JP6216360B2

JP6216360B2 - 可変形状熱交換装置

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Publication number: JP6216360B2
Application number: JP2015217183A
Authority: JP
Inventors: カルロス・エンリケ・ディアズ; ウィリアム・ドワイト・ジャーストラー; マイケル・ラルフ・ストレージ; マイケル・トーマス・ケンワーシー
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2014-11-07
Filing date: 2015-11-05
Publication date: 2017-10-18
Anticipated expiration: 2035-11-05
Also published as: US20160131035A1; JP2016090226A; EP3023724B1; CA2911757C; US9903274B2; EP3023724A1; CA2911757A1

Description

本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンにおける熱交換装置に関し、より詳細には、このようなガスタービンエンジンにおける可変形状表面冷却器に関する。

航空機エンジンは、エンジン軸受、発電機、及び同様のものなどのエンジン構成部品から熱を放散するためにオイル又は燃料などの熱伝導流体を使用している。オイル温度を望ましい〜３７．８°Ｃ（１００°Ｆ）＜Ｔ＜１４８．９°Ｃ（３００°Ｆ）に維持するために、通常、燃料冷却式オイルクーラー又は空気冷却式表面オイルクーラーなどの熱交換器組立体によって熱が燃料から空気に排出される。多くの場合、航空機エンジンにおいて典型的に見られる既知の熱交換器組立体及びより詳細には表面冷却器は、飛行条件中に見られるような他の飛行段階中よりも周囲空気の温度が高く空気速度が遅いグランドアイドル（ＧＩ）条件に合わせたサイズにされる。加えて、これらの既知の表面冷却器は、上昇上限条件中に用いるように設計される。グランドアイドル（ＧＩ）条件及び上昇上限条件の両方は、熱交換器において、飛行条件中に見られるような他の飛行段階中よりも大きな熱伝導区域を必要とする。従って、これらの既知の熱交換器組立体は、最大熱交換性能に合わせて設計される。他の飛行段階中よりも周囲空気の温度が低く空気速度が速い飛行中のような巡航条件では、これらの表面冷却器は通常、過剰設計され、推進システムに追加の抗力が付加され、従って、エンジンの燃料消費率（ＳＦＣ）が増大する。加えて、熱伝導流体は、航空機エンジン内の電気を生成する発電機から熱を放散するのに用いることができる。これらの場合、何らかの飛行エンベロープ（巡航、グランドアイドル、上昇上限、その他）中に負荷及び熱交換要件に基づいた流体冷却が望ましいとすることができる。

従って、航空機エンジンの高温条件中に熱交換装置を通る熱伝導流体に対して十分な冷却を維持すると共に、低温条件中に推進システムに対して追加の抗力を付加することのない堅牢な方法及び装置を提供することが望ましいことになる。また、増大した負荷条件中に熱交換装置を通る熱伝導流体（オイルなど）に対して十分な冷却を維持する堅牢な方法及び装置を提供することが望ましい。上記の課題に対処した熱交換装置が望ましい。

米国特許第８，７７０，２６９号明細書

従来技術に関するこれら及び他の欠点は、熱交換装置及びより詳細には可変形状表面冷却器を提供する本開示によって対処される。

実施形態によれば、熱交換装置が提供される。熱交換装置は、表面冷却器と、受動的自動後退及び延伸システムと、を含む。表面冷却器は、冷却すべき熱伝導流体を通過させるよう構成された１又はそれ以上の流体流れチャンネルを配置させている。熱伝導流体は、１又はそれ以上の流体流れチャンネルの内部に対して熱伝導関係にある。表面冷却器は更に、外面から突出する複数のフィンを含む。受動的自動後退及び延伸システムは、表面冷却器に結合される。受動的自動後退及び延伸システムは、熱作動構成要素を含む。受動的自動後退及び延伸システムは、熱伝導流体及び冷却流体流れのうちの少なくとも一方の温度の変化に応答して表面冷却器の形状の変化を作動させるようにする。

別の実施形態によれば、航空機エンジンのオイル冷却システムで使用するための熱交換装置が提供される。熱交換装置は、マニホルド部と、１又はそれ以上の流入チャンネルと、複数の冷却フィンと、受動的自動後退及び延伸システムとを含む。マニホルド部は、半径方向内面及び半径方向外面と、上流側壁及び対向する下流側壁と、を含む。１又はそれ以上の流入チャンネルは、マニホルド部と流体連通し、貫通して延びている。１又はそれ以上の流入チャンネルは、熱伝導流体を内部に収容する。複数の冷却フィンがマニホルド部と一体的に形成され、その外面から突出し、１又はそれ以上の流入チャンネルに実質的に垂直に位置付けられる。受動的自動後退及び延伸システムは、表面冷却器に結合される。受動的自動後退及び延伸システムは、熱伝導流体及び冷却流体流れのうちの少なくとも一方の温度の変化に応答して、第１の動作状態の間に冷却流体流れから離れる複数のフィンの受動的自動後退と、第２の動作状態の間の冷却流体流れへの複数のフィンの受動的自動延伸と、を提供するようにする熱作動構成要素を含む。

別の実施形態によれば、エンジンが提供される。エンジンは、ファン組立体と、ファン組立体の下流側にあるコアエンジンと、ファン組立体を実質的に囲むファンケーシングと、ファンケーシングとの間にバイパスダクトが定められるようにコアエンジンを実質的に囲むブースタケーシングと、ファンケーシング又はブースタケーシングの一方に結合された弓形の熱交換装置と、を含む。熱交換装置は、表面冷却器と、受動的自動後退及び延伸システムと、を含む。表面冷却器は、冷却すべき熱伝導流体を通過させるよう構成された１又はそれ以上の流体流れチャンネルを配置させている。熱伝導流体は、１又はそれ以上の流体流れチャンネルの内部に対して熱伝導関係にある。表面冷却器は更に、外面から突出する複数のフィンを含む。受動的自動後退及び延伸システムは、表面冷却器に結合される。受動的自動後退及び延伸システムは、熱伝導流体及び冷却流体流れのうちの少なくとも一方の温度の変化に応答して、第１の動作状態の間に冷却流体流れから離れる複数のフィンの受動的自動後退と、第２の動作状態の間の冷却流体流れへの複数のフィンの受動的自動延伸と、を提供するようにする熱作動構成要素を含む。

