JP5976396B2

JP5976396B2 - Ｆｌａｄｅタービン冷却並びに出力及び熱管理

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Description

本発明は、全体的に航空機ガスタービンエンジン及び航空機の冷却に関し、より具体的には、航空機出力及び熱管理システム並びにガスタービンエンジンタービンを冷却するためのこのようなシステムに関する。

軍事用航空機設計は、現行のエンジンよりも遙かに高い全体圧力比で作動するエンジンにより開発されている。エンジンのタービン、特に高圧タービンの高温セクションにおいて空気の冷却が必要とされる。米国特許第４，１８７，６７５号、第４，２５４，６１８号、及び第７，８２３，３８９号明細書において開示されるように、圧縮機を用いてタービンを冷却することは公知である。航空機電子機器及び他の機体冷却要件のための冷却空気もまた、圧縮機により供給することができる。ロッキードＦ３５は、圧縮機空気を使用する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を含んでいる。

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。通常、これらの冷却システムはファン冷却空気を使用する。

従って、タービン及び航空機電子機器並びに冷却を必要とする他の航空機又は機体の両方に圧縮機冷却空気を供給する必要性がある。また、できる限り燃料消費率（ＳＦＣ）に対する影響を最小限にしながらこのような冷却システムを簡素で軽量なものにする必要性がある。

米国特許第７，７７０，３８１号明細書

航空機複合冷却システムは、空気サイクルシステムを含む出力熱管理システムと、加圧ブリード空気を冷却するため、及び該加圧ブリード空気を用いて航空機ガスタービンエンジンの高圧タービンにおけるタービン構成要素を冷却するためのタービン冷却回路と、エンジンのＦＬＡＤＥダクトに配置された空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器と、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器をタービン冷却回路と空気サイクルシステムとの間で選択的に切り換えるよう動作可能なバルブ調整装置と、を含む。

航空機複合冷却システムの例示的な実施形態では更に、空気サイクルシステムが蒸気サイクルシステムにおける蒸気サイクルシステム凝縮器と熱伝達冷却関係にある。エンジン燃焼燃料−空気熱交換器は、蒸気サイクルシステム凝縮器と熱伝達冷却関係にあるものとすることができる。

空気サイクルシステム熱交換器は、蒸気サイクルシステム凝縮器内に組み込まれ、空気サイクルシステムからの冷却空気を用いて蒸気サイクルシステムの冷却ループにおいて作動流体を冷却するのに用いることができる。エンジン燃焼燃料−空気熱交換器は、エンジン燃焼燃料を用いて蒸気サイクルシステムの冷却ループにおいて作動流体を冷却するよう動作可能である。

蒸気サイクルシステムは、液体及び／又は空気冷却される航空機構成要素を冷却するための環境制御システムに動作可能に接続されて該環境制御システムを冷却することができる。

空気サイクルシステムは、空気サイクル機械を含むことができ、該空気サイクル機械が、空気サイクル機械の機械圧縮機及び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。ＦＬＡＤＥダクト熱交換器を含む中間冷却器は、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直列空気流れ関係で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、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に直列空気流れ関係で動作可能に配置され、出力タービンは、圧縮機吐出段のような、航空機ガスタービンエンジン高圧圧縮機の圧縮機段と加圧空気受け入れ関係で接続されている。

航空機複合冷却システムの例示的な実施形態は更に、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器との間でそれぞれつながった入口及び出口ラインを含む。バルブ調整装置は、入口及び出口ラインにそれぞれ接続された入口及び出口バルブを含む。圧縮機吐出段は、ブリードラインにより入口バルブの第１の入口に動作可能に接続され、機械圧縮機の圧縮機出口は、圧縮機流出ラインにより入口バルブの第２の入口に動作可能に接続される。空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器への入口ラインは、入口バルブの出口に動作可能に接続され、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器からの出口ラインは、出口バルブのバルブ入口に動作可能に接続される。タービン冷却回路は、出口バルブの第１の出口に動作可能に接続される。バイパスラインは、入口バルブの第１のバイパス出口を出口バルブの第２のバイパス出口に動作可能に接続することができる。

