JP2016533464A - 表面クーラー用の二重に配置されたバイパス弁 - Google Patents

Abstract

表面熱交換器（５０、１５０）のための、二重に配置されたバイパス弁（１３６）が提供される。この弁は、弁体（７０２）と、前記弁体を通って延びる動力部品（７１６）と、前記弁体を通過する解凍流路（７０６）と、前記弁体を通過するコア冷却流路（７０４）と、前記解凍流路と流体連通し、前記動力部品に動作可能に連結された解凍ポペット（７２４）であって、前記解凍ポペットは、第１の閉位置と第２の開位置との間で移動可能な、解凍ポペットと、前記コア冷却流路と流体連通するコア冷却ポペット（７３４）であって前記コア冷却ポペットが前記動力部品に動作可能に連結される、コア冷却ポペットとを備える。【選択図】図１

Description

本実施形態は、一般に、ガスタービンエンジンで使用される熱交換器に関する。さらに詳細には、本実施形態は、二重に配置されたバイパス弁を使用する、表面に適合する熱交換器に関する。

ガスタービンエンジンでは、空気は圧縮機で圧縮され、高温燃焼ガスを生成するために燃焼器で燃料と混合され、燃焼ガスはタービン段を通って下流に流れる。一般的なガスタービンエンジンは、通常、前端および後端を有し、その間に軸方向に配置された、いくつかのコアすなわち推進構成部品を伴う。空気入口すなわち吸気口は、ガスタービンエンジンの前端に配置される。後端に向かって順に、吸気口の後には圧縮機、燃焼室、およびタービンがある。エンジンには、低圧および高圧圧縮機、ならびに低圧および高圧タービン等の追加の構成部品もまた含まれ得ることが、当業者には容易に明らかであろう。しかしながらこれは、網羅的なリストではない。一般的なターボプロップガスタービンエンジン航空機において、タービン段は、ターボプロペラを回転させるために、燃焼ガスからエネルギーを取り出す。いくつかの実施形態において、推進器は、いくつかの飛行機については、１つ以上のターボプロペラ（以下、「ターボプロップ」と呼ぶ）に動力を供給することができる。代替的な実施形態において、推進器は、ヘリコプターの動作のために、ロータとして具体化された１つ以上のターボプロペラを駆動させることができる。

動作中は、ガスタービンエンジンでの燃焼およびエネルギー抽出工程によって、膨大な熱が生成される。エンジンの故障を引き起こす可能性のある、許容できないレベルまでエンジン温度が上昇しないように、エンジン内の発熱を管理することが必要である。熱を制御し、エンジン寿命を向上させる１つの方法は、エンジン部品を潤滑し、潤滑流体を冷却することである。このような熱交換器の実施形態では、タービンエンジンの高温の流体を冷却するために、空気流が使用される。

エンジン冷却流体が高温のときは、弁の配置によって冷却流体が熱交換器のコアのみを通って流れるようにする、特定の弁の配置を使用することができる。いくつかの実施形態において、エンジン冷却流体が低温のときは、弁によって、熱交換器のコア部分と、解凍チャネルとを同時に流れることが可能になる。

しかしながら、エンジンが動作していないか、またはエンジンが氷点下にさらされた状況で動作しているときは、潤滑流体の冷却は不要である。実際に、このような状態で流体を冷却することによって、エンジン内部でエンジン燃料内の水の凍結を引き起こす場合があり、潜在的に破壊的な結果を伴う、妨害物を作成する原因になり得る。このような氷点下の状態では、潤滑流体が凝固しているか、あるいは凝固する場合があり、つまり、流体が高粘度を有し、より流れにくく、増加した動作圧力を有する場合がある。

このような状況を克服し、熱交換器のコア冷却チャネルにも流体を通すことを必要とせずに、解凍のために熱交換器の加熱を制御できるようにすることが望ましい。

本明細書に引用されている任意の参照、およびその任意の記載または考察を含む、本明細書のこの背景技術の節に含まれている情報は、単に技術的な参照目的のために含まれており、本発明の範囲がこれによって拘束される、主題とみなされるべきではない。

本実施形態によれば、共形（ｃｏｎｆｏｒｍａｌ）表面熱交換器が提供される。熱交換器は、飛行機またはヘリコプター等の航空機の表面に適合する。エンジン性能を向上させつつ、流体から空気への熱交換、およびエンジン流体の冷却をもたらすために、熱交換器は、航空機のターボプロップの空気流路に配置される。エンジン流体の冷却を制限し、かつ熱交換器を温めてその中の流体を解凍するのにエンジンの熱を使用するために、熱交換器は、流れが解凍チャネルを通れるようにする、バイパス弁を使用することができる。

いくつかの態様によれば、熱交換器のバイパス弁は、弁体と、弁体を通って延びる動力部品と、弁体を貫通する解凍流路と、弁体を貫通するコア冷却流路とを備える。解凍ポペットは、解凍流路と流体連通して動力部品に動作可能に連結され、解凍ポペットは、第１の閉位置と第２の開位置との間で移動可能である。コア冷却ポペットは、コア冷却流路と流体連通し、コア冷却ポペットは、動力部品に動作可能に連結される。必要に応じて、コア冷却ポペットが開いているときは、解凍ポペットが閉じて配置され、冷却流体は、コア冷却流路を通って弁体を通過する。また、コア冷却ポペットが閉じているときは、解凍ポペットが開き、冷却流体のほぼ全てが、解凍流路を通って弁体を通過する。

いくつかの態様によれば、熱交換器回路は、熱交換用の複数の冷却フィンを含む延長本体を有する、液体から空気への熱交換用の熱交換器と、複数の冷却フィンに近接して配置された、本体内の第１の複数のコア冷却チャネルとを備え、第１の複数のコア冷却チャネルは、高温のエンジン流体導管および冷却出口と流体連通する、少なくとも１つの冷却入口を有する。第２の複数の解凍チャネルが、本体内に配置され、解凍チャネルは、少なくとも１つの解凍入口と、解凍出口とを有する。バイパス弁は、冷却出口および解凍出口と入力流体連通し、流体リザーバと出力流体連通している。バイパス弁は、エンジン流体がバイパス弁内で２つの流路を流れることを可能にする、二重のポペットを有する。

本概要は、選択した概念を簡略化した形式で紹介するために提供されており、以下の「発明を実施する形態」でさらに詳しく説明される。本概要は、特許請求される主題の主要な特徴または本質的な特徴を識別することは意図しておらず、特許請求される主題の範囲を限定するために使用されることも意図していない。本発明の特徴、詳細、有用性、および利点のより広範囲な提示は、以下に記載された本発明の様々な実施形態の説明で提供され、添付の図面に図示され、かつ添付の特許請求の範囲で定義される。

