JP2004142501A

JP2004142501A - Air conditioner for aircraft

Info

Publication number: JP2004142501A
Application number: JP2002306758A
Authority: JP
Inventors: Hidefumi Saito; 斎藤　英文; Hisashi Mitani; 三谷　壽
Original assignee: Shimadzu Corp
Current assignee: Shimadzu Corp
Priority date: 2002-10-22
Filing date: 2002-10-22
Publication date: 2004-05-20
Anticipated expiration: 2022-10-22
Also published as: JP4122925B2

Abstract

【課題】小型の航空機や構造変更が困難な在来の航空機に、スペースや重量や構造上の制約なく空気分離部を組み込んで快適性と安全性を向上できる航空機用空気調和装置を提供する。
【解決手段】エンジン１からの抽出空気を圧縮後に膨張させることで冷気を生成するエアサイクル式冷却装置において圧縮された空気を、窒素富化ガスと酸素濃縮空気とに分離する空気分離部１６を備える。窒素富化ガスは航空機の燃料周囲領域１５に導入可能とされ、その酸素濃縮空気はキャビン８内に導入可能とされている。エアサイクル式冷却装置は前記抽出空気を圧縮可能な２以上のコンプレッサ３ａ、３ｂを有する。２以上のコンプレッサ３ａ、３ｂは前記抽出空気を複数段圧縮するように直列に配置可能とされている。
【選択図】図１Provided is an air conditioner for an aircraft that can improve comfort and safety by incorporating an air separation unit into a small-sized aircraft or a conventional aircraft whose structure is difficult to change without any restrictions on space, weight, and structure.
An air separation unit (16) that separates compressed air in an air cycle cooling device that generates cold air by compressing and expanding extracted air from an engine (1) into nitrogen-enriched gas and oxygen-enriched air. Prepare. The nitrogen-enriched gas can be introduced into the fuel surrounding area 15 of the aircraft, and the oxygen-enriched air can be introduced into the cabin 8. The air cycle type cooling device has two or more compressors 3a and 3b capable of compressing the extracted air. The two or more compressors 3a and 3b can be arranged in series so as to compress the extracted air in a plurality of stages.
[Selection diagram] Fig. 1

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、固定翼機および回転翼機を含む航空機の機内に空調空気を供給すると共に、燃料系統に窒素富化ガスを供給する空気調和装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機における空気調和装置として、エンジンの圧縮部で圧縮された抽出空気を、機外空気と熱交換して冷却した後にラジアルコンプレッサで断熱圧縮し、これを再度機外空気と熱交換して冷却した後に、膨張タービンにより断熱膨張することで、調温、調圧された冷気を得るエアサイクル式冷却装置が従来から主に使用されている。
【０００３】
軍用機の中には、ミッション中に燃料タンクに被弾した場合に爆発するのを防ぐため、燃料タンクに窒素ガスまたは窒素濃度を高めた空気を注入するＯＢＩＧＧＳ（Ｏｎ　Ｂｏａｒｄ　Ｉｎｅｒｔ　Ｇａｓ　Ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ）を備えるものがある。また、近年の民間航空機における事故調査から、燃料タンク内の空間に溜まった空気と燃料蒸気との混合物に機内の配線などから生じたスパークが引火し、火災が発生することが判明している。そのような火災を防止するため、民間航空機においても上記ＯＢＩＧＧＳを採用することが検討されている。そのＯＢＩＧＧＳは、空気成分を窒素富化ガスと酸素濃縮空気とに分離する空気分離部により構成されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
上記のような空気分離部を航空機用空気調和装置に組み込むことで、航空機の安全性と快適性の向上を図ることが本件出願人により提案されている（特願２００１−２０５２０５号）。この提案においては、航空機のキャビン内空気を再圧縮し、エンジンからの抽出空気と混合した後に空気分離部に導入している。しかし、その提案された新しい航空機用空気調和装置を小型の機体や在来機に搭載する場合、スペース、重量、構造等の制約により、キャビン内空気を再圧縮してエンジンからの抽出空気と混合するラインを設けるのが困難になるという問題がある。
【０００５】
そこで、キャビン内空気を再圧縮してエンジンからの抽出空気と混合するラインをなくし、エンジンからの抽出空気のみでコンプレッサと膨張タービンにより構成されるエアサイクル式冷却装置を作動させることが考えられる。しかし、再圧縮されたキャビン空気を利用できないと、エアサイクル式冷却装置における空気圧縮比で得られる圧力は、条件によっては高くならず、空気分離部に供給される空気圧が低下して生成される窒素富化ガスが減少する問題が生じる。特に長時間巡航後に高々度から降下する航空機においては、エンジンからの抽出空気圧力がエンジン出力が絞られるため低下し、燃料残量が少なくなって燃料タンク内の空間容積が増大し、高度低下により気圧が上昇するため大量の窒素富化ガスが必要になるが、この場合には十分な窒素富化ガスを供給するのが困難になる。また、そのコンプレッサの駆動エネルギとしてモータを介して電気エネルギを供給することが考えられるが、モータやモータ駆動用インバータの大きさの制限から小型の機体や在来機に搭載するのは困難である。
本発明は上記問題を解決することのできる航空機用空気調和装置を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明は、エンジンからの抽出空気を圧縮後に膨張させることで冷気を生成するエアサイクル式冷却装置と、そのエアサイクル式冷却装置において圧縮された空気を窒素富化ガスと酸素濃縮空気とに分離する空気分離部とを備え、その窒素富化ガスは航空機の燃料周囲領域に導入可能とされ、その酸素濃縮空気はキャビン内に導入可能とされている航空機用空気調和装置に適用される。
【０００７】
本発明の一つの特徴は、そのエアサイクル式冷却装置は前記抽出空気を圧縮可能な２以上のコンプレッサを有し、その２以上のコンプレッサは、前記抽出空気を複数段圧縮するように直列に配置可能とされている点にある。エアサイクル式冷却装置におけるコンプレッサを複数として抽出空気を複数段圧縮することで抽出空気の供給圧が低い場合でも高い圧力が得られる圧縮比を実現できる。
本発明の別の一つの特徴は、そのエアサイクル式冷却装置は、前記コンプレッサにより圧縮された空気を膨張可能な２以上の膨張タービンを有し、少なくとも一つの膨張タービンに、前記抽出空気を前記コンプレッサにより圧縮することなく導く膨張側バイパス流路が設けられ、そのエンジンからの抽出空気の導入により駆動される膨張タービンの膨張仕事を、圧縮動力として利用されるように前記コンプレッサに伝達する手段が設けられている点にある。これにより、エンジン抽出空気によりタービンの膨張仕事を増大させ、その膨張仕事によりコンプレッサを駆動することで高い圧縮比を実現できる。特に航空機の降下時のようにエンジン推力は小さくてよい場合はエンジン抽出空気量を増大させることができるので、その増大させたエンジン抽出空気によりタービンの膨張仕事を増大させることができる。