巻線型誘導磁石発電機は、出力タービンを機械圧縮機及び冷却タービンに接続するシャフト上にあることができる。

冷却タービン構成要素は、第１段タービンブレードを含むことができる。

タービン冷却又は航空機構成要素冷却用の空気を交互に冷却するよう動作可能なＦＬＡＤＥダクトに装着された熱交換器を用いて複合冷却システムを有するガスタービンエンジン駆動による航空機の概略図。図１に示すエンジンのＦＬＡＤＥダクトの周り及び内部に配置されるダクト熱交換器要素の概略図。図１に示す例示的なタービン冷却システムのより詳細な図。

図１に概略的に示されるのは、エンジン１０のＦＬＡＤＥダクト３内に配置された空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０を含む、例示的な航空機ＦＬＡＤＥガスタービンエンジン１０である。熱交換器４０は、図２において図示するようにＦＬＡＤＥダクト３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。複合冷却システム５１は、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０を用いて、タービン冷却用の圧縮機空気と航空機構成要素冷却用の冷却空気を交互に冷却する。複合冷却システム５１は、エンジン１０の高圧タービン２３においてタービン構成要素を冷却するため高温の加圧ブリード空気５８を冷却し、或いは、出力熱管理システム（ＰＴＭＳ）１２を冷却するのに用いられる空気サイクルシステム２７用の冷却空気４６を冷却するよう交互に切り替えるよう動作することができる。加圧ブリード空気５８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から抽気される。ＦＬＡＤＥダクト３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。

図１を参照すると、タービン冷却回路７８は、圧縮機吐出段６０からの加圧ブリード空気５８をＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０に通してエンジン１０の高圧タービン２３に送る。圧縮機吐出段６０からの加圧ブリード空気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。出力熱管理システム１２は、空気サイクルシステムＡＣＳ２７を含む。ＡＣＳ２７は、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。ＡＣＳ２７は、環境制御システム（ＥＣＳ）１４と呼ばれることが多いものを通じて、液体及び／又は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の熱制御及び加圧を行うのに使用される。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。

タービン冷却回路７８は、加圧ブリード空気５８を冷却し、冷却された加圧ブリード空気５８を使用して高圧タービン２３におけるタービン構成要素を冷却する。出力熱管理システム１２は、環境制御システム１４を冷却するのに使用されるサイクルシステム２７において冷却空気４６を使用する。バルブ調整装置１２５は、タービン冷却回路７８と空気サイクルシステム２７との間で空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０を選択的に切り替える。

ＦＬＡＤＥエンジン（ＦＬＡＤＥは、「ファンオンブレード」の頭文字である）は、１つの特定のタイプの可変サイクルエンジンであり、半径方向内側ファンによって駆動され外側ファンによって特徴付けられ、該外側ファンは、内側ファンを囲む内側ファンダクトとほぼ同心環状で該内側ファンダクトを囲む外側ファンダクト内にＦＬＡＤＥ空気を吐出する。Ｔｈｏｍａｓ他による「ＴｗｏＳｐｏｏｌＶａｒｉａｂｌｅＣｙｃｌｅＥｎｇｉｎｅ」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、「ＳｐｉｌｌａｇｅＤｒａｇａｎｄＩｎｆｒａｒｅｄＲｅｄｕｃｉｎｇＦＬＡＤＥＥｎｇｉｎｅ」の名称の米国特許第５，４０４，７１３号、「ＡｃｏｕｓｔｉｃａｌｌｙＳｈｉｅｌｄｅｄＥｘｈａｕｓｔＳｙｓｔｅｍｆｏｒＨｉｇｈＴｈｒｕｓｔＪｅｔＥｎｇｉｎｅｓ」の名称の米国特許第５，４０２，９６３号、「ＶａｒｉａｂｌｅＳｐｅｃｉｆｉｃＴｈｒｕｓｔＴｕｒｂｏｆａｎＥｎｇｉｎｅ」の名称の米国特許第５，２６１，２２７号、及び「ＢｙｐａｓｓＩｎｊｅｃｔｏｒＶａｌｖｅＦｏｒＶａｒｉａｂｌｅＣｙｃｌｅＡｉｒｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｓ」の名称の欧州特許第ＥＰ０，５６７，２７７号に開示されている。「Ｆｌａｄｅｇａｓｔｕｒｂｉｎｅｅｎｇｉｎｅｗｉｔｈｆｉｘｅｄｇｅｏｍｅｔｒｙｉｎｌｅｔ」の名称の米国特許第７，３９５，６５７号は、引用により本明細書に組み込まれる。

