JP6475465B2 - 航空機用熱交換器 - Google Patents

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Description

本発明は、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。高温流体流路内および低温流体流路内には、いずれも、波型フィンが配置され、その波型フィンはコルゲートフィンと呼ばれる。このような高温流体流路および低温流体流路にそれぞれ流体が流通する際に、それらの流体間でコルゲートフィン等を介して熱交換が行われる。
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チューブとを備える。この場合、シェルとチューブの間に第1流体が流通するとともに、各チューブ内に第2流体が流通し、チューブ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、その内部に形成される流体流路に流体が流通する。また、本体の外部は、気流に曝される。本体内部の流体流路には、波型フィン(コルゲートフィン)が配置され、本体の外部には、ヒートシンク状フィンが設けられる。この場合、波型フィンやヒートシンク状フィンを介して本体内部の流体流路の流体と外部の気流とで熱交換が行われる。
このような熱交換器は、タンクやポンプ等とともに用いられ、熱交換システムを構成する。
図1は、航空機用熱交換システムの構成例を模式的に示すブロック図である。同図に示す熱交換システム1は、エンジンオイルの冷却に利用される。その熱交換システム1は、熱交換器10と、オイルタンク2と、循環流路3と、オイル用ポンプP1とを備える。
オイルタンク2は、熱交換器での熱交換に供される流体を貯留し、具体的には、エンジンオイルを貯留する。循環流路3は、熱交換器10とオイルタンク2とを接続する。その循環流路3は、オイルタンク2から熱交換器10に流体を移送するための供給流路3aと、熱交換器10からオイルタンク2に流体を移送するための排出流路3bとからなる。循環流路3のうちの供給流路3aの経路上には、航空機用エンジン4(例えばガスタービンエンジン)が配置される。
オイル用ポンプP1は、循環流路3のうちの供給流路3aの経路上であって、オイルタンク2とエンジン4の間に設けられる。そのオイル用ポンプP1は、オイルタンク2内の流体を吸い込んで吐出することにより、所定の方向(同図のハッチングを施した矢印参照)に、循環流路3の流体を移送する。
このような熱交換システム1では、オイル用ポンプP1の動作に伴い、オイルタンク2内の流体は、循環流路3のうちの供給流路3aを流通し、エンジン4および熱交換器10に順に供給される。エンジン4に供給された流体は、潤滑および冷却に利用されるのに伴って昇温する。エンジン4から流出した高温の流体は、熱交換器10に供給され、外部の気流との熱交換が行われるのに伴って降温する。熱交換器10から流出した流体は、循環流路3の排出流路3bを流通してオイルタンク2に戻される。
航空機用熱交換器に関して従来から種々の提案がなされており、例えば、特許文献1がある。特許文献1には、サーフェス型熱交換器が記載されている。そのサーフェス型熱交換器の本体は、板状の第1部材と第2部材とを板厚方向に重ね合わせて接合し、それらの内部の流路にコルゲートフィンを配置する。これにより、本体の内側の湾曲面および/または外側の湾曲面に形成されるヒートシンク状フィンにおいて、その高さやピッチを互いに独立して自由に設定できる。また、熱交換器を小型化および軽量化することが可能になる。
また、特許文献1に記載の熱交換器では、熱交換を行う流体流路から分岐するバイパス流路と、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、冷却対象の流体が熱交換器の流体流路の一部を通ることを省略できる。
特許第5442916号
航空機用熱交換器は、例えば、前記図1に示すような熱交換システムで、オイルタンク2や循環流路3、オイル用ポンプP1とともに用いられる。ところで、熱交換システムの停止時には、オイル用ポンプP1の作動を停止し、それに伴って流体の循環(移送)も止まる。その際、オイル用ポンプP1の作動を停止しているにも拘わらず、サイフォン効果によって高い位置から低い位置に流体が流れることがある。この場合に、熱交換器10がオイルタンク2より高い位置に配置されていると、熱交換器10の内部や循環流路3から流体が流出し、オイルタンク2に流入する。
その結果、オイルタンク2内の流体量が大きく変動し、正確な流体量を把握できなくなる。また、熱交換器10から流体が流出すると、熱交換器10の内部に雰囲気(通常は空気)が流入することとなる。この状態で熱交換システム1を起動すると、熱交換器10の内部に残存する雰囲気が熱交換を阻害し、熱交換器10の性能を低下させる。このため、熱交換システム1の起動から熱交換器10の内部の雰囲気排出が完了する(熱交換器10の内部に流体が充満する)までの間、熱交換器10の性能が低下することとなる。
