特許 6029422 窒素富化ガス供給システム、航空機

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6029422

(24)【登録日】2016年10月28日

(45)【発行日】2016年11月24日

(54)【発明の名称】窒素富化ガス供給システム、航空機

(51)【国際特許分類】

   B64D 37/32 20060101AFI20161114BHJP

   B01D 53/22 20060101ALI20161114BHJP

   B01D 69/08 20060101ALI20161114BHJP

【ＦＩ】

   B64D37/32

   B01D53/22

   B01D69/08

【請求項の数】8

【全頁数】10

(21)【出願番号】特願2012-247270(P2012-247270)

(22)【出願日】2012年11月9日

(65)【公開番号】特開2014-94664(P2014-94664A)

(43)【公開日】2014年5月22日

【審査請求日】2015年10月14日

(73)【特許権者】

【識別番号】508208007

【氏名又は名称】三菱航空機株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】100100077

【弁理士】

【氏名又は名称】大場 充

(74)【代理人】

【識別番号】100136010

【弁理士】

【氏名又は名称】堀川 美夕紀

(72)【発明者】

【氏名】福田 弘毅

【審査官】 畔津 圭介

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許出願公開第２００５／０１７３０１７（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 国際公開第２０１２／１１２０４６（ＷＯ，Ａ１）

【文献】 米国特許第０４５５６１８０（ＵＳ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｄ ３７／３２

Ｂ０１Ｄ ５３／２２

Ｂ０１Ｄ ６９／０８

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

上昇過程、巡航過程及び下降過程を飛行する間に原料ガスが供給されることで、窒素が富化された窒素富化ガスを生成し、燃料タンクへ供給する窒素富化ガス供給システムであって、
前記原料ガスの酸素と窒素を分離する空気分離モジュールと、
前記空気分離モジュールに供給される前記原料ガスの温度を調節する温調機構と、を備え、
前記温調機構は、
前記上昇過程から前記巡航過程に亘る飛行期間の少なくとも一部の期間において、
前記原料ガスの温度を、前記下降過程における前記原料ガスの温度よりも低く設定する、
ことを特徴とする窒素富化ガス供給システム。

【請求項2】

前記上昇過程から前記巡航過程に亘る飛行期間の少なくとも一部の期間において、
前記空気分離モジュールに供給される原料ガスの量を、前記下降過程における流量よりも低く設定される、
請求項１に記載の窒素富化ガス供給システム。

【請求項3】

前記空気分離モジュールは、中空糸高分子膜を備えている、
請求項１又は２に記載の窒素富化ガス供給システム。

【請求項4】

前記温調機構は、
前記原料ガスが流れる主配管と、前記主配管に対するバイパス配管と、を備え、
前記バイパス配管において、前記原料ガスの温度調整を行なう、
請求項１〜３のいずれか一項に記載の窒素富化ガス供給システム。

【請求項5】

前記温調機構は、
前記空気分離モジュールに供給される前記原料ガスの温度に応じて、
前記主配管と前記バイパス配管に分配される前記原料ガスの量を調整する、
請求項４に記載の窒素富化ガス供給システム。

【請求項6】

前記温調機構は、
前記航空機の高度に応じて、前記原料ガスの温度を調整する、
請求項１〜５のいずれか一項に記載の窒素富化ガス供給システム。

【請求項7】

窒素富化ガス供給システムは、飛行中の前記航空機の高度を検出する高度計をさらに備えており、
前記温調機構は、
前記高度計からの高度情報に基づいて決定される前記上昇過程、前記巡航過程及び前記下降過程に応じて、前記空気分離モジュールに供給される前記原料ガスの温度を調節する、
請求項１〜６のいずれか一項に記載の窒素富化ガス供給システム。

【請求項8】

請求項１〜７のいずれか一項に記載の窒素富化ガス供給システムを備えた航空機。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、窒素が空気よりも富化されたガスを航空機の燃料タンクに供給するシステムに関する。