本発明によれば、再圧縮したキャビン内空気を用いることなくエンジンからの抽出空気のみで、高々度からの降下時にも燃料周囲領域へ供給される十分な窒素富化ガスを確保できるようにエアサイクル式冷却装置を作動させることができる。これにより、キャビン内空気を再圧縮してエンジン抽気と混合するラインを必要としないので、小型の機体や在来機における航空機用空気調和装置に、スペースや構造上の制約を受けることなく、空気分離部を組み込んで安全性と快適性の向上を図ることができる。
【０００８】
前記２以上のコンプレッサの中で直列配置状態で上流側に配置される上流側コンプレッサによる圧縮空気を、下流側に配置される下流側コンプレッサにより圧縮することなく、その下流側コンプレッサの下流側に導く圧縮側バイパス流路と、その圧縮側バイパス流路の開閉用バイパスバルブと、その圧縮側バイパス流路が前記抽出空気圧力の増減に応じて開閉するように、そのバイパスバルブを制御する手段とを有するのが好ましい。
これにより、エンジンからの抽出空気圧力が低く複数段圧縮する必要性が高い場合は、バイパスバルブを閉じることで複数段圧縮を行って圧縮比を高くし、エンジンからの抽出空気圧力が高く複数段圧縮する必要性が低い場合は、バイパスバルブを開くことで下流側コンプレッサでの圧縮空気流量をなくして圧縮負荷を軽減できる。
【０００９】
前記２以上のコンプレッサの中で直列配置状態で上流側に配置される上流側コンプレッサと下流側に配置される下流側コンプレッサとの間に、前記抽出空気を上流側コンプレッサにより圧縮することなく導く第１圧縮側バイパス流路と、その下流側コンプレッサの下流側に、上流側コンプレッサによる圧縮空気を下流側コンプレッサにより圧縮することなく導く第２圧縮側バイパス流路と、両圧縮側バイパス流路を閉鎖すると共に上流側コンプレッサと下流側コンプレッサとの間を開く第１状態と、両圧縮側バイパス流路を開くと共に上流側コンプレッサと下流側コンプレッサとの間を閉鎖する第２状態との間で切替え可能な圧縮側切替え機構と、その圧縮側切替え機構を、前記抽出空気圧力の低下時は第１状態に切替えると共にそれ以外の時は第２状態に切替えるように制御する手段とを有するのが好ましい。
これにより、エンジンからの抽出空気圧力が低く２段圧縮する必要性が高い場合は両コンプレッサを直列配置して圧縮比を高くし、エンジンからの抽出空気圧力が高く２段圧縮する必要がない場合は両コンプレッサを並列配置して圧縮負荷を軽減できる。
【００１０】
前記２以上の膨張タービンは、前記コンプレッサによる圧縮空気を複数段膨張させるように直列に配置可能とされ、その２以上の膨張タービンの中で直列配置状態で下流側に配置される下流側膨張タービンに、前記膨張側バイパス流路を介して前記抽出空気が圧縮することなく導入可能とされ、その２以上の膨張タービンの中で直列配置状態で上流側に配置される上流側膨張タービンによる膨張空気を、その下流側膨張タービンにより膨張させることなく前記キャビンに導く第２膨張側バイパス流路と、両膨張側バイパス流路を閉鎖すると共に上流側膨張タービンと下流側膨張タービンとの間を開く第１状態と、両膨張側バイパス流路を開くと共に上流側膨張タービンと下流側膨張タービンとの間を閉鎖する第２状態との間で切替え可能な膨張側切替え機構と、その膨張側切替え機構を、前記抽出空気圧力の低下時は第２状態に切替えると共にそれ以外の時は第１状態に切替えるように制御する手段とを有するのが好ましい。
これにより、エンジンからの抽出空気圧力が低い場合は、下流側膨張タービンを抽出空気により駆動してコンプレッサに膨張仕事を伝達して圧縮比を高くすることができ、抽出空気圧力が低下していない場合は上流側膨張タービンと下流側膨張タービンにより複数段膨張を行って効率良く冷気を得ることができる。
【００１１】
そのエンジンからの抽出空気の導入により駆動される膨張タービンによる膨張空気を機外空間に放出する手段が設けられているのが好ましい。
これにより、抽出空気圧力が低い場合に下流側膨張タービンを大きな圧力落差で駆動でき、必要な膨張仕事を効果的に得ることができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
図１に示す航空機用空気調和装置は、エンジン１からの抽出空気を、プリクーラ２と呼ばれる熱交換器により冷却し、流量制御バルブ３９で流量調整した後にラジアル上流側コンプレッサ３ａでほぼ断熱的に圧縮する。その流量制御バルブ３９はコントローラ５６（図２参照）からの信号により開度調整可能とされている。上流側コンプレッサ３ａでの断熱圧縮により昇温された空気を放熱器３３において冷却した後に、ラジアル下流側コンプレッサ３ｂでほぼ断熱的に圧縮する。下流側コンプレッサ３ｂでの断熱圧縮により昇温された空気をメインクーラ４と呼ばれる熱交換器により冷却した後、再生熱交換機４ａで冷却し、水分捕捉のためにウォータセパレータ７に導く。なお、航空機が地上にあってエンジンが停止している際は、エンジン１に代えてＡＰＵ（Ａｕｘｉｌｉａｒｙ　Ｐｏｗｅｒ　Ｕｎｉｔ）などの高圧空気供給ユニット１′からの抽出空気を空気調和装置に供給することが可能とされている。
【００１３】
ウォータセパレータ７で水分除去された空気は空気流路７５と空気分離ユニットＵに導かれる。空気分離ユニットＵはコンプレッサ３で圧縮された空気を酸素濃縮空気と窒素富化ガスとに分離する。空気分離ユニットＵは第１〜第３コントロールバルブ４１ａ、４１ｂ、４１ｃに接続される。窒素富化ガスは第１コントロールバルブ４１ａを介して燃料タンク内部や燃料配管領域等の燃料周囲領域１５に導かれた後に機外空間１４に放出される。酸素濃縮空気は、第２コントロールバルブ４１ｂを介して機外空間１４に放出可能とされ、第３コントロールバルブ４１ｃからミキシングチャンバ１３を介して航空機のコックピット空間を含むキャビン８に導入可能とされている。各コントロールバルブ４１ａ、４１ｂ、４１ｃはコントローラ５６からの信号により開度調整可能とされ、これにより空気分離ユニットＵを通過する空気流量が調整可能とされている。
【００１４】
空気流路７５に導かれた空気は上流側膨張タービン５ａでほぼ断熱的に膨張された後に第１切替えバルブ２９ａに導かれる。第１切替えバルブ２９ａは、そこに導かれた空気を第２膨張側バイパス流路７２を介して再生熱交換機４ａに導く状態と第２切替えバルブ２９ｂに導く状態とにコントローラ５６からの信号により空気流路を切替え可能である。第２切替えバルブ２９ｂは、第１切替えバルブ２９ａに接続される状態と膨張側バイパス流路７１を介して流量制御バルブ３９に接続される状態とにコントローラ５６からの信号により空気流路を切替え可能であると共に、そこに導かれた空気を下流側膨張タービン５ｂに導く。下流側膨張タービン５ｂに導かれた空気はほぼ断熱的に膨張された後に第３切替えバルブ２９ｃに導かれる。第３切替えバルブ２９ｃは、そこに導かれた空気を再生熱交換機４ａに導く状態と機外空間１４に導く状態とにコントローラ５６からの信号により空気流路を切替え可能である。
【００１５】
第１〜第３切替えバルブ２９ａ、２９ｂ、２９ｃにより構成される膨張側切替え機構により空気流路は図１に示す第１状態と図２に示す第２状態との間で切り替え可能とされている。その膨張側切替え機構を、抽出空気圧力の低下時は第２状態に切替えると共にそれ以外の時は第１状態に切替えるように制御するため、エンジン１からの抽出空気圧力を検知するセンサ５５がコントローラ５６に接続されている。
【００１６】
コントローラ５６は、エンジン１からの抽出空気圧力のセンサ５５による検出値が設定圧力以上である場合、両膨張側バイパス流路７１、７２が閉鎖されると共に両膨張タービン５ａ、５ｂの間が開かれるように第１、第２切替えバルブ２９ａ、２９ｂを制御する。これにより、図１に示す第１状態となって両膨張タービン５ａ、５ｂは直列に配置され、両コンプレッサ３ａ、３ｂにより圧縮された空気を２段膨張させる。両膨張タービン５ａ、５ｂが直列配置状態の時、空気流路において上流側膨張タービン５ａは上流側に下流側膨張タービン５ｂは下流側に配置される。両膨張タービン５ａ、５ｂにおいて膨張された空気は冷気として再生熱交換機４ａに導入される。コントローラ５６は、第１状態では、下流側膨張タービン５ｂによる膨張空気が再生熱交換機４ａを介してキャビン８に導かれるように第３切替えバルブ２９ｃを制御する。
【００１７】
コントローラ５６は、エンジン１からの抽出空気圧力のセンサ５５による検出値が設定圧力未満である場合、両膨張側バイパス流路７１、７２が開かれると共に上流側膨張タービン５ａと下流側膨張タービン５ｂとの間が閉鎖されるように第１、第２切替えバルブ２９ａ、２９ｂを制御する。これにより、図２に示す第２状態となって上流側膨張タービン５ａにはコンプレッサ３ａ、３ｂにより圧縮された空気が導入される。第２状態の第２膨張側バイパス流路７２は、上流側膨張タービン５ａによる膨張空気を、下流側膨張タービン５ｂにより膨張させることなく再生熱交換機４ａを介してキャビン８に導く。一方、下流側膨張タービン５ｂにはエンジン１からの抽出空気が膨張側バイパス流路７１を介してコンプレッサ３ａ、３ｂにより圧縮されることなく導入される。コントローラ５６は、第２状態では、エンジン１からの抽出空気の導入により駆動される下流側膨張タービン５ｂによる膨張空気が機外空間１４に放出されるように第３切替えバルブ２９ｃを制御する。