エンジン１０は、三段式ファン１１９と、ＦＬＡＤＥダクト３にわたって半径方向に延びるＦＬＡＤＥファンブレード５の少なくとも１つの列を有するＦＬＡＤＥファン４とを備えたファンセクション１１５を含む。ＦＬＡＤＥファン４及びＦＬＡＤＥファンブレード５は、ファン１１９の半径方向外向きに配置されて接続され、該ファン１１９の周りを囲む。エンジン入口１３は、ファンセクション１１５に対するファン入口１１と、ＦＬＡＤＥダクト３に対する環状ＦＬＡＤＥ入口８とを含む。ＦＬＡＤＥ空気流８０は、ＦＬＡＤＥファンブレード５によって排出される。ＦＬＡＤＥファンブレード５の列は、三段式ファン１１９の第１のファン段１１１の半径方向外向きに配置されて且つ動作可能に接続され、該第１のファン段１１１によって駆動される。ＦＬＡＤＥファンブレード５の列は、可変の第１のＦＬＡＤＥベーン６の軸方向前方列と、任意選択的に、可変の第２のＦＬＡＤＥベーン７の軸方向後方列との間に配置される。

ファン１１９の下流側の軸方向後方には、環状コアエンジン入口１７を有するコアエンジン１９がある。ファン１１９の下流側の軸方向後方に位置するファンバイパスダクト４１は、コアエンジン１９を囲む。ＦＬＡＤＥダクト３は、ファン１１９及びファンバイパスダクト４１を囲む。ファン入口１１は、可変の第１のＦＬＡＤＥベーン６及び可変の第２のＦＬＡＤＥベーン７を閉じることによりＦＬＡＤＥ入口８が本質的に閉鎖された状態で、全出力条件にてエンジンの全エンジン空気流量１５を本質的に受け入れるようなサイズにされる。エンジンは更に、所定の部分出力飛行条件でＦＬＡＤＥダクト３の入口を全開し、離陸のような全出力条件で本質的に閉鎖するように設計され動作する。

コアエンジン１９は、下流側への直列軸方向流れ関係で、高圧圧縮機２２０、燃焼器２２２、及び高圧タービンブレード２５の列を有する高圧タービン２３を含む。高圧シャフト３１は、エンジン１０の中心線２１２の周りで同軸に配置され、高圧圧縮機２２０及び高圧タービンブレード２５を固定して相互接続する。コアエンジン１９は、燃焼ガスを発生させるのに有効である。高圧圧縮機２２０からの加圧空気は、燃焼器２２２において燃料と混合されて点火され、これにより燃焼ガスを発生する。高圧タービンブレード２５により一部の仕事がこれらのガスから取り出され、これが高圧圧縮機２２０を駆動する。高圧シャフト３１は、高圧圧縮機２２０を回転させる。

コアエンジン１９から燃焼ガスが吐出され、低圧タービン１５１を有する低圧タービンセクション１５０に流入する。低圧タービン１５１は、低圧シャフト１５２によりファン１１９に駆動可能に接続される。ＦＬＡＤＥファンブレード５は、主として、入口空気流量要件にフレキシブルに適合させるのに使用される。低圧タービンセクション１５０、ＦＬＡＤＥダクト３、及びファンバイパスダクト４１からのエンジン排出流１５３は、排気ノズル１５６を通って排出される。

空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０は、圧縮機排出段６０からの高温の加圧ブリード空気５８を冷却し、これを加圧冷却空気１７９として排出するよう動作可能である。或いは、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０は、空気サイクル機械（ＡＣＭ）３４用のＡＣＳ２７の中間冷却器３６において冷却空気４６を冷却するよう動作可能である。

図１及び３を参照すると、タービン冷却回路７８は、高温の加圧ブリード空気５８を圧縮機吐出段６０から抽気し、該高温の加圧ブリード空気５８を空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０に流して冷却して加圧冷却空気１７９を形成し、圧縮機２２２の内側及び外側燃焼器ケーシング１７２、１７４を貫通して半径方向に延びる複数の円周方向に離間した移送管１８０に低温の加圧空気１７９を流すようにする。複数の円周方向に離間した移送管１８０は、タービン冷却回路７８の一部である。次いで、加圧冷却空気１７９は、環状流れインデューサー８４に流れ、流れインデューサーは、加圧冷却空気１７９を高圧タービンにおける支持ロータディスク１４７から半径方向外向きに延びる第１段タービンブレード１４３の列に送る。第１段タービンブレード１４３は、タービン冷却回路７８によって冷却することができる高圧タービン２３におけるタービン構成要素の実施例である。

