JP2012246928A - 適応出力熱管理システム - Google Patents

Abstract

【課題】軍事用航空機のメガワット（ＭＷ）レベルの冷却システムを提供する。
【解決手段】１つ又はそれ以上の航空機構成要素を冷却するための航空機適応出力熱管理システム１２は、空気サイクルシステム２７、蒸気サイクルシステム２９、及びこれらの間で動作可能に配置される燃料再循環ループを含む。空気サイクルシステム熱交換器は、空気サイクルシステムと燃料再循環ループとの間にあり、蒸気サイクルシステム熱交換器は、蒸気サイクルシステム２９と燃料再循環ループとの間にあり、航空機燃料タンク４は、燃料再循環ループ内にある。航空機ガスタービンエンジンＦＬＡＤＥダクトにおいてダクト熱交換器４０を含む中間冷却器は、空気サイクルシステムにあることができる。システムは、燃料タンクのヒートシンク能力を増大させることにより、航空機構成要素にオンデマンド冷却を提供するよう動作可能である。
【選択図】図１

Description

本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンを動力源とした航空機出力及び熱管理システムに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン及び航空機の構成要素を冷却するためのこのようなシステムに関する。

ここ数年、ロッキードＦ３５におけるような最新の軍事航空機設計には、出力及び熱管理システムとも呼ばれる統合出力及び冷却システムが含まれている。

米国特許第７，６２４，５９２号は、種々の適応モジュールを統合出力及び冷却ユニットにフレキシブルに結合し、あらゆる航空機プラットフォームに適合するよう構成された出力及び冷却管理システムの提供を開示している。統合出力及び冷却ユニットは、１つ又は複数の圧縮機、１つ又は複数の冷却タービン、並びに出力及び冷却タービンのシャフトに取り付けられた１つ又は複数の統合スタータ発電機を有する。統合出力及び冷却ユニットは、追加の圧縮機及び追加のタービンを含む適応モジュールに空気圧により結合され、或いは、全出力運転モードに入った後に主出力を提供する燃料電池に電気的に結合することができる。エンジンがこれに搭載される統合スタータ発電機を含む場合、統合出力及び冷却ユニットの統合スタータ発電機は、エンジン搭載発電機から電力を受け取るよう動作可能である。或いは、モータ／発電機は、適応モジュールの追加のタービンのシャフトに装着してもよい。

米国特許第７，６２４，５９２号において検討された統合出力及び冷却システムの他の実施例には、米国特許第４，６８４，０８１号、第４，４９４，３７２号、第４，６８４，０８１号、第４，５０３，６６６号、第５，４４２，９０５号、第５，４９０，６４５号、第６，４１５，５９５号、及び第６，８４５，６３０号が挙げられる。米国特許第７，６２４，５９２号の発明者らは、これらの設計が複雑であり、エンジン構成及びその統合出力及び冷却システムの複雑さを低減することが望ましいことを理解している。

将来の軍事用航空機は、現在使用されているよりもかなり多くの電子機器（防衛手段、妨害電波、直接エネルギー兵器、その他用として）を有することになるであろう。将来の航空機は、現在使用されているキロワット（ＫＷ）レベルの冷却ではなく、メガワット（ＭＷ）レベルの冷却を必要とすることになる。現在の熱管理システムは、このような大量の冷却出力を供給するものではない。航空機燃料タンクヒートシンクストレージと組み合わせたオンデマンド熱負荷に対し冷却を提供する必要がある。オンデマンド冷却とは、大半の航空機の任務時間中に短時間の高冷却負荷及び低冷却負荷を供給できることを意味する。高出力飛行及び指向性エネルギー兵器運転中に突発的な高冷却負荷又は出力が必要とされる。

米国特許第７，６２４，５９２号明細書

航空機適応出力熱管理システムは、可変冷却出力空気サイクルシステム、蒸気サイクルシステム、及びこれらの間に配置される燃料再循環ループを含む。空気サイクルシステムと燃料再循環ループとの間に動作可能に配置される空気サイクルシステム熱交換器は、空気サイクルシステムから燃料再循環ループに熱を伝達する。蒸気サイクル熱交換器は、蒸気サイクルシステムから燃料再循環ループに熱を伝達するために蒸気サイクルシステムと燃料再循環ループとの間に動作可能に配置される。１つ又はそれ以上の航空機燃料タンクが燃料再循環ループ内にある。

本システムの例示的な実施形態は、空気サイクルシステムにおいて中間冷却器と、航空機ガスタービンエンジンＦＬＡＤＥダクト内に配置される中間冷却器のダクト熱交換器とを含む。エンジン燃焼燃料空気熱交換器はまた、中間冷却器内に配置することができる。

空気サイクルシステムはまた、機械圧縮機及び空気サイクル機械の冷却タービンに駆動可能に接続された出力タービンを有する空気サイクル機械を含むことができ、中間冷却器は、機械圧縮機と冷却タービンとの間に動作可能に配置され、空気サイクルシステム熱交換器は、機械圧縮機と冷却タービンとの間に動作可能に配置され、出力タービンは、航空機ガスタービンエンジン高圧圧縮機の圧縮機段に該圧縮機段と加圧空気受け入れ関係で接続され、本システムが更に、出力タービンと圧縮機段との間に動作可能に配置された燃焼器を備える。圧縮機段は、圧縮機吐出段とすることができる。