本開示の他の目的及び利点は、添付図面を参照しながら以下の詳細な説明並びに添付の請求項を読めば明らかになるであろう。

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。

図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、可変形状熱交換装置を含む航空機エンジンの一部の概略長手方向断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、可変形状熱交換装置を含む、図１のファンフレームの１つの実施形態の概略等角図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、図１及び２に示されるガスタービンエンジン及びファンフレームと共に利用できる例示的な弓形可変形状熱交換装置の斜視図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第１の動作状態の間の線４−４から見た図３に示す可変形状熱交換装置の１つの実施形態の部分断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第１の動作状態の間の線５−５から見た図４に示す可変形状熱交換装置の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第２の動作状態の間の線６−６から見た図３に示す可変形状熱交換装置の部分断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第２の動作状態の間の線７−７から見た図６に示す可変形状熱交換装置の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第１の動作状態の間の可変形状熱交換装置の別の実施形態の部分断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第１の動作状態の間の線９−９から見た図８に示す可変形状熱交換装置の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第２の動作状態の間の可変形状熱交換装置の別の実施形態の部分断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第２の動作状態の間の線１１−１１から見た図１０に示す可変形状熱交換装置の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第１の動作状態の間の可変形状熱交換装置の別の実施形態の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第２の動作状態の間の可変形状熱交換装置の更に別の実施形態の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第１の動作状態の間の図１２に示す可変形状熱交換装置の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第２の動作状態の間の図１３に示す可変形状熱交換装置の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第１の動作状態の間の可変形状熱交換装置の更に別の実施形態の断面図。図示され又は本明細書で記載される１又はそれ以上の実施形態による、第２の動作状態の間の図１６に示す可変形状熱交換装置の断面図。

複数の図面全体を通じて対応する参照符号は、対応する要素を示している。

本開示は、単に例証の目的で特定の実施形態を参照して説明されるが、本開示の他の目的及び利点は、本開示による図面に関する以下の説明により明らかになるであろう。好ましい実施形態が開示されるが、これらは限定を意図するものではない。むしろ、本明細書で記載される一般原理は、単に本開示の範囲の例示とみなされ、本開示の範囲から逸脱することなく多くの変更を行うことができることを更に理解されたい。

以下では、添付図面を参照しながら、本開示の好ましい実施形態を説明する。また、「頂部」、「底部」、「外向き」、「内向き」及び類似のものは、便宜的な用語であって、限定する用語として解釈すべきものではないことを理解されたい。用語「第１」、「第２」及び類似のものは、何らかの順序、数量、又は重要度を示すものではなく、むしろある要素を別の要素と区別するために使用される点に留意されたい。「１つの」といった用語は、本明細書においては数量の限定を表しておらず、言及された品目の少なくとも１つが存在することを表している。数量に関して使用する「約」という修飾語は、記載の数値を包含し且つ前後の文脈によって決まる意味を有する（例えば、特定の数量の測定値に付随するある程度の誤差を含む）。

本明細書で開示される実施形態は、複数の冷却フィンの受動的自動後退及び延伸を含む可変形状熱交換装置に関する。フィンの受動的自動後退及び延伸（作動機能）は、熱交換装置内に配置された１又はそれ以上の流体流れチャンネルの温度（検知機能）に応答し、流体流れチャンネルを通って流れる冷却流体の温度及び／又は熱交換装置に衝突する流体流れの温度によって駆動される。本明細書で開示される可変形状熱交換装置は、過剰設計されて推進システムに追加の抗力を付加し、従って、エンジン燃料消費率を増大させる既知の手段よりも少ない重量及びコストになるよう構成される。加えて、開示された新規の熱交換装置は、熱交換装置全体の重量及びコストを最小限にする。従って、航空機エンジン用の熱交換装置（空気又は燃料冷却式表面冷却器など）における流体流れチャンネルの温度に応答した複数の冷却フィンの受動的自動後退及び延伸による熱交換装置の幾何形状の変更が開示される。

種々の図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表す図面を参照すると、図１及び２は、例示的な航空機エンジン組立体１０の概略図を示している。エンジン組立体１０は、長手方向中心線又は軸線１２と、該軸線１２の周りに且つ軸線１２に沿って同軸状に配置された外側固定環状ファンケーシング１４とを有する。例示的な実施形態において、エンジン組立体１０は、ファン組立体１６、ブースタ圧縮機１８、コアガスタービンエンジン２０、並びにファン組立体１６及びブースタ圧縮機１８に結合することができる低圧タービン２２を含む。ファン組立体１６は、ファンロータディスク２６から実質的に半径方向外向きに延びる複数のロータファンブレード２４、並びに複数の構造ストラット部材２８と、ロータファンブレード２４の下流側に位置することができる出口ガイドベーン（ＯＧＶ）２９とを含む。この実施例においては、空力的及び構造的機能のために別個の部材が設けられる。他の構成において、ＯＧＶ２９の各々は、環状ファンケーシング（本発明で記載される）のための空力的要素と構造的支持の両方とすることができる。

コアガスタービンエンジン２０は、高圧圧縮機３０、燃焼器３２、及び高圧タービン３４を含む。ブースタ圧縮機１８は、第１の駆動シャフト４０に結合された圧縮機ロータディスク３８から実質的に半径方向外向きに延びる複数のロータブレード３６を含む。高圧圧縮機３０及び高圧タービン３４は、第２の駆動シャフト４１により共に結合される。第１及び第２の駆動シャフト４０，４１は、軸受４３に回転可能に装着され、該軸受４３自体は、ファンフレーム４５及びタービン後方フレーム４７に装着される。エンジン組立体１０はまた、ファン吸気口４９を定める吸気側４４と、コアエンジン排気側４６と、ファン排気側４８とを含む。

作動中、ファン組立体１６は、吸気側４４を通ってエンジン組立体１０に流入する空気を圧縮する。ファン組立体１６から流出する流体流れが分割され、流体流れの一部５０がブースタ圧縮機１８に圧縮流体流れとして送られ、流体流れの残りの部分５２がブースタ圧縮機１８及びコアガスタービンエンジン２０をバイパスして、バイパス空気としてバイパスダクト５１を介してファン排気側４８を通ってエンジン組立体１０から流出する。より具体的には、バイパスダクト５１は、ファンケーシング１４の内壁１５と、ブースタケーシング１９の外壁１７との間に延びる。この部分５２は、本明細書で冷却流体流れ５２とも呼ばれ、構造ストラット部材２８、出口ガイドベーン２９、及び熱交換装置５４を流れ過ぎてこれらと相互作用する。複数のロータブレード２４は、流体流れ５０を圧縮し、圧縮した流体流れ５０をコアガスタービンエンジン２０に向けて送給する。更に、流体流れ５０は、高圧圧縮機３０により更に圧縮されて、燃焼器３２に送給される。その上、燃焼器３２からの圧縮流体流れ５０は、回転高圧タービン３４及び低圧タービン２２を駆動し、コアエンジン排気側４６を通ってエンジン組立体１０から流出する。

