JP6377471B2

JP6377471B2 - 航空機用熱交換器

Info

Publication number: JP6377471B2
Application number: JP2014186445A
Authority: JP
Inventors: 達哉植田
Original assignee: Sumitomo Precision Products Co Ltd
Current assignee: Sumitomo Precision Products Co Ltd
Priority date: 2014-09-12
Filing date: 2014-09-12
Publication date: 2018-08-22
Anticipated expiration: 2034-09-12
Also published as: JP2016056792A

Description

本発明は、主流路から分岐する補助流路と、補助流路を開閉する弁と、その補助流路を形成する部材間を封止するシール部材とを備える航空機用熱交換器に関する。

航空機では、熱交換器が、例えば、エンジンオイルの冷却や発電機オイルの冷却に用いられる。航空機用熱交換器には、例えば、プレートフィン型や、シェルアンドチューブ型、サーフェス型などがあり、これらは熱交換を行う本体（コア）の構造が異なる。

プレートフィン型熱交換器の本体は、例えば、高温流体流路と、低温流体流路とが交互に積層されてなる。高温流体通路内および低温流体通路内には、いずれも、板状フィンが配置され、その板状フィンはコルゲートフィンと呼ばれる。

シェルアンドチューブ型熱交換器の本体は、筒状のシェルと、そのシェル内に並べて配置される複数の伝熱管とを備える。この場合、シェルと伝熱管の間に第１流体が流通するとともに、各伝熱管内に第２流体が流通し、伝熱管を介して熱交換が行われる。

サーフェス型熱交換器の本体は、例えば、帯状であり、その内部に流体が流通する。また、本体の外部は、気流に曝される。本体の内部には、板状フィン（コルゲートフィン）が配置され、本体の外部には、放熱フィンが設けられる。この場合、板状フィンや放熱フィンを介して本体の内部の流体と外部の気流とで熱交換が行われる。

このような航空機用熱交換器は、熱交換に供される流体が流通する主流路から分岐する補助流路と、その補助流路を開閉する弁とを備える場合がある。補助流路は、例えば、主流路の一部の流通を省略するためのバイパス流路が該当する。以下では、補助流路を開閉する弁のうちで、バイパス流路を開閉する弁を、特に「バイパス弁」とも呼ぶ。

補助流路を開閉する弁を設ける場合、補助流路を形成する部材間を封止するシール部材を配置することがある。例えば、特許文献１に提案されるサーフェス型熱交換器では、バイパス流路と、そのバイパス流路を開閉するバイパス弁とが設けられる。このようなバイパス流路を設ければ、例えば、外部が極低温環境下で冷却対象の流体の温度が融点を下回る場合に、冷却対象流体が熱交換器の流路の一部を通ることを省略できる。なお、特許文献１では説明が省略されているが、バイパス流路とともにバイパス弁を設けるのに伴い、シール部材を配置する。このシール部材は、例えば、バイパス弁の蓋とバイパス流路を主に形成し弁本体を収納する部材との間に配置され、それらの隙間を封止する。

特許第５４４２９１６号

前述の通り、航空機用熱交換器では、補助流路を開閉可能な弁とともにシール部材を補助流路上に配置する場合がある。また、特許文献１に記載のサーフェス型熱交換器では、バイパス流路を開閉可能なバイパス弁が設けられ、この場合、そのバイパス弁の蓋とバイパス流路を主に形成する部材との間を封止するシール部材（例えばＯリング）が配置される。

ところで、航空機用熱交換器では、火災の際でも流体を外部に漏洩させることなく、内部で保持することが要求される。具体的には、航空機用熱交換器は、所定の火炎試験に合格することが要求される。この火炎試験は、例えば、ＩＳＯ２６８５に規定され、熱交換器を約１１００℃の環境下に１５分間配置することによって行われる。その火炎試験において、流体の外部漏洩がなければ、合格となる。