空気サイクル機械エンジン制御装置は、燃料タンクのヒートシンク能力を増大させることにより航空機構成要素の１つ又はそれ以上にオンデマンド冷却を提供し、出力タービン及び燃焼器への加圧空気の流量及び圧力を制御するのに用いることができる。

航空機適応出力熱管理システムの更に特定の実施形態は、空気サイクル機械の冷却タービンに結合された機械圧縮機を含む空気冷却回路と、機械圧縮機の機械圧縮機出口と冷却タービンの冷却タービン入口との間に配置された中間冷却器と、冷却タービンの冷却タービン出口と機械圧縮機の機械圧縮機入口との間で直列空気流れ関係の空気サイクルシステム熱交換器とを有する。本システムは更に、１つ又はそれ以上の航空機燃料タンク、空気サイクル熱交換器、及び蒸気サイクルシステム凝縮器との間に直列燃料流関係で冷却燃料を再循環させるための燃料再循環ループを含む。空気サイクル熱交換器は、１つ又はそれ以上の航空機燃料タンクと蒸気サイクルシステム凝縮器との間に燃料再循環ループ内に動作可能に配置される。冷却ループは、航空機構成要素に冷却を提供し、蒸気サイクルシステム凝縮器、蒸気サイクルシステム圧縮機、及び蒸気サイクルシステム蒸発器を直列流れ関係で含む。

本システムは、ウィング燃料タンクと内部燃料タンクとの間で燃料を再循環させるため内部燃料タンクと１つ又はそれ以上のウィング燃料タンクとの間に内部燃料タンク再循環ループを含むことができる。

圧縮機段は、第１段と高圧圧縮機の第１段と圧縮機吐出段との間の中段とすることができる。冷却タービンから流出する冷却空気の冷却空気部分は、航空機コックピット、航空機電子機器、機上不活性ガス発生システム、及び機上酸素ガス発生システムのうちの少なくとも１つの冷却及び通気のために流すことができる。

燃料タンクを航空機構成要素を冷却するためのオンデマンドヒートシンクとして用いるため適応出力熱管理システム（ＡＰＴＭＳ）を有するガスタービンエンジンを動力源とした航空機の概略図。 図１に示すＡＰＴＭＳのより詳細な概略図。 図２に示すエンジンのＦＬＡＤＥダクト付近及び内部に配置されたダクト熱交換器要素の概略図。 適応出力熱管理システム（ＡＰＴＭＳ）の空気サイクル機械（ＡＣＭ）における圧縮機吐出空気を用いる別のＡＰＴＭＳの概略図。

図１に概略的に示されるのは、双発ターボファン航空機ガスタービンエンジン１０、並びに航空機燃料１１を貯蔵するための内部燃料タンク４及び２つのウェットウィング燃料タンク６を有する例示的なガスタービンエンジンを動力源とした航空機２である。ウィング燃料タンク６は、翼内に収容されて、航空機が通過して飛行する周囲空気の冷却及び加熱に曝される理由から湿潤していると見なされる。航空機は、ガスタービンエンジン１０の一方又は両方により動力が供給される適応出力熱管理システム（ＡＰＴＭＳ）１２を含む。

図１及び２を参照すると、適応出力熱管理システム（ＡＰＴＭＳ）１２は、液体及び空気冷却される航空機構成要素１６及び機器を冷却し、並びにコックピット１８の熱制御及び加圧を行う環境制御システム（ＥＣＳ）１４を含む。例示的な冷却航空機構成要素１６は、指向性エネルギー兵器（ＤＥＷ）２０、航空機電子機器２２、交流（ＡＣ）電子機器２４、機上不活性ガス発生システム（ＯＢＩＧＧＳ）２６、及び機上酸素ガス発生システム（ＯＢＯＧＳ）２８を含む。

環境制御システム（ＥＣＳ）１４は、空気サイクルシステムＡＣＳ２７及び蒸気サイクルシステム（ＶＣＳ）２９によって冷却される。ＡＣＳ２７は、可変速度空気サイクル機械（ＡＣＭ）３４と、空気−空気ダクト熱交換器４０を含む中間冷却器３６とを含む。例示的なダクト熱交換器４０は、エンジン１０のＦＬＡＤＥダクト４２内に配置され、図３に示すようなＦＬＡＤＥダクト４２の周りに配置された熱交換器セクション４５を含むことができる。ダクト熱交換器４０は、図２に示すエンジンのファンバイパスダクト４３のようなファンダクトの別のタイプに配置することができる。

