JP4516022B2 - 航空機流体冷却システムおよびそうしたシステムを備えた航空機 - Google Patents

航空機流体冷却システムおよびそうしたシステムを備えた航空機 Download PDF

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Description

本発明は、航空機流体、特に航空機内で循環する液圧流体(これは一つ以上の液圧式アクチュエータに供給されるものである)を冷却するためのシステムに関する。本発明はまた、流体、特に航空機内で循環する液圧流体を冷却するためのそうしたシステムを備えた航空機に関する。
航空機には、概して、たとえば液圧式モーター、あるいはサーボ制御装置、あるいはピストンその他のような一つ以上の液圧式アクチュエータが供給を受けるための、一つ以上の液圧流体回路が存在する。以下の説明では、液圧流体が供給されるか液圧流体由来のエネルギーを「消費」する、そうした液圧式アクチュエータを「消費機構」あるいは単に「消費体」と呼ぶことにする。
図１には、参照数字２によって指し示す、従来型の液圧流体回路を示す。この回路は、それ自体公知であるように、液圧流体リザーバ１０、一つ以上の液圧ポンプ１２、そして配管１４,１６,１８および２０を備える。
単一の消費体２２が回路から供給を受けている特定の場合に関して、そうした回路の作動原理について簡単に説明するが、複数の消費体２２が供給を受ける回路が同じ原理に従って作動することは明らかである。液圧ポンプ１２は、流体吸引配管１４と呼ぶ第１の配管を経て、リザーバ１０から液圧流体を圧送あるいは引き込む高圧ポンプである。液圧流体は続いて、高圧下で、流体供給配管１６と呼ぶ第２の配管によって消費体２２に送られる。消費体２２によるエネルギーの消費は、流体戻り配管１８と呼ぶ第３の配管内での液圧流体圧力(それは消費体を出るときには低圧である)の低下となって現れる。流体は第３の配管を通って液圧流体リザーバ１０に戻される。
液圧流体回路は概して、放出配管２０と呼ぶ、液圧ポンプに接続された付加的配管をさらに含む。これによって、液圧ポンプ１２からの、このポンプ１２内の内部漏れに相当する液圧流体の一部をリザーバ１０に直接戻すことができる。一般に、ポンプが利用可能な全出力の概ね１０％ないし１５％が、この内部漏れが存在するために失われており、しかもこの出力の一部は熱に変わっていると考えられる。これによって、放出配管２０を経て液圧流体リザーバ１０に向う液圧流体が加熱される。
液圧流体消費体もまた、概してポンプ程ではないが、液圧流体を加熱することがある。
液圧流体がこうして加熱されると液圧回路の機能に悪影響を与える。実際、この加熱が原因で液圧流体に劣化が生じ、したがってその性能が低下する。特に、流体の加熱は、この流体の酸性度の増大につながり、これは上記液圧流体の消費機構の機能低下を引き起こし得る。この加熱はまた、液圧回路の接合部の劣化に、したがって液圧回路の外部漏れにつながることがある。
それゆえ、一つ以上の消費体が供給を受ける上記液圧回路を経て循環する液圧流体を、安定温度と呼ばれる、ある温度以下に維持することが必要である。
第１の解決策は、配管周りの環境空気を用いて自然対流または強制対流によって熱を放散させる液圧回路の自然な機能を用いることである。この第１の解決策は、その液圧出力要求が十分に低く、流体供給配管を介したそうした熱放散が液圧流体発熱の完全な、あるいはほぼ完全な放散をもたらすような航空機にとっては、満足できるものである。供給配管は長く延びているので、放散にはなおさら効率がよい。だが、備わった液圧出力に関してコンパクトな、すなわち利用可能な液圧出力に比べて供給配管が短い航空機については、熱の自然放散は依然として不十分なものとなる。
液圧流体の冷却を改善するための第２の解決策は、航空機の燃料タンク内に配される熱交換器を液圧回路に付加することである。液圧流体はこの熱交換器を通過し、その際、液圧流体は冷却され、そしてその熱は、熱交換器を収容する燃料タンクに充填された燃料に伝達される。この第２の解決策は、旧型の航空機において使用可能であったが、新しい安全規定(これは燃料への熱伝達を最小限にすることを要求している)が発効しているので、もはや許されない。この規定が要求する第１の条件によれば、各燃料タンク内での燃料蒸気の発生を制限することが奨励される。これは、燃料温度がその引火温度ＴＦ以下に留まるならば達成される。上記規定が要求する第２の条件によれば、燃料の温度ＴＭは、それがエンジンに供給されるとき最大値を超過しないことが求められる。したがって、上記第２の解決策は、もはや利用できない。なぜなら、これは、燃料タンク内でも、あるいは燃料がエンジンに供給されるときにも燃料の温度を制御できず、したがって上記法定条件がいずれも満たされないからである。