特許文献１では、バイパス流路にバイパス弁を設けることが記載されるが、耐火性に関して何ら記載されていない。例えば、バイパス弁の蓋とバイパス流路を主に形成する部材との間にシール部材を配置すれば、火炎試験の際にシール部材が加熱されて破損し、流体が外部に漏洩する事態となる。

本発明は、このような状況に鑑みてなされたものであり、火災の際のシール部材の昇温を低減でき、耐火性を確保できる航空機用熱交換器を提供することを目的とする。

本発明の一実施形態による航空機用熱交換器は、主流路から分岐する補助流路と、前記補助流路を開閉する弁と、前記補助流路を形成する部材間を封止するシール部材とを備える航空機用熱交換器であって、前記航空機用熱交換器は、前記弁の上流側と下流側とを接続する逃がし流路をさらに備え、前記逃がし流路の横断面の面積は、前記補助流路の横断面の面積よりも小さい。

前記逃がし流路の横断面の面積は、前記補助流路の横断面の面積に占める割合が０．１〜５％とすることができる。また、前記逃がし流路は、前記弁の弁体に設けられた貫通孔からなるのが好ましい。前記航空機用熱交換器は、サーフェス型とすることができる。

本発明の航空機用熱交換器は、弁の上流側と下流側とを接続する逃がし流路を備える。このため、弁によって補助流路の流体の流通が遮断される状態でも、補助流路の流体が僅かに流動する。これにより、火災発生時に、補助流路から火炎により加熱された高温の流体が流出するとともに、補助流路に低温の流体が流入する。その結果、シール部材の昇温を低減してシール部材の破損を防止でき、熱交換器の耐火性を確保できる。

図１は、航空機用熱交換器の構成例を示す正面図である。図２は、航空機用熱交換器の構成例を示す分解斜視図である。図３は、航空機用熱交換器の構成例が備える第１部材を示す正面図である。図４は、航空機用熱交換器の構成例を示すＡ−Ａ断面図である。図５は、航空機用熱交換器の構成例を示すＢ−Ｂ断面図である。

以下に、本実施形態の航空機用熱交換器について、図面を参照しながら説明する。

図１〜図５は、航空機用熱交換器の構成例を示す図である。これらのうち、図１は熱交換器の正面図、図２は熱交換器の分解斜視図、図３は第１部材の正面図、図４は熱交換器のＡ−Ａ断面図、図５は熱交換器のＢ−Ｂ断面図である。

図１〜５に示す航空機用熱交換器１０（以下、単に「熱交換器」ともいう）は、サーフェス型であり、図示は省略するが、航空機用エンジン（例えばガスタービンエンジン）に搭載される。熱交換器１０の形状は、帯状である。この熱交換器１０は、例えば、エンジンの湾曲した面（例えば内周面や外周面）に沿うように配置されるため、熱交換器１０も、配置面に沿って湾曲する。

熱交換器がエンジンの湾曲した面に配置される場合、熱交換器１０の外部は、エンジンの軸方向（図１、４、５のハッチングを施した矢印参照）に沿う気流に曝される。熱交換器１０の内部には、流体として、例えば、エンジンのオイル、または、エンジンによって駆動される発電機のオイルが流通する。その際、外部の気流と内部のオイルとで熱交換が行われ、内部のオイルが冷却される。

熱交換器１０の内側の湾曲面１０ａおよび外側の湾曲面１０ｂは、図４および図５に示すようにテーパー状であり、ファンケーシングの軸方向に沿う気流の下流側に向かうに従って径が大きくなる。図４および図５に示す二点鎖線は、熱交換器１０の内側の湾曲面１０ａおよび外側の湾曲面１０ｂの中心線と平行な線である。

熱交換器１０の本体は、第１部材２０と、第２部材３０とを板厚方向に重ね合わせて構成される。その本体内には、複数の板状フィン（コルゲートフィン）４０が配置される。これらの部材は、例えば、ろう付けによって互いに接合される。

