JP6442468B2 - 一体となった空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器熱交換器のための方法及びシステム - Google Patents

Description

本開示の分野は、全体的に、ガスタービンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジン内のオイルを冷却しかつ可燃性冷却材及び酸化冷却材の分離を維持するための方法及びシステムに関する。

少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、ガスタービンエンジンの構成要素を冷却及び潤滑するように構成された１つ又はそれ以上のオイル冷却システムを含む。一部のガスタービンエンジンは、空気対オイル（ａｉｒ−ｏｉｌ）表面冷却器及び／又は燃料対オイル（ｆｕｅｌ−ｏｉｌ）熱交換器を含む。空気対オイル熱交換器は、ナセルの半径方向内側面に取り付けられ、ファン空気を用いて、空気対オイル熱交換器を通って流れるオイルを冷却する。空気対オイル表面冷却器は、バイパス空気流通路に突出するフィンを含み、比較的低温のファン空気と熱交換を行う。

航空機エンジンの燃料は、多くの場合、加熱されて燃料内の水分が凍結するのを防止し、燃料の燃焼を改善する。幾つかのガスタービンエンジンにおいては、燃料を加熱するために、比較的高温のオイルが用いられる。燃料を加熱するために、空気は通常用いられない。燃料対オイル熱交換器における漏れにより、燃料と酸素がエンジン内で互いに接触することがある。空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器を分離すると、エンジン内の貴重なスペースを取り、エンジンに重量が加わる。

米国特許第８９６７９５８号明細書

１つの態様において、熱交換器組立体は、冷却される流体の流れを第１の入口から第１の出口に送るように構成された第１の内部流路を含む。また、熱交換器組立体は、第１の冷却材の流れを第１の入口から第１の出口に送るように構成された第２の内部流路を含む。熱交換器組立体は、外部流路の表面に近接して第２の冷却材の流れを受けるように構成された外部流路をさらに含む。

別の態様において、作動流体を冷却する方法は、１又はそれ以上の冷却される流体の流れを熱交換器組立体の第１の内部流路を通して送るステップを含む。また、本方法は、１又はそれ以上の冷却流体の流れを熱交換器組立体の第２の内部流路に送るステップを含む。さらに、本方法は、熱交換器の外部流路に近接して空気の流れを送るステップを含む。熱交換器は、流体ストリームに近接して延びる複数のフィン部材を含む。第１の内部流路は、第２の内部流路及び複数のフィン部材に熱結合される
さらに別の態様において、ガスタービンエンジンは、バイパスダクトを含むファン組立体を含む。また、ガスタービンエンジンは、熱交換器組立体を含むコアエンジンを含む。熱交換器組立体は、冷却される流体の流れを第１の入口から第１の出口に送るように構成された第１の内部流路を含む。ガスタービンエンジンは、第１の内部流路と熱連通するように結合され、第２の冷却材の流れを第１の入口から第１の出口に流すように構成された第２の内部流路をさらに含む。また、熱交換器組立体は、外部流路の表面に近接して空気の流れを受けるように構成された外部流路を含む。

本開示のこれら及び他の特徴、態様及び利点は、同様の参照番号が図面全体を通じて同じ部品を表す添付図面を参照して以下の詳細な説明を読むと、より十分に理解されるであろう。

図１−５は、本明細書に記載の方法及び装置の例示的な実施形態を示す。

ガスタービンエンジンの概略図。 一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器の概略図。 図２の一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器の概略的な軸方向図。 対向流構成に構成された図２に示す一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器の概略的な半径方向図。 並行流構成に構成された図２に示す一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器の概略的半径方向図。

種々の実施形態の特定の特徴は一部の図面で示され、他の図面では示されない場合があるが、これは便宜上のことに過ぎない。何れの図面のあらゆる特徴も、他の何れかの図面の何れかの特徴と組み合わせて参照及び／又は特許請求することができる。

別途指示されていない限り、本明細書で示される図面は、本開示の実施形態の特徴を例証するものとする。これらの特徴は、本開示の１つ又はそれ以上の実施形態を含む幅広い種類のシステムで適用可能であると考えられる。従って、図面は、本明細書で開示される実施形態の実施に必要とされる当業者には公知の従来の全ての特徴を含むことを意図するものではない。