中間冷却器３６を用いて、ＡＣＭ３４によって冷却される冷却空気４６を冷却する。中間冷却器３６は更に、航空機ガスタービンエンジン１０の燃料に使用されるエンジン燃焼燃料３８と熱連通したエンジン燃焼燃料−空気熱交換器４４を含む。中間冷却器３６の下流側にあるエンジン燃焼燃料−空気熱交換器４４は、ポリアルファオレフィン（ＰＡＯ）ループ４８を用いて、ＡＣＭ３４からの冷却空気４６とエンジン燃焼燃料３８との間で熱交換を行う。

ダクト熱交換器４０及び燃料−空気熱交換器４４はインラインであり、機械圧縮機５０とＡＣＭ３４の冷却タービン５２との間に流れる冷却空気４６を冷却するのに使用される。冷却空気４６は、機械圧縮機５０から中間冷却器３６を通って冷却タービン５２に送られる。次に、冷却タービン５２から出た冷却空気４６は、内部燃料タンク４を冷却するのに使用される。ＡＣＭ３４は、シャフト５６を介して機械圧縮機５０及び冷却タービン５２を駆動するためのＡＣＭ出力タービン５４を含む。ＡＣＭ出力タービン５４は、航空機ガスタービンエンジン１０のうちの１つの高圧圧縮機６４の圧縮機吐出段６０からの加圧空気５８により動力が供給される。

圧縮機吐出段６０からの加圧空気５８は、ＣＤＰ空気又はブリードと呼ばれることが多い。ＣＤＰは、圧縮機吐出圧の頭文字として公知である。圧縮機吐出段６０からの加圧空気５８は、出力タービン５４の出力タービン入口１０２に流入する。出力タービン５４に流入する加圧空気５８の流量及び圧力は、圧縮機吐出段６０と出力タービン５４の出力タービン入口１０２との間に配置されたＣＤＰ圧力レギュレータ１０４により調節される。

本明細書で示される例示的な出力タービン５４は、固定区域出力タービン入口ノズル６８を有するが、可変区域入口ノズルであってもよい。可変区域入口ノズルは、より複雑であるが、ＣＤＰ圧力レギュレータに関連する圧力損失なしでタービン流を変化させ、タービン速度を設定する。

ＡＣＭ冷却圧縮機５０の出力要件が、加圧空気５８のエネルギーだけを用いた冷却タービン５２により利用可能な出力を上回る場合には、圧縮機吐出段６０からの加圧空気５８をＡＣＭ燃焼器６２において加熱し、ＡＣＭ出力タービン５４により生成される出力を増大させるようにする。ＡＣＭ燃焼器６２は、ＣＤＰ圧力レギュレータ１０４と出力タービン５４への出力タービン入口との間に配置される。適応出力熱管理システム（ＡＰＴＭＳ）１２の例示的な実施形態において、比較的小さなＡＣＭ燃焼器６２は、加圧空気５８を約１４５０°Ｆまで加熱する。ＡＣＭ出力タービン５４から排出される加圧空気５８は、ガスタービン排気ノズル５９のスロート５７の上流側にあるエンジン排気口８４に放出され、出力タービン空気流から推力を回収する。

本明細書で示される例示的なＡＣＭ３４は、圧縮機入口７２及び圧縮機出口７３を有する遠心機械圧縮機５０と、冷却タービン入口７４及び冷却タービン出口７５を有する半径方向流入冷却タービン５２と、半径方向流入又は軸方向ＡＣＭ出力タービン５４とを含む。本明細書で示される例示的な冷却タービン５２は、固定区域冷却タービン入口ノズル６８を有するが、失速マージンに対する作動ライン上で機械圧縮機を維持するような可変ノズルであってもよい。

内部燃料タンク４からの冷却燃料２１は、燃料再循環ループ６６の配管２３を通って空気サイクルシステム熱交換器３０に、次いで、蒸気サイクルシステム（ＶＣＳ）２９のＶＣＳ凝縮器３２に流れ、ここでＶＣＳ２９における作動流体８０を冷却するのに使用される。作動流体８０は、Ｒ−１３４ａのような公知の冷媒とすることができる。ＶＣＳ２９は更に、ＶＣＳ圧縮機８１及びＶＣＳ蒸発器８２を含む。作動流体８０は、ＶＣＳ凝縮器３２からＶＣＳ圧縮機８１、及び航空機構成要素１６（直接エネルギー兵器、液圧、及び空気システムを含む）を冷却するＶＣＳ蒸発器８２に、次いでＶＣＳ凝縮器３２に戻る冷却ループ８３にて再循環される。凝縮器はまた、ＶＣＳ熱交換器８７である点に留意されたい。

ＡＣＭ３４の冷却タービン５２から排出される冷却空気４６は、空気サイクルシステム熱交換器３０に送られ、これを用いて燃料再循環ループ６６における冷却燃料２１を冷却する。冷却空気４６は、空気サイクルシステム熱交換器３０から機械圧縮機５０へのＡＣＳ圧縮機入口７２に流れる。機械圧縮機５０へのＡＣＳ圧縮機入口７２は、中段圧力レギュレータ７８によりエンジン中段ブリード７６に関連付けられる。中段圧力レギュレータ７８は、ＡＣＭ冷却空気ループ１０６を充填し、且つ機械圧縮機５０へのＡＣＳ圧縮機入口７２にて可変圧力を維持するのに使用される。ＡＣＭ冷却空気ループ１０６は、機械圧縮機５０、冷却タービン５２、ＦＬＡＤＥ空気熱交換器４０及びエンジン燃料−空気熱交換器４４を含む中間冷却器３６、並びに空気サイクルシステム熱交換器３０を含む。

