JP2017129129A - 管体熱結合組立体 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの熱結合流組立体のための方法及びシステムを提供する。【解決手段】熱源２０２と熱シンク２０４との間の熱伝達を促進するための熱結合組立体２１０が提供される。熱結合組立体２１０は、熱伝導性要素２１２、断熱ラップ２１４、及びカバー２１６を含む。熱伝導性要素２１２は、熱源２０２の表面２３２に係合するように構成された第１の端壁２２２、熱シンク２０４の表面に係合するように構成された第２の端壁、及び熱伝導体を含む本体を含む。断熱ラップ２１４は、熱伝導性要素２１２、熱源２０２、及び熱シンク２０４を少なくとも部分的に囲む。カバー２１６は、断熱ラップ２１４、熱伝導性要素２１２、熱源２０２、及び熱シンク２０４のうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に囲む。【選択図】図２

Description

本開示の分野は、一般にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、熱結合流組立体のための方法及びシステムに関する。

ガスタービンエンジンがより効率的かつ強力になるにつれて、エンジンの種々の構成要素の温度を制御することは、より重要になってきているが、より困難になってきている。エンジンシステムにおいて、燃料マニホルドは、燃焼のためにコアエンジンに燃料を送る役割を果たすので、重要な構成要素である。しかしながら、少なくとも幾つかの既知のエンジンシステムにおいて、燃料マニホルドは、コアエンジンに隣接して配置され、そのためコアエンジンからの放射及び対流による熱伝達に曝される。このような熱伝達は、燃料マニホルド内の燃料導管並びに燃料自体の温度上昇を引き起こし、その結果、燃料マニホルド内及び／又は燃料ノズル内で燃料コークスの蓄積が生じる。この蓄積は、結果として、エンジン保守間隔を短くだけでなく、エンジン燃焼効率の低下及び流体結合動力学（ｆｌｕｉｄ−ｃｏｕｐｌｅｄ ｄｙｎａｍｉｃｓ）の問題の増加をもたらす。

米国特許第8234873号明細書

１つの態様において、熱結合組立体が提供される。熱結合組立体は、熱伝導性要素、断熱ラップ、及びカバーを含む。熱伝導性要素は、熱源の表面に係合するように構成された第１の端壁、熱シンクの表面に係合するように構成された第２の端壁、及び熱伝導体を含む本体を含む。断熱ラップは、熱伝導性要素、熱源、及び熱シンクを少なくとも部分的に囲む。カバーは、断熱ラップ、熱伝導性要素、熱源、及び熱シンクのうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に囲む。

別の態様において、熱源と熱シンクとを熱的に結合する方法が提供される。この方法は、熱伝導性要素を熱源及び熱シンクに結合することを含む。熱伝導性要素は、熱源の表面に係合するように構成された第１の端壁、熱シンクの表面に係合するように構成された第２の端壁、及び熱伝導体を含む本体を含む。この方法はまた、断熱部材を熱伝導性要素、熱源、及び熱シンクに巻き付けることと、断熱部材、熱伝導性要素、熱源、及び熱シンクをカバー内に入れることと、を含む。

さらに別の態様において、ターボファンエンジンが提供され、該ターボファンエンジンは、コアエンジンと、コアエンジンに燃料を供給するように構成された燃料管理システムと、燃料管理システムに結合された熱結合組立体とを含む。熱結合組立体は、熱伝導性要素、断熱ラップ、及びカバーを含む。熱伝導性要素は、燃料管理システムの熱源の表面に係合するように構成された第１の端壁、燃料管理システムの熱シンクの表面に係合するように構成された第２の端壁、及び熱伝導体を含む本体を含む。断熱ラップは、熱伝導性要素、熱源、及び熱シンクを少なくとも部分的に囲む。カバーは、断熱ラップ、熱伝導性要素、熱源、及び熱シンクのうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に囲む。

本開示のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、図面全体を通じて同様の参照符号が同様の要素を示す添付図面を参照しながら以下の詳細な説明を読むと更に理解できるであろう。

本開示の例示的な実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略図。 熱結合組立体を含む図１に示したガスタービンエンジンの燃料管理システムの斜視図。 図２に示す熱結合組立体を含む燃料管理システムの第１の断面図。 図２及び図３に示す熱結合組立体を含む燃料管理システムの第２の断面図。

