JPH04232338A - ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置 - Google Patents

ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置

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JPH04232338A
JPH04232338A JP3211305A JP21130591A JPH04232338A JP H04232338 A JPH04232338 A JP H04232338A JP 3211305 A JP3211305 A JP 3211305A JP 21130591 A JP21130591 A JP 21130591A JP H04232338 A JPH04232338 A JP H04232338A
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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】
【０００１】
【関連出願の表示】この出願は、本出願人に譲渡された
、フランクリン・パーソンズ（Ｆｒａｎｋｌｉｎ　　Ｄ
．　　Ｐａｒｓｏｎｓ）の米国特許出願第５６１，１３
９号「ガスタービンエンジン・ファンダクトの高熱抽出
空気冷却用熱交換装置」（１９９０年８月１日出願）に
関連している。
【０００２】
【産業上の利用分野】この発明は、一般にガスタービン
エンジンに関し、特に、ガスタービンエンジンの装着用
構造フェアリングと一体の、高圧高熱な抽出空気を予め
冷却するための予備冷却用熱交換装置に関する。
【０００３】
【従来の技術】多くの民生用航空機ガスタービンエンジ
ンでは、コアエンジン圧縮機から抽出した高圧高熱な空
気を、航空機上の別の系統で使用している。具体的には
、航空機上での種々の仕事、たとえば、客室冷却の仕事
に高圧の空気が必要である。その空気を使用する前に、
空気の温度を特定の仕事の必要条件に応じた適切なレベ
ルに下げなければならない。たとえば、航空機が約２０
，０００フィートまで上昇する間に客室を冷却するため
に供給する空気は、まず熱交換器で予備冷却してから、
航空機上の空調系統で最終冷却を行う必要がある。
【０００４】高圧な圧縮機抽出空気を予備冷却する方法
としては、現在、エンジンナセルの出口案内ベーンの後
方のエンジンファンダクトから空気を抽出する。そして
、ファンダクトからの比較的低温の抽出空気とコアエン
ジン圧縮機からの高圧な比較的高熱の抽出空気を熱交換
器に通し、ここで高熱な高圧空気からその熱エネルギー
の一部を低温のファンダクト抽出空気に譲り渡す。
【０００５】予備冷却用熱交換方法を使用する必要があ
るが、熱伝達を達成する現行のシステムは余りにも複雑
である。あるシステムでは、精巧な配管レイアウトを使
用し、高圧抽出空気を航空機に通し、低温のファンダク
ト抽出空気を熱交換器の位置に案内する。低温のファン
ダクト抽出空気が熱交換器に到達し、その冷却作用を果
たす時までに、配管が何度も曲がっているので摩擦損失
のため、同空気はその潜在スラストの大部分を失ってい
る。その結果、機外に排出するファンダクト抽出空気は
、推進システムの熱力学サイクルへの損失となる。
【０００６】その結果、予備冷却用熱伝達を行う装置（
またはアレンジメント）を、比較的低温のファンダクト
抽出空気をもっと十分に利用できるように改良すること
が必要とされている。
【０００７】
【発明の概要】この発明は、そのような要求を満足する
ように設計された予備冷却用熱交換装置を提供する。こ
の発明の予備冷却用熱交換装置を、エンジン装着構造の
フェアリング内に設けて、たとえばエンジンコア圧縮機
