JPH0694817B2 - 高温抽出空気冷却用のガスタービンエンジン・ファンダクト内熱交換装置 - Google Patents
高温抽出空気冷却用のガスタービンエンジン・ファンダクト内熱交換装置Info
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- JPH0694817B2 JPH0694817B2 JP21130691A JP21130691A JPH0694817B2 JP H0694817 B2 JPH0694817 B2 JP H0694817B2 JP 21130691 A JP21130691 A JP 21130691A JP 21130691 A JP21130691 A JP 21130691A JP H0694817 B2 JPH0694817 B2 JP H0694817B2
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
- F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
- F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
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Description
【０００１】
【関連米国特許出願】本発明の内容と関連するものを扱
った同時係属米国特許出願を次に示す。なお、これは本
発明の譲受人（本件出願人）に譲渡されたものである。
ミラー（F. E. Miller) により発明された「ガスタービ
ンエンジンの整形体と一体の予冷熱交換装置（Precooli
ng Heat Exchange Arrangement Integral With Structu
re Fairing Of Gas Turbine Engine）」についての１９
９０年７月３０日付米国特許出願第５５９，７８１号。
った同時係属米国特許出願を次に示す。なお、これは本
発明の譲受人（本件出願人）に譲渡されたものである。
ミラー（F. E. Miller) により発明された「ガスタービ
ンエンジンの整形体と一体の予冷熱交換装置（Precooli
ng Heat Exchange Arrangement Integral With Structu
re Fairing Of Gas Turbine Engine）」についての１９
９０年７月３０日付米国特許出願第５５９，７８１号。
【０００２】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジンに
関し、特に、高圧高温抽出空気を冷却するためにガスタ
ービンエンジンのファンダクト内に設けた熱交換装置に
関する。
関し、特に、高圧高温抽出空気を冷却するためにガスタ
ービンエンジンのファンダクト内に設けた熱交換装置に
関する。
【０００３】
【従来の技術】多くの商用航空機ガスタービンエンジン
ではコアエンジンから高圧高温空気が抽出され航空機の
様々な装置で用いられる。特に、この高圧空気は航空機
における様々な用途、例えば、防氷や客室の冷房に必要
である。しかし、高圧空気を用いる前に、空気の温度を
それぞれの特定用途に従って適切な値に下げなければな
らない。
ではコアエンジンから高圧高温空気が抽出され航空機の
様々な装置で用いられる。特に、この高圧空気は航空機
における様々な用途、例えば、防氷や客室の冷房に必要
である。しかし、高圧空気を用いる前に、空気の温度を
それぞれの特定用途に従って適切な値に下げなければな
らない。
【０００４】高圧の圧縮機抽出空気を冷却する現用方法
の一つは、エンジンナセルの出口案内羽根の後方でエン
ジンファンダクトから空気を抽出することである。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
圧縮機からのより高温の高圧抽出空気はその後熱交換器
に通され、そこで高温高圧空気が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伝える。
の一つは、エンジンナセルの出口案内羽根の後方でエン
ジンファンダクトから空気を抽出することである。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
