JP2009503332A - 航空機用推進装置とかかる推進装置を少なくとも一基装備した航空機 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機用推進装置であって、ターボジェットエンジン（１）と、そのターボジェットエンジンの上方に位置して、そのターボジェットエンジンの中で冷却用気流と熱気流とを取り入れる熱交換器（１３）を備えており、その特徴としては、その仕切り箱の中の冷却用気流受け入れ面と熱気流受け入れ面とが、そのターボジェットエンジンの前方に向けられており、それぞれの法線（ｎ１，ｎ２）がそのターボジェットエンジンの中心軸線に対して傾斜していることを特徴とする推進装置に関するものである。本発明は、また、本発明に係る推進装置を少なくとも一つ備えた航空機に関するものでもある。
【選択図】図１Ａ

Description

本発明は、ターボジェットエンジンと熱交換器を備えた航空機用の推進装置に関するものである。さらに詳細には、本発明は、冷却用の空気と熱せられた空気とを熱交換器にまで導き、その熱交換器の内部でそのような気流が通流するようにすることを対象とするものである。本発明は、また、そのターボジェットエンジンとの熱交換器の位置関係に関するものでもある。

航空機の乗員と乗客を収容する加圧された室内への空気調和の経路に圧縮空気供給するために、そのような航空機のターボジェットエンジンのコンプレッサーのところで圧縮空気を抜き取ることは既に知られている。そのような圧縮空気を導管で、ターボジェットエンジンから加圧された室内への空気調和の経路にまで導く。しかしながら、ターボジェットエンジンのコンプレッサーのところで抜き取る空気の温度が、一般的には４００℃を超えるような、非常な高温である限りは、そのような圧縮空気を前もって冷やしておくことは絶対条件である。

そのため、空気調和の経路に注入する前に、ターボジェットエンジンのコンプレッサーのところで抜き取る圧縮空気を少なくとも部分的に冷却できるような熱交換器を用いることが知られている。そのような熱交換器には、仕切りのある箱が一つあり、その中で、ターボジェットエンジンのコンプレッサーから来る熱気流が、そのターボジェットエンジンの送風管の中から抜き取った冷却気流と交差するようになっている。ターボジェットエンジンの送風管の中から抜き取った冷気の温度は、７０℃から１００℃近辺である。気流が交差する際には、熱交換器の仕切り箱の出たところで、十分に冷却された、ということは、約２００℃の圧縮空気が得られるような熱交換が行なわれる。その場合、冷却された熱気流が空気調和の経路に向かって導かれる一方で、冷却気流は、ジェットエンジンのマストのカバーの上に用意された吸い込み口から排出されるのであり、そのマストというのは、ターボジェットエンジンをその航空機の主翼に固定するマストである。

熱交換器が不都合なことの一つは、かさばることである。実際、熱交換器は、ほとんどの場合、ターボジェットエンジンをその航空機の主翼の羽につなぐことができるようなマストのところに配置されている。一般に、熱交換器は、そのマストの上面に連結されている。さらに詳細に言うと、熱交換器は、剛性構造を形成する構造体の前の部分の上方で、その構造体を覆う流線型の輪郭の内部に取り付けられている。それゆえ、冷却しなければならない、その熱気流と、その熱気流を冷却することのできる、冷却用気流とを、マストの下に位置するターボジェットエンジンから、そのマストの上方に位置する熱交換器まで、導く必要がある。

事実、その熱交換器の位置がそのマストの上であることや、冷気や熱気をそのターボジェットエンジンの中から抜き取ることからしても、熱気と冷却空気を受け入れる導管が、その両方を、そのマストの構造体により、通過させることになる。そのマストの構造体は、そのマストの作動部分を形成する構造物なのであるが、その構造物を横切る形で導管が通るところが弱くなっている。また、その構造体の内部の容積に占める導管のかさばりが大きいので、そのような導管がその構造体の内部で交差するのが負担になっている。そのような交差があるために、熱気と冷却空気を受け入れる導管をターボジェットエンジンと熱交換器の上に取り付けるのが難しくなりかねない。

また冷気を実際に抜き取るのは、ターボジェットエンジンの側面で、送風管のところなので、冷却用気流をターボジェットエンジンから熱交換器にまで導くことができるような、冷気を受け入れる導管は、そのターボジェットエンジンの推進力の逆転器のカバーを通らなければならないことになる。ところが、推進力の逆転器のカバーは、閉じた状態と開いた状態になることができるようにという程度の運動性を有するものである。そういうわけで、推進力の逆転器のカバーが開いているときには、冷気を受け入れる導管と逆転器のカバーとを連結することはできない。それゆえ、冷気を受け入れる導管と逆転器のカバーとを漏れのないように連結できるようにするための継手付きの連結装置を用意することが必要となる。