【００１８】
両コンプレッサ３ａ、３ｂと両膨張タービン５ａ、５ｂにより、エンジン１からの抽出空気を圧縮後に膨張させることで冷気を生成するエアサイクル式冷却装置が構成される。再生熱交換機４ａに導かれる冷気はミキシングチャンバ１３を介してキャビン８に導入される。そのプリクーラ２、メインクーラ４、放熱器３３においては、ラム空気路９を通る機外空気により冷却が行われる。キャビン８内空気を再圧縮してエンジン１からの抽出空気と混合するラインは備えていない。
【００１９】
上流側膨張タービン５ａの翼車と上流側コンプレッサ３ａの翼車はシャフト６ａを介して連結され、下流側膨張タービン５ｂの翼車と下流側コンプレッサ３ｂの翼車はシャフト６ｂを介して連結される。これにより、上流側膨張タービン５ａの膨張仕事はシャフト６ａを介して上流側コンプレッサ３ａに伝えられることで圧縮動力として利用される。また、下流側膨張タービン５ｂの膨張仕事はシャフト６ｂを介して下流側コンプレッサ３ｂに伝えられることで圧縮動力として利用される。これにより、第２状態においてエンジン１からの抽出空気の導入により駆動される下流側膨張タービン５ｂの膨張仕事を、圧縮動力として利用できる。シャフト６ａに、上流側コンプレッサ３ａの駆動に必要な動力を補助するためのモータ６ａ′が取り付けられている。また、シャフト６ａにメインクーラ４に通じるラム空気路９において空気を流すためのファン４９が取り付けられ、特に地上での冷却効果の確保が図られている。第１状態では両膨張タービン５ａ、５ｂによりコンプレッサ３ａ、３ｂの圧縮空気を２段膨張して効率良く冷気を得ることがでる。
【００２０】
エンジン１からの抽出空気を上記エアサイクル式冷却装置を通ることなくキャビン８に導くためのバイパス空気流路１１が設けられている。そのバイパス空気流路１１はホットエアモジュレートバルブ１２により開閉される。ホットエアモジュレートバルブ１２を開くことで、抽出空気の一部をエアサイクル式冷却装置により冷却することなくバイパス空気流路１１からミキシングチャンバ１３を介してキャビン８に直接に導くことができる。キャビン８の内圧を検出する圧力センサ（図示省略）がコントローラ５６に接続され、コントローラ５６はキャビン８の内圧の検出値が設定値以下か否かを判断し、設定値以下である場合には、設定値とキャビン内圧との差に応じてホットエアモジュレートバルブ１２を開度が大きくなるように制御する。その設定値は空気調和装置が正常に作動してキャビン８の気密が保持されていれば、キャビン８の内圧がそこまで低下しない値とされる。また、この設定値は機体の高度に応じて異なる値を取りうるようにするとさらに好ましい。すなわち、キャビン８の内圧の正常値は高度が高くなると低下するため、それに応じて設定値も低下させるのが好ましい。
【００２１】
キャビン８内の空気は、空気調和装置からの供給分から機体の漏れや機外への空気流路からの放出分を差し引いた分に相当する量だけ流出空気流路４０に流出され、その流出空気流路４０においてフィルター４２により埃や匂いが除去される。その流出空気流路４０に流出された空気はファンＦ１を介してミキシングチャンバ１３に導かれる。
【００２２】
図３に示すように、空気分離ユニットＵは空気流路７５に接続される空気導入口Ｕ１と、第１コントロールバルブ４１ａを介して燃料周囲領域１５に接続される窒素富化ガス排出口Ｕ３と、酸素濃縮空気排出口Ｕ２を有する。酸素濃縮空気排出口Ｕ２は、第２コントロールバルブ４１ｂを介して機外空間１４に接続され、第３コントロールバルブ４１ｃを介してキャビン８に接続される。空気分離ユニットＵにおける空気分離部１６は選択透過膜１６ａを有する。選択透過膜１６ａは、空気中の酸素（Ｏ_２　）の透過率が窒素（Ｎ_２　）の透過率よりも高くされている。これにより、エアサイクル式冷却装置において圧縮された空気の一部を、再生熱交換機４ａで冷却されてウォータセパレータ７を通過した後に、空気分離部１６により窒素富化ガスと酸素濃縮空気とに分離できる。本実施形態では、各空気分離部１６を構成する選択透過膜１６ａは多数の中空糸膜からなり、それら中空糸膜は容器１６ｃに収納されると共にエポキシ等の樹脂製バインダ１６ｂの中に両端が埋設されることで束ねられ、そのバインダ１６ｂにより容器１６ｃの内周と中空糸膜の両端外周との間が封鎖される。その容器１６ｃの一端開口は、各中空糸膜の一端開口と上記空気導入口Ｕ１とに接続されることでコンプレッサ３ａ、３ｂにより圧縮された空気を導入するための空気導入ポート１６ｄとされる。容器１６ｃの他端開口は、各中空糸膜の他端開口と上記窒素富化ガス排出口Ｕ３とに接続される窒素富化ガスの排出ポート１６ｆとされている。容器１６ｃの両端間に形成された開口は、各中空糸膜の両端間外周と上記酸素濃縮空気排出口Ｕ２とに接続される酸素濃縮空気の排出ポート１６ｅとされる。これにより、空気の導入ポート１６ｄは上記ウォータセパレータ７に接続され、窒素富化ガスの排出ポート１６ｆから排出される窒素富化ガスは燃料周囲領域１５に導入可能とされている。また、酸素濃縮空気の排出ポート１６ｅから排出される酸素濃縮空気は、第２コントロールバルブ４１ｂを介して機外に放出可能とされ、第３コントロールバルブ４１ｃを介してキャビン８に導入可能とされている。
【００２３】
上記実施形態の空気調和装置を備えた航空機が地上にある時の冷房状態においては、流量制御バルブ３９を開状態にすることでエアサイクル式冷却装置を作動させることができる。この場合、第１〜第３コントロールバルブ４１ａ、４１ｂ、４１ｃは必要に応じて開度を選択すればよい。例えば、第１〜第３コントロールバルブ４１ａ、４１ｂ、４１ｃを全閉とすることで空気分離部１６に空気を導入しないようにできる。これにより、地上において燃料が積み込まれることで燃料タンクの内部における空間容積が小さくなり、地上走行（タキシング）を含めても燃料消費が僅かであり、気圧の変化がないことにより、燃料周囲領域１５への窒素富化ガスの追加供給が不要な場合に対応できる。あるいは、高温多湿の地上での冷房状態において、第１、第２コントロールバルブ４１ａ、４１ｂを開き第３コントロールバルブ４１ｃを全閉として空気分離部１６に空気を導入することで、選択透過膜１６ａは水分透過率が高いことから空気中の水分を機外に放出でき、また、航空機が地上で待機している間に燃料タンクから蒸発する燃料ガスを空気分離部１６から供給する窒素富化ガスにより希釈できる。
【００２４】
航空機が離陸のための滑走状態から上昇する状態においては、第１、第３コントロールバルブ４１ａ、４１ｃの開度を次第に大きくして第２コントロールバルブ４１ｂを全閉とすることで、空気分離部１６に供給される空気を次第に増加させることができる。これにより、燃料消費に応じた量の窒素富化ガスを空気分離部１６から燃料周囲領域１５に供給し、また、キャビン８内の酸素分圧低下を酸素濃縮空気の供給により防止できる。さらに抽出空気の供給圧が高いため、両膨張タービン５ａ、５ｂの膨張仕事の方がコンプレッサ３ａ、３ｂの圧縮仕事よりも著しく大きい場合は、モータ６ａを発電機として機能させエネルギ回収をすることも考えられる。
【００２５】
航空機が高々度で巡航する状態においては、第１、第３コントロールバルブ４１ａ、４１ｃの開度を大きくし、第２コントロールバルブ４１ｂを全閉とすることで、空気分離部１６に供給される空気を確保し、キャビン８内の酸素分圧低下を酸素濃縮空気を導入することで防止し、また、窒素富化ガスを燃料周囲領域１５に供給できる。
【００２６】