別途指示されていない限り、本明細書で示される図面は、本開示の実施形態の特徴を例証するものとする。これらの特徴は、本開示の１又はそれ以上の実施形態を含む幅広い種類のシステムで適用可能であると考えられる。よって、図面は、本明細書で開示される実施形態の実施に必要とされる当業者には公知の従来の全ての特徴を含むことを意図するものではない。

以下の明細書及び請求項において幾つかの用語を参照するが、これらは以下の意味を有すると定義される。

単数形「ａ」、「ａｎ」、及び「ｔｈｅ」は、前後関係から別段の明確な指示がない限り、複数形態を含む。

「任意」又は「場合により」とは、それに続いて記載されている事象又は状況が起こってもよいし起こらなくてもよいことを意味し、その記載はその事象が起こる場合と起こらない場合を含む。

本明細書及び請求項全体を通じてここで使用される近似表現は、関連する基本的機能の変更をもたらすことなく、許容範囲内で変わることのできるあらゆる定量的表現を修飾するのに適用することができる。従って、「約」、「およそ」及び「実質的に」などの１又は複数の用語により修飾される値は、指定される厳密な値に限定されるものではない。少なくとも一部の事例において、近似表現は、値を測定するための計器の精度に対応する場合がある。ここで、及び明細書及び請求項全体を通じて、範囲限界は組み合わせ及び／又は置き換えが可能であり、このような範囲は前後関係又は表現がそうでないことを示していない限り、識別され、ここに包含される部分範囲全てを含む。

本明細書で説明される熱結合組立体は、熱源と熱シンクとの間の熱伝達を促進する効率的な方法を提供する。より具体的には、本明細書で説明する１つの実施形態において、熱結合組立体は、燃料導管間の熱伝達をもたらし、導管及びそこを通って運ばれる燃料間の温度差を低減する。この温度差を低減することは、燃料導管内の燃料コークスの蓄積を減らし、そのことが、エンジン性能を改善し、燃料導管及び燃料ノズルの保守間隔を延長する。熱結合組立体は、導管間で熱を伝達するように構成された熱伝導性要素と、導管の周りの熱的環境からの熱伝達を低減するように構成された断熱ラップと、熱結合組立体をまとめて保持するとともに導管の周りの熱的環境からの放射熱伝達を低減するように構成されたカバーとを含む。

図１は、例示的なガスタービンエンジン１００の概略図である。ガスタービンエンジン１００は、互いに軸流連通するように配置されたファンシステム１０２、コアシステム１０４、及び排気システム１０６を含む。コアシステム１０４は、圧縮機組立体１０８、燃焼器組立体１１０、高圧タービン組立体１１２、及び低圧タービン組立体１１４を含む。動作中、空気は、圧縮機組立体１０８内に導かれ、この空気は圧縮されて次に燃焼器組立体１１０内に導かれる。燃焼器組立体１１０内で、圧縮空気は、燃料と混合されて点火され、燃焼ガスを発生し、燃焼ガスは、その後、高圧タービン組立体１１２及び低圧タービン組立体１１４を通って導かれ、排気システム１０６を介して周囲空気中へ排出される。他の実施形態において、ガスタービンエンジン１００は、何らかの適切な方式で構成された何らかの適切なファンシステム、コアシステム、及び／又は排気システムを含むことができる。

図２〜図４は、それぞれ、燃焼器組立体１１０の燃料管理システム２００の斜視図及び２つの断面図を示す。具体的には、燃料管理システム２００は、互いに平行に延びた第１及び第２の燃料導管２０２、２０４を含み、これらは、燃料をコアエンジン（特に図示せず）に送るように構成される。２つの燃料導管が示されているが、本開示は任意の数の燃料導管（例えば３つの燃料導管）を含む燃料管理システムに適用可能であることを理解されたい。さらに、例示的な実施形態は燃料システムに向けられているが、本開示は、オイルシステムなどの代替的なシステムにも容易に適用できることを理解されたい。第１の燃料導管２０２は、第１の直径Ｄ₁を有し、第２の燃料導管２０４は、第２の直径Ｄ₂を有する。図示された実施形態において、直径Ｄ₂は直径Ｄ₁より大きく、所与の時間量においてより多くの燃料が第２の燃料導管２０４を通って運ばれるようになっている。これらの直径及び燃料流量の差に基づいて、第１の燃料導管２０２及び第２の燃料導管２０４（及びそれらを通って送られる燃料）の間に温度差が存在する。代替的な実施形態において、Ｄ₂は、Ｄ₁と等しいか又はそれより小さい。燃料導管２０２及び／又は２０４の一方又は両方を、アルミニウム、鋼、チタン、剛性ゴム、ＴＥＦＬＯＮ（登録商標）、合金又はそれらの組合せのような適切な導管材料、及び／又は、他の何らかの適切な導管材料で作製することができる（ＴＥＦＬＯＮは、米国デラウェア州、ＷｉｌｍｉｎｇｔｏｎのＣｈｅｍｏｕｒｓ Ｃｏｍｐｏｎｙ ＦＣ，ＬＬＣの登録商標である）。異なる材料は、異なる温度環境、用途、及び燃料導管２０２、２０４の他の性質に適したものであることを理解されたい。