本発明の明確な主題は、従来技術に係るシステムが提起する問題点を解決する航空機用の流体冷却システムである。
本発明によれば、上記システムは、冷却すべき流体が通過する空気式熱交換器を具備してなり、この空気式熱交換器は、空気を取り入れるための手段および空気排出手段を具備してなり、上記空気式熱交換器は、航空機の翼の一方に接続されたフラップガイドレールフェアリング内に配置されたハウジング内に設置されており、航空機の外部にある空気が流体を冷却するために上記熱交換器を通り抜けるように、空気を上記空気式熱交換器内に導入するための上記手段は、フェアリングの外面と交わる空気吸入手段に接続されると共に、上記空気式熱交換器用の上記空気排出手段は、上記外面の外部に開放された空気排出手段に接続されることを特徴とする。
上記航空機用の流体冷却デバイスは、航空機の外部の空気に、流体冷却に由来する熱を放出することを可能にする。こうすることで航空機の周囲の空気の動的流れから利益が得られる。
好ましい実施形態では、フェアリングの外面と交わる上記空気吸入手段はラムエアインテークに類似したものである。「ラムエアインテーク」という用語は、空気中を航空機が飛行することによって生じる動的圧力の少なくとも一部を獲得することを可能にするエアインテークを意味する。
有利なことを言えば、本発明の主題である航空機用の流体冷却システムは、空気式熱交換器における最低限の空気流量を確保するためのファンを少なくとも一つ有する。このファンは、特に航空機の速度がゼロ(航空機は着陸状態)であるか、あるいは所定値以下であるとき(たとえば離陸および着陸段階)に、空気式熱交換器を通る空気の流量を増大させることによって、上記流体の冷却を確実なものとしかつそれを改善する。このファンは、有利なことには、空気式熱交換器の上流側(空気の流動方向に沿って)に、あるいはこの空気式熱交換器の下流側に設置できる。
本発明はまた、そうした航空機用の流体冷却システムを備えた航空機に関する。
本発明の他の特徴および利点は、添付図面を参照した、本発明の特定の実施形態に係る以下の説明から明白になるであろう。
本発明による航空機用の流体冷却システム３０(それに関して一実施形態を図４に示す)は、冷却すべき流体が通過する空気式(空冷式)熱交換器４０を有する。この空気式熱交換器４０は、航空機の翼３２に接続されたフラップ３６のガイドレールのフェアリング３４内に配されたハウジング内に設置される。航空機の翼３２に接続されたフラップ３６のガイドレールフェアリング３４は、図２にその外観が、そして図３にその断面が示されている。周知のとおり、アクチュエータ(図示していない)によって、このフラップ３６は航空機３０の翼３２に対して、航空機の空力的形態を変化させるよう動くことができる。上記フラップガイドレールは概して翼３２の内面３８の下方に配置され、そして上記アクチュエータの作用のもと、翼に対する上記フラップの動きをガイドするよう構成されている。フェアリング３４は上記ガイドレールのそれぞれに、これらガイドレールが、航空機の翼３２の空力的特性に、可能な限り最小限の混乱しか引き起こさないよう接続される。本発明のこの実施形態によれば、その中に空気式熱交換器４０が設置される上記ハウジングは、フラップガイドレールフェアリング３４内の自由な位置に配置される。空気式熱交換器４０内に空気を導入するための手段５２は、その前部においてフェアリング３４の外面４６と交わる(フェアリング３４の外面４６を貫通する)空気吸入手段４２に接続されている。同様に、空気式熱交換器４０用の空気排出手段５４は、飛行中の航空機の進行方向に沿って上記空気吸入手段４２の後方に配置された上記フェアリングの一部分内で、このフェアリング３４の外面４６の外側に開放された空気放出手段４４に接続されている。
空気取入れ手段４２はラムエアインテークである。これは、たとえば、図８ａに示すようなピトー管とすることができ、これは、上記エアインテークを経て流入する空気の最大動圧を回復するという利点を有する。これに代えて、熱交換器４０の空気流量およびフェアリング３４の組込みに係る選択に関して必要とされる特性に依存して、上記ラムエアインテークはまた、ピトー型エアインテークよりも動的圧力の回復程度が低いタイプのもの、たとえば図８ｂに示すようなスクープタイプのものとすることができ、あるいは図８ｃに示すようなフェアリング３４の外面４６に埋め込まれたタイプ(たとえばＮＡＣＡ)のものとすることさえできる。