上述のように、現在入手可能な特定の商用エンジンにおいては、空気冷却式オイルクーラー（ＡＣＯＣ）又は燃料冷却式オイルクーラーなどの熱交換装置が利用される。本発明の技術の例示的な態様によれば、航空機のエンジン組立体１０のオイル冷却システムで使用するための新規の可変形状熱交換装置５４が提示される。より詳細には、例示的な熱交換装置５４は、表面冷却器５６と、該表面冷却器５６の１又はそれ以上のオイルチャンネルの温度に応答して、冷却流体流れ５２に対する複数の冷却フィン（本明細書で記載される）の受動的自動後退及び延伸を提供する受動的自動後退及び延伸システム（本明細書で記載される）とを含むように構成することができる。受動的作動は、例えば、オイル温度及び空気温度により駆動される。以下では、用語「熱交換装置」は、ターボ機械の冷却を促進するよう構成された、表面冷却器５６及び受動的自動後退及び延伸システムを含む可変形状熱交換装置５４を指すのに用いることができる。以下では、用語「熱交換装置」は、ターボ機械の冷却を促進するよう構成された、表面冷却器５６及び受動的自動後退及び延伸システムを含む可変形状熱交換装置５４を指すのに用いることができる。更に、１つの実施形態において、表面冷却器５６は、空気冷却式オイルクーラー（ＡＣＯＣ）、燃料冷却式オイルクーラー（ＦＣＯＣ）、或いは熱伝導流体を用いた他の何れかの熱交換器、又は同様のものとして構成することができる。本明細書で開示される構想はまた、熱交換装置を含むあらゆるタイプの航空機エンジン（例えば、ピストン、電気、その他）にも適用することができる。

より具体的に図２を参照すると、複数の冷却フィン（本発明で記載される）の自動後退及び延伸のための受動的自動後退及び延伸システムを含む熱交換装置を備えた図１の航空機エンジンの一部の概略長手方向断面図を示している。例示するように、図１及び２の実施形態において、熱交換装置５４は、ＯＧＶ２９の下流側のバイパスダクト５１を定める容積内でファンケーシング１４の内壁１５に装着することができる。代替の実施形態において、熱交換装置５４は、ストラット部材２８の上流側でファンケーシング１４の内壁１５に装着することができる。

作動中、本明細書で冷却流体流れ５２と呼ばれるバイパス流体流れの一部は、冷却流体流れ５２として熱交換装置５４を通過して、これと相互作用する。図１において最もよく示されるように、作動中、熱伝導流体６０は、熱交換装置５４を通って流れ、ここで冷却される。本開示全体を通じて使用される用語「熱伝導流体」は、限定ではないが、空気、オイル、水、潤滑流体、誘電性流体、燃料、液体金属、又は同様のものなど、ある流体から別の流体への熱伝導で使用することができる全てのタイプの流体を含むことを意図している点を理解されたい。この特定の実施形態において、熱伝導流体６０は、エンジンオイルなどの潤滑流体である。作動中、熱伝導流体６０は、高温流体６２として第１の通路６４を介して熱交換装置５４に配向される。冷却流体６６及びこの特定の実施形態において、冷却エンジンオイルは、第２の通路６８を介してエンジン１０に戻される。１つの実施形態において、第１の通路６４は、一方側でエンジンブロック又は同様のものなどの流体出口に接続され、他方側で熱交換装置５４の流体入口に接続することができる。加えて、第２の通路６８は、一方側で熱交換装置５４の流体出口に接続され、他方側でエンジン１０の流体入口又は同様のものなどに接続される。代替の実施形態において、冷却システムは、熱伝導流体供給源（図示せず）と、熱伝導流体６０を１又はそれ以上の軸受に及びギアボックスに循環させて高温流体６２を低温にまで冷却する熱交換装置５４を介して該高温流体を熱伝導流体供給源に戻す１又はそれ以上のポンプと、を含む。

例示の実施形態において上記で示されたように、正常動作条件の間、熱交換装置５４によって熱が高温流体６２から空気（又は代替として別の周囲の流体）に排出され、流体の温度を望ましい〜３７．８°Ｃ（１００°Ｆ）＜Ｔ＜１４８．９°Ｃ（３００°Ｆ）に維持する。上記で示されたように、航空機エンジンの典型的な熱交換装置において、表面冷却器は、過剰設計されて、推進システムに追加の抗力が付加され、これによりエンジンの燃料消費率が増大する。従って、新規の熱交換装置５４、及びより具体的には本明細書で開示される表面冷却器５６は、表面冷却器５６における流体流れチャンネル５８のうちの１又はそれ以上のチャンネルの温度に応答した複数の冷却フィン（本発明で記載される）の受動的自動後退及び延伸を含む。

例示的な実施形態において、熱交換装置５４は、バイパスダクト５１内に位置付けられた共形の空気冷却式熱交換器である。任意選択的に、熱交換装置５４は、エンジン上又はエンジン外での幅広い種類の用途で利用することができる。より具体的には、１つの実施形態においては、熱交換装置５４は、エンジン軸受用の潤滑流体を冷却するよう構成されて記載することができるが、代替として又は同時に他の流体を冷却することもできる。例えば、熱交換装置５４は、エンジン上で使用される発電機又はアクチュエータから熱を除去するのに使用される流体を冷却することができる。また、熱交換装置５４は、エンジン制御装置のような電子装置から熱を除去する流体を冷却するのに用いることができる。エンジン組立体によって利用される幅広い種類の流体を冷却することに加えて、熱交換装置５４及び本明細書で記載される方法は、熱交換装置５４はまた機体上に装着されエンジンの部品ではない装置を冷却できることを示す点を実現すべきである。他の用途において、熱交換装置５４は、ガスタービンエンジンから遠隔に、例えば、航空機の外部表面上に装着することができる。その上、熱交換装置５４は、熱を発生し空力的抗力が不利益をもたらす移動航空機の何れかのタイプなど、様々な流体チャンネルを冷却又は加熱するために幅広い種類の他の用途で利用することができる。従って、熱交換装置５４は、自動車、トラック、機関車、ホバークラフト又は同様のものにおいて利用することができる。加えて、熱交換装置５４は、環境が空気ではなく水とすることができ、抗力の低減が依然として重要な船又は潜水艦などの船舶の何れかのタイプにおいて利用できることが予期される。

ここで図３を参照すると、図１及び２の熱交換装置５４、より詳細には、隠れ線で示された複数の流体流れチャンネル５８が貫通している表面冷却器５６が示される。例示的な実施形態において、組み立て中、熱交換装置５４は、バイパスダクト５１の少なくとも一部の円周方向及び軸方向輪郭と実質的に類似した円周方向及び軸方向輪郭を有するように曲げられている。より具体的には、熱交換装置５４は、図１及び２に示されるように装着される箇所においてバイパスダクト５１の表面の円周方向及び軸方向輪郭に共形の円周方向及び軸方向輪郭を有するように曲げられる。従って、熱交換装置５４は、実質的に弓形形状を有する。図１及び２に示されるように、熱交換装置５４は、バイパスダクト５１内でファンケーシング１４の内壁１５に近接して配置することができる。その上、熱交換装置５４はまた、装着される表面の円周方向及び軸方向輪郭に実質的に類似した円周方向及び軸方向輪郭を有するように曲げることができる。