以下の本明細書及び請求項において、幾つかの用語を参照するが、これらは以下の意味を有すると定義される。

単数形「ａ」、「ａｎ」、及び「ｔｈｅ」は、前後関係から明らかに別の意味を示さない限り、複数形態も含む。

「任意」又は「場合により」とは、それに続いて記載されている事象又は状況が起こってもよいし起こらなくてもよいことを意味し、その記載はその事象が起こる場合と起こらない場合を含む。

本明細書及び請求項全体を通じてここで使用される近似表現は、関連する基本的機能の変更をもたらすことなく、許容範囲内で変わることのできるあらゆる定量的表現を修飾するのに適用することができる。従って、「約」及び「実質的に」などの１又は複数の用語により修飾される値は、指定される厳密な値に限定されるものではない。少なくとも場合によっては、近似表現は、値を測定するための計器の精度に対応することができる。ここで、及び明細書及び請求項全体を通じて、範囲限界は組み合わせ及び／又は置き換えが可能であり、このような範囲は前後関係又は表現がそうでないことを示していない限り、識別され、ここに包含される部分範囲全てを含む。

以下の詳細な説明は、限定ではなく例証として、本開示の実施形態について例示する。本開示は、航空機エンジン内のオイルを冷却するための方法及びシステムに対して一般的に応用されることが想定される。

本明細書で説明される熱交換器組立体の実施形態は、ガスタービンエンジン内のオイルを冷却する。熱交換器組立体は、ナセルの半径方向内側面上に配置された一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器を含む。一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器は、熱交換器を通して燃料を送るための第１の流路と、熱交換器を通してオイルを送るための第２の流路と、熱交換器の外側フィン付き面に近接した空気を配向するための第３の流路とを含む。熱交換器は、ファンバイパスダクト内のファン空気と熱交換を行うこと、及び燃料と熱交換を行うことによって、オイルを冷却する。例示的な実施形態において、熱交換器は、ファンバイパスダクト内のファン空気及び燃料により同時にオイルを冷却するように構成される。熱交換器は、熱交換器の表面上に配置された複数のフィンを含み、この複数のフィンは、ファンバイパスダクト内に突出する。オイル及び燃料は、熱交換器内に含まれる１つ又はそれ以上の導管を通って流れる。オイル導管は、熱交換器内の燃料の流れと熱交換器を通過する空気の流れの間の分離を維持するように、熱交換器の表面と燃料導管との間で熱交換器の中に配置される。例示的な実施形態において、オイル導管及び燃料導管は、対向流構成で流れるように構成される。

作動中、熱交換器は、エンジンから比較的高温のオイルと、燃料ポンンプから比較的低温の燃料とを受け取る。ファンバイパスダクト内のファン空気は、複数のフィンと熱交換し、複数のフィンは、オイルと熱交換する。燃料は同時に、オイルと熱交換する。オイルは、単一の熱交換器内で、同時にファン空気及び燃料により冷却される。熱交換器は、加熱された燃料及び冷却されたオイルをエンジンに戻す。代替的な実施形態において、オイル導管及び燃料導管は、並行流構成で流れるように構成される。別の代替的な実施形態において、熱交換器はエンジンの半径方向外側面上に配置される。

本明細書で説明される熱交換器組立体は、ガスタービンエンジン内のオイルを冷却する公知の方法に優る利点を提供する。より具体的には、一部の公知の熱交換器システムは、空気及び燃料によりオイルを冷却するために、別個の熱交換器組立体を使用する。本明細書で説明される熱交換器システムは、空気及び燃料の冷却を組み合わせて、熱交換器システム及び航空機エンジンの重量の低減を容易にする単一の熱交換器組立体にする。燃料導管とファンバイパスダクトとの間にオイル導管を配置することにより、空気と燃料との間にバッファがもたらされる。

図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンは、本明細書で「ターボファンエンジン１１０」と呼ばれる高バイパスターボファンジェットエンジン１１０である。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照として与えられる長手方向中心線１１２に対して平行に延びる）、及び半径方向Ｒを定める。一般に、ターボファン１１０は、ファンセクション１１４と、該ファンセクション１１４の下流側に配置されるコアタービンエンジン１１６とを含む。