有利なことを言えば、空気吸入手段４２は、空気式熱交換器４０内に空気を導入するための手段５２に対して末広ダクト(すなわち、このものでは、空気式熱交換器４０の空気導入のための上記手段５２に向かって、上記空気吸入手段４２における空気の流動方向に沿って断面が拡大する)を介して接続される。逆に、空気式熱交換器４０の空気排出手段５４は、先細ダクト５０(すなわち、このものでは、上記空気放出手段４４に向かって、空気式熱交換器４０の上記空気排出手段５４における空気の流動方向に沿って断面が縮小する)を介して空気放出手段４４に接続されることが好ましい。熱交換器４０の両側の空気ダクト４８,５０の末広／先細構造によって、ダクト４８に流入する空気の速度に対して、この熱交換器を通過する空気の速度を低減可能であり、したがって空気がこの熱交換器を通過する際の圧力損失を低減可能であり、これによって、先細ダクト５０を出るときに、機外の空気流速度に近い空気速度を取り戻すことが、したがって空気の放出に係る妨害抵抗を低減することが可能となる。空気が熱交換器４０を、さらに詳しくはこの熱交換器の交換マトリックス(図示せず)を通過するとき、冷却すべき上記流体から当該空気への熱の移動がなされるが、この空気の温度(航空機が巡航状況下で飛行しているときには概して０℃以下)は、冷却すべき流体の温度(航空機が巡航状況下で飛行しているとき、液圧流体の場合には、概して５０ないし１１０℃の間)以下である。熱交換器４０を通過するとき空気に伝えられる熱は、空気流にエネルギーを供給することを可能にし、これはデバイスの抵抗の低減に寄与する。このエネルギー供給の影響が、ダクト４８,５０および熱交換器４０内の空気流に起因する圧力損失の影響よりも大きなものである理想的な状況では、本発明によるデバイスは、航空機のスラストの増大に寄与することさえ可能である。
有利な様式では、空気吸入手段４２は、フラップ３６のガイドレールフェアリング３４の(航空機の飛行方向に沿った)前部に配置される。フェアリング３４は航空機の翼３２の下方で突出部を形成しており、フェアリング３４の表面の空気圧力分布は、空気圧力がその前部においてその最大値に達するようなものである。これによって、空気放出手段４４(これは空気吸入機構４２の後方に配置される)におけるよりも、さらに高い空気吸入手段４２における空気圧力から利益を得ることが可能となり、これは冷却システムが適切に機能するよう貢献する。
有利なことを言えば、空気放出手段４４は、航空機３０のスラスト軸に配置された少なくとも一つのノズルを具備してなる。これによって、一方では、航空機の空気力学的な混乱を最小限に抑えることが可能となり、そして他方では、熱交換器４０を通過する空気への上記熱伝達による航空機のスラストへの寄与という最も有益な利点を得ることが可能となる。有利な様式では、このノズル４４はフラップガイドレールフェアリング３４の側部に配置される。図７に示す好ましい実施形態では、先細ダクト５０は少なくとも二つの部分５０ａおよび５０ｂを有し、これら二つの部分５０ａおよび５０ｂは、フラップガイドレールフェアリング３４の側部に配置された少なくとも二つのノズル４４ａおよび４４ｂに対して、それぞれ接続されている。これらノズル４４ａおよび４４ｂは、上記フラップ３６のガイドレールフェアリング３４の前後方向軸線６６(図７に部分的に示す)の両側に、それぞれ配置される。
空気吸入手段４２、空気放出手段４４、ダクト４８,５０および熱交換器４０の寸法は、通常は、想定される飛行段階において、熱交換器４０を通過する冷却空気の流量が、流体の冷却のために要する熱交換容量を確保することを可能とするように、圧力損失、所望の空気質量流量および流れの動的速度に従って決定される。好ましい実施形態では、想定された飛行段階は航空機の巡航飛行に対応するものである。