冷却燃料２１は、ＶＣＳ凝縮器３２から内部燃料タンク４に戻り、従って、オンデマンドヒートシンクとして作動できる内部燃料タンク４において燃料を冷却する。配管２３を通る流量は、例えば２００ｇｐｍのように極めて高く設計され、ＡＣＳ又はＶＣＳにおいて大きな温度勾配がないようにする。しかしながら、この燃料再循環のためのポンプ出力は、約１８ＨＰほどの大きさにすぎない。従って、適応出力熱管理システムＡＰＴＭＳ１２は、必要に応じて、例えばＤＥＷ２０などのオンデマンド冷却として使用するために、内部燃料タンク４の燃料を冷却するのに使用される。

ＡＣＭ３４とエンジン燃焼燃料との間の熱伝達は、ＰＡＯループ４８を介して、ＡＣＭ３４からの冷却空気４６とエンジン燃焼燃料３８との間の熱交換に使用される。本明細書で示されるＡＣＳ２７において、ＡＣＳ中間冷却用の熱伝達は、エンジン燃焼燃料に熱を伝達する他の航空機システムとは別個に処理される。ＡＣＳによる冷却後、低温の再循環ループ燃料がＶＣＳ凝縮器に流れる。ＶＣＳは、Ｒ−１３４ａ冷媒を使用し、全航空機電子機器に対して一定の５９°Ｆ流体温度を提供する。ＰＡＯループは、ＶＣＳに対する１つの選択肢として用いることができる。

適応出力熱管理システム（ＡＰＴＭＳ）１２は、空気冷却回路８８、燃料冷却回路９０、及び冷媒冷却回路９２を含むものとして説明することができる。空気冷却回路８８は、機械圧縮機５０、冷却タービン５２、及び中間冷却器３６を含む。中間冷却器３６は、機械圧縮機出口７３と冷却タービン入口７４との間に配置される。空気冷却回路８８は更に、冷却タービン出口７５と機械圧縮機入口７２との間で直列空気流れ関係で空気サイクルシステム熱交換器３０を含む。燃料冷却回路９０は、空気サイクルシステム熱交換器３０を含む燃料再循環ループ６６であり、燃料再循環ループ６６において冷却燃料２１を冷却するのに使用される。空気サイクルシステム熱交換器３０は、空気冷却回路８８と燃料冷却回路９０との間の空気−燃料熱交換器である。

ＡＣＳ冷却能力に対する最も大きな影響は、機械圧縮機５０を通る冷却空気４６の圧力比と空気流量である。また、圧力比が大きくなると、冷却タービン５２にわたる冷却速度が高くなる。また、流量が大きくなると、ファン空気ダクト熱交換器４０及びエンジン燃料−空気熱交換器４４と、ＶＣＳ２９において蒸気サイクルシステム（ＶＣＳ）凝縮器３２を冷却する燃料再循環ループ６６の空気サイクルシステム熱交換器３０との両方における冷却速度が増大する。高い圧縮機圧力比及び流量は通常、圧縮機吐出段６０からのような、航空機ガスタービンエンジン１０の一方の高圧圧縮機６４からより多くの出力を必要とすることになる。これは、高ＣＤＰブリードによるエンジンＳＦＣに悪影響を及ぼす。

本明細書で開示される適応出力熱管理システムＡＰＴＭＳ１２は、ＡＣＳ冷却のオンデマンドデュアルモードを用いることによりこの問題に対処する。高い冷却速度が必要とされない場合、ＡＣＭは、冷却空気４６の低圧力比及び対応する低流量を生じる。ＡＰＴＭＳ出力モードは、ＡＣＭ機械圧縮機５０の圧力比により定義される。所与の望ましい圧力比において、冷却タービン入口ノズル６８がチョークされることに起因して、該ノズルは物理的な流れを設定する。これは、ノズル流動係数、タービン圧力比、及びタービン修正速度に応じたものである。最適効率及び十分な失速マージンを得るために選ばれた作動ライン上に圧縮機を維持するよう圧縮機修正速度が変更される。

例示的な高出力修正速度は、圧力比６．０に相当し、対応する例示的な低出力修正速度は、圧力比３．０に相当する。これらの値は、どの航空機飛行点又はエンジン出力設定においても本質的に一定のままである。ＡＣＭ３４のシャフト物理速度、圧縮機入口温度、及び圧縮機入口圧力の検知した値に関して、電子ＡＣＭエンジン制御装置７０を用いて、中段圧力レギュレータ７８のような流量調整バルブを用いてＡＣＭ出力タービン５４への圧力を調整することにより修正速度を電気的に制御することは公知である。ＡＣＭ機械圧縮機５０に流入する圧縮機吐出段６０からの加圧空気５８の例示的な圧力は、約１０ｐｓｉｇである。