【背景技術】

【0002】

飛行中の航空機においては、燃料タンク内に気化した燃料が充満しており、燃料タンクへの落雷、配線に短絡が生じるなどしたときに燃料タンクが爆発するのを防止する必要がある。そこで、燃料タンクに、空気よりも窒素濃度が高く酸素濃度の低い窒素富化ガス（Nitrogen Enriched Air，以下、ＮＥＡ）を供給する防爆システムが提案されている。
空気中における酸素濃度が約２１％であるのに対して、ＮＥＡにおける酸素濃度は例えば１２％以下に設定される。ＮＥＡの生成には、酸素分子と窒素分子とで透過係数の異なる高分子から構成される選択透過膜を利用した空気分離モジュール（ＡＳＭ：Air Separation Module)が用いられている。そして、ＡＳＭに供給される空気の供給源として、飛行用エンジンからのブリードエアー（以下、抽気）が利用されている。

【0003】

航空機の燃料タンクへＮＥＡを供給するプロセスについて、特許文献１が提案を行なっている。
特許文献１は、ＮＥＡにおける不活性ガスの濃度、および、燃料タンクに供給されるＮＥＡの供給量を制御対象としている。また、特許文献１は、航空機が離陸してから着陸するまでの飛行過程に応じて、これらの二つの制御対象を調整する。特許文献１は、飛行過程を、離陸して上昇過程を経て巡航過程に至り、着陸のための下降過程に入るまで（以下、第１期）と、下降過程（以下、第２期）と、に区分している。
ＮＥＡの供給量について、特許文献１は、第１期を相対的に少なくし、第２期を相対的に多くする。高度が低くなる第２期においては、気圧の上昇を補うために、燃料タンクに供給するＮＥＡの供給量を多くすることが、特許文献１に記載されている。

【0004】

ところで、航空機の燃料タンクへのＮＥＡを供給するプロセスにおいて使用するＡＳＭの酸素分離能は、ＡＳＭに供給される抽気の温度と圧力に依存する。例えば、ＡＳＭに供給する抽気の温度が高い場合（約１８０°Ｆ）、酸素分離能が高くなるため、より多くの抽気を供給しても所望する高濃度のＮＥＡを生成することができる。一方、供給する抽気の温度がそれより低い場合、酸素分離能は低下するので、同じ窒素濃度のＮＥＡを得るには、ＮＥＡの生成量が少なくなる。したがって、通常、より多くのＮＥＡが生成できるように抽気の温度を調節してＡＳＭに供給している。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0005】

【特許文献1】米国特許 6,547,188号

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0006】

継続的にＡＳＭを使用していると酸素分離能が低下するために、定期的にＡＳＭを交換する必要がある。しかし、ＡＳＭを構成する選択透過膜は高価であるとともに、交換作業は煩雑である。
本発明は、このような課題に基づいてなされたもので、ＡＳＭの交換頻度を少なくすることができるＮＥＡ供給システムを提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0007】

そこでなされた本発明の窒素富化ガス（ＮＥＡ）供給システムは、上昇過程、巡航過程及び下降過程を飛行する間に原料ガスが供給されることで、窒素が富化されたＮＥＡを生成し、燃料タンクへ供給するＮＥＡ供給システムであって、原料ガスの酸素と窒素を分離する空気分離モジュールと、空気分離モジュールに供給される原料ガスの温度を調節する温調機構と、を備える。この温調機構は、上昇過程から巡航過程に亘る飛行期間の少なくとも一部の期間において、原料ガスの温度を、下降過程における原料ガスの温度よりも低く調整することを特徴とする。
前述したように、原料ガス（抽気）の温度によってＡＳＭにおける酸素分離能が変化し、高い分離能を得るためには、相対的に高い温度の抽気をＡＳＭに供給する必要がある。ここで、第２期（下降過程）においては、燃料タンクに供給するＮＥＡの供給量を多くする必要があるのに対して、それまでの第１期（上昇過程〜巡航過程）はＮＥＡの供給量が少なくてもよい。そこで本発明者等は、第１期においては、ＡＳＭに高い酸素分離能を求める必要がないこと、換言すればＡＳＭに供給する抽気の温度を下げてもよいことを着想し、本発明をなしたのである。

【0008】

本発明において、上昇過程から巡航過程に亘る飛行期間の少なくとも一部の期間において、空気分離モジュールに供給される原料ガスの量を、下降過程における流量よりも低く設定することができる。そうすると、ＡＳＭを通過する原料ガスの量が減ることになるので、空気分離モジュールを構成する選択透過膜の寿命を延ばすのに有効である。

