JPH03130538A - ガスタービンエンジンの熱管理装置及びその方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 え五り旦遡亙盆里 本発明は、航空機のガスタービンエンジン装置用の熱管
理システムに関する。

正至立及頂 航空機の基本発動機として取り付けられたガスタービン
エンジンの作動中、熱が該エンジン、それに関連する流
体の流路システムの様々な部分で発生する。かくて、熱
はエンジンの燃焼システム内で燃料を燃焼する間に発生
することは明白である。この燃焼による熱はその大部分
が高熱の排気ジェットによりエンジンから排出される、
あるいはエンジン内で作用するように戻るけれども、燃
焼行程から生ずる熱の一部はエンジンの構成部品及びシ
ステムにより吸収される。熱は又、摩擦の効果により、
及び同様のエンジンの構成部品及びシステムへの人力に
より発生する。これらの摩擦の効果は、エンジンあるい
はそれのアクセサリの相対的に動く部品の間及び、エン
ジンのガス通路における吸入及び沈滞効果のせいによる
空気力学的及び、潤滑油システムのチューニング、燃料
ポンプ送り損失、バイブ流損失等のせいで発生する。

装置への熱入力は大部分、熱伝導、対流及び放射により
消散する。これらは局部的過熱を防ぐため、あるいは装
置の内部的、あるいは環境に対する余分の熱の消散によ
り、消耗の熱交換を容易にするために使用される。

そのため航空機のガスタービン装置にとって、「燃料冷
却オイルクーラＪ　（ＦＣＯＣ）あるいは類似のものと
称される熱交換機により、熱をエンジン潤滑油システム
からエンジンの燃料システムへ移行させることは通常の
こととなっている。ｔｍ滑油の行程はオイルポンプ送り
の行程及びその他の熱源から、エンジンのベアリング内
に発生する多くの熱を吸収し、これがオイルの過熱を防
ぐためと、燃焼前の燃料の温度を上昇させることにより
燃料の燃焼特性を改善するために、燃料へ移行される。

他の公知の方法が、これらシステムから大気へ余分な熱
を消散させるために、空冷熱交換機を有する燃料及び／
又はオイルシステムを提供することになっている。ター
ボファンエンジンにおいてはそのような熱交換機はバイ
パスダクトに配置され、それにより熱は効率的にファン
の気流へと通過する。しかしながら、そのような熱交換
器はファン気流内のスラストの損失を生じ、抗力に不利
を生じ、燃料消費量が増加する。

例えば一定の作動状態の下において、航空機の燃料タン
ク内に保持されている燃料が、航空機の熱吸収により、
あるいは燃料注入前の環境温度が高いため、暖かすぎる
場合、あるいは飛行時間が短し＼ため、燃料タンクの温
度を低く保持するための航空機の構造に冷気の冷却効果
を期待する大気層の高さでの時間が不適切であった場合
、潤滑油からの燃料に対する熱の入力が燃焼に至る前に
高すぎるようになり、燃料システム内で蒸発する危険が
生じる、例えばポンプ送りの間に過度のキャビテーショ
ンが生ずる。

他方で、装置の燃料流システムの温度が高いにもかかわ
らず、燃料タンクの温度が低い場合、この場合は環境に
対する熱の拒絶は無駄であり、エンジンの設計上の燃料
消費に逆効果である。更に、零度以下の燃料タンクの温
度により、一定の大気状態では結氷の問題が生じ、タン
ク内の燃料を零度以上に加熱することで、そのような問
題が回避できる。

が解　しようとする課 本発明の目的は、装置の燃料流システムを、過度に高い
あるいは低い燃料及びオイルの温度が排除可能であり、
かつ使用される燃料タンク内の燃料の熱容量がこれを助
けるような方法で、熱の流れを管理する便利な手段を提
供することである。

コンプレッサの圧縮費の増加、燃焼室出口の温度の上昇
、及びロータリの回転速度の増加、などによる、燃料消
費の減少により、航空機のガスタービン技術の継続的発
展にして、問題は悪化している。これらの問題と複合し
て、比較的容積の小さいエンジン内部で発生する熱を効
率的に管理することに現在かなりの挑戦が行われている
。かくて本発明の目的は、航空機のガスタービン装置内
の大量の熱を管理するために改良された熱容量を提供す
ることである。

エンジンの潤滑油システムと並んで、大型エンジンに関
連するその他の閉回路オイルシステムがあり、それは潤
滑と、エンジンと航空機のシステムに電力を供給するた
め、エンジンにより駆動されるジェネレータの冷却とに
使用される。エンジンのオイルシステムと異り、ジェネ
レータのオイルシステムは熱交換目的のためのエンジン
装置の残りのものからは独立したものとして便宜的に考
えられており、更にこれは通常は、他の流体流システム
の熱管理容量に追加の負荷を加えることを避けることが
必要な場合でも、それ固有の空冷式オイルクーラを備え
ており、たとえこれがそれのエンジンを通るあるいは通
過する気流内の位置のせいで抗力について不利をこうむ
るとしても、更に多くのエンジンの作動状態において、
燃料に対する追加の熱入力が効率を高めるとしても同様
である。従って、本発明の望ましい目的は、それらの熱
効率関係により、エンジン装置の他の流体流システムと
上述のようなジェネレータのオイルシステムとを効率的
に合体させることであり、それによりより包括的な熱管
理能力を有する装置を備え、ジェネレータのオイルシス
テムにそれ固有の空冷式オイルクーラを装備する必要を
排除する。

課　を解決するための手Ｆ 概括的に表現すれば、本発明は、航空機のガスタービン
エンジン装置に発生する熱を管理する方法を提供するが
、それは以下の通りである。

エンジンの燃料システムを、エンジンの複数の閉回路燃
料流システムと熱交換関係に置き、少なくとも該燃料シ
ステムが複数の燃料流路をその内部に有し、 熱を選択的に該装置から環境へと消散させ、複数の代替
的燃料流構造を達成するために、燃料流路を通る燃料の
ルートを選択的に変更し、燃料システムと閉回路の燃料
流システムとの熱交換関係を変更するために燃料流構造
を変更し、少なくとも燃料システム及び閉回路燃料流シ
ステム内の温度を監視し、 監視した温度を所定の制限値と比較し、燃料流構造の選
択が環境への熱の消散と一致するように制御され、それ
により消散されるべき熱の量を最少化しつつ、所定の制
限値を超えて監視された温度が変化することを防ぐ。

本発明は同時に、上述の方法を実行する熱管理システム
を提供する。それは以下の通りである。

エンジンの燃料システムをエンジンの複数の閉回路流体
流システムと熱交換関係に置く手段、該燃料システムは
少なくとも複数の流体流路をその内部に有する。

熱管理システムから環境へ余分の熱を消散させるために
作動可能な熱消散システム、 複数の代替的燃料流構造を達成するために、燃料流路を
通る燃料のルートを変更するために作動可能な燃料弁手
段、該配列は、燃料流構造内での変化が、燃料システム
と閉回路燃料流システムとの間の熱交換関係を変更させ
るようになっている。

少なくとも燃料システムと閉回路燃料流システム内の温
度を監視するための温度監視手段、監視された温度を所
定の制限値と比較し、燃料弁手段をの作動を制御する制
御手段、熱消散手段、それにより、同時に環境へ消散さ
れる熱の量を最少にしつつ、所定の制限値を超えて監視
された温度が変化するのを防ぐ。

代替的な表現をすれば、本発明は航空機のガスタービン
・エアロエンジン装置内に発生する熱を管理する方法で
あり、ここではエンジンの燃料システムが園児のオイル
循環システムと直接の熱交換関係に置かれ、同時に選択
的にエンジンのオイル循環システムをエンジンの空気シ
ステムと間接的に熱交換関係に置き、該燃料システムは
、該燃料システムと該エンジンオイル循環システムとの
間で熱の流れを変更するために、複数の異る燃料流構造
の間で切り替え可能であり、該燃料システムを航空機内
の燃料タンクと熱交換関係に置くために、燃料流構造の
少なくとも１つがエンジンの燃料システムから航空機内
の燃料タンクへの燃料の戻りに関連し、オイル及び燃料
システム内の温度が監視され、適当な燃料流構造を選択
することにより所定の制限値内に保持され、エンジンの
オイル循環システムを経て空気システム及び航空機の燃
料タンクへ選択的に熱を消散し、それによりエンジンの
燃料効率を最大化する。

エンジンの燃料システムは、エンジンにより駆動される
ジェネレータ用のオイルシステムを備えてなるオイル循
環システムとも更に熱交換関係にあることが好ましい。

エアロエンジンはバイパスダクトを備えたターボファン
であり、エンジンの空気システムはバイパスダクトから
空気を取り入れるバイパス給気システムからなり、エン
ジンのオイル循環システムはそれにより熱をバイパス空
気へ伝達する。

該空気システムを通る空気の流れの量を変更することに
より、オイルシステムと空気システムとの間の熱交換量
が変化する、つまりゼロから最大容量まで変化すること
が好ましい。

開示された実施例においては、４つの異る燃料流構造が
あり、それの中の２つが、エンジンの燃料システムから
燃料タンクへの燃料の戻りに関し、燃料システムからタ
ンクへ戻る燃料の量がゼロから最大まで可変である。

好都合なことに、異る燃料流構造が燃料システムの周囲
の燃料流の方向を変更することにより達成される。これ
は複数の異る燃料流路を異る順番に連結する手段により
可能である。

