冷却システム
における要部の斜視図

【図３】本発明の実施形態の蓄冷機能付き冷却システム
における蓄冷リザーバタンクの断面図

【図４】本発明の実施形態の蓄冷機能付き冷却システム
における制御構成を示す図

【図５】本発明の実施形態の変形例の蓄冷機能付き冷却
システムにおける蓄冷リザーバタンクの斜視図

【符号の説明】

２レーダ３冷却装置４０循環流路４０ａ第１流路４０ｂ第２流路４１メインポンプ４４機内冷却器４５１リザーバポンプ４５２切替えバルブ４５３サブ分配バルブ５０制御装置５１温度センサ７２容器８２蓄冷物質

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁷ 識別記号ＦＩテーマコート゛(参考）Ｈ０５Ｋ 7/20 Ｈ０５Ｋ 7/20 ＱＦターム(参考） 3L044 AA04 BA02 CA13 DB02 DC03 3L045 AA03 BA10 CA02 DA02 FA02 5E322 DB06 DB07 DB11 EA11 FA01 FA03

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】航空機における高出力回路部位を、冷却手
段により冷却される熱移送流体により冷却する冷却シス
テムにおいて、冷熱を蓄積可能な蓄冷物質が、その熱移
送流体の流路に熱移送流体と熱交換可能に配置され、そ
の熱移送流体が蓄冷物質よりも低温である時は、その熱
移送流体により蓄冷物質が冷却され、その熱移送流体が
蓄冷物質よりも高温である時は、その蓄冷物質により熱
移送流体が冷却されることを特徴とする蓄冷機能付き冷
却システム。
【請求項２】前記冷却手段は前記熱移送流体を前記蓄冷
物質の融点未満に冷却可能である請求項１に記載の蓄冷
機能付き冷却システム。
【請求項３】前記熱移送流体は循環流路において流動す
るものとされ、その熱移送流体により航空機の機体内循
環空気を冷却する冷却手段が設けられ、その循環流路の
一部として、その高出力回路部位に熱移送流体を供給す
る第１流路と、航空機の機体内循環空気の冷却手段に熱
移送流体を供給する第２流路とが設けられ、その第１流
路の熱移送流体の流量の第２流路の熱移送流体の流量に
対する比率を、その熱移送流体の温度変化に相関する変
量に応じて変更する手段が設けられている請求項１また
は２に記載の蓄冷機能付き冷却システム。
【請求項４】その蓄冷物質は多数の伸縮可能な容器に封
入され、それら容器が前記熱移送流体の流路に配置され
ている請求項１〜３の中の何れかに記載の蓄冷機能付き
冷却システム。
【請求項５】その航空機の機体外から導入されるＲＡＭ
空気と熱移送流体の冷却手段の冷媒との間で熱交換可能
とされている請求項１〜４の中の何れかに記載の蓄冷機
能付き冷却システム。