以下の実施形態の説明を添付の図面と併せて参照することによって、これらの例示的な実施形態の上述その他の特徴および利点、ならびにこれを達成する方法がより明らかになり、表面熱交換器用のバイパス弁がよりよく理解されるであろう。

例示的なガスタービンエンジンの概略図である。 例示的なターボプロップ飛行機の等角図である。 １つの例示的なヘリコプターの等角図である。 共形（ｃｏｎｆｏｒｍａｌ）熱交換器用の流体冷却回路の例示的な概略図である。 熱交換器組立体の斜視断面図である。 熱交換器組立体を通る第１の動作モードの概略図である。 熱交換器組立体を通る第２の動作モードの概略図である。 第１の動作モードにおける、例示的な二重に配置されたバイパス弁の断面図である。 第２の動作モードにおける、例示的な二重に配置されたバイパス弁の断面図である。

ここで、提供されている実施形態に対して詳細な参照がなされ、その１つ以上の例が図に示される。各例は説明のために提供され、開示される実施形態を限定するものではない。実際に、本開示の範囲または精神から逸脱することなく、本実施形態に様々な修正および変更がなされてもよいことが、当業者には明らかであろう。例えば、１つの実施形態の一部として図示または説明される特徴は、さらに別の実施形態を得るために、別の実施形態で使用することができる。したがって、本発明は、添付の特許請求の範囲およびその均等物の範囲内で行われる、このような修正および変更を網羅することが意図される。

図１〜９を参照すると、航空機の熱交換器の様々な実施形態が示されている。熱交換器は、バイパス流領域内の流路面で、またはタービンエンジンの入口領域で使用することができる。あるいは、熱交換器は、飛行機やヘリコプター等の航空機の外表面で使用することができ、この場合は、プロペラまたはロータブレードからのロータウォッシュが、軸受油等のエンジン冷却流体を冷却するために、熱交換器の上方で空気を移動させる。熱交換器は、熱交換器を介して最大効率で冷却するためのコア冷却流路と、解凍流路とを有するバイパス弁を含み、解凍流路は、例えば航空機が長時間氷点下の温度下にあり、流体を加熱することが望ましいときは、熱交換器を介して流体が低効率で冷却される。また、本明細書で説明される実施形態は、通常、液体の冷却のために空気を供給するが、本実施形態は代替的に、液体の冷却のために液体を使用することもできる。

本明細書で用いられる「軸方向の」または「軸方向に」という用語は、エンジンの縦軸に沿う寸法をいう。「軸方向の」または「軸方向に」と共に用いられる「前方」という用語は、エンジン入口に向かう方向への移動、または別の構成要素と比較して、エンジン入口に比較的近い構成要素をいう。「軸方向の」または「軸方向に」と共に用いられる「後方」という用語は、エンジン出口に向かう方向への移動、または入口と比較して、エンジン出口に比較的近い構成要素をいう。本明細書で用いられる「半径方向の」または「半径方向に」という用語は、エンジンの中心縦軸と、エンジン外周との間に延びる寸法をいう。

まず図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０の概略側面図が示されており、これは、エンジン入口端１２を有し、ここから推進器コア１３に空気が入り、推進器コア１３は、通常は多段高圧圧縮機１４、燃焼器１６、および多段高圧タービン１８によって画定される。集合的に、推進器コア１３は、ガスタービンエンジン１０を動作させるための動力を供給する。

ガスタービンエンジン１０は、ファン組立体２８、低圧タービン２０、および低圧圧縮機２２をさらに備える。ファン組立体２８は、全体として２６で示されるロータディスクから半径方向外側に延びる、ファンブレード２４のアレイを含む。入口端１２の軸方向の反対側に、排気側３３がある。１つの実施形態において、ガスタービンエンジン１０は、ジェット機で使用するために、ゼネラル・エレクトリック・カンパニイから入手することができる。ガスタービンエンジン１０は、航空機の実施形態で示されているが、このような例は、ガスタービンエンジン１０を、航空機、発電、工業、船舶等で使用できるものに限定していると考えられるべきではない。しかしながらまた、本明細書で説明される熱交換器およびバイパス弁の実施形態は、これに限定されないが、図１〜図３に示す航空機の実施形態を含む、上述の各種のガスタービンエンジンで使用することができる。

動作時は、ガスタービンエンジン１０の入口端１２を通って空気が入り、圧縮機２２、１４の少なくとも１つの圧縮段を通って移動し、ここで空気圧が増加して、燃焼器１６へ導かれる。圧縮された空気は、燃料と混合され、燃やされて高温燃焼ガスをもたらし、高温燃焼ガスは燃焼器１６から出て、高圧タービン１８に向かう。高圧タービン１８で、高温燃焼ガスからエネルギーが取り出されてタービンブレード３２を回転させ、次に、高圧軸２５を回転させる。高圧軸２５は、１つ以上の圧縮機１４の段を回転させて動力サイクルを継続させるために、エンジンの前方に向かって通っている。また、追加の圧縮機段からさらなるエネルギーおよび動力を取り出すために、低圧タービン２０も使用することができる。ファン組立体２８は、低圧軸２７によって低圧圧縮機２２、および低圧タービン２０に連結される。ファン組立体２８は、ガスタービンエンジン１０のためのスラストを生成する。低圧空気および／またはバイパス空気は、同様に、ガスタービンエンジン１０の構成部品の冷却を補助するために使用することができる。

ガスタービンエンジン１０は、様々なエンジン部品がその周りで回転するように、エンジン軸線２９に対して線対称である。線対称の高圧軸２５は、前端から後端へとガスタービンエンジン１０を貫通し、高圧軸２５の長さに沿った軸受によって軸止されている。高圧軸２５は、ガスタービンエンジン１０の軸線すなわち中心軸線２９の周りで回転する。高圧軸２５は、低圧軸２７がその中で回転し、高圧軸２５の回転から独立していることが可能なように、中空であってもよい。軸２５、２７の回転は、同一の方向か、あるいは反対方向であってもよい。低圧軸２７もまた、ガスタービンエンジン１０の中心軸線２９の周りで回転することができる。動作中に、軸２５、２７は、発電および工業、または航空分野で使用される、各種タービン用の動力またはスラストを生成するために、タービンのロータ組立体等の、軸に連結された他の構造体と共に回転する。

