JPH1030857A - 航空機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置 - Google Patents
航空機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置Info
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- JPH1030857A JPH1030857A JP18466496A JP18466496A JPH1030857A JP H1030857 A JPH1030857 A JP H1030857A JP 18466496 A JP18466496 A JP 18466496A JP 18466496 A JP18466496 A JP 18466496A JP H1030857 A JPH1030857 A JP H1030857A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ラムエア温度が上昇した場合にも駐機中でも
冷却可能であり、使用電力を最小限に抑える効率の良い
航空機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置
を得ることを目的とする。 【解決手段】 ラムエア入口１に連結されたタービン３
に直結された発電機４と、ラムエア入口１より採取した
ラムエアを電子機器６まで移送する入口側ダクト５と、
電子機器内部を通過したラムエアを排気口９まで移送す
る排気側ダクト７と、電子機器６に取り付けられ、発電
機４に接続された温度センサー１０と、電子機器６に取
り付けられ、温度センサー１０が冷却を要する温度に達
すると作動する電熱冷却素子１１とを備えた構成とし
た。
冷却可能であり、使用電力を最小限に抑える効率の良い
航空機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置
を得ることを目的とする。 【解決手段】 ラムエア入口１に連結されたタービン３
に直結された発電機４と、ラムエア入口１より採取した
ラムエアを電子機器６まで移送する入口側ダクト５と、
電子機器内部を通過したラムエアを排気口９まで移送す
る排気側ダクト７と、電子機器６に取り付けられ、発電
機４に接続された温度センサー１０と、電子機器６に取
り付けられ、温度センサー１０が冷却を要する温度に達
すると作動する電熱冷却素子１１とを備えた構成とし
た。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機等の高速移
動体に内装された電子機器のラムエアを用いた冷却装置
に関するものである。
動体に内装された電子機器のラムエアを用いた冷却装置
に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図１２は従来の航空機等の高速移動体に
内装された電子機器のラムエアを用いた冷却装置の側面
図であり、図において、１は機体外皮２に航空機の進行
方向に向けて取り付けられたラムエア入口、５はラムエ
ア入口１から電子機器６まで採取されたラムエアを移送
する入口側ダクト、７は電子機器内部８を通過したラム
エアを排気口９まで移送する排気側ダクトである。
内装された電子機器のラムエアを用いた冷却装置の側面
図であり、図において、１は機体外皮２に航空機の進行
方向に向けて取り付けられたラムエア入口、５はラムエ
ア入口１から電子機器６まで採取されたラムエアを移送
する入口側ダクト、７は電子機器内部８を通過したラム
エアを排気口９まで移送する排気側ダクトである。
【０００３】次に動作について説明する。航空機が離陸
した後、航空機の進行方向からラムエア入口１より採取
されたラムエアは、入口側ダクト５内を流れ電子機器内
部８を通過する。この際にラムエア温度が電子機器の冷
却可能温度内の場合、電子機器内部８は冷却され、熱を
奪ったラムエアは排気側ダクト７を流れ排気口９より排
気される。
した後、航空機の進行方向からラムエア入口１より採取
されたラムエアは、入口側ダクト５内を流れ電子機器内
部８を通過する。この際にラムエア温度が電子機器の冷
却可能温度内の場合、電子機器内部８は冷却され、熱を
奪ったラムエアは排気側ダクト７を流れ排気口９より排
気される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来の航空機等の高速
移動体に内装された電子機器のラムエアを用いた冷却装
置は、以上のように構成されているので、次のような問
題点があった。 １．ラムエア温度が空力加熱により上昇し、電子機器６
の冷却可能温度を越えると冷却できない。 ２．航空機が駐機中には、ラムエアの流れが無いため冷
却できない。
移動体に内装された電子機器のラムエアを用いた冷却装
置は、以上のように構成されているので、次のような問
