特許 6290259 極低温回路コンディショニングシステム

(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】6290259

(24)【登録日】2018年2月16日

(45)【発行日】2018年3月7日

(54)【発明の名称】極低温回路コンディショニングシステム

(51)【国際特許分類】

   B64D 37/30 20060101AFI20180226BHJP

   B64G 1/40 20060101ALI20180226BHJP

   F02C 6/08 20060101ALI20180226BHJP

   F02K 3/00 20060101ALI20180226BHJP

   F02K 9/42 20060101ALI20180226BHJP

【ＦＩ】

   B64D37/30

   B64G1/40 A

   F02C6/08

   F02K3/00

   F02K9/42

【請求項の数】12

【全頁数】8

(21)【出願番号】特願2015-554127(P2015-554127)

(86)(22)【出願日】2014年1月21日

(65)【公表番号】特表2016-513033(P2016-513033A)

(43)【公表日】2016年5月12日

(86)【国際出願番号】EP2014051099

(87)【国際公開番号】WO2014114628

(87)【国際公開日】20140731

【審査請求日】2017年1月11日

(31)【優先権主張番号】1350561

(32)【優先日】2013年1月22日

(33)【優先権主張国】FR

(73)【特許権者】

【識別番号】507142074

【氏名又は名称】エアバス ディフェンス アンド スペース エスアーエス

(74)【代理人】

【識別番号】100064621

【弁理士】

【氏名又は名称】山川 政樹

(74)【代理人】

【識別番号】100098394

【弁理士】

【氏名又は名称】山川 茂樹

(72)【発明者】

【氏名】デュテイユ，ジャン−フィリップ

(72)【発明者】

【氏名】アムリ，マリー−ソフィ

【審査官】 前原 義明

(56)【参考文献】

【文献】 特開昭６３−１１３１６９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００８／００６０５２３（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開平０４−０３６５９６（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００７／００５４６１０（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 国際公開第２０１２／０４５０３５（ＷＯ，Ａ２）

【文献】 特表２００８−５０９８４２（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特表２００９−５０１６８０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００２／００８８５０４（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特表２０１０−５０６７８９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許第０３０９３３４８（ＵＳ，Ａ）

【文献】 米国特許第０５０４８５９７（ＵＳ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００８／００９０５１０（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 米国特許出願公開第２００８／０１９９３７６（ＵＳ，Ａ１）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｄ ３７／３０

Ｂ６４Ｄ ３７／３２

Ｂ６４Ｇ １／４０

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

航空機の極低温回路内の機器（６、７、８）の飛行中コンディショニングを行うためのデバイスであって、前記航空機の外部から空気を取り込むための手段と、ＯＢＩＧＧＳタイプの窒素分離器（３）を使用して前記空気から窒素を抽出するための手段と、前記機器の周りに前記窒素を分配するための手段（４、５）とを備えることを特徴とするデバイス。

【請求項2】

前記分配手段は、昇圧手段を備える請求項１に記載のコンディショニングデバイス。

【請求項3】

較正オリフィス（５）を備える管路回路（４）を使用して極低温回路内の様々な機器アイテムの周りに前記窒素を分配するための手段を備える請求項１または２に記載のコンディショニングデバイス。

【請求項4】

前記コンディショニング窒素を受け取るために前記機器（６、７、８）をカプセル化するための手段（１３）を備える請求項１、２、または３に記載のコンディショニングデバイス。

【請求項5】

少なくとも前記航空機の大気飛行の段階中に前記極低温回路内の機器アイテムの周りにコンディショニング窒素を分配するのに適した請求項１〜４のいずれか一項に記載のコンディショニングデバイス。

【請求項6】

前記取込み手段は、前記航空機に装備されたタービンエンジン（１）の圧縮器段（２）に位置される請求項１〜５のいずれか一項に記載のコンディショニングデバイス。

【請求項7】

前記取込み手段は、前記航空機の外部から空気を直接引き込む請求項１〜５のいずれか一項に記載のコンディショニングデバイス。

【請求項8】

前記回路内で前記分離器の下流に乾燥手段（９）を備える請求項１〜７のいずれか一項に記載のコンディショニングデバイス。

【請求項9】

前記航空機の外部にあって、窒素またはヘリウムを循環させるための地上デバイスを補完的に備えることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一項に記載のコンディショニングデバイス。

【請求項10】

１つまたは複数の極低温推進剤を使用するロケットエンジン（１００）を備える航空機であって、請求項１〜９のいずれか一項に記載のコンディショニングデバイスを備えることを特徴とする航空機。

