JP5325706B2 - ガスタービンエンジンファン抽気熱交換器システム - Google Patents

Description

本発明は、全体的に、ガスタービンエンジン及びこのようなエンジンでのオイル冷却方法に関する。

ガスタービンエンジンは、通常、軸受、ギアボックス、及び同様のものなどの種々のエンジン構成部品を潤滑及び冷却するための循環オイルシステムを備えている。作動中、オイルは、許容可能な温度にオイルを維持するために環境に排出される必要のある相当な量の熱を吸収する。一般に、オイルはオイル−燃料熱交換器を通じて循環され、該熱交換器でオイルからの熱が燃料に排出され、ヒートシンク放熱として機能する。その後、燃料は、エンジンの燃焼器に排出されて燃焼される。

多くの動作条件において、航空機ガスタービンエンジンは、エンジンで燃焼されることになる燃料による、ヒートシンク放熱を上回るオイル熱負荷を有する。これに対する典型的な解決策は、エンジン燃料又はエンジンオイルをエンジンファン空気で冷却すること、或いは、燃料を燃焼に必要とされるよりも高速でポンプによりオイル−燃料熱交換器に通し、過剰な燃料流をエンジンから航空機燃料タンクに再循環させて戻すようにすることである。低バイパス軍用ターボファンエンジンでは、ファンステージが多過ぎて（通常３つ）、ファンダクト吐出空気が過度に高温であるので、ファン空気冷却が実行可能な解決策になることはできない。従って、タンク再循環が利用される。

図１は、燃料タンク再循環システムを備えた従来の航空機ガスタービンエンジン１０の一実施例である。エンジン１０は、ファン１２、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、高圧タービン１８、及び低圧タービン２０を有し、これら全ては直列に軸流関係で配置されている。エンジン１０は、従来的な方法で排気ガスのコア流並びにバイパス流を生成するよう動作可能である。例示的な実施例において、エンジン１０は、低バイパスターボファンであり、ここではファン１２からの流れの一部は、バイパスダクト２２内のコアの周りに配向される。バイパス流及びコア流は共に、上流側端部に配置されたアフターバーナー保炎器２６を有するアフターバーナーダクト２４内に流出する。

燃料−オイル熱交換器２８は、エンジン１０の潤滑システム３０に結合される。供給ポンプ３２は、航空機（図示せず）のタンク３４から燃料−オイル熱交換器２８に燃料をポンプ供給し、ここでオイルから熱が吸収される。次いで、燃料は下流側に移行して、ここで燃料が燃焼器１６内に流量調整されて燃焼される。多くの場合、オイルから排出されるのに必要な熱負荷は、エンジン作動条件に必要な燃料流での燃料のヒートシンク放熱能力を上回る。例えば、これは、オイルが高温であり、燃料流が低速（例えば、フライトアイドル）であるときに発生する可能性がある。これに応じて、十分な冷却を得るために、燃料は、冷却に必要な速度で燃料−オイル熱交換器２８に供給され、次いで、エンジン動作に必要なものを上回る超過分がタンク３４に戻される。

グランドアイドル中、タンク３４内の燃料は極めて高温になる可能性があり、地上支援装置を用いて燃料を冷却することが必要となる場合がある。フライト中、タンク燃料温度は、タンク３４が空近くになるにつれて益々増大する割合で高くなる。更に、これは、後でエンジン１０に供給される燃料の温度を上昇させる。エンジン１０は、許容可能な入力燃料温度に対する制限を設けることができる。例えば、燃料は、完全自動デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）又は他の電子機器を冷却するために比較的低温であることが必要とされる場合がある。

米国特許第６，８８３，３０２号公報 米国特許第５，２６９，１３５号公報 米国特許第４，２５４，６１８号公報

従来技術のこれら及び他の欠点は、ファン抽気を用いてガスタービンエンジン内のオイルを冷却するための方法及び装置を提供する本発明によって対処される。

本発明の１つの態様によれば、ガスタービンエンジン用の熱交換器システムは、（ａ）ファンケーシングによって囲まれた回転ファンブレードの少なくとも２つの段を含み、ファン出口で加圧空気の流れを生成するよう動作可能なファンと、（ｂ）ファン出口の上流側の位置でファンと流体連通した第１の流路を有する少なくとも１つの熱交換器と、（ｃ）少なくとも１つの熱交換器の第２の流路に結合された流体システムとを含む。第１及び第２の流路は互いに熱的に結合されている。