ＡＣＭエンジン制御装置７０が航空機飛行制御装置からの命令を受け取るときに、オンデマンド冷却が提供される。ＡＣＭエンジン制御装置７０はまた、ＣＤＰ圧力レギュレータ１０４を制御し、出力タービン５４に流入する加圧空気５８の流量及び圧力を制御する。また、ＡＣＭエンジン制御装置７０を用いて、ＡＣＭ燃焼器６２を制御することができる。ＡＣＭエンジン制御装置７０は、内部燃料タンク４のヒートシンク能力を増大させ、出力タービン５４に流入する加圧空気５８の流量及び圧力を増大させることによりオンデマンド冷却を提供することができる。

ＦＬＡＤＥダクト４２は、ファン段よりも通常はＦＬＡＤＥ段の方がより少なく、よってＦＬＡＤＥダクト空気流の方がより低温であるので、ダクト熱交換器４０にとって良好な場所にある。ＦＬＡＤＥエンジン（ＦＬＡＤＥは、「ファンオンブレード」の頭文字である）は、ＦＬＡＤＥダクト４２にわたって半径方向に延びて半径方向内側ファン７に接続され、すなわち半径方向内側ファン７により駆動されるＦＬＡＤＥファンブレード５を有する外側ファン３により特徴付けられる。外側ファン３は、ＦＬＡＤＥ空気をＦＬＡＤＥダクト４２に吐出し、該ＦＬＡＤＥダクト４２は、内側ファン７を囲む半径方向内側ファンダクト９をほぼ同心環状で囲む。Ｔｈｏｍａｓ他による「Ｔｗｏ Ｓｐｏｏｌ Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ」の名称の米国特許第４，０４３，１２１号において開示されている１つのこのようなエンジンは、ＦＬＡＤＥファンと外側ファンダクトとを備え、該外側ファンダクト内で、可変ガイドベーンがＦＬＡＤＥ外側ファンダクトを通過する空気の量を制御することによってサイクル変動を制御している。ＦＬＡＤＥエンジンは、高度及び飛行マッハ数のような亜音速飛行周囲条件の所定のセットにおける比較的広い推力範囲にわたって本質的に一定の入口空気流量を維持してスピレージ抗力を回避し、また飛行条件の範囲全体にわたってそのようにすることができることが研究されてきた。この性能は、特に亜音速部分出力エンジン運転状態にとって必要とされる。これらの実施例は、「Ｓｐｉｌｌａｇｅ Ｄｒａｇ ａｎｄ Ｉｎｆｒａｒｅｄ Ｒｅｄｕｃｉｎｇ ＦＬＡＤＥ Ｅｎｇｉｎｅ」の名称の米国特許第５，４０４，７１３号において開示されている。

内部燃料タンク４における追加の冷却は、図４に示すように、２つのウェットウィング燃料タンク６が内部燃料タンク４よりも十分に低温である場合に、該ウェットウィング燃料タンク６により提供することができる。ウェットウィング燃料タンク６は、航空機が亜音速運転中に周囲空気を通過して飛行するときに冷却に曝される。内部燃料タンク再循環ループ１１０は、ウィング燃料タンクと内部燃料タンクとの間で燃料を再循環させるのに用いることができる。内部燃料タンク再循環ループ１１０は、亜音速飛行中に遮断することができ、燃料再循環ループ６６において燃料を冷却するため内部燃料タンク４に追加のヒートシンク能力を提供する。追加のヒートシンク能力は、航空機構成要素１６を冷却するために追加の冷却能力を冷却蒸気サイクルシステム２９が利用できるようにする。電子ＡＣＭエンジン制御装置７０を用いて、内部燃料タンク再循環ループ１１０における燃料の流量を制御し、並びにその作動又は遮断を行うことができる。

図４はまた、ＡＣＭ出力タービン５４に動力を供給するための高圧圧縮機６４の中段１１２から抽気される加圧空気５８を示している。中段１１２は、高圧圧縮機６４の第１段１１３と圧縮機吐出段６０の間のほぼ２分の１のところにある。冷却タービン５２から流出する冷却空気４６の冷却空気部分１１８は、コックピット１８、航空機電子機器２２、機上不活性ガス発生システム（ＯＢＩＧＧＳ）２６、及び機上酸素ガス発生システム（ＯＢＯＧＳ）２８のうちの少なくとも１つの冷却及び通気のために用いることができる。

適応出力熱管理システム（ＡＰＴＭＳ）１２は、従来のヒートシンク（ラム空気、ファン空気、ＦＬＡＤＥ空気、及び／又はエンジン燃焼燃料）への、並びに航空機燃料タンクヒートシンク又は航空機燃料タンクに貯蔵された燃料への必要熱負荷の定常状態伝達を提供する。ＤＥＷ発射のようなクリティカルミッションポイントで必要とされる高レベルの冷却を得るために、ＡＰＴＭＳは、便宜的ミッションセグメント中に高い冷却出力で作動しなければならない。便宜的ミッションセグメントの間、ＡＰＴＭＳ１２ヒートシンク又は冷却能力は、クリティカルミッションポイント又はセグメント中に後で使用するために燃料タンク内に構成又は格納される。