それゆえ、本発明が目的とするのは、冷気流と熱気流の軌道を熱交換器に向かうように修正して、従来の推進装置の代わりになるものを提供することである。したがって、マストの構造体の構造を脆弱化することは避けつつ、しかも熱交換器をそのマストと、そのターボジェットエンジンとに取り付けるのを簡単に行なえるようにするのである。

そのため、本発明においては、熱気流と冷気流とを、熱交換器の仕切り箱の中に正面から入り込ませるようにすることが推奨される。ここで「正面から」というのは、熱交換器の外に位置する気流に向かって正面からという意味である。熱気流だけでなく、通常は、下の方からその仕切り箱の中に入り込む冷気流もまた、前から、その仕切り箱の中に入り込む。熱交換器の仕切り箱を、そのターボジェットエンジンの中心軸線に対して、どの方向に向けるかというと、その両面が、そのターボジェットエンジンの前に出るように方向づけ、それにより、冷気受け入れ導管と熱気受け入れ導管がその熱交換器の中に正面から入り込むことができるようにする。

ここで、「前」というのは、その仕切り箱の外部の空気の流れる方向に対して「前」ということである。冷気流と熱気流はその仕切り箱の中で互いに直交しつつ通流する。一つの特定の例においては、熱交換器の中を通流することになる冷気流の取り入れは、送風管のところで行なうのはやめにして、そのターボジェットエンジンに入り込む気流を、その送風管の上流で、そのジェットエンジンのマストの左側部と右側部をそれぞれ沿っていく二つの流れに分かつ分岐のところで行なうことにする。その分岐は、つまり分割のための流線型部分であり、固定された翼の前縁で形成されており、つまりは運動機能部が全くない。それゆえ、冷気受け入れ導管もまた、その分岐の中に位置する空気取り入れ口のところで固定されることもできる。したがって、空気の取り入れも、そのターボジェットエンジンのカバーのどちらかの側から、側面で行なうのではなく、そのターボジェットエンジンの中心軸線に平行に、正面から行なう。冷気受け入れ導管は、仕切り箱に行き着くのも正面からで、そのマストの構造体を通り抜けるのではない。

それゆえ、本発明が対象とするのは、ターボジェットエンジンと、そのターボジェットエンジンの上方に位置して、そのターボジェットエンジンの中で冷却用気流と熱気流とを取り入れる熱交換器を備えた航空機用推進装置であり、その特徴は、その熱交換器の仕切り箱の中の冷却用気流受け入れ面と熱気流受け入れ面とが、そのターボジェットエンジンの前方に向けられており、それぞれの法線がそのターボジェットエンジンの中心軸線に対して傾斜していることである。

本発明による推進装置の実施例によると、その推進装置には、以下の補足的特徴の全てまたは一部を備えることができる。

熱交換器の仕切り箱が、そのターボジェットエンジンを、その航空機の主翼に固定するマストの上面に、連結されている。

冷却用気流の取り入れを行なうのは、そのターボジェットエンジンの逆転器のカバーの上流の、そのターボジェットエンジンのカバーの内部の空気を通流させる分岐区域の中である。

前記仕切り箱は、そのターボジェットエンジンの中心軸線に沿って延び、その中心軸線に対して斜めに配置された平行六面体であり、冷却用気流は、前方の第一の受け入れ面からその仕切り箱の中に入り込み、その仕切り箱の後方の第一の排出面から出て、熱気流は、その仕切り箱の前方の第二の受け入れ面から入り込み、その仕切り箱の後方の第二の排出面から出ていくようになる。

冷却用気流と熱気流とが、その仕切り箱の中で前から後ろへと、互いに直交しつつ通流する。

前記仕切り箱は、そのターボジェットエンジンの中心軸線に対して横方向に延びる平行六面体であり、冷却用気流は、下の受け入れ面からその仕切り箱の中に入り込み、その仕切り箱の上の排出面から出て、熱気流は、その仕切り箱の前方の受け入れ面から入り込み、その仕切り箱の後方の排出面から出ていくようになる。

冷却用気流は、その仕切り箱の中を下から上へと通流し、熱気流はその仕切り箱の中で前から後ろへと通流し、冷却用気流と熱気流は、その仕切り箱の中で互いに直交しつつ通流する。