本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジンは、（ａ）ファンケーシングによって囲まれた回転ファンブレードの少なくとも２つの段を含み、ファン出口で加圧空気の流れを生成するよう動作可能なファンと、（ｂ）ファン出口の上流側のファンと流体連通した第１の流路を有する熱交換器と、（ｃ）熱交換器から遠隔にあるエンジン内に配置された少なくとも１つの熱源と、（ｄ）熱源と熱交換器の第２の流路との間に結合され、これらの間の作動流体を循環するよう動作可能な流体回路とを含む。第１及び第２の流路は、熱交換器内で熱的に結合されている。

従来技術の熱交換器システムを組み込んだガスタービンエンジンの概略図。 本発明の１つの態様に従って構成された熱交換器システムを組み込んだガスタービンエンジンの概略図。 図２に示されたエンジンのファンセクションの一部の断面図。 図３の熱交換器の平面図。 図４の５−５矢視図。 図４の６−６矢視図。 図３の一部の拡大図。 図７の８−８矢視図。

本発明は、添付図面と共に以下の説明を参照することによって十分に理解することができる。種々の図全体を通じて同じ参照符号が同じ要素を示している図面を参照すると、図２は、本発明の１つの態様に従って構成されたファン抽気熱交換器システムを組み込んだ例示的なガスタービンエンジン１１０を示している。基本エンジン１０は、上述のエンジン１０と実質的に同様の構造の低バイパスターボファン構成である。単に説明を簡単にするために、３つの段のファン１１２とファンケーシング１１４が詳細に図示されている。ファン１１２は、ファン出口１１５で下流側圧縮機に加圧空気を吐出する。

１つ又はそれ以上の抽気熱交換器１１６は、ファン１１２に密接に近接してファンケーシング１１４に取付けられる。熱交換器は空気−液体タイプのものであり、以下でより詳細に説明する。排油ポンプ１１８が設けられ、油だめ１２０及びエンジン１１０のギアボックス１２２から加熱オイルを取り出し、これを空気／オイルセパレータ１２６において空気が除去された後にオイルタンク１２４にポンプ送給する。油だめ１２０及びギアボックス１２２はガスタービンエンジンにおいて一般的に見られるが、エンジン１１０内の他の何らかの熱源から熱を除去するために、オイル又は別の流体を用いることもできる。高温のエンジン排油は、オイルタンク１２４から抽気熱交換器１１６に流れ、ここでオイルから熱が除去される。バイパス弁１２８は、抽気熱交換器１１６内のオイル凝固例えば、例外的に低温ファン抽気が抽気熱交換器１１６を通過することに起因した）の場合に、オイルシステムで連続的オイル流を確保するために設けられる。

ファン抽気は、エンジンオイルを冷却するために使用される。図２に示すように、エンジンオイルは、ファン抽気熱交換器１１６の液体側作動流体として直接使用することができる。任意選択的に、燃料又は水−グリコール混合体などの別の流体は、エンジンオイルから抽気熱交換器１１６に熱を伝達するための中間媒体として使用することができる。

抽気熱交換器１１６を出た後、オイルは、従来のオイル−燃料熱交換器１３０を通過することができ、ここで作動条件に応じて、オイルから燃料又は燃料からオイルに熱が伝達される。次いで、オイルは、供給ポンプにより油だめ１２０及びギアボックス１２２に戻される。

図３は、抽気熱交換器１１６の位置を示すエンジン１１０の側面図である。抽気熱交換器１１６は、ファンケーシング１１４の外部に取付けられ、大きな矢印で全体的に示されるように、ファン出口１１５の上流側のファン１１２から抽気された空気流を受けるように位置決めされる。単なる説明の目的で単一の抽気熱交換器１１６が図示されているが、複数の抽気熱交換器１１６をファンケーシング１１４の外周囲りに位置決めできる点は理解されるであろう。