循環流路3や熱交換器10の内部に雰囲気が存在する状態では、循環流路3や熱交換器10の内部に流体が充満している状態と比べ、単位時間当たりの流量が同じであっても、必要なオイル用ポンプP1の出力が大きくなる。ここで、ポンプの出力は、具体的には、ポンプを駆動するモーターの出力が該当する。したがって、循環流路3や熱交換器10の内部に雰囲気が存在する状態では、オイル用ポンプP1の負荷が高くなる。その結果、ポンプの消耗が激しくなり、ポンプの寿命が短くなる。
前述の特許文献1では、熱交換システムの停止時に熱交換器から流体が流出する問題が記載されていない。
本発明は、このような状況に鑑みてなされたものであり、熱交換システムの停止時に流体が流出するのを抑制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、流体が流通し、熱交換が行われる流体流路と、前記流体流路に前記流体を供給する入口部と、前記流体流路から前記流体を排出する出口部と、前記入口部と前記出口部とを接続する短絡流路とを備える。
前記短絡流路の横断面の面積を、前記入口部の横断面の面積の0.1〜5%とすることができる。加えて、前記短絡流路の横断面の面積を、前記出口部の横断面の面積の0.1〜5%とすることができる。
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、前記短絡流路が、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部間の貫通孔からなる構成を採用できる。
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、前記短絡流路が、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部とを接続する配管からなる構成を採用できる。
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、前記熱交換器は、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部とを接続するバイパス流路と、前記バイパス流路を開閉するバイパス弁とをさらに備え、前記短絡流路は、前記バイパス弁の弁体に設けられた貫通孔からなる構成を採用できる。
本発明の航空機用熱交換器は、入口部と出口部とを接続する短絡流路を備える。この場合、熱交換システムの停止時に、サイフォン効果によって高い位置から低い位置に流体が流れる際に、熱交換器の流体流路の流体に代えて短絡流路の流体が流れることとなる。このため、熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。
図1は、航空機用熱交換システムの構成例を模式的に示すブロック図である。 図2は、航空機用熱交換器の構成例を示す正面図である。 図3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4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5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6は、短絡流路が配管からなる場合の構成例を模式的に示す断面図である。 図7は、バイパス弁を利用する短絡流路の構成例を模式的に示す断面図である。 図8は、オイルと燃料とで熱交換を行う航空機用熱交換器の構成例を模式的に示す斜視図である。
本実施形態の航空機用熱交換器は、流体流路と、入口部と、出口部と、短絡流路とを備える。このような熱交換器について、構成例を参照しながら説明する。
図2〜図5は、本発明の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2は熱交換器の正面図、図3は熱交換器の分解斜視図、図4は第1部材の正面図、図5は熱交換器のA−A断面図である。
図2〜図5に示す熱交換器10は、サーフェス型である。熱交換器10は、例えば、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、より具体的には、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。このため、熱交換器10の形状は、帯状であり、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、エンジンの湾曲した面の軸方向(図2および図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、後述の流体流路11が形成され、その流体流路11には、流体として、エンジンのオイルが流通する。その際、外部の気流と内部の流体流路11のエンジンのオイルとで熱交換が行われ、内部の流体流路11のエンジンのオイルが冷却される。なお、流体を、発電機のオイルとする場合もある。