燃料導管２０２、２０４間の温度差は、燃料導管２０２、２０４の長さに沿って変化し得る。例えば、燃料導管２０２、２０４は、燃料を同じ供給源（例えば燃料タンク）から、但し異なる流量で燃料を引き込む。従って、供給源の近くの位置では、燃料導管２０２、２０４の間の温度差が比較的小さい。供給源からの距離が大きくなるにつれて、燃料導管２０２、２０４間の温度差は増大し、このとき直径及び／又は燃料流量の差がこれに寄与する。温度差が増大するにつれて、その燃料の燃焼効率は低下する。従って、燃料導管２０２、２０４を通して送られた燃料がコアエンジンに達する時点までに温度差が相対的に最大になり、コアエンジンの効率が低下する。さらに、燃料導管２０２、２０４の温度は、隣接する比較的高温（燃料導管２０２、２０４に比べて）のエンジン構成要素（例えば、コアエンジン、圧縮機排出ノズル、高圧タービンなど）からの対流及び／又は放射によって上昇し得る。

本明細書で詳細に説明するように、第１及び第２の燃料導管２０２、２０４に結合された熱結合組立体２１０は、第１及び第２の燃料導管２０２、２０４を互いに熱結合することによって、第１及び第２の燃料導管２０２、２０４間の長さに沿った温度差の低減を促進する。換言すれば、燃料導管２０２、２０４の一方が熱源として構成され、燃料導管２０２、２０４の他方が熱シンクとして構成される。加えて、熱結合組立体２１０は、燃料導管２０２、２０４を他のエンジン構成要素からの熱伝達から遮蔽することを促進する。図示の実施形態において、熱結合組立体２１０は、熱伝導性要素２１２、断熱部材２１４（本明細書において「断熱ラップ」とも呼ばれる）、及びカバー２１６を含む。広い意味で、熱伝導性要素２１２は、比較的高温の第１の燃料導管２０２と比較的低温の第２の燃料導管２０４との間で熱を伝達するように構成され、断熱ラップ２１４は、付加的なエンジン構成要素への熱伝達及びそこからの熱伝達を低減するように構成され、カバー２１６は、熱結合組立体２１０と燃料導管２０２、２０４との構成を維持し、並びに熱結合組立体２１０を取り囲むエンジン環境からの放射を低減するように構成される。