【0009】

本発明における、空気分離モジュールは、中空糸高分子膜を備えていることが好ましい。
これにより、上昇過程から巡航過程に亘る飛行期間の全期間又は一部の期間における空気分離モジュールによる酸素分離能は、下降過程における空気分離モジュールによる酸素分離能よりも低くすることができる。

【0010】

本発明における温調機構は、原料ガスが流れる主配管と、主配管に対するバイパス配管と、を備え、バイパス配管において、原料ガスの温度調整を行なうことができる。この場合、空気分離モジュールに供給される原料ガスの温度に応じて、主配管とバイパス配管に分配される原料ガスの量を調整することが好ましい。
また、本発明における温調機構は、航空機の高度に応じて、原料ガスの温度を調整することができる。

【0011】

また、本発明では、上記機能をもつＮＥＡ供給システムを備えることを特徴とした航空機をも提供する。

【発明の効果】

【0012】

本発明によれば、ＡＳＭ（空気分離モジュール）に供給する抽気の温度を、下降過程よりも上昇過程および巡航過程の方を低くして、ＡＳＭを構成する選択透過膜の劣化を軽減できるので、ＡＳＭの交換頻度を少なくできる。

【図面の簡単な説明】

【0013】

【図1】本実施の形態における航空機の概略構成を示す図である。

【図2】本実施の形態における飛行時間とＡＳＭへ供給する抽気の温度との関係、および、飛行時間と飛行高度の関係をまとめて示すグラフであり、横軸が飛行経過時間を、また、左側の縦軸がＡＳＭへ供給する抽気の温度を、さらに、右側の縦軸が飛行高度を示している。

【発明を実施するための形態】

【0014】

以下、本発明が提供する長寿命化された空気分離モジュールを用いた窒素富化ガス（以下、ＮＥＡ）供給システムを、航空機１００に適用した例について、図１および図２に示す実施形態に基づいて詳細に説明する。

【0015】

航空機１００は、左右一対の主翼１０２が取り付けられた航空機胴体１０１に設けられる第一燃料タンク１５と、各々の主翼１０２に設けられる第二燃料タンク１７と、を備えている。各々の第一燃料タンク１５と第二燃料タンク１７の間には、通気用配管１９およびスピルバック用配管２３が貫通して設けられている。
通気用配管１９は、第一燃料タンク１５の内圧を調整するために設けられており、通気用配管１９を介して、機外の空気の出入が行われる。例えば、航空機１００の高度の上昇に伴い、外気圧が低下した場合、それに追従して第一燃料タンク１５内の内部空間の空気が通気用配管１９を介して機外に排出されることで、第一燃料タンク１５の内圧を低下させる。航空機１００が下降する際には、この逆となる。
スピルバック用配管２３は、第一燃料タンク１５内と第二燃料タンク１７内との燃料の量を調整するために設けられている。

【0016】

本実施形態によるＮＥＡ供給システム１０は、図１に示すように、航空機１００に設けられる第一燃料タンク１５の内部へＮＥＡを供給することにより、燃料の爆発を防止している。
ＮＥＡ供給システム１０は、エンジン１からの抽気（原料ガス）を第一燃料タンク１５内に導くためのガス配管（主配管）４を備え、このガス配管４上に、開閉弁３、温調機構５、フィルタ７、空気分離モジュール（Air Separation Module，以下、ＡＳＭ)９およびフローコントロールバルブ（ＦＣＶ)１１が順に配設されている。エンジン１からの抽気は、ガス配管４を介して、開閉弁３から上記の配設順に各機器を通過した後に、ＮＥＡとなって第一燃料タンク１５に供給される。
なお、ＮＥＡが供給される対象としての第一燃料タンク１５は一例であり、第二燃料タンク１７がＮＥＡの供給対象となることもある。

【0017】

航空機１００の推進力を生成するエンジン１内で圧縮された空気の一部は、抽気として取り出され、ガス配管４を通り、開閉弁３に導かれる。

【0018】

続いて、抽気は、ガス配管４を通り、温調機構５において温度が調節される。温調機構５は、ＡＳＭ９の酸素分離能が、供給される抽気の温度に関係することから、ＡＳＭ９に導く抽気の温度を制御するものである。一例として、ＡＳＭ９の分離能が高くなる温度（以下、最適温度）は、１８０°Ｆ〜２００°Ｆ（約８２℃〜約９３℃）付近であるのに対して、エンジン１の抽気温度は、３００°Ｆ〜５００°Ｆ（約１４９℃〜約２６０℃）である。したがって、温調機構５において、エンジン１からの抽気を最適温度に冷却する。また、温調機構５は、最適温度よりも低い抑制温度に抽気を冷却することもできる。本実施形態は後述するように、航空機１００の飛行過程に応じて、最適温度又は抑制温度に抽気を選択的に冷却することができる。