から抽出した高圧高熱な空気を冷却する。それには、高
熱な抽出空気をフェアリング内の予備冷却用熱交換装置
に通し、またファンダクトからのファンダクト空気流の
小さな一部を分流し、フェアリング内の予備冷却用熱交
換装置に通す。分流し、一度使用したファンダクト空気
流を、つぎに、環状コアエンジン隔室に通して、二度目
にコアエンジン構成要素の冷却に使用し、その後、コア
エンジン隔室から排出する。その結果、分流したファン
ダクト抽出空気を最終排出までに二度利用することにな
り、このことは、推進システム熱力学サイクルへの損失
の影響を少なくとも部分的に補償する。
【０００８】この発明の予備冷却用熱交換装置は、コア
エンジンと、このコアエンジンを包囲し、環状冷却隔室
を画定するケーシングと、上記ケーシングから半径方向
外方へ離間し、ケーシングとの間に、スラストを生成す
る主空気流をエンジンに流す環状ファンダクトを画定す
る外側環状ナセルと、上記ナセルおよびケーシング間に
半径方向へ延在し、両者を相互連結するエンジン装着構
造とを備えるガスタービンエンジンに用いる。予備冷却
用熱交換装置は、（ａ）中空なフェアリングが上記ファ
ンダクトを通る主空気流を横切って上記装着構造の前方
側に装着され、（ｂ）案内手段が高圧高熱な抽出空気の
給源を上記フェアリングへ導き、（ｃ）少なくとも１つ
の熱交換器が上記フェアリング内に装着され、内部およ
び外部を有する熱伝達構造を含み、上記熱伝達構造の内
部は上記案内手段と連通関係に連結され、したがって高
熱な抽出空気流が上記熱伝達構造の内部を通過し、また
上記熱伝達構造の外部はファンダクト空気流と連通関係
に配置され、したがってファンダクト空気流の一部が上
記ファンダクトから分流し、上記熱伝達構造の内部を通
過する高熱な抽出空気と熱伝達関係で上記熱伝達構造の
外部を通過し、こうして高熱な抽出空気を冷却し、（ｄ
）空気流制御機構が上記フェアリングと連通し、フェア
リングに装着され、これによりファンダクト空気流の一
部が上記ファンダクトから分流し、上記熱伝達構造の外
部を横切って流れ、次いで上記コアエンジン隔室に流れ
、こうして上記コアエンジンの構成要素の冷却を助ける
。
【０００９】好適な実施例では、フェアリングが上記フ
ァンダクトを通る主空気流を横切って配置された空気力
学的形状の外壁を有する。好ましくは、フェアリング外
壁が前縁でつながる１対の壁部分を含み、１対の熱交換
器が上記フェアリング内に配置され、各熱交換器が上記
壁部分の１つに装着されている。フェアリングは、互い
に離れた上下の内部プレナムと、これらの上下の内部プ
レナム間に配置され、両プレナムからシールされた中間
内部プレナムとを有する。
【００１０】上記案内手段は、上下の内部プレナムの一
方と連通した入口ノズルと、上下の内部プレナムの他方
と連通した出口ノズルとを含む。上記案内手段はさらに
、上記入口および出口ノズルに連結され、上記フェアリ
ングの下側および上側プレナムと連通した導管を含み、
これにより高熱な抽出空気流が、上記入口および出口ノ
ズルおよび上記フェアリングの下側および上側内部プレ
ナムを介して上記熱伝達構造の内部を通過する。
【００１１】さらに、上記熱伝達構造の外部がファンダ
クト空気流と連通して配置された入口側と、上記フェア
リングの中間内部プレナムと連通して配置された出口側
とを有し、これによりファンダクト空気流の一部が上記
ファンダクトから分流し、上記熱伝達構造の外部を横切
って上記中間内部プレナムに通過する。上記空気流制御
機構は、上記フェアリングの中間内部プレナムと連通し
て配置されている。
【００１２】別の実施例では、上記フェアリングが内部
プレナムを有し、上記熱交換器が上記フェアリングの内
部プレナム内に配置されている。上記空気流制御機構は
、上記フェアリングに連結され、上記フェアリングの内
部プレナムと連通して配置され、上記空気流制御機構は