詳細は、開示されている熱管理システムであり、その内
容は以下の通りである。

（ｉ）航空機内の燃料タンクを含む燃料システムと、燃
料を燃料タンク手段から残りの燃料システムを経てポン
プ送りするポンプ手段と、エンジン内の燃料を燃焼させ
る燃焼室手段と、燃焼室手段へ供給される燃料を計測す
る燃料計測手段。

（ｉ　ｉ）エンジンを潤滑し、そこから熱を除去するオ
イルを供給するエンジンオイルシステム、（ｉ　ｉ　ｉ
）　ジェネレータを潤滑するため及びそこから熱を除去
するためのオイル供給用ジェネレータオイルシステム、
該ジェネレータはエンジンにより駆動される、 （Ｉｖ）エンジン燃料室とエンジンオイルシステムとの
間の熱伝達用第１熱交換手段、 （ｖ）熱をエンジンオイルシステムからエンジンから力
を引き出す空気流へと伝達するための第２熱交換手段、 （ｖｉ）ジェネレータオイルシステムと熱伝達流体との
間の熱伝達用の第３熱交換手段、 これにおいて、 （８）第２熱交換手段は、エンジンオイルシステムから
強制気流への熱の流れを変更するために作動可能な′ｓ
１弁手段と関連している。

（ｂ）第３熱交換手段は、ジェネレータオイルシステム
と燃料システムとの間の熱伝達を行うように構成され、
核熱　該熱伝達流体は燃料である。

（ｃ）該燃料システムは更に以下を含む。

ポンプ手段と、燃料計測手段と、燃料システムの周囲の
燃料の流れに対応した複数の異る事前に設定された燃料
流構造内の、第１及び第３熱交換手段及び燃料タンク手
段とを連結するための複数の燃料流路、少なくとも該燃
料流路の１つは燃料システムの残りの部分から燃料タン
ク手段へ燃料を戻すためのものである。

前記事前に設定された燃料流構造を遠戚するため、前記
燃料流路を経て燃料のルートを変更するために作動可能
な第２弁手段、該配列は、燃料流構図の変更が熱管理シ
ステム内部の熱の流れを変更するような構造である。こ
の変更は第１及び第３熱交換手段内の熱の流れの変更を
含み、一定量の熱を戻ってくる燃料に伴い、燃料タンク
へと入れる。

（ｄ）燃料システム、エンジンオイルシステム及びジェ
ネレータオイルシステム内の温度を監視するために温度
監視手段が備えられる。燃料システム内の監視された温
度は少なくともタンク内の燃料の温度及び燃料計測手段
の前の燃料システム内の地点における燃料の温度を含む
。

（ｅ）事前に設定された制限値と監視された温度とを比
較し、第１及び第２弁手段を制御するための制御手段が
備えられ、それにより、エンジンの設計上の燃料消費を
最少にしつつ、同時に、所定の制限値を監視された温度
が超えないようにする。

来−１Ｌ−例 本発明の特定の実施例の構造がここで説明されるが、こ
れは最近提案された熱管理システムよりも複雑であり、
４種類の作動モードの切り替え及びこれらモードの範囲
内での変化のうち、任意の１つに切り替え可能である。

理解を助けるために、第１図は該システム内の可能な主
たる熱の流れを、これら熱の流れを制御し変更するに必
要な弁とか、流路及び制御などのような、構成部品の詳
細を無視して、図式的Ｃ描いた形態をまず８！観してい
る。熱の流れは大きな矢印で示されている。点線で示さ
れた矢印はすべての作動モードでは存在しない熱の流れ
を示している。

該熱管理システムは、航空機ｌＯに取り付けられるター
ボファン・エアロエンジン用のものであり、基本的には
４種類の主たる流体流システムであり、それは以下の通
りである。

一エンジンの燃料システム１００ 一エンジンのオイルシステム２０〇 −航空機のジェネレータのオイルシステム３００（この
ジェネレータはエンジンのアクセサリとして駆動される
） −エンジンのファン給気システム４００注意すべきこと
は、描かれているような大型飛行機は２機以上のエンジ
ンを有していることである。そのため、熱管理システム
は各エンジンに応じて必要である。

エンジンが［勅している時、熱が様々な方式で発生する
。

熱管理システムが対処すべき主たる熱源は、−熱をエン
ジンの燃料システム１００内へ持ち込む燃料ポンプ 一熱をエンジンのオイルシステム２００内へ持ち込むオ
イル潤滑ベアリング及びギアボックス−熱をジェネレー
タのオイルシステム３００へ持ち込むジェネレータ ー全体構造へ熱を持ち込む燃焼行程 最終的には、熱は構造の全体の部分から直接、間接に環
境へ排出されるが、消散する熱の量を最少にしつつ、オ
イル及び燃料の温度変化が一定の限度を超えないような
方法で、エンジンの燃料システムをエンジンのオイルシ
ステム２００及びジェネレータのオイルシステム３００
と様々な熱交換関係に置き、選択的に熱を環境へ消散さ
せることが熱管理システムの課題である。そのため該熱
管理システムは主たる熱伝達経路を熱源と環境との間＆
：＃Ｍ供し、この課題を遠戚する豊富で該経路を変更し
かつ調節する。

特に、該熱管理システムの環境との関係は、３種類の主
たるヒートシンクを経ての環境への熱伝達により理解さ
れる。つまり、 一飛行中に航空機の翼を流れる気流、これに対し熱が燃
料システムから航空機ｌＯの翼１０５内の燃料タンク１
０２を経て消散する。

一エンジンのファン九機システム４００を経て流れるフ
ァン気流の部分、これに対し熱がエンジンのオイルシス
テム２００を経て消散する。

−園児の燃焼室への燃料の流れ、これが熱を燃料システ
ム１００へ直接伝達する。

熱管理システムの周囲の熱の伝達は、エンジンの燃料／
オイル熱交換機（ＦＯＨＥ）　１０７により促進され、
該熱交換器がエンジンのオイルシステム２００とエンジ
ンの燃料システム１００との間で熱を伝達し、ジェネレ
ータの熱交換器１０９がジェネレータのオイルシステム
３００とエンジンの燃料システム１００　との間で熱を
伝達する。

翼の燃料タンク１０２内に貯蔵された燃料の熱容量と、
翼を通過する気流へ航空機の翼１０５の熱消散容量との
両方を効果的に使用するため、エンジンの燃料システム
１００の残りの部分から翼タンク１０２及び気流への熱
の消散熱は、燃料が既にタンクからポンプ送りされ、エ
ンジンオイルシステム２００及びジェネレータオイルシ
ステム３００と熱交換関係に置かれた後、燃料のタンク
１０２への戻り再循環により行われる。しかしながら、
そのような再循環は、後述のように、プログラム制御の
オプションとしてのみ選択される。

ファンの気流への熱の消散は、いわゆる空冷式オイルク
ーラ（八Ｃ０Ｃ）　２０２を経て空気を強制循環させる
ファン給気システム４００を使用することにより、エン
ジンのオイルシステム２００を経て行われる。そのよう
な循環はプログラム制御においてはオプションとしての
み選択される。

上述の２ｆｌ類の熱消散オプションは該熱管理システム
へ望ましい柔軟性を導入し、これは該システムを最も効
率的に使用するために必要なものである。

第２図を参照して、ここで該熱管理システムの構成部分
が詳細に説明される。注意すべきことは、第２図及び更
に第３図から第５図までにおいて、燃料システム１００
内を流れる燃料は幅の広い山形で示され、エンジンオイ
ルシステム２００内を流れるオイルの流れは狭い幅の山
形で示され、ファン給気システム４００内を流れるファ
ン空気は矢印により示される、ということである。

燃エユ≦Ｉｆ上 第２図から第５図までに示されているように、燃料シス
テム１００は４種類の交代的燃料流構造を有する。それ
らすべてにおいて、低圧燃料ポンプ１０１が航空機の翼
１０５内の燃料タンク１０２の内側区画１０３から燃料
を引き出し、少なくともその一部を該燃料システムの経
路Ａ％　Ｂ及びＣを経て、エンジン熱交換器１０７へ導
く。熱交換器１０７は燃料システム１００とエンジンオ
イルシステム２００とを相互に熱交換関係に置く。熱交
換器１０７の燃料出力の少なくとも一部が燃料フィルタ
１１１を経て経路り及びＥを通過し、それから直接高圧
燃料ポンプ１１３へ行く、この高圧出力は燃料計測ユニ
ット（ＦＭＵ）１１５へ行く。燃料計測ユニット１１５
への入力の少なくとも一部がそれの出力から経路Ｆを経
て燃料流量計１１７及び燃焼室１１９へと通過する。

燃料計測ユニット１１５は、エンジン電子制御装置（Ｅ
ＥＩＩ：）　１２１からの燃料制御信号１２０に従い、
燃焼室１１９へ供給される燃料を計測する。電子制御装
置１２１及び燃料計測ユニット１１５により決定された
エンジンの燃焼要求に対し余分である、ポンプ１１３に
より供給された燃料は、経路Ｇと連結するポンプ放出戻
りループを経て燃料システムの初期の部分へ戻し再循環
される。しかしながら、ポンプ放出戻しループの残りは
、後述のように、現在の燃料流構造に従い変化する経路
を有する。

Ｚｆｌｉ類の燃料流構造（第２図及び第４図）において
は、低圧ポンプ１０１によりポンプ送りされた燃料の一
部が燃料タンク１０２の外側区画１０４に戻される。こ
れは、燃料システムの主たる部分から燃料タンク１０２
、そせいて大気への熱消散の方法として使用され、これ
は後に詳述される。