ここで図２を参照すると、飛行機３０等の例示的な航空機の等角図が示されている。飛行機３０は、一般にターボプロップ飛行機と呼ばれ、前述のものとは異なるエンジン配置を有しており、ここでは、例示的なブレード１９の周方向のアレイが、ノーズコーンから半径方向外側に延びている。ブレード１９を含む各ターボプロペラは、スラストを生成するために、軸、ギアボックスその他の変速機によって、低圧軸２７（図１）および低圧タービン２０（図１）に動作可能に連結される。ターボプロップまたはターボプロペラという用語は、飛行機のプロペラおよびヘリコプターのロータの両方を含むことを意味している。示されている実施形態において、飛行機３０は、ノーズ３５、およびノーズ３５と尾部３６との間に延びる機体３４を備える。少なくとも１つの翼３８が、機体３４から横方向に延びている。本実施形態によれば、翼３８は、機体３４によって二等分された単一の構造体として延びていてもよく、あるいは機体３４から延びる２つの分離した翼構造体であってもよい。また、翼３８は、図示されているように機体の下方に、あるいは一部の飛行機によく見られるように、機体の上方に取り付けられてもよい。少なくとも１つの翼３８および尾部３６は、飛行機３０の飛行を制御するために使用される、制御面４０を有する。

少なくとも１つの翼３８は、機体３４の両側にガスタービンエンジン１０を備える。他の実施形態によれば、ガスタービンエンジン１０およびプロペラ組立体は、飛行機３０の前端または後端にあってもよい。ガスタービンエンジン１０は、飛行機３０のためのスラストを生成する、複数のブレード１９を含むターボプロップを有する。ターボプロップ組立体が回転すると、飛行機３０に沿って後方に延びる空気流路２３が生成される。空気が少なくとも１つの翼３８の上方を通過すると、空気流路２３は、必然的に飛行機３０のためのスラスト、および揚力を発生させる。

飛行機３０はまた、共形（ｃｏｎｆｏｒｍａｌ）表面熱交換器等の、少なくとも１つの熱交換器５０を備える。本実施形態は、エンジン収容部の外面の熱交換器５０を含む。しかしながら、熱交換器５０は、熱交換器５０が空気流路２３内に置かれる、エンジンの任意の面に配置することができる。これにより、飛行中、および駐機場にあるときや滑走路での待機状態等の、安定したエンジンの動作中に、熱交換器５０を介してエンジン流体の熱が除去されることが可能になる。第２の熱交換器５２が、機体３４に沿って示されている。これは、ターボプロップからの空気流路２３が、同様に機体３４に沿って移動するためである。同様に、熱交換器５０、５２は、空気流路２３が移動する、飛行機３０の様々な面に配置されてもよく、またそこでは、通常飛行時の空気流もまた、エンジン流体の冷却を補助することができる。熱交換器５０、５２は、異なる方向を向いていてもよい。例えば、場合によっては、熱交換器５１に見られるように、交換器を長軸の垂直方向に向けることが望ましく、他の場合には、熱交換器５０のように、交換器を長軸の水平方向に向けることが望ましい。あるいは、熱交換器は、熱交換器５２に見られるように、曲面に配置されてもよい。さらに、飛行機３０は、様々な数の熱交換器５０、５１、５２を備えていてもよい。また、ターボプロップ航空機が示されているが、示されている実施形態は、エンジンから出ているエンジンスラスト空気が熱交換器５０、５１、５２の上方を通過する、ジェット機で使用することもできる。エンジン排気の高温のために、熱交換があまり良好でない場合があるが、限られたエンジン流体冷却用には、この使用可能な熱交換で十分な場合がある。また、図１に示されているように、熱交換器１５０は、エンジン入口端１２の近く、またはバイパスダクトの軸方向後方に配置されてもよい。

ここで図３を参照すると、別の例示的なターボプロップ航空機が示されている。この実施形態では、ターボプロップ航空機はヘリコプター６０であり、ターボプロップ組立体は、少なくとも１つの第１のロータ組立体６１を画定する。ヘリコプター６０は、尾部６６へと後方に延びる機体６４によって画定される、キャビン部６２を備える。ヘリコプターの機体６４の上面は、少なくとも１つのガスタービンエンジン６８を備える。例示的な実施形態によれば、２つのガスタービンエンジンが、キャビン６２の上方の、機体６４の上側に配置されている。ガスタービンエンジン６８は、ターボプロップの一形態である主ロータ組立体、すなわち第１のロータ組立体６１を動作させる。また、尾部６６には、第２のロータ組立体７１がある。第１のロータ組立体６１および第２のロータ組立体７１は、それぞれロータ７０、７２を備え、これは、前述の実施形態の飛行機３０と同様に、空気流路２３を生成する。第１のロータ７０の場合は、空気流路は、ヘリコプター６０を上に押し上げて飛行させるために、ほぼ下方にロータウォッシュを生成する。この下方の流れはまた、適切に配置された熱交換器５０の冷却を可能にする。第２のロータ７２は、第１のロータ７０の回転により、ヘリコプターの機体６４の動きに対抗する。したがって、第２のロータ７２によって生成された空気流路２３は、実際にはほぼ水平である。

複数の熱交換器５０が、機体６４、尾部６６、およびガスタービンエンジン６８の収容部に沿って配置される。これらの熱交換器は全て、ロータ７０、７２の空気流路が、熱交換器５０を横切って移動するように配置され、その結果、熱交換器を通過してエンジン流体が冷却される。また、これらの熱交換器のヘリコプターへの適用においては、ヘリコプター６０が飛行しているかどうかに関係なく、ガスタービンエンジン６８が動作しているときはロータ７０、７２が回転するので、熱交換器５０は、継続的にエンジン流体を冷却する。

これらの熱交換器５０、５１、５２、１５０、１５２は、平坦であるか、あるいは取り付け位置の輪郭に合致または適合するように、１つ以上の軸線の周りで成形される。また、この構造体は、環状であってもよい。熱交換器５０、５１、５２、１５０、１５２は、ヘリコプター６０および飛行機３０のターボプロップから生成された空気流路２３の近くで、複数のフィンが係合できるように、熱交換器から外側に延びる複数の一体型冷却フィンを有する、一体となったマニホールド構造で形成されてもよい。あるいは、熱交換器５０、５１、５２、１５０、１５２は、一体となったセグメントまたは複数のセグメントを画定するように結合された、個別のマニホールドおよびフィンセグメントで形成されてもよい。