【0019】

温調機構５は、温度センサ８と、ガス配管４から分岐し、再度ガス配管４に合流するバイパス配管４ａと、バイパス配管４ａの周囲に設置されるラジエータ６と、ガス配管４とバイパス配管４ａの分岐点に設置される流量調整弁２と、を備えている。温調機構５は、後述する制御部３０によってその動作が制御される。
温調機構５は、航空機１００の高度に応じて作動し、上昇過程及び巡航過程においては抽気を抑制温度に冷却、調整し、下降過程においては抽気を最適温度に冷却、調整する。
温度センサ８は、フィルタ７よりも下流側において、ガス配管４の内部を通過してＡＳＭ９に供給される抽気の温度を検出する。検出された温度情報は、制御部３０に伝達される。なお、制御部３０については後述する。
バイパス配管４ａは、ガス配管４を流れる抽気が分岐点から流入し、ラジエータ６を通過後に、ガス配管４に合流する。この合流する箇所を、以下、合流点Ｊとよぶ。
ラジエータ６は、バイパス配管４ａを通過する高温の抽気から放熱して冷却させるための熱交換器である。したがって、バイパス配管４ａを通過した抽気は、バイパス配管４ａに流入することなくガス配管４をそのまま流れる抽気より温度が低くなる。ラジエータ６の冷却媒体として、航空機１００の周囲から取り込まれる大気、あるいは、航空機１００が備える空調装置で生成された冷風を用いることができる。
なお、抽気を冷却するために、本実施形態ではバイパス配管４ａの周囲にラジエータ６を設置した例を示しているが、これは一例にすぎず、ガス配管４にラジエータ以外の冷却手段を設けてもよい。
流量調整弁２は、分岐点において、ガス配管４及びバイパス配管４ａの各々に流入する抽気量を調整する。例えば、分岐点までガス配管４を流れる抽気の量を「１０」とすると、流量調整弁２により、ガス配管４にそのまま流入する抽気量を「３」、バイパス配管４ａに流入する抽気量を「７」というように、各々に流入する抽気量を調整、分配する。分配量の調整は、制御部３０からの指示によって行われる。この点については、後述する。
このようにガス配管４にそのまま流入する抽気量とバイパス配管４ａに流入する抽気量との分配率を変化させることにより、合流点Ｊ以降において、エンジン１から得た高い温度の抽気とにバイパス配管４ａで冷却された抽気を混合することにより、ＡＳＭ９に供給される温度を調節する。

【0020】

続いて、温度が調節された抽気は、フィルタ７を通過した後に、ＡＳＭ９に誘導される。
フィルタ７は、ＡＳＭ９を汚染する物質を除去する。フィルタ７により汚染物質を除去しないと、ＡＳＭ９を構成する選択透過膜に目詰まりが生じ、適正に酸素が透過分離できなくなり、所望するＮＥＡを得ることができなくなる。

【0021】

ＡＳＭ９は、中空糸高分子膜（選択透過）を主たる構成要素として備える。窒素ガスに比べ酸素ガスが、その中空糸壁を数倍透過しやすい特性を利用して、ＮＥＡを得る。つまり、抽気がＡＳＭ９を通過すると２種類のガスに分離される。一つは、中空糸壁を透過して生成される酸素濃度が高い酸素富化ガス、もう一つは中空糸を通過して生成されるＮＥＡである。なお、中空糸高分子膜を主たる構成要素とするＡＳＭ９は一例であり、酸素吸着高分子膜を用いたＡＳＭのように、上述した機能を奏するモジュールを本発明は広く適用できる。
得られたＮＥＡは、ＦＣＶ１１の開閉動作によって、ガス配管４を通り、第一燃料タンク１５に供給される。ＦＣＶ１１の開閉動作は、制御部３０によって制御される。ここでいう開閉動作とは、開度を調節することも含んでおり、開度を大きくすればより多くの抽気がＡＳＭ９に供給され、かつ第一燃料タンク１５により多くのＮＥＡを供給することができる。