題点があった。 １．ラムエア温度が空力加熱により上昇し、電子機器６
の冷却可能温度を越えると冷却できない。 ２．航空機が駐機中には、ラムエアの流れが無いため冷
却できない。
【０００５】本発明は上記のような問題点を解消するた
めになされたもので、ラムエア温度が上昇した場合で
も、また駐機中でも冷却可能であり、効率の良い航空機
等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置を得る
ことを目的とする。
めになされたもので、ラムエア温度が上昇した場合で
も、また駐機中でも冷却可能であり、効率の良い航空機
等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置を得る
ことを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】請求項１の航空機等の高
速移動体に内装された電子機器の冷却装置は、電源と、
ラムエア入口より採取したラムエアを電子機器まで移送
する入口側ダクトと、電子機器内部を通過したラムエア
を排気口まで移送する排気側ダクトと、電子機器に取り
付けられた温度センサーと、電子機器に取り付けられ、
温度センサーが冷却を要する温度に達すると作動する電
熱冷却素子とを備えたことを特徴とする。
速移動体に内装された電子機器の冷却装置は、電源と、
ラムエア入口より採取したラムエアを電子機器まで移送
する入口側ダクトと、電子機器内部を通過したラムエア
を排気口まで移送する排気側ダクトと、電子機器に取り
付けられた温度センサーと、電子機器に取り付けられ、
温度センサーが冷却を要する温度に達すると作動する電
熱冷却素子とを備えたことを特徴とする。
【０００７】請求項２の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電源として、ラムエア入口に連結されたタービンに
直結された発電機を用いることを特徴とする。
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電源として、ラムエア入口に連結されたタービンに
直結された発電機を用いることを特徴とする。
【０００８】請求項３の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電源として、本装置外の電源を用いることを特徴と
する。
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電源として、本装置外の電源を用いることを特徴と
する。
【０００９】請求項４の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置は、ラムエア入口から採取され
たラムエアを電子機器まで移送する入口側ダクトと、電
子機器内部を通過した前記ラムエアを排気口まで移送す
る排気側ダクトと、入口側ダクトに取り付けられ、ラム
エアの温度が冷却可能温度を越えるとラムエアの流路を
切替える流路切替弁と、流路切替弁から別の排気口まで
連結された切替ダクトとを備えたことを特徴とする。
れた電子機器の冷却装置は、ラムエア入口から採取され
たラムエアを電子機器まで移送する入口側ダクトと、電
子機器内部を通過した前記ラムエアを排気口まで移送す
る排気側ダクトと、入口側ダクトに取り付けられ、ラム
エアの温度が冷却可能温度を越えるとラムエアの流路を
切替える流路切替弁と、流路切替弁から別の排気口まで
連結された切替ダクトとを備えたことを特徴とする。
【００１０】請求項５の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電源として、ラムエア入口に連結されたタービンに
直結された発電機及び本装置外の電源を用いることを特
徴とする。
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電源として、ラムエア入口に連結されたタービンに
直結された発電機及び本装置外の電源を用いることを特
徴とする。
【００１１】請求項６の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置は、請求項５記載のものにおい
て、請求項４記載の流路切替弁及び切替ダクトを設けた
ことを特徴とする。
れた電子機器の冷却装置は、請求項５記載のものにおい
て、請求項４記載の流路切替弁及び切替ダクトを設けた
ことを特徴とする。
【００１２】請求項７の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電熱冷却素子の冷却面が電子機器に取り付けられ、
放熱面が入口側ダクトと排気側ダクトを直接連結した連
結ダクトに取り付けられたことを特徴とする。
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電熱冷却素子の冷却面が電子機器に取り付けられ、