概略的に示された例示的なコアタービンエンジン１１６は、環状入口１２０を定める実質的に管状の外側ケーシング１１８を含む。外側ケーシング１１８は、直列流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機１２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機１２４を含む圧縮機セクションと、燃焼セクション１２６と、高圧（ＨＰ）タービン１２８及び低圧（ＬＰ）タービン１３０を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション１３２とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール１３４は、ＨＰタービン１２８をＨＰ圧縮機１２４に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール１３６は、ＬＰタービン１３０をＬＰ圧縮機１２２に駆動可能に接続する。圧縮セクション、燃焼セクション１２６、タービンセクション、及びノズルセクション１３２は協働してコア空気流路１３７を定める。

図示の実施形態に関して、ファンセクション１１４は、相隔たった様式でディスク１４２に結合された複数のファンブレード１４０を有する可変ピッチファン１３８を含む。図示のように、ファンブレード１４０は、概して半径方向Ｒに沿ってディスク１４２から外向きに延びる。各々のファンブレード１４０は、ファンブレード１４０が、該ファンブレード１４０のピッチを一体となって協働して変えるように構成された適切なピッチ変更機構１４４に作動可能に結合されることにより、ピッチ軸線Ｐを中心にしてディスク１４２に対して回転可能である。ファンブレード１４０、ディスク１４２及びピッチ変更機構１４４は、出力ギアボックス１４６を横切るＬＰシャフト１３６により長手方向軸線１１２の周りに共に回転可能である。出力ギアボックス１４６は、ＬＰシャフト１３６に対してファン１３８の回転速度をより効率的なファン速度に調整するための複数のギアを含む。

図１の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク１４２は、複数のファンブレード１４０を通る空気流を促進するために空力的な輪郭を有する回転可能な前方ハブ１４８によって覆われる。さらに、例示的なファンセクション１１４は、ファン１３８及び／又はコアタービンエンジン１１６の少なくとも一部を円周方向に囲む環状ファンケーシング又は外側ナセル１５０を含む。ナセル１５０は、半径方向内側面１５１を含む。ナセル１５０は、複数の円周方向に離間配置された出口ガイドベーン１５２によってコアタービンエンジン１１６に対して支持されるように構成できることを理解されたい。さらに、ナセル１５０の下流側セクション１５４は、コアタービンエンジン１１６の外側部分の上に延びて、これらの間にバイパス空気流通路１５６を定めることができる。複数の一体式の空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器熱交換器１５７が、バイパス空気流通路１５６内のナセル１５０の半径方向内側面１５１上に配置される。代替的な実施形態において、複数の一体式の空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器熱交換器１５９が、バイパス空気流通路１５６内の外側ケーシング１１８の外側半径方向面１５１上に配置される。

ターボファンエンジン１１０の作動中、所定量の空気１５８がナセル１５０及び／又はファンセクション１１４の関連した入口１６０を通ってターボファン１１０に流入する。所定量の空気１５８がファンブレード１４０を通過すると、矢印１６２で示される空気１５８の第１の部分は、バイパス空気流通路１５６に配向され又は送られ、矢印１６４で示される空気１５８の第２の部分は、コア空気流路１３７に、より具体的には、ＬＰ圧縮機１２２に配向され又は送られる。空気の第１の部分１６２と空気の第２の部分１６４との比は、一般的にバイパス比として知られている。空気の第２の部分１６４の圧力は、ＨＰ圧縮機１２４を通して燃焼セクション１２６に送られる際に増大し、そこで燃料と混合されて燃焼して燃焼ガス１６６を与える。空気の第１の部分１６２は、バイパス空気通路１５６内のナセル１５０の半径方向内側面１５１の上に配置された一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器を用いて熱交換が行われる。別の実施形態において、空気の第１の部分１６２は、バイパス空気通路１５６内の外側ケーシング１１８の半径方向外側面１６１の上に配置された一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器を用いて熱交換が行われる。

燃焼ガス１６６は、ＨＰタービン１２８を通して送られ、そこで熱及び／又は運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１１８に結合されたＨＰタービンステータベーン１６８、及び、ＨＰシャフト又はスプール１３４に結合されたＨＰタービンロータブレード１７０の連続する段を介して、燃焼ガス１６６から抽出され、従って、ＨＰシャフト又はスプール１３４を回転させ、それによりＨＰ圧縮機１２４の動作が支援される。次に、燃焼ガス１６６は、ＬＰタービン１３０を通して送られ、そこで熱及び運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング１１８に結合されたＬＰタービンステータベーン１７２、及び、ＬＰシャフト又はスプール１３６に結合されたＬＰタービンロータブレード１７４の連続する段を介して、燃焼ガス１６６から抽出され、従って、ＬＰシャフト又はスプール１３６を回転させ、それによりＬＰ圧縮機１２２の動作及び／又はファン１３８の回転が支援される。