【0022】

制御部３０が、ＦＣＶ１１の開閉動作を制御するために、ＮＥＡ供給システム１０は、高度計１４を備える。
高度計１４は、飛行中の航空機１００の高度を検出する。
制御部３０は、以上の説明した航空機１００に関する情報に基づいて、ＦＣＶ１１の開閉動作を制御する。
なお、第一燃料タンク１５内には、第一燃料タンク１５内に残存する燃料の量を飛行中に検出できる燃料検出器が設けられている。

【0023】

また、制御部３０は、流量調整弁２における抽気の分配量を制御する。この制御をするために、制御部３０は、温度センサ８から温度に関する情報を、また、高度計１４から高度に関する情報を取得する。
制御部３０は、高度計１４から取得した高度情報に基づいて、上昇過程、巡航過程及び下降過程を判断し、各過程に応じてＡＳＭ９に供給する抽気の温度を設定する。例えば、上昇過程及び巡航過程における温度は１６０°Ｆ（抑制温度）、下降過程における温度は１８５°Ｆ（最適温度）に設定される。なお、継続的に取得した高度情報を時間で微分することにより、上昇過程、巡航過程及び下降過程の区別をすることができる。
制御部３０は、設定された温度に対応する分配量になるように、流量調整弁２を制御する。例えば、抽気の温度を１６０°Ｆに調整するには、ガス配管４にそのまま流入する抽気量を「３」、バイパス配管４ａに流入する抽気量を「７」というように分配する。また、抽気の温度を１８５°Ｆに調整するには、ガス配管４にそのまま流入する抽気量を「４」、バイパス配管４ａに流入する抽気量を「６」というように分配する。

【0024】

制御部３０は、上記のように設定された温度の制御を実現するために、以下の処理を行う。
制御部３０は、温度センサ８で検知したＡＳＭ９に供給される直前の抽気の温度を、取得する。制御部３０は、取得した温度情報に基づいて、流量調整弁２における分配量を調整する。例えば、温度センサ８で検出した温度が設定された温度（抑制温度、又は、最適温度）よりも高い場合は、バイパス配管４ａに流入させる抽気量を増加させるように制御する。

【0025】

次に、図２を参照して、各飛行過程における、ＡＳＭ９に供給する空気の温度の制御方法を説明する。なお、図２に示した実線αは本実施の形態における、ＡＳＭ９に供給する抽気の温度を示し、破線βは、比較例における抽気の温度を示している。
また、図２に示した点線γは航空機の各過程における飛行高度を示している。上昇過程Ｒは航空機が離陸してから巡航過程Ｃに入るまでの飛行過程を示し、巡航過程Ｃは航空機が定常的な飛行状態で継続して飛行する過程を示し、下降過程Ｄは航空機が巡航過程Ｃから着陸するまでの飛行過程をそれぞれ示している。

【0026】

実線αに示すように、下降過程Ｄ（１８５°Ｆ）と比較して、上昇過程Ｒおよび巡航過程Ｃ（１６０°Ｆ）におけるＡＳＭ９に供給する抽気の温度を低く制御することが本実施形態の特徴部分である。
航空機１００が離陸してから上昇過程Ｒにおいて、飛行高度の上昇に伴う大気圧の低下に応じて、第一燃料タンク１５の内部空間を占有している空気が、通気用配管１９を介し、機外に放出される。よって、上昇過程Ｒでは、飛行による燃料の消費に見合う量だけのＮＥＡを供給すればよい。燃料は、飛行と共に、徐々に減少し、その間ＮＥＡガスは供給されている。つまり、第一燃料タンク１５内は、燃料爆発を防止できる酸素濃度は維持されている。よって、ＮＥＡの供給量を少なくしても、第一燃料タンク１５内の燃料爆発を防止することができる。なお、ＮＥＡの供給量は、ＦＣＶ１１の開度によって決定することができる。
したがって、最適温度よりも低温の抑制温度の抽気、例えば、１６０〜１７０°Ｆの抽気によってＮＥＡを生成しようとすると酸素分離能が下がるため、ＡＳＭ９に供給する抽気の量を下げる必要があるが、そのように少ない量のＮＥＡを第一燃料タンク１５内に供給することによっても第一燃料タンク１５内の内部空間中の酸素濃度を低く維持することができる。
このように最適温度よりも低い抑制温度の抽気をＡＳＭ９に供給することで、ＡＳＭ９を構成する選択透過膜が熱により劣化が進行するのを軽減できる。また、ＡＳＭ９を通過する抽気の量を少なくすることによっても、選択透過膜が熱により劣化が進行するのを軽減できる。
なお、抑制温度（１６０〜１７０°Ｆ）に抽気の温度を調整するには、上述した温調機構５が用いられる。