、上記熱伝達構造の外部を横切って上記フェアリングプ
レナムに向かうファンダクト空気流を増減するように選
択的に操作できる。上記空気流制御機構は、上記フェア
リングの前端に回転自在に装着された１対の開閉自在な
弁ドアと、上記弁ドアに連結されたアクチュエータとを
含み、上記アクチュエータを選択的に操作して、上記ド
アの開度を調節し、上記フェアリングプレナムへの、そ
してその内部の熱交換器へのファンダクト空気流を制御
することができる。
【００１３】この発明の上記および他の特徴、構成およ
び効果を一層明らかにするために、以下に添付の図面を
参照しながら、この発明の好適な実施例を詳しく説明す
る。
【００１４】
【具体的な構成】以下の説明において、すべての図面に
ついて同じ符号は同じまたは対応する部品を示す。また
、以下の説明において、「前」、「後」、「左」、「右
」、「上」、「下」などの用語は記述の便宜上用いた用
語で、限定的な用語と解するべきではない。 全体 　　　　　　　　　　図１に、航空機（図示せず）用の
従来のガスタービンエンジンを１０で総称して示す。こ
のガスタービンエンジン１０は長さ方向中心線または軸
線Ａを有し、その軸線Ａのまわりに同軸かつ同心に環状
ケーシング１２が配置されている。エンジン１０はコア
ガス発生機エンジン１４を含み、コアエンジン１４は、
圧縮機１６、燃焼器１８および単段または多段の高圧タ
ービン２０をすべて、エンジン１０の長さ方向軸線また
は中心線Ａのまわりに同軸に、直列な軸流関係で配置し
て構成されている。高圧タービン２０は圧縮機１６に外
側環状シャフト２２により駆動連結されている。
【００１５】コアエンジン１４は燃焼ガスを発生する作
用をなす。圧縮機１６からの圧縮空気を燃焼器１８で燃
料と混合し、点火して、燃焼ガスを発生する。高圧ター
ビン２０により燃焼ガスから一部の仕事を抽出して、圧
縮機１６を駆動する。残りの燃焼ガスをコアエンジン１
４から低圧動力（パワー）タービン２４に吐出す。
【００１６】低圧タービン２４はロータ２６を含み、こ
のロータ２６は内側駆動シャフト２８に固定され、外側
駆動シャフト２２内に差動軸受３０を介して回転自在に
装着されている。一方、内側駆動シャフト２８は、ブー
スタ圧縮機３４の一部を形成する前部ブースタロータ３
２を装着し、それを回転自在に駆動する。圧縮機３４は
前部ファンブレード列３６を支持する。
【００１７】エンジン１０は環状前部ナセル３８も含み
、ナセル３８はファンブレード３６およびファンケース
３７を収容し、静止ケーシング１２のまわりに配置され
ている。前部ナセル３８は、線Ｂ−Ｂに沿って表示され
るように、前部パイロン４９に沿って水平方向に延在す
る複数のヒンジ（図示せず）で支持されている。さらに
、ファンフレーム支柱４０および出口案内ベーン４２が
、ナセル３８とエンジンケーシング１２とを相互連結し
、両者間に画定された環状ファンダクト４４を横切って
半径方向に延在する。エンジン１０は航空機の１つの翼
４６の下側から、上側分岐フェアリング５３内に位置す
る上側パイロン５０と前エンジンマウント５２とからな
るエンジンスラスト軸受装着構造４８によって、支持さ
れている。 従来の熱交換装置 図１に略図的に示すように、従来のエンジン１０には、
５４で総称した従来の熱交換装置が組み込まれている。 この熱交換装置５４を設けるのは、エンジン１０から抽
出した高圧高熱な空気を、航空機上で別の仕事に使用す
るために、冷却するためである。従来の熱交換装置５４
は配管５６、導管５８および熱交換器６０を含み、これ
らの要素が上側分岐フェアリング５３内に位置する上側
パイロン５０と前エンジンマウント５２の形態のスラス
ト軸受装着構造４８で支持されている。
【００１８】従来の熱交換装置５４の配管５６は、その
入口端６２が、スクープの形態になっており、ケーシン