図３に示すように、熱交換装置５４は、ファンケーシング１４の周囲を実質的に全て（約３２０度）覆っている。或いは、熱交換装置は、同じ円周方向長さを覆うように末端間を接続して装着された複数のセグメントにより形成することができる。熱交換装置５４及びより詳細には表面冷却器５６は、第１の端部７２と、対向する第２の端部７４とを有するマニホルド部７０を含む。マニホルド部７０はまた、半径方向内面７６、半径方向外面７８、上流側壁８０、及び対向する下流側壁８２を含み、マニホルド部７０が実質的に矩形の断面輪郭を有するようになる。マニホルド部７０はまた、表面冷却器５６の半径方向内面７６から突出するように半径方向内面７６から半径方向内向きに延びる複数の冷却フィン８４を含む。任意選択的に、熱交換装置５４の配置に応じて、冷却フィン８４は、図３に示すように半径方向内向きに延びることができ、又は半径方向外向きに延びることができ、或いは、マニホルド部７０から半径方向内向き及び半径方向外向きの両方に延びたフィンを含むことができる。

マニホルド部７０はまた、長さ方向に貫通して延びた少なくとも１つの流体流れチャンネル５８を内包し、該流体流れチャンネル５８は、通過して冷却されることになる熱伝導流体６０を受けるよう選択的なサイズにされ、熱伝導流体６０は、少なくとも１つの流体流れチャンネル５８の内側に熱伝導関係で配置される。図示された例示の実施形態において、マニホルド部７０は、貫通して延びる複数の流体流れチャンネル５８を含む。１つの実施形態において、熱交換装置５４における流体流れチャンネル５８の数は、要求の冷却還元を達成するのに必要とされる熱交換の程度に基づく点は理解されたい。複数の流体流れチャンネル５８は、平行な流入チャンネルを形成し、各流体流れチャンネル５８がチャンネル開口（図示せず）と熱交換装置５４の周りに円周方向に延びるチャンネル本体５９とを定め、これら流体流れチャンネル５８は、全て同じ流体を流すことができ、或いは、複数のグループに分離されて、各グループが異なる冷却目的で使用される異なる冷却流体を流すようにすることができる。例えば、１つのグループは、軸受のための潤滑流体を流すことができ、別のグループは、エンジン上の電子装置のための別個の冷却流体を流すことができる。加えて、流体流れチャンネル５８は、抗凝固材又は同様のものなどの追加の流体を流すように構成することができる。

例示的な実施形態において、冷却フィン８４は、マニホルド部７０の横方向（上流側及び下流側）縁部間にマニホルド部７０の幅に沿って延び、熱交換装置５４の周りに離間して配置される。タービンエンジン１０（図１）に設置されたときに、フィン８４は、流体流れ方向５２と平行に中心軸線１２に沿って軸方向に延び、ガスタービンエンジン１０の内面又は外面の周りに半径方向に配列される。例示的な実施形態において、冷却フィン８４は、該冷却フィン８４の各々が複数の流体流れチャンネル５８に実質的に垂直であるように、及び複数の流体流れチャンネル５８を通って送られる流体の方向が冷却フィン８４を通って送られる流体流れ５２の方向にほぼ垂直であるように、マニホルド部７０に結合される。より具体的には、冷却フィン８４は、中心軸線１２と実質的に平行に整列され、その結果、ファン吸気口４９に又はその周りに送られる流体流れ（又は流体流れチャンネル）は、最初に、隣接する冷却フィン８４間に定められる複数の開口又は空気チャンネル（本発明で記載される）を通って送られるようになる。１つの実施形態において、各冷却フィン８４は、複数の冷却フィンセグメントを含むことができ、或いは、本開示の範囲に影響を及ぼすことなく、単体構造の冷却フィンとして形成することができる。

ここで図４〜７を参照すると、図１〜３の熱交換装置５４に組み込まれる受動的自動後退及び延伸システム１００の第１の実施形態が示される。図４及び５には、巡航飛行条件の間のエンジンオイルシステムにおけるような、或いは、最小負荷状態又は最小の熱交換が要求される状態の間のエンジン発電機システムにおけるような、第１の動作状態の間の熱交換装置５４の部分断面図が示されている。図４は、図３の線４−４から見ており、図５は、図４の線５−５から見ている。図６及び７には、グランドアイドル又は上昇飛行条件の間のエンジンオイルシステムにおけるような、或いは、高負荷状態又は熱交換の増大が要求される状態の間のエンジン発電機システムにおけるような、第２の動作状態の間の熱交換装置５４の部分断面図が示されている。図６は、図３の線６−６から見ており、図７は、図６の線７−７から見ている。

図４及び５をより具体的に参照すると、上述のように、要求される熱交換の程度が少ない場合のような、複数のフィン８４が後退状態に位置付けられた第１の動作状態の間の表面冷却器５６及び受動的自動後退及び延伸システム１００を含む、熱交換装置５４が示されている。例示の実施形態において、受動的作動システム１００は、複数の開口８８を定めたプレート８６を含む。プレート８６及び開口８８は、図６及び７において最もよく見えるような、フィン８４の延伸中、すなわち第２の動作状態の間の複数のフィン８４の貫通を可能にするように構成される。１つの実施形態において、プレート８６は、スロットとして構成された複数の開口８８を有して金属材料から形成される。複数のフィン８４の各々は、単一の開口又はスロット８８と協働し貫通して延びるように位置付けられる。加えて、熱伝導流体６０などの潤滑流体が通過する複数の流体流れチャンネル５８が示される。１つの実施形態において、プレート８６は、ハウジング１０２及び複数の支持構成要素によって支持される。表面冷却器５６は、ファンケーシング１４の一部又は同様のものなどのハウジング１０２内に配置される。

図４〜７で開示された実施形態において、受動的自動後退及び延伸システム１００は、流体流れチャンネル５８の温度に応答した、より詳細には通過して流れる熱伝導流体６０の温度に応答した複数のフィン８４の延伸及び後退を提供する。図４〜７の実施形態において、受動的自動後退及び延伸システム１００は、プレート８６に結合された熱作動構成要素１０４から構成される。例示の実施形態において、熱作動構成要素１０４はワイヤ１０６であるが、ストラップ、バンド、バネ、ファスナー、又は同様のものなどの何らかのタイプの好適に構成された熱作動アクチュエータも予期される。１つの実施形態において、熱作動構成要素１０４及びより詳細にはワイヤ１０６は、形状記憶合金（ＳＭＡ）材料から構成され、従って、熱状態の変化に応答して受動的に作動される。従って、ワイヤ１０６は、二重の機能を有するものとされ、より詳細には、温度を測定し（検知機能）、プレート８６を作動（又は移動）させる（作動機能）。

例示の実施形態において、ワイヤ１０６は、第１の端部１０８においてプレート８６及び支持構成要素１０７に結合され、第２の端部１１０においてハウジング１０２又は他の安定化構成要素に結合される。受動的作動中、ワイヤ１０６は、冷却流体流れ５２及び／又は熱伝導流体６０の温度変化に応答してその長さが伸縮し、これによりプレート８６をハウジング１０２に近接させ、又はハウジング１０２から離して移動させ、複数のフィン８４をより多く又はより少なく露出させるようにする。