１つの実施形態において、熱伝達性要素２１２は、アルミニウム、銅、又は鋼フォームなどの金属フォーム、又はグラファイトフォーム（例えば、ＰＯＣＯＦｏａｍ（登録商標）（ＰＯＣＯＦｏａｍは、テキサス州のＰＯＣＯ Ｇｒａｐｈｉｃ，Ｉｎｃ．の登録商標である））などの合金フォームを含む。金属又は合金フォームは、高度に熱伝導性であるのみならず、比較的軽量又は低密度であるので、熱伝導性要素２１２はエンジン１００に実質的な重量を追加しない。加えて、これらのフォーム材料は、その重量の割には比較的高い剛性及び高い強度を示し、そのことが燃料導管２０２、２０４の振動及びそれらを通じた振動の制振及び制御を改善する。従って、熱伝導性要素２１２は、燃料管理システム２００に熱的利益を提供するのみならず機械的利益も提供し、燃料導管２０２、２０４の振動を制御するためのブラケット又はクランプの必要性を低減し又は排除する。そのため、場合によっては、これらのブラケット又はクランプに関連した重量及び／又は費用を削減することができる。図示の実施形態では熱伝導性要素２１２は比較的高い熱伝導性及び比較的低い密度を有するが、熱伝導性要素２１２は、付加的な材料又は他の適切な材料を含むことができる。具体的には、熱伝導性要素２１２は、燃料導管２０２及び／又は２０４の材料の熱伝導性から約１９５０Ｗ／ｍ・Ｋ（又は約１３５２０ ＢＴＵ・ｉｎ／（ｈｒ・ｆｔ²・Ｆ）、銅の熱伝導性の約５倍）までの間の熱伝導性を有する何らかの適切な材料を含むことができ、熱伝導性要素２１２が燃料導管２０２、２０４間で熱を伝達するように構成されるようになっている。熱伝導率（ラムダとしても知られる）は、厚さ１メートル毎１ケルビンの温度勾配に対して表面積１平方メートル当たりのワットとして測定された、熱が材料を通る速度、すなわちＷ／ｍＫと理解されたい。さらに、例示的な実施形態において、熱伝導性要素２１２は、直径Ｄ₁の半分より大きい幅を有する。熱伝導性要素２１２は、代替的な幅、例えば直径Ｄ₁の半分より小さいか又はそれに等しい幅、又は直径Ｄ₂の半分より小さい、等しい、又は大きい幅を有することができる。

１つの実施形態において、熱伝導性要素２１２は、相変化材料を含んだコア（図示せず）を含む。コアは、燃料管理システム２００の動作温度に近い温度で相変化するように構成される。このような相変化は、それにより、熱結合組立体２１０（例えば、熱伝導性要素２１２、第１の燃料導管２０２及び／又は第２の燃料導管２０４）からエネルギーを引き込む。付加的に又は代替的に、コアは、相変化の際の熱エネルギーを貯蔵するように構成される。

１つの実施形態において、断熱ラップ２１４は、比較的低い熱伝導率を有する断熱材料を含み、燃料導管２０２、２０４と熱伝導性要素２１２との部分組立体２１８からの熱伝達が最小化されるようになっている。さらに、断熱ラップ２１４は、部分組立体２１８、特に燃料導管２０２、２０４への、他のエンジン構成要素（例えばコアシステム１０４）からの熱伝達を低減する。断熱ラップ２１４はまた、燃料導管２０２、２０４と熱伝導性要素２１２との相対位置を維持する役割を果たし、それらの相対運動を防止する。断熱ラップ２１４は、製織されたシリカ、玄武岩、ガラス繊維、セラミック、シリコーン、ゴム、樹脂、ＫＥＶＬＡＲ（登録商標）、ＳＵＰＥＲＷＯＯＬ（登録商標）などのような適切な断熱材料を含むことができる（ＫＥＶＬＡＲは、デラウェア州、ＷｉｌｍｉｎｇｔｏｎのＥ．Ｉ． ｄｕ Ｐｏｎｔ ｄｅ Ｎｅｍｏｕｒｓ ａｎｄ Ｃｏｍｐａｎｙの登録商標であり、ＳＵＰＥＲＷＯＯＬは、英国、バークシャー州のＭｏｒｇａｎ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ ＰＬＣの登録商標である）。さらに、断熱ラップ２１４は、施工前に予備形成することもでき（例えばスリーブとして）、又は施工中に形成することもできる（例えば吹付け材料又は被覆材料として）。１つの実施形態において、断熱ラップ２１４は、熱伝導率が約０．０２Ｗ／ｍ・Ｋ（又は約０．２ＢＴＵ？ｉｎ／（ｈｒ？ｆｔ²？Ｆ））から約１０Ｗ／ｍ・Ｋ（又は約７０ＢＴＵ？ｉｎ／（ｈｒ？ｆｔ²？Ｆ））未満までの何らかの適切な材料を含むことができ、断熱ラップ２１４が、燃料導管２０２、２０４と熱伝導性要素２１２との部分組立体２１８への熱伝達又はそこからの熱伝達を低減するように構成されるようになっている。幾つかの実施形態において、断熱ラップ２１４の熱伝導率は、その周りの熱的環境の温度により変化する。