グ１２の排気中心体６４で支持され、かつファンダクト
４４内に突出し、またその出口端６６が、上側スラスト
軸受装着構造４８のエンジン１０の上方および後方の領
域に位置する。配管５６は入口端６２でファンダクト４
４と連通し、ファンダクト４４を通過する冷却空気流の
小部分を抽出し、それを熱交換器６０の外部に通し、そ
の後空気は配管５６の出口端６６に達し、そこで機外に
排出される。熱交換装置５４の導管５８は、その入口端
６８がコアエンジン圧縮機１６と連通関係に配置され、
高圧高熱な空気流の小部分を引き込み、それを熱交換器
６０の内部に通し、そこで高熱空気流を冷却してから、
航空機の必要な箇所へ案内する。
【００１９】配管５６のレイアウトの関係上、ファンダ
クト４４から抽出した冷却空気は配管５６の多くの曲げ
部や旋回部を流れてから、熱交換器６０および配管出口
６６に達する。そのような流路に沿って進むことにより
誘起される摩擦損失の結果、冷却用抽出空気はもはや潜
在的スラストをもたず、そのため、冷却の仕事を果たし
た後は単に機外へ排出されるだけとなる。
【００２０】なお、上述した説明は従来の１つの代表的
な構造についてのものにすぎない。他の従来の構造では
、スラスト軸受構造４８およびコアエンジン隔室のもっ
と前方に熱交換器６０および関連するダクト配管を置い
ている。しかし、このような従来の構造はすべて、配管
が複雑で、空気力学的スラストが失われるという同じ欠
点をもつ。 本発明の予備冷却用熱交換装置 図２に、この発明の予備冷却用熱交換装置を７０で総称
して示す。予備冷却用熱交換装置７０は、エンジンスラ
スト軸受マウント構造４８の上側分岐フェアリング５３
（通常分岐部と称する）および前エンジンマウント５２
と関連して設ける。予備冷却用熱交換装置７０は、高圧
高熱な空気、たとえばエンジンコア圧縮機１６から抽出
した空気を冷却する作用をなし、そのために、高熱な抽
出空気を予備冷却装置７０に通過させるとともに、ファ
ンダクト４４からのファンダクト空気流の小部分を分流
し、予備冷却装置７０に通過させる。分流したファンダ
クト空気流は、最初に予備冷却装置７０で使用した後、
コアエンジン１４を包囲する環状隔室７２に通過させ、
二度目に今度はコアエンジン構成要素の冷却を助けるの
に使用し、その後コアエンジン隔室７２から排出する。 その結果、分流したファンダクト空気を最終排出前に二
度使用し、このことは、最初にファンダクト抽出空気の
一部を分流することに起因する、推進系統熱力学サイク
ルへの損失の影響を少なくとも一部相殺する。
【００２１】図３および図４に示す実施例に移ると、こ
の予備冷却用熱交換装置７０では、中空なフェアリング
７４をエンジン装着構造４８の上側分岐部５３の前側に
装着し、エンジン１０の環状ファンダクト４４を横切っ
て半径方向に延在させる。フェアリング７４の、前向き
にテーパされた、空気力学的形状の外壁７６は、ファン
ダクト４４を通る主低温ファン空気流を横切って配置さ
れている。図３および図４の実施例では、フェアリング
外壁７６は、半径方向に延在する前縁７６Ｂでつながる
１対の壁部分７６Ａからなり、ファン空気流が上側分岐
部５３の横を通る際に、その空気流を分割する。
【００２２】予備冷却用熱交換装置７０に１対の熱交換
器７８を設けるのが好ましい。各熱交換器７８をフェア
リング７４の外壁７６の向かい合う壁部分７６Ａそれぞ
れに装着する。各熱交換器７８は、図３に概略的に示し
た熱伝達構造８０を含み、この熱伝達構造８０の内部８
０Ａは導管５８の部分５８Ａ（図２）と連通しており、
高熱の抽出空気流が熱伝達構造８０の内部８０Ａを通過
するようになっている。各熱交換器７８の熱伝達構造８
０の外部８０Ｂはファンダクト空気流と連通して配置さ
れているので、ファンダクト空気流の一部がファンダク
トから分流し、内部８０Ａを通過する高熱の抽出空気と