形状記憶合金（ＳＭＡ）は、２つの同素相の可逆的変態（例えば、ＮｉＴｉ合金におけるマルテンサイト相からオーステナイト相への）の際の材料の機械的特性の変化に基づいている。形状記憶合金は、自動車産業において使用されてきたが、主オイル冷却又は発電機冷却オイルシステムでの使用では開示されているものはない。加えて、本明細書で記載されるエンジン組立体１０などの航空機エンジンの冷却オイルシステムにおいて形状記憶合金を使用することは知られていない。形状記憶合金（ＳＭＡ）は、熱によって変形した材料の原形状の復元をもたらす。従って、要求される熱交換の程度が少ない場合のような、図４及び５において最もよく見える第１の動作状態の間、ＳＭＡワイヤ１０６は、複数のフィン８４の冷却流体流れ５２からの受動的自動後退を提供し、十分な冷却性能を可能にすると同時に、装置５４の空力的抗力を低減する。熱交換の増大が要求される場合のような第２の動作状態の間、ＳＭＡワイヤ１０６は、ハウジング１０２に向かうプレート８６の後退を提供し、複数のフィン８４が展開又は延伸位置を確立し、これにより熱交換装置５４の熱伝導能力が最大になる。

上記で示されたように、ワイヤ１０６はＳＭＡ材料から構成され、低温状態の影響下で長さが長くなり、これによりプレート８６が複数の流体流れチャンネル５８及びマニホルド部７０から離れる方向「ｘ_１」に移動できるようになる。このワイヤ１０６の長さが長くなりプレート８６が移動することにより、スロット８８を介した複数のフィン８４が後退し、複数のフィン８４の空力的抗力が低減されるようになる。ワイヤ１０６が高温状態の影響下にあるとき、より詳細には、チャンネル５８内の流体６０が冷却を必要とするほど高温であるときには、ＳＭＡワイヤ１０６は、元の記憶されている短い状態に戻り、これにより、図６及び７において最もよく見えるように、プレート８６が複数の流体流れチャンネル５８及びマニホルド部７０に近づく方向「ｘ_２」に移動できるようになる。ワイヤ１０６の記憶されている短い状態への復帰は、スロット８８を介した複数のフィン８４の延伸をもたらし、複数のフィン８４の冷却能力が増大するようになる。

ここで図８〜１１を参照すると、図１〜３の熱交換装置５４に組み込むことができる別の実施形態を示すものとして、全体として参照符号１５０で示された受動的自動後退及び延伸システムの第２の実施形態が示される。図８及び９には、要求される熱交換の程度が少ない場合のような第１の動作状態の間の熱交換装置５４の部分断面図であり、図８は、図４とほぼ同様の方向から見ており、図９は、図８の線９−９から見ている。図１０及び１１は、熱交換の増大が要求される場合のような、第２の動作状態の間の熱交換装置５４の部分断面図であり、図１０は、図６とほぼ同様の方向から見ており、図１１は、図１０の線１１−１１から見ている。図８及び９をより具体的に参照すると、複数のフィン８４が後退状態で位置付けられた第１の動作状態の間の熱交換装置５４が示されている。例示の実施形態において、受動的自動後退及び延伸システム１５０は、複数の開口８８が定められたプレート８６を含む。プレート８６及び開口８８は、第２の動作状態の間の図１０及び１１において最もよく示された、フィンの延伸中の複数のフィン８４の通過を可能にするよう構成されている。１つの実施形態において、プレート８６は、図４〜７に関して上記で記載されたものとほぼ同様に形成され、複数のフィン８４の各々は、単一の開口又はスロット８８と協働し貫通して延びるように位置付けられる。加えて、熱伝導流体６０などの潤滑流体が通過する複数の流体流れチャンネル５８が示される。１つの実施形態において、プレート８６は、図４〜７とほぼ同様に、表面冷却器５６が配置されるハウジング１５２によって支持される。

熱交換装置５４、及びより詳細には、図８〜１１にて開示された受動的自動後退及び延伸システム１５０の実施形態において、本システムは、複数の流体チャンネル５８の温度に応答して複数のフィン８４の延伸及び後退を提供する。この特定の実施形態において、受動的自動後退及び延伸システム１５０は、図４〜７の実施形態とほぼ同様のＳＭＡワイヤ１５６のような熱作動構成要素１５４を含む。上述の実施形態とは対照的に、この特定の実施形態では、プレート８６は静止しており、表面冷却器５６及び／又はハウジング１５２の位置が方向「ｘ_１」及び「ｘ_２」で移動して、プレート８６を介した複数のフィン８４の後退及び延伸を提供する。

上述のように、例示の実施形態において、熱作動構成要素１０４及びより詳細にはワイヤ１５６は、形状記憶合金（ＳＭＡ）材料から構成され、熱伝導流体６０及び／又は冷却流体流れ５２の温度に応答して受動的に作動する。ワイヤ１５６は、第１の端部１５８及び第２の端部１６０にてハウジング１５２に結合され、表面冷却器５６及び／又はハウジング１５２の一部の下方に延びる。受動的作動中、ワイヤ１５６は、熱伝導流体６０及び／又は冷却流体流れ５２の温度変化に応答してその長さが伸縮し、これにより表面冷却器５６及び／又はハウジング１５２の一部をプレート８６に近接させ、又はプレート８６から離して移動させ、プレート８６に形成された複数のスロット８８を通って複数のフィン８４をより多く又はより少なく露出させるようにする。１つの実施形態において、１又はそれ以上の引張バネ１６２又は力を作用させることが可能な他の同様の構成要素が設けられ、熱交換及び／又は流体６０の冷却の必要性が限定的であることにより複数のフィン８４の延伸が必要とされない飛行中条件など、ＳＭＡワイヤ１５６の長さが長くなった状態にあるときに、表面冷却器５６及び／又はハウジング１５２の一部を第１の位置に位置付けるようにする。

ここで図１２〜１７を参照すると、受動的自動後退及び延伸システムを含む熱交換装置５４の追加の実施形態が開示される。図１２及び１３をより具体的に参照すると、図１に詳細に示されるファンダクト５１が間に定められた、ファンケーシング１４及びブースタケーシング１４が概略断面図で示されている。表面冷却器５６及び受動的自動後退及び延伸システム２００を含む、参照符号５４で示され、図１〜３の熱交換装置とほぼ同様の熱交換装置が、ファンケーシング１４の内壁１５上に配置される。上記で開示された実施形態とは対照的に、受動的自動後退及び延伸システム２００は、ファンケーシング１４に回転可能に結合される。図１２は、要求される熱交換の程度が少ない場合のような第１の動作状態の受動的自動後退及び延伸システム２００を含む熱交換装置５４を示し、ここでは複数のフィン８４がファンケーシング１４内などに後退されて、エンジン１０（図１）に対する抗力を小さくする。図１３は、熱交換の増大が要求される場合のような第２の動作状態の受動的自動後退及び延伸システム２００を含む熱交換装置５４を示し、ここでは複数のフィン８４が延伸されて、冷却及び／又は熱交換の程度を高くする。例示するように、作動中、複数のフィン８４は、回転構成要素（本発明で記載される）周りの表面冷却器５６の移動に応答して延伸及び後退するよう構成される。