【請求項11】

スペースプレーンタイプであり、エアロビックタービンエンジン（１）とロケットエンジン（１００）との２段式推進機構を有することを特徴とする請求項１０に記載の航空機。

【請求項12】

航空機の極低温回路内の機器のコンディショニングを行うための方法であって、前記航空機に接続された外部コンディショニング回路を使用して、地上で前記航空機の極低温回路内の機器のコンディショニングを行う第１のステップと、請求項１〜９のいずれか一項に記載のデバイスを使用して、前記機器の飛行中コンディショニングを行う第２のステップとを含むことを特徴とする方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、航空機の極低温推進剤回路のコンディショニングおよび掃引を行うためのシステムに関する。

【0002】

本発明の文脈で、航空機とは、地球の大気中および宇宙で動き回ることが可能な車両であって、特にロケットエンジンに動力を供給するための少なくとも１つの極低温流体回路を備える任意の車両を意味するものと理解される。航空機は、特に、１段式のハイブリッドの航空力学および宇宙飛行機能を備える飛行機（例えば本特許出願と同一出願人の仏国特許出願公開第２ ９０７ ４２２ Ａ１号に記載されている）、２段式車両、または輸送機と輸送機から発射されるスペースプレーンとを備える車両でよい。

【背景技術】

【0003】

特に発射機または宇宙航空機においてロケットエンジンの推進剤、配管、および補助デバイスに使用される極低温推進剤回路は、周囲空気中に含まれる水分がそれらの回路に接触すると凍結するので、周囲空気と接触してはならない。

【0004】

非常に低温の回路、例えば液体水素を含む回路の場合、空気中の酸素も液化して蓄積する可能性があり、それに伴って、発火や、発火が誘発する爆発の危険が生じる。

【0005】

同様に、これらの回路での何らかの漏れにより生じたガスを除去し、これらのガスが回路の周囲の環境を汚染しないようにする必要がある。

【0006】

これらの問題をなくすために、車両が地上にある限り、これらの回路の周りに窒素またはヘリウムを連続的に、大気圧よりも高い圧力で循環させることが知られている。ガスを掃引することによって極低温回路を保護するためのそのような方法は、コンディショニングとして知られている。

【0007】

極低温推進剤推進システムを使用する宇宙用発射機は、大気中を通過する飛行時間が数十秒程度と非常に短く、したがって、この飛行中における大気への回路の露出を抑える。

【0008】

したがって、地上で、発射機に接続されたコンディショニング回路を使用して、タンクが充満される直前に極低温回路の環境のチェックおよびコンディショニングが行われる。このコンディショニングは、発射機が離陸するまで続くが、発射機が離陸すると、コンディショニングガス供給デバイスは切断される。

【0009】

コンディショニング回路は、推進に液体水素が使用されない場合には乾燥窒素、または水素が使用されるときにはヘリウムを、極低温回路およびタンクを含む発射機区域に連続的に掃引する。窒素またはヘリウムは地上の設備から供給される。

【0010】

また、コンディショニング回路は、漏れた推進剤があればそれを収集する。

【0011】

他方、発射機の大気飛行中には液体を供給する必要はない。なぜなら、大気を通るこれらの車両の急上昇は、外圧の急速な低下により、内部コンパートメントからの排気を生じるからである。

【0012】

この圧力低下は、これらの航空機の関連のコンパートメントへの外気の進入もないことを意味する。

【0013】

ＬＯｘ／液体メタン極低温液体推進剤または準極低温液体推進剤を液体酸素と共に用いるロケットエンジン推進機構を使用するスペースプレーンタイプの航空機の状況は、全く異なる。

【0014】

これは、スペースプレーンの場合、大気中でのクルージング段階が数十分続き、したがって大気飛行中に極低温推進剤回路の掃引およびコンディショニングを継続する必要があるからである。

【0015】

そのようなデバイスおよび関連のコンディショニングガスは、貯蔵タンクと、コンディショニングガスの質量との両方により、乾燥重量の面で非常に不利となる。

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0016】

本発明の１つの主題は、少なくとも航空機の大気飛行の段階中に極低温回路のコンディショニングを行うために、外気を取り込み、その外気から窒素を抽出するシステムである。

【0017】

本発明は、コンディショニングガスを車両に搭載して保持および貯蔵する必要をなくすことができる。

【課題を解決するための手段】

【0018】

これを実現するために、本発明は、航空機の極低温回路内の機器の飛行中コンディショニングを行うためのデバイスであって、航空機の外部から空気を取り込むための手段と、ＯＢＩＧＧＳタイプの窒素分離器を使用してこの空気から窒素を抽出するための手段と、上記の構成要素の周りにこの窒素を分配するための手段とを備えるデバイスを提案する。

【0019】

有利には、分配手段は、昇圧手段を備える。

【0020】

有利には、コンディショニングデバイスは、較正オフィリスを備える管路回路を使用して航空機の極低温回路内の様々な機器アイテムの周りに窒素を分配するための手段を備える。