流れインデューサー８４は、通常はベーンの列を含む固定構成要素であり、加圧冷却空気１７９を接線方向に加速し、流量調整し、及び／又は更に加圧して回転する第１段ロータディスク１４７に加圧冷却空気１７９を噴射する。これは、加圧冷却空気１７９をディスク１４７の軸方向ダブテールスロットに効率的に送り流量調整し、タービンブレード１４３のダブテール内に見られる入口に流すようにするための従来の構成要素である。加圧冷却空気１７９は、タービンブレード１４３及びその中の冷却チャンネル１６５を通って半径方向外向きに流れ、ブレード翼形部の正圧側面及び負圧側面における吐出孔１６８の複数の列を通じて吐出される。

図１を参照すると、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、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。中間冷却器３６は、ＡＣＭ３４によって冷却される冷却空気４６を冷却するのに使用される。空気サイクルシステムＡＣＳ２７内の空気サイクルシステム熱交換器３０を用いて、蒸気サイクルシステム（ＶＣＳ）２９の冷却を促進する。

ダクト熱交換器４０は、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、蒸気サイクルシステム（ＶＣＳ）２９のＶＣＳ凝縮器３２において作動流体を冷却するのに使用される。作動流体７９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７９は、ＶＣＳ凝縮器３２からＶＣＳ圧縮機８１、及び航空機構成要素１６を冷却するのに使用される空気を冷却する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。ＡＣＳ２７の空気サイクルシステム熱交換器３０は、蒸発サイクルシステム凝縮器３２において使用され、冷却タービン５２から出る冷却空気４６を用いて冷却ループ８３内の作動流体７９を冷却するようにする。

エンジン燃焼燃料−空気熱交換器４９もまた、ＶＣＳ２９の蒸気サイクルシステム凝縮器３２内の作動流体７９を冷却するのに使用される。エンジン燃焼燃料−空気熱交換器４９は、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と熱連通している。エンジン燃焼燃料−空気熱交換器４９は、冷却ループ８３内で再循環する作動流体７９を冷却するのに使用されるポリアルファオレフィン（ＰＡＯ）ループ４８内にある。エンジン燃焼燃料−空気熱交換器４９は、ＶＣＳ凝縮器３２内にあるものとして図示されているが、作動流体７９を冷却するため他の場粗に位置することもできる。

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の高圧圧縮機６４の圧縮機吐出段６０からの加圧ブリード空気５８により動力が供給される。圧縮機吐出段６０からの加圧ブリード空気５８は、出力タービン５４の出力タービン入口１０２に流入する。加圧ブリード空気５８は、ＡＣＭ出力タービン５４から出力タービン出口１０４を通じて排出され、排気ノズル１５６のスロート５７の上流側にあるエンジン排気口８６に放出される。

本明細書で示される例示的なＡＣＭ３４は、機械圧縮機入口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ＡＣＭ出力タービン５４とを含む。ＡＣＳ２７における空気サイクルシステム熱交換器３０は、冷却タービン出口７５と機械圧縮機入口７２との間に空気流関係で作動可能に配置される。本明細書で示される例示的な冷却タービン５２は、固定冷却タービンノズル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。

ＡＣＭ３４はまた、機械圧縮機５０及び冷却タービン５２と同じシャフト５６が駆動する発電機１２０を含むことができる。発電機１２０は、ＡＣＳ２７がＡＰＵ（補助出力ユニット）として作動するときにエンジン１０を始動させるための電力を供給する。発電機始動磁気誘導電流がバッテリ（図示せず）から供給される。双発航空機では、このＡＰＵ機能は、グラウンドカート（ｇｒｏｕｎｄｃａｒｔ）でエンジンが始動できる限りは必要ではない可能性がある。或いは、発電機１２０は、電気スタータ／発電機とすることができる。

複合冷却システム５１は、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０とそれぞれつながった入口及び出口ライン１２２、１２４を含む。入口及び出口ライン１２２、１２４への入口及び出口三方弁１２６、１２８は、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０をタービン冷却回路７８と空気サイクルシステム２７との間で選択的に切り換えるための例示的なバルブ調整装置１２５を提供する。圧縮機吐出段６０は、ブリードライン１３０により入口バルブ１２６の第１の入口１３２に接続される。機械圧縮機５０の圧縮機出口７３は、圧縮機流出ライン１３４により入口バルブ１２６の第２の入口１３６に接続される。空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０への入口ライン１２２は、入口バルブ１２６の出口１３８に接続される。