第１部材２０は、帯状の板材であり、その外側の湾曲面には、窪み部２０ａを有する。また、第２部材３０も、帯状の板材であり、第１部材２０と重ね合わることにより、第１部材２０の窪み部２０ａを覆う蓋となる。この第１部材の窪み部２０ａと第２部材３０の内側の湾曲面によって、本体内部に主流路１１が形成される（図３参照）。

この本体内部の主流路１１は、第１部材の仕切部２０ｂにより、往路１１ａと復路１１ｂとに区画される。仕切部２０ｂは、第１部材の窪み部２０ａ内において、湾曲面の軸方向の中央位置に、周方向の一端（図３における上端）から他端（図３における下端）に向かって延びる。

続いて、本体内部の主流路１１に流体を流出入させる流入ヘッダ１２および流出ヘッダ１３の構成を、主に図４を参照しながら説明する。第１部材の窪み部２０ａ内において、その周方向の一端には、２個の凹溝（２０ｃ、２０ｄ）が仕切部２０ｂを挟んで湾曲面の軸方向に並べて設けられる。凹溝（２０ｃ、２０ｄ）は、それぞれ、湾曲面の軸方向に延びて、窪み部２０ａよりも深く凹んでいる。また、第１部材の凹溝（２０ｃ、２０ｄ）と対応する位置には、第２部材３０の外側の湾曲面において、凸状の膨出部３０ａが設けられ、内側の湾曲面において、２個の凹溝（３０ｃ、３０ｄ）が軸方向に並べて設けられる。

第１部材の往路１１ａ側の凹溝２０ｃは、第２部材３０の凹溝３０ｃとともに、本体内部の主流路１１（往路１１ａ）に流体を流入させる流入ヘッダ１２を構成する。また、第１部材の復路１１ｂ側の凹溝２０ｄは、第２部材３０の凹溝３０ｄとともに、本体内部の主流路１１（復路１１ｂ）から流体を流出させる流出ヘッダ１３を構成する。

第２部材の膨出部３０ａの外側には、ポート取付け部５０が設けられる。そのポート取付け部５０および膨出部３０ａには、流入ヘッダ１２への流体の供給口１４が設けられ、その供給口１４はポート取付け部５０および膨出部３０ａを連通する貫通孔からなる。また、ポート取付け部５０および膨出部３０ａには、流出ヘッダ１３からの流体の排出口１５が設けられ、その排出口１５はポート取付け部５０および膨出部３０ａを連通する貫通孔からなる。

第１部材２０の内側の湾曲面には、複数の放熱フィン２０ｅが内側の湾曲面と略垂直に設けられる。複数の放熱フィン２０ｅは、それぞれ湾曲面の軸方向に沿って延び、湾曲面の周方向に並べて配置される。図２では、放熱フィン２０ｅが設けられる領域を、二点鎖線で示しており、一部の放熱フィン２０ｅの図示は省略する。

第２部材３０の外側の湾曲面には、複数の放熱フィン３０ｅが外側の湾曲面と略垂直に設けられる。複数の放熱フィン３０ｅは、それぞれ湾曲面の軸方向に沿って延び、湾曲面の周方向に並べて配置される。図２では、放熱フィン３０ｅが設けられる領域を、二点鎖線で示しており、一部の放熱フィン３０ｅの図示は省略する。

なお、図２〜図６に示す熱交換器１０は、第１部材２０の内側の湾曲面および第２部材３０の外側の湾曲面の両方に、放熱フィン（２０ｅ、３０ｅ）を設けるが、いずれか一方のみに放熱フィンを設ける構成を採用してもよい。放熱フィンを設ける湾曲面は、熱交換器の配置面（例えば内周面または外周面）や、要求される熱交換効率に応じて適宜設定すればよい。

コルゲートフィン４０は、第１部材の窪み部２０ａ内に収容され、第１部材の窪み部２０ａの底面および第２部材３０の内側の湾曲面と当接する。このようなコルゲートフィン４０により、本体内部の主流路１１は、仕切られて細分化され、複数の小さな流路が主流路１１内に形成される。