カバー２１６は、燃料導管２０２、２０４、熱伝導性要素２１２、及び断熱ラップ２１４の少なくとも一部を取り囲んで内部に保持し、それらの相対運動を防止するように構成され、そのことが上述のように燃料導管２０２、２０４の振動の低減を改善する。加えて、カバー２１６は、熱結合組立体２１０を取り囲む熱的環境からの放射を低減するように構成される。具体的には、カバー２１６は、低い表面放射率を示す高反射性表面２２０を有する。１つの実施形態において、カバー２１６は、鋼、アルミニウム、他の金属薄板、及び／又は合金又はそれらを組み合わせてものなどの、研磨された金属薄板である。例示的な実施形態において、カバー２１６は、約０．００３インチの厚さを有する。他の実施形態において、カバー２１６は、０．００３インチよりも厚い又は薄い厚さを有する。加えて、１つの実施形態において、カバー２１６は、約０．１と約０．４５との間の表面放射率を有する。

１つの実施形態において、熱結合組立体２１０は、燃料導管２０２、２０４が所定距離（例えば熱結合組立体２１０の長さ）にわたって互いに平行に延びた、燃料導管２０２、２０４の長さに沿った任意の場所に結合することができる。他の実施形態において、熱結合組立体２１０は、２つの非平行の細長い部材を、例えば熱伝導性要素２１２、断熱ラップ２１４、及びカバー２１６を非平行の細長い部材を熱的に結合するのに適切な角度及び／又は湾曲で設けることによって、熱的に結合するように構成される。さらに、複数の熱結合組立体２１０を燃料導管２０２、２０４に結合して、燃料管理システム２００に対する熱結合組立体２１０の熱的及び機械的利益を局所的に及びシステム２００全体にわたって増強することができる。あるいは、単一の熱結合組立体２１０を、燃料管理システム２００の一部に沿って又は実質的にその全長に沿って延びるように構成することができる。

図示の実施形態において、熱伝導性要素２１２は、第１の端壁２２２、第２の端壁２２４、第１の側壁２２６、第２の側壁２２８、並びに第１の端壁２２２と第２の端壁２２４との間及び第１の側壁２２６と第２の側壁２２８との間に延びた本体２３０を含む。第１の端壁２２２は、第１の燃料導管２０２の外面２３２に係合するように構成され、第２の端壁２２４は、第２の燃料導管２０４の外面２３４に係合するように構成される。熱伝導性要素２１２は、熱結合組立体２１０の組立て前に予備成形することができ、第１の端壁２２２が外面２３２に対して相補的になるように予備形成され、第２の端壁２２４が外面２３４に対して相補的になるように予備形成されるようになっている。あるいは、熱伝導性要素２１２は、熱結合組立体の組立て中に形成され（例えば、吹付け又は成形され）、端壁２２２、２２４が、それぞれ、自動的に外面２３２及び２３４に対して相補的な形をとるようになっている。

断熱部材２１４は、第１の側壁２３６及び第２の側壁２３８、並びに第１の端部２４０及び第２の端部２４２を含む。１つの実施形態において、第１の側壁２３６、第１の端部２４０、第２の側壁２３８、及び第２の端部２４２は、直列に連続して接続され、その結果、断熱部材２１４は、単一の連続した構成成分になっている。あるいは、１つ又はそれ以上の継ぎ目、ヒンジ、シール及び／又は溶接部（まとめて「接合構成要素」）を断熱部材２１４内に形成して、断熱部材２１４が、互いに結合された２つ又はそれ以上の別個の部品を含むようにすることができる。

同様に、カバー２１６は、第１の側壁２４４、第２の側壁２４６、第１の端部２４８及び第２の端部２５０を含む。図４に示した実施形態において、接合構成要素２５２がカバー２１６内に定められる。接合構成要素２５２は、ほぞ継手構成要素２５２として示されているが、接合構成要素２５２は、継ぎ目、ヒンジ、溶接部、及び／又はシールなど、他の何らかの要素を含むことができることを理解されたい。カバー２１６は、燃料導管２０２、２０４上への熱結合組立体２１０の組み込みを簡単にするために接合構成要素２５２を含む。例示的な実施形態において、熱結合組立体２１０は、「現場で」燃料管理システム２００に組み込むか又は結合され、すなわち換言すれば、持ち運び可能な及び／又は再使用可能な組立体２１０である。組み込み作業員が必要とするのは、燃料導管２０２と２０４との間に熱伝導性要素２１２を位置決めし、断熱部材２１４を部分組立体２１８の周りに巻き付け（又はそれ以外の方法で設置し）、その周りにカバー２１６取り付けることのみであるという点で、組み込みは比較的簡単である。