放熱面が入口側ダクトと排気側ダクトを直接連結した連
結ダクトに取り付けられたことを特徴とする。
【００１３】請求項８の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電熱冷却素子の冷却面が電子機器の内部に取り付け
られ、放熱面が入口側ダクトより移送されたラムエアに
接するように取り付けられたことを特徴とする。
れた電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにおい
て、電熱冷却素子の冷却面が電子機器の内部に取り付け
られ、放熱面が入口側ダクトより移送されたラムエアに
接するように取り付けられたことを特徴とする。
【００１４】請求項９の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置は、請求項８記載のものにおい
て、請求項４記載の流路切替弁及び切替ダクトを設けた
ことを特徴とする。
れた電子機器の冷却装置は、請求項８記載のものにおい
て、請求項４記載の流路切替弁及び切替ダクトを設けた
ことを特徴とする。
【００１５】請求項１０の航空機等の高速移動体に内装
された電子機器の冷却装置は、請求項５記載のものにお
いて、電熱冷却素子が発電機の電力が冷却可能値に達す
ると、本装置外の電源から発電機へ切り換える制御回路
を有することを特徴とする。
された電子機器の冷却装置は、請求項５記載のものにお
いて、電熱冷却素子が発電機の電力が冷却可能値に達す
ると、本装置外の電源から発電機へ切り換える制御回路
を有することを特徴とする。
【００１６】請求項１１の航空機等の高速移動体に内装
された電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにお
いて、入口側ダクトと電子機器との間に取り付けられ、
ラムエアを断熱膨張させるノズル部を備えたことを特徴
とする。
された電子機器の冷却装置は、請求項１記載のものにお
いて、入口側ダクトと電子機器との間に取り付けられ、
ラムエアを断熱膨張させるノズル部を備えたことを特徴
とする。
【００１７】
実施の形態１．以下この発明の実施の形態１を図につい
て説明する。図１はこの発明の実施の形態１による航空
機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置を示
す側面図である。図において、１は機体１７の進行方向
に向けて開口し、効率よくラムエア（外気）を採取すべ
く機体１７の外側の機体外皮２に取り付けられたラムエ
ア入口、３はラムエア入口１に連結されラムエアの風圧
により回転するタービン、４はタービン３に直結され、
その回転エネルギーを用いて電力を供給する発電機、５
はタービン３と電子機器６とに連結されタービン内を通
過したラムエアを電子機器６まで移送する入口側ダク
ト、７は電子機器内部８を通過したラムエアを移送する
排気側ダクト、９は機体外皮２に取り付けられ排気側ダ
クト７を流れたラムエアを排気する排気口、１０は電子
機器内部８の最も適切な位置に取り付けられ電子機器６
の代表温度を検出する温度センサー、１１は電子機器６
に取り付けられており前記発電機４と接続され温度セン
サー１０の値が冷却を要する温度に達すると作動するベ
ーチェット素子等の電熱冷却素子である。
て説明する。図１はこの発明の実施の形態１による航空
機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置を示
す側面図である。図において、１は機体１７の進行方向
に向けて開口し、効率よくラムエア（外気）を採取すべ
く機体１７の外側の機体外皮２に取り付けられたラムエ
ア入口、３はラムエア入口１に連結されラムエアの風圧
により回転するタービン、４はタービン３に直結され、
その回転エネルギーを用いて電力を供給する発電機、５
はタービン３と電子機器６とに連結されタービン内を通
過したラムエアを電子機器６まで移送する入口側ダク
ト、７は電子機器内部８を通過したラムエアを移送する
排気側ダクト、９は機体外皮２に取り付けられ排気側ダ
クト７を流れたラムエアを排気する排気口、１０は電子
機器内部８の最も適切な位置に取り付けられ電子機器６
の代表温度を検出する温度センサー、１１は電子機器６
に取り付けられており前記発電機４と接続され温度セン
サー１０の値が冷却を要する温度に達すると作動するベ
ーチェット素子等の電熱冷却素子である。
【００１８】次に動作について説明する。航空機が離陸
した後、航空機の進行方向からラムエア入口１より採取
されたラムエアは、タービン３を回転させた後入口側ダ
クト５へ流れる。タービン３に直結された発電機４はそ
の回転エネルギーを電力に変換し電熱冷却素子１１にそ
の電力を供給する。
した後、航空機の進行方向からラムエア入口１より採取
されたラムエアは、タービン３を回転させた後入口側ダ
クト５へ流れる。タービン３に直結された発電機４はそ
の回転エネルギーを電力に変換し電熱冷却素子１１にそ