【0021】

より特定的には、デバイスは、コンディショニング窒素を受け取るために上記の機器をカプセル化するための手段を備える。

【0022】

有利には、本発明のデバイスは、少なくとも航空機の大気飛行の段階中に極低温回路内の機器アイテムの周りに窒素を分配するのに適している。

【0023】

好ましくは、取込み手段は、航空機に装備されているタービンエンジンの圧縮器段に位置される。

【0024】

１つの代替実施形態によれば、取込み手段は、航空機の外部から空気を直接引き込む。

【0025】

有利には、デバイスは、回路内で分離器の下流に乾燥手段を備える。

【0026】

１つの特定の実施形態によれば、このデバイスは、航空機の外部にあって、航空機が地上にあるときに使用される窒素またはヘリウム循環デバイスを補完的に備える。

【0027】

本発明は、特に、１つまたは複数の極低温推進剤を使用するロケットエンジンを備える航空機に適用される。

【0028】

航空機は、特に、エアロビックタービンエンジンとロケットエンジンとの２段式推進機構を備えるスペースプレーンタイプのものである。

【0029】

さらに、本発明は、航空機の極低温回路内の機器のコンディショニングを行うための方法であって、航空機に接続された外部コンディショニング回路を使用して、地上で航空機の極低温回路内の機器のコンディショニングを行う第１のステップと、本発明の窒素分離デバイスを使用して、上記の機器の飛行中コンディショニングを行う第２のステップとを含む方法を提案する。

【0030】

本発明のさらなる特徴および利点は、図面を参照しながら、本発明の非限定的な例示的実施形態の以下の説明を読めば明らかになろう。

【図面の簡単な説明】

【0031】

【図1】本発明の一実施形態によるデバイスを備える航空機の概略図である。

【図2】図１の詳細図である。

【発明を実施するための形態】

【0032】

本発明のデバイスの目的は、スペースプレーンタイプのロケットエンジン航空機の推進用の極低温推進剤回路を収容するコンパートメントに窒素（使用される燃料および酸化剤の液化温度で気体である）を充満させることによって、これらの回路を取り囲む環境から水分および酸素を除去することである。

【0033】

特に、この充満またはコンディショニングは、弁、機械的補償器、および他のデバイス（例えばガセットや玉継手）などの機器に周囲の水分による氷が付着したときに、それらの機器が機能低下しないようにする。

【0034】

図１に示される例によれば、デバイスは、スペースプレーンに装備された航空用エンジン１の圧縮器段２から空気を取り込むための吸気口の形態での空気取込み手段と、特に膜タイプの分子フィルタを備えることがあるＯＢＩＧＧＳ（Ｏｎ Ｂｏａｒｄ Ｉｎｅｒｔ Ｇａｓ Ｇｅｎｅｒａｔｏｒ Ｓｙｓｔｅｍ：搭載型不活性ガス発生器システム）タイプの窒素分離器３とを備える。

【0035】

ＯＢＩＧＧＳデバイスは、特にフランスの企業ＡｉｒＬｉｑｕｉｄｅによって、顧客の要求に従って供給されている既知のデバイスである。

【0036】

このデバイスでは、取込み手段は、航空機に装備されているタービンエンジン１の最終圧縮器段に位置される。

【0037】

圧縮器段の選択は、ガスを取り込むのに必要とされる圧力に依存する。

【0038】

代替形態として、吸気口を通して車両の外部から取込みを行うことができ、この場合には、取込み手段は、航空機の外部から空気を直接引き込む。

【0039】

さらに、取り込まれた空気がＯＢＩＧＧＳに入る前にその空気を冷却するために、取込み回路に熱交換器を位置決めすることが可能である。

【0040】

窒素が抽出された後の空気は、弁１０によって航空機の外部に放出される。

【0041】

場合によっては、コンディショニングを行い、極低温流体を含む様々な機器の周りに窒素を分配するために、窒素分離器３の後に圧縮器が続き、窒素の流れは分配回路４内に向けられる。

【0042】

分配手段は、配管回路と、デバイスの領域内にある較正オリフィスとを備え、較正オリフィスは、充満すべき体積に応じた必要量に対応する量の窒素を送るように調整される。

【0043】

これらのオリフィスに関する設計基準は、ＯＢＩＧＧＳのある特定の流量に関して、極低温回路の周りに酸素および湿った周囲空気が進入するのを防止するために、コンディショニングされる区域をそれらの環境よりも高圧で保つようにオリフィスが較正されるというものである。

【0044】

航空機の外部の圧力は高度と共に低下するので、高圧の必要性も減少し、場合によってはデバイスの所要流量を抑えることが可能であることに留意すべきである。

【0045】

ＯＢＩＧＧＳデバイスによって行われる分離は、通常は、十分に低い水分含有量および酸素含有量で窒素を送るのに適しているが、場合によっては回路に乾燥デバイスが追加されることもあり、この乾燥デバイスは、例えば弁１０を通して航空機の外部に水を放出する放出部を備える。