圧縮機からのより高温の高圧抽出空気はその後熱交換器
に通され、そこで高温高圧空気が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伝える。
【０００５】こうした熱交換方式の使用は必要である
が、熱伝達を達成する現用装置ははなはだ複雑である。
一種の装置では手のこんだ配管設計を用いて高圧抽出空
気を航空機に送給しかつ比較的低温のファンダクト抽出
空気を熱交換器の場所に導く。この低温のファンダクト
抽出空気は、熱交換器に達して冷却機能を果たすまで
に、その圧力（推力用エネルギー）のほとんどを失って
しまう。これは配管の様々な曲げ部と湾曲部による摩擦
損失に起因する。熱交換器から出たファンダクト抽出空
気は、航空機構造体から機外に排出されるが、その発生
推力は無視し得る程である。ファンダクト抽出空気推力
損失のエンジン燃料消費率に対する影響はかなり大き
い。さらに、複雑過ぎる抽気配管により航空機の重量が
かなり増大する。
が、熱伝達を達成する現用装置ははなはだ複雑である。
一種の装置では手のこんだ配管設計を用いて高圧抽出空
気を航空機に送給しかつ比較的低温のファンダクト抽出
空気を熱交換器の場所に導く。この低温のファンダクト
抽出空気は、熱交換器に達して冷却機能を果たすまで
に、その圧力（推力用エネルギー）のほとんどを失って
しまう。これは配管の様々な曲げ部と湾曲部による摩擦
損失に起因する。熱交換器から出たファンダクト抽出空
気は、航空機構造体から機外に排出されるが、その発生
推力は無視し得る程である。ファンダクト抽出空気推力
損失のエンジン燃料消費率に対する影響はかなり大き
い。さらに、複雑過ぎる抽気配管により航空機の重量が
かなり増大する。
【０００６】その結果、従来生じたファンダクト抽気損
失を回避するような熱伝達用装置の改良が依然として必
要である。
失を回避するような熱伝達用装置の改良が依然として必
要である。
【０００７】
【発明の概要】本発明は上述の必要に応じて設計された
熱交換装置を提供する。本発明の熱交換装置はエンジン
ファンダクト内に設けられ、高圧高温空気、例えば、エ
ンジンコア圧縮機から抽出された空気を冷却する。この
冷却は、ファンダクト空気流の小部分を一時的に分流さ
せ高温抽出空気の流れと熱伝達関係にあるように熱交換
装置に通すことにより達成される。その結果、ファンダ
クト抽出空気圧力損失が低減する。なぜなら、ファンダ
クト抽出空気はファンダクトの主空気流から隔てられた
ファンダクト内の短い流線形通路だけを通るように導か
れるからである。ファンダクト抽出空気は熱交換器を通
流した後ファンダクトに戻される。すなわち、冷却用空
気はファンダクトの主空気流と再び合流し、エンジン推
力の発生に使用され得る。冷却空気圧力損失は、分流し
たファンダクト空気を熱交換器に導く配管が不要である
から低減する。
熱交換装置を提供する。本発明の熱交換装置はエンジン
ファンダクト内に設けられ、高圧高温空気、例えば、エ
ンジンコア圧縮機から抽出された空気を冷却する。この
冷却は、ファンダクト空気流の小部分を一時的に分流さ
せ高温抽出空気の流れと熱伝達関係にあるように熱交換
装置に通すことにより達成される。その結果、ファンダ
クト抽出空気圧力損失が低減する。なぜなら、ファンダ
クト抽出空気はファンダクトの主空気流から隔てられた
ファンダクト内の短い流線形通路だけを通るように導か
れるからである。ファンダクト抽出空気は熱交換器を通
流した後ファンダクトに戻される。すなわち、冷却用空
気はファンダクトの主空気流と再び合流し、エンジン推
力の発生に使用され得る。冷却空気圧力損失は、分流し
たファンダクト空気を熱交換器に導く配管が不要である
から低減する。
【０００８】従って、本発明は、ガスタービンエンジン
の環状ナセルとケーシングの間に画成され、そしてナセ
ルとケーシングの間に半径方向に延在し両者を連結する
少なくとも一つの支持部材を有する環状ファンダクト内
に用いられる。ファンダクトは推力を発生する主空気流
を通す。本発明は次のような熱交換装置、すなわち、
（ａ）ファンダクト空気流の温度より高い温度の抽出空
気流を通す導管の形態をなし、導管の一部分がファンダ
クトに入ってそこから出るように延在するような導流手
段と、（ｂ）ファンダクト内に配置され、そして前記導