図示の実施形態において、カバー２１６の第１及び第２の側壁２４４及び２４６は、凹断面を含む。この凹面、並びに外面２２０の表面積を最小化することは、カバー２１６の外面２２０を通る熱放射伝達の低減を改善する。断熱部材２１４の第１及び第２の側壁２３６及び２３８もまた、凹断面を含み、その凹面は、カバー２１６の凹面にほぼ一致する。加えて、熱伝導性要素２１２の第１及び第２の側壁２２６及び２２８は、凹断面を含み、その凹面は断熱部材２１４の凹面にほぼ一致する（従ってカバー２１６の凹面にほぼ一致する）。

上述の熱結合組立体は、熱源と熱シンクとの間の熱伝達のための効率的な方法を提供する。詳細には、上述の熱結合組立体は、比較的高温の第１の燃料導管の外面と比較的低温の第２の燃料導管の外面との間に熱伝達を提供するように構成された熱伝導性要素を含む。このような熱伝達は、燃料導管間の温度差を低減し、これはエンジン性能を改善するのみならず、燃料導管及び燃料ノズルの保守間隔を延長する。熱結合組立体はまた、断熱ラップも含み、これは、より厚い及び／又はより重い断熱材料の必要性を低減し又は排除し、その結果、燃料導管を断熱するための重量及び／又は費用を削減することができる。さらに、断熱ラップ及びその周りに巻き付けられたカバーは、燃料導管の振動を低減し、余分なブラケット又はクランプの必要性を低減し又は排除する。従って、熱結合組立体によってもたらされる機械的利益に加えて、追加の重量及び／又は費用の節約を達成することができる。上述の熱結合組立体は、持ち運び可能となるように、かつ簡単にエンジンの燃料マニホルドに組み込まれるように構成され、多様なエンジンシステムに適用可能である。

熱結合組立体の例示的な実施形態を詳細に上述した。熱結合組立体、並びにこのような組立体及び構成要素装置を作動させる方法は、本明細書で説明した特定の実施形態に限定されず、むしろシステムの構成要素及び／又は方法のステップは、本明細書で説明した他の構成要素及び／又はステップとは独立して別個に利用することができる。例えば、熱結合組立体の実施形態は、配管、導管及び／又は他の何らかの細長い構造体（例えば航空機オイルシステム）を含む、何らかの２つの細長い部材間の熱伝達を促進するために用いることができる。従って、熱結合組立体を航空機エンジンに関して説明したが、熱結合組立体の実施形態は、互いに熱結合することができる細長い構成要素を有する他の多くの用途及びシステムに関連して実装され、利用されることができる。

本開示の種々の実施形態の特定の特徴要素は、一部の図面において示され、他の図面では示されていないが、これは、便宜上のことに過ぎない。本開示の原理によれば、図面のいずれかの特徴は、他のいずれかの図面のあらゆる特徴と組み合わせて言及し及び／又は特許請求することができる。