空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０からの出口ライン１２４は、出口バルブ１２８のバルブ入口１４０に接続される。図３に示される高圧圧縮機２２０の内側及び外側燃焼ケーシング１７２、１７４を通って半径方向に延びる複数の円周方向に離間した移行管１８０は、出口バルブ１２８の第１の出口１４２に接続される。

バイパスライン１９０は、入口バルブ１２６の第１のバイパス出口１９２を出口バルブ１２８の第２のバイパス出口１９４に接続する。出力熱管理システム（ＰＴＭＳ）１２で使用するために複合冷却システム５１が冷却空気４６を冷却するよう切り替えられたときに、バイパスライン１９０により、タービン冷却回路７８は、ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０をバイパスしながら加圧ブリード空気５８を圧縮機吐出段６０からエンジン１０の高圧タービンに送ることができるようになる。また、エンジン１０の高圧タービンにおけるタービン構成要素を冷却するために複合冷却システム５１が高圧の加圧ブリード空気５８を冷却するよう切り替えられたときに、バイパスライン１９０により、出力熱管理システム（ＰＴＭＳ）１２は、ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０をバイパスしながら冷却空気４６を圧縮機５０の圧縮機出口７３から、冷却タービン５２の冷却タービン入口７４を含む半径方向流入冷却タービン５２に送ることができるようになる。

空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０からＡＣＭ３４が利用できる冷却は、エンジン燃料を通って空気熱交換器４９に流れる大量のエンジン燃焼燃料３８が存在するときには高出力飛行中は遮断され、従って、蒸気サイクルシステム２９に多量の冷却が提供される。高出力飛行条件中、圧縮機吐出段６０からの高温の加圧ブリード空気５８は、ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０において冷却され、加圧冷却空気１７９としてタービン冷却回路７８に流れる。このことは、加圧冷却空気１７９により冷却されるタービン構成要素が高出力飛行条件中に極めて高温状態に曝されるので特に有用である。

低出力飛行条件中、タービンはこのような高温状態には曝されず、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０は空気サイクルシステム２７に切り替えられる。低出力飛行条件中、エンジン燃料を通って空気熱交換器４９に流れるエンジン燃焼燃料３８は少なく、従って、空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０は、蒸気サイクルシステム２９に多量の冷却を提供する。

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且つ特定した発明である。

３ＦＬＡＤＥダクト
４ＦＬＡＤＥファン
５ＦＬＡＤＥファンブレード
６第１のＦＬＡＤＥベーン
７第２のＦＬＡＤＥベーン
８環状ＦＬＡＤＥ入口
１０ガスタービンエンジン
１１ファン入口
１２出力熱管理システム
１３エンジン入口
１４環境制御システム
１５全エンジン空気流量
１６空気冷却航空機構成要素
１７コアエンジン入口
１９コアエンジン
２０指向性エネルギー兵器
２２航空機電子機器
２３高圧タービン
２４交流（ＡＣ）電子機器
２５高圧タービンブレード
２６機上不活性ガス発生システム
２７空気サイクルシステム
２８機上酸素ガス発生システム
２９蒸気サイクルシステム
３０空気サイクルシステム熱交換器
３１高圧シャフト
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
４１ファンバイパスダクト
４５熱交換器セクション
４６冷却空気
４８ＰＡＯループ
４９エンジン燃焼燃料−空気熱交換器
５０冷却圧縮機
５１複合冷却システム
５２冷却タービン
５４出力ガスタービン
５７スロート
５６シャフト
５８加圧ブリード空気
６０圧縮機吐出段
６４高圧圧縮機
６８冷却タービンノズル
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
７８タービン冷却回路
７９作動流体
８０ＦＬＡＤＥ空気流
８１ＶＣＳ圧縮機
８２ＶＣＳ蒸発器
８３冷却ループ
８４流れインデューサー
８６エンジン排気口
１０２出力タービン入口
１０４出力タービン出口
１１１第１のファン段
１１５ファンセクション
１１９三段式ファン
１２０磁石発電機
１２２入口ライン
１２４出口ライン
１２５バルブ調整装置
１２６入口バルブ
１２８出口バルブ
１３０ブリードライン
１３２第１の入口
１３４流出ライン
１３６第２の入口
１３８出口
１４０バルブ入口
１４２第１の出口
１４３第１の段タービンブレード
１４７ロータディスク
１５０低圧タービンセクション
１５１低圧タービン
１５２低圧シャフト
１５３エンジン排出流
１５６排気ノズル
１６５冷却チャンネル
１６８吐出孔
１７２内側燃焼ケーシング
１７４外側燃焼ケーシング
１７９加圧冷却空気
１８０移行管
１９０バイパスライン
１９２第１のバイパス出口
１９４第２のバイパス出口
２１２中心線
２２０高圧圧縮機
２２２燃焼器