熱伝達関係で、熱伝達構造８０の外部８０Ｂを横切って
通り、こうして高熱の抽出空気を冷却する。
【００２３】また、予備冷却装置７０のフェアリング７
４は、互いに離れた上下の内部プレナム８４および８２
と、これらの上下の内部プレナム８４、８２間に配置さ
れ、両者からシールされた中間内部プレナム８６を有す
る。熱伝達構造８０の外部８０Ｂは、フェアリング７４
の外壁部分７６Ａと連続した外部入口側がファンダクト
空気流と連通しており、内部出口側が中間内部プレナム
８６と連通している。したがって、ファンダクト空気流
の一部をファンダクト４４から分流し、熱伝達構造８０
の外部８０Ｂを横切って、中間内部プレナム８６に通す
ことができる。
【００２４】高熱空気導管５８は、部分５８Ａ以外に、
下側内部プレナム８２と連通した入口ノズル８８と、上
側内部プレナム８４と連通した出口ノズル９０とを含む
。したがって、導管部分５８Ａは入口および出口ノズル
８８、９０に連結され、フェアリング７４の下側および
上側プレナム８２、８４と連通しているので、高熱の抽
出空気流は入口および出口ノズル８８、９０および下側
および上側内部プレナム８２、８４を介して熱伝達構造
８０の内部８０Ａを通過する。
【００２５】予備冷却用熱交換装置７０にはさらに、空
気流制御機構９２が上側分岐部５３およびフェアリング
７４に装着されている。図３および図４の実施例では、
空気流制御機構９２は、上側分岐部５３の中間内部プレ
ナム８６と連通して配置された制御弁である。弁９２の
開度を変えることにより弁９２を操作すると、ファンダ
クト空気流の一部がファンダクト４４から分流し、熱伝
達構造８０の外部８０Ｂを横切って流れ、ついでコアエ
ンジン隔室７２に流れ、コアエンジン１４の構成要素の
冷却を助ける。
【００２６】図５に移ると、予備冷却装置７０の別の実
施例が示されており、この例のフェアリング７４は、内
部プレナム９４およびそのフェアリングプレナム９４内
に配置された熱交換器９５を含む。前記のものとは異な
る形態の空気流制御機構９６を、フェアリング７４にそ
の内部プレナム９４と連通関係で連結する。この例の空
気流制御機構９６は、１対の開閉自在な弁ドア９８をフ
ェアリング７４の前端に回転自在に取付け、アクチュエ
ータ１００、たとえば油圧または空気圧シリンダをピボ
ット連結機構１０２を介して弁ドア９８に連結した構造
である。アクチュエータシリンダ１００を選択的に伸縮
することにより、ドア９８の開度を選択的に調節し、フ
ェアリングプレナム９４への、したがってその内部の熱
交換器へのファンダクト空気流を制御（増減）する。制
御機構９２（図３および図４）および９６（図５）を選
択的に操作することにより、高熱の抽出空気が比較的低
温であるときには、ファンダクト空気の流れを減らすこ
とができる。
【００２７】コアエンジン隔室７２内の冷却空気は、通
常、隔室の後ろ側の後ろ向き環状スロットを通して排出
する。この排出手段は、ナセル３８の前方部分で自由な
空気流への排出側路より優れている。このように隔室冷
却のためにプレクーラー空気を使用すると、空気力学的
に適切な位置でその空気を排出することができる。
【００２８】この発明の予備冷却装置７０は、支持の目
的にブラケットではなくフェアリングフレームを使用し
、またダクトサポートではなく弁装着のプレナム壁を使
用するので、軽量化を実現することができる。また、熱
交換器と取り換えることにより、ダクトおよびフェアリ
ング壁をなくすことができる。
【００２９】この発明の構成およびその効果が以上の説
明から理解できるであろう。この発明の要旨から逸脱し
ない範囲で、またその重要な利点のすべてを犠牲にする
ことなく、構成要素の形態、構成および配置を種々に変
更することができる。前述した形態はこの発明の好適な
もしくは例示のための実施例にすぎない。
【図面の簡単な説明】