電子制御装置１２１からの燃料制御信号１２０は、燃料
計測ユニット１１５内部のモータ駆動の弁（図示されて
いない）に送信され、それにより、パイロットにより要
求される現在のスラストを供給するために、エンジンが
要求する燃料の流れに関する電子制御装置１２１内に形
成された制御原理に従い、エンジンへの燃料の流れを計
画する。スラストの要求を表示する信号は、航空機のコ
ンピュータ１２３からデータバス１２４を経て電子制御
装置１２１を通過するが、燃料制御信号を発生するにつ
いては、電子ＩＩＪ御装置１２１は、温度及び圧力のよ
うな、エンジンの状態を監視する様々なセンサからの入
力信号（図示されていない）を考慮に入れる。その他の
重要な入力信号の１つは、電子制御装置１２１が実際の
エンジンへの燃料流を監視することを可能とする、燃料
計測ユニット】】７からの燃料流信号１２５である。

電子制御装置＋２１は又、様々なセンサ及び制御入力に
反応してエンジンのその他のサブシステムをも制御可能
であり、例えば、該装置１２１はコンプレッサ内の可変
案内羽根あるいは給気弁の位置を計画できる。しかしな
がら、本発明の視点は、燃料システム１００と、オイル
システム２００及び３００と、環境との間での熱交換関
係を制御するために電子制御装置＋２１を使用すること
である。これは、燃料システム、エンジンオイルシステ
ム及びジェネレータオイルシステム内の様々な地点に示
されているように配置された、Ｔ１からＴ５までの熱電
対からの温度信号を監視し、これらシステム内で許容さ
れた限度とこれらの温度とを比較し、燃料システム１０
０内のそ一夕駆動される燃料変換機弁ユニット１４０及
び、ファン給気システム４００内のモータ駆動される空
気調節フラップ弁ユニット　４１０をそれぞれ制御する
ための制御信号１３０及び１．４２を出力することによ
り行われる。

３１！２図から′ｓ５図までを描く便宜のために、変換
機弁ユニット１４０は３個の異る弁１３３．１３５及び
１３７からなるように示されているが、更に実際的な構
成が第７図に関連して説明される。

燃料変換機弁ユニット１４０を経て、電子制御装置１２
１が選択的にルートを変更し、ここで低圧及び高圧ポン
プｌｏｔ及び１０３によりポンプ送りされた燃料の一部
が該燃料システム内に設けられた燃料流路ＧからＮまで
の多数の経路を取る。かくて、電子制御装置１２１は弁
ユニット１４０を作動させて、それぞれ第２図から第５
図までに描かれた４ｆ！類の交代的燃料流構造を遠戚し
、それらのそれぞれが燃料システム＋００と、エンジン
及びジェネレータオイルシステム２００及び３００と、
環境との間の熱交換関係を容易にする。これは後述され
る。

しかしながら、この時点で説明できることは、電子制御
装置１２１の制御の下での燃料変換機弁ユニット１４０
の作動により、以下の主たる関係において該燃料システ
ムにおいて取る燃料のルートが変更される、ということ
である。

（ａ）ポンプ放出戻しループ、これは第２図及び第３図
の経路Ｇ％Ｈ，′！Ｊ４図の経路Ｇ、【、Ｊ、及び第５
図の経路Ｇ、Ｉ、Ｌ、Ｎにより形成されたルートの間で
変更される。経路Ｎを通る逆流により、ルー）Ｇ、）！
は放出燃料を思料フィルタ１１１の直前の主たる燃料流
路へと戻し、ルートＧ、Ｔ、Ｊは熱交換器１０７の直前
へと戻し、ルートＧ、Ｔ、Ｌ、Ｎは低圧ポンプ１０１の
直後に戻す。

経路Ｎはジェネレータの熱交ＪＡ器！０９を含む。

（ｂ）ジェネレータ熱交換器１０９供給ループ。これは
第２図及び第４図の経路Ｎ、Ｌ、Ｍと、第３図の経路Ｎ
、にと、′ｆ％５図の経路Ｇ、■、Ｌ、Ｎとにより形成
されたルートの間で変更される。ルートＮ、Ｌ、Ｍは燃
料を低圧ポンプ１０１の出力から取り、それを航空機の
翼１０５の燃料タンクの外側区画１０４へと戻す、ルー
トＮ％にもポンプ１０１から燃料を取るが、それをエン
ジンの熱交換器１０７の直後に主たる燃料ラインへと戻
す。ルートＧ、■、Ｌ、Ｎは上述の（ａ）　にあるよう
に、ポンプ放出戻しループ内の熱交換器１０９　と協働
する。

（ｃ）「タンクへ戻る」燃料戻しループ、低圧ポンプ１
０１から出発して、これは、第２図の経路Ａ、Ｂ、Ｃ，
に、Ｌ、Ｍ及びＡ、Ｎ、Ｌ、Ｍと、第４図の経路Ａ、Ｎ
、Ｌ、Ｍとにより形成されたルートの間で変更される。

第３図及び第５図には燃料タンク戻しループはない、ル
ートＡ、Ｂ、Ｃ。

Ｋ、Ｌ、Ｍはエンジンの熱交換器１０７の直後に主たる
燃料流路から燃料を取り、それを直接に外側翼タンク１
０４に通過させる。ルートＡ、Ｎ、Ｌ、Ｍは、上述の（
ｂｌ　にあるように、ジェネレータの熱交換器１０９の
供給ループを備えてなる。

エンジンオイルシステム　びファン　　システムフラッ
プあるいは蝶型弁４１０を経て、電子制御装置１２１は
、ファン給気システム４００を通過することを許される
ファン給気の量を選択的に変更する。ファン給気システ
ムは、空冷式オイルクーラ（ＡＣＯＣ）へ導く取り入れ
ダクト　４１２と、空気を空冷式オイルクーラ　２０２
からフラップ弁ユニット　４１０へと通過させるための
中間ダクト４１４と、取り出しダクト　４１６とを備え
てなり、取り出しダクト４１Ｂはファン給気をエンジン
室の外側表面にある出口ノズル４１８へ運び、そこで回
転羽根４２０により適当な方向へ回転した後にプロペラ
後流と合流する。

電子制御装置１２１の制御の下に、該弁が第１図にある
ように閉じていて、はぼファンの給気が空冷式オイルク
ーラ２０２を通過する時の非常に低い値から（ファンの
空気流を経て）、第３図にあるように該弁が完全に開き
、最大容量のファン給気流量が空冷式オイルクーラを通
過する時の非常に高い値まで、フラップ弁ユニット４１
０は環境に対するエンジンオイルシステム２００からの
熱消散の割合を変更できる。ファン給気システム４００
を通る空気流は、さもなければエンジンのスラストに貢
献するファンの空気の使用のせいと、空冷式オイルクー
ラ２０２への空気力学的な吸い込みと関連する配管４１
２．４１４．４１６のせいとで、エンジンの特定の燃料
消費に対する逆の衝撃のために、最少となる。

ＬＶＤＴは空気弁４０に対し位置フィードバックを能え
るように使用可能である。

ジェネレータオイルシステム ジェネレータの熱交換器１０９を通るジェネレータそれ
自体（図示されていない〉からの熱交換ループに加えて
、ジェネレータオイルシステム３００は又、オイルの循
環を維持する充填ポンプ（図示されていない）と、オイ
ルに含まれる有害粒子の循環を防ぐ清掃フィルタ（図示
されていない）とを含む。電子制御装置１２１に直接連
結されている熱電対Ｔ３は、熱交換器１０９の直前のル
ープ３０１内に配置されてジェネレータオイルの温度を
監視する。代替的には、点線で示されているように、そ
れは熱交換器１０９の直後に配置することもできる。

システム論理 第２図から第５図までを参照して、該熱管理システムの
異る作動モードの詳細を説明する前に、電子制御装置１
２１に関連するシステムのプログラム制御論理の外観が
、第６ａ図から第６ｃ図までを参照して行われる。

制御論理の詳細な説明 第６ａ図は、電子制御装置１２１が付勢された後に、プ
ログラムが燃料及びオイル温度の限度をそれの最初の値
に設定し、同時にどのように該プログラムが熱電対の破
損（ｆａｉｌｕｒｅ）に対処するかの第１段階を示す方
法に関する。

スイッチが入った後常に、電子制御装置１２１にある熱
管理システムの制御プログラムは常に、論理決定６０１
により、エンジンの回転速度がアイドリング速度よりも
速いかどうかをチエツクし、実際に、電子制御装置、ｌ
　２１内の速度検知に使用されるソフトウェアが論理的
に１つの状態に設定される、該スイッチがそのようにセ
ットされていると、ＦＵＴＬｒＭ、燃料温度限度が高Ｆ
ｔｌＴＬＩＭＨ（例えば１２０℃）にセットされ、燃料
システムの主たる部分における許容される上限燃料温度
となる。これに対して熱電対Ｔ１からの読みがチエツク
される。該スイッチがセットされないでいると、該プロ
グラムは、航空機のデータバス１２４上のデータワード
の値をチエツクすることにより、論理決定６０３を行う
、これは、航空機の着陸ギア懸架装置にあるマイクロス
イッチが押圧されているかどうか、つまり航空機が地上
にあるかどうかを示す。

航空機が地上にある場合、ＦＬＩＴＬＩＭは高いＦｔｌ
ＴＬＩＭ）Ｉにセットされるが、地上にいない場合はＦ
ｕＴＬＩＭは低いＦＵＴＬＩＭＬにセットされ（例えば
１００℃）、これがＦＵＴＬＩＭＨの代りに熱電対Ｔ１
に対する高いほうの許容可能な燃料温度の読みとなる。