【0046】

搭載型の窒素タンクを使用しない本発明のデバイスは、かなりの軽量化を実現し、したがって、コンディショニングガスを搭載する航空機に比べて性能の改良を実現する。

【0047】

生成しなければならない窒素の体積を抑えるために、様々な極低温流体機器、弁、フィルタ、補償器がケーシング内にカプセル化され、ケーシングを通して窒素が掃引される。

【0048】

配管は、例えば、窒素がその内壁と外壁の間を循環する二重壁配管である。

【0049】

断熱外壁の場合、窒素と外壁は、配管を断熱する。

【0050】

搭載型の手段を用いて余分な体積の窒素を供給する必要がないように、本発明のデバイスは、有利には、航空機の外部にある地上ベースの窒素循環デバイスを補完的に備え、その窒素循環デバイスを使用して、コンディショニング体積が予め充満されることに留意すべきである。

【0051】

このようにすると、本発明のデバイスは、航空機の飛行後には回路からの損失を補償しさえすればよく、航空機の大気飛行の段階中に、回路から逃げた窒素の体積の代わりとして、極低温回路の周りに窒素を分配すればよい。

【0052】

液体水素を含む極低温燃料回路においては、凍結する窒素を使用することはできないので、本発明が適用されないことに留意すべきである。

【0053】

本発明は、例えば、ターボジェットエンジンとロケットエンジンとの２段式推進機構を有する単一車両スペースプレーンに適用される。

【0054】

図１は、本発明のデバイスを備えるそのような航空機の概略的な例を示す。

【0055】

航空機は、ターボジェットエンジン１と、ロケットエンジン１００と、管路１０３、１０４によってロケットエンジンに分配される極低温推進剤用のタンク１０１、１０２とを備え、ターボジェットエンジン１から、窒素を抽出するために使用される空気が取り込まれる。

【0056】

航空機の機体インターフェースは、ボックス１２０によって概略的に示され、ロケットエンジン環境は、ボックス１１０によって概略的に示される。

【0057】

スペースプレーンのターボジェットエンジン１の圧縮機２の下流で、圧縮された外気１２を取り込み、次いで、ＯＢＩＧＧＳタイプの機器３を使用して窒素を分離することによって、大気飛行中の掃引／コンディショニングの機能が行われる。

【0058】

次いで、窒素は、非常に低い水分および酸素含有量で、配管回路４を通して搬送される。図２によれば、この配管回路４は、特にガス分配オリフィス５を備え、ガス分配オリフィス５は、極低温回路の様々な機器６、７、８の周りに窒素を分配するのに適するように較正される。それらの機器は、例えば、電動弁６、７、フィルタまたは補償器、および極低温推進剤配管１０３、１０４にあるカルダンジョイント８である。

【0059】

必要なコンディショニング流体の体積を減少させることができるように、ケーシング内に組み込まれていない機器は、スリーブ１３内にカプセル化される。

【0060】

この例によれば、ＯＢＩＧＧＳデバイス３の後に乾燥手段９が続き、湿潤ガス用の出口１０は、航空機の外部に通じている。

【0061】

回路の最後に、コンディショニング窒素は、カプセル化された構成要素６、７、８の領域内で排気され（参照番号１１参照）、したがって、これらの構成要素の周りにガスが常に掃引される。

【0062】

回路の設計、スリーブ１３の体積、ならびにガス分配オリフィス５および漏れの較正により、保護すべき区域内に周囲空気が入らずに、コンディショニングガスがＯＢＩＧＧ源からコンディショニング回路の排気口に向かう方向に流れることを保証するように圧力を制御することが可能になる。

【0063】

航空機が、ターボジェットエンジンを備える第１の段と、ロケットエンジンを備える第２の段とを有する２段式車両である場合、段分離時に回路を切断して閉じるために、自動接続／切断デバイスがライン１２に提供される必要がある。

【0064】

輸送機と、輸送機から発射されるスペースプレーンとを使用するシステムにも同じことが当てはまる。

【0065】

本発明のデバイスによって提供されるコンディショニングによって実現される極低温回路の機器または構成要素上での氷の凍結および堆積の防止に加えて、このコンディショニングは、特定の壊れやすい電気機器の温度の維持など、熱調節効果も伴う。これは、航空機の大気飛行中に、冷却を防ぐガスが極低温ラインの近傍で使用されることによって実現される。

【0066】

本発明は、上記の例に限定されず、特に、１つの特定の実施形態によれば、窒素中の残留水分は、極低温での推進剤ラインを有する交換器に通すことによって凝縮させ、適切な区域内で収集または凝固させることができる。したがって、冷却された窒素は、コンディショニング回路内で使用されているときには、推進剤との熱の交換を抑える。

【図1】

【図2】