ここで図４を参照すると、冷却回路１００、およびガスタービンエンジン１０の概略図が示されている。冷却回路１００は、通常動作中に、潤滑流体の温度を下げる。しかしながら、極低温化でエンジンが未使用であるか、あるいは氷点下の温度状態で動作している場合は、潤滑流体が凝固するか、あるいは凝固している場合があり、したがって、通常の流体冷却は望ましくない場合がある。冷却回路１００は、潤滑流体を解凍する機能をさらに有する。この解凍プロセスにより、粘度、動作圧力、および流れにくさを低減する。

ガスタービンエンジン１０は、例えば、いくつかの軸受４２、４４、４６を備え、これらは冷却のために、リザーバ４１と軸受４２、４４、４６との間に延びる経路４８を通して、エンジン流体を供給される。流体は、ギアボックス４３にも供給することができる。複数の流体戻りライン４９が破線で示されており、これは、軸受４２、４４、４６、および必要に応じてギアボックス４３から熱を除去し、例えば、ポンプ４５を通過して熱交換器５０、１５０に向かう。熱交換器５０、１５０内では、プロペラが熱交換器５０、１５０の上方で空気流を吹き下ろすか、あるいは入口空気が入口端１２（図１）に入るかまたはバイパスダクトを通る際にエンジン流体の冷却が起こり、流体はリザーバ４１にほぼ戻る。様々な弁の配置が使用できることを示すために、簡略化された図を通して様々な弁が概略的に示されているが、しかしながら、これらの構成は限定的なものではなく、単に１つの実施形態を例示するものである。また、概略図は、熱交換器５０、１５０を示しているが、示されている実施形態の概略図において、熱交換器５０、５１、５２、１５０その他の実施形態等の、以前に定義された熱交換器のいずれかに置き換えられてもよい。

再び図１を手短に参照すると、別の熱交換器の実施形態が示されている。熱交換器１５０は、エンジン入口端１２の近くにあるケーシングの外周のほぼ全て（約３２０度）を覆って端から端まで取り付けられた、複数の熱交換器セグメント２０４（図５）によって形成されてもよい。あるいは、熱交換器１５０は、単一の熱交換器セグメント２０４によって形成されてもよく、これは、同一の外周の長さを覆う。同様に、図２および図３の熱交換器５０、５１、５２の実施形態は、近接して配置された複数のセグメントで形成されるか、または単一の熱交換構造体で形成されてもよい。

ここで図５を参照すると、熱交換器１５０のセグメントが示されている。熱交換器１５０の各熱交換器セグメント２０４は、第１の端部２１０および反対側の第２の端部２１２を有する、押し出し本体部２０２を含む。押し出し本体部２０２はまた、第１の半径方向表面２２０、第２の半径方向表面２２２、空気流路２３に対して上流側の壁２２６、および反対側の下流側の壁２２４を含む。押し出し本体部２０２はまた、第１の半径方向表面２２０から半径方向内側に延びる、複数の冷却フィン２３０を含む熱交換器１５０がファンダクト１７（図１）の外面に近接して配置されている場合は、必要に応じて、冷却フィン２３０は、図１の配置で半径方向内側に延びるか、または図２および図３の実施形態で半径方向外側に延びることができるか、あるいは、押し出し本体部２０２から、半径方向内側と半径方向外側との両方に延びるフィンを含むことができる。さらに、熱交換器１５０がスプリッタ３１（図１）の外面に近接して配置されている場合は、冷却フィン２３０は、半径方向内側に延びるか、または半径方向外側に延びてもよく、あるいは、押し出し本体部２０２から、半径方向内側と半径方向外側との両方に延びるフィンを含んでもよい。したがって、第１の半径方向表面２２０、および第２の半径方向表面２２２は、使用されるかまたは形成される実施形態に応じて、半径方向内側かまたは外側であってもよい。

押し出し本体部２０２はまた、各アーチ形の熱交換器セグメント２０４を通って縦に延びる、複数のコア冷却チャネル２３２を含む。コア冷却チャネル２３２は、そこを通って冷却される流体を受けるために、選択的に寸法決めされる。例示的な実施形態において、押し出し本体部２０２は、そこを通って延びる複数のコア冷却チャネル２３２、例えば２４個の冷却チャネルを含む。必要に応じて、押し出し本体部２０２は、所望の冷却の削減に基づいて、示されているよりも多いか、またはより少ない数のコア冷却チャネル２３２を含むことができる。例示的な実施形態において、コア冷却チャネル２３２は、幾何学的な断面形状を有する。本実施形態によれば、この形状は、流動特性を向上させるために、湾曲した角部を有するほぼ長方形である。あるいは、コア冷却チャネル２３２は、他の何らかの形状、例えば、円形、四角形、長円形、三角形の断面形状を有する。さらに、このような開口部はほぼ平行なチャネルであり、全てが同一の流体を運んでもよく、あるいは、各グループが異なる冷却目的に使用される異なる冷却流体を運ぶ、複数のグループに分離されてもよい。例えば、１つのグループは、軸受用に潤滑流体を運び、別のグループは、エンジンの電子機器用に別の冷却流体を運んでもよい。

例示的な実施形態において、押し出し本体部２０２はまた、１つ以上の解凍入口チャネル２４８、および１つ以上の解凍出口チャネル２５０を含む。解凍（ｄｅ―ｃｏｎｇｅａｌｉｎｇ）という用語は、粘度が高くて流れにくい場合がある凝固した流体の冷却の程度を少なくすることによって、解凍するかまたは粘度を低下させ、潤滑流体の流れを改善するチャネルの機能をいう。チャネル２４８、２５０は、熱交換器１５０の、各アーチ形の熱交換器セグメント２０４を通って縦に延び、そこを通る流体を受けるように選択的に寸法決めされる。例示的な実施形態において、チャネル２４８、２５０は、ほぼ丸められた長方形の断面形状を有する。あるいは、チャネル２４８、２５０は、長方形ではなく、例えば円形の断面形状を有していてもよい。さらに、チャネル２４８、２５０は平行なチャネルであり、全てが同一の流体を運んでもよく、あるいは、各グループが異なる冷却目的に使用される異なる冷却流体を運ぶ、複数のグループに分離されてもよい。例えば、１つのグループは、軸受用に潤滑流体を運び、別のグループは、エンジンの電子機器用に別の冷却流体を運んでもよい。例示的な実施形態において、熱交換器１５０は、コア冷却チャネル２３２が解凍チャネル２４８、２５０から半径方向内側に、かつ冷却フィン２３０から半径方向外側に配置されるように形成される。あるいは、コア冷却チャネル２３２は、解凍チャネル２４８および２５０から半径方向外側に、かつ冷却フィン２３０の半径方向内側に配置されてもよい。別の実施形態において、コア冷却チャネル２３２は、解凍入口チャネル２４８と、解凍出口チャネル２５０との間に配置されてもよい。通常、コア冷却チャネル２３２は、本明細書で説明される熱交換器１５０の動作を容易にする、押し出し本体部２０２内の任意の位置に配置することができる。しかしながら、より効率的な流体の冷却を達成するために、コア冷却チャネル２３２を冷却フィン２３０により近接して配置することが望ましい場合があり、ほとんどの場合、コア冷却チャネル２３２は、解凍チャネル２４８、２５０と冷却フィン２３０との間に配置される。