【図１】航空機上での別の仕事に使用するためにエンジ
ンから抽出した高熱高圧空気を冷却するための従来の熱
交換装置を組み込んだ従来のガスタービンエンジンの概
略的軸線方向断面図である。
【図２】この発明の予備冷却用熱交換装置を組み込んだ
ガスタービンエンジンの図１と同様の概略的軸線方向断
面図である。
【図３】図２の３−３線方向に見た、この発明の予備冷
却用熱交換装置の拡大長さ方向断面図である。
【図４】図３の予備冷却用熱交換装置の拡大斜視図であ
る。
【図５】予備冷却用熱交換装置の別の実施例を示す斜視
図である。
【符号の説明】
１０　　ガスタービンエンジン ４４　　ファンダクト ５３　　分岐部 ５８　　高熱空気導管 ７０　　予備冷却用熱交換装置 ７２　　コアエンジン隔室 ７４　　フェアリング ７６　　フェアリング外壁 ７８　　熱交換器 ８０　　熱伝達構造 ８０Ａ　　内部 ８０Ｂ　　外部 ８２、８４、８６　　プレナム ８８、９０　　入口、出口ノズル ９２、９６　　空気流制御機構

Claims (17)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】コアエンジンと、このコアエンジンを包囲
    し、環状冷却隔室を画定するケーシングと、上記ケーシ
    ングから半径方向外方へ離間し、ケーシングとの間に、
    スラストを生成する主空気流をエンジンに流す環状ファ
    ンダクトを画定する外側環状ナセルと、上記ナセルおよ
    びケーシング間に半径方向へ延在し、両者を相互連結す
    るエンジン装着構造とを備えるガスタービンエンジンに
    用いる予備冷却用熱交換装置において、（ａ）中空なフ
    ェアリングが上記ファンダクトを通る主空気流を横切っ
    て上記装着構造の前方側に装着され、（ｂ）案内手段が
    高圧高熱な抽出空気の給源を上記フェアリングへ導き、
    （ｃ）少なくとも１つの熱交換器が上記フェアリング内
    に装着され、内部および外部を有する熱伝達構造を含み
    、上記熱伝達構造の内部は上記案内手段と連通関係に連
    結され、したがって高熱な抽出空気流が上記熱伝達構造
    の内部を通過し、また上記熱伝達構造の外部はファンダ
    クト空気流と連通関係に配置され、したがってファンダ
    クト空気流の一部が上記ファンダクトから分流し、上記
    熱伝達構造の内部を通過する高熱な抽出空気と熱伝達関
    係で上記熱伝達構造の外部を通過し、こうして高熱な抽
    出空気を冷却し、（ｄ）空気流制御機構が上記フェアリ
    ングと連通し、フェアリングに装着され、これによりフ
    ァンダクト空気流の一部が上記ファンダクトから分流し
    、上記熱伝達構造の外部を横切って流れ、次いで上記コ
    アエンジン隔室に流れ、こうして上記コアエンジンの構
    成要素の冷却を助ける予備冷却用熱交換装置。
  2. 【請求項２】上記フェアリングが上記ファンダクトを通
    る主空気流を横切って配置された空気力学的形状の外壁
    を有する請求項１に記載の装置。
  3. 【請求項３】上記外壁が前縁でつながる１対の壁部分を
    含み、１対の熱交換器が上記フェアリング内に配置され
    、各熱交換器が上記壁部分の１つに装着された請求項２
    に記載の装置。
  4. 【請求項４】上記フェアリングが、互いに離れた上下の
    内部プレナムと、これらの上下の内部プレナム間に配置
    され、両プレナムからシールされた中間内部プレナムと
    を有する請求項１に記載の装置。
  5. 【請求項５】上記案内手段が、上記上下の内部プレナム
    の一方と連通した入口ノズルと、上記上下の内部プレナ
    ムの他方と連通した出口ノズルとを含む請求項４に記載
    の装置。
  6. 【請求項６】上記案内手段はさらに、上記入口および出