管が抽出空気流を熱交換器内部に通すように前記導管部
分の途中に設けられた熱交換器と、（ｃ）ファンダクト
内に配置され、ファンダクト主空気流の小部分をファン
ダクトから一時的に分流させそれを熱交換器の内部を通
る抽出空気流と熱伝達関係にあるように熱交換器の外面
上に通すもので、ファンダクト空気分流部分がファンダ
クトを通る主空気流に再び合流しこうして前記導管によ
り導かれる抽出空気流を冷却した後エンジン推力の発生
に用いられるようにする分流手段とからなる熱交換装置
を提供する。
の環状ナセルとケーシングの間に画成され、そしてナセ
ルとケーシングの間に半径方向に延在し両者を連結する
少なくとも一つの支持部材を有する環状ファンダクト内
に用いられる。ファンダクトは推力を発生する主空気流
を通す。本発明は次のような熱交換装置、すなわち、
（ａ）ファンダクト空気流の温度より高い温度の抽出空
気流を通す導管の形態をなし、導管の一部分がファンダ
クトに入ってそこから出るように延在するような導流手
段と、（ｂ）ファンダクト内に配置され、そして前記導
管が抽出空気流を熱交換器内部に通すように前記導管部
分の途中に設けられた熱交換器と、（ｃ）ファンダクト
内に配置され、ファンダクト主空気流の小部分をファン
ダクトから一時的に分流させそれを熱交換器の内部を通
る抽出空気流と熱伝達関係にあるように熱交換器の外面
上に通すもので、ファンダクト空気分流部分がファンダ
クトを通る主空気流に再び合流しこうして前記導管によ
り導かれる抽出空気流を冷却した後エンジン推力の発生
に用いられるようにする分流手段とからなる熱交換装置
を提供する。
【０００９】さらに詳述すると、一実施例において分流
手段は単一の仕切部材であり、他の実施例では分流手段
は１対の仕切部材である。これらの仕切部材は、熱交換
器と支持部材とから離間して両者に近接しておりそれら
とともに空気拡散通路を画成する細長い空力整形板の形
態をなし、この拡散通路をファンダクト主空気流の分流
部分が通流して熱交換器の外面上を通る。拡散通路は主
空気流と連通する入口と出口を有する。通路の入口は熱
交換器の上流側から隔たり、通路の出口は熱交換器の下
流側から隔たっている。
手段は単一の仕切部材であり、他の実施例では分流手段
は１対の仕切部材である。これらの仕切部材は、熱交換
器と支持部材とから離間して両者に近接しておりそれら
とともに空気拡散通路を画成する細長い空力整形板の形
態をなし、この拡散通路をファンダクト主空気流の分流
部分が通流して熱交換器の外面上を通る。拡散通路は主
空気流と連通する入口と出口を有する。通路の入口は熱
交換器の上流側から隔たり、通路の出口は熱交換器の下
流側から隔たっている。
【００１０】拡散通路はその入口と出口におけるより熱
交換器の位置における方が断面寸法が大きい。従って、
ファンダクト主空気流の分流部分は、通路の入口に入っ
た後熱交換器に達するまで減速し、さらに熱交換器を離
れた後通路の出口に近づくにつれて加速する。
交換器の位置における方が断面寸法が大きい。従って、
ファンダクト主空気流の分流部分は、通路の入口に入っ
た後熱交換器に達するまで減速し、さらに熱交換器を離
れた後通路の出口に近づくにつれて加速する。
【００１１】さらに、一実施例において、前記支持部材
は、エンジンを航空機翼で支えるための構造部の前部を
含む。熱交換器は仕切部材と前記構造部の前部との間に
延在する。支持部材はまた、前記構造部の前部に装着さ
れて通路の片側の境界をなすそらせ部材を含む。
は、エンジンを航空機翼で支えるための構造部の前部を
含む。熱交換器は仕切部材と前記構造部の前部との間に
延在する。支持部材はまた、前記構造部の前部に装着さ
れて通路の片側の境界をなすそらせ部材を含む。
【００１２】本発明の上記および他の特徴と利点と達成
事項を明らかにするため、次に添付図面により本発明の
実施例を詳述する。
事項を明らかにするため、次に添付図面により本発明の
実施例を詳述する。
【００１３】
【実施例の記載】以下の説明において、同符号は全図を
通じて同部分または対応部分を表す。また、以下の説明
における「前方」、「後方」、「左」、「右」、「上
方」、「下方」等の用語は便宜上の用語であって本発明
を限定するものではないことを理解されたい。
通じて同部分または対応部分を表す。また、以下の説明