航空機が降下する状態においては、第１、第３コントロールバルブ４１ａ、４１ｃを全開とし、第２コントロールバルブ４１ｂを全閉とすることで、空気分離部１６から窒素富化ガスを燃料周囲領域１５に供給し、また、キャビン８への空気供給量の低下を防止できる。航空機が降下する状態においては燃料タンクの内部における空間容積は燃料が消費された結果大きくなっており、また、降下による気圧上昇があることから、燃料周囲領域１５へ窒素富化ガスを大量供給する必要がある。一方、エンジン１の出力は降下時は絞られるため、エアサイクル式冷却装置に供給される抽出空気圧力が低くなる。本実施形態では、上流側コンプレッサ３ａと下流側コンプレッサ３ｂが直列に配置されることで２段圧縮を行うので、その抽出空気圧力の低下を補うことができる。また、上流側コンプレッサ３ａと下流側コンプレッサ３ｂの間において空気を放熱器３３において冷却することで下流側コンプレッサ３ｂの圧縮負荷を軽減できる。さらに、航空機が降下する状態においては、第１〜第３切替えバルブ２９ａ、２９ｂ、２９ｃの切替えにより、上流側膨張タービン５ａと下流側膨張タービン５ｂは図１の第１状態から図２の第２状態になる。これにより、上流側膨張タービン５ａは下流側コンプレッサ３ｂから供給される空気圧とキャビン８へ供給する空気圧との間の圧力落差で作動し、下流側膨張タービン５ｂはエンジン１からの抽出空気圧力と外気圧との間の圧力落差で作動する。よって、高々度からの降下によりエンジン１からの抽出空気圧力が低く、且つ、空気分離部１６に窒素富化ガスを大量供給するため、膨張タービン５ａ、５ｂの駆動に寄与できるコンプレッサ３ａ、３ｂの圧縮空気が少なくなる場合であっても、下流側膨張タービン５ｂの膨張仕事を増大させることができる。その下流側膨張タービン５ｂの膨張仕事を伝達することで下流側コンプレッサ３ｂでの空気の圧縮比を大きくでき、モータ６ａ′を大型化することなく、必要な窒素富化ガスを得るためのエネルギーを賄うことができる。特に、第３切替えバルブ２９ｃを介して空気を機外空間１４に導くことで、下流側膨張タービン５ｂを大きな圧力落差で駆動でき、エンジン抽出空気圧力が低下する高々度でも必要な膨張仕事を得る上で効果的である。
なお、図２のように下流側膨張タービン５ｂにエンジン１からの抽出空気をコンプレッサ３ａ、３ｂを介することなく供給する場合、コンプレッサ３ａ、３ｂを介して供給する場合の倍近い抽出空気量が必要とされるが、機体降下時はエンジン推力は不要なので抽出空気量を増加させても影響はない。
【００２７】
本発明は上記実施形態に限定されない。例えば、図４の第１変形例においては、上記実施形態における２つのコンプレッサ３ａ、３ｂの中で直列配置状態で上流側に配置される上流側コンプレッサ３ａによる圧縮空気を、下流側に配置される下流側コンプレッサ３ｂにより圧縮することなく、下流側コンプレッサ３ｂの下流側に導く圧縮側バイパス流路５０を設け、その圧縮側バイパス流路５０を開閉可能なバイパスバルブ５１を設け、その圧縮側バイパス流路５０がエンジン１からの抽出空気圧力の増減に応じて開閉するように、そのバイパスバルブ５１を制御する手段が設けられている。本変形例では、エンジン１からの抽出空気圧力を検知するセンサ５７を設け、そのセンサ５７に接続されたコントローラ５８により、その検知された抽出空気圧力が増加するとバイパスバルブ５１を開き、低下するとバイパスバルブ５１を閉じる。他は上記実施形態と同様とされる。
これにより、コントローラ５７はエンジン１からの抽出空気圧力のセンサ５７による検出値に応じてバイパスバルブ５１を制御し、エンジン１からの抽出空気圧力が低く２段圧縮する必要性が高い場合は、バイパスバルブ５１を閉じることで２段圧縮を行う。エンジン１からの抽出空気圧力が高く２段圧縮する必要性が低い場合は、バイパスバルブ５１を開くことで下流側コンプレッサ３ｂでの圧縮空気流量を低減して圧縮負荷を軽減できる。
【００２８】
また、図５、図６の第２変形例においては、上記実施形態における２つのコンプレッサ３ａ、３ｂの中で直列配置状態で上流側に配置される上流側コンプレッサ３ａと下流側に配置される下流側コンプレッサ３ｂとの間に、エンジン１からの抽出空気を上流側コンプレッサ３ａにより圧縮することなく導く第１圧縮側バイパス流路６０ａが設けられている。また、下流側コンプレッサ３ｂの下流側に、上流側コンプレッサ３ａによる圧縮空気を下流側コンプレッサ３ｂにより圧縮することなく導く第２圧縮側バイパス流路６０ｂが設けられている。両圧縮側バイパス流路６０ａ、６０ｂを閉鎖すると共に上流側コンプレッサ３ａと下流側コンプレッサ３ｂとの間を開く図５の第１状態と、両圧縮側バイパス流路６０ａ、６０ｂを開くと共に上流側コンプレッサ３ａと下流側コンプレッサ３ｂとの間を閉鎖する図６の第２状態との間で切替え可能な圧縮側切替え機構と、その圧縮側切替え機構を、前記抽出空気圧力の低下時は第１状態に切替えると共にそれ以外の時は第２状態に切替えるように制御する手段が設けられている。本変形例では、放熱器３３と下流側コンプレッサ３ｂの間の空気流路に上流側切替えバルブ６２ａと下流側切替えバルブ６２ｂが配置され、エンジン１からの抽出空気圧力を検知するセンサ６３がコントローラ６４に接続されている。上流側切替えバルブ６２ａは、そこに導かれた空気を下流側切替えバルブ６２ｂに導く状態と下流側コンプレッサ３ｂの下流に導く状態とにコントローラ６４からの信号により空気流路を切替え可能とされている。下流側切替えバルブ６２ｂは、上流側切替えバルブ６２ａに接続される状態と上流側コンプレッサ３ａの上流に接続される状態とにコントローラ６４からの信号により空気流路を切替え可能とされると共に、そこに導かれた空気を下流側コンプレッサ３ｂに導くものとされている。他は上記実施形態と同様とされる。
これにより、コントローラ６４はエンジン１からの抽出空気圧力のセンサ６３による検出値が設定値未満の場合、すなわちエンジン１からの抽出空気圧力が低く２段圧縮する必要性が高い場合は、両切替えバルブ６２ａ、６２ｂを制御することで第１状態として両コンプレッサ３ａ、３ｂを直列配置する。また、センサ６３による検出値が設定値以上の場合、すなわちエンジン１からの抽出空気圧力が高く２段圧縮する必要がない場合は、コントローラ６４は両切替えバルブ６２ａ、６２ｂを制御することで第１状態から第２状態に切り替え、両コンプレッサ３ａ、３ｂを並列配置して圧縮負荷を軽減する。
【００２９】
上記実施形態では上流側膨張タービン５ａの翼車と上流側コンプレッサ３ａの翼車をシャフト６ａを介して連結し、下流側膨張タービン５ｂの翼車と下流側コンプレッサ３ｂの翼車をシャフト６ｂを介して連結することで２組の回転体を備えているが、単一のシャフトにより各コンプレッサの翼車を連結することで回転体を単一としてもよい。これにより構造が簡素化されて実用性が高くなる。
【００３０】
空気分離部におけるは選択透過膜として、空気中の窒素（Ｎ_２　）の透過率が酸素（Ｏ_２　）の透過率よりも高いものを用いてもよい。この場合、酸素濃縮空気はエアサイクル式冷却装置において膨張させた後にキャビンに導くのが好ましい。
【００３１】
複数の膨張タービンにより十分な膨張仕事が常に確保されるならばモータ６ａ′は必須ではない。さらに、コンプレッサを単一として膨張タービンを複数としてもよいし、膨張タービンを単一としてコンプレッサを複数としてもよいし、コンプレッサと膨張タービンの中の少なくとも一方を３以上としてもよい。コンプレッサの数を３以上とする場合、少なくとも２つのコンプレッサが抽出空気を複数段圧縮するように直列に配置可能であればよい。膨張タービンの数を３以上とする場合、少なくとも一つの膨張タービンにエンジンからの抽出空気をエアサイクル式冷却装置により圧縮することなく導く膨張側バイパス流路が設けられていればよい。また、第３切替えバルブ２９ｃをなくし、下流側膨張タービンによる膨張空気をキャビンに常に導くようにしてもよい。
【００３２】
【発明の効果】
本発明によれば、小型の航空機や構造変更が困難な在来の航空機であっても、スペースや重量や構造上の制約なく空気分離部を組み込んで快適性と安全性を向上できる航空機用空気調和装置を提供できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態の航空機用空気調和装置の構成説明図
【図２】本発明の実施形態の航空機用空気調和装置の作用説明図
【図３】本発明の実施形態の航空機用空気調和装置における空気分離ユニットの構成説明図
【図４】本発明の第１変形例の航空機用空気調和装置の要部の構成説明図
【図５】本発明の第２変形例の航空機用空気調和装置の要部の第１状態を示す図
【図６】本発明の第２変形例の航空機用空気調和装置の要部の第２状態を示す図
【符号の説明】
１　エンジン
３ａ　上流側コンプレッサ
３ｂ　下流側コンプレッサ
５ａ　上流側タービン
５ｂ　下流側タービン
６ｂ　シャフト
８　キャビン
１５　燃料周囲領域
１６　空気分離部
２９ａ　第１切替えバルブ
２９ｂ　第２切替えバルブ
２９ｃ　第３切替えバルブ
５０　圧縮側バイパス流路
５０ａ　第１圧縮側バイパス流路
５０ｂ　第２圧縮側バイパス流路
５１　バイパスバルブ
５５　センサ
５６　コントローラ
５７　センサ
５８　コントローラ
６２ａ　上流側切替えバルブ
６２ｂ　下流側切替えバルブ
６３　センサ
６４　コントローラ
７１　膨張側バイパス流路
７２　第２膨張側バイパス流路[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to an air conditioner that supplies conditioned air to the interior of an aircraft including a fixed wing aircraft and a rotary wing aircraft and supplies a nitrogen-enriched gas to a fuel system.