その後、燃焼ガス１６６は、コアタービンエンジン１１６のジェット排気ノズルセクション１３２を通して送られて推進スラストを与える。同時に、空気の第１の部分１６２の圧力は、空気の第１の部分１６２がターボファン１１０のファンノズル排気セクション１７６から排出される前にバイパス空気流流路１５６を通して送られる際に大幅に増大し、これも推進スラストを与える。ＨＰタービン１２８、ＬＰタービン１３０及びジェット排気ノズルセクション１３２は、少なくとも部分的に、コアタービンエンジン１１６を通して燃焼ガス１６６を送るための高温ガス経路１７８を定める。

しかしながら、図１に示される例示的なターボファンエンジン１１０は、単なる例証に過ぎず、他の例示的な実施形態においては、ターボファンエンジン１１０は、他の何れかの適切な構成を有してもよいことを理解されたい。また、さらに他の例示的な実施形態において、本開示の態様を他の何れかの適切なガスタービンエンジンに組み込むこともできることも理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、本開示の態様は、例えばターボプロップエンジンに組み込むことができる。

図２は、熱交換器組立体２００の概略図である。例示的な実施形態において、熱交換器組立体２００は、一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器を含む。熱交換器組立体２００は、半径方向内側面１５１（図１に示される）上に配置される。また、熱交換器組立体２００は、表面２０２上に配置され、バイパス空気流通路１５６（図１に示される）内に延びる複数のフィン部材２０４を含む。複数の第１の内部流路２０６が、熱交換器組立体２００の中に配置される。熱交換器組立体２００は、オイルを受けるように構成され、第１の内部流路２０６と流体連通して結合された複数の第１の内部流路入口２０８を含む。また、熱交換器組立体２００は、第１の内部流路２０６と流体連通して結合された複数の第１の内部流路出口２１０を含む。複数の第２の内部流路２１２が、熱交換器組立体２００内に配置される。熱交換器組立体２００は、燃料を受けように構成され、第２の内部流路２１２と流体連通して結合された複数の第２の内部流路入口２１４を含む。また、熱交換器組立体２００は、第２の内部流路２１２と流体連通して結合された複数の第２の内部流路出口２１６を含む。第１の内部流路２０６は、第２の内部流路２１２に対して半径方向内側に配置される。

作動中、バイパス空気流通路１５６（図１に示される）内の空気の第１の部分１６２（図１に示される）は、表面２０２に近接して流れるように構成され、フィン部材２０４と熱を交換するように構成される。第１の内部流路入口２０８は、オイルの流れを受けるように構成される。第１の内部流路入口２０８は、オイルの流れを第１の内部流路２０６に送給するように構成される。第１の内部流路２０６内のオイルは、第２の内部流路２１２内の燃料と熱を交換し、かつ、バイパス空気流通路１５６（図１に示される）内の空気の第１の部分１６２と熱を交換するように構成される。第１の内部流路２０６は、オイルを第１の内部流路２１０に送給するように構成され、この第１の内部流路２１０は、オイルをコアタービンエンジン１１６（図１に示される）に送給するように構成される。

第２の内部流路入口２１４は、燃料の流れを受けように構成される。第２の内部流路入口２１４は、燃料の流れを第２の内部流路２１２に送るように構成される。第２の内部流路２１２内の燃料は、第１の内部流路２０６内のオイルと熱を交換するように構成される。第２の内部流路２１２は、燃料を第２の流路出口２１６に送給するように構成され、第２の流路出口１２６は、燃料をコアタービンエンジン１１６（図１に示される）に送るように構成される。

図３は、図２に示される一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器組立体２００の概略的軸方向図である。第１の内部流路２０６は、熱交換器組立体２００の中に表面２０２と第２の内部流路２１２との間に配置される。第２の内部流路２１２から表面２０２に向かって燃料が漏れる場合、第１の内部流路２０６はバッファとして働き、漏れ燃料がバイパス空気流通路１５６（図１に示される）に到達するのを阻止する。

図４は、対向流構成で構成された、図２に示される一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器組立体２００の概略的半径方向図である。第１の内部流路２０６は、矢印４０２で示される第１の方向にオイルを流すように構成される。第２の内部流路２１２は、矢印４０４で示される第２の方向に燃料を流すように構成される。第１の方向４０２は、第２の方向４０４と反対である。