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5に示すようにテーパー状であり、エンジンの湾曲した面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、複数の波型フィン(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、本体内部に流体流路11が形成される(図4参照)。
この本体内部の流体流路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4における上端)から他端(図4における下端)に向かって延びる。
続いて、本体内部の流体流路11に流体を供給する入口部と、流体流路11から流体を排出する出口部について、主に図5を参照しながら説明する。流体流路11に流体を供給する入口部は、本体内部の流入ヘッダ12と、ポート取付け部50の供給ノズル部14とからなる。また、流体流路11から流体を排出する出口部は、本体内部の流出ヘッダ13と、ポート取付け部50の排出ノズル部15とからなる。
本体内部に流入ヘッダ12および流出ヘッダ13を形成するため、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、本体内部の流体流路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、本体内部の流体流路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が接合(例えばろう付け)される。そのポート取付け部50には、流入ヘッダ12への流体の供給ノズル部14が設けられ、その供給ノズル部14はポート取付け部50とともに膨出部30aを連通する。また、ポート取付け部50には、流出ヘッダ13からの流体の排出ノズル部15が設けられ、その排出ノズル部15はポート取付け部50とともに膨出部30aを連通する。このような供給ノズル部14および排出ノズル部15は、湾曲面の軸方向に並べて設けられる。また、供給ノズル部14は、前記図1に示す熱交換システムの循環流路3のうちの供給流路3aと接続され、排出ノズル部15は、循環流路3のうちの排出流路3bと接続される。
第1部材20の内側の湾曲面には、複数のヒートシンク状フィン20eが内側の湾曲面と略垂直に設けられる。複数のヒートシンク状フィン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3では、ヒートシンク状フィン20eが設けられる領域を、二点鎖線で示しており、一部のヒートシンク状フィン20eの図示は省略する。
第2部材30の外側の湾曲面には、複数のヒートシンク状フィン30eが外側の湾曲面と略垂直に設けられる。複数のヒートシンク状フィン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3では、ヒートシンク状フィン30eが設けられる領域を、二点鎖線で示しており、一部のヒートシンク状フィン30eの図示は省略する。
なお、図2〜図5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、ヒートシンク状フィン(20e、30e)を設けるが、いずれか一方のみにヒートシンク状フィンを設ける構成を採用してもよい。ヒートシンク状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、本体内部の流体流路11は、仕切られて細分化され、複数の小さな流路が流体流路11内に形成される。コルゲートフィン40は、図3に示すように、分割されおり、複数の部材からなる。
このような構成例の熱交換器10では、入口部の供給ノズル部14および流入ヘッダ12を介して流体流路11に流体が供給される。流体は、流入ヘッダ12内で流体流路11の複数の小さな流路に分配され、流体流路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(図4のクロスハッチングを施した矢印参照)。この本体内部の流体流路11を流通する過程で、コルゲートフィン40、第1部材のヒートシンク状フィン20eおよび第2部材のヒートシンク状フィン30eを介して本体内部の流体流路11の流体と外部の気流とで熱交換が行われる。流体流路11の複数の小さな流路を流通した流体は、出口部の流出ヘッダ13および排出ノズル部15を介して排出される。その際、流出ヘッダ13では、流体流路11の複数の小さな流路を流通した流体が合流する。
続いて、本実施形態の航空機用熱交換器が備える短絡流路50aについて、主に図5を参照しながら説明する。
同図に示す熱交換器10において、短絡流路50aは、ポート取付け部50に設けられ、供給ノズル部14と排出ノズル部15間の貫通孔からなる。その短絡流路50aは、入口部のうちの供給ノズル部14と、出口部のうちの排出ノズル部15とを接続する。