ＦＵＴＬＩＭにより高い、あるいは低いのいずれかにセ
ットされると、次の論理決定６０５が、航空機の現在の
状態が、許容可能な経路Ｍを経て翼タンクの外側区画１
０４へ燃料を戻して再循環させているかどうかを決定す
る。そのような再循環は、以下の状態のいずれかがある
場合は許容されない。

（ａ）航空機のデータバス１２４上のデータワードが、
その時点で再循環を必要としていない、ということを表
示する「禁止」ビットを含む場合、（ｂ）「禁止」を含
み得るビットが電子制御装置１２１に受領されない場合
、 （ｃ）電子制御装置の固有の内部データバス上のデータ
ワード内に「フラグビットがセットされている場合で、
航空機のデータバス上に受信されているデータから示さ
れているのが、パイロットのスロットルレバーの角度が
、所定の量より大きく、航空機の速度が、離陸が生ずる
ことを示すマツハナンバを超えている場合、このフラグ
ビットは、航空機が一定の充分な高度に到達するまでセ
ットされたままである。

再循環が許容される場合、　ＧＬＭ、ジェネレータオイ
ルシステムの温度限度は低くセットされ、ＧＬＭＬ（例
えば１００℃）、これはジェネレータオイルシステム３
００の許容オイル温度の上限となり、これに対して熱電
対Ｔ３からの読みがチエツクされる。再循環が許容され
ない場合、ＧＬＭは高くセットされ、ＧＬＭＨ（例えば
１２７℃） ＧＬＭを高くあるいは低くセットすることにより、次に
プログラムはエンジンオイルシステムの温度限度をそれ
の通常値ＥＮＯＬＭＮ　（例えば１８０℃）にセットし
、次にこれがエンジンオイルシステム２０Ｇの許容オイ
ル温度の上限となり、これに対して熱電対Ｔ２からの読
みがチエツクされる。

次に論理決定６０７において、空白（ｎｕｌｌ）あるい
は非常に低い信号レベルにより示されているように、プ
ログラムが熱電対Ｔ１からＴ３までのいずれかが故障し
ていないかどうかのデジタル信号を検査する。その時点
でとの熱電対も故障していないと仮定すると、作動モー
ドフラグＭ２Ｆ＾ＯＲのデフオールドがクリアされ、ア
イドル速度が上昇するにつれてエンジンの作動に関し燃
料システムの主たる部分にある燃料に対する上限温度が
セットされるが、これはもちろん、燃焼室１１９へ燃料
の流れを増加させるため、電子制御装置１２１が燃料計
測ユニット１１５へ信号を送ることにより達成される。

エンジンのアイドル速度を高めることは、エンジン速度
が遅い間に当初の燃料温度が高いことから生ずる、高圧
燃料ポンプ１１３内のキャビテーションを防ぐために必
要である。それによりアイドル速度が上昇する量は、エ
ンジンが作動している高度、並びに温度に依存する。そ
してそのため、電子制御装置１２１内のロム内のデータ
として保持されているスケジュール、３つのパラメータ
に関するスケジュールに従いアイドル速度が上昇する。

第６ａ図から注意すべきことは、上述の論理ＳＯ５に続
くオイル及び燃料温度の限度は補正される、つまり、上
昇あるいは下降温度による熱電対のヒステレシスを考慮
するために、プログラムは実際に示された温度よりも熱
電対Ｔ１からＴ３までにより検知された温度が高いか低
いかを考察する。プログラムにより認識された各温度限
度は関連するシステム内のオイル及び燃料の温度が実際
に限度を超えるとほぼ同時に、トリップされる。

上昇したアイドル速度に対し燃料温度限度が設定される
と、プログラムはそれの温度限度の初期設定フェーズを
完成し、後述のように第６Ｃ図に示されているようにＡ
から出発し、システムのための適当な作動モードの選択
のために主たる制御論理へと前進する。

プログラムが少なくとも１つの故障した熱電対を論理決
定６０７で検知したと仮定すると、作動設定Ｍ２ＦＡＯ
Ｒが取られる、つまり、次に６０９で、２つ以上の熱電
対が故障したかどうかを決定する前に、プログラムが故
障作動モード（そ−ド２、第３図）のデータビットを電
子制御装置１２１内にをセットする。この故障がある場
合、論理は第６ｂ図のＣ地点へと前進し、そこで作動セ
ットモード４が自動的（生じる。つまり、第５図に示さ
れている第４燃料流構造を遠戚するために、電子制御装
置１２１が燃料変換機弁ユニット１４０に信号を送る。

熱電対Ｔ１からＴまでの全部が実際に故障すると、論理
決定６１１からの出力は「イエス」であり、その結果、
電子制御装置１２１は、システムからの熱の最大量を消
散するために完全に開いた状態になるように、空気調節
フラップ弁ユニット４１０に信号を送る、というのは、
安全のために、オイル及び燃料の温度に対して、最悪の
場合が仮定される必要があるからである。上昇アイドル
燃料温度（表１を参照）に対しても、上限のＦＳＩＤＦ
Ｌをセットする必要がある。第６Ｃ図の地点りへと続け
ると、決定論理６１３は、エンジンのアイドル速度を上
昇させる必要があるかどうかを決定するために、　Ｒ５
ＩＤＦＬを例えば１４０℃のような数値と比較する。Ｒ
５ｒＤＦＬが１４０℃よりも高い場合は、前述したくス
ケジュールに従い、上昇アイドル速度を計算することが
プログラムにとって必要であり、燃料の流れを制御する
ために、この情報は電子制御装置１２１内にある適当な
ソフトウェア制御ループ機能へと通過する。　Ｒ５ＩＤ
ＦＬが１４０℃を超えない場合、アイドル速度の変更が
必要でないことは明白である。

第６ｂ図の決定論理６１１に戻ると、熱電対Ｔ１からＴ
３までの２個だけが故障した場合、現状の環境の下で燃
料の最大効率のために、どのように空気弁４１０を制御
することが最適であるかを決定するために、３個の熱電
対のうち２個が故障したことを論理６１５及び６１７内
で決定することが必要となる。かくて、Ｔ１とＴ２とが
故障した場合、ジェネレータオイルシステム３００内の
温度を測定しているＴ３からのデータが制御目的のため
に使用されなければならない、この場合、補正されたエ
ンジンオイルの温度と補正された燃料の温度との両方が
故障値ＴＦＡＬＬ５　（故障した熱電対に代る温度を意
味する）に対しセットされなければならず、これは大き
な安全の余裕を有する上限を表示し、大きな安全の余裕
を有する上昇アイドル燃料温度は熱電対Ｔ３からの補正
された読みに接近させなければならず、プログラムは、
上限値ＧＬＦＩ（熱電対の故障に対するジェネレータオ
イル温度限度を意味する一Ｎｏ、１）に対しＴ３からの
読みを制限する、空気弁４１０に対する制御出力を電子
制御装置１２１へ与えなければならない、注意すべきこ
とは、Ｔ３からの読みが、適当な上昇したアイドル状態
のために、Ｔ１とＴ３の交差較正を参照して補正される
ことである。

同様に、決定論理６１７からＴ１とＴ３とが故障したが
Ｔ２は故障していない場合、補正されたオイル温度と補
正された燃料温度とはＴＲ＾ＩＬＳにセットされ、　Ｒ
５ＩＤＦＬＴ　２からのエンジンオイル温度の補正され
た読みに接近させられ（許容度ＦＵＬＯＦＦを加え、こ
れは燃料温度とエンジンオイル温度との間の負のオフセ
ットである）、プログラムは空気弁４１０を制御して、
Ｔ２から上限値ＥＮＯＬＦ２　（熱電対の故障に対する
エンジンオイル温度限度を意味する一Ｎｏ、２）への読
みを制限する。

最後に、決定論理８１５から、Ｔ２及びＴ３が故障した
がＴ１は故障していない場合、Ｔ２及びＴ３から引き出
されたであろう補正された温度が値ＴＦＡＩＬＳにセッ
トされ、Ｒ５ＩＤＦＬはＴ１から引き出された補正され
た燃料温度にセットされ、プログラムは空気弁４１０を
制御して、Ｔ１からの読みを上限値ＦＩＩＴＬＦＩ　（
熱電対の故障に対する燃料温度限度を意味する一Ｎｏ、
１）を制限する。

２個の熱電対が故障した場合、空気弁４１０に対する制
御パラメータが決定されると、プログラムは第６Ｃ図の
地点りに行き、上述のように処理が行われる。

第６ａ図の決定論理６０９に戻ると、１個だけ熱電対が
故障すると、決定６１９及び６２１がどの１個が故障し
たかを決定する。熱電対Ｔ１が故障した場合、エンジン
オイルに対する最大温度限度がＥＮＯＬＦＩ　（熱電対
の故障に対するエンジンオイル温度限度を意味する一Ｎ
ｏ、１）にセットされ、補正された燃料温度はＴＦＡＩ
ＬＳにセットされる。次に決定６０５に類似する決定６
２３が、翼タンクへの燃料の戻し再循環が許容されるか
どうかに関して行われる。そうである場合、上昇アイド
ル燃料温度ＲＳｒＤＦＬが補正されたＴ２からの読み（
前述の許容度ＦｔｌＬＯＦＦを差し引く）により置き換
えられる。再循環が許容されない場合、補正されたＴ３
からの読みがＲ５ＩＤＦＬと置き換えられる。どちらの
場合も、プログラムは第６Ｃ図のＡにおいて主たる制御
論理を再結合させる。