本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、実施形態を開示し、また当業者が、あらゆる装置又はシステムを製作し且つ使用しまたあらゆる組込み方法を実行することを含む実施形態の実施を行なうことを可能にもする。本開示の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
熱結合組立体であって、
熱源の表面に係合するように構成された第１の端壁と、
熱シンクの表面に係合するように構成された第２の端壁と、
熱伝導体を含む本体と、
を備えた熱伝導性要素と、
上記熱伝導性要素、上記熱源、及び上記熱シンクを少なくとも部分的に囲む断熱ラップと、
上記断熱ラップ、上記熱伝導性要素、上記熱源、及び上記熱シンクのうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に囲むカバーと、
を備えた、熱結合組立体。
［実施態様２］
上記熱源及び上記熱シンクが、所定距離にわたって平行に延びた細長い部材を含む、実施態様１に記載の組立体。
［実施態様３］
上記本体が、凹断面を有する一対の対向した側壁を含む、実施態様１に記載の組立体。
［実施態様４］
上記カバーが、凹断面を有する一対の対向した側壁を含む、実施態様１に記載の組立体。
［実施態様５］
上記第１の端壁が、上記熱源の表面に対して相補的な表面を備え、上記第２の端壁が、上記熱シンクの表面に対して相補的な表面を備える、実施態様１に記載の組立体。
［実施態様６］
上記熱源及び上記熱シンクの少なくとも１つが、配管部材を含む、実施態様１に記載の組立体。
［実施態様７］
上記本体が、およそ１９５０Ｗ／ｍＫの熱伝導率を有する金属フォームを含む、実施態様１に記載の組立体。
［実施態様８］
上記カバーが、０．１と０．４５との間の放射率を有する研磨金属断熱カバーを含む、実施態様１に記載の組立体。
［実施態様９］
熱源と熱シンクとを熱的に結合する方法であって、
上記熱源の表面に係合するように構成された第１の端壁と、上記熱シンクの表面に係合するように構成された第２の端壁と、熱伝導体を含む本体を備えた熱伝導性要素とを、上記熱源及び上記熱シンクに結合するステップと、
断熱部材を上記熱伝導性要素、上記熱源、及び上記熱シンクに巻き付けるステップと、
上記断熱部材、上記熱伝導性要素、上記熱源、及び上記熱シンクをカバー内に入れるステップと、
を含む、方法。
［実施態様１０］
上記熱伝導性要素を上記熱源及び上記熱シンクに結合するステップが、上記熱伝導性要素を、所定距離にわたって平行に延びた細長い部材を含む上記熱源及び上記熱シンクに結合することを含む、実施態様９に記載の方法。
［実施態様１１］
上記熱伝導性要素を上記熱源及び上記熱シンクに結合するステップが、上記熱伝導性要素を、配管部材を含む上記熱源及び上記熱シンクに結合することを含む、実施態様１０に記載の方法。
［実施態様１２］
上記熱源の表面に対して相補的な表面を有する上記第１の端壁と、上記熱シンクの表面に対して相補的な表面を有する上記第２の端壁とを含む上記熱伝導性要素を設けるステップをさらに含む、実施態様９に記載の方法。
［実施態様１３］
凹断面を有する一対の対向した側壁を有する上記本体を含む上記熱伝導性要素を設けるステップと、
凹断面を有する一対の対向した側壁を含む上記カバーを設けるステップと、
をさらに含む、実施態様９に記載の方法。
［実施態様１４］
コアエンジンと、
上記コアエンジンに燃料を供給するように構成された燃料管理システムと、
上記燃料管理システムに結合された熱結合組立体と、
を備えたターボファンエンジンであって、
上記熱結合組立体が、
上記燃料管理システムの熱源の表面に係合するように構成された第１の端壁と、
上記燃料管理システムの熱シンクの表面に係合するように構成された第２の端壁と、
熱伝導体を含む本体と、
を備えた熱伝導性要素と、
上記熱伝導性要素、上記熱源、及び上記熱シンクを少なくとも部分的に囲む断熱ラップと、
上記断熱ラップ、上記熱伝導性要素、上記熱源、及び上記熱シンクのうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に囲むカバーと、
を備える、ターボファンエンジン。
［実施態様１５］
上記熱源及び上記熱シンクが、所定距離にわたって平行に延びた細長い部材を含む、実施態様１４に記載のターボファンエンジン。
［実施態様１６］
上記熱源及び上記熱シンクが、上記燃料管理システムの配管部材を含む、実施態様１５に記載のターボファンエンジン。
［実施態様１７］
上記本体が、凹断面を有する一対の対向した側壁を含む、実施態様１４に記載のターボファンエンジン。
［実施態様１８］
上記カバーが、凹断面を有する一対の対向した側壁を含む、実施態様１４に記載のターボファンエンジン。
［実施態様１９］
上記第１の端壁が、上記熱源の表面に対して相補的な表面を備え、上記第２の端壁が、上記熱シンクの表面に対して相補的な表面を備える、実施態様１４に記載のターボファンエンジン。
［実施態様２０］
上記本体が、およそ１９５０Ｗ／ｍＫの熱伝導率を有する金属フォームを含み、上記カバーが、０．１と０．４５との間の放射率を有する研磨金属断熱カバーを含む、実施態様１４に記載のターボファンエンジン。