Claims

航空機複合冷却システム（５１）であって、
空気サイクルシステム（２７）を含む出力熱管理システム（１２）と、
加圧ブリード空気（５８）を冷却するため、及び該加圧ブリード空気（５８）を用いて航空機ガスタービンエンジン（１０）の高圧タービン（２３）におけるタービン構成要素を冷却するためのタービン冷却回路（７８）と、
前記エンジン（１０）のＦＬＡＤＥダクト（３）に配置された空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）と、
前記空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）を前記タービン冷却回路（７８）と前記空気サイクルシステム（２７）との間で選択的に切り換えるよう動作可能なバルブ調整装置（１２５）と、
蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）を含む蒸気サイクルシステム（２９）と
を備え、
前記空気サイクルシステム（２７）が前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）と熱伝達冷却関係にある
航空機複合冷却システム（５１）。
前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）と熱伝達冷却関係にあるエンジン燃焼燃料−空気熱交換器（４９）を更に備える、請求項１に記載の航空機複合冷却システム（５１）。
前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）内に空気サイクルシステム熱交換器（３０）を更に備え、前記空気サイクルシステム熱交換器（３０）が、前記空気サイクルシステム（２７）からの冷却空気（４６）を用いて、前記蒸気サイクルシステム（２９）の冷却ループ（８３）において作動流体（７９）を冷却するよう動作可能であり、前記エンジン燃焼燃料−空気熱交換器（４９）が、エンジン燃焼燃料（３８）を用いて前記蒸気サイクルシステム（２９）の冷却ループ（８３）において作動流体（７９）を冷却するよう動作可能である、請求項２に記載の航空機複合冷却システム（５１）。
前記蒸気サイクルシステム（２９）が、液体及び／又は空気冷却される航空機構成要素（１６）を冷却するための環境制御システム（１４）に動作可能に接続されて該環境制御システム（１４）を冷却する、請求項３に記載の航空機複合冷却システム（５１）。
前記空気サイクルシステム（２７）が、空気サイクル機械（３４）を更に含み、該空気サイクル機械（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、
前記航空機複合冷却システム（５１）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）との間に直列空気流れ関係で動作可能に配置された、前記ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）を含む中間冷却器（３６）を備え、
前記空気サイクルシステム熱交換器（３０）が、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）の機械圧縮機入口（７２）との間に直列空気流れ関係で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）の圧縮機吐出段（６０）から加圧空気（５８）を受け入れるよう該圧縮機吐出段（６０）に接続されている、請求項４に記載の航空機複合冷却システム（５１）。
前記空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）との間でそれぞれつながった入口及び出口ライン（１２２、１２４）を更に備え、
前記バルブ調整装置（１２５）が、前記入口及び出口ライン（１２２、１２４）にそれぞれ接続された入口及び出口バルブ（１２６、１２８）を含み、
前記圧縮機吐出段（６０）が、ブリードライン（１３０）により前記入口バルブ（１２６）の第１の入口に動作可能に接続され、
前記機械圧縮機（５０）の圧縮機出口（７３）が、圧縮機流出ライン（１３４）により前記入口バルブ（１２６）の第２の入口（１３６）に動作可能に接続され、
前記空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）への入口ライン（１２２）が、前記入口バルブ（１２６）の出口（１３８）に動作可能に接続され、
前記空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）からの出口ライン（１２４）が、前記出口バルブ（１２８）のバルブ入口（１４０）に動作可能に接続され、
前記タービン冷却回路（７８）が、前記出口バルブ（１２８）の第１の出口（１４２）に動作可能に接続され、
前記航空機複合冷却システム（５１）が更に、前記入口バルブ（１２６）の第１のバイパス出口（１９２）を前記出口バルブ（１２８）の第２のバイパス出口（１９４）に動作可能に接続するバイパスライン（１９０）を備える、請求項５に記載の航空機複合冷却システム（５１）。
前記出力タービン（５４）を前記機械圧縮機（５０）及び前記冷却タービン（５２）並びに巻線型誘導磁石発電機（１２０）に接続するシャフト（５６）を更に備える、請求項６に記載の航空機複合冷却システム（５１）。