の電力を供給する。
【００１９】ラムエア温度が電子機器６の冷却可能温度
内の場合、ラムエアが電子機器内部８を通過する際に電
子機器６は冷却され、熱を奪ったラムエアは排気側ダク
ト７を流れ排気口９より機外へ排気される。
内の場合、ラムエアが電子機器内部８を通過する際に電
子機器６は冷却され、熱を奪ったラムエアは排気側ダク
ト７を流れ排気口９より機外へ排気される。
【００２０】空力加熱によりラムエア温度が上昇し電子
機器６の冷却可能温度を越えた場合にはラムエアを利用
した冷却は不可能となるが、電子機器温度を温度センサ
ー１０が検出し電熱冷却素子１１が作動するため電子機
器６を冷却できる。
機器６の冷却可能温度を越えた場合にはラムエアを利用
した冷却は不可能となるが、電子機器温度を温度センサ
ー１０が検出し電熱冷却素子１１が作動するため電子機
器６を冷却できる。
【００２１】実施の形態２．以下、この発明の実施の形
態２を図について説明する。図２はこの発明の実施の形
態２による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１１は電
子機器に取り付けられており例えば航空機の外部電源等
の本装置外の電源１２と接続され温度センサー１０の値
が冷却を要する温度に達すると作動する電熱冷却素子で
ある。その他は図１２と同じである。
態２を図について説明する。図２はこの発明の実施の形
態２による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１１は電
子機器に取り付けられており例えば航空機の外部電源等
の本装置外の電源１２と接続され温度センサー１０の値
が冷却を要する温度に達すると作動する電熱冷却素子で
ある。その他は図１２と同じである。
【００２２】これらを従来の冷却装置（図１２）に付加
することにより、駐機中ラムエアの流れが無い場合で
も、本装置外の電源１２の電力を用いて電熱冷却素子１
１が作動するため、電子機器の冷却を行うことができ
る。
することにより、駐機中ラムエアの流れが無い場合で
も、本装置外の電源１２の電力を用いて電熱冷却素子１
１が作動するため、電子機器の冷却を行うことができ
る。
【００２３】実施の形態３．以下、この発明の実施の形
態３を図について説明する。図３はこの発明の実施の形
態３による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１３は入
口側ダクト５の中央付近に取り付けられ、ラムエアの温
度が冷却可能温度を越えるとラムエアの流路を切替える
流路切替弁、１４は流路切替弁１３から排気口９ａまで
連結されておりラムエアを移送する切替ダクトである。
その他は図１２と同一である。
態３を図について説明する。図３はこの発明の実施の形
態３による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１３は入
口側ダクト５の中央付近に取り付けられ、ラムエアの温
度が冷却可能温度を越えるとラムエアの流路を切替える
流路切替弁、１４は流路切替弁１３から排気口９ａまで
連結されておりラムエアを移送する切替ダクトである。
その他は図１２と同一である。
【００２４】これらを従来の冷却装置（図１２）に付加
することにより、空力加熱によりラムエア温度が上昇し
電子機器６の冷却可能温度を越えた場合には、電子機器
内部８を通過せずにラムエアを機外に排気できるため従
来より冷却効率が向上する。
することにより、空力加熱によりラムエア温度が上昇し
電子機器６の冷却可能温度を越えた場合には、電子機器
内部８を通過せずにラムエアを機外に排気できるため従
来より冷却効率が向上する。
【００２５】実施の形態４．以下、この発明の実施の形
態４を図について説明する。図４はこの発明の実施の形
態４による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１２は実
施の形態２で示した本装置外の電源、１１は実施の形態
１に記載された発電機４及び本装置外の電源１２に接続
された電熱冷却素子である。その他は図１２と同一であ
る。
態４を図について説明する。図４はこの発明の実施の形
態４による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１２は実
施の形態２で示した本装置外の電源、１１は実施の形態
１に記載された発電機４及び本装置外の電源１２に接続
された電熱冷却素子である。その他は図１２と同一であ
る。
【００２６】電源１２を図１に付加することにより、空
力加熱によりラムエア温度が上昇し電子機器６の冷却可
能温度を越えた場合には電熱冷却素子１１が作動するた
め電子機器６を冷却できるばかりでなく、駐機中ラムエ
アの流れが無い場合でも、本装置外の電源１２の電力を
用いて電熱冷却素子１１が作動するため、電子機器６を
冷却できる。
力加熱によりラムエア温度が上昇し電子機器６の冷却可