図５は、並行流構成で構成された、図２に示される一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器組立体２００の概略的半径方向図である。第１の内部流路２０６は、矢印５０２で示される第１の方向にオイルを流すように構成される。第２の内部流路２１２は、矢印５０４で示される第２の方向に燃料を流すように構成される。第１の方向５０２は、第２の方向５０４と実質的に同じ方向である。

代替的な実施形態において、一体式の空気対オイル及び燃料対オイル熱交換器組立体２００は、バイパス空気流通路１５６内の外側ケーシング１１８の半径方向外側面１６１上に配置される。

上述の熱交換器組立体は、ガスタービンエンジン内のオイルを冷却するための効率的な方法を提供する。具体的には、上述の熱交換器システムは、空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器を一体化して単一の熱交換器にする。空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器を一体化して単一の熱交換器にすることにより、航空機エンジンの部品の数が減り、エンジンの複雑さが低減する。従って、空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器を一体化して単一の熱交換器にすることにより、エンジンの重量が低減する。さらに、燃料導管とバイパス空気流通路との間にオイル導管を配置することにより、燃料と空気との間にバリアが生成される。空気と燃料との間にバリアを形成すると、一方から他方への漏洩の可能性が低くなる。

上記には一体式の空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器表面冷却器の例示的な実施形態が詳細に説明される。一体式の空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器、並びにそうしたシステム及び装置を作動させる方法は、本明細書に説明される特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、システムの構成要素及び／又は方法のステップは、本明細書で説明される他の構成要素及び／又はステップと独立して及びこれらとは別個に利用することができる。例えば、本方法は、オイル冷却を必要とする他のシステムと共に用いることもでき、本明細書で説明されるようなシステム及び方法のみによる実施に限定されるものではない。どちらかと言えば、例示的な実施形態は、現在のところ、一体式の空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器を収容して対応するように構成されている多くの他の機械用途に関連して実装して利用することができる。

空気及び燃料によりオイルを冷却するための例示的な方法及び装置は、上記に詳細に説明される。図示される装置は、本明細書で説明される特定の実施形態に限定されるものではないが、むしろ、各々の構成要素は、本明細書で説明される他の構成要素とは独立に、かつ、それらとは別個に利用することができる。各々のシステム構成要素を他のシステム構成要素と一緒に使用することができる。

本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、実施形態を開示し、また当業者が、あらゆる装置又はシステムを製作し且つ使用しまたあらゆる組込み方法を実行することを含む実施形態の実施を行なうことを可能にもする。本開示の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

１１０ ターボファンエンジン
１１２ 長手方向軸線
１１４ ファンセクション
１１６ コアタービンエンジン
１１８ 外側ケーシング
１２０ 環状入口
１２２ 低圧圧縮機
１２４ 高圧圧縮機
１２６ 燃焼セクション
１２８ 高圧タービン
１３０ 低圧タービン
１３２ ジェット排気ノズルセクション
１３４ 高圧シャフト又はスプール
１３６ 低圧シャフト又はスプール
１３７ コア空気流路
１３８ 可変ピッチファン
１４０ ファンブレード
１４２ ディスク
１４４ ピッチ変更機構
１４６ 出力ギアボックス
１４８ 前方ハブ
１５０ ナセル
１５１ 半径方向内側面
１５２ 出口ガイドベーン
１５４ 下流側セクション
１５６ バイパス空気流通路
１５７ 空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器熱交換器
１５８ 所定量の空気
１５９ 空気対オイル冷却器及び燃料対オイル冷却器熱交換器
１６０ 関連した入口
１６１ 半径方向外側面
１６２ 空気の第１の部分
１６４ 空気の第２の部分
１６６ 燃焼ガス
１６８ 高圧タービンステータベーン
１７０ 高圧タービンロータブレード
１７２ 低圧タービンステータベーン
１７４ 低圧タービンロータブレード
１７６ ファンノズル排気セクション
１７８ 交換ガス経路
２００ 熱交換器組立体
２０２ 表面
２０４ フィン部材
２０６ 第１の内部流路
２０８ 第１の内部流路入口
２１０ 第１の内部流路出口
２１２ 第２の内部流路
２１４ 第２の内部流路入口
２１６ 第２の内部流路出口
４０２ 第１の方向
４０４ 第２の方向
５０２ 第１の方向
５０４ 第２の方向