燃料タンクヒートシンク又は冷却能力を構成するための２つの例示的な便宜的ミッションセグメントは、離陸前のグランドアイドル（通常は２０分継続）及び巡航高度までの初期上昇中（通常は３〜５分継続）にある。これらの便宜的ミッションセグメントの間は、ＡＰＴＭＳは最大冷却出力で運転されることになる。ラム空気、ファン空気、又はＦＬＡＤＥ空気ヒートシンクの温度に応じて、ＡＰＴＭＳは、ＤＥＷ発射のようなクリティカルミッションポイント中に最大冷却出力で作動する場合もあり、又は作動しない場合もある。他のミッションポイントでは、ＡＰＴＭＳは、クリティカル冷却又はタンク冷却において必要性がないので低冷却出力で運転され、従って、燃料が節減される。

ＡＣＭ出力タービン５４は、航空機ガスタービンエンジン１０の高圧圧縮機６４の圧縮機吐出段６０からの加圧空気５８又はブリード空気により動力が供給される。燃料節減は、ＡＰＴＭＳ１２がミッション全体にわたって最大冷却出力で運転する必要がないことによって得られ、全時間にわたり圧縮機ブリード空気を使用することに対するＳＦＣの不利条件は極めて好ましくない。この過剰ＳＦＣに加えて、過剰なエンジンコア抽気に関する懸念もあり、高い燃空比及び高エンジンタービン入口温度を生じる可能性がある。エンジンコア抽気に関する例示的な望ましい限度は通常、コア入口流の１０％である。

従って、本発明の重要な態様は、ＡＰＴＭＳ冷却出力及びＡＰＴＭＳ冷却出力を制御する手段である。電子ＡＣＭエンジン制御装置７０は、航空機飛行制御装置からＡＰＴＭＳ冷却出力セットポイント信号を受け取るよう作動する。例えば、ＡＣＭ冷却出力需要は、コアブリードの１０％を超えること無く最大燃料タンク冷却速度を達成するためにグランドアイドル中に９５％とすることができる。

冷却出力は、パーセントＡＣＭ修正シャフト速度（％ＲＰＭ）を用いて表され、（ＲＰＭ／平方根（θ））である。ここで、θ＝圧縮機入口温度／５１８．７Ｒであり、ＲＰＭはシャフト５６の測定シャフト速度である。圧縮機入口温度は、機械圧縮機５０の機械圧縮機入口７２の温度であり、シャフトはＡＣＭ３４のシャフト５６である。電子ＡＣＭエンジン制御装置７０は、圧縮機作動ライン修正流量及び圧縮機圧力比の値をパーセント修正速度の各値に割り当て、そのＥＣメモリ内に記憶する。電子ＡＣＭエンジン制御装置７０は、ＡＣＭシャフト５６物理的速度、圧縮機入口温度、及び圧縮機入口圧力の検知値を表す信号を受け取る。

圧縮機物理的流量は、例示的な冷却タービン５２のＡＣＭ冷却タービン入口ノズル６８により決定される。電子ＡＣＭエンジン制御装置７０は、ＡＣＭ冷却タービン入口ノズル６８の冷却タービン入口温度及び入口圧力の検知値を受け取る。これらの値並びに
シャフト速度及び固定タービンノズル吐出区域により、電子ＡＣＭエンジン制御装置７０は、タービンノズル物理流量を計算できるようになり、該タービンノズル物理流量は、本明細書で示される閉ループにおいて、機械圧縮機５０の機械圧縮機入口７２の圧縮機入口物理流量と同じである。

電子ＡＣＭエンジン制御装置７０は、機械圧縮機５０の物理的流量からの圧縮機の実修正流量（Ｗ Ｘ 平方根θ／Δ）、圧縮機入口圧力、及び圧縮機入口温度を計算する。Ｗは、本明細書で示され且つ上記で説明された閉ループにおいて、機械圧縮機５０の機械圧縮機入口７２の圧縮機入口物理流量と同じである、物理流量（ｐｐｓ）に等しい。実修正流量は、作動ライン修正流量と比較され、最大効率及び失速マージンを確保する。実修正流量が作動ラインの左側に（失速側に）移動した場合、機械圧縮機５０の機械圧縮機入口７２における圧力であるＡＣＭ入口圧力が低下し、修正流量の増大及び作動ラインへの復帰を引き起こすようになる。

ＡＣＭ３４の速度は、出力タービン５４によって制御され、出力タービン入口温度は、出力タービンの上流側のＡＣＭ燃焼器６２により固定される。例示的な固定出力タービン入口温度は、約１４５０°Ｆである。出力タービン流量は、本明細書では圧縮機吐出段６０と出力タービン５４の出力タービン入口１０２との間に配置されたＣＤＰ圧力レギュレータ１０４として示されるタービンの上流側の制御バルブを開閉することによって調整される。機械圧縮機５０、冷却タービン５２、及び出力タービン５４間の結果として得られる出力平衡によりＡＣＭ物理速度が確立される。