能温度を越えた場合には電熱冷却素子１１が作動するた
め電子機器６を冷却できるばかりでなく、駐機中ラムエ
アの流れが無い場合でも、本装置外の電源１２の電力を
用いて電熱冷却素子１１が作動するため、電子機器６を
冷却できる。
【００２７】実施の形態５．以下、この発明の実施の形
態５を図について説明する。図５はこの発明の実施の形
態５による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１３、１
４は各々実施の形態２に記載した流路切替弁、及び切替
ダクト１４である。実施の形態４にこれらを付加するこ
とにより、空力加熱によりラムエア温度が上昇し電子機
器６の冷却可能温度を越えた場合には、電子機器内部８
を通過せずにラムエアを機外に排気できるため実施の形
態４（図４）より更に冷却効率が向上する。
態５を図について説明する。図５はこの発明の実施の形
態５による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１３、１
４は各々実施の形態２に記載した流路切替弁、及び切替
ダクト１４である。実施の形態４にこれらを付加するこ
とにより、空力加熱によりラムエア温度が上昇し電子機
器６の冷却可能温度を越えた場合には、電子機器内部８
を通過せずにラムエアを機外に排気できるため実施の形
態４（図４）より更に冷却効率が向上する。
【００２８】実施の形態６．以下、この発明の実施の形
態６を図について説明する。図６はこの発明の実施の形
態６による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１５は入
口側ダクト５の途中から分岐して入口側ダクト５と排気
側ダクト７とを直接連結した連結ダクト、１１は冷却面
１１ａが電子機器６に接触して取り付けられ、放熱面１
１ｂが前記連結ダクトに接触して取り付けられている電
熱冷却素子１１である。これらを実施の形態４に付加し
て設けることにより、作動により温度上昇した電熱冷却
素子１１の放熱面がラムエアにより冷却されるため、電
熱冷却素子１１の冷却効率が向上する。
態６を図について説明する。図６はこの発明の実施の形
態６による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１５は入
口側ダクト５の途中から分岐して入口側ダクト５と排気
側ダクト７とを直接連結した連結ダクト、１１は冷却面
１１ａが電子機器６に接触して取り付けられ、放熱面１
１ｂが前記連結ダクトに接触して取り付けられている電
熱冷却素子１１である。これらを実施の形態４に付加し
て設けることにより、作動により温度上昇した電熱冷却
素子１１の放熱面がラムエアにより冷却されるため、電
熱冷却素子１１の冷却効率が向上する。
【００２９】実施の形態７．以下、この発明の実施の形
態７を図について説明する。図７はこの発明の実施の形
態７による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１１は、
冷却面１１ａが電子機器６の内部の最も熱に弱い部分に
接触し、放熱面１１ｂが入口側ダクト５より移送された
ラムエアに接するように電子機器６に取り付けられた電
熱冷却素子１１である。
態７を図について説明する。図７はこの発明の実施の形
態７による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。図において、１１は、
冷却面１１ａが電子機器６の内部の最も熱に弱い部分に
接触し、放熱面１１ｂが入口側ダクト５より移送された
ラムエアに接するように電子機器６に取り付けられた電
熱冷却素子１１である。
【００３０】これを実施の形態４に付加することによ
り、作動により温度上昇した電熱冷却素子１１の放熱面
がラムエアにより冷却されるため、電熱冷却素子１１の
冷却効率が向上する。また、実施の形態６のような連結
ダクトが不要なため安価であり、重量・容積も比較的小
となる。
り、作動により温度上昇した電熱冷却素子１１の放熱面
がラムエアにより冷却されるため、電熱冷却素子１１の
冷却効率が向上する。また、実施の形態６のような連結
ダクトが不要なため安価であり、重量・容積も比較的小
となる。
【００３１】実施の形態８．以下、この発明の実施の形
態８を図について説明する。図８はこの発明の実施の形
態８による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。実施の形態７に、実施
の形態２に記載した流路切替弁１３と切替ダクト１４と
を付加する。これにより、空力加熱によりラムエア温度
が上昇し電子機器６の冷却可能温度を越えた場合には、
電子機器内部８を通過せずにラムエアを機外に排気でき
るため実施の形態７より更に冷却効率が向上する。
態８を図について説明する。図８はこの発明の実施の形
態８による航空機等の高速移動体に内装された電子機器
の冷却装置を示す側面図である。実施の形態７に、実施