決定論理６１９がＴ１が大丈夫であると決定すると、決
定６２１Ｔ２が故障しているかどうかを決定する。それ
がなされると、決定６２５が、これは決定６０５に類似
しているが、再循環が許容されるかどうかを決定する。

許容される場合は、前述の故障値ＦｔｌＴＬＦｌに対し
プログラムにある最大燃料温度限度がセットされ、補正
されたエンジンオイル温度が故障値ＴＦＡＩＬＳに対し
セットされる。再循環が許容されると、補正されたエン
ジンオイル温度のみが故障値に対しセットされる。いず
れの場合も、次にプログラムが第６Ｃ図のＡにおいて主
たる制御論理を再結合する。

決定６１９と６２１とが、Ｔ１もＴ２も故障していない
と決定すると、Ｔ３が故障しているに違いなく、プログ
ラムは第６ｂ図のＢでｉ４！続し、そこでシステムがモ
ード３（第４図）あるいはモード４（第５図）で作動す
るかどうかを決定するために決定６２７、６２９及び６
３１が採用される（ｔａｋｅｎ）。

再び、決定６２７は決定６０５に類似している。翼タン
ク１０２への燃料の戻し再循環が許容されない場合、シ
ステムはモード４で作動するようにセットされ、ＰＵＴ
ＬＦ２　（ＰＵＴＬＦＩよりいささか低い）の最大限度
が補正されたＴ１からの読みに対しセットされ、直ちに
第６Ｃ図のＥ地点に前進する。

しかしながら、再循環が許容されると、決定６２９及び
ｆｉ３１は、燃料とオイルの塩度がモード３で作動する
には低すぎるかどうかを決定しなければならず、それら
のいずれかが低すぎる場合はいずれにせよ、論■里はシ
ステムをモード４ヘセツトし、前のバラグラフにあるよ
うに次の段階に進む。

燃料が冷たすぎるかどうかに関する決定６２９は最低の
低い燃料温度限度ＦＵＴＭＮＩ　（例えば５℃、５℃）
から引き出される補正された燃料温度信号ＴＦＵＥＬＣ
との比較に依存する。ＴＦＵＥＬＣがＦＬＩＴＭＮＩ以
下である場合、燃料は冷たすぎ、翼タンクへ戻し再循環
させることはできずくなぜなら、それは既に水の氷点に
あるからである）、翼タンクへの燃料再循環が使用され
ないため、モード４が使用されるへきである。

ＴＦＵＥＬＣがＦｔｌＴＭＮｌよりも大きい場合、決定
６３１が、補正されたエンジンオイル温度信号ＴＯＥＮ
ＧＣを最低エンジンオイル温度限度ＥＮＯＭＮＩ　（例
、ｔ　ハ２０℃±５℃）と比較することにより、エンジ
ンオイル温度が低すぎると法定する。ＴＯＥＮＩＧＣが
ＥＮＯＭＮ’１以下の場合、エンジンオイルはそれ以上
添加するには冷たすぎる。エンジン熱交換器１０７の燃
料に対し熱がある場合、熱交換器１０９を経てジェネレ
ータオイルシステムを冷却するために燃料計測ユニット
１１５からの燃料放出ループを使用するため、モード４
（第５図）が使用されるべきである。

燃料及びエンジンオイルの温度が両方とも冷たすぎない
場合、システムは作動モード３にセットされ、プログラ
ムは、翼タンク１０２に戻し再循環（放出）を許容され
る燃料の量を制御しなければならない。これをするため
に、ライン１３０に要求される信号の値を調節して、弁
ユニツト１４０内にあるトルクモータ（示されていない
）を制御し、航空機の製造業者により設計された特定の
限度よりも大きくないが、それに近い、経路Ｍを下る再
循環の量に対応するだけ、燃料放出弁を開く、これを達
成するための最も簡単な方法は、燃料流路Ｍ内に燃料流
量計（図示されていないが、メータ＋１７に類似してい
る）を設けることである。該メータは、直接、あるいは
航空機のデータバス１２４を通して、航空機の製造業者
の限度と比較するために、フィードバック信号を電子制
御装置１２１に送信するであろう。しかしながら、その
ような燃料流量計及びフィードバック信号がない場合は
、航空機の製造業者の限度を超えることを排除する最大
燃料放出弁の流域設定（ｍａｘｉｍｕｍ　ｆｕｅｌｓｐ
ｉｌｌ　ｖａｌｖｅ　ｆｌｏｗ　ａｒｅａ　ｓｅｔｔｉ
ｎｇ）を示す、ＳＰＭＡＸ値が計算される。ＳＰＭＡＸ
は、低圧燃料ポンプ１０１が機械的にエンジンから駆動
されるため、エンジン速度に従い変化し、それによりポ
ンプ圧力が上昇し、燃料ラインの圧力損失も又変化する
。そのため、ＳＰＭＡＸは電子制御装置１２１内のロム
に保持されているスケジュールから引き出される。

安全要素を提供するために、ＳＰＭＡＸには燃料弁制限
要素ＦＶＬＩＦ＾、が掛は算され、あるいは０．７が掛
は算され、適当な較正の後に、その結果が弁ユニット１
４０の燃料放出弁トルクモータに命令信号を提供するた
めに使用される。

第６Ｃ図のＥ地点に進むと、次の作用６３２は空気弁４
１０を制御するためのものであり、それにより丁度充分
な熱が、補正された燃料温度ＴＦＵＥＬＣと対応する燃
料温度上限との間の誤差、あるいは補正されたエンジン
オイル温度ＴＯＥＮＧＣと対応するエンジンオイル温度
上限との間の誤差のいずれかをどちらの誤差が大きいか
により修正するために消散される（「最も高い利得（ｗ
ｉｎ）　Ｊ論理により決定される）。その後に、プログ
ラムは上述の決定６１３へと前進する。

プログラムの論理は熱電対の故障の場合に作動可能に記
述しであるため、第６Ｃ図のＡ地点からずっと主たる論
理に従ったままである。

何よりもまず、決定６３３、６３５及び６３７が行われ
、上述のようにこれらは決定６２９、６３１及び６０５
と同一である。燃料あるいはエンジンオイルの温度のい
ずれかが冷たすぎる場合、作動モード４（第５図）が選
択されるが、不必要に熱を損失しないために空気弁４１
０は閉じている。これら２つの流体温度のいずれかが冷
たすぎることはなく、翼タンクに戻る燃料の再循環が許
容される場合、ジェネレータオイルシステム３００内の
オイルに対する熱電対Ｔ３の補正された温度が対応する
ジェネレータオイル温度の上限ＧＬＩＭよりも高いかど
うかに関しては決定６３９が採用される。そうである場
合、決定６４１が、システムがモード３の作動に対して
ラッチされたかどうかを表示しつつ、データビット（フ
ラッグ）が電子制御装置１２１にセットされているかど
うかをチエツクする。これは、該フラッグが翼タンク１
０２への燃料の再循環が許容される場合にのみセットさ
れるため、決定論理６３７の修正作動に関するチエツク
の性質による。モード３の選択フラッグがセットされて
いると、プログラムは作動モード３に対するシステムを
セットし、上述のようにＳＰＭＡＸを計算し、そして次
に以下に従い、作用６４２に表示しであるように、Ｔ３
からの補正されたジェネレータオイル温度ＴＯＧＧと、
ジェネレータオイル上限温度ＧＬＩＭとの間の誤差を排
除するために充分である、燃料の下降経路Ｍの量を放出
するために、該限度に従い、ユニット１４０内の燃料放
出弁を調節する。その後にプログラムは、上述のように
、作用６３２及びそれに続く論理とに従い空気弁４１０
を制御する。

決定６３９に戻ると、ＴＯＧＣがＧＬＩＭよりも大きく
ない場合、モード３選択フラッグは、既に決定６３７で
セットされて、これがニル（ｎｉｌ、　Ｏｆ　にリセッ
トされ、システムは作動モード１　（第２図）にセット
される。決定６４１におけるニルも示されているように
、システムをモード１にセットする。

その後、ＳＰＭＡＸはモード１に対し計算され、モード
３に関するのとは異って使用されるスケジュールを使用
し、異る流構造を許容し、燃料放出弁はＳＰＭ八Ｘ八属
限度以下節され、それにより経路Ｍを下降する燃料の量
は、ＴＯＧＣ−ＧＬＩＭとＴＦ［ＩＥＬＣ−ＦｔｌＴＬ
ＩＩＪとの２つの誤差の最大誤差Ｅ！、ＩＯＦＥを排除
するに充分であり、後の２つの値は作用６３２に関して
上述した。次に、決定６４３において、プログラムはユ
ニット１４０内の燃料放出弁の位置をチエツクし、制御
ループを完成するために、ユニット１４０は電子制御装
置＋２１に信号を戻す。それが広く開いていない場合は
、ＥＭＯＦＥは放出弁の制御の下に維持され、プログラ
ムは作用６３２ヘジヤンプする。それが充分広く開いて
いる場合は、翼タンクへ戻る燃料の流れが作動モード３
におけるシステムにより、より経済的に制御可能であり
、それにより、放出弁が、作用６４２におけると同様に
、　ＴＯＧＣ−ＧＬＩＭ　、ジェネレータオイル温度誤
差を最少化するように制御するであろう。

