JP5073657B2 - 熱交換器、推進装置、及びかかる推進装置を装備した航空機 - Google Patents

Description

本発明は、ターボジェットエンジンを航空機の主翼に連結する固定用のマストの上方に配置するようになっている熱交換器に関するものであって、その熱交換器は、冷気流を用いて非常に高温の熱気流を少なくとも部分的に冷却するに適したものである。さらに詳細には、本発明は、熱気受け入れ導管と、その熱気流と冷却用気流とをその熱交換器の仕切り箱に導き入れる冷却用空気導管に関するものである。本発明は、また、そのような熱交換器を備えた推進装置に関するものでもある。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も関するものである。

航空機製造の分野では、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取り入れた熱気を、その航空機の空気調和の経路で用いることは既に知られている。空気調和の経路は、操縦席や乗客を収容する客室のためのものなので、そのような空気調和の経路に注入する前にその熱気を冷却する必要がある。

そのため、熱交換器を用いて、その中で、ターボジェットエンジンの送風機を出たところで取り入れられた冷気流と熱気流とを交差させる。そのような冷気流と熱気流が内部で通流する熱交換器の仕切り箱の形は全体として平行六面体であり、そこで熱交換が生じるようになっている。

一般的に、熱気流は、前面からその熱交換器の仕切り箱の中に入り込み、中空の板の内部で、前から後ろへとそこを通流する。熱気流は、部分的に冷却されて、後面から仕切り箱から出てくるが、それは、空気調和の経路に向けて、導かれていくためである。冷気流の方は、下面から熱交換器の仕切り箱の中に入り込み、中空の板と中空の板との間を、下から上へと通流し、上面の上に用意された吸い込み口から仕切り箱の外に排出されるが、それは、ジェットエンジンのマストの外に排出するためである。

それゆえ、冷気流と熱気流が熱交換用の仕切り箱の内部で直交することから、熱交換器を出るところでの熱交換の効率は余り高くない。

冷却しなければならない熱気を取り入れるのは、ターボジェットエンジンの内部であり、そのターボジェットエンジンの位置は、固定用のマストの下である。それゆえ、この熱気流を熱交換器の中に導き入れるためには、それが、そのマストの構造物の中を通過するようにする必要がある。そのマストの構造が弱くなってしまわないようにするためには、特に、通り抜ける導管の数が余り多くならないようにし、その完全無欠な状態を最大限、損なわないようにすることが不可欠である。

ほとんどの場合、部分的に加熱された冷気をそのターボジェットエンジンの外部に直接、噴出するようにしている。それゆえ、そのエンジンの熱力学的サイクルにはもはや寄与しないので、エンジンの性能については損失が生じることになる。この部分的に加熱された冷気は、ターボジェットエンジンを航空機の主翼に連結する固定用のマストの上方を流れ、航空機の空気力学的流れを混乱させることになる。また、高温に耐える材質を用いるか、耐熱コーティングでターボジェットエンジンのカバーを覆ったりして、加熱された冷気がそのようなカバーを傷めないようにする必要がある。これでは熱交換器付きの推進装置の総体が大きくなりがちである。熱交換器の中を通流した冷却用気流を、ターボジェットエンジンの推進気流の中に、再注入することも知られている。そのためには、冷却用気流を排出する導管は、固定用のマストを通り抜け、再びターボジェットエンジンに戻るようにしなければならないが、それではマストの構造が弱くなってしまう。

本発明の目的の一つは、あまりかさばらない熱交換器を提供することである。本発明のもう一つの目的は、冷却用気流を、使用後にも、ターボジェットエンジンの推進気流の中に再注入することができて、しかも、固定用のマストの剛性を損なったり総体がかさばることになったりしないような熱交換器を提供することである。本発明のさらにもう一つの目的は、熱交換の効率の高い熱交換器を提供することである。本発明においては、また、熱交換器付きの推進装置の性能を向上させることも目指している。