好ましい実施形態では、末広ダクト４８は図９に示すようにネック４９を持つ。このネック４９は、空気吸入手段４２とダクト４８の末広部分との間に配置される。それは、ダクト４８における、空気が通過する断面が最小となる部分に対応する。このネック４９は、音の障壁によって、末広ダクト４８内で空気質量流量の設定を可能とする。すなわち、周知のとおり、ネック４９を通る空気の速度は、せいぜい音速に等しいに過ぎない。この帰結として、航空機が巡航状態で飛行しているとき、ネック４９における上記空気速度は音速に等しい。このネック４９の寸法は、通常、末広ダクト４８内の空気の流量を、超過しないことが望ましい圧力損失に従って決定される熱交換器４０における最大空気速度を妨害しないことを可能にする値に制限するよう計算される。空気流量に関する他の制限は、上記航空機流体冷却システムによって生じる空力的抵抗を既定の最大値以下に制限するよう決定することができる。
図５に示す特定の実施形態では、本発明の冷却システム対象は少なくとも一つのファン５６を有する。このファン５６を作動させることによって、特に航空機の速度がゼロ(航空機は着陸状態)であるか、あるいは所定値を下回っているとき(たとえば離陸および着陸段階)に、熱交換器４０内の空気の流量を確保あるいは増大させることが可能である。このようにして、本発明の対象である冷却システムが、航空機の巡航飛行段階において上記流体の冷却を確実なものとするような寸法とされるとき、上記ファンの使用によって、航空機の全ての使用段階において上記流体の冷却を確実なものとすることが可能となる。一つのファン５６を具備してなる上記冷却システムは、航空機の巡航速度よりも低い速度に対応する航空機の飛行段階においてファンを使用せずに流体の冷却をもたらすような寸法とされるであろう冷却システムのそれよりも少ない質量を有する、という利点がある。それはまた、ファンを使用しないシステムに比べて、航空機が地上をほとんど速度ゼロで走行しているときでさえ流体の冷却を可能にする、という利点を有する。ファン５６は、空気の流動方向に沿って、熱交換器４０の上流に配置してもよく(図５)、あるいは熱交換器４０の下流に配置してもよい。特にそれは、電気的にあるいは液圧方式で作動させることができる。有利な様式では、図６に示すように、このファン５６は接続体６４を用いて制御手段５８につながる。この制御手段５８は、少なくとも一つの接続体６２によって情報源Ｓ１,Ｓ２,・・・,Ｓｎの集合体６０につながった少なくとも一つの入力部を有する。これら情報源は特に航空機のセンサーあるいはコンピューターからのものであってもよい。有利なことを言えば、情報源Ｓ１,Ｓ２,・・・,Ｓｎによって提供される情報は、特に、冷却すべき流体の温度および／または航空機の対気速度に対応するものであってもよい。この場合、制御手段５８は、流体の温度が所定値Ｔmin以下であるときに、この流体を過度に冷却しないよう、また航空機の対気速度が所定値Ｖminを上回るときに、ファンを空転させないよう、ファン５６を動作停止させる。流体の温度が上記所定値Ｔminを上回る場合および／または航空機の対気速度が上記所定値Ｖminを下回る場合、制御手段５８はファン５６を作動させ、熱交換器４０内において空気を強制的に流動させる。そうした機能様式は、そのために冷却システムの寸法が設定された(たとえば巡航飛行段階に対応する)ものを除いて、飛行段階において流体の十分な冷却を可能にする、という利点をもたらす。たとえば、離陸速度よりも高く、しかも巡航速度よりも低いＶmin値が選ばれてもよい。この実施形態の変形例に関して、制御手段５８は、航空機の対気速度が増大するとき、調節可能に速度が低下するようファン５６を制御し、この結果、航空機の対気速度がＶminよりも高いとき、ファン５６は制御されない(速度ゼロ)。上記実施形態の他の変形例では、オン・オフ調整によって、あるいは流体温度が低下するとき調節可能に速度を低下させることで、制御手段５８は、冷却すべき流体の温度に従ってファン５６を制御する。これら両方の変形実施形態は互いに組み合わせることも可能である。
代替例として、ファン５６の一つが故障した場合に、熱交換器の稼働率を向上させるために、複数のファン５６を平行に配することもできる。先細ダクト５０が二つのノズル４４ａおよび４４ｂにそれぞれ接続された二つの部分５０ａおよび５０ｂを有する上記事例では、ファン５６を、ダクト５０の上記部分５０ａおよび５０ｂのそれぞれの吸入口に配することが可能である。ここで、吸入口という用語は、航空機３０が飛行しているときの空気流の方向に関して用いている。
本発明はまた、先に説明した流体冷却システムを少なくとも一つ備えた航空機３０に関する。たとえば、航空機３０は、その流体冷却能力を最大化しかつ／または航空機３０の別体の回路に対応する流体冷却要求を満たすために、航空機３０の複数のフラップ３６のガイドレールフェアリング３４内に、少なくとも一つのそうした冷却システムを備えることができる。