この可能性は決定論理６４５においてチエツクされ、コ
、ｍ　テＴＯＧＣ−ＧＬＩＭがＥＭＡＸ値と比較され、
この値が、ジェネレータオイル温度誤差、燃料温度誤差
、及びエンジンオイル温度誤差である、ＴＯＧＣ−ＧＬ
ＩＭ、　　ＴＦＩＪＥＬＣ−ＦｔｌＴＬＩＭ、及びＴ（
ｌＥＮＧｃ−ＥＮＯ［、ＩＭの最大のものを選択する、
「最高利得」論理の出力である。ＥＭＡＸが実際にジェ
ネレータオイル温度誤差よりも大きい場合、最も効率的
としてモード１が保持され、プログラムは作用６３２へ
再び移動する。ｆＭＡＸがそれほど大きくない場合、モ
ード３選択フラッグが再びセットされ、決定８４１＆：
続く論理に入る。

ここで決定６３７に戻ると、再循環が許容されない場合
、最初の決定６４７が、モード２（第３図）においてシ
ステムを作動させることが許容可能であるかどうかに関
し行われる。これは、流量計１１７により測定された燃
料の燃焼量と、燃料流の閾値とに依存する。燃料の燃焼
量が閾値を下らない場合、モード２における作動は、高
圧ポンプ１１３によるループＥＧ）ＩＥをめぐる燃料の
過度の再ポンプ送りが燃料のオーバーヒートを生じ得る
ため、許容されない。そのため、決定６４７からの出力
が「ノー」である場合、システムはモード４にセットさ
れず、燃料回路の温度の上限に関しては、すべての不測
の事件に備えて、ＥＭＡＸを排除するように、空気弁４
１０は作用６５０において調節される。次に論理は上述
の決定６１３へ前進する。

他方で、決定６４７がモード２の作動が許容されるもの
である場合、決定６４９がＥＭＡＸ　（これは正でも負
でもあり得る）を、モード４の選択ラッチがリセットさ
れる閾値を下まわるＭ４ＳＥＬＲ値と比較する。ここで
Ｍ４ＳＥＬＲ値＝０であり、それによりＩＭＡＸが負で
ある場合（流体回路の温度誤差がすべて負であることを
意味する）、モード４選択フラッグは、燃料を翼タンク
へ戻す再循環が初期の論理で許容されない場合にセット
されるが、モード２の選択を許容するためにリセットさ
れる。作用６５２を見よ。しかしながら、維持されるべ
きモード２に対しては、決２６ｓｔは、決定６３９と同
一であるが、負でなければならない。ジェネレータオイ
ル温度ＧＬＩＭが限度を超えない場合、そして空気弁か
らのフィードバックが、それが広く開いていないことを
示す場合（決定１ｉ５３）　、モード２は維持され、プ
ログラムは上述のように決定６５０へ前進する。しかし
ながら、決定６４９が、ＥＭＡＸは少なくとも０と同じ
大きさである、と言う場合は、モード４の選択フラッグ
が決定６５５において決定されたものとして事前にセッ
トされていることを条件として、システムは作用６４８
においてモード４にセットされる。該フラッグがセット
されていない場合は、前述のように、プログラムは作用
６５２においてモード２をセットするために進む。ジェ
ネレータオイル温度ＧＬＩＭが限度を越した場合は作用
６４８により、あるいは決定６５３が、空気弁が広く開
いていると決定した場合は作用６５２により、モード２
はモード４の利益のために無効となる。

いずれの場合も作用６５０はモード４において生ずる。

制御論理の要約 上述の論理の主たる準備は以下の通りである。

（ａ）燃料の翼タンクへの再循環（放出〉の可能性の確
立 ｆｂ）モード２での作動の可能性の確立（ｃ）モード４
の選択を要求する条件の確立（ｄ）モード３の選択を要
求する条件の確立（ｅ）　ｆｉタンクへの再循環が許容
され、モード３の選択（ｄ、）が確立されていない時、
常にモード１で作動 （ｆ）翼タンクへの再循環が許容されず、モード２での
作動がＯＫでありシステムの正しい作動を妨害する熱電
対の故障がない場合、常にモード２で作動 （ｇ）電子制御装置１２１を経ての閉ループにおいて、
燃料、エンジンオイル及びジェネレータオイル回路温度
を制御するため、空気調節弁４１０と燃料変換機及び放
出弁ユニット１４０の使用。

第６Ｃ図がシステムの通常の作動用の論理を示し、これ
は熱電対の故障が検知されない時、あるいは、故障した
いずれかの１個の熱電対の信号の代りに適当な置換が行
われた時に使用される。

翼タンクへの燃料の再循環が許容されない場合、通常の
作動のために２つの代替的方式がある。燃料温度ＴＦＵ
ＥＬＣあるいはエンジンオイル温度ＴＯＥＮＧＣがそれ
らの最低設定限度を下まわる場合、論理はモード４を選
択し、弁ユニツト１４０内の燃料放出弁をセットし、空
気弁４１０をそれの完全に閉じた位置にセットする。し
かしながら、ＴＦｔｌＥＬＣあるいはＴＯＥＮＧＣがそ
れらの最低限度を上まわるばあい、選択はモード２とモ
ード４との間で行われる。

以下の条件のいずれかが確立されると、モード４を選択
することによりモード２の作動は無効となる。

（ｉ）モード２がＯＫでない（論理６４７）（ｉ　ｉ）
ジェネレータオイル温度が最大限度を超えている （ｉ　ｉ　＋）空気弁４１０が広く開き、ジェネレータ
オイル温度が最大限度を超えていない （ｉｖ）モード４の選択フラッグがセットされている 上述のようにモード２及び４において作動して１／”　
ル場合、制御は、エンジンオイルと燃料温度との、それ
らの相対的データとの比較、及び、空気弁４１０の、Ｅ
ＩＪＡＸＯとする調節により、発生するエラーに対する
ものである。

翼タンクへの燃料の再循環が許容される場合、及び、燃
料温度ＴＦＵＥＬＣあるいはエンジンオイル温度ＴＯＥ
ＮＧＣがそれらの最低設定限度を上まわる場合、モード
１がその基本的制御モードとして選択され、その場合、
制御は、エンジンオイルと燃料温度との、それらの相対
的データとの比較により発生するエラーに対するもので
あり、空気弁４１０の調節は、ＥＭＡＸ　Ｏとされる。

そのようなモード１の作動は、以下の条件のいずれかが
確立されるとモード３により無効とされる。

（ｉ）弁ユニッｌ−１４０内の燃料放出弁が広く開き、
ＥＭＡＸ−ジェネレータオイル内の温度エラー（ＴＯＧ
Ｃ−ＧｌｊＭ）である。

（ＩＩ）モード３選択フラッグがセットされる。

モード１及び３の両方における空気弁４１０を調節すれ
ば、燃料温度及びエンジンオイル温度の最大エラーをゼ
ロにする状態になろう。

第６ａ図及び第６ｂ図は（第６ａ図の初期設定ルーチン
とは別に）、正常な制御に木質的なシステムエレメント
に故障が検知された場合、システムの連続作動を可能と
するために要求されるバックアップ制御論理を描いてい
る。

虹理亘ヱ 空冷式オイルクーラ２０２を通る気流の使用は、燃料と
オイルの温度をそれらの制限内に維持することに一致し
て、絶対的最低値に維持される。これを達成するために
、翼タンクへの燃料の再循環は、全体的制御を維持する
ことと一致して、空気弁４１０が開かれる前に、可能な
ところでは常に最大限に使用される。

モート１及びモード３においては、空気弁４１０及び弁
ユニツト１４０内の燃料放出弁が両方とも同時に調節さ
れ、それにより、これらモードにある場合のそれぞれが
独立して過負荷になった場合でも、燃料とオイルの回路
の両方から熱を消散させることを可能とする。しかしな
がら、モード２及びモード４においては、唯一の冷却制
御装置は空気弁４１０である。

電子制御装置１２１と前記弁との間の各制御ループの駆
動は、温度エラー信号と、燃料、エンジンオイル及びジ
ェネレータオイルの流路内の温度エラー〇「最高の利得
」ゲート選択とに反応する。

以下の表は４つのモードのそれぞれに要求される制御能
力を要約したものである。

第２図から第５図までに描かれた流構造を特に参照する
と、第２図は、通常の作動モードであるモードｌにおけ
る作動のために構成されたシステムが示されている。こ
のモードはエンジン及び航空機の燃料システムを、ヒー
トシンクとして最大限に利用し、空冷式オイルクーラ２
０内のエンジンオイルシステムの空気冷却のための要求
を排除している。

ジェネレータオイルシステム３００の冷却及びエンジン
オイルシステム２００の一部の冷却は、経路ＥＧＨＥを
めぐる高圧燃料ポンプ１１３を通る通常の燃料再循環及
び、熱交換器１０９及び熱交換器１０７を通過した後の
、経路ＬＭを通る航空機の翼タンク１０２へ戻る制御さ
れた量の低圧燃料の再循環とを許容するために、ユニッ
ト１４０内の燃料制御弁をセットすることにより達成さ
れる。エンジンオイルからの残りの熱はエンジンの燃焼
室１１９への流れにより消散されなければならない。

第３図は作動モード２を示し、これは第２の通常モード
である。ここでは、燃焼室１１９内で燃焼する燃料はジ
ェネレータオイルシステム３００とエンジンオイルシス
テム２００の両方を充分冷却するためのヒートシンクを
提供可能であり、ユニット１４０内の燃料制御弁は、モ
ード１に対するものとして、ポンプ１１３を経て通常の
燃料再循環を許容するが、エンジンへの主たる流れへと
通過する熱交換器１０９を通る流れをすべて許容する。