における「前方」、「後方」、「左」、「右」、「上
方」、「下方」等の用語は便宜上の用語であって本発明
を限定するものではないことを理解されたい。
【００１４】全体 添付図面、特に図１に、航空機（図示せず）の従来の
ガスタービンエンジンを総体的に符号１０で示す。ガス
タービンエンジン１０は長さ方向中心線Ａと、中心線Ａ
の周りに同軸的かつ同心的に配置した環状ケーシング１
２を有する。エンジン１０にはガス発生器であるコアエ
ンジン１４が含まれ、圧縮機１６と燃焼器１８と単段ま
たは多段の高圧タービン２０とで構成され、これらの構
成部は全てエンジン１０の長さ方向中心線Ａの周囲に同
軸的に設けられ直列軸流関係に配置されている。高圧タ
ービン２０は外側環状軸２２により圧縮機１６に連結さ
れそれを駆動する。
ガスタービンエンジンを総体的に符号１０で示す。ガス
タービンエンジン１０は長さ方向中心線Ａと、中心線Ａ
の周りに同軸的かつ同心的に配置した環状ケーシング１
２を有する。エンジン１０にはガス発生器であるコアエ
ンジン１４が含まれ、圧縮機１６と燃焼器１８と単段ま
たは多段の高圧タービン２０とで構成され、これらの構
成部は全てエンジン１０の長さ方向中心線Ａの周囲に同
軸的に設けられ直列軸流関係に配置されている。高圧タ
ービン２０は外側環状軸２２により圧縮機１６に連結さ
れそれを駆動する。
【００１５】コアエンジン１４は燃焼ガスを発生するよ
うに作用する。圧縮機１６からの圧縮空気は燃焼器１８
で燃料と混合されかつ点火されて燃焼ガスを発生する。
燃焼ガスのエネルギーの一部が高圧タービン２０により
仕事用として抽出され、圧縮機１６を駆動する。残りの
燃焼ガスはコアエンジン１４から排出されて低圧パワー
タービン２４に入る。
うに作用する。圧縮機１６からの圧縮空気は燃焼器１８
で燃料と混合されかつ点火されて燃焼ガスを発生する。
燃焼ガスのエネルギーの一部が高圧タービン２０により
仕事用として抽出され、圧縮機１６を駆動する。残りの
燃焼ガスはコアエンジン１４から排出されて低圧パワー
タービン２４に入る。
【００１６】低圧タービン２４にはロータ２６が含ま
れ、内側駆動軸２８に固定されており、この軸は差動軸
受３０を介して外側駆動軸２２内に回転自在に設けられ
ている。内側駆動軸２８は、ブースタ圧縮機３４の一部
をなす前方ブースタロータ３２を支えてそれを回動す
る。圧縮機３４は前方ファン動翼列３６を支持する。
れ、内側駆動軸２８に固定されており、この軸は差動軸
受３０を介して外側駆動軸２２内に回転自在に設けられ
ている。内側駆動軸２８は、ブースタ圧縮機３４の一部
をなす前方ブースタロータ３２を支えてそれを回動す
る。圧縮機３４は前方ファン動翼列３６を支持する。
【００１７】エンジン１０には環状ナセル３８が含ま
れ、ファン動翼３６を包囲しそして静止ケーシング１２
の周囲に配置されている。ナセル３８は複数本のファン
フレーム支柱４０と出口案内羽根４２とにより支持され
ており、支柱４０と案内羽根４２はナセル３８とエンジ
ンケーシング１２とを連結し、そして両者間に画成され
た環状ファンダクト４４を横切って半径方向に延在す
る。さらに、エンジン１０は、上側パイロン５０と上側
二また分岐体５２とで構成した整形体４９のエンジン推
力支承構造体４８により片方の機翼４６の下側に支持さ
れている。
れ、ファン動翼３６を包囲しそして静止ケーシング１２
の周囲に配置されている。ナセル３８は複数本のファン
フレーム支柱４０と出口案内羽根４２とにより支持され
ており、支柱４０と案内羽根４２はナセル３８とエンジ
ンケーシング１２とを連結し、そして両者間に画成され
た環状ファンダクト４４を横切って半径方向に延在す
る。さらに、エンジン１０は、上側パイロン５０と上側
二また分岐体５２とで構成した整形体４９のエンジン推
力支承構造体４８により片方の機翼４６の下側に支持さ
れている。
【００１８】従来の熱交換装置 また図１に簡略に示すように、先行技術によるエンジ
ン１０は、総体的に符号５４で示した従来の熱交換装置
を具備する。熱交換装置５４は、エンジン１０から抽出
した高圧高温空気を冷却して航空機における様々な用途
に用いるために設けられている。従来の熱交換装置５４
は配管５６と導管５８と熱交換器６０を含み、熱交換器
６０は、上側パイロン５０と二また分岐体５２との形態
をなす推力支承構造体４８により支持される。