    口ノズルに連結され、上記フェアリングの下側および上
    側プレナムと連通した導管を含み、これにより高熱な抽
    出空気流が、上記入口および出口ノズルおよび上記フェ
    アリングの下側および上側内部プレナムを介して上記熱
    伝達構造の内部を通過する請求項５に記載の装置。
  7. 【請求項７】上記熱伝達構造の外部がファンダクト空気
    流と連通して配置された入口側と、上記フェアリングの
    中間内部プレナムと連通して配置された出口側とを有し
    、これによりファンダクト空気流の一部が上記ファンダ
    クトから分流し、上記熱伝達構造の外部を横切って上記
    中間内部プレナムに通過する請求項４に記載の装置。
  8. 【請求項８】上記空気流制御機構が上記フェアリングの
    中間内部プレナムと連通して配置された請求項４に記載
    の装置。
  9. 【請求項９】上記フェアリングが内部プレナムを有し、
    上記熱交換器が上記フェアリングの内部プレナム内に配
    置された請求項１に記載の装置。
  10. 【請求項１０】上記空気流制御機構が、上記フェアリン
    グに連結され、上記フェアリングの内部プレナムと連通
    して配置され、上記空気流制御機構が、上記熱伝達構造
    の外部を横切って上記フェアリングプレナムに向かうフ
    ァンダクト空気流を増減するように選択的に操作できる
    請求項９に記載の装置。
  11. 【請求項１１】上記空気流制御機構が、上記フェアリン
    グの前端に回転自在に装着された１対の開閉自在な弁ド
    アと、上記弁ドアに連結されたアクチュエータとを含み
    、上記アクチュエータを選択的に操作して、上記ドアの
    開度を調節し、上記フェアリングプレナムへのファンダ
    クト空気流を制御することができる請求項１０に記載の
    装置。
  12. 【請求項１２】上記案内手段が、ファンダクト空気流の
    温度より高温の抽出空気流の給源と流れ連通して連結さ
    れた導管を含み、上記導管が上記フェアリングに出入り
    する部分を有する請求項１に記載の装置。
  13. 【請求項１３】コアエンジンと、このコアエンジンを包
    囲し、環状冷却隔室を画定するケーシングと、上記ケー
    シングから半径方向外方へ離間し、ケーシングとの間に
    、スラストを生成する主空気流をエンジンに流す環状フ
    ァンダクトを画定する外側環状ナセルと、上記ナセルお
    よびケーシング間に半径方向へ延在し、両者を相互連結
    するエンジン装着構造とを備えるガスタービンエンジン
    に用いる予備冷却用熱交換装置において、（ａ）中空な
    フェアリングが上記装着構造の前方側に装着され、上記
    フェアリングが上記ファンダクトを通る主空気流内に配
    置された空気力学的形状の外壁を有し、上記フェアリン
    グが、互いに離れた上下の内部プレナムと、これらの上
    下の内部プレナム間に配置され、両プレナムからシール
    された中間内部プレナムとを有し、（ｂ）案内手段が高
    圧高熱な抽出空気の給源を上記フェアリングの下側プレ
    ナムに導きまた上側プレナムから導き、（ｃ）少なくと
    も１つの熱交換器が上記フェアリング内に装着され、内
    部および外部を有する熱伝達構造を含み、上記熱伝達構
    造の内部は上記上下の内部プレナムと連通関係に連結さ
    れ、上記上下の内部プレナムはそれぞれの入口および出
    口ノズルが上記案内手段に連結され、したがって高熱な
    抽出空気流が上記上下の内部プレナムを介して上記熱伝
    達構造の内部を通過し、また上記熱伝達構造の外部は、
    ファンダクト空気流と連通関係に上記フェアリングの外