コルゲートフィン４０は、図２に示すように、分割されおり、複数の部材からなる。コルゲートフィン４０は、図４および図５に示すように、本体内部のうちで、流入ヘッダ１２、流出ヘッダ１３、バイパス流入用ヘッダ１６およびバイパス流出用ヘッダ１７を除いて配置される。より具体的には、コルゲートフィン４０は、図２に示すように、流入ヘッダ１２を構成する凹溝２０ｃ、流出ヘッダ１３を構成する凹溝２０ｄ、バイパス流入用ヘッダ１６を構成する凹溝２０ｆおよびバイパス流出用ヘッダ１７を構成する凹溝２０ｇを除いて配置される。

このような構成例の熱交換器１０では、供給口１４を介して流入ヘッダ１２に流体が供給される。流体は、流入ヘッダ１２内で主流路１１の複数の小さな流路に分配され、主流路１１の往路１１ａおよび復路１１ｂを順に流通し、流出ヘッダ１３に到達する。この本体内部の主流路１１を流通する過程で、コルゲートフィン４０、第１部材の放熱フィン２０ｅおよび第２部材の放熱フィン３０ｅを介して本体内部の流体と外部の気流とで熱交換が行われる。主流路１１の複数の小さな流路を流通して流出ヘッダ１３に到達した流体は、その流出ヘッダ１３で合流し、排出口１５から流出する。

本実施形態の航空機用熱交換器では、主流路１１から分岐する補助流路と、その補助流路を開閉する弁とを備える。この補助流路は、主流路の一部の流通を省略するためのバイパス流路６０ａとすることができ、補助流路を開閉する弁はバイパス弁７０とすることができる。このような補助流路および補助流路を開閉する弁の構成について、バイパス流路６０ａおよびバイパス弁７０を例に、主に図５を参照しながら説明する。

第１部材の窪み部２０ａ内には、流入ヘッダ１２または流出ヘッダ１３を構成する凹溝（２０ｃ、２０ｄ）と同様に、湾曲面の周方向の中間部にも、凹溝（２０ｆ、２０ｇ）が２個設けられる。また、第１部材の中間部の凹溝（２０ｆ、２０ｇ）と対応する位置には、第２部材３０の外側の湾曲面において、凸状の膨出部３０ｂが設けられるとともに、内側の湾曲面において、２個の凹溝（３０ｆ、３０ｇ）が湾曲面の軸方向に並べて設けられる。

第１部材の往路１１ａ側の凹溝２０ｆは、第２部材の凹溝３０ｆとともに、流体をバイパス流路６０ａに流入させることが可能なバイパス流入用ヘッダ１６を構成する。第１部材の復路１１ｂ側の凹溝２０ｇは、第２部材３０の凹溝３０ｇとともに、流体をバイパス流路６０ａから流出させることが可能なバイパス流出用ヘッダ１７を構成する。

バイパス流入用ヘッダ１６からバイパス流路６０ａに流体が流入可能なように、第２部材の膨出部３０ｂには、凹溝３０ｆに通じる貫通孔３０ｈが設けられる。また、バイパス流路６０aからバイパス流出用ヘッダ１７に流体が流出可能なように、第２部材の膨出部３０ｂには、凹溝３０ｇに通じる貫通孔３０ｉが設けられる。

第２部材の膨出部３０ｂには、バルブ取付け部６０が設けられ、そのバルブ取付け部６０には、バイパス流路６０ａが設けられる。バイパス流路６０ａは、バイパス流入用ヘッダ１６とバイパス流出用ヘッダ１７とを接続する流路である。

そのバイパス流路６０ａには、バイパス弁７０が配置される。同図に示すバイパス弁７０は、差圧開閉弁であり、バイパス流入用ヘッダ１６とバイパス流出用ヘッダ１７との差圧に応じてバイパス流路６０ａを開閉する。