ある特定の実施形態において、航空機３０は少なくとも一つの液圧流体回路を有し、ここで、この液圧流体は、上記冷却システムあるいはシステム群によって冷却される。好ましくは、空気式熱交換器４０を通過する上記液圧流体は、少なくとも一つの液圧ポンプ１２の放出配管２０からのものである。この実施形態は、著しく温度が上昇してしまった液圧流体の一部のみを熱交換器４０に送り込むという利点があり、これによって冷却システムの効率が一層高まる。
その動作原理と共に、消費体が供給を受ける液圧回路を示す図である。 本発明による流体冷却システムが配備される航空機の外観図である。 図２の航空機の一方の翼の断面図である。 航空機の翼の断面図であり、これはフラップガイドレールフェアリングを拡大して示しており、この中に、本発明に従って空気式熱交換器が設置される。 図４に類似の図であり、本発明の特定の実施形態を示しており、ここでは冷却システムは少なくとも一つのファンを有する。 図５に示すファン用の制御システムの概略図である。 ガイドレールフェアリングおよび本発明による冷却システムの(航空機が地上で駐機されている際の概ね水平面に関する)断面図であり、空気放出手段の特定の実施形態を示している。 ラムエアインテークの断面図である。 ラムエアインテークの断面図である。 ラムエアインテークの断面図である。 ネックを備えた末広ダクトの断面図である。
符号の説明
２ 液圧流体回路
１０ 液圧流体リザーバ
１２ 液圧ポンプ
１４,１６,１８,２０ 配管
２２ 消費体
３０ 航空機
３２ 翼
３４ ガイドレールフェアリング
３６ フラップ
３８ 内面
４０ 空気式熱交換器
４２ 空気吸入手段
４４ 空気放出手段
４４ａ,４４ｂ ノズル
４６ 外面
４８,５０ 空気ダクト
４９ ネック
５２ 空気を導入するための手段
５４ 空気排出手段
５６ ファン
５８ 制御手段
６０ 情報源の集合体
６２,６４ 接続体

Claims (25)

  1. 航空機(３０)の流体冷却システムであって、前記流体が通過する空気式熱交換器(４０)を具備してなり、前記空気式熱交換器(４０)は、空気導入のための手段(５２)および空気排出手段(５４)を備えており、
    前記空気式熱交換器(４０)は、前記航空機(３０)の一方の翼(３２)に接続されたフラップ(３６)のガイドレールフェアリング(３４)内に配置されたハウジング内に設置されており、前記フラップ(３６)のガイドレールは前記翼(３２)の内面の下方に配置されていると共に前記フェアリング(３４)は前記翼(３２)の下方で突出部を形成しており、
    前記航空機(３０)の外部に存在する空気が、前記流体を冷却するために前記空気式熱交換器(４０)を通り抜けるようにするため、前記空気式熱交換器(４０)内に空気を導入するための手段(５２)は、前記フェアリング(３４)の外面(４６)と交わる空気吸入手段(４２)に接続されており、かつ前記空気式熱交換器の前記空気排出手段(５４)は前記外面(４６)の外側に開いた空気放出手段(４４)に接続されていることを特徴とする流体冷却システム。
  2. 前記空気吸入手段(４２)は、末広ダクト(４８)によって、前記空気式熱交換器(４０)の前記空気導入のための手段(５２)に接続されており、前記末広ダクト(４８)の断面は、前記空気吸入手段(４２)における空気の流動方向に沿って、前記空気式熱交換器(４０)の前記空気導入のための手段(５２)に向かって増大していることを特徴とする請求項１に記載のシステム。
  3. 前記空気式熱交換器(４０)の前記空気排出手段(５４)は、先細ダクト(５０)によって前記空気放出手段(４４)に接続されており、前記先細ダクト(５０)の断面は、前記空気式熱交換器(４０)の前記空気排出手段(５４)における空気の流動方向に沿って、前記空気放出手段(４４)に向かって縮小していることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のシステム。
  4. 前記空気吸入手段(４２)はラムエアインテークに類似したものであることを特徴とする請求項１ないし請求項３のいずれか１項に記載のシステム。
  5. 前記空気吸入手段(４２)はピトー管エアインテークであることを特徴とする請求項４に記載のシステム。
  6. 前記空気吸入手段(４２)はスクープエアインテークであることを特徴とする請求項４に記載のシステム。