[0002]
[Prior art]
As an air conditioner in an aircraft, the extracted air compressed in the compression section of the engine is cooled by exchanging heat with the external air, then adiabatically compressed by a radial compressor, and cooled again by exchanging heat with the external air. An air cycle type cooling device that obtains temperature-controlled and pressure-controlled cold air by performing adiabatic expansion by an expansion turbine later has been mainly used.
[0003]
Some military aircraft are equipped with an OBIGGS (On Board Inert Gas Generation System) that injects nitrogen gas or nitrogen-enriched air into the fuel tank in order to prevent explosion when hit by the fuel tank during a mission. There is something. In addition, accident investigations on commercial aircraft in recent years have revealed that a mixture of air and fuel vapor accumulated in the space inside the fuel tank is ignited by sparks generated from cabling inside the aircraft, causing a fire. In order to prevent such a fire, the use of the above-mentioned OBIGGS in a commercial aircraft has been studied. The OBIGGS includes an air separation unit that separates an air component into a nitrogen-enriched gas and an oxygen-enriched air.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
It has been proposed by the present applicant to improve the safety and comfort of an aircraft by incorporating the air separation unit as described above into an air conditioner for an aircraft (Japanese Patent Application No. 2001-205205). In this proposal, the air in the cabin of the aircraft is recompressed, mixed with the air extracted from the engine, and then introduced into the air separation section. However, when the proposed new air conditioner for aircraft is mounted on a small airframe or conventional aircraft, the air in the cabin is recompressed and mixed with the air extracted from the engine due to space, weight, and structural restrictions. However, there is a problem that it is difficult to provide a line to be used.
[0005]
Therefore, it is conceivable to eliminate the line for recompressing the air in the cabin and mixing it with the air extracted from the engine, and to operate the air cycle type cooling device constituted by the compressor and the expansion turbine using only the air extracted from the engine. However, if the recompressed cabin air cannot be used, the pressure obtained by the air compression ratio in the air cycle cooling device does not increase depending on conditions, and is generated by reducing the air pressure supplied to the air separation unit. There is a problem that the nitrogen-enriched gas decreases. Especially in aircraft that descend from high altitude after a long cruise, the extracted air pressure from the engine drops because the engine output is throttled, the remaining fuel decreases, the space volume in the fuel tank increases, and the air pressure decreases due to the decrease in altitude. , A large amount of nitrogen-enriched gas is required, but in this case, it becomes difficult to supply a sufficient nitrogen-enriched gas. In addition, it is conceivable to supply electric energy via a motor as the driving energy of the compressor, but it is difficult to mount the compressor on a small body or a conventional machine due to the limitation of the size of the motor and the inverter for driving the motor. .
An object of the present invention is to provide an aircraft air conditioner that can solve the above problems.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
The present invention provides an air cycle cooling device that generates cold air by expanding compressed air extracted from an engine after compression, and separates compressed air in the air cycle cooling device into nitrogen-enriched gas and oxygen-enriched air. The nitrogen-enriched gas is adapted to be introduced into a fuel surrounding area of the aircraft, and the oxygen-enriched air is applied to an aircraft air conditioner capable of being introduced into a cabin.
[0007]
One feature of the present invention is that the air cycle cooling device has two or more compressors capable of compressing the extracted air, and the two or more compressors are arranged in series to compress the extracted air in multiple stages. It is possible. By compressing the extracted air in a plurality of stages in the air cycle type cooling device and using a plurality of compressors, it is possible to achieve a compression ratio that can obtain a high pressure even when the supply pressure of the extracted air is low.
Another feature of the present invention is that the air cycle type cooling device has two or more expansion turbines capable of expanding air compressed by the compressor, and the extracted air is supplied to at least one expansion turbine. A means for transmitting expansion work of an expansion turbine driven by introduction of extraction air from the engine to the compressor so as to be used as compression power is provided. It is in the point provided. Thereby, the expansion work of the turbine is increased by the air extracted from the engine, and the compressor is driven by the expansion work, whereby a high compression ratio can be realized. In particular, when the engine thrust is small, such as when the aircraft is descending, the amount of engine extraction air can be increased. Therefore, the expansion work of the turbine can be increased by the increased engine extraction air.
According to the present invention, the air cycle is performed by using only the extracted air from the engine without using the recompressed air in the cabin and ensuring a sufficient nitrogen-enriched gas to be supplied to the fuel surrounding area even at the time of descending from a high altitude. The type cooling device can be operated. This eliminates the need for a line that recompresses the air in the cabin and mixes it with the engine bleed air. The safety and comfort can be improved by incorporating a separating part.
[0008]
Among the two or more compressors, the compressed air by the upstream compressor arranged in the upstream in the series arrangement state is guided to the downstream side of the downstream compressor without being compressed by the downstream compressor arranged in the downstream. A compression-side bypass flow path, a bypass valve for opening and closing the compression-side bypass flow path, and means for controlling the bypass valve so that the compression-side bypass flow path opens and closes according to an increase or decrease in the extraction air pressure. It is preferred to have.
With this, when the pressure of the extraction air from the engine is low and it is necessary to perform multi-stage compression, the compression ratio is increased by closing the bypass valve to increase the compression ratio. When the necessity of compression is low, the compression load can be reduced by opening the bypass valve to eliminate the flow rate of compressed air in the downstream compressor.
[0009]
A step of guiding the extracted air without being compressed by the upstream compressor, between the upstream compressor and the downstream compressor that are arranged on the upstream side in a serial arrangement state among the two or more compressors. The first compression-side bypass flow path, the second compression-side bypass flow path that guides the compressed air by the upstream-side compressor without being compressed by the downstream-side compressor, and the both compression-side bypass flow paths are closed downstream of the downstream-side compressor. Switchable between a first state in which the upstream compressor and the downstream compressor are opened and a second state in which both the compression bypass passages are opened and the upstream compressor and the downstream compressor are closed. A compression-side switching mechanism and a compression-side switching mechanism that are switched to the first state when the extraction air pressure is reduced. Preferred that a means for controlling to switch to the second state.
Thus, when the extraction air pressure from the engine is low and the need for two-stage compression is high, the two compressors are arranged in series to increase the compression ratio, and when the extraction air pressure from the engine is high and there is no need for two-stage compression. Can reduce the compression load by arranging both compressors in parallel.
[0010]
The two or more expansion turbines can be arranged in series so as to expand the compressed air by the compressor in a plurality of stages, and a downstream expansion turbine that is arranged downstream in a serially arranged state among the two or more expansion turbines. The extracted air can be introduced through the expansion-side bypass passage without being compressed, and the expanded air from the upstream-side expansion turbine that is arranged upstream of the two or more expansion turbines in series. To the cabin without being expanded by the downstream expansion turbine, and a second expansion side bypass flow path that closes both expansion side bypass flow paths and opens between the upstream expansion turbine and the downstream expansion turbine. The expansion switchable between a first state and a second state in which both expansion-side bypass passages are opened and the upstream expansion turbine and the downstream expansion turbine are closed. A side switching mechanism, the expansion side switching mechanism, when reduction of the extraction air pressure when the other with switching to the second state preferably has a means for controlling to switch to the first state.
Thus, when the extraction air pressure from the engine is low, the downstream expansion turbine can be driven by the extraction air to transmit the expansion work to the compressor to increase the compression ratio, and the extraction air pressure does not decrease. In this case, the upstream expansion turbine and the downstream expansion turbine perform a multi-stage expansion to efficiently obtain cool air.
[0011]
It is preferable that a means is provided for discharging expansion air from an expansion turbine driven by introduction of extraction air from the engine into the external space.