このバイパス弁７０を設けるため、バルブ取付け部６０は、弁本体収納部材６１と、蓋部材６２とに分割されている。バイパス弁７０は、バイパス流路６０ａに設けるので、弁本体収納部材６１と蓋部材６２との間を封止するためにシール部材６３が配置される。同図に示すシール部材６３は、Ｏリングであり、リング溝に配置される。リング溝は、バイパス弁７０が挿入される穴の内周面に設けられる。このシール部材６３は、バイパス弁７０が挿入される穴の内周面と、蓋部材６２の円柱状の突起部の外周面との隙間を封止する。

このようなバイパス流路６０ａおよびバイパス弁７０を備えれば、バイパス弁７０によってバイパス流路６０ａが遮断されている場合、前述の通り、流体は、主流路１１の往路１１ａおよび復路１１ｂを順に流通する。一方、バイパス弁７０によってバイパス流路６０ａが開放されている場合、往路１１ａの中間でバイパス流入用ヘッダ１６を通過する際に流体の大部分がバイパス流路６０ａに流入し、バイパス流出用ヘッダ１７を介して復路１１ｂの中間に戻される。このため、流体は、本体内部の主流路１１の一部を省略して流通する。

このようなバイパス機能によれば、冷却対称の流体が熱交換器１０の本体内部の主流路１１の一部を流通することが省略されるので、熱交換器通過後の流体の温度を高めたまま維持することができる。このバイパス機能は、例えば、極低温環境下で、冷却対象の流体の温度が融点を下回るようなときに、流体の温度を早期に高める際に利用できる。

本実施形態の航空機用熱交換器は、逃がし流路７１ａをさらに備える。その逃がし流路７１ａについて、補助流路をバイパス流路６０ａとし、補助流路を開閉する弁をバイパス弁７０とする場合を例に、説明する。

同図に示す熱交換器１０では、逃がし流路７１ａがバイパス弁７０に設けられ、具体的には、逃がし流路７１ａがバイパス弁７０の弁体７１に設けられた貫通孔からなる。同図に示す弁座７２の開口部はその直径が２０ｍｍであり、この場合、逃がし流路７１ａの貫通孔は、例えば、その直径が１ｍｍである。このような逃がし流路７１ａは、バイパス弁の上流側（バイパス流入用ヘッダ１６側）と下流側（バイパス流出用ヘッダ１７側）とを接続する。

この逃がし流路７１ａが設けられていない場合、以下の理由によって、火災の際にシール部材が昇温して破損し、流体が外部に漏洩する事態となる。バイパス弁７０によってバイパス流路６０ａの流体の流通が遮断される状態では、バイパス流路６０ａ内で流体が滞留する。この状態で、火災が発生すると、シール部材６３とともに、その周囲の部材やバイパス流路６０ａ内で滞留する流体が加熱される。その結果、ゴム等からなるシール部材６３が昇温に伴い、変形や変質することによって破損し、そのシール性が損なわれ、熱交換器１０の本体内部の流体が漏洩する。

これに対し、本実施形態の航空機用熱交換器では、逃がし流路７１ａを備える。この場合、バイパス弁７０によってバイパス流路６０ａの流体の流通が遮断される状態でも、逃がし流路７１ａに流体が流通することから、バイパス流路６０ａの流体が完全に滞留することなく僅かに流動する。具体的には、上流側（バイパス流入用ヘッダ１６側）から下流側（バイパス流出用ヘッダ１７側）に流体が流動する。これに伴って、バイパス流入用ヘッダ１６からバイパス流路６０ａに流体が流入するとともに、バイパス流路６０ａからバイパス流出用ヘッダ１７に流体が流出する。

火災が発生すると、シール部材６３とともに、その周囲の部材やバイパス流路６０ａ内の流体が加熱される。その際、上述の逃がし流路７１ａの作用により、バイパス流路６０ａで加熱された高温の流体がバイパス流出用ヘッダ１７に流出するとともに、冷却対象の流体がバイパス流入用ヘッダ１６からバイパス流路６０ａに流入する。冷却対象の流体は、例えば、８０℃程度であるので、結果的に、バイパス流路６０ａから高温流体が流出するとともに、バイパス流路６０ａに低温流体が流入することとなる。これに伴い、シール部材６３とともにその周囲の部材が抜熱され、シール部材６３の昇温を低減でき、破損を防止できる。このため、火災の際に耐火性を確保できる。