例示的な実施形態において、冷却フィン２３０は、上流側の壁２２６と下流側の壁２２４との間で、押し出し本体部２０２の幅に沿って延び、熱交換器１５０の周りで離間されている。ガスタービンエンジン１０に取り付けられる際に、冷却フィン２３０は、空気流の方向と平行に、中心軸線２９に沿って軸方向に延び、ガスタービンエンジン１０の内面または外面の周囲に半径方向に配置される。例示的な実施形態において、冷却フィン２３０は、各冷却フィン２３０がコア冷却チャネル２３２にほぼ垂直になるように、かつコア冷却チャネル２３２を通って導かれる流体の方向が、冷却フィン２３０を通って導かれる空気流の方向にほぼ垂直になるように、押し出し本体部２０２に連結される。さらに詳細には、冷却フィン２３０は、入口端１２の中または周囲に導かれる空気流路２３が、まず隣接する冷却フィン２３０同士の間に導かれるように、中心軸線２９とほぼ平行に位置決めされる。

１つの実施形態において、押し出し本体部２０２は、冷却フィン２３０が押し出し本体部２０２と一体的に形成されるように、押し出し工程を使用して形成される。例えば、フィンの切断工程は、冷却フィン２３０を形成するように行われる。必要に応じて、冷却フィン２３０は、例えば溶接またはろう付けの手順を使用して、押し出し本体部２０２に連結されてもよい。例示的な実施形態において、押し出し本体部２０２および冷却フィン２３０は、アルミニウム等の金属材料で製造される。

押し出し本体部２０２を通る流体を導くのを容易にするために、熱交換器１５０は、少なくとも１つの冷却入口連結部２４０（図１）、および少なくとも１つの冷却出口連結部２４２（図１）も備える。例示的な実施形態において、連結部２４０、２４２（図１）は、マニホールドを介して、熱交換器セグメント２０４の第１の端部２１０、または第２の端部２１２のいずれかにそれぞれ連結され、バイパス弁１３６（図６〜図９）は、反対側の端部２１０または２１２で、熱交換器セグメント２０４に連結される。あるいは、バイパス弁１３６は、連結部２４０および２４２（図１）として、端部２１０または２１２のいずれかの、同一の端部に連結されてもよい。バイパス弁１３６は、そもそも熱交換器セグメント２０４に連結することはできず、熱交換器セグメント２０４と流体連通している間は離間されている。例示的な実施形態において、少なくとも１つの冷却入口連結部２４０をポートに連結することができ、かつ少なくとも１つの冷却出口連結部２４２をポートに連結することができる。この結果、ポートは、所望の動作状態の間に、回路１００（図４）から熱交換器１５０を通って潤滑流体を導くように動作することができる。以下でより詳細に説明されるように、バイパス弁１３６は、第１の動作モードの間にコア冷却チャネル２３２を通って、または第２の動作モードの間に解凍出口チャネル２５０を通って潤滑流体を導くように構成される。

あるいは、熱交換器１５０は、それぞれが冷却入口連結部２４０および冷却出口連結部２４２を伴う、複数の流体回路を有するように構成することができる。このような回路は、それぞれが個別の異なる目的を有することができ、異なる装置の冷却に使用される、混合されていない流体を運ぶことができる。

熱交換器１５０をガスタービンエンジン１０に固定するのを容易にするために、押し出し本体部２０２は、上流側の壁２２６に連結される第１のタブ２９０、および下流側の壁２２４に連結される第２のタブ２９２を有する。例示的な実施形態において、タブ２９０、２９２はそれぞれ、押し出し本体部２０２と同一の金属材料から製造され、押し出し工程を使用して、押し出し本体部２０２と一体的に形成される。あるいは、タブ２９０、２９２は、溶接またはろう付けの手順を使用して押し出し本体部２０２に取り付けられる、個別の部品として形成される。

例示的な実施形態において、熱交換器１５０は、ファンダクト１７（図１）の内壁が、熱交換器１５０を受けるための凹部（図示せず）を有するように、ガスタービンエンジン１０内に配置されている。熱交換器１５０によって引き起こされる圧力損失の低減または排除を容易にするために、熱交換器１５０は、冷却フィン２３０の基部で、ファンダクト１７の内壁の内面が、押し出し本体部２０２の第１の半径方向表面２２０とぴったり重なるように、ファンダクト１７に連結される。より詳細には、熱交換器１５０は、冷却フィン２３０のみがファンダクト１７の中に延びるように、ガスタービンエンジン１０内に連結される。このようにして、ファンダクト１７の内壁は、冷却空気流２３が冷却フィン２３０のみを通って導かれるように、押し出し本体部２０２をほぼ覆うために使用される。熱交換器１５０は、周方向のファンダクト１７、またはスプリッタ３１の外面の形状にほぼ適合する外形を有するように形成される。また、熱交換器１５０は、ガスタービンエンジン１０のバイパスダクトに適合するように形成することができる。熱交換器１５０は、次に、ファンダクト１７の内面が、上述したように、冷却フィン２３０の基部で押し出し本体部２０２の第１の半径方向表面２２０とぴったり重なるように、ガスタービンエンジン１０に連結される。あるいは、熱交換器１５０は、図２および図３に示されているように、航空機３０、６０の外面と調和するように形成することができ、同様に、冷却フィン２３０が空気流路２３にさらされるように取り付けることができる。