図４〜６は、抽気熱交換器１１６をより詳細に示している。抽気熱交換器１１６は、空気−液体構造であり、それぞれ入口１３８及び出口１４０を含む前方プレナム１３４及び後方プレナム１３６を有する。プレナム１３４及び１３６は、一連の並行液体チャネル１４２と連通し、該液体チャネル１４２はフィン１４４（図５を参照）又は他の熱伝達強化機構を含むことができる。液体チャネル１４２は、空気チャネル１４６により分離され、該空気チャネルはまた、フィン１４８（図６を参照）又は他の熱伝達強化機構を含むことができる。抽気熱交換器１１６内では、液体チャネル１４２は第１の流路を構成し、空気チャネル１４６は第２の流路を構成する。熱交換器全て同様に、２つの流路は相互に熱的に結合され、すなわち、１つの流路から別の流路に熱エネルギーが流れることができるように配置される。

図７は、抽気流路を示している。実線の矢印で示されるように、第１段ファンブレード１４９から吐出された空気は、後方及び半径方向外寄りに第２段ベーン１５２の外側プラットフォーム１５０を過ぎて、外側プラットフォーム１５０の周囲とファンケーシング１１４との間の既存のギャップを通過する。外側プラットフォーム１５０とファンケーシング１１４との間の半径方向ギャップ１５４は、円周方向での空気の流れを可能にする。次いで、空気は、ファンケーシング１１４を通過し１つ又はそれ以上の抽気アパーチャ１５６を介して抽気される。抽気アパーチャ１５６の数、形状、大きさ、及び位置は、許容可能な圧力損失で抽気熱交換器１１６への適切な質量空気流を許容し、抽気流を抑制してファン空気流からの過度な損失を防ぐように既知の方法で選択することができる。プレナム１５８は、機首から機尾への空気流を許容するために、ファンケーシング１１４と抽気熱交換器１１６との間に設けることができる。特定のエンジン及びファン構成に応じて、ファン１１２の別の段から空気を抽気できるようにすることができる。

第１段ファンブレード１４９の先端での空気温度は比較的低く、すなわち冷却には好適であるが、空気吐出圧は極めて小さいので、抽気冷却には静圧のみが利用可能である。利用可能な熱交換器の空気圧低下は、ブレード先端吐出圧力から第２段ベーン外側プラットフォーム１５０、抽気アパーチャ１５６、及び抽気熱交換器１１６を通る圧力低下を差し引いて、更に抽気熱交換器１１６の外側のファンカウル静圧（本質的に大気圧）を差し引いたものである。この極めて低い圧力低下で十分な空気側熱伝達を得るためには、抽気熱交換器１１６は、空気流深さ（すなわち半径方向厚み）に対する空気正面区域の大きな比を利用する。この構成の二次的な利点は、抽気熱交換器１１６からの高温空気が電気ケーブルなどの温度に敏感な構成部品から離れて半径方向外寄りに配向されることである。

上述の種々の実施形態を適切に選択することで、抽気空気及び燃焼に予定されている燃料において利用可能な全ヒートシンク放熱は、許容可能な温度にオイルを保持するのに必要な熱負荷に等しいか又はそれ以上になる。従って、加熱された再循環燃料の形態では熱が航空機タンクに伝達されなくなる。これは、最も重要な動作条件を含み、ここでは燃焼燃料流は低く、例えば、グランドアイドル、クルーズ、及びフライトアイドル条件である。更に、一部のフライト条件では、抽気熱交換器１１６は、他の場合にはタンクに戻されるはずの熱を放散させるだけでなく、幾つかのフライト条件でエンジン燃料の冷却も行い（反対の燃料−オイル熱交換熱伝達）、従って、ノズル燃料コーキングの可能性を少なくしてエンジン燃料ノズルにより低温の燃料温度を提供する。