Thus, when the extraction air pressure is low, the downstream expansion turbine can be driven with a large pressure drop, and required expansion work can be effectively obtained.
[0012]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
The air conditioner for an aircraft shown in FIG. 1 cools the air extracted from the engine 1 by a heat exchanger called a precooler 2, adjusts the flow rate by a flow control valve 39, and compresses the heat substantially adiabatically by a radial upstream compressor 3 a. I do. The opening of the flow control valve 39 can be adjusted by a signal from the controller 56 (see FIG. 2). After the air heated by the adiabatic compression in the upstream compressor 3a is cooled in the radiator 33, it is compressed substantially adiabatically in the radial downstream compressor 3b. The air heated by the adiabatic compression in the downstream compressor 3b is cooled by a heat exchanger called a main cooler 4, then cooled by a regenerative heat exchanger 4a, and guided to a water separator 7 for capturing moisture. When the aircraft is on the ground and the engine is stopped, air extracted from a high-pressure air supply unit 1 ′ such as an APU (auxiliary power unit) can be supplied to the air conditioner instead of the engine 1. It has been.
[0013]
The air from which water has been removed by the water separator 7 is guided to the air flow path 75 and the air separation unit U. The air separation unit U separates the air compressed by the compressor 3 into oxygen-enriched air and nitrogen-enriched gas. The air separation unit U is connected to the first to third control valves 41a, 41b, 41c. The nitrogen-enriched gas is guided to the fuel surrounding area 15 such as the inside of the fuel tank or the fuel pipe area via the first control valve 41a, and then discharged to the external space 14. The oxygen-enriched air can be discharged to the external space 14 via the second control valve 41b, and can be introduced from the third control valve 41c to the cabin 8 including the cockpit space of the aircraft via the mixing chamber 13. . The opening of each of the control valves 41a, 41b, 41c can be adjusted by a signal from the controller 56, whereby the flow rate of air passing through the air separation unit U can be adjusted.
[0014]
The air guided to the air passage 75 is substantially adiabatically expanded in the upstream expansion turbine 5a, and then guided to the first switching valve 29a. The first switching valve 29a switches the air guided to the regenerative heat exchanger 4a via the second expansion-side bypass flow path 72 to the regenerative heat exchanger 4a and the second switching valve 29b by a signal from the controller 56. The flow path can be switched. The second switching valve 29b can switch the air flow path between a state connected to the first switching valve 29a and a state connected to the flow control valve 39 via the expansion-side bypass flow path 71 by a signal from the controller 56. And guides the air guided to the downstream expansion turbine 5b. The air led to the downstream expansion turbine 5b is led to the third switching valve 29c after being expanded substantially adiabatically. The third switching valve 29c is capable of switching the air flow path between a state in which the air guided thereto is guided to the regenerative heat exchanger 4a and a state in which the air is guided to the outside space 14 by a signal from the controller 56.
[0015]
The air flow path can be switched between a first state shown in FIG. 1 and a second state shown in FIG. 2 by an expansion-side switching mechanism constituted by first to third switching valves 29a, 29b, and 29c. . In order to control the expansion side switching mechanism to switch to the second state when the extraction air pressure decreases and to switch to the first state otherwise, the sensor 55 for detecting the extraction air pressure from the engine 1 is controlled by the controller 55. 56.
[0016]
When the value detected by the sensor 55 of the extraction air pressure from the engine 1 is equal to or higher than the set pressure, the controller 56 closes the two expansion-side bypass passages 71 and 72 and opens the space between the two expansion turbines 5a and 5b. Thus, the first and second switching valves 29a and 29b are controlled. Thus, the expansion turbines 5a and 5b enter the first state shown in FIG. 1 and are arranged in series, and expand the air compressed by the compressors 3a and 3b in two stages. When the two expansion turbines 5a and 5b are arranged in series, the upstream expansion turbine 5a is disposed upstream and the downstream expansion turbine 5b is disposed downstream in the air flow path. The air expanded in both expansion turbines 5a, 5b is introduced as cold air into the regenerative heat exchanger 4a. In the first state, the controller 56 controls the third switching valve 29c so that the expansion air from the downstream expansion turbine 5b is guided to the cabin 8 via the regenerative heat exchanger 4a.
[0017]
When the value detected by the sensor 55 of the extraction air pressure from the engine 1 is less than the set pressure, the controller 56 opens the two expansion-side bypass passages 71 and 72, and opens the upstream expansion turbine 5a and the downstream expansion turbine 5b. The first and second switching valves 29a and 29b are controlled so that the gap between them is closed. As a result, the second state shown in FIG. 2 is established, and the air compressed by the compressors 3a and 3b is introduced into the upstream expansion turbine 5a. The second expansion-side bypass flow path 72 in the second state guides the expansion air from the upstream expansion turbine 5a to the cabin 8 via the regenerative heat exchanger 4a without being expanded by the downstream expansion turbine 5b. On the other hand, air extracted from the engine 1 is introduced into the downstream-side expansion turbine 5b via the expansion-side bypass passage 71 without being compressed by the compressors 3a and 3b. In the second state, the controller 56 controls the third switching valve 29c such that the expanded air from the downstream expansion turbine 5b driven by the introduction of the extracted air from the engine 1 is discharged to the external space 14.
[0018]
The two compressors 3a and 3b and the two expansion turbines 5a and 5b constitute an air cycle type cooling device that generates cold air by expanding extracted air from the engine 1 after compression. The cool air guided to the regenerative heat exchanger 4a is introduced into the cabin 8 via the mixing chamber 13. In the pre-cooler 2, the main cooler 4, and the radiator 33, cooling is performed by outside air passing through the ram air passage 9. No line is provided for recompressing the air in the cabin 8 and mixing it with the extracted air from the engine 1.
[0019]
The impeller of the upstream expansion turbine 5a and the impeller of the upstream compressor 3a are connected via a shaft 6a, and the impeller of the downstream expansion turbine 5b and the impeller of the downstream compressor 3b are connected via a shaft 6b. . Thereby, the expansion work of the upstream expansion turbine 5a is transmitted to the upstream compressor 3a via the shaft 6a, and is used as compression power. The expansion work of the downstream expansion turbine 5b is transmitted to the downstream compressor 3b via the shaft 6b, and is used as compression power. Thereby, the expansion work of the downstream expansion turbine 5b driven by the introduction of the extracted air from the engine 1 in the second state can be used as the compression power. A motor 6a 'for assisting power required for driving the upstream compressor 3a is attached to the shaft 6a. In addition, a fan 49 for flowing air in the ram air passage 9 communicating with the main cooler 4 is attached to the shaft 6a, thereby ensuring a cooling effect particularly on the ground. In the first state, the compressed air of the compressors 3a and 3b is expanded in two stages by the two expansion turbines 5a and 5b, so that cool air can be efficiently obtained.
[0020]
A bypass air flow path 11 is provided for guiding extracted air from the engine 1 to the cabin 8 without passing through the air cycle type cooling device. The bypass air passage 11 is opened and closed by a hot air modulating valve 12. By opening the hot air modulating valve 12, a part of the extracted air can be directly guided from the bypass air flow path 11 to the cabin 8 via the mixing chamber 13 without being cooled by the air cycle cooling device. A pressure sensor (not shown) for detecting the internal pressure of the cabin 8 is connected to the controller 56. The controller 56 determines whether or not the detected value of the internal pressure of the cabin 8 is equal to or less than a set value. The hot air modulating valve 12 is controlled to increase the opening in accordance with the difference between the set value and the cabin internal pressure. If the air conditioner operates normally and the airtightness of the cabin 8 is maintained, the set value is set to a value at which the internal pressure of the cabin 8 does not decrease to that level. It is further preferable that this set value can take a different value according to the altitude of the aircraft. That is, since the normal value of the internal pressure of the cabin 8 decreases as the altitude increases, it is preferable to decrease the set value accordingly.
[0021]
The air in the cabin 8 flows out of the supply air from the air conditioner to the outflow air flow passage 40 by an amount corresponding to the amount obtained by subtracting the leakage of the airframe or the release from the air flow passage to the outside of the air conditioner. In the flow path 40, dust and smell are removed by the filter 42. The air flowing out of the outflow air flow path 40 is guided to the mixing chamber 13 via the fan F1.