前記冷却タービン構成要素が第１段タービンブレード（１４３）を含む、請求項６に記載の航空機複合冷却システム（５１）。
前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）内に空気サイクルシステム熱交換器（３０）を更に備え、
前記空気サイクルシステム熱交換器（３０）が、前記空気サイクルシステム（２７）からの冷却空気（４６）を用いて、前記蒸気サイクルシステム（２９）の冷却ループ（８３）において作動流体（７９）を冷却するよう動作可能であり、
前記蒸気サイクルシステム（２９）が、液体及び／又は空気冷却される航空機構成要素（１６）を冷却するための環境制御システム（１４）に動作可能に接続されて該環境制御システム（１４）を冷却し、
前記空気サイクルシステム（２７）が、空気サイクル機械（３４）を更に含み、該空気サイクル機械（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、
前記航空機複合冷却システム（５１）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）との間に直列空気流れ関係で動作可能に配置された、前記ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）を含む中間冷却器（３６）を備え、
前記空気サイクルシステム熱交換器（３０）が、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）の機械圧縮機入口（７２）との間に直列空気流れ関係で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）の圧縮機吐出段（６０）から加圧空気（５８）を受け入れるよう該圧縮機吐出段（６０）に接続されている、請求項１乃至８のいずれか１項に記載の航空機複合冷却システム（５１）。
航空機複合冷却システム（５１）であって、
ファン（１１９）を有するファンセクション（１１５）を含む航空機ＦＬＡＤＥガスタービンエンジン（１０）と、
前記ファン（１１９）の下流側で軸方向後方に配置された環状コアエンジン入口（１７）を有するコアエンジン（１９）と、
前記ファン（１１９）の下流側で軸方向後方にあり、且つ前記コアエンジン（１９）を囲むファンバイパスダクト（４１）と、
前記ファン（１１９）及び前記ファンバイパスダクト（４１）を囲むＦＬＡＤＥダクト（３）と、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）にわたって延びるＦＬＡＤＥファンブレード（５）の少なくとも１つの列を有するＦＬＡＤＥファン（４）と、
を備え、前記ＦＬＡＤＥファンブレード（５）が前記ファン（１１９）の半径方向外向きに配置されて接続され、且つ該ファン（１１９）を囲み、前記航空機複合冷却システム（５１）が更に、
空気サイクルシステム（２７）を含む出力熱管理システム（１２）と、
加圧ブリード空気（５８）を冷却するため、及び該加圧ブリード空気（５８）を用いて航空機ガスタービンエンジン（１０）の高圧タービン（２３）におけるタービン構成要素を冷却するためのタービン冷却回路（７８）と、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）に配置された空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）と、
前記空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器（４０）を前記タービン冷却回路（７８）と前記空気サイクルシステム（２７）との間で選択的に切り換えるよう動作可能なバルブ調整装置（１２５）と、
蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）を含む蒸気サイクルシステム（２９）を更に備え、前記空気サイクルシステム（２７）が前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）と熱伝達冷却関係にある、航空機複合冷却システム（５１）。
前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）と熱伝達冷却関係にあるエンジン燃焼燃料−空気熱交換器（４９）と、
前記蒸気サイクルシステム凝縮器（３２）内に空気サイクルシステム熱交換器（３０）と、
を更に備え、前記空気サイクルシステム熱交換器（３０）が、前記空気サイクルシステム（２７）からの冷却空気（４６）を用いて、前記蒸気サイクルシステム（２９）の冷却ループ（８３）において作動流体（７９）を冷却するよう動作可能であり、前記エンジン燃焼燃料−空気熱交換器（４９）が、エンジン燃焼燃料（３８）を用いて前記蒸気サイクルシステム（２９）の冷却ループ（８３）において作動流体（７９）を冷却するよう動作可能であり、前記蒸気サイクルシステム（２９）が、液体及び／又は空気冷却される航空機構成要素（１６）を冷却するための環境制御システム（１４）に動作可能に接続されて該環境制御システム（１４）を冷却する、請求項１０に記載の航空機複合冷却システム（５１）。