ここで図１４及び１５を参照すると、図１２及び１３の受動的自動後退及び延伸システム２００がより詳細に示されている。より具体的には、図１４には、要求される熱交換の程度が少ない場合のような第１の動作状態の間の受動的自動後退及び延伸システム２００を含む熱交換装置５４の部分断面図が示される。図１５は、熱交換の増大が要求される場合のような第２の動作状態の間の受動的自動後退及び延伸システム２００を含む熱交換装置５４の部分断面図である。プレート８６は、図１４及び１５においては全体的により平坦に示されているが、この形状は、実際には、図１２及び１３において最もよく示されるように、ファンケーシング１４の内壁の形状に形成することができる共形の曲線円弧である点に留意されたい。

図１４及び１５は、冷却流体流れ５２が図面を通って示されるように紙面の内外に進む状態の図４とほぼ同様の方向で見た図である。図１４をより具体的に参照すると、複数のフィン８４が後退状態で位置付けられる第１の動作状態の間の受動的自動後退及び延伸システム２００を含む熱交換装置５４が示される。例示の実施形態において、熱交換装置５４は、複数の開口８８が定められたプレート８６を含む。プレート８６及び開口８８は、第２の動作状態の間の図１５において最もよく示された、複数のフィン８４の延伸中の複数のフィン８４の通過を可能にするよう構成されている。１つの実施形態において、プレート８６は、図４〜７に関して上記で記載されたプレート８６とほぼ同様に形成され、複数のフィン８４の各々は、単一の開口又はスロット８８と協働し貫通して延びるように位置付けられる。１つの実施形態において、プレート８６は、ファンケーシング１４のようなハウジング２０２によって支持される。熱交換装置５４は、ファンケーシング１４の一部又は同様のもののようなハウジング２０２内に配置される。加えて、熱伝導流体６０などの潤滑流体が通過する複数の流体流れチャンネル５８のうちの単一の流体チャンネル５８が示されている。

図１４〜１７に例示される受動的自動後退及び延伸システム２００を含む熱交換装置５４の実施形態において、本システム２００は、１又はそれ以上の流体チャンネル５８及び／又は冷却流体流れ５２における流体６０の温度に応答して複数のフィン８４の延伸及び後退を提供する。この特定の実施形態において、受動的自動後退及び延伸システム２００は、図４〜７の実施形態におけるワイヤ１０６，１５６とほぼ同様のＳＭＡワイヤ２０６のような熱作動構成要素２０４を含む。１つの実施形態において、第１の端部２０８においてマニホルド部７０に結合され、第２の端部２１０においてハウジング２０２に結合されて、マニホルド部７０及び／又はハウジング２０２の一部の下方に延びるようになる。

上述の実施形態とは対照的に、この特定の実施形態では、プレート８６は静止しており、マニホルド部７０及び／又は表面冷却器５６が配置されるハウジング２０２の一部が方向「ｘ_１」及び「ｘ_２」で回転構成要素２１４の周りを移動して、プレート８６を介した複数のフィン８４の後退及び延伸を提供する。１つの実施形態において、熱交換装置５４は、例示の実施形態では回転ヒンジ２１６である回転構成要素２１４を介してファンケーシング１４又は同様のものに結合される。回転構成要素２１４及びより具体的には回転ヒンジ２１６が設けられ、複数のチャンネル５８内の流体６０の熱特性の変化に応答したヒンジ周りの表面冷却器５６の回転移動を可能にする。

図４〜１１の実施形態に関して上記で説明されたように、ワイヤ２０６は、形状記憶合金（ＳＭＡ）材料から構成され、従って、オイル及び空気の温度に応答して受動的に作動される。受動的作動中、ワイヤ２０６は、チャンネル５８内の冷却流れ５２及び／又は熱伝導流体６０の温度変化に応答してその長さが伸縮し、これにより表面冷却器５６の末端部分７１及び／又はハウジング２０２の一部を回転構成要素２１４の周りに回転可能に移動させて、表面冷却器５６をプレート８６に近接させ、又はプレート８６から離して移動させ、複数のフィン８４をより多く又はより少なく露出させるようにする。加えて、１又はそれ以上の引張バネ１６２又は他の同様の手段が設けられ、熱交換及び／又は流体６０の冷却の必要性が限定的であることにより複数のフィン８４の延伸が必要とされない飛行中状態など、ＳＭＡワイヤ２０６の長さが長くなった状態にあるときに、図１４に示すように、表面冷却器５６及び／又はハウジング２０２の一部の第１の位置への移動が提供される。冷却流れ５２及び／又は熱伝導流体６０において見られる熱的条件に応じてＳＭＡワイヤ２０６が加熱されると、ＳＭＡワイヤ２０６は、記憶されている形状に、及び詳細には短い長さに戻り、プレート８６を通る複数のフィン８４の延伸を提供し、また、最大熱交換又は冷却を提供するようになる。

図１４及び１５において最もよく示されるように、１つの実施形態において、複数のフィン８４は、実質的に単一の高さから構成され、これにより、複数のフィン８４が第１の動作状態又は後退位置に位置付けられたときに、図１４において最もよく示されるように回転構成要素２１４に近接した端部にてフィン８４の一部が冷却流体流れ５２内に部分的に延びたままであるようにする。

図１６及び１７には、図１４及び１５の実施形態とほぼ同様の受動的自動後退及び延伸システム２５０を含む熱交換装置５４の実施形態が示される。受動的自動後退及び延伸システム２５０は、ハウジング２５２、第１の端部２５８及び第２の端部２６０を有するＳＭＡワイヤ２５６のような熱作動構成要素２５４、及び回転ヒンジ２６６のような回転構成要素２６４を含み、全てが例示され図１４及び１５に記載された実施形態とほぼ同様に構成されている。この特定の実施形態において、複数のフィン８４は、漸次的な高さから構成され、これにより、複数の漸次的に配列されたフィン８７が第１の動作状態又は後退位置に位置付けられたときに、図１６で最もよく示されるように、複数の漸次的に配列されたフィン８７を冷却流体流れ５２から完全に後退させることができる。

本開示によれば、熱交換装置５４により必要とされる冷却量に応じて、複数のフィン８４の代替の間隔及び／又は数、プレート８６における協働する開口８８及び流入チャンネル５８の何らかの変形形態を熱交換装置５４に組み込むことができること、並びに図４〜１７の実施形態が本質的に単なる例示であることは予期される。

１つの実施形態において、マニホルド部７０は、押し出しプロセスを利用して形成される。押し出しプロセスにおいて一体的チャンネル形成手段が組み込まれる。次に、例えば、一体的フィン形成プロセスを実施して冷却フィン８４を形成する。任意選択的に、冷却フィン８４は、例えば、溶接又はろう付け手法を利用してマニホルド部７０に取り付けることができる。例示的な実施形態において、少なくとも１つの流入チャンネル５８及び冷却フィン８４を定めるマニホルド部７０は、例えば、アルミニウムなどの金属材料から製造される。別の実施形態において、上流側から下流側の幅のマニホルド部７０は、各々が複数の流入チャンネル５８のサブセット及び複数のフィン８４のサブセットを含む複数の狭い押し出し成型物から構築することができる。これらのセクションは、溶接、ろう付け、相互連結又は他の機械的連結により接続することができる。