本明細書では本発明の好ましく例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者であれば、本明細書の教示から本発明の他の修正が明らかになる筈であり、従って、全てのこのような修正は、本発明の技術思想及び技術的内に属するものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。従って、本特許により保護されることを望むものは,特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。

２ ガスタービンエンジンを動力源とした航空機
３ 外側ファン
４ 燃料タンク
５ ＦＬＡＤＥファンブレード
６ ウェットウィング燃料タンク
７ 内側ファン
９ 内側ファンダクト
１０ ガスタービンエンジン
１２ 適応出力熱管理システム（ＡＰＴＭＳ）
１１ 航空機燃料
１４ 環境制御システム（ＥＣＳ）
１６ 航空機構成要素
１８ コックピット
２０ 指向性エネルギー兵器（ＤＥＷ）
２１ 冷却燃料
２２ 航空機電子機器
２３ 配管
２４ 交流（ＡＣ）電子機器
２６ 機上不活性ガス発生システム（ＯＢＩＧＧＳ）
２７ 空気サイクルシステム（ＡＣＳ）
２８ 機上酸素ガス発生システム（ＯＢＯＧＳ）
２９ 蒸気サイクルシステム（ＶＣＳ）
３０ 空気サイクルシステム熱交換器
３２ 蒸気サイクルシステム凝縮器
３４ 空気サイクル機械
３６ 中間冷却器
３８ エンジン燃焼燃料
４０ ダクト熱交換器
４２ ＦＬＡＤＥダクト
４３ ファンバイパスダクト
４４ 空気熱交換器
４５ 熱交換器セクション
４６ 冷却空気
４８ ＰＡＯループ
５０ 機械圧縮機
５２ 冷却タービン
５４ 出力ガスタービン
５６ シャフト
５７ スロート
５８ 加圧空気
５９ 排気ノズル
６０ 圧縮機吐出段
６２ 燃焼器
６４ 高圧圧縮機
６６ 燃料再循環ループ
６８ タービン入口ノズル
７０ エンジン制御装置
７２ 圧縮機入口
７３ 圧縮機出口
７４ 冷却タービン入口
７５ 冷却タービン出口
７６ 中段抽気
７８ 中段圧力レギュレータ
８０ 作動流体
８１ ＶＣＳ圧縮機
８２ ＶＣＳ蒸発器
８３ 冷却ループ
８４ エンジン排気口
８７ 熱交換器
８８ 空気冷却回路
９０ 燃料冷却回路
９２ 冷媒冷却回路
１０２ 出力タービン入口
１０４ 圧力レギュレータ
１０６ 空気ループ
１１０ 中間燃料タンク再循環ループ
１１２ 中段
１１３ 第１段
１１８ 冷却空気部分

Claims (10)