そのために、熱気を受け入れる配管と冷気を出す配管とは、どちらも、その熱交換器の仕切り箱の後面の上に位置している。ここで「前」とか「後ろ」とかいうのは、その仕切り箱の外部に位置する空気の流れる方向について言っている。それゆえ、加熱された冷気は、仕切り箱を出たところで配管に導かれ、その冷気を、そのターボジェットエンジンの送風機の配管の中に導いて、エンジンの推進力に貢献する気流の中に再注入することが可能である。そういうわけで、ターボジェットエンジンの性能が、熱交換器が冷気を取り入れることで影響されることは少ししかない。さらに、ターボジェットエンジンのカバーを製作する材質は、合成材でもよいというのは、加熱された冷気流とは接触しないからである。熱交換器の位置がマストの上方である限りは、加熱された冷気の出る配管は、マストを通り抜けてターボジェットエンジンに戻らなければならない。マストの中で配管がかさばらないようにするためには、エンジン内部で取り入れた熱気を熱交換器の仕切り箱の中にまで導き、そのマストを通り抜けなければならない配管と、加熱された冷気を出す配管とはともに二軸同軸になるようにする。それゆえ、固定用のマストを通り抜ける配管は一つだけであり、第二の配管は第一の配管の中に収納されている。

そのようなともに二軸同軸の配管に沿って、熱交換の予備的なものが生じる可能性もある。好適には、冷気流と熱気流の通流は、仕切り箱の内部で互いに平行に、そして少なくとも一部は逆方向に行なわれるのがよい。さらに詳細には、冷気流は仕切り箱を前から後ろへと通り抜け、熱気流は、少なくとも一度は、その仕切り箱を後ろから前へと通り抜けることにする。熱気流は、熱交換器の仕切り箱を水平に通り抜けるパイプの中を通過するようにしてもよい。その場合、冷気流はパイプとパイプの間を自由に通過する。内部を熱気が通り抜けるパイプが偏平アーチとなって、熱気流の流れる方向が仕切り箱の中で二つあるようにし、それぞれ、一つは後ろから前へ、次に前から後ろへとなるようにしてもよい。さらに、その仕切り箱の中で、複数の偏平アーチを重ね合わせてもよい。そのようにして、仕切り箱の中の熱交換の面積を大きくして、冷気流と熱気流との間の熱交換の効率を高める。

それゆえ、本発明が目指す熱交換器は、内部に冷却用気流と熱気流とが通流する熱交換用の仕切り箱を備え、その特徴は、その仕切り箱の後面上に熱気を受け入れる導管を備えて、熱気流をその熱交換用の仕切り箱の中に導き入れ、その仕切り箱の後面上に冷却用気流を排出する導管を備えて、その冷却用気流を熱交換用の仕切り箱の外部に噴出し、熱気受け入れ導管と冷却用気流排出導管とがともに二軸同軸であることである。

本発明の実施例によると、その熱交換器には、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。

− 冷却用空気排出導管が、熱気受け入れ導管を取り巻くようにすること。

− 冷却用気流と熱気流とが、互いに平行に、仕切り箱の中で水平に通流し、冷却用気流は、その仕切り箱の前面からその仕切り箱の中に入り込み、それにより、熱気流と冷却用気流とがその仕切り箱の中で、少なくとも部分的に逆方向に通流するようにすること。

− 熱交換用の仕切り箱が、内部を熱気流が通流する導気管が幾本かあり、冷却用気流はそのような導気管の周りを通流すること。

− 冷却された熱気流が、熱交換用の仕切り箱の中から、その仕切り箱の前面を通して、噴出すること。

− 冷却された熱気流が、熱交換用の仕切り箱の中から、その仕切り箱の後面を通して、噴出し、熱気流は、後ろから前へ、つぎに前から後ろへと、その仕切り箱の中を通流すること。

− その熱交換器には、その熱交換用の仕切り箱の中に位置する肘の形に湾曲した導気管があり、その導気管の内部には熱気流が通流しており、各導気管は、その熱交換用の仕切り箱を少なくとも二度、通り抜けること。

− その熱交換器には、二本一組の導気管が複数あり、そのような導気管の複数対がその仕切り箱の中で重なり合っていること。

本発明は、また、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を航空機の主翼に固定するための固定用のマストと、本発明に係る熱交換器を備え、その熱交換器の仕切り箱はその固定用のマストの上面に固定されているような、航空機用の推進装置をも対象とする。

本発明の実施例によると、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。

− その冷却用空気排出導管が、そのターボジェットエンジンの後方にその冷却用気流を噴出するように、そのマストを通り抜けること。

− その冷却用空気排出導管には、そのターボジェットエンジンの両側のマストの下のところに二本の噴出ノズルが配置されていること。

− その熱気受け入れ導管が、その熱気流をそのターボジェットエンジンからその熱交換器の仕切り箱の後ろにまで導くように、その固定用のマストを通り抜け、その熱気受け入れ導管とその冷気排出導管は、そのマストを通り抜ける際に一貫してともに二軸同軸であること。