しかしながら、燃焼室＋１９へ通過する燃料への、オイ
ルシステムからの熱損失が充分でない場合は、空気弁４
１０がわずかに開き、エンジンオイルシステム２００か
ら空冷式オイルクーラ　２０２を通るファン空気へ熱が
消散することを可能とする。

第４図はモード３の作動を示している。これは、高圧ポ
ンプ１１３の人口での燃料温度が高すぎる場合（これは
燃焼室１１９への燃料の流れが低く、燃料計測ユニット
１１５からの燃料の再循環が低いため、非常にエンジン
速度が低いときに生ずる）場合に採用される。この流れ
構造においては、ユニット１４０内の燃料制御弁は、熱
交換器１０７の前の主たる流れへ戻るために経路Ｇに沿
って燃料を再循環させ、熱交換器１０９内で加熱された
燃料を経路ＮＬＭに沿って翼タンク１０２へ戻すように
セットされる。空気弁４１０は完全に開いて、エンジン
オイルシステムからファン空気への熱の消散を最大限に
する。そのようにして、燃料とエンジンオイルの両方を
設計された温度限度内に維持するため、燃料から熱交換
器１０７内のエンジンオイルへ、そしてエンジンオイル
から空冷式オイルクーラ２０２内のファン空気へ熱が流
れる。

ジェネレータオイルは、すべての燃料を熱交換器１０９
を経て翼タンクへ再循環させることにより、オーバーヒ
ートしないように維持される。ただしこの流れはできる
だけ最少にされている。

第５図はモード４における作動を示している。

これは、ジェネレータオイルシステム３００がほぼオー
バーヒート状態であり、あるいは翼タンクへの再循環が
許容されないため、もはやモード３が需要可能な状態で
はない場合に採用される。後者はタンクへの流れが１０
０℃を超え、あるいは航空機のデータバス上にシャット
オフ信号が現れた場合である。この状態においては、ユ
ニット１４０内の燃料制御弁は経路Ｇに沿って再循環さ
れる燃料が熱交換器１０９を通過するように、そして低
圧燃料ポンプ１０１の出口へ行くようにセットされる。

そのため、燃料をポンプ送りするために生ずる熱はそし
てジェネレータオイルシステムに生ずる熱は、熱交換器
１０７へと通過する。空気弁４１０は開いたままで、空
冷式オイルクーラ２０２を経てファン空気へ消散される
熱は燃料システム、ジェネレータオイルシステム、及び
エンジンオイルシステムにより発生する熱と合流する。

注意すべきことは、上述の説明は４ｆｆｆｉ類の基本的
作動モードを有する熱管理システムを意図しているが、
このモードの数は、該システムのハードウェア及びソフ
トウェアの詳細な設計に関して設計者の自由裁量にまか
されている、ということである。

上述の説明において、燃料システム１００及び他の２つ
のオイル椅子２００、３００の間の直接の熱交換関係及
びこれに加えてファン給気と航空機の翼との間接的熱交
換だけを設計しているが、更に、燃料システムとその他
の閉回路あるいは開回路の流体流システムとの間の熱交
換が、もしあるとすれば、可能な場合及び望ましい場合
には構成可能であることは、当業者には明白である。更
に、タンク、あるいは独立のタンクへ戻る１つ以上の燃
料の経路、例えば主たるシステムをバックアップするも
のとしての経路、を含むシステムの可能性があり、上述
の２つの燃料流構造はタンクへ戻る流路を含むけれども
、状況によっては、そのような流れに関し、２つ以上の
構造あるいは１つだけの構造が望ましい場合もある。

燃料転換の弁制御　び　タンクへの　循環前述のように
、弁ユニット１４０は、第２図から第５図までに図式的
にのみ描かれているが、実際には第７ａ図から第７ｄ図
までに図式的に示されているように、燃料変換機弁７０
１及び燃料放出制御弁７０２からなり、それぞれモード
１からモード４を作動させるシステムを実現するために
採用される位置を表示している。

変換機弁７０１は６個のボート７０５−７１０を備えた
弁ボデイ　７０３からなる。ボート　７０５、７０６及
び７１０は領域Ｂに図式的に示されているように、選択
的に相互連絡する。ボート７０８と　７０９とは常に相
互に連絡しているが、両方とも領域Ａにあるボート７０
７と選択的に連絡する。領域Ａ及びＢは点線により区画
され、弁ボデイ７０３内に一対の空洞を表示し、該弁ボ
デイによりボートは連絡する。各空洞には開口のある内
部スリーブ（図示されていない）があり、これは、ボー
トの間に所望の相互連絡を提供するように、該空洞の壁
にあるボートを覆ったり、開いたりするように、直線的
に移行可能である。該スリーブはスプリング偏倚され、
燃料駆動式サーボ（図示されていない）を経てソレノイ
ドへと連結され、それにより、ソレノイドが付勢されて
前記スプリングに抗している場合の第１位置と、ソレノ
イドが付勢されていない場合のスプリングの作用が働い
ている第２位置とを予定している。前記変換機弁を通る
許容された燃料の流れによる第１及び第２位置の結果は
、ボートの間の禁止された連絡を表示するために、矢印
、空間Ａ及びＢを横切って描かれた斜線により示されて
いる。スリーブ弁の第１位置は作動モード１及び２を仮
定しく第７ａ図及び７ｂ図）、第２位置はモード３及び
４（第７ｃ図及び７ｄ図）を仮定している。

表示されているように、ボート　７０５から７０８まで
は第２図から第５図までに記号のついている燃料システ
ム流路Ｇ、Ｈ％Ｋ及びＮへ連結している。

ボート７０９、７１０は変換機弁７０１と放出制御弁に
あるその他のボート７１１、７１２の間を単に燃料が流
れるように運ぶだけであり、その他の点では同じではな
いが、第２図から第５図までに示されている弁ユニット
１４０内部にある想像上の流路Ｉ及びＬと類似の機能を
実行すると考えられる。

燃料放出制御弁７０２はインラインスプール弁であり、
ボディ　７１５内の４個のボート　７１１−７１４を備
えている。ボート　７１４及び７１３は示されているよ
うにそれぞれ燃料システムの流路Ｊ及びＭへと連結され
ている。

スプール７１６は、トルクモータ被駆動スクリュージャ
ック配列７１７により、双頭の矢印により示された軸方
向に移動可能である。拡大直径ラント　７１８、７１９
はスプール７１８上にあり、これらは対応する、スプー
ル７１６が摺動するボアの内部ランド７２０、７２１及
び７２２とそれぞれ噛み合っている、ランドに関するス
プールの選択的位置決めは、それによりボート７１１−
７１４の相互連絡の変更を提供しく変換機弁７０１に関
連して、作動モード１からモード４までの間の燃料流構
造の変更に必要な）、同時に翼タンクへの再循環のため
に流路Ｍへ放出される燃料の量を調節する。弁７０２に
対する「閉じ」は、流路Ｍへの放出が生じない、第７ｂ
図及びｄ図（モード２及び４）に示されている、スプー
ル７１８の「ハードオーバー」の位置として形式され、
「開き」は該、スプール上のランド７１８がボア内のラ
ンド７２１と係合するスプールの位置範囲として形式さ
れ、それにより、前記弁の一端におけるポート７１２と
７１４との間の連絡と、他端でのポート　７１１と７１
３との間の連絡とを可能とし、次に、以下の表ＩＩが、
変換機弁７０１と燃料放出制御弁７０２との位置がどの
ように選択されて、作動モード１から４までに対応する
システムの４種類の燃料流構造が提供されるかを示すた
めに描写可能である。

表【Ｉ 変換機弁７０１は上述では二重スリーブ弁として説明さ
れているけれども、イン−ラインスプール弁のような、
その他の形態の弁も代りに使用可能であることが理解さ
れるべきである。同様に、燃料放出制御弁７０２は例え
ばスリーブ弁のような代替的形式の弁により、これらの
−船釣弁の形態は当業者には公知であるけれども、ここ
でのそれらの特定の配列及び相互連絡は新規であると信
する。

電子制御装置１２１内のプログラムにより、これら２種
類の弁を閉回路で制御するために、電子制御装置１２１
への弁からの位置フィードバックが必要である。これは
、２位置変換機弁７０１の場合には、マイクロスイッチ
及び、燃料放出制御弁７０２の場合には、直線可変作動
トランス（ＬＶＤＴ）、により容易に提供可能である。