本発明は、また、本発明に係る推進装置を少なくとも一つ備えた航空機にも関わる。

好ましい実施例によると、その航空機には、本発明に係る推進装置が二つまたは四つ備わっている。

本発明は、添付図面を参照しつつ、以下の説明を読むことにより、よりよく理解されていく。図面はあくまで参考のために示すのであって、本発明を限定する趣旨のものではない。以下、図面を説明すると、
図１Ａは、本発明の第一の実施例における推進装置を上からみた図であり、
図１Ｂは、図１Ａの熱交換器の概略透視図であり、
図２Ａは、本発明の第二の実施例における推進装置を上からみた図であり、
図２Ｂは、図２Ａの熱交換器の概略透視図である。

図１Ａに示すターボジェットエンジン１は、ポッドを外したものである。マスト１０は、ターボジェットエンジン１を航空機の主翼（図示せず）に固定することができるものである。マスト１０のピラミッド型の部分１１の一端をターボジェットエンジン１の送風器３の後ろに取り付ける。マスト１０の本体１２、つまり、構造体の方については、ターボジェットエンジン１のエンジン２に二点で取り付けられている。

熱交換器１３は、マスト１０の構造体１２の上面１５に連結されている。ここで「上面１５」というのは、マスト１０の天空に向いた面をいう。熱交換器１３には仕切り箱１６があり、その中で、冷却用気流と熱気流とか通流することにより、その航空機の空気調和の経路に向かって送らなければならない熱気を冷却するようになっている。熱交換器１３には、また、気流を仕切り箱１６に導く空気取り入れ導管１７、１８と、気流がその仕切り箱１６から出て行けるようにする排気手段もある。

冷却用気流は、送風器３から仕切り箱１６まで冷却用気流受け入れ導管１７を伝わっていき、例えばそのターボジェットエンジン１のポッドの上に用意された吸い込み口から出て行く。熱気流は、エンジン２から仕切り箱１６まで、マスト１０の構造体１２を通る熱気受け入れ導管１８を、その高さの範囲を上下しながら伝わっていく。熱気受け入れ導管１８と冷却用気流受け入れ導管１７とが交差しないのは、冷却用気流受け入れ導管１７がマスト１０のピラミッド型の部分１１を通るのに対して、熱気受け入れ導管１８が構造体１２を通るからである（図１Ｂ）。

仕切り箱１６の形は全体として長方形であり、ターボジェットエンジン１の中心軸線Ａに対して斜めに配置されており、それにより、両面が前に向いて、それぞれが、冷却用気流受け入れ面１９と熱気受け入れ面２０になるようにしている。冷却用気流受け入れ面１９と熱気受け入れ面２０の法線ｎ１とｎ２とは、ターボジェットエンジン１の中心軸線Ａに対して斜めになっている。空気受け入れ導管１７、１８のそれぞれが、前記仕切り箱１６の別々の前面１９、２０から入り込み、その結果、空気受け入れ導管１７、１８は、仕切り箱１６のところでも交差しないようになっている。

仕切り箱１６の内部では、冷却用気流受け入れ導管１７から来る冷却用気流と熱気受け入れ導管１８から来る熱気流とが、その航空機の進行方向に対して前から後ろへと通流する。仕切り箱１６の内部では、冷却用気流と熱気流とは、互いに平行な水平面の中で通流するのだが、その方向は互いに直交している。そのようにして、熱交換器１３は水平に作動するのである。

熱気流は、部分的に冷却されて仕切り箱１６から、熱気排出導管２１を伝わり、その仕切り箱１６の後部出口面２４のところで、出て行き、空気調和の経路（図示せず）に向かって運ばれていく。好適には、仕切り箱１６から出て行く冷却用気流は、仕切り箱１６の後部出口の第二の面から排出されて、ジェットエンジンのマストの外へ楽に排出することができるようにしておくのが好ましい。

本発明のもう一つ別の実施例では、熱交換器１３の仕切り箱１６の全体的な形は菱形にしてもよく、その菱形がターボジェットエンジン１の中心軸線Ａに沿って延びるような形にしてもよい。そのようにすれば、仕切り箱１６は、そこでもまだ、空気受け入れ面を二つとも前に向けることになり、冷却用気流受け入れ導管１７と熱気受け入れ導管１８とを受け入れることができることになる。

図２Ａに示すのは、マスト１０への熱交換器１３の位置づけについての、もう一つ別の実施例である。仕切り箱１６の形は全体として長方形になっている。

図２Ｂに見られるように、仕切り箱１６はマスト１２の上で傾けられており、ターボジェットエンジン１の中心軸線Ａに対して横方向に延びている。仕切り箱１６の下面２２は、マスト１０の上面１５に連結されてはおらず、その上面１５の上方に斜めに延びている。ここで「下面２２」というのは、仕切り箱１６の、マスト１０の上面１５に向けられた面のことを言っている。例えば、仕切り箱１６をマスト１０の上面１５に連結するのに用いるリブは、仕切り箱１６の下面２２と後ろの面とに共通するものである。