− 冷却用気流をターボジェットエンジンからその熱交換器の仕切り箱にまで導いていく冷却用空気受け入れ導管が、その固定用のマストの上方を通ること。

− その冷却用空気受け入れ導管が、逆噴射装置のカバーの上流に位置する気流の分岐区域で、ターボジェットエンジンの内部において正面の方向に冷却用空気を取り入れること。

本発明は、また、本発明に係る航空機用推進装置を少なくとも一つ備えた航空機にも係る。

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１は、本発明に係る熱交換器を備えた推進装置の部分的概略図であり、
図２は、本発明の一つの実施例による熱交換器を後ろから見たところであり、
図３は、図２のＩＩＩ−ＩＩＩに沿った断面図であり、
図４は、図２のＩＶ−ＩＶに沿った断面図である。

図１に見られる熱交換器１は、ターボジェットエンジン３を航空機の主翼（図示せず）に連結する固定用のマスト２の上に配置されている。

熱交換器１には、長方形の仕切り箱４があり、その中で、冷却用気流と熱気流とが通流する。冷却用気流は、冷却用空気受け入れ導管５により、仕切り箱４の中に、その仕切り箱４の前面６のところで、入り込む。ここで「前面」というのは、ターボジェットエンジンの後方に向けられた後面７とは逆の、ターボジェットエンジン３の送風機８に向けられた仕切り箱の面を言う。図１に示された例においては、冷却用気流の採取を、送風機８の直後に位置する気流の分岐区域で、ターボジェットエンジン内部において正面から行なう。

そういうわけで、冷却用空気受け入れ導管はマスト２の構造物を通らず、マスト２のピラミッド型の部分１０の上方を通過する。ピラミッド型の部分１０は、マスト２の前の先端であり、そこでマスト２がターボジェットエンジン３の前の部分に固定されている。冷却用気流は、また、より古典的な方法を用いて、ターボジェットエンジン３と（図示されていない）ポッドのカバーとの間に用意された空気流通導管の中で側面から、取り入れてもよい。この場合は、冷却用空気受け入れ導管５は、仕切り箱４の前面６に合流することができるように、肘のような湾曲部分ができていなければならず、また場合によっては、マスト２の強固な構造を通り抜けなければならない。冷却用空気受け入れ導管５は、また、仕切り箱４の、冷却用空気を取り入れるカバーの脇に位置する、側面の上に吐き出してもよい。

以下に詳しく述べることになるが、冷却用気流は、仕切り箱４の中で、中を冷却の対象となる熱気流が通流する複数の導気管の間を、自由に通流する。そういうわけで、冷却用気流は、仕切り箱４の中を前から後ろへと通流し、その仕切り箱４の後面７のところから始まる冷却気排出導管９により、その仕切り箱４を出たところで導かれる。冷却気排出導管９は、マスト２の上から下までを貫通し、そのマスト２の下にあるターボジェットエンジン３と合流する。

高さｈというのは、その仕切り箱４が固定された上面１１から、ターボジェットエンジン３の方に向いた下面１２までのマスト２の寸法のことを言う。マスト２を通り抜けると、冷却気排出導管９は、横方向に二本のノズル、左ノズル１３と右ノズル１４にそれぞれ分かれる。横方向のノズル１３、１４は、ターボジェットエンジン３の垂直対称面の両側に配置され、その対称面の左側面と右側面の上に位置している。ノズル１３、１４は、ターボジェットエンジンの後方に向かって導かれるので、冷却用気流は、ターボジェットエンジン３の後ろで、推進気流と共に、噴出する。ノズル１３、１４の横方向の位置は、ターボジェットエンジン３の後ろにマスト２を取り付ける区域の邪魔にならなくて済むようにする。

冷却すべき熱気流を仕切り箱４の中に導き入れるのは、熱気受け入れ導管１８である。熱気受け入れ導管１８は、そのマスト２の構造物を経由して、その固定用のマスト２の下に位置するターボジェットエンジン３からそのマスト２の上方に位置する仕切り箱４まで、その空気を導いていく。それゆえ、熱気受け入れ導管は、その高さｈの上から下までを貫通する。熱気受け入れ導管１８は、冷気排出導管９の内部を通るので、そのマスト２に二つの孔を通さなくともよい。