このような本実施形態の航空機用熱交換器を、例えば、前記図1に示すような熱交換システムに用いると、熱交換システムの停止時に、サイフォン効果によって高い位置から低い位置に流体が流れることがある。この場合、熱交換器10がオイルタンク2より高い位置に配置されていると、熱交換器10の流体も流れる。その際、本実施形態の航空機用熱交換器では、熱交換器10の流体流路11の流体に代えて短絡流路50aの流体が流れる。このため、循環流路3から流体が流出し、オイルタンク2に流入するが、熱交換器10の内部においては、流体の流出を入口部および出口部の一部の留めることができ、大部分の流体が残存する。その結果、停止時に熱交換器10から流体が流出するのを抑制できる。
このため、本実施形態の航空機用熱交換器は、オイルタンク2といったタンクに熱交換器10から流出した流体が流入し、システム稼働時と停止時の流体量が変動することを防止できる。また、熱交換器10の内部に雰囲気が流入するのを大幅に低減できるので、熱交換システム1の起動時から、熱交換器の性能を確保できる。さらに、熱交換システム1の起動時におけるポンプの負荷の上昇を抑制でき、ポンプの寿命を長くできる。
このような短絡流路50aには、熱交換システムの稼働中にも流体が流通する。この場合、短絡流路50aを流通する流体は、熱交換器10の流体流路11を流通することなく、オイルタンク2に戻ることとなる。このため、短絡流路50aを流通する流体が増加すると、熱交換器10の流体流路11を流通する流体の割合が減少することとなり、熱交換器の本来の性能が損なわれる。したがって、短絡流路50aの横断面の面積は、入口部の横断面の面積と比べ、熱交換器の性能を維持できる程度に適宜設定するのが好ましい。例えば、短絡流路50aの横断面の面積を、入口部の横断面の面積の5%以下となるように設定すればよく、好ましくは1%以下となるように設定すればよい。
同様に、短絡流路50aの横断面の面積は、出口部の横断面の面積と比べ、熱交換器の性能を維持できる程度に適宜設定するのが好ましい。例えば、短絡流路50aの横断面の面積を、出口部の横断面の面積の5%以下となるように設定すればよく、好ましくは1%以下となるように設定すればよい。
一方、短絡流路50aの横断面の面積が過小であると、上述の短絡流路50aの機能、すなわち、停止時に熱交換器10の流体流路11の流体に代えて短絡流路50aの流体が流れる作用が失われるおそれがある。このため、短絡流路50aの横断面の面積は、入口部の横断面の面積と比べ、短絡流路50aの機能を確保できる程度に適宜設定するのが好ましい。例えば、短絡流路50aの横断面の面積を、入口部の横断面の面積の0.1%以上となるように設定すればよい。
同様に、短絡流路50aの横断面の面積は、出口部の横断面の面積と比べ、短絡流路50aの機能を確保できる程度に適宜設定するのが好ましい。例えば、短絡流路50aの横断面の面積を、出口部の横断面の面積の0.1%以上となるように設定すればよい。
本発明において「短絡流路の横断面の面積」、「入口部の横断面の面積」および「出口部の横断面の面積」とは、当該流路または部位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、流路または部位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、流路または部位の横断面面積が大きくなるのに応じて流路または部位の単位時間当たりの流量が増加することによる。図5に示す短絡流路50aの場合、「短絡流路の横断面の面積」は短絡流路50aを構成する貫通孔の断面積となり、「入口部の横断面の面積」は供給ノズル部14の断面積となり、「出口部の横断面の面積」は排出ノズル部15の断面積となる。
短絡流路は、前記図5に示すような貫通孔からなる構成に限定されず、例えば、後述の図6に示すような配管からなる構成を採用することもできる。また、熱交換器の入口部および出口部にバイパス弁を設ける場合、後述の図7に示すように、バイパス弁を利用して短絡流路を構成することもできる。
図6は、短絡流路が配管からなる場合の構成例を模式的に示す断面図である。同図は、前記図2のA−A位置での断面図に相当する。同図に示す熱交換器は、前記図2〜図5に示す熱交換器と基本構成を同じとし、供給ノズル部14および排出ノズル部15の配置を変更したものである。具体的には、前記図2〜図5に示す熱交換器は、供給ノズル部14および排出ノズル部15が単一部材のポート取付け部50に設けられている(図5参照)。これに対し、図6に示す熱交換器は、ポート取付け部(51、52)が2個の部材で構成され、それらは間隔を置いて配置される。第1のポート取付け部51には供給ノズル部14が設けられ、第2のポート取付け部52には排出ノズル部15が設けられる。
また、図6に示す熱交換器では、短絡流路が配管54からなり、その配管54は第1のポート取付け部51と第2のポート取付け部52との間に設けられる。また、配管54は、入口部のうちの供給ノズル部14と出口部のうちの排出ノズル部15とを接続する。このような構成の短絡流路でも、熱交換システムの停止時に、流体流路の流体に代えて短絡流路の流体が流れることから、熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。