仕切り箱１６の傾斜は、その仕切り箱１６の下面２２への出入りの邪魔にならない程度のものである。それゆえ、下面２２が、ターボジェットエンジン１の前部にあるのは、マスト１０の上に下面２２よりもさらに高く位置している、前面１９と同様のことである。
下面２２と前面１９とは、交換器の外に位置する空気の流れに面している。下面２２と前面１９の法線は、ターボジェットエンジン１の中心軸線Ａに対して斜めになっている。

冷却用気流は、下面２２から仕切り箱１６に入り込むのに対して、熱気流は前面１９からその仕切り箱１６に入り込む。冷却用気流は下の受け入れ面２２から上の排出面２３まで仕切り箱１６を通り抜けるのに対して、熱気流は、前の受け入れ面１９から後ろの排出面２４まで仕切り箱１６を通り抜ける。そのようにして、冷却用気流は、熱気流に対して直角に、仕切り箱を通る。それゆえ、熱交換器１３は垂直に作動することになる。

本発明の第一の実施例における推進装置を上からみた図 図１Ａの熱交換器の概略透視図 本発明の第二の実施例における推進装置を上からみた図 図２Ａの熱交換器の概略透視図

符号の説明

１ ターボジェットエンジン
２ エンジン
３ 送風器
１０ マスト
１１ ピラミッド型の部分
１２ 構造体
１３ 熱交換器
１５ 上面
１６ 仕切り箱
１７ 冷却用気流受け入れ導管
１８ 熱気受け入れ導管
１９、２０ 前面
２１ 熱気排出導管
２２ 受け入れ面
２３ 排出面
２４ 仕切り箱１６の後部出口面２４
Ａ ターボジェットエンジン１の中心軸線Ａ

Claims (8)

1. 航空機用推進装置であって、ターボジェットエンジン（１）と、該ターボジェットエンジンの上方に位置して、そのターボジェットエンジンの中で冷却用気流と熱気流とを取り入れる熱交換器（１３）とを備えており、
   その特徴としては、該熱交換器の仕切り箱の中の冷却用気流受け入れ面と熱気流受け入れ面とが、そのターボジェットエンジンの前方に向けられているともに、それぞれの法線（ｎ１，ｎ２）が該ターボジェットエンジンの中心軸線（Ａ）に対して傾斜していることを特徴とする、航空機用推進装置。
2. 前記冷却用気流の取り入れを行なうのは、前記ターボジェットエンジンの逆転器のカバーの上流の、前記ターボジェットエンジンのカバーの内部の空気を通流させる分岐区域の中であることを特徴とする、請求項１に記載の航空機用推進装置。
3. 前記熱交換器の仕切り箱（１６）が、前記ターボジェットエンジンを、航空機の主翼に固定するマスト（１０）の上面（１５）に連結されていることを特徴とする、請求項１または請求項２に記載の航空機用推進装置。
4. 前記仕切り箱が、前記ターボジェットエンジンの中心軸線に沿って延び、その中心軸線に対して斜めに配置された平行六面体であり、前記冷却用気流は、前方の第一の受け入れ面（１９）から前記仕切り箱の中に入り込み、前記仕切り箱の後方の第一の排出面（２４）から出て、前記熱気流は、前記仕切り箱の前方の第二の受け入れ面（２０）から入り込み、その仕切り箱の後方の第二の排出面から出ていくようになることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一つに記載の航空機用推進装置。
5. 前記冷却用気流と前記熱気流とが、前記仕切り箱の中で前から後ろへと、互いに直交しつつ通流することを特徴とする、請求項４に記載の航空機用推進装置。
6. 前記仕切り箱が、前記ターボジェットエンジンの中心軸線に対して横方向に延びる平行六面体であり、前記冷却用気流が、下の受け入れ面（２２）からその仕切り箱の中に入り込み、前記仕切り箱の上の排出面（２３）から出て、前記熱気流は、その仕切り箱の前方の受け入れ面（１９）から入り込み、その仕切り箱の後方の排出面（２４）から出ていくようになることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一つに記載の航空機用推進装置。
7. 前記冷却用気流が、前記仕切り箱の中を下から上へと通流し、熱気流はその仕切り箱の中で前から後ろへと通流し、冷却用気流と熱気流は、その仕切り箱の中で互いに直交しつつ通流することを特徴とする、請求項６に記載の航空機用推進装置。
8. 請求項１〜７のいずれか一つに記載の航空機用推進装置を少なくとも一つ備えた航空機。

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