図２に示すのは、本発明に係る熱交換器１のある特定の実施例である。

熱交換器１の仕切り箱４には、内部を熱気流が通流する導気管１５が複数ある。各導気管１５に、空気受け入れ口１６があり、それは仕切り箱４の後面７の上に位置している。空気受け入れ口１６は、熱気受け入れ導管１８と一致する。導気管１５の第一の部分１９は、仕切り箱４の後ろから前まで、直線的に通り抜ける。導気管１５の湾曲部２０で、その第一の部分１９を、前から後ろに向かって直線的に仕切り箱４を通り抜ける第二の部分２１を連結することができる。そのようにして、熱気流は、仕切り箱４の縦方向を二度、通り抜ける。空気の出口１７により、その仕切り箱４の後面７のところで、冷却された熱気を排出することができる。図示された例では、導気管１５の湾曲部２０は一つだけなので、仕切り箱４を二回しか通らない。排出される前の熱気流が仕切り箱４の中を何度も往復するように、複数の湾曲部２０を用意するのも可能である。導気管１５を通り抜ける間ずっと、熱気流は、導気管１５の周りの冷却用気流と接触し続けて冷却される。導気管１５の内壁を通して、対流により、熱交換が行なわれる。冷却用気流は、仕切り箱４の中で、熱気流と平行に、前から後ろへと通流する。

導気管１５は、仕切り箱４の中で、隣り合う二本を一組として、配置されている。ここで、「隣り合う二本一組」というのは、その仕切り箱４の幅の方向に横に並んで位置しているということである。ここで「幅」というのは、その仕切り箱４の両側面の間に延びる、その仕切り箱４の寸法のことをいう。対になった複数の導気管１５を、（図３に示すように）その仕切り箱４の高さの方向に積み重ねてもよい。仕切り箱４の高さというのは、そのマスト２の上面１１と接触しているその仕切り箱４の下面と、その仕切り箱４の（図示されていない）その航空機の主翼に向いた上面との間に延びる寸法である。そのような導気管１５の積み重ねは、そのような導気管１５に、冷却用気流が浸透できるのに十分な空間が残るように行なわなければならない。導気管１５の空気受け入れ口１６は、中央にあり、ということはつまり、その仕切り箱４の側壁の近傍に位置している空気の出口１７が周りにある。そういうわけで、（図１のように）冷却した熱気の二つに分かれた排出導管２２は、仕切り箱４の後面７のところで、冷却気排出導管９を取り囲む形になる。

冷却した熱気の排出導管の各一方は、仕切り箱４の後面７の反対側の縁の上から始まっている。冷却気排出導管９を過ぎると、二本の分岐した各管は合流して一本の導管２２となり、マスト２の上面１１に沿って延びていく。

熱気受け入れ導管１８と冷却気排出導管９とは、どちらも仕切り箱４の後面７の上に位置している。導気管１５の空気受け入れ口１６は仕切り箱４の中で中央にあるのに対して、冷却用気流は、その仕切り箱４の内部空間全体に拡散するので、熱気受け入れ導管１８は、冷却気排出導管９の中に導き入れるのが好都合である。そのようにすると、熱気流はマスト２を下から上へと通り抜け、仕切り箱４に合流し、冷却用気流は、マスト２を上から下へと通り抜け、ターボジェットエンジンの推進気流に合流する（図４）。その一方で、内壁が高温になっている熱気受け入れ導管１８と、そのマスト２の内部構造とが接触しないようにする。このようにすれば、現行技術水準のように熱気受け入れ導管が一本だけ通るのに比べれば、このような二重配管が通るので、そのマスト２の内部構造も弱くならない。なお、もちろんのことながら、導気管１５の構成を変えれば、熱気受け入れ導管９が冷却気排出導管１８を取り囲むようにするのも可能である。

図４に示されているように、熱気受け入れ導管１８は、冷却気排出導管９の中を、そのマスト２の下面１２から上面１１まで軸方向に延びる。そのようにして、マスト２の強固な構造の中を導管９、１８が通ってもかさばらないようにする。さらに、マスト２の下面１２から仕切り箱４の後面７にまで、冷却用気流と熱気流との間に熱交換が行なわれる可能性があり、それがその熱気流を事前に冷却しておくことに対応する。