図7は、バイパス弁を利用する短絡流路の構成例を模式的に示す断面図である。同図は、前記図2のA−A位置での断面図に相当する。同図に示す熱交換器は、前記図2〜図5に示す熱交換器と基本構成を同じとし、バイパス弁56およびバイパス流路53aを追加したものである。具体的には、同図に示す熱交換器は、供給ノズル部14と排出ノズル部15とを接続するバイパス流路53aと、そのバイパス流路53aを開閉するバイパス弁56とをさらに備える。また、バイパス弁56を配置するために、ポート取付け部53には、バイパス弁56の収容部が設けられる。その収容部は蓋部材55で覆われるとともに、収容部と蓋部材55の間を封止するためシール部材57が配置される。
このようにバイパス流路53aおよびバイパス弁56を設けることにより、バイパス弁56が閉じている状態では、熱交換対象の流体が、バイパス流路53aを通過することなく、流体流路を流通する。一方、バイパス弁56が開いている状態では、熱交換対象の流体が、バイパス流路53aを通過し、熱交換器の流体流路の全部を通ることを省略できる。
短絡流路は、バイパス弁56の弁体56aに設けられた貫通孔56bからなる。その貫通孔56bおよびバイパス流路53aにより、バイパス弁56によってバイパス流路53aが閉じている状態において、入口部のうちの供給ノズル部14と出口部のうちの排出ノズル部15とが接続される。このような構成の短絡流路によっても、熱交換システムの停止時に、流体流路の流体に代えて短絡流路の流体が流れることから、熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。
バイパス弁を利用して短絡流路を構成する場合、短絡流路が弁体56aの貫通孔56bからなる形態に限定されない。例えば、バイパス弁56の弁体56aまたは弁座56cに突起を設ける形態を採用できる。この形態では、バイパス弁56が閉じている場合でも、突起によって弁体56aと弁座56cの間に隙間が形成され、供給ノズル部14と排出ノズル部15とが接続される。このため、弁体56aと弁座56cの間の隙間が短絡流路として機能する。
本実施形態の航空機用熱交換器は、前記図1に示すようなオイルと気流とで熱交換を行う熱交換システムに限らず、様々な熱交換システムに用いることができる。熱交換システムは、例えば、熱交換器での熱交換に供される流体を貯留するタンクと、そのタンクと熱交換器の入口部とを接続する供給流路と、熱交換器の出口部と接続され、熱交換器から排出された流体が流通する排出流路と、供給流路において流体を移送するポンプとを備えればよい。この場合、熱交換器は、タンクより高い位置に配置される。
具体的には、本実施形態の航空機用熱交換器は、オイルと燃料とで熱交換を行う熱交換システムに用いることもできる。
図8は、オイルと燃料とで熱交換を行う航空機用熱交換器の構成例を模式的に示す斜視図である。同図に示す航空機用熱交換器60は、プレートフィン型であり、その本体は、高温流体のオイルが流通する高温流体流路62と、低温流体の燃料が流通する低温流体流路61とが交互に積層されてなる。高温流体流路62および低温流体流路61は、図示を省略するが、いずれも、往路と復路に区画され、二点鎖線の矢印の方向に沿って流体が流れる。
航空機用熱交換器60は、高温流体流路62用の入口部および出口部をさらに備える。高温流体流路62用の入口部は、その流入ヘッダ65と、高温流体の供給流路と接続される供給ノズル部(図示なし)とからなる。また、高温流体流路62用の出口部は、その流出ヘッダ66と、高温流体の排出流路と接続される排出ノズル部70とからなる。
航空機用熱交換器60は、低温流体流路61用の入口部および出口部をさらに備える。低温流体流路61用の入口部は、その流入ヘッダ63と、低温流体の供給流路と接続される供給ノズル部67とからなる。また、低温流体流路61用の出口部は、その流出ヘッダ64と、低温流体の排出流路と接続される排出ノズル部68とからなる。低温流体の流入ヘッダ63と流出ヘッダ64とは、それらの筐体が一体化されているが、それらの内部は仕切り板71によって分離されている。
熱交換システムの停止時に熱交換器から流体が流出するのを抑制するため、航空機用熱交換器60は、短絡流路72をさらに備える。その短絡流路72は、低温流体の供給ノズル部67と排出ノズル部68とを接続する配管からなる。このように流体流路の入口部と出口部とを接続する短絡流路を設けることにより、熱交換システムの停止時に、サイフォン効果によって高い位置から低い位置に流体が流れる際に、熱交換器の低温流体流路61の流体に代えて短絡流路72の流体が流れる。このため、熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。