Claims (18)

1. 冷却される流体の流れを第１の入口（２０８）から第１の出口（２１０）に送るように構成された第１の内部流路（２０６）と、
   第１の冷却材の流れを第２の入口（２１４）から第２の出口（２１６）に送るように構成された第２の内部流路（２１２）と、
   表面に近接して第２の冷却材の流れを受けるように構成された外部流路（１５６）と、
   を備え、
   前記第１の内部流路は、前記第２の内部流路と前記外部流路との間に配置される、
   熱交換器組立体（２００）。
2. 前記第１の内部流路及び前記第２の内部流路は、対向流である、請求項１に記載の熱交換器組立体。
3. 前記外部流路は、複数の金属フィンを含む、請求項１または２に記載の熱交換器組立体。
4. 前記第１の内部流路は、前記第２の内部流路と前記外部流路との間にバッファを提供する、請求項１から３のいずれかに記載の熱交換器組立体。
5. 前記冷却される流体の流れは、オイルを含む、請求項１から４のいずれかに記載の熱交換器組立体。
6. 前記第１の冷却材は、燃料を含む、請求項１から５のいずれかに記載の熱交換器組立体。
7. 前記第２の冷却材は、空気を含む、請求項１から６のいずれかに記載の熱交換器組立体。
8. ３経路熱交換器を用いて流体を冷却する方法であって、
   １又はそれ以上の冷却される流体の流れを熱交換器組立体（２００）の第１の内部流路（２０６）を通して送るステップと、
   １又はそれ以上の冷却流体の流れを前記熱交換器組立体の第２の内部流路（２１２）を通して送るステップと、
   前記熱交換器の外部流路（１５６）に近接して空気の流れを送るステップと、
   を含み、
   前記熱交換器は、流体ストリームに近接して延びる複数のフィン部材（２０４）を含み、
   前記第１の内部流路は、前記第２の内部流路及び前記複数のフィン部材に熱結合され、
   前記第１の内部流路は、前記第２の内部流路と前記外部流路との間に配置される、
   方法。
9. 前記１又はそれ以上の冷却される流体の流れを熱交換器組立体の第１の内部流路を通して送るステップは、１又はそれ以上のオイルの流れを前記熱交換器組立体の前記第１の内部流路に送るステップを含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記１又はそれ以上の冷却流体の流れを前記熱交換器組立体の第２の内部流路を通して送るステップは、１又はそれ以上の燃料の流れを前記熱交換器組立体の前記第２の内部流路に送るステップを含む、請求項８または９に記載の方法。
11. 前記熱交換器の外部流路に近接して空気の流れを送るステップは、前記空気の流れ内に延びる複数のフィン部材に近接してファン排出空気の流れを送るステップを含む、請求項８から１０のいずれかに記載の方法。
12. バイパスダクトを含むファン組立体（１１４）と、
    熱交換器組立体（２００）を含むコアエンジン（１１６）と、
    を備えるガスタービンエンジンであって、
    前記熱交換器組立体は、
    冷却される流体の流れを第１の入口（２０８）から第１の出口（２１０）に送るように構成された第１の内部流路（２０６）と、
    前記第１の内部流路と熱連通するように結合され、第２の冷却材の流れを第１の入口（２１４）から第１の出口（２１６）に送るように構成された第２の内部流路（２１２）と、
    表面に近接して空気の流れを受けるように構成された外部流路（１５６）と、
    を含み、
    前記第１の内部流路は、前記第２の内部流路と前記外部流路との間に配置される、
    ガスタービンエンジン。
13. 前記第１の内部流路及び前記第２の内部流路は、対向流である、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
14. 前記外部流路は、複数の金属フィンを含む、請求項１２または１３に記載のガスタービンエンジン。
15. 前記第１の内部流路は、前記第２の内部流路と前記外部流路との間にバッファを提供する、請求項１２から１４のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
16. 前記熱交換器組立体は、前記コアエンジンの半径方向外面上に配置される、請求項１２から１５のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
17. 前記コアエンジンを少なくとも部分的に囲む固定環状ケーシングをさらに備え、前記熱交換器組立体は、前記環状ケーシングの半径方向内面上に配置される、請求項１２から１６のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
18. 前記冷却される流体の流れは、オイルを含む、請求項１２から１７のいずれかに記載のガスタービンエンジン。