１００：ガスタービンエンジン
１０２：ファンシステム
１０４：コアシステム
１０６：排気システム
１０８：圧縮機組立体
１１０：燃焼器組立体
１１２：高圧タービン組立体
１１４：低圧タービン組立体
２００：燃料管理システム
２０２：第１の燃料導管
２０４：第２の燃料導管
２１０：熱結合組立体
２１２：熱伝導性要素
２１４：断熱部材
２１６：カバー
２１８：部分組立体
２２０：外面
２２２：第１の端壁
２２４：第２の端壁
２２６：第１の側壁
２２８：第２の側壁
２３０：本体
２３２：外面
２３４：外面
２３６：第１の側壁
２３８：第２の側壁
２４０：第１の端部
２４２：第２の端部
２４４：第１の側壁
２４６：第２の側壁
２５０：第２の端部
２５２：接合構成要素

Claims (10)

1. 熱結合組立体（２１０）であって、
   熱源（２０２）の表面（２３２）に係合するように構成された第１の端壁（２２２）と、
   熱シンク（２０４）の表面（２３４）に係合するように構成された第２の端壁（２２４）と、
   熱伝導体を含む本体（２３０）と、
   を備えた熱伝導性要素（２１２）と、
   前記熱伝導性要素（２１２）、前記熱源（２０２）、及び前記熱シンク（２０４）を少なくとも部分的に囲む断熱ラップ（２１４）と、
   前記断熱ラップ（２１４）、前記熱伝導性要素（２１２）、前記熱源（２０２）、及び前記熱シンク（２０４）のうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に囲むカバー（２１６）と、
   を備えた、熱結合組立体（２１０）。
2. 前記熱源（２０２）及び前記熱シンク（２０４）が、所定距離にわたって平行に延びた細長い部材を含む、請求項１に記載の組立体（２１０）。
3. 前記本体（２３０）が、凹断面を有する一対の対向した側壁（２２６、２２８）を含み、前記カバー（２１６）が、凹断面を有する一対の対向した側壁（２２４、２４６）を含む、請求項１に記載の組立体（２１０）。
4. 前記第１の端壁（２２２）が、前記熱源（２０２）の表面（２３２）に対して相補的な表面を備え、前記第２の端壁（２２４）が、前記熱シンク（２０４）の表面（２３４）に対して相補的な表面を備える、請求項１に記載の組立体（２１０）。
5. 前記本体（２３０）が、およそ１９５０Ｗ／ｍＫの熱伝導率を有する金属フォームを含み、前記カバー（２１６）が、０．１と０．４５との間の放射率を有する研磨金属断熱カバーを含む、請求項１に記載の組立体。
6. コアエンジン（１０４）と、
   前記コアエンジン（１０４）に燃料を供給するように構成された燃料管理システム（２００）と、
   前記燃料管理システム（２００）に結合された熱結合組立体（２１０）と、
   を備えたターボファンエンジン（１００）であって、
   前記熱結合組立体（２１２）が、
   前記燃料管理システムの熱源（２０２）の表面（２３２）に係合するように構成された第１の端壁（２２２）と、
   前記燃料管理システムの熱シンク（２０４）の表面（２３４）に係合するように構成された第２の端壁（２２４）と、
   熱伝導体を含む本体（２３０）と、
   を備えた熱伝導性要素（２１２）と、
   前記熱伝導性要素（２１２）、前記熱源（２０２）、及び前記熱シンク（２０４）を少なくとも部分的に囲む断熱ラップ（２１４）と、
   前記断熱ラップ（２１４）、前記熱伝導性要素（２１２）、前記熱源（２０２）、及び前記熱シンク（２０４）のうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に囲むカバー（２１６）と、を備える、ターボファンエンジン（１００）。
7. 前記熱源（２０２）及び前記熱シンク（２０４）が、前記燃料管理システム（２００）の配管部材を含む、請求項６に記載のターボファンエンジン（１００）。
8. 前記本体（２３０）が、凹断面を有する一対の対向した側壁（２２６、２２８）を含み、前記カバー（２１６）が、凹断面を有する一対の対向した側壁（２４４、２４６）を含む、請求項６に記載のターボファンエンジン（１００）。
9. 前記第１の端壁（２２２）が、前記熱源（２０２）の表面（２３２）に対して相補的な表面を備え、前記第２の端壁（２２４）が、前記熱シンク（２０４）の表面（２３４）に対して相補的な表面を備える、請求項６に記載のターボファンエンジン（１００）。
10. 前記本体（２３０）が、およそ１９５０Ｗ／ｍＫの熱伝導率を有する金属フォームを含み、前記カバー（２１６）が、０．１と０．４５との間の放射率を有する研磨金属断熱カバーを含む、請求項６に記載のターボファンエンジン（１００）。