もう一つの実施例においては、各導気管に偶数の湾曲部２０を付けて、空気の出口１７を仕切り箱４の前面６の上に位置するようにすることもできる。この場合には、冷却された熱気流が、仕切り箱４の前方にまた出てくる。冷却された熱気流を排出する導管は、それから、仕切り箱４の上方に位置する空気吸い込み調節装置の導管と合流してもよい（図１）。同様に、仕切り箱４の後方から前方に向かって、一方通行で熱気を通流させるために、まっすぐな導気管１５を用意してもよい。そこでもまた、冷却された熱気流が、仕切り箱４の前方にまた出てくる。

本発明に係る熱交換器を備えた推進装置の部分的概略図 本発明の一つの実施例による熱交換器を後ろから見た図 図２のＩＩＩ−ＩＩＩに沿った断面図 図２のＩＶ−ＩＶに沿った断面図

符号の説明

１ 熱交換器
２ マスト
３ ターボジェットエンジン
４ 仕切り箱
５ 冷却用空気受け入れ導管
６ 前面
７ 後面
８ 送風機
９ 冷却用空気排出導管
１０ ピラミッド型の部分
１１ 上面
１２ 下面
１５ 導気管
１８ 熱気受け入れ導管

Claims (11)

1. 航空機用推進装置であって、ターボジェットエンジン（３）と、該ターボジェットエンジンを航空機の主翼に固定するための固定用のマスト（２）と、該固定用のマストの上面（１１）に固定された熱交換用の仕切り箱（４）を有する熱交換器（１）であって内部で熱気流と冷却用気流とが通流する熱交換器とを備えてなり、
   その特徴としては、熱気流を前記仕切り箱の中に導き入れるための熱気受け入れ導管（１８）を、前記仕切り箱の後面上の位置に備え、前記冷却用気流を熱交換用の仕切り箱の外部に噴出するための冷却用空気排出導管（９）を前記仕切り箱の後面上の位置に備え、前記熱気受け入れ導管が、前記熱気流を前記ターボジェットエンジンから、前記熱交換器の仕切り箱の後ろにまで導くように、前記固定用のマストを通り抜け、前記熱気受け入れ導管と前記冷却用空気排出導管とが、前記マストを通り抜ける際に一貫してともに二軸同軸であり、
   熱気流は、後ろから前へ、つぎに前から後ろへと、前記仕切り箱の中を通流して、前記仕切り箱の後面を通して噴出することを特徴とする、航空機用推進装置。
2. 前記冷却用空気排出導管が、前記熱気受け入れ導管を取り巻くようにす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. 前記冷却用気流と熱気流とが、互いに平行に、仕切り箱の中で水平に通流し、冷却用気流は、前記仕切り箱の前面（６）から前記仕切り箱の中に入り込み、それにより、熱気流と冷却用気流とが前記仕切り箱の中で、少なくとも部分的に逆方向に通流するようにす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. 前記熱交換用の仕切り箱には、内部を熱気流が通流する導気管（１５）が幾本かあり、冷却用気流が、該導気管の周りを通流す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. 前記導気管が、肘の形に湾曲しており、各導気管は、前記熱交換用の仕切り箱を少なくとも二度、通り抜け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. 前記仕切り箱の中に、二本一組の導気管が複数、配置されており、該導気管の複数対が前記仕切り箱の中で重なり合っていることを特徴とする、請求項４または請求項５に記載の航空機用推進装置。
7. 前記冷却用空気排出導管（９）が、前記ターボジェットエンジンの後方に前記冷却用気流を噴出するように、前記マストを通り抜けることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一つに記載の航空機用推進装置。
8. 前記冷却用空気排出導管には、前記ターボジェットエンジンの両側の前記マストの下のところに二本の噴出ノズルが配置されていることを特徴とする、請求項７に記載の航空機用推進装置。
9. 前記冷却用気流をターボジェットエンジンから前記熱交換器の前記仕切り箱にまで導いていく冷却用空気受け入れ導管は、前記固定用のマストの上方を通ることを特徴とする、請求項１〜８のいずれか一つに記載の航空機用推進装置。
10. 前記冷却用空気受け入れ導管が、逆噴射装置のカバーの上流に位置する気流の分岐区域で、ターボジェットエンジンの内部において正面の方向に冷却用気流を取り入れることを特徴とする、請求項９に記載の航空機用推進装置。
11. 請求項１〜１０のいずれか一つ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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