このような逃がし流路７１ａの横断面の面積は、バイパス流路６０ａといった補助流路の横断面の面積よりも小さい。逃がし流路７１ａの横断面の面積が補助流路の横断面の面積と同じ場合、または、逃がし流路７１ａの横断面の面積が補助流路の横断面の面積よりも大きい場合、バイパス弁７０といった弁によって補助流路を開閉する本来の機能が失われ、熱交換器１０の本来の性能が発揮できない。

逃がし流路７１ａの横断面の面積が過大であると、弁によって補助流路を開閉する本来の機能が失われ、熱交換器１０の性能が発揮できないおそれがある。このため、逃がし流路７１ａの横断面の面積（ｍｍ²）は、補助流路の横断面の面積（ｍｍ²）と比べ、補助流路の流体の流通を遮断する弁の機能を維持できる程度に小さく設定するのが好ましい。例えば、逃がし流路７１ａの横断面の面積（ｍｍ²）を、補助流路の横断面の面積（ｍｍ²）に占める割合が５％以下となるように設定すればく、好ましくは１％以下となるように設定すればよい。

逃がし流路７１ａの横断面の面積が過小であると、上述の逃がし流路７１ａによってシール部材６３が抜熱される効果が不足し、シール部材６３が破損に至るおそれがある。このため、逃がし流路７１ａの横断面の面積（ｍｍ²）は、補助流路の横断面の面積（ｍｍ²）と比べ、火災時に前記シール部材６３の破損を防止できる程度に小さく設定するのが好ましい。例えば、逃がし流路７１ａの横断面の面積（ｍｍ²）を、補助流路の横断面の面積（ｍｍ²）に占める割合が０．１％以上となるように設定すればよい。

本発明において「逃がし流路の横断面の面積」および「補助流路の横断面の面積」とは、当該流路の単位時間当たりの流量を決定する位置の断面積を意味する。通常、流路の単位時間当たりの流量を決定する位置は、最も断面積が小さい位置となる。このように流路の横断面の面積について規定するのは、流路の横断面面積が大きくなるのに応じて流路の単位時間当たりの流量が増加することによる。したがって、逃がし流路の横断面の面積が補助流路の横断面の面積より小さいとは、実質的に、逃がし流路の単位時間当たりの流量が、補助流路の単位時間当たりの流量より少ないことを意味する。図５に示す逃がし流路７１ａの場合、「逃がし流路の横断面の面積」は逃がし流路７１ａを構成する貫通孔の断面積となり、「補助流路の横断面の面積」は弁座７２の開口部の断面積となる。

逃がし流路７１ａは、前記図５に示すような、バイパス弁７０といった弁の弁体７１の貫通孔からなる構成に限定されない。すなわち、逃がし流路７１ａによってシール部材６３が抜熱される効果が発揮される限り、種々の構成を採用できる。例えば、バイパス弁７０といった弁の弁体７１または弁座７２に突起を設ける構成を採用できる。この構成では、弁が閉状態である場合でも、突起によって弁体７１と弁座７２の間に隙間が形成され、その隙間が逃がし流路として機能する。また、バルブ取付け部６０に逃がし流路を適宜形成してもよい。

加工コストや耐久性の観点から、逃がし流路７１ａは、前記図５に示すような、弁の弁体に設けられた貫通孔からなる構成を採用するのが好ましい。

本実施形態の航空機用熱交換器をサーフェス型の熱交換器の構成例を参照しながら説明したが、本実施形態の航空機用熱交換器はサーフェス型に限定されない。すなわち、主流路から分岐する補助流路と、補助流路の経路内に配置され、補助流路を開閉する弁と、補助流路を形成する部材間を封止するシール部材とを備えれば、本実施形態の航空機用熱交換器を、プレートフィン型の熱交換器や、シェルアンドチューブ型の熱交換器、その他の熱交換器に適用することもできる。