の形態２に記載した流路切替弁１３と切替ダクト１４と
を付加する。これにより、空力加熱によりラムエア温度
が上昇し電子機器６の冷却可能温度を越えた場合には、
電子機器内部８を通過せずにラムエアを機外に排気でき
るため実施の形態７より更に冷却効率が向上する。
【００３２】実施の形態９．以下、この発明の実施の形
態９を図について説明する。図９は、電熱冷却素子１１
に付加された制御回路のブロックダイアグラムである。
実施の形態４〜８において、航空機の内部電源（本装置
外の電源でも良い）及び発電機４に接続されており、発
電機４の電力が冷却可能な値となりかつ電子機器６の温
度センサー１０の値が冷却を要するまで上昇した場合
に、発電機からの電力を供給する制御回路を電熱冷却素
子１１に付加する。
態９を図について説明する。図９は、電熱冷却素子１１
に付加された制御回路のブロックダイアグラムである。
実施の形態４〜８において、航空機の内部電源（本装置
外の電源でも良い）及び発電機４に接続されており、発
電機４の電力が冷却可能な値となりかつ電子機器６の温
度センサー１０の値が冷却を要するまで上昇した場合
に、発電機からの電力を供給する制御回路を電熱冷却素
子１１に付加する。
【００３３】まず、ステップＳ９０において電子機器６
は冷却を要する温度かを判断し、冷却不要の場合は電源
をＯＦＦする（ステップＳ９１）。冷却を要する場合
は、ステップＳ９２において発電機４の電力は冷却可能
か判断し、冷却可能な場合は発電機４の電源を使用し
（ステップＳ９３）、冷却不可の場合は航空機の内部電
源を使用する（ステップＳ９４）。
は冷却を要する温度かを判断し、冷却不要の場合は電源
をＯＦＦする（ステップＳ９１）。冷却を要する場合
は、ステップＳ９２において発電機４の電力は冷却可能
か判断し、冷却可能な場合は発電機４の電源を使用し
（ステップＳ９３）、冷却不可の場合は航空機の内部電
源を使用する（ステップＳ９４）。
【００３４】これにより、駐機中でも航空機の内部電源
により冷却可能であり、かつ離陸後航空機の速度が上が
ると自動的に発電機に切り替わるため常に最適な冷却制
御が可能であり、冷却効率が向上する。
により冷却可能であり、かつ離陸後航空機の速度が上が
ると自動的に発電機に切り替わるため常に最適な冷却制
御が可能であり、冷却効率が向上する。
【００３５】実施の形態１０．以下、この発明の実施の
形態１０を図について説明する。図１０はこの発明の実
施の形態１０による航空機等の高速移動体に内装された
電子機器の冷却装置を示す側面図である。実施の形態１
〜８において、入口側ダクト５と電子機器６との間に、
図１１に示すようなラムエアを断熱膨張させるノズル部
１６を付加する。
形態１０を図について説明する。図１０はこの発明の実
施の形態１０による航空機等の高速移動体に内装された
電子機器の冷却装置を示す側面図である。実施の形態１
〜８において、入口側ダクト５と電子機器６との間に、
図１１に示すようなラムエアを断熱膨張させるノズル部
１６を付加する。
【００３６】これによりラムエアはノズル部１６を通過
する際に冷却されるため、冷却効率が向上する。
する際に冷却されるため、冷却効率が向上する。
【００３７】
【発明の効果】以上のように、この発明によれば、電子
機器に電熱冷却素子を取り付けて直接冷却するので、冷
却効率が著しく向上する。また、ラムエア温度が電子機
器の冷却可能温度内の場合、ラムエアの風圧により発電
機から電力が供給され電熱冷却素子が作動し電子機器を
冷却できると共に、ノズル部の断熱膨張を利用して効率
良く冷却できる。また、空力加熱によりラムエア温度が
電子機器の冷却可能温度を越えた場合、機外へラムエア
を排気し使用電力を最小限に抑え冷却効率を向上でき
る。さらに、駐機中ラムエアの流れが無い場合であって
も、本装置外の電源を用いて電熱冷却素子が作動し電子
機器を効率良く冷却できる。
機器に電熱冷却素子を取り付けて直接冷却するので、冷
却効率が著しく向上する。また、ラムエア温度が電子機
器の冷却可能温度内の場合、ラムエアの風圧により発電
機から電力が供給され電熱冷却素子が作動し電子機器を
冷却できると共に、ノズル部の断熱膨張を利用して効率
良く冷却できる。また、空力加熱によりラムエア温度が
電子機器の冷却可能温度を越えた場合、機外へラムエア
を排気し使用電力を最小限に抑え冷却効率を向上でき
る。さらに、駐機中ラムエアの流れが無い場合であって
も、本装置外の電源を用いて電熱冷却素子が作動し電子
機器を効率良く冷却できる。
【図１】 本発明の実施の形態１による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
【図２】 本発明の実施の形態２による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
【図３】 本発明の実施の形態３による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