以上、ガスタービンエンジン用の熱交換器及びその動作方法について説明した。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、本発明の精神及び範囲から逸脱することなく、種々の修正形態が実施できることは、当業者には理解されるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態の上記の説明及び本発明を実施するための最良の形態は、単なる例証として提供される。

１１０ ガスタービンエンジン
１１２ ファン
１１４ ファンケーシング
１１５ ファン出口
１１６ 抽気熱交換器
１２０ 油だめ
１２２ ギアボックス
１２４ オイルタンク
１２６ 空気／オイルセパレータ
１２８ バイパス弁
１３０ オイル−燃料熱交換器

Claims (12)

1. ガスタービンエンジン（１１０）において、
   （ａ）ファンケーシング（１１４）によって囲まれた回転ファンブレードの少なくとも２つの段を含み、ファン出口で加圧空気の流れを生成するよう動作可能なファン（１１２）と、
   （ｂ）前記ファン出口の上流側の前記ファン（１１２）と流体連通した第１の流路を有する熱交換器（１１６）と、
   （ｃ）前記熱交換器（１１６）から遠隔にある前記エンジン内に配置された少なくとも１つの熱源と、
   （ｄ）前記熱源と前記熱交換器の第２の流路との間に結合され、これらの間の作動流体を循環するよう動作可能な流体回路と、
   を備え、
   前記第１及び第２の流路が前記熱交換器（１１６）内で熱的に結合されている、
   ガスタービンエンジン（１１０）。
2. 前記熱源が軸受油だめであり、前記作動流体が潤滑油である、
   請求項１に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
3. 前記軸受油だめと前記熱交換器（１１６）との間に配置された少なくとも１つの排油ポンプ（１１８）を更に備える、
   請求項２に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
4. 前記排油ポンプ（１１８）と前記熱交換器（１１６）との間に配置された少なくとも１つのオイルタンク（１２４）を更に備える、
   請求項３に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
5. 前記少なくとも１つのオイルタンク（１２４）と前記熱交換器（１１６）との間に配置されたバイパス弁（１２８）を更に備える、
   請求項４に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
6. 前記熱交換器（１１６）との間に配置され、前記少なくとも１つの軸受油だめの上流側に位置付けられる少なくとも１つの供給ポンプ（１３２）を更に備える、
   請求項２乃至５のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
7. 前記ファンケーシング（１１４）が、前記熱交換器（１１６）と連通して通る少なくとも１つの抽気アパーチャ（１５６）を含む、
   請求項１乃至６のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
8. 各々が外側端部に配置されたプラットフォームを有する、環状アレイの固定ベーン（１５２）を更に備え、前記プラットフォームの各々と前記ファンとの間に半径方向のギャップ（１５４）が定められ、前記抽気アパーチャ（１５６）が前記半径方向ギャップの軸方向範囲内に位置付けられる、
   請求項７に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
9. 前記少なくとも１つの熱交換器（１１６）が前記ファンケーシング（１１４）の外部に取付けられる、
   請求項１乃至８のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
10. 前記ファンケーシング（１１４）の外側表面には環状プレナム（１５８）が形成され、前記プレナム（１５８）が前記ファンケーシング（１１４）と前記熱交換器（１１６）との間に配置される、
    請求項９に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
11. 前記ファン（１１２）が回転ファンブレードの３つの段を含み、前記熱交換器（１１６）が前記ファンブレードの第１の段と連通する、
    請求項１乃至１０のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン（１１０）。
12. ガスタービンエンジン用の熱交換器システムであって、
    （ａ）ファンケーシング（１１４）によって囲まれた回転ファンブレードの少なくとも２つの段を含み、ファン出口で加圧空気の流れを生成するよう動作可能なファン（１１２）と、
    （ｂ）前記ファン出口の上流側の位置で前記ファン（１１２）と流体連通した第１の流路を有する少なくとも１つの熱交換器（１１６）と、
    （ｃ）前記少なくとも１つの熱交換器（１１６）の第２の流路に結合された流体システムと、
    を備え、
    前記第１及び第２の流路が互いに熱的に結合されている、
    ガスタービンエンジン用の熱交換器システム。

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