本発明において、「主流路」は、熱交換の対象となる流体が流通する流路を意味する。主流路は、熱交換器の本体の内部の流路に限定されることなく、熱交換器の本体の外部の流路を含む。熱交換器の本体の外部の主流路として、例えば、熱交換器の内部に供給される流体が流通する流路や、熱交換器の内部から排出された流体が流通する流路が該当する。また、プレートフィン型熱交換器の場合、例えば、本体内部および本体外部の高温流体流路と、本体内部および本体外部の低温流体流路とが主流路に該当する。

また、補助流路は、例えば、バイパス流路とすることができる。この場合、バイパス流路は、図１〜図５に示すような、本体内部の主流路１１の一部を省略して流体を流通させる構成に限定されない。すなわち、バイパス流路は、流体が熱交換器１０の本体内部の主流路１１の全部について流通を省略するように構成してもよい。後者の構成を採用する場合、ポート取付け部５０にバイパス流路およびバイパス弁を設ければよい。

補助流路を開閉可能な弁も、差圧開閉弁に限定されることなく、補助流路の流体の流通を遮断または開放できればよい。例えば、温度検知型の開閉弁を採用してもよい。また、差圧開放弁は、前記図５に示すようなコイルばねを内蔵する方式の圧力検知型の開閉弁に限らず、他の方式の圧力検知型の開閉弁を用いてもよい。

本発明の航空機用熱交換器は、火災の際のシール部材の昇温を低減でき、耐火性を確保できる。このため、航空機のエンジンオイルの冷却や発電機オイルの冷却で用いられる熱交換器において、有効に利用することができる。

１０：航空機用熱交換器、１０ａ：熱交換器の内側の湾曲面、
１０ｂ：熱交換器の外側の湾曲面、
１１：本体内部の主流路、１１ａ：往路、１１ｂ：復路、
１２：流入ヘッダ、１３：流出ヘッダ、１４：供給口、１５：排出口、
１６：バイパス流入用ヘッダ、１７：バイパス流出用ヘッダ、
２０：第１部材、２０ａ：窪み部、２０ｂ：仕切部、
２０ｃ：流入ヘッダの凹溝、２０ｄ：流出ヘッダの凹溝、２０ｅ：放熱フィン、
２０ｆ：バイパス流入用ヘッダの凹溝、２０ｇ：バイパス流入用ヘッダの凹溝、
３０：第２部材、３０ａ、３０ｂ：膨出部、３０ｃ：流入ヘッダの凹溝、
３０ｄ：流出ヘッダの凹溝、３０ｅ：放熱フィン、
３０ｆ：バイパス流入用ヘッダの凹溝、３０ｇ：バイパス流入用ヘッダの凹溝、
３０ｈ、３０ｉ：貫通孔、
４０：板状フィン（コルゲートフィン）、５０：ポート取付け部、
６０：バルブ取付け部、６０ａ：バイパス流路（補助流路）、
６１：弁本体収納部材、６２：蓋部材、６３：シール部材、
７０：バイパス弁、７１：弁体、７１ａ：逃がし流路（貫通孔）、７２：弁座

Claims

主流路から分岐する補助流路と、前記補助流路を開閉する弁と、前記補助流路を形成する部材間を封止するシール部材とを備える航空機用熱交換器であって、
前記航空機用熱交換器は、
前記弁の上流側と下流側とを接続する逃がし流路をさらに備え、
前記逃がし流路の横断面の面積は、前記補助流路の横断面の面積よりも小さい、航空機用熱交換器。
請求項１に記載の航空機用熱交換器であって、
前記逃がし流路の横断面の面積は、前記補助流路の横断面の面積の０．１〜５％である、航空機用熱交換器。
請求項１または２に記載の航空機用熱交換器であって、
前記逃がし流路は、前記弁の弁体に設けられた貫通孔からなる、航空機用熱交換器。
請求項１〜３のいずれかに記載の航空機用熱交換器であって、
前記航空機用熱交換器は、サーフェス型である、航空機用熱交換器。