  7. 前記空気吸入手段(４２)は、前記フェアリング(３４)の前記外面(４６)に埋め込まれたエアインテークであることを特徴とする請求項４に記載のシステム。
  8. 前記空気吸入手段(４２)は、前記フラップ(３６)の前記ガイドレールフェアリング(３４)の前部に配置されることを特徴とする請求項１ないし請求項７のいずれか１項に記載のシステム。
  9. 前記空気放出手段(４４)は、前記航空機(３０)のスラスト軸に配置された少なくとも一つのノズル(４４,４４ａ,４４ｂ)からなることを特徴とする請求項１ないし請求項８のいずれか１項に記載のシステム。
  10. 前記ノズル(４４,４４ａ,４４ｂ)は、前記フラップ(３６)の前記ガイドレールフェアリング(３４)の側方部分に配置されることを特徴とする請求項９に記載のシステム。
  11. 前記フラップ(３６)の前記ガイドレールフェアリング(３４)の側方部分に配置された少なくとも二つのノズル(４４ａ,４４ｂ)を有することを特徴とする請求項９または請求項１０に記載のシステム。
  12. 前記末広ダクト(４８)は、巡航飛行段階において、前記末広ダクト(４８)内の空気の流量を制限するためのネック(４９)を有することを特徴とする請求項２ないし請求項１１のいずれか１項に記載のシステム。
  13. 前記航空機(３０)が巡航状況下で飛行しているとき、前記流体の冷却が確実になされるような寸法となっていることを特徴とする請求項１ないし請求項１２のいずれか１項に記載のシステム。
  14. 前記空気式熱交換器(４０)における空気の最低限の流量を確保するため、少なくとも一つのファン(５６)を有することを特徴とする請求項１ないし請求項１３のいずれか１項に記載のシステム。
  15. 前記空気式熱交換器(４０)の上流側に設置されたファン(５６)を有することを特徴とする請求項１ないし請求項１４のいずれか１項に記載のシステム。
  16. 前記空気式熱交換器(４０)の下流側に設置されたファン(５６)を有することを特徴とする請求項１ないし請求項１４のいずれか１項に記載のシステム。
  17. 前記航空機(３０)の対気速度が所定値を下回ったときに前記ファン(５６)を作動させる、前記ファン(５６)を制御するための制御手段(５８)を有することを特徴とする請求項１４ないし請求項１６のいずれか１項に記載のシステム。
  18. 冷却される流体の温度が所定値を上回ったときに前記ファン(５６)を作動させる、前記ファン(５６)を制御するための制御手段(５８)を有することを特徴とする請求項１４ないし請求項１７のいずれか１項に記載のシステム。
  19. 前記航空機(３０)の対気速度が増大するときに低減するよう前記ファン(５６)を速度可変に制御する、前記ファン(５６)を制御するための制御手段(５８)を有することを特徴とする請求項１４ないし請求項１８のいずれか１項に記載のシステム。
  20. 冷却すべき流体の温度が低下するときに低減するよう前記ファン(５６)を速度可変に制御する、前記ファン(５６)を制御するための制御手段(５８)を有することを特徴とする請求項１４ないし請求項１９のいずれか１項に記載のシステム。
  21. 並列に配置された複数のファン(５６)を有することを特徴とする請求項１４ないし請求項２０のいずれか１項に記載のシステム。
  22. 請求項１ないし請求項２１のいずれか１項に記載の流体冷却システムを少なくとも一つ有することを特徴とする航空機(３０)。
  23. 航空機(３０)の翼(３２)に接続された複数のフラップ(３６)のガイドレールフェアリング(３４)内に、請求項１ないし請求項２１のいずれか１項に記載の流体冷却システムを少なくとも一つ有することを特徴とする航空機(３０)。
  24. 液圧流体が前記少なくとも一つの流体冷却システムによって冷却される、少なくとも一つの液圧流体回路を有することを特徴とする請求項２２または請求項２３に記載の航空機(３０)。
  25. 前記空気式熱交換器(４０)を通り抜ける前記液圧流体は、少なくとも一つの液圧ポンプ(１２)の放出配管(２０)からのものであることを特徴とする請求項２４に記載の航空機(３０)。
JP2005512293A 2003-11-21 2003-11-21 航空機流体冷却システムおよびそうしたシステムを備えた航空機 Expired - Fee Related JP4516022B2 (ja)

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