[0022]
As shown in FIG. 3, the air separation unit U has an air inlet U1 connected to the air flow path 75, and a nitrogen-enriched gas outlet U3 connected to the fuel surrounding area 15 via the first control valve 41a. , An oxygen-concentrated air outlet U2. The oxygen-enriched air outlet U2 is connected to the external space 14 via a second control valve 41b, and is connected to the cabin 8 via a third control valve 41c. The air separation unit 16 in the air separation unit U has a permselective membrane 16a. The permselective membrane 16a is formed of oxygen (O ₂ ) Has a transmittance of nitrogen (N ₂ ) Is higher than the transmittance. Thereby, after a part of the air compressed in the air cycle type cooling device is cooled by the regenerative heat exchanger 4a and passes through the water separator 7, it is separated into a nitrogen-enriched gas and oxygen-enriched air by the air separation unit 16. it can. In the present embodiment, the permselective membrane 16a constituting each air separation section 16 is composed of a number of hollow fiber membranes, and these hollow fiber membranes are housed in a container 16c and both ends are placed in a resin binder 16b such as epoxy. The bundle is bundled by being buried, and the inner periphery of the container 16c and the outer periphery of both ends of the hollow fiber membrane are closed by the binder 16b. One end opening of the container 16c is connected to one end opening of each hollow fiber membrane and the air introduction port U1, and serves as an air introduction port 16d for introducing the air compressed by the compressors 3a and 3b. The other end opening of the container 16c is a nitrogen-rich gas discharge port 16f connected to the other end opening of each hollow fiber membrane and the nitrogen-rich gas discharge port U3. The opening formed between both ends of the container 16c is a discharge port 16e for oxygen-enriched air connected to the outer periphery between both ends of each hollow fiber membrane and the oxygen-enriched air outlet U2. Thereby, the air introduction port 16d is connected to the water separator 7, and the nitrogen-enriched gas discharged from the nitrogen-enriched gas discharge port 16f can be introduced into the fuel surrounding area 15. The oxygen-enriched air discharged from the oxygen-enriched air discharge port 16e can be discharged outside the machine via the second control valve 41b, and can be introduced into the cabin 8 via the third control valve 41c. I have.
[0023]
In the cooling state when the aircraft equipped with the air conditioner of the above embodiment is on the ground, the air cycle type cooling device can be operated by opening the flow control valve 39. In this case, the opening degree of the first to third control valves 41a, 41b, 41c may be selected as needed. For example, by completely closing the first to third control valves 41a, 41b, 41c, it is possible to prevent air from being introduced into the air separation unit 16. As a result, the space volume inside the fuel tank is reduced by loading the fuel on the ground, the fuel consumption is small even when taxiing is included, and there is no change in the atmospheric pressure. It is possible to cope with the case where additional supply of nitrogen-enriched gas to the gas is not required. Alternatively, in a cooling condition on the ground with high temperature and high humidity, the first and second control valves 41a and 41b are opened and the third control valve 41c is fully closed to introduce air into the air separation unit 16, whereby the permselective membrane 16a is formed. Since the moisture permeability is high, the moisture in the air can be released outside the aircraft, and the nitrogen-enriched gas supplied from the air separation unit 16 supplies the fuel gas evaporated from the fuel tank while the aircraft is standing by on the ground. Can be diluted.
[0024]
In a state where the aircraft rises from the gliding state for takeoff, the opening degree of the first and third control valves 41a and 41c is gradually increased, and the second control valve 41b is fully closed. Can be gradually increased. As a result, an amount of nitrogen-enriched gas corresponding to the fuel consumption can be supplied from the air separation section 16 to the fuel surrounding area 15, and a decrease in the oxygen partial pressure in the cabin 8 can be prevented by supplying oxygen-enriched air. Further, when the supply pressure of the extraction air is high, if the expansion work of both expansion turbines 5a and 5b is significantly larger than the compression work of compressors 3a and 3b, the motor 6a may function as a generator to recover energy. Conceivable.
[0025]
In a state where the aircraft cruises at high altitude, the air supplied to the air separation unit 16 is reduced by increasing the opening of the first and third control valves 41a and 41c and fully closing the second control valve 41b. As a result, a decrease in the oxygen partial pressure in the cabin 8 can be prevented by introducing oxygen-enriched air, and a nitrogen-enriched gas can be supplied to the fuel surrounding area 15.
[0026]
In a state where the aircraft descends, the first and third control valves 41a and 41c are fully opened and the second control valve 41b is fully closed, so that the nitrogen-enriched gas is supplied from the air separation unit 16 to the fuel surrounding region 15. In addition, it is possible to prevent a decrease in the amount of air supplied to the cabin 8. When the aircraft descends, the space volume inside the fuel tank is increased as a result of the consumption of fuel, and the pressure rise due to the descending causes a large amount of nitrogen-enriched gas to be supplied to the fuel surrounding area 15. There is a need. On the other hand, since the output of the engine 1 is throttled when it descends, the pressure of the extraction air supplied to the air cycle cooling device decreases. In the present embodiment, the two-stage compression is performed by arranging the upstream compressor 3a and the downstream compressor 3b in series, so that a decrease in the extraction air pressure can be compensated. Further, by compressing the air in the radiator 33 between the upstream compressor 3a and the downstream compressor 3b, the compression load of the downstream compressor 3b can be reduced. Further, when the aircraft descends, the upstream expansion turbine 5a and the downstream expansion turbine 5b are switched from the first state in FIG. 1 to the second state in FIG. 2 by switching the first to third switching valves 29a, 29b, and 29c. State. As a result, the upstream expansion turbine 5a operates by the pressure drop between the air pressure supplied from the downstream compressor 3b and the air pressure supplied to the cabin 8, and the downstream expansion turbine 5b is connected to the extraction air pressure from the engine 1 and the outside air pressure. It operates with a pressure drop between atmospheric pressure. Therefore, the pressure of the extracted air from the engine 1 is low due to the drop from the altitude, and the nitrogen-enriched gas is supplied to the air separation unit 16 in a large amount. Even when the amount of air decreases, the expansion work of the downstream expansion turbine 5b can be increased. By transmitting the expansion work of the downstream expansion turbine 5b, the compression ratio of air in the downstream compressor 3b can be increased, and the energy for obtaining the necessary nitrogen-enriched gas can be reduced without increasing the size of the motor 6a '. Can cover. In particular, by guiding the air to the external space 14 via the third switching valve 29c, the downstream expansion turbine 5b can be driven with a large pressure drop, and the required expansion work can be obtained even at a high altitude where the engine extraction air pressure decreases. It is effective.
When the extracted air from the engine 1 is supplied to the downstream expansion turbine 5b without passing through the compressors 3a and 3b as shown in FIG. 2, the amount of the extracted air is almost twice as large as when the air is supplied through the compressors 3a and 3b. However, when the aircraft descends, no engine thrust is required, so increasing the amount of extracted air has no effect.
[0027]
The present invention is not limited to the above embodiment. For example, in the first modified example of FIG. 4, the compressed air by the upstream compressor 3a arranged on the upstream side in the serial arrangement state among the two compressors 3a and 3b in the above embodiment is arranged on the downstream side. A compression-side bypass flow path 50 is provided for guiding the downstream side of the downstream-side compressor 3b without being compressed by the downstream-side compressor 3b, and a bypass valve 51 capable of opening and closing the compression-side bypass flow path 50 is provided. Means for controlling the bypass valve 51 is provided so that the passage 50 opens and closes according to the increase and decrease of the pressure of the extraction air from the engine 1. In the present modified example, a sensor 57 for detecting the extraction air pressure from the engine 1 is provided, and the controller 58 connected to the sensor 57 opens the bypass valve 51 when the detected extraction air pressure increases, and the bypass valve 51 when the detected extraction air pressure decreases. The valve 51 is closed. Others are the same as the above embodiment.
Thereby, the controller 57 controls the bypass valve 51 according to the value of the air pressure extracted from the engine 1 detected by the sensor 57. If the pressure of the air extracted from the engine 1 is low and the need for two-stage compression is high, the controller 57 Two-stage compression is performed by closing the valve 51. When the extraction air pressure from the engine 1 is high and the need for two-stage compression is low, the flow of compressed air in the downstream compressor 3b can be reduced by opening the bypass valve 51 to reduce the compression load.