【図４】 本発明の実施の形態４による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
【図５】 本発明の実施の形態５による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
【図６】 本発明の実施の形態６による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
【図７】 本発明の実施の形態７による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
【図８】 本発明の実施の形態８による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面図で
ある。
【図９】 本発明の実施の形態９による航空機等の高速
移動体に内装された電子機器の冷却装置の電熱冷却素子
制御回路を示すブロックダイアグラム図である。
移動体に内装された電子機器の冷却装置の電熱冷却素子
制御回路を示すブロックダイアグラム図である。
【図１０】 本発明の実施の形態１０による航空機等の
高速移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面
図である。
高速移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す側面
図である。
【図１１】 本発明の実施の形態１０による航空機等の
高速移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す断面
図である。
高速移動体に内装された電子機器の冷却装置を示す断面
図である。
【図１２】 従来の航空機等の高速移動体に内装された
電子機器の冷却装置を示す側面図である。
電子機器の冷却装置を示す側面図である。
１ ラムエア入口、２ 機体外皮、３ タービン、４
発電機、５ 入口側ダクト、６ 電子機器、７ 排気側
ダクト、８ 電子機器内部、９ 排気口、１０温度セン
サー、１１ 電熱冷却素子、１１ａ 冷却面、１１ｂ
放熱面、１２本装置外の電源、１３ 流路切替弁、１４
切替ダクト、１５ 連結ダクト、１６ ノズル部、１
７ 機体。
発電機、５ 入口側ダクト、６ 電子機器、７ 排気側
ダクト、８ 電子機器内部、９ 排気口、１０温度セン
サー、１１ 電熱冷却素子、１１ａ 冷却面、１１ｂ
放熱面、１２本装置外の電源、１３ 流路切替弁、１４
切替ダクト、１５ 連結ダクト、１６ ノズル部、１
７ 機体。
Claims (11)
- 【請求項１】 電源と、 ラムエア入口より採取したラムエアを電子機器まで移送
する入口側ダクトと、 前記電子機器内部を通過した前記ラムエアを排気口まで
移送する排気側ダクトと、 前記電子機器に取り付けられた温度センサーと、 前記電子機器に取り付けられ、前記温度センサーが冷却
を要する温度に達すると作動する電熱冷却素子と、を備
えたことを特徴とする航空機等の高速移動体に内装され
た電子機器の冷却装置。 - 【請求項２】 前記電源として、前記ラムエア入口に連
結されたタービンに直結された発電機を用いることを特
徴とする請求項１記載の航空機等の高速移動体に内装さ
れた電子機器の冷却装置。 - 【請求項３】 前記電源として、本装置外の電源を用い
ることを特徴とする請求項１記載の航空機等の高速移動
体に内装された電子機器の冷却装置。 - 【請求項４】 ラムエア入口から採取されたラムエアを
電子機器まで移送する入口側ダクトと、 前記電子機器内部を通過した前記ラムエアを排気口まで
移送する排気側ダクトと、 前記入口側ダクトに取り付けられ、前記ラムエアの温度
が冷却可能温度を越えると前記ラムエアの流路を切替え
る流路切替弁と、 前記流路切替弁から別の排気口まで連結された切替ダク
トと、を備えたことを特徴とする航空機等の高速移動体
に内装された電子機器の冷却装置。 - 【請求項５】 前記電源として、前記ラムエア入口に連
結されたタービンに直結された発電機及び本装置外の電
源を用いることを特徴とする請求項１記載の航空機等の
高速移動体に内装された電子機器の冷却装置。 - 【請求項６】 請求項４記載の流路切替弁及び切替ダク
トを設けたことを特徴とする請求項５記載の航空機等の
高速移動体に内装された電子機器の冷却装置。 - 【請求項７】 前記電熱冷却素子の冷却面が前記電子機
器に取り付けられ、放熱面が前記入口側ダクトと前記排
気側ダクトを直接連結した連結ダクトに取り付けられた
ことを特徴とする請求項１記載の航空機等の高速移動体
に内装された電子機器の冷却装置。 - 【請求項８】 前記電熱冷却素子の冷却面が前記電子機
器の内部に取り付けられ、放熱面が前記入口側ダクトよ
り移送されたラムエアに接するように取り付けられたこ
とを特徴とする請求項１記載の航空機等の高速移動体に
内装された電子機器の冷却装置。 - 【請求項９】 請求項４記載の流路切替弁及び切替ダク