1. 航空機適応出力熱管理システム（１２）であって、
   可変冷却出力空気サイクルシステム（２７）、蒸気サイクルシステム（２９）、及びこれらの間に配置される燃料再循環ループ（６６）と、
   前記空気サイクルシステム（２７）と前記燃料再循環ループ（６６）との間に動作可能に配置され、前記空気サイクルシステム（２７）から前記燃料再循環ループ（６６）に熱を伝達するための空気サイクルシステム熱交換器（３０）と、
   前記蒸気サイクルシステム（２９）から前記燃料再循環ループ（６６）に熱を伝達するために前記蒸気サイクルシステム（２９）と前記燃料再循環ループ（６６）との間に動作可能に配置される蒸気サイクル熱交換器（８７）と、
   前記燃料再循環ループ（６６）における１つ又はそれ以上の航空機燃料タンク（４）と、
   を備える、システム（１２）。
2. 航空機ガスタービンエンジンＦＬＡＤＥダクト（４２）に配置されたダクト熱交換器（４０）を含む中間冷却器（３６）を前記空気サイクルシステム（２７）に更に備える、請求項１に記載のシステム（１２）。
3. 前記中間冷却器（３６）に配置されたエンジン燃焼燃料空気熱交換器（４４）を更に備える、請求項２に記載のシステム（１２）。
4. 前記空気サイクルシステム（２７）が更に可変速度空気サイクル機械（３４）を含み、該可変速度空気サイクル機械（３４）が、機械圧縮機（５０）及び前記空気サイクル機械（３４）の冷却タービン（５２）に駆動可能に接続された出力タービン（５４）を有し、
   前記中間冷却器（３６）が、前記機械圧縮機（５０）と前記冷却タービン（５２）との間に動作可能に配置され、
   前記空気サイクルシステム熱交換器（３０）が、前記機械圧縮機（５０）と前記冷却タービン（５２）との間に動作可能に配置され、
   前記出力タービン（５４）が、航空機ガスタービンエンジン高圧圧縮機（６４）の圧縮機段（６０）に該圧縮機段（６０）と加圧空気（５８）受け入れ関係で接続され、前記システム（１２）が更に、前記出力タービン（５４）と前記圧縮機段（６０）との間に動作可能に配置された燃焼器（６２）を備える、請求項２に記載のシステム（１２）。
5. 前記圧縮機段（６０）が圧縮機吐出段（６０）である、請求項４に記載のシステム（１２）。
6. 前記ダクト熱交換器（４０）と、前記冷却タービン（５２）の冷却タービン入口（７４）との間に配置されたエンジン燃料空気熱交換器（４４）を前記中間冷却器（３６）に更に備える、請求項５に記載のシステム（１２）。
7. 前記燃料タンク（４）のヒートシンク能力を増大させることにより航空機構成要素（１６）の１つ又はそれ以上にオンデマンド冷却を提供するよう動作可能な空気サイクル機械エンジン制御装置（７０）を更に備え、該空気サイクル機械エンジン制御装置（７０）が、前記出力タービン（５４）及び前記燃焼器（６２）への加圧空気（５８）の流量及び圧力を制御するよう動作可能である、請求項６に記載のシステム（１２）。
8. 航空機適応出力熱管理システム（１２）であって、
   空気サイクル機械（３４）の冷却タービン（５２）に結合された機械圧縮機（５０）を含む空気冷却回路（８８）を備え、
   前記空気冷却回路（８８）が更に、前記機械圧縮機（５０）の機械圧縮機出口（７３）と前記冷却タービン（５２）の冷却タービン入口（７４）との間に配置された中間冷却器（３６）を含み、前記空気冷却回路（８８）が更に、前記冷却タービン（５２）の冷却タービン出口（７５）と、前記機械圧縮機（５０）の機械圧縮機入り口（７２）との間で直列流れ関係で空気サイクル熱交換器（３０）を含み、
   前記航空機適応出力熱管理システム（１２）が更に、
   前記機械圧縮機（５０）及び前記冷却タービン（５２）に駆動可能に接続され、航空機ガスタービンエンジン高圧圧縮機（６４）の圧縮機吐出段（６０）に該圧縮機吐出段（６０）と加圧空気（５８）受け入れ関係で接続された出力タービン（５４）と、
   １つ又はそれ以上の航空機燃料タンク（４）、前記空気サイクルシステム熱交換器（３０）、及び蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）間で直列燃料流れ関係で冷却燃料（２１）を再循環する燃料再循環ループ（６６）と、
   を備え、前記空気サイクルシステム熱交換器（３０）が前記１つ又はそれ以上の燃料タンク（４）と前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）との間で前記燃料再循環ループ（６６）内に動作可能に配置され、
   前記航空機適応出力熱管理システム（１２）が更に、
   航空機構成要素（１６）に冷却を提供し、且つ直列流れ関係で前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）、蒸気サイクルシステム圧縮機（８１）、及び蒸気サイクルシステム蒸発器（８２）を含む冷却ループ（８３）と、
   を備え、前記中間冷却器（３６）が航空機ガスタービンエンジンＦＬＡＤＥダクト（４２）内に配置されたダクト熱交換器（４０）を含み、
   前記航空機適応出力熱管理システム（１２）が更に、
   前記中間冷却器（３６）において、前記ダクト熱交換器（４０）と前記冷却タービン（５２）の冷却タービン入口（７４）との間に配置されたエンジン燃焼燃料空気熱交換器（４４）と、
   前記出力タービン（５４）と前記圧縮機段（６０）との間に動作可能に配置された燃焼器（６２）と、
   を備える、航空機適応出力熱管理システム（１２）。
9. 航空機適応出力熱管理システム（１２）を作動させる方法であって、
   可変冷却出力空気サイクルシステム（２７）を該空気サイクルシステム（２７）において再循環する空気（４６）を冷却するために作動させる段階と、
   蒸気サイクルシステム（２９）を該蒸気サイクルシステム（２９）において作動流体（８０）を冷却するために作動させる段階と、
   前記空気サイクルシステム（２７）において再循環する冷却空気（４６）を用いて前記蒸気サイクルシステム（２９）において作動流体（８０）を冷却する段階と、
   前記空気サイクルシステム（２７）において再循環する冷却空気（４６）を用いて１つ又はそれ以上の航空機燃料タンク（４）内に貯蔵される航空機燃料（１１）を可変的に冷却する段階と、
   前記１つ又はそれ以上の航空機燃料タンク（４）からの冷却燃料（２１）を用いて前記蒸気サイクルシステム（２９）において前記作動流体（８０）を周期的に冷却する段階と、
   前記蒸気サイクルシステム（２９）を用いて航空機構成要素（１６）の１つ又はそれ以上を冷却する段階と、
   を含む、方法。
10. 前記航空機構成要素（１６）の１つをオンデマンド冷却するために前記１つ又はそれ以上の航空機燃料タンク（４）内に貯蔵される航空機燃料（１１）のヒートシンク能力を増大させるように前記空気サイクルシステム（２７）の冷却出力を増大させる段階を更に含む、請求項９に記載の方法。

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