[0028]
In the second modified example of FIGS. 5 and 6, among the two compressors 3a and 3b in the above embodiment, the upstream compressor 3a arranged on the upstream side and the downstream compressor arranged on the downstream side in a serial arrangement state. A first compression-side bypass flow passage 60a is provided between the upstream compressor 3a and the first compressor 3b to guide the extracted air from the engine 1 without being compressed by the upstream compressor 3a. A second compression-side bypass passage 60b is provided downstream of the downstream-side compressor 3b to guide compressed air from the upstream-side compressor 3a without being compressed by the downstream-side compressor 3b. The first state of FIG. 5 in which both the compression-side bypass passages 60a and 60b are closed and the space between the upstream-side compressor 3a and the downstream-side compressor 3b is opened, and both the compression-side bypass passages 60a and 60b are opened and the upstream-side compressor The compression-side switching mechanism that can be switched between the second state in FIG. 6 that closes between the compressor 3a and the downstream-side compressor 3b, and the compression-side switching mechanism is switched to the first state when the extraction air pressure decreases. Means are provided for controlling the switching to the second state at the same time as the switching. In this modification, an upstream switching valve 62a and a downstream switching valve 62b are disposed in an air flow path between the radiator 33 and the downstream compressor 3b, and a sensor 63 for detecting the pressure of the extracted air from the engine 1 is connected to a controller 64. It is connected to the. The upstream switching valve 62a can switch the air flow path between a state in which the air guided thereto is guided to the downstream switching valve 62b and a state in which the air is guided downstream of the downstream compressor 3b by a signal from the controller 64. . The downstream switching valve 62b can switch the air flow path between a state connected to the upstream switching valve 62a and a state connected upstream of the upstream compressor 3a by a signal from the controller 64. The guided air is guided to the downstream compressor 3b. Others are the same as the above embodiment.
Accordingly, when the value detected by the sensor 63 of the pressure of the extracted air from the engine 1 is less than the set value, that is, when the pressure of the extracted air from the engine 1 is low and the need for two-stage compression is high, the controller 64 sets the two switching valves. By controlling 62a and 62b, both compressors 3a and 3b are arranged in series as the first state. When the value detected by the sensor 63 is equal to or more than the set value, that is, when the extraction air pressure from the engine 1 is high and there is no need to perform two-stage compression, the controller 64 controls both the switching valves 62a and 62b to control the first switching valve 62a. The state is switched to the second state, and the compressors 3a and 3b are arranged in parallel to reduce the compression load.
[0029]
In the above embodiment, the impeller of the upstream expansion turbine 5a and the impeller of the upstream compressor 3a are connected via the shaft 6a, and the impeller of the downstream expansion turbine 5b and the impeller of the downstream compressor 3b are connected via the shaft 6b. Although two sets of rotating bodies are provided by connecting them together, a single rotating body may be used by connecting the impellers of each compressor by a single shaft. This simplifies the structure and enhances practicality.
[0030]
In the air separation section, nitrogen (N ₂ ) Has a transmittance of oxygen (O ₂ ) May be used. In this case, it is preferable that the oxygen-enriched air is introduced into the cabin after being expanded in the air cycle type cooling device.
[0031]
The motor 6a 'is not essential if sufficient expansion work is always ensured by the plurality of expansion turbines. Furthermore, a single compressor may be used and a plurality of expansion turbines may be used, a single expansion turbine may be used and plural compressors may be used, or at least one of the compressor and the expansion turbine may be used three or more. When the number of compressors is three or more, it is only necessary that at least two compressors can be arranged in series so as to compress extraction air in multiple stages. When the number of expansion turbines is three or more, it is only necessary that at least one expansion turbine is provided with an expansion-side bypass flow passage that guides extracted air from the engine without being compressed by an air cycle cooling device. Further, the third switching valve 29c may be eliminated, and the air expanded by the downstream expansion turbine may be always guided to the cabin.
[0032]
【The invention's effect】
ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, even if it is a small aircraft or a conventional aircraft in which a structural change is difficult, the air for an aircraft which can improve comfort and safety by incorporating an air separation part without restriction on space, weight or structure A harmony device can be provided.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a configuration explanatory view of an aircraft air conditioner according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a diagram illustrating the operation of the aircraft air conditioner according to the embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a configuration explanatory view of an air separation unit in the aircraft air conditioner according to the embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a configuration explanatory view of a main part of an aircraft air conditioner according to a first modified example of the present invention.
FIG. 5 is a diagram illustrating a first state of a main part of an air conditioner for an aircraft according to a second modified example of the present invention.
FIG. 6 is a diagram showing a second state of a main part of an air conditioner for an aircraft according to a second modified example of the present invention.
[Explanation of symbols]
1 engine
3a Upstream compressor
3b Downstream compressor
5a Upstream turbine
5b Downstream turbine
6b shaft
8 cabins
15 Area around fuel
16 Air separation unit
29a First switching valve
29b Second switching valve
29c 3rd switching valve
50 Compression side bypass flow path
50a First compression side bypass flow path
50b 2nd compression side bypass flow path
51 Bypass valve
55 sensors
56 Controller
57 sensors
58 Controller
62a Upstream switching valve
62b Downstream switching valve
63 sensor
64 controller
71 Expansion side bypass channel
72 Second expansion-side bypass flow path

Claims

An air cycle type cooling device that generates cool air by expanding extracted air from the engine after compression,
An air separation unit for separating air compressed in the air cycle type cooling device into nitrogen-enriched gas and oxygen-enriched air,
An air conditioner for an aircraft, wherein the nitrogen-enriched gas is introduced into a fuel surrounding area of the aircraft, and the oxygen-enriched air is introduced into a cabin.
The air cycle cooling device has two or more compressors capable of compressing the extracted air,
The air conditioner for an aircraft, wherein the two or more compressors can be arranged in series so as to compress the extracted air in a plurality of stages.

Among the two or more compressors, the compressed air by the upstream compressor arranged in the upstream in the series arrangement state is guided to the downstream side of the downstream compressor without being compressed by the downstream compressor arranged in the downstream. A compression-side bypass flow path;
A bypass valve for opening and closing the compression-side bypass flow path;
2. An air conditioner for an aircraft according to claim 1, further comprising means for controlling said bypass valve such that said compression-side bypass passage opens and closes in accordance with an increase and decrease in said extraction air pressure.

A step of guiding the extracted air without being compressed by the upstream compressor, between the upstream compressor and the downstream compressor that are arranged on the upstream side in a serial arrangement state among the two or more compressors. 1 compression side bypass flow path,
On the downstream side of the downstream side compressor, a second compression side bypass flow path for guiding compressed air from the upstream side compressor without being compressed by the downstream side compressor,
A first state in which both compression-side bypass passages are closed and the space between the upstream compressor and the downstream compressor is opened, and a second state in which both compression-side bypass passages are opened and the space between the upstream compressor and the downstream compressor is closed. A compression-side switching mechanism switchable between two states;
2. The aircraft air conditioner according to claim 1, further comprising means for controlling the compression-side switching mechanism to switch to the first state when the extraction air pressure decreases and to switch to the second state at other times. .

The air cycle type cooling device has two or more expansion turbines capable of expanding air compressed by the compressor,
At least one expansion turbine is provided with an expansion-side bypass passage that guides the extracted air without being compressed by the compressor,
4. A means for transmitting expansion work of an expansion turbine driven by introduction of extracted air from the engine to the compressor so as to be used as compression power. Air conditioner for aircraft.

An air cycle type cooling device that generates cool air by expanding extracted air from the engine after compression,
An air separation unit for separating air compressed in the air cycle type cooling device into nitrogen-enriched gas and oxygen-enriched air,
An air conditioner for an aircraft, wherein the nitrogen-enriched gas is introduced into a fuel surrounding area of the aircraft, and the oxygen-enriched air is introduced into a cabin.
The air cycle cooling device has a compressor for compressing the extracted air, and two or more expansion turbines capable of expanding the air compressed by the compressor,
At least one expansion turbine is provided with an expansion-side bypass passage that guides the extracted air without being compressed by the compressor,
An air conditioner for an aircraft, comprising: means for transmitting expansion work of an expansion turbine driven by introduction of extracted air from the engine to the compressor so as to be used as compression power.

The two or more expansion turbines can be arranged in series to expand the compressed air by the compressor in multiple stages,
In the two or more expansion turbines, the extracted air can be introduced into the downstream expansion turbine arranged in series in a downstream state without being compressed through the expansion side bypass flow path,
A second expansion-side bypass flow path that guides expansion air from an upstream expansion turbine that is arranged upstream in series between the two or more expansion turbines to the cabin without being expanded by the downstream expansion turbine; ,
A first state in which both expansion-side bypass passages are closed and an opening between the upstream expansion turbine and the downstream expansion turbine is opened, and a state in which both expansion-side bypass passages are opened and the upstream expansion turbine and the downstream expansion turbine are opened. An expansion-side switching mechanism that can be switched between a second state in which the valve is closed,
6. The aircraft air according to claim 4, further comprising means for controlling the expansion-side switching mechanism to switch to the second state when the extraction air pressure decreases and to switch to the first state at other times. Harmony equipment.

The air conditioner for an aircraft according to any one of claims 4 to 6, further comprising means for discharging expanded air from an expansion turbine driven by introduction of extracted air from the engine to an external space.