図６は、図４に示す例示的な熱交換器５０、１５０を通る、実線で示す第１の動作モードの概略図である。第１の動作モードは、熱交換器５０、１５０の標準的な動作モードであり、高温の流体が様々なエンジン部品から熱を吸収し、熱交換器５０、１５０を介した冷却を必要とする。第１の動作モードの間は、高温の流体は、冷却入口連結部２４０を通って、ガスタービンエンジン１０から、熱交換器５０、１５０の各熱交換器セグメント２０４へと導かれる。高温の流体は、次に、解凍入口チャネル２４８を通って熱交換器セグメント２０４の長さ分を流れ、バイパス弁１３６によって導かれて、コア冷却チャネル２３２を介して熱交換器セグメント２０４を逆向きに流れ、冷却出口連結部２４２を通って熱交換器５０、１５０から出る。第１の動作モードの間は、高温の潤滑流体は、流体が実質的により低い温度で流体リザーバ４１（図４に示す）に排出されるように、ファンダクト１７（図１）内で冷却フィン２３０を通る空気流によって、コア冷却チャネル２３２を通って流れながら冷却される。具体的には、潤滑流体または冷却流体は、ガスタービンエンジン１０内、またはその周囲で、ほぼ円周方向に導かれる。同時に、入口端１２の中または周囲に供給される冷却空気流は、熱交換器５０、１５０を通って導かれた潤滑流体の動作温度の低減を容易にするために、冷却フィン２３０（図５）を通って導かれる。

例えば、第１の動作モードの間は、高温の潤滑流体は、コア冷却チャネル２３２を通って導かれ、ここでは、高温の流体は、その熱を導電性の表面、すなわち熱交換器１５０の押し出し本体部２０２に移し、そして冷却フィン２３０（図５）に移す。入口端１２を介して供給された比較的低温の空気は、冷却フィン２３０を横切ってかつ／または通って導かれ、ここで、熱は冷却フィン２３０から、ファンダクト１７を通って導かれた空気流に移される。

図７は、熱交換器１５０を通る、第２の動作モード（実線で示す）の概略図である。第２の動作モードは、ガスタービンエンジン１０が、長時間氷点下の温度にさらされ、その結果、潤滑流体が、粘度が高すぎてコア冷却チャネル２３２を容易に流れない所定の温度に達したときに使用される、解凍モードである。この状態では、流れを改善するため、加熱して粘度を下げられるように、流体の冷却を縮小することが望ましい。潤滑流体が所定の温度に達すると、第１の動作モード（図６に点線で示す）のように、コア冷却チャネル２３２を介した冷却を必要とするほど高温ではなく、コア冷却チャネル２３２に残存している流体が、凝固し始める場合がある。例示的な実施形態において、所定の凝固温度は、華氏約１００度である。あるいは、所定の凝固温度は、本明細書で説明される熱交換器１５０の動作を容易にする、任意の温度であってもよい。

熱交換器１５０は、流体が冷却を必要とするほど高温でないときに、熱交換器１５０の各熱交換器セグメント２０４に存在する残留流体の解凍を容易にするのに十分な温かさを維持しなければならない。第２の動作モードの間は、潤滑流体は冷却を必要としないが、ガスタービンエンジン１０で使用した際の熱をまだいくらか保持している。第２の動作モードの間は、潤滑流体は、冷却入口連結部２４０を通って、ガスタービンエンジン１０から、熱交換器１５０の各熱交換器セグメント２０４へと導かれる。流体は、次に、バイパス弁１３６が流れをバイパスのコア冷却チャネル２３２に導く、解凍入口チャネル２４８を通って熱交換器セグメント２０４の長さ分を流れ、第１の動作モードのようにコア冷却チャネル２３２を通る代わりに、解凍出口チャネル２５０を介して熱交換器セグメント２０４を逆向きに流れる。流体は、次に、冷却出口連結部２４２を通って、熱交換器１５０からリザーバ４１（図４）に排出される。あるいは、流体が可能な限り最大断面積の領域を通って流れるのを可能にし、熱交換器１５０の圧力損失を低減するために、第２の動作モードは、潤滑流体の流れが、解凍チャネル２５０およびコア冷却チャネル２３２を介して、熱交換器セグメント２０４を逆向きに流れるように誘導することを含んでもよい。

解凍モードである第２の動作モードの間は、解凍チャネル２４８、２５０を通って熱交換器１５０の各熱交換器セグメント２０４の全長分を流れる流体は、熱交換器１５０内の流体の解凍を容易にする十分な温度に熱交換器１５０を維持するために、熱交換器１５０が熱伝導によって加熱されるように、熱を各熱交換器セグメント２０４の押し出し本体部２０２に移す。押し出し本体部２０２の加熱により、コア冷却チャネル２３２内の流体の解凍が可能になり、その結果、流体は容易にコア冷却チャネル２３２を通って流れる。１つのコア冷却チャネル２３２内の流体が解凍すると、その伝達された熱は、残りのコア冷却チャネル２３２をその後で速やかに解凍するのに十分なものである。さらに、コア冷却チャネル２３２へと続く、温かい潤滑流体を含むチャネル２４８、２５０が近接していることにより、熱伝導によってさらに熱が供給されるため、熱交換器セグメント２０４が解凍を容易にするのに必要な時間を削減する。したがって、押し出し本体部２０２の１つの壁のみが、各コア冷却チャネル２３２を少なくとも１つのチャネル２４８、２５０から分割するように、チャネル２４８、２５０をコア冷却チャネル２３２の近くに配置するのが有利である。

熱交換器１５０が、第２の動作モードの間にチャネル２４８、２５０によって加熱されなかった場合、第１の動作モードの間にコア冷却チャネル２３２を通る流体の流れは、冷えた熱交換器１５０に存在する、凝固した流体によって妨害される。また、第２の動作モードの間は、加温流体の一定の流れを有する熱交換器１５０の温度よりも初期温度が低いため、流体の解凍を容易にするために熱交換器１５０を温めるのに必要な時間が長くなる。

図８を参照すると、例示的なバイパス弁１３６の１つの実施形態が示されている。示されているバイパス弁１３６は、通常の動作温度状態で使用されていることを示している。バイパス弁１３６は、バイパス弁１３６に供給する解凍入口チャネル２４８等の少なくとも１つの流路を含む、弁体７０２を有する。本実施形態によれば、バイパス弁１３６は、弁体７０２を通る２つの異なる経路を含む。コア冷却流路７０４は、熱交換器１５０内で、コア冷却チャネル２３２への流体連通をもたらす。第２の流路は、冷却流体用に解凍出口チャネル２５０への流路を設ける、解凍流路７０６である。これは、図６および図７に併せて示されている。

弁体７０２の上部から始まっているのは、弁キャップ７１０である。弁キャップ７１０は、ばねシート７１２を含み、ここに動力部品戻りばね７１４が配置される。動力部品戻りばね７１４は、動力部品７１６に連結される。動力部品戻りばね７１４は、動力部品７１６の上柱７１８の上端で、プレートと係合する。