【図面の簡単な説明】

本発明の実施例が例示の方式で、添附の図面のみを参照
して説明される。 第１図は、本発明に従った熱管理システムの主たる部分
の間の熱交換関係を描いた図式的ダイヤグラム、 第２図は、該システムが第１燃料流構造であり、第１作
動モードで作動している、本発明に従った熱管理システ
ムの図式的表示、 第３図、第４図及び第５図は、それぞれ第３、第４及び
第５燃料流構造に対応し、それに対応する作動モードに
ある同一の熱管理システムを示す図、 第６ａ図からｔＪａｂ図までは、どのように該４種類の
モードがプログラム制御の下に実行されるかを示す、ロ
ジックフローダイヤグラム、第７ａ図から第７ｄ図まで
は、該４種類の燃料流構造の間で熱交換システムの変更
を可能とする燃料弁ユニットの実際の構成を示す、図式
的形態、 １００・・・燃料システム、＋０１・・・低圧ポンプ、
１０２・・・燃料タンク、１０３・・・内部区画、１０
４・・・外部区画、１０５・・・航空機の翼、１０７・
・・エンジンの燃料オイル熱交換機、１０９・・・ジェ
ネレータの熱交換器、１１１・・・燃料フィルタ、１１
３・・・高圧燃料ポンプ、１１５・・・燃料計測ユニッ
ト、１１７・・・燃料流量計、１１９・・・燃焼室、１
２０・・・燃料制御信号、１２．１・・・エンジン電子
制御、１２３・・・航空機のコンピュータ、１２４・・
・データバス、１２５・・・燃料流信号、１３０・・・
制御信号、１３３　、１３５　、１３７・・・弁、１４
０・・・燃料変換機弁ユニット、１４２・・・制御信号
、２００・・・エンジンオイルシステム、　２０２・・
・空気冷却オイルクーラ、３００・・・ジェネレータオ
イルシステム、　３０１・・・熱交換ループ、４１０・
・・フラップ弁ユニット（空気弁）、４１２・・・取り
入れダクト、４１４、・・・ダクト、４１８・・・取り
出しダクト、　４１８・・・出口ノズル、４２０・・・
回転羽根、７０１・・・燃料変換機弁、　７０２・・・
燃料放出制御弁、　７０５−７１４・・・ボート、　７
１５・・・ボディ、　７１８・・・スプール、７１７・
・・トルクモータ駆動スクリュージャック配列、　７１
８．７１９・・・拡大直径ランド、　７２０、７２１、
７２２・・・内部ランド。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、航空機のガスタービンエアロエンジン装置内に発生
   する熱を管理する方法であつて、エンジンの燃料システ
   ムがエンジンのオイル循環システムと直接に熱交換関係
   に直接置かれ、同時に選択的にエンジンのオイル循環シ
   ステムを通してエンジンの空気システムと間接に熱交換
   関係に置かれ、燃料システムとエンジンオイル循環シス
   テムとの間で熱の流れを変更するために、該燃料システ
   ムが複数の異る燃料流構造の間で切り替え可能であり、
   少なくとも１つの燃料流構造が、エンジンの燃料システ
   ムと燃料タンクとを熱交換関係に置くため、エンジンの
   燃料システムから航空機の燃料タンクへ燃料を戻すこと
   に従事し、オイル及び燃料システム内の温度が監視され
   て、選択的に適当な燃料流構造を選択することにより、
   かつ選択的にエンジンのオイル循環システムを経て空気
   システムへ熱を消散することにより、所定の限度内に維
   持され、それによりエンジンの燃料効率を最大限にする
   ことを特徴とする方法。 ２、請求項１に記載の方法において、エンジンの燃料シ
   ステムが更にオイル循環システムとも熱交換を行う方法
   であって、エンジンにより駆動される電気ジェネレータ
   用のオイルシステムを備えてなることを特徴とする方法
   。 ３、請求項１及び２に記載の方法において、エアロエン
   ジンがバイパスダクトを有するターボファンであって、
   エンジンの空気システムが、バイパスダクトから空気を
   取り入れるバイパス給気システムを備え、エンジンのオ
   イル循環システムがそれにより熱をバイパス空気へと伝
   達することを特徴とする方法。 ４、請求項１から３までのいずれかに記載の方法におい
   て、空気システムを通る空気の流量を変化させ、それに
   より前記オイルシステムと前記空気システムとの間の熱
   交換量が変化することを特徴とする方法。 ５、請求項１から４までのいずれかに記載の方法におい
   て、空気システムを流れる空気量がゼロから最大容量ま
   で変化することを特徴とする方法。 ６、請求項１から５までのいずれかに記載や方法におい
   て、４種類の異る燃料流構造があることを特徴とする方
   法。 ７、請求項１から６までのいずれかに記載の方法におい
   て、前記燃料流構造の２種類がエンジンの燃料システム
   から前記燃料タンクへの燃料の戻りに関することを特徴
   とする方法。 ８、請求項１から７までのいずれかに記載の方法におい
   て、前記燃料システムから前記タンクへ戻る燃料の量が
   ゼロから最大容量まで変更可能であることを特徴とする
   方法。 ９、請求項１から８までのいずれかに記載の方法におい
   て、前記燃料システム内で燃料の流れの方向を変更する
   ことにより、異る燃料流構造を達成することを特徴とす
   る方法。 １０、請求項１から９までのいずれかに記載の方法にお
   いて、異る順序で複数の異る燃料流路を連結することに
   より異る燃料流構造が達成されることを特徴とする方法
   。 １１、航空機のガスタービンエンジン方法内で発生する
   熱を管理する方法であって、 エンジンの燃料システムを、該エンジンの複数の閉回路
   流体流システムと熱交換関係に置き、該燃料システムが
   少なくとも複数の流体流路をその内部に有し、 熱を該方法から環境へ選択的に消散し、 複数の代替的燃料流構造を達成するために、前記流体流
   路を通る燃料のルートを選択的に変更し、燃料流構造の
   変化により、前記燃料システムの前記閉回路流体流シス
   テムとの熱交換関係を変化させ、 少なくとも燃料システム内と閉回路流体流システム内の
   温度を監視し、 所定の制限値と監視された温度とを比較し、消散される
   熱の量を最少にしつつ、監視された温度が所定の限度値
   を超えて変動することを防ぐため、燃料流構造の選択が
   環境への熱消散と調和して行われることを特徴とする方
   法。 １２、航空機のガスタービンエンジン装置内に発生する
   熱を管理する熱管理システムであって、エンジンの燃料
   システムをエンジンの複数の閉回路流体流システムと熱
   交換関係に置く手段があり、前記燃料システムが少なく
   とも複数の流体流路をその内部に有し、 熱消散手段が前記熱管理システムから環境へ余分の熱を
   消散するように作動可能であり、燃料弁手段が、複数の
   代替的燃料流構造を達成するために、燃料流路を通る燃
   料のルートを変更するように作動可能であり、前記配列
   が、燃料流構造の変化により燃料システムと閉回路燃料
   流システムとの間の熱交換関係が変化し、 温度監視手段が、少なくとも燃料システムと閉回路燃料
   流システムとの温度を監視し、 制御手段が監視された温度を所定の限度値と比較し、燃
   料弁手段及び熱消散手段の作動を制御し、それにより、
   環境へ消散される熱の量を最少にしつつ、同時に監視さ
   れた温度が所定の制限値を超えて変動することを防ぐこ
   とを特徴とする熱管理システム。 １３、航空機のガスタービンエンジン装置内に発生する
   熱を管理する熱管理システムであって、 （ｉ）燃料システムが航空機内の燃料タンク手段を含み
   、ポンプ手段が燃料を前記燃料タンク手段から残りの燃
   料システムを通ってポンプ送りし、燃焼室手段がエンジ
   ン内の燃料を燃焼させ、燃料計測手段が前記燃焼室手段
   へ供給される燃料の量を測定し、 （ｉｉ）エンジンオイルシステムがエンジンを潤滑しか
   つそこから熱を除去し、 （ｉｉｉ）ジェネレータオイルシステムが電気ジェネレ
   ータを潤滑するためにオイルを供給し、そこから熱を除
   去し、前記電気ジェネレータはエンジンにより駆動され
   、 （ｉｖ）第１熱交換手段がエンジン燃料システムとエン
   ジンオイルシステムとの間で熱を伝達し、 （ｖ）第２熱交換手段がエンジンオイルシステムからエ
   ンジンから引き出される強制気流へと熱を伝達し、 （ｖｉ）第３熱交換手段が前記ジェネレータオイルシス
   テムと熱伝達流体との間で熱を伝達し、 （ａ）第２熱交換手段が前記エンジンオイルシステムか
   ら前記強制気流へと流れる熱を変化させるように作動可
   能な第１弁手段に関連し、 （ｂ）第３熱交換手段が前記ジェネレータオイルシステ
   ムと前記燃料システムとの間で熱を伝達するように配置
   され、前記熱伝達流体が燃料であり、 （ｃ）前記燃料システムが更に、 ポンプ手段を連結する複数の燃料流路と、前記燃料シス
   テムをめぐる燃料の流れに関し複数の異る（所定の）燃
   料流構造内にある、第１及び第３熱交換手段と、前記燃
   料タンク手段と、前記燃料システムの残りの部分から前
   記燃料タンク手段へ燃料を戻すための少なくとも１つの
   燃料流路と、 前記燃料流構造を達成するために、前記燃料流路を通る
   燃料のルートを変化させるように作動可能な第２弁手段
   と、前記第１及び第３熱交換手段内の熱の流れ及び燃料
   タンクへ戻る燃料を経て燃料タンク手段へ取り入れられ
   る熱の量を変更させることを含み、燃料流構造を変化さ
   せることにより、熱管理システム内部の熱の流れを変更
   するような前記配列とを更に含み、 （ｄ）前記燃料システムと、前記エンジンオイルシステ
   ムと、前記ジェネレータオイルシステム内の温度を監視
   するため、温度監視手段が提供され、前記監視された前
   記燃料システム内の温度が少なくとも前記タンク内の前
   記燃料の温度と、前記燃料計測手段の前の前記燃料シス
   テム内の地点での燃料の温度とを含み、 （ｅ）前記監視された温度を所定の限度値と比較し、第
   １及び第２弁手段の作動を制御する制御手段が提供され
   、それにより、エンジンの設計上の燃料消費を最少にし
   つつ、同時に監視された温度が所定の制限値を超えて変
   化しないようにすることを特徴とする装置。