    壁の開口内に配置された入口側と、上記フェアリングの
    中間内部プレナムと連通した出口側とを有し、したがっ
    てファンダクト空気流の一部が上記ファンダクトから分
    流し、上記熱交換器の内部を通過する高熱な抽出空気と
    熱伝達関係で上記熱交換器の外部を通過し、こうして高
    熱な抽出空気を冷却し、（ｄ）空気流制御機構が上記フ
    ェアリングの中間内部プレナムと連通し、上記ファンダ
    クトから分流したファンダクト空気流の部分を、上記熱
    伝達構造の外部を通過させた後、上記コアエンジン隔室
    に導き、こうして上記コアエンジンの構成要素の冷却を
    助ける予備冷却用熱交換装置。
  14. 【請求項１４】上記外壁が前縁でつながる１対の壁部分
    を含む請求項１３に記載の装置。
  15. 【請求項１５】１対の熱交換器が上記フェアリング内に
    配置され、各熱交換器が上記壁部分の１つに装着された
    請求項１４に記載の装置。
  16. 【請求項１６】コアエンジンと、このコアエンジンを包
    囲し、環状冷却隔室を画定するケーシングと、上記ケー
    シングから半径方向外方へ離間し、ケーシングとの間に
    、スラストを生成する主空気流をエンジンに流す環状フ
    ァンダクトを画定する外側環状ナセルと、上記ナセルお
    よびケーシング間に半径方向へ延在し、両者を相互連結
    するエンジン装着構造とを備えるガスタービンエンジン
    に用いる予備冷却用熱交換装置において、（ａ）中空な
    フェアリングが上記装着構造の前方側に装着され、上記
    フェアリングが上記ファンダクトを通る主空気流内に配
    置された空気力学的形状の外壁を有し、上記フェアリン
    グが内部プレナムを有し、（ｂ）案内手段が高圧高熱な
    抽出空気の給源を上記フェアリングへ導き、（ｃ）熱交
    換器が上記フェアリングの内部プレナム内に装着され、
    内部および外部を有する熱伝達構造を含み、上記熱伝達
    構造の内部は上記案内手段と連通関係に連結され、した
    がって高熱な抽出空気流が上記熱伝達構造の内部を通過
    し、また上記熱伝達構造の外部は上記フェアリングの内
    部プレナムと連通関係に配置され、したがって上記プレ
    ナムを通るファンダクト空気流の一部が、上記熱伝達構
    造の内部を通過する高熱な抽出空気と熱伝達関係で上記
    熱伝達構造の外部を通過し、こうして高熱な抽出空気を
    冷却し、（ｄ）空気流制御機構が上記フェアリングの内
    部プレナムと連通関係に配置され、上記空気流制御機構
    を選択的に操作して、上記内部プレナムを通るまた上記
    熱伝達構造の外部を通るファンダクト空気流を増減し、
    上記ファンダクトから上記コアエンジン隔室に分流され
    る低温のファンダクト空気流を調節することができ、こ
    うして上記コアエンジンの構成要素の冷却を助ける予備
    冷却用熱交換装置。
  17. 【請求項１７】上記空気流制御機構が、上記フェアリン
    グの前端に回転自在に装着された１対の開閉自在な弁ド
    アと、上記弁ドアに連結されたアクチュエータとを含み
    、上記アクチュエータを選択的に操作して、上記ドアの
    開度を調節し、上記フェアリングプレナムへのファンダ
    クト空気流を制御することができる請求項１６に記載の
    装置。
JP3211305A 1990-07-30 1991-07-30 ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置 Expired - Lifetime JPH0694816B2 (ja)

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