動力部品７１６は、様々な形状をとることができ、いくつかの実施形態によれば、ワックスカプセル７１５のセンサおよびアクチュエータを含むことができる。いくつかの実施形態による動力部品７１６は、密閉された室の内部に、ワックスの体積の大幅な増加を伴う固液相変化を使用する、複数のワックスペレット７１７を含むことができる。ワックスペレット７１７は、低温では固体であり、エンジンが加熱すると、ワックスが溶けて膨張する。動力部品７１６の作動は、ワックスペレット７１７の特定の組成によって決定される。ワックスペレット７１７は、通常は、温度に依存する２つの状態で動作する。高温では、ワックスカプセル７１５構造体内のワックスペレット７１７は液体の状態に戻り、示されている実施形態では、膨張して、図示されている位置まで、動力部品７１６をほぼ下方に移動させる。図９を手短に参照すると、低温状態における動力部品７１６が示され、ワックス材料は固体の状態である。この固体の状態では、動力部品７１６は後退しており、動力部品戻りばね７１４のばね力によって、部分的に上方に持ち上がっている。したがって、動力部品戻りばね７１４は、動力部品７１６を、本明細書でさらに説明される上方の位置に戻す機能を有するために、戻りばねにすることができる。

図８を再び参照すると、動力部品７１６は、レリーフまたは過圧ばね７２２を配置するための、少なくとも１つの段差７２０を含む。過圧ばね７２２は、動力部品７１６の下にある下柱の周囲で延びている。過圧ばね７２２は、下柱に対して移動できる、解凍ポペット７２４まで下方に延びている。図示されている位置では、解凍ポペット７２４は閉じており、かつ流路７０６が閉じて、流体を流路７０４に通している。解凍ポペット７２４は、図示されている通常の位置で解凍ポペット７２４が閉じて、熱交換器１５０の解凍チャネル２４８、２５０を通る流れを抑制するように、解凍流路７０６内でレッジに対して配置される。解凍ポペット７２４が上方に移動すると、流路７０６が開く。

解凍ポペット７２４の下には、過圧ポペット７３０があり、バイパス弁１３６内で過大な圧力上昇が生じたときに開く。下柱は、過圧ポペット７３０を通って延び、過圧ポペット７３０の下柱に対する移動を可能にする。過圧ポペット７３０は、極限の状態では、流れがコア冷却流路７０４と解凍流路７０６との両方を通るのを可能にするために、安全弁もしくは圧力逃がし弁として機能する。ポペットばね７２６は、解凍ポペット７２４が、図示された配置で位置しているときの、圧縮された状態で示されている。解凍ポペット７２４が、動力部品７１６内の状態の変化に伴って上昇すると、ポペットばね７２６は、図９に示されているように伸長する。

過圧ポペット７３０の下には、コア冷却ポペット７３４がある。コア冷却ポペット７３４は、流体の流れが、熱交換器１５０のコア冷却チャネル２３２へと通過できるようにする、通常の開位置で示されている。コア冷却ポペット７３４は、下柱に連結され、弁を通って移動する作動流体が通常の動作温度にあるときは、通常は開いている。

図８に示されている実施形態は、油等の冷却流体が高温で冷却を必要とする、通常の動作状態におけるポペットの位置、およびバイパス弁１３６の流れを示す。これは、ガスタービンエンジン１０の動作中の通常の状態である。

図９を参照すると、別の動作状態のバイパス弁１３６が示されており、ここでは、ガスタービンエンジン１０が、数時間氷点下の温度になっていて動作していないか、または流体凝固状態を有するほど流体温度が低い。これにより、結果として冷却流体が凝固する場合があり、流体を高粘度にし、動作圧力を増加させて流れにくくする。図９に示されている実施形態は、解凍チャネル２４８、２５０を通る冷却流体のほぼ全てを導くことによって、冷却流体の冷却効率を低下させて、冷却流体温度の上昇をもたらし、この問題を克服するのに役立つ。結果的に、冷却流体の粘度を減少させ、本開示で前述した凍結状態を抑制する。図９に示されている実施形態において、動力部品７１６は低温状態にあり、その結果、動力部品７１６のカプセル内のワックス構造体が凝固して、動力部品７１６を後退させる。このような後退は、動力部品７１６を引っ張る、戻りばね７１４の上向きの力によって補助することができる。動力部品７１６を上昇させるかまたは持ち上げると、解凍ポペット７２４がそのシート７２５から上昇して、流れが解凍流路７０６を通って、解凍回路および関連するチャネル２４８、２５０へ流れることが可能になる。動力部品７１６の下には、コア冷却ポペット７３４があり、図８に示す位置から第２の位置まで持ち上がって、熱交換器１５０のコアへ流れる、第１の流路を通る流れを遮断する。したがって、図８と図９との比較から、通常の状態では、流れは熱交換器のコア冷却チャネル２３２を通ることができ、かつ解凍チャネル２４８、２５０を通る流れは妨げられ、一方、図９に示す低温動作状態の間は、冷却流体の流れは、コア冷却流路７０４を通るのを抑制され、代わりに解凍流路７０６を通って解凍チャネル２４８、２５０へ移動することが、当業者には理解されるであろう。

構造および方法の前述の説明は、例示の目的で提示されている。これは、網羅的であること、あるいは本発明を、開示されている正確なステップおよび／または形態に限定することは意図しておらず、上述の教示を踏まえて、多くの修正および変更が可能なことは明らかである。本明細書で説明される特徴は、任意の組み合わせで組み合わされてもよい。本明細書で説明される方法のステップは、物理的に可能な任意の順序で実行されてもよい。方法および材料の特定の実施形態が、図示され説明されているが、それに限定されるものではなく、本明細書に添付の特許請求の範囲によってのみ限定されることが理解されよう。