熱伝導流体６０を送ってマニホルド部７０を通して冷却されるようにするため、熱交換装置５４はまた、各々がマニホルド部の第１の端部７２に結合された少なくとも１つの入口接続部１１０（図３）と、各々がマニホルド部の第２の端部７４に結合された少なくとも１つの出口接続部１１２（図３）とを含む。例示的な実施形態において、少なくとも１つの入口接続部１１０は、バルブ（図示せず）から下流側で結合することができ、少なくとも１つの出口接続部１１２は、バルブ（図示せず）から上流側で結合することができ、その結果、これらバルブが、所望の動作状態の間に熱交換装置５４を通って熱伝導流体６０を送るように動作することができる。任意選択的に、バイパスバルブ（図示せず）を利用して、熱伝導流体６０を熱交換装置５４の周りにバイパスすることができる。代替の実施形態において、熱交換装置は、入口接続部及び出口接続部を各々備えた複数の流体回路を有するように構成することができる。これらの回路は各々、別個の異なる目的を有し、様々な装置を冷却するのに使用される非混合流体を流すことができる。

ガスタービンエンジン組立体１０への熱交換装置５４の固定を促進するために、マニホルド部７０は、複数の連結部分を含むことができる。ガスタービンエンジン組立体への熱交換装置の連結に関する別の教示は、例えば、引用により本明細書に組み込まれる米国特許出願公開第２００８／００９５６１１号において見出すことができる。

典型的な動作温度の間、熱伝導流体６０及びより詳細には高温流体６２は、熱交換装置５４の複数の流入チャンネル５８を通ってガスタービン１０から送られて、実質的に低温で熱交換装置５４から排出される。具体的には、熱伝導流体６０は、流入チャンネル５８内で及びガスタービンエンジン１０内又はその周囲で実質的に円周方向の向きに送られる。同時に、ファン吸気口４９内又はその周りに供給される冷却流体流れ５２は、複数の冷却フィン８４を通って送られて、熱交換装置５４を通じて送られる熱伝導流体６０の動作温度の低下を可能にする。

例えば、動作中、比較的高温の流体６２は、複数の流入チャンネル５８を通って送られ、ここで比較的高温の流体は、伝熱面、すなわちマニホルド部７０の半径方向内面７６及びひいては冷却フィン８４に熱を伝達する。ファン吸気口４９又はその周りを通過する比較的低温の冷却流体流れ５２は、冷却フィン８４にわたって及び／又は通過して送られ、ここで熱は、冷却フィン８４からバイパスダクト５１を通じて冷却流体流れ５２に伝達される。従って、ファン吸気口４９内に送られる冷却流体流れ５２は、冷却フィン８４の温度を低下させ、ひいては熱交換装置５４の温度を低下させ、従って、マニホルド部７０及び流入チャンネル５８を通って送られる熱伝導流体６０の温度を低下させる。

上記で示されたように、変化する飛行条件にわたって、熱交換装置５４の動作及びより具体的には、複数の冷却フィン８４の構造配置（延伸又は後退）は、熱伝導流体６０の温度及び冷却流体流れ５２の温度によって駆動される熱交換装置５４における流体流れチャンネル５８の温度に依存する。熱伝導流体６０の温度が高くなると、熱交換装置５４の高い必要熱量に起因して、本明細書で開示される受動的自動後退及び延伸システム１００，１５０，２００，２５０が作動位置にあり、複数のフィン８４を冷却流体流れ５２内に延びるようになる。熱交換装置５４が、熱伝導流体６０の温度を成功裏に低下させると、受動的自動後退及び延伸システム１００，１５０，２００，２５０を作動させて、複数のフィン８４を表面冷却器５６から外に後退させ、これにより空力的抗力及びエンジン燃料消費率を低下させるように表面冷却器５６を位置付けるようになる。グランドアイドル、離陸、又は上昇条件の間、流体流れチャンネル５８内に流れる熱伝導流体６０の温度は、熱作動構成要素１０４，１５４，２０４，２５４の遷移温度よりも高くなり、従って、冷却流体流れ５２内への複数の冷却フィン８４の延伸を作動させることになる。第１の動作状態の間、流体流れチャンネル５８内に流れる熱伝導流体６０の温度は、熱作動構成要素１０４，１５４，２０４，２５４の遷移温度よりも低い温度まで低下し、従って、冷却流体流れ５２の外に複数の冷却フィン８４の後退を作動させて、空力的抗力を低下させる。

従って、受動的自動後退及び延伸システムを含む新規の可変形状熱交換装置が開示される。熱交換装置の形状は、飛行サイクルに自己適応する。より詳細には、熱交換装置は、熱交換装置をエンジン動作条件又は飛行条件に適応するよう熱境界条件／特性に基づいた表面冷却器の位置の受動的変化を提供する。熱交換装置は、オイル温度、空気温度及び空気速度を考慮して全ての飛行エンベロープの間に最適化される。開示される概念は、複数の利点を有する。その中で、受動的自動後退及び延伸システムを含む新規の熱交換装置は、製造が安価で、信頼性があり、受動的モードで作動し、従って、外部のエネルギー源を必要とせず、従来技術の熱交換装置よりも小さな空力的抗力を提供し、結果としてエンジン燃料消費量を節減する。

上記では、ガスタービンの可変形状熱交換装置及びその作動方法を説明した。本開示は、限定的な幾つかの実施形態に関して説明してきたが、本開示の利点を備えた当業者であれば、本明細書で記載される本開示の範囲から逸脱しない他の実施形態を考案することができることは理解されるであろう。本開示を例示的な実施形態を参照しながら説明してきたが、本開示の範囲から逸脱することなく、種々の変更を行うことができ、その要素を均等物で置き換えることができることは、当業者には理解されるであろう。加えて、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、特定の状況又は物的事項を本開示の教示に適合するように多くの修正を行うことができる。例えば、本明細書で記載される可変形状熱交換装置は、限定ではないが、多軸設計（追加の圧縮機及びタービンセクション）、ギア付きターボファン型アーキテクチャ、アンダクテッドファンを含むエンジン、単一シャフトエンジン設計（単一圧縮機及びタービンセクション）、又は同様のものなど、本明細書で記載される例示的なエンジンに加えて、多くの異なるタイプの航空機エンジンアーキテクチャで使用するよう構成することができる。加えて、本明細書で開示される可変形状熱交換装置は、他のタイプの流体冷却式熱交換装置に対しても同様に良好に作動することになり、従って、表面冷却器に限定されるものではなく、他のタイプの表面冷却器で用いるように構成することができ、プレート及びファン、チャンネルフィンタイプ、又は同様のものなども有利となる。従って、本開示は、本開示を実施するよう企図された最良の形態として開示された特定の実施形態に限定されないものとする。従って、本発明の真の精神の範囲内にあるこのような変更形態及び変更全ては、添付の請求項によって保護されるものとする点を理解されたい。