図8に示す熱交換器では、短絡流路が低温流体流路の入口部と出口部とを接続するが、必要に応じ、短絡流路を高温流体流路の入口部と出口部とを接続する構成としてもよい。また、第1の短絡流路および第2の短絡流路を設け、第1の短絡流路が低温流体流路の入口部と出口部とを接続し、第2の短絡流路が高温流体流路の入口部と出口部とを接続する構成としてもよい。
本実施形態の航空機用熱交換器について、サーフェス型およびプレートフィン型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およびプレートフィン型に限定されない。すなわち、例えば、シェルアンドチューブ型の熱交換器としてもよい。また、他の型の熱交換器としてもよい。
本発明の航空機用熱交換器は、熱交換システムの停止時に熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。このため、本発明の航空機用熱交換器は、エンジンオイルの冷却や発電機オイルの冷却のための熱交換システムにおいて有効に利用することができる。
1:航空機用熱交換システム、 2:オイルタンク、 3:循環流路、
3a:供給流路、 3b:排出流路、 4:航空機用エンジン、
P1:オイル用ポンプ、
10:サーフェス型熱交換器、 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:流体流路、 11a:往路、
11b:復路、 12:流入ヘッダ、 13:流出ヘッダ、 14:供給ノズル部、
15:排出ノズル部、 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:ヒートシンク状フィン、 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:ヒートシンク状フィン、
40:波型フィン(コルゲートフィン)、 50〜53:ポート取付け部、
50a:短絡流路(貫通孔)、 53a:バイパス流路、 54:短絡流路(配管)、
55:蓋部材、 56:バイパス弁、 56a:弁体、
56b:短絡流路(貫通孔)、56c:弁座、 57:シール部材、
60:プレートフィン型熱交換器、
61:低温流体流路、 62:高温流体流路、 63:低温流体用流入ヘッダ、
64:低温流体用流出ヘッダ、 65:高温流体用流入ヘッダ、
66:高温流体用流出ヘッダ、 67:低温流体用供給ノズル部、
68:低温流体用排出ノズル部、 70:高温流体用排出ノズル部、
71:仕切り板、 72:短絡流路(配管)

Claims (5)

  1. 航空機用熱交換器であって、
    前記熱交換器は、流体が流通し、熱交換が行われる流体流路と、前記流体流路に前記流体を供給する入口部と、前記流体流路から前記流体を排出する出口部と、前記入口部と前記出口部とを接続して常に開放した短絡流路とを備える、航空機用熱交換器。
  2. 請求項1に記載の航空機用熱交換器であって、
    前記短絡流路の横断面の面積は、前記入口部の横断面の面積の0.1〜5%であり、かつ、前記出口部の横断面の面積の0.1〜5%である、航空機用熱交換器。
  3. 請求項1または2に記載の航空機用熱交換器であって、
    前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、
    前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、
    前記短絡流路は、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部間の貫通孔からなる、航空機用熱交換器。
  4. 請求項1または2に記載の航空機用熱交換器であって、
    前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、
    前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、
    前記短絡流路は、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部とを接続する配管からなる、航空機用熱交換器。
  5. 請求項1または2に記載の航空機用熱交換器であって、
    前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、
    前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、
    前記熱交換器は、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部とを接続するバイパス流路と、前記バイパス流路を開閉するバイパス弁とをさらに備え、
    前記短絡流路は、前記バイパス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。
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