１０ ガスタービンエンジン
１２ エンジン入口端
１３ 推進器コア
１４ 多段高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１７ ファンダクト
１８ 多段高圧タービン
１９ ブレード
２０ 低圧タービン
２２ 低圧圧縮機
２３ 空気流路、冷却空気流
２４ ファンブレード
２５ 高圧軸
２６ ロータディスク
２７ 低圧軸
２８ ファン組立体
２９ 中心軸線、エンジン軸線
３０ 飛行機、航空機
３１ スプリッタ
３２ タービンブレード
３３ 排気側
３４ 機体
３５ ノーズ
３６ 尾部
３８ 翼
４０ 制御面
４１ リザーバ
４２ 軸受
４３ ギアボックス
４４ 軸受
４５ ポンプ
４６ 軸受
４８ 経路
４９ 流体戻りライン
５０、５１、５２ 熱交換器
６０ ヘリコプター、航空機
６１ 第１のロータ組立体
６２ キャビン、キャビン部
６４ 機体
６６ 尾部
６８ ガスタービンエンジン
７０ 第１のロータ
７１ 第２のロータ組立体
７２ 第２のロータ
１００ 熱交換器回路、冷却回路
１３６ バイパス弁
１５０、１５２ 熱交換器
２０２ 押し出し本体部
２０４ 熱交換器セグメント
２１０ 第１の端部
２１２ 第２の端部
２２０ 第１の半径方向表面
２２２ 第２の半径方向表面
２２４ 下流側の壁
２２６ 上流側の壁
２３０ 冷却フィン
２３２ コア冷却チャネル
２４０ 冷却入口連結部
２４２ 冷却出口連結部
２４８ 解凍入口チャネル
２５０ 解凍出口チャネル
２９０ 第１のタブ
２９２ 第２のタブ
７０２ 弁体
７０４ コア冷却流路
７０６ 解凍流路
７１０ 弁キャップ
７１２ ばねシート
７１４ 動力部品戻りばね
７１５ ワックスカプセル
７１６ 動力部品
７１７ ワックスペレット
７１８ 上柱
７２０ 段差
７２２ 過圧ばね
７２４ 解凍ポペット
７２５ シート
７２６ ポペットばね
７３０ 過圧ポペット
７３４ コア冷却ポペット

Claims (15)

1. 熱交換器（５０、１５０）用のバイパス弁（１３６）であって、
   弁体（７０２）と、
   前記弁体を通って延びる動力部品（７１６）と、
   前記弁体を通過する解凍流路（７０６）と、前記弁体を通過するコア冷却流路（７０４）と、
   前記解凍流路と流体連通し、前記動力部品に動作可能に連結された解凍ポペット（７２４）であって、前記解凍ポペットは、第１の閉位置と第２の開位置との間で移動可能な、解凍ポペットと、
   前記コア冷却流路と流体連通するコア冷却ポペット（７３４）であって、前記コア冷却ポペットは、前記動力部品に動作可能に連結される、コア冷却ポペットと
   を備える、熱交換器用のバイパス弁。
2. 前記動力部品が、戻りばね（７１４）によって付勢される、請求項１に記載の熱交換器用のバイパス弁。
3. 前記解凍ポペットと係合する過圧ばね（７２２）をさらに備える、請求項２に記載の熱交換器用のバイパス弁。
4. 前記解凍ポペットが、ばね付勢される、請求項３に記載の熱交換器用のバイパス弁。
5. 前記解凍流路と前記コア冷却流路との間に配置される、過圧ポペット（７３０）をさらに備える、請求項３に記載の熱交換器用のバイパス弁。
6. 前記過圧ばねが、前記過圧ポペットと係合する、請求項５に記載の熱交換器用のバイパス弁。
7. 前記動力部品が、ワックスカプセル（７１５）を有する、請求項１に記載の熱交換器用のバイパス弁。
8. 前記ワックスカプセルが、内部にワックスペレット（７１７）を有する、請求項７に記載の熱交換器用のバイパス弁。
9. 前記ワックスカプセルが、通過する冷却流体の温度に基づいて状態を変える、請求項８に記載の熱交換器用のバイパス弁。
10. 冷却流体が比較的低温であるときに、前記コア冷却ポペットが閉じ、前記解凍ポペットが開く、請求項１に記載の熱交換器用のバイパス弁。
11. 前記冷却流体が比較的温かいときに、前記コア冷却ポペットが開き、前記解凍ポペットが閉じる、請求項１０に記載の熱交換器用のバイパス弁。
12. 前記冷却流体の圧力が高すぎるときに、過圧ポペット（７３０）が、圧力を抜くために開く、請求項１１に記載の熱交換器用のバイパス弁。
13. 前記コア冷却ポペットが、前記動力部品に連結され、前記解凍ポペットが、前記動力部品に対して移動する、請求項１に記載の熱交換器用のバイパス弁。
14. 熱交換器（５０、１５０）用のバイパス弁（１３６）であって、
    弁体（７０２）と、
    前記弁体を通って延びる動力部品（７１６）と、
    前記弁体を通過する解凍流路（７０６）と、
    前記弁体を通過するコア冷却流路（７０４）と、
    前記解凍流路と流体連通し、前記動力部品に動作可能に連結された解凍ポペット（７２４）であって、前記解凍ポペットは、第１の閉位置と第２の開位置との間で移動可能な、解凍ポペットと、
    前記コア冷却流路と流体連通するコア冷却ポペット（７３４）であって、前記コア冷却ポペットは、前記動力部品に動作可能に連結され、
    前記コア冷却ポペットが開いているときは、前記解凍ポペットが閉じて配置され、冷却流体は、前記コア冷却流路を通って前記弁体を通過し、
    前記コア冷却ポペットが閉じているときは、前記解凍ポペットが開き、前記冷却流体のほぼ全てが、前記解凍流路を通って前記弁体を通過する、コア冷却ポペットと
    を備える、熱交換器用のバイパス弁。
15. 熱交換器回路（１００）であって、
    本体（２０２）を有する、熱交換のための熱交換器（５０、１５０）であって、
    前記熱交換のための複数の冷却フィン（２３０）と、
    前記複数の冷却フィンに近接して配置された、前記本体内の第１の複数のコア冷却チャネル（２３２）であって、
    前記第１の複数のコア冷却チャネルは、高温のエンジン流体導管と流体連通する少なくとも１つの冷却入口連結部（２４０）、および冷却出口連結部（２４２）を有する、第１の複数のコア冷却チャネルと、
    前記少なくとも１つの冷却入口連結部（２４０）、および前記少なくとも１つの冷却出口連結部（２４２）と流体連通する、第２の複数の解凍チャネル（２４８、２５０）であって、前記解凍チャネルは、少なくとも１つの解凍入口（２４８）および解凍出口（２５０）を有する、第２の複数の解凍チャネルと、
    前記冷却入口連結部、および前記少なくとも１つの解凍入口と入力流体連通し、前記解凍出口、および前記少なくとも１つの冷却出口連結部（２４２）と出力流体連通しているバイパス弁（１３６）であって、
    前記バイパス弁が、エンジン流体が前記バイパス弁内で２つの流路を流れることを可能にする、二重のポペット（７２４、７３４）を有する、バイパス弁と
    を含む、熱交換器を備える、熱交換回路。