１０航空機エンジン組立体
１２中心軸
１４外側固定環状ファンケーシング
１５ケーシングの内壁
１６ファン組立体
１７ケーシングの外壁
１８ブースタ圧縮機
１９ブースタケーシング
２０コアガスタービンエンジン
２２低圧タービン
２３スパン
２４ロータファンブレード
２６ファンロータディスク
２８構造ストラック部材
２９出口ガイドベーン
３０高圧圧縮機
３２燃焼器
３４高圧タービン
３６複数のロータブレード
３８圧縮機ロータディスク
４０第１の駆動シャフト
４１第２の駆動シャフト
４３軸受
４４吸気側
４５ファンフレーム
４６コアエンジン排気側
４７タービン後方フレーム
４８ファン排気側
４９ファン吸気口
５０空気流の一部
５１ファンダクト
５２部分
５３オイル冷却システム
５４熱交換装置
５６空気冷却オイルクーラー
５８複数の流体チャンネル
６０潤滑流体
６２高温潤滑流体
６４第１の通路
６６冷却潤滑流体
６８第２の通路
７０マニホルド部
７２第１の端部（マニホルド部の）
７４第２の端部（マニホルド部の）
７６半径方向内面
７８半径方向外面
８０上流側壁
８２対向する下流側壁
８４複数の冷却フィン
８６プレート
８８スロット
１００第１の実施形態
１０２ハウジング
１０３支持構造体
１０４熱アクチュエータ
１０６ワイヤ
１０７支持構成要素
１０８第１の端部
１１０第２の端部
１５０第２の実施形態
１５２ハウジング
１５４熱アクチュエータ
１５６ワイヤ
１５８第１の端部
１６０第２の端部
１６２引張バネ
２００第３の実施形態
２０２ハウジング
２０４熱アクチュエータ
２０６ワイヤ
２０８第１の端部
２１０第２の端部
２１２引張バネ
２１４回転構成要素
２１６ヒンジ
２５０第４の実施形態
２５２ハウジング
２５４熱アクチュエータ
２５６ワイヤ
２５８第１の端部
２６０第２の端部
２６２引張バネ
２６４回転構成要素
２６６ヒンジ

Claims

熱交換装置（５４）であって、
冷却すべき熱伝導流体（６０）を通過させるよう構成された１又はそれ以上の流体流れチャンネル（５８）を配置させた表面冷却器（５６）を備え、前記熱伝導流体（６０）が、前記１又はそれ以上の流体流れチャンネル（５８）の内部に対して熱伝導関係で配置され、前記表面冷却器（５６）が外面（７８）から突出する複数のフィン（８４）を含み、前記熱交換装置（５４）が更に、前記表面冷却器（５６）に結合された受動的自動後退及び延伸システム（１００，１５０，２００，２５０）を備え、該受動的自動後退及び延伸システムが、前記熱伝導流体（６０）及び冷却流体流れ（５２）のうちの少なくとも一方の温度の変化に応答して前記表面冷却器（５６）の形状の変化を作動させるようにする熱作動構成要素（１０４，１５４，２０４，２５４）を含む、
前記受動的自動後退及び延伸システム（１００，１５０，２００，２５０）が、複数の開口（８８）が形成されたプレート（８６）を含み、前記プレート（８６）が、前記表面冷却器（５６）を覆い、熱状態に応答して前記複数の開口（８８）を貫通する前記複数のフィン（８４）の前記プレートから突出する長さを長くし及び短くするよう構成される、熱交換装置（５４）。
前記熱作動構成要素（１０４，１５４，２０４，２５４）が、形状記憶合金を含む、請求項１に記載の熱交換装置（５４）。
前記熱作動構成要素（１０４）が、第１の端部（１０８）にて前記プレート（８６）に結合され、対向する第２の端部（１１０）にてハウジング（１０２）に結合され、前記熱作動構成要素（１０４）が、前記表面冷却器（５６）に対して前記プレート（８６）を移動させて、前記複数のフィン（８４）が前記冷却流体流れ（５２）内に位置付けられ又は前記冷却流体流れ（５２）から後退されるように構成される、請求項１又は２に記載の熱交換装置（５４）。
前記表面冷却器（５６）が、ハウジング（１０２）内に配置され、前記熱作動構成要素（１５４）が、第１の端部（１５８）及び対向する第２の端部（１６０）にて前記ハウジング（１０２）に結合され、前記熱作動構成要素（１５４）が、前記プレート（８６）に対して前記表面冷却器（５６）を移動させるように構成される、請求項１又は２に記載の熱交換装置（５４）。
前記表面冷却器（５６）が、末端部分（７１）にてハウジング（２０２）に回転可能に装着され、前記熱作動構成要素（２０４，２５４）が、第１の端部（２０８）にて前記表面冷却器（５６）に結合され、対向する第２の端部（２１０）にて前記ハウジング（２０２）に結合され、前記熱作動構成要素（２０４，２５４）が、前記プレート（８６）に対して前記表面冷却器（５６）を回転可能に移動させるよう構成される、請求項１又は２に記載の熱交換装置（５４）。
前記熱交換装置（５４）が、航空機エンジン（１０）のオイル冷却システム（５３）で使用するよう構成される、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の熱交換装置（５４）。
エンジン（１０）であって、
ファン組立体（１６）と、
前記ファン組立体（１６）の下流側にあるコアエンジン（２０）と、
前記ファン組立体（１６）を実質的に囲むファンケーシング（１４）と、
前記ファンケーシング（１４）との間にバイパスダクト（５１）が定められるように前記コアエンジン（２０）を実質的に囲むブースタケーシング（１９）と、
前記ファンケーシング（１４）又は前記ブースタケーシング（１９）の一方に結合された弓形の熱交換装置（５４）と、
を備え、前記熱交換装置（５４）が、
冷却すべき熱伝導流体（６０）を通過させるよう構成された１又はそれ以上の流体流れチャンネル（５８）を配置させた表面冷却器（５６）を備え、前記熱伝導流体（６０）が、前記１又はそれ以上の流体流れチャンネル（５８）の内部上に熱伝導関係で配置され、前記表面冷却器（５６）が外面（７８）から突出する複数のフィン（８４）を含み、前記熱交換装置（５４）が更に、前記表面冷却器（５６）に結合された受動的自動後退及び延伸システム（１００，１５０，２００，２５０）を備え、
前記受動的自動後退及び延伸システム（１００，１５０，２００，２５０）が、複数の開口（８８）が形成されたプレート（８６）を含み、前記プレート（８６）が、前記表面冷却器（５６）を覆い、熱状態に応答して前記複数の開口（８８）を貫通する前記複数のフィン（８４）の前記プレートから突出する長さを長くし及び短くするよう構成される、エンジン（１０）。
前記熱作動構成要素（１０４，１５４，２０４，２５４）が、形状記憶合金ワイヤ（１０６，１５６，２０６，２５６）である、請求項７に記載のエンジン（１０）。