【0027】

続いて、巡航過程Ｃにおいて、航空機１００は急激な高度変化は伴わないため、上昇過程Ｒと同様に、ＮＥＡの供給は主に、飛行による燃料の消費に見合う量で足りる。つまり、上昇過程Ｒと同様に、ＮＥＡの供給量が少なくても、第一燃料タンク１５内の燃料爆発を防止することができる。よって、巡航過程Ｃにおいても、最適温度よりも低い抑制温度の抽気によって得られたＮＥＡを第一燃料タンク１５内に供給することで、第一燃料タンク１５内の内部空間中の酸素濃度を低く維持できるのに加えて、ＡＳＭ９を構成する選択透過膜の熱劣化を軽減することができる。

【0028】

一方、下降過程Ｄにおいて、航空機１００の下降に伴って飛行高度が低くなると、気圧の上昇に追従して第一燃料タンク１５内に通気口２５から外気が流入する。その結果、第一燃料タンク１５内で、ＮＥＡと外気が混合し、第一燃料タンク１５内の内部空間の酸素濃度は上昇し、燃料爆発の危険性が高まる。したがって、最適温度でより多くのＮＥＡを生成させ、第一燃料タンク１５内へ供給し、酸素濃度を減少させる必要がある。
窒素濃度の高いＮＥＡは、ＡＳＭ９に供給する抽気の温度を、最適温度に調節することで得ることができる。よって、下降過程Ｄでは、上昇過程Ｒ、および、巡航過程Ｃにおける抑制温度よりも高い最適温度のＮＥＡを供給する。なお、最適温度（１８５°Ｆ）に抽気の温度を調整するには、上述した温調機構５が用いられる。

【0029】

以上説明したように、上昇過程Ｒおよび巡航過程Ｃは抑制温度の抽気を供給する本実施形態は、破線βのように全飛行過程において最適温度の抽気をＡＳＭ９に供給するのに比べて、ＡＳＭ９を構成する選択透過膜の寿命が延びるので、ＡＳＭ９の交換頻度を減らすことができる。

【0030】

以上、本発明の好ましい形態を説明したが、上記以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、以下説明するように、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。
本実施形態（図２の実線α）は、抑制温度および最適温度をともに一定の値としているが、必ずしもその必要はなく、例えば、段階的、又は、連続的に温度が昇降したり、局部的に温度が昇降することを本発明は許容する。この場合、例えば、抑制温度から局部的に温度が上昇する場合に、最適温度を超えてもよい。ただし、あくまで局部的、つまり限られた時間帯のみに限られる。このような場合を考慮すると、本発明における抽気の温度の高低は、平均値を用いて判断されるべきである。この平均値は、所定の時間間隔tで実測値された温度をＴ１、Ｔ２、Ｔ３、…Ｔｎとすると、Ｔ１〜Ｔｎの合計をｎで除した値である。
また、本実施形態は、上昇過程Ｒ、および、巡航過程Ｃを通じて抑制温度にしているが、必ずしもその必要はなく、例えば、いずれか一方の過程のみを抑制温度にしてもよい。
また、ＮＥＡ生成に使用する原料ガスは、エンジンからの抽気に限らず、ガスを排出する他の機器、例えば補助動力装置やコンプレッサからも得ることができる。

【符号の説明】

【0031】

１ エンジン
２ 流量調整弁
３ 開閉弁
４ ガス配管
４ａ バイパス配管
５ 温調機構
６ ラジエータ
７ フィルタ
８ 温度センサ
９ 空気分離モジュール（ＡＳＭ）
１０ ＮＥＡ供給システム
１１ フローコントロールバルブ（ＦＣＶ）
１４ 高度計
１５ 第一燃料タンク
１７ 第二燃料タンク
１９ 通気用配管
２３ スピルバック用配管
２５ 通気口
３０ 制御部
１００ 航空機
１０１ 胴体
１０２ 主翼
Ｊ 合流点

【図1】

【図2】