トを設けたことを特徴とする請求項８記載の航空機等の
高速移動体に内装された電子機器の冷却装置。 - 【請求項１０】 前記電熱冷却素子が、前記発電機の電
力が冷却可能値に達すると、前記本装置外の電源から前
記発電機へ切り換える制御回路を有することを特徴とす
る請求項５記載の航空機等の高速移動体に内装された電
子機器の冷却装置。 - 【請求項１１】 前記入口側ダクトと前記電子機器との
間に取り付けられ、前記ラムエアを断熱膨張させるノズ
ル部を備えたことを特徴とする請求項１記載の航空機等
の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18466496A JPH1030857A (ja) | 1996-07-15 | 1996-07-15 | 航空機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18466496A JPH1030857A (ja) | 1996-07-15 | 1996-07-15 | 航空機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1030857A true JPH1030857A (ja) | 1998-02-03 |
Family
ID=16157200
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18466496A Pending JPH1030857A (ja) | 1996-07-15 | 1996-07-15 | 航空機等の高速移動体に内装された電子機器の冷却装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1030857A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004028092A (ja) * | 2002-05-31 | 2004-01-29 | General Electric Co <Ge> | 制御システムの電子部品が温度過昇状態に曝されたとき使用される自動エンジン保護システム |
| EP2439139A2 (en) | 2010-10-08 | 2012-04-11 | Nabtesco Corporation | Hydraulic actuator apparatus for an aircraft |
| EP2617646A2 (en) | 2012-01-17 | 2013-07-24 | Nabtesco Corporation | Aircraft actuator hydraulic system |
| EP2631171A2 (en) | 2012-02-27 | 2013-08-28 | Nabtesco Corporation | Aircraft actuator hydraulic system |
| JP2016176601A (ja) * | 2016-05-23 | 2016-10-06 | ナブテスコ株式会社 | 航空機アクチュエータの油圧システム |
-
1996
- 1996-07-15 JP JP18466496A patent/JPH1030857A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004028092A (ja) * | 2002-05-31 | 2004-01-29 | General Electric Co <Ge> | 制御システムの電子部品が温度過昇状態に曝されたとき使用される自動エンジン保護システム |
| EP2439139A2 (en) | 2010-10-08 | 2012-04-11 | Nabtesco Corporation | Hydraulic actuator apparatus for an aircraft |
| US8540188B2 (en) | 2010-10-08 | 2013-09-24 | Nabtesco Corporation | Aircraft actuator hydraulic apparatus |
| EP2617646A2 (en) | 2012-01-17 | 2013-07-24 | Nabtesco Corporation | Aircraft actuator hydraulic system |
| EP2631171A2 (en) | 2012-02-27 | 2013-08-28 | Nabtesco Corporation | Aircraft actuator hydraulic system |
| JP2016176601A (ja) * | 2016-05-23 | 2016-10-06 | ナブテスコ株式会社 | 航空機アクチュエータの油圧システム |
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