ン１０は、総体的に符号５４で示した従来の熱交換装置
を具備する。熱交換装置５４は、エンジン１０から抽出
した高圧高温空気を冷却して航空機における様々な用途
に用いるために設けられている。従来の熱交換装置５４
は配管５６と導管５８と熱交換器６０を含み、熱交換器
６０は、上側パイロン５０と二また分岐体５２との形態
をなす推力支承構造体４８により支持される。
【００１９】従来の熱交換装置５４の配管５６は、ケー
シング１２の排気中央体６４により支持されファンダク
ト４４内に突出しているスクープの形態の入口端６２
と、エンジン１０の上方かつ後方の上側推力支承構造体
４９の区域に配置した出口端６６とを有する。配管５６
は入口端６２でファンダクト４４と連通し、ファンダク
ト４４を通る冷却空気流の小部分を抽出して熱交換器６
０の外面上に通した後配管５６の出口端６６に導きそこ
で機外に排出する。
シング１２の排気中央体６４により支持されファンダク
ト４４内に突出しているスクープの形態の入口端６２
と、エンジン１０の上方かつ後方の上側推力支承構造体
４９の区域に配置した出口端６６とを有する。配管５６
は入口端６２でファンダクト４４と連通し、ファンダク
ト４４を通る冷却空気流の小部分を抽出して熱交換器６
０の外面上に通した後配管５６の出口端６６に導きそこ
で機外に排出する。
【００２０】先行技術装置５４の導管５８は、コアエン
ジン圧縮機１６と連通する入口端６８を有し、そこから
少ない割合の高圧高温空気流が抽出されて熱交換器６０
の内部を通り、そこで冷却されてから航空機に導かれ
る。冷却用のファンダクト抽出空気の送給に要する配管
５６の長さは様々であるが、控え目に見て、直径５イン
チの管で６フィートはあると推定される。
ジン圧縮機１６と連通する入口端６８を有し、そこから
少ない割合の高圧高温空気流が抽出されて熱交換器６０
の内部を通り、そこで冷却されてから航空機に導かれ
る。冷却用のファンダクト抽出空気の送給に要する配管
５６の長さは様々であるが、控え目に見て、直径５イン
チの管で６フィートはあると推定される。
【００２１】配管５６のこのような配置により、ファン
ダクト４４から抽出した冷却用空気は配管５６の多数の
曲げ部と湾曲部を通流した後でなければ熱交換器６０と
配管出口６６に達することはできない。このような流路
に沿う流れにより生じる摩擦抵抗の結果、冷却用抽出空
気はその冷却機能を果たした時既にその推力発生用エネ
ルギーのほとんどを失っているのでその後機外に排出さ
れる。
ダクト４４から抽出した冷却用空気は配管５６の多数の
曲げ部と湾曲部を通流した後でなければ熱交換器６０と
配管出口６６に達することはできない。このような流路
に沿う流れにより生じる摩擦抵抗の結果、冷却用抽出空
気はその冷却機能を果たした時既にその推力発生用エネ
ルギーのほとんどを失っているのでその後機外に排出さ
れる。
【００２２】本発明の熱交換装置 図２に本発明の熱交換装置を総体的に符号７０で示
す。熱交換装置７０はファンダクト４４内に出口案内羽
根４２の下流かつ推力支承構造体４８の上側二また分岐
体５２の上流に配置されている。導管５８の一部分５８
Ａがファンダクト４４に入って出るように配置され、そ
して熱交換器６０はファンダクト４４内で導管部分５８
Ａと連通するように配置されているので、導管５８は高
圧高温空気、例えば、エンジンコア圧縮機１６から抽出
した空気を新しい位置の熱交換器６０の内部に通す。熱
交換装置７０はさらに、ファンダクト空気流の小部分、
例えば約１％をファンダクト４４から一時的に分流させ
て熱交換器６０の外面上に通すための手段７２を含む。
す。熱交換装置７０はファンダクト４４内に出口案内羽
根４２の下流かつ推力支承構造体４８の上側二また分岐
体５２の上流に配置されている。導管５８の一部分５８
Ａがファンダクト４４に入って出るように配置され、そ
して熱交換器６０はファンダクト４４内で導管部分５８
Ａと連通するように配置されているので、導管５８は高
圧高温空気、例えば、エンジンコア圧縮機１６から抽出
した空気を新しい位置の熱交換器６０の内部に通す。熱
交換装置７０はさらに、ファンダクト空気流の小部分、
例えば約１％をファンダクト４４から一時的に分流させ
て熱交換器６０の外面上に通すための手段７２を含む。
【００２３】従来生じた冷却空気圧力損失は、本装置で
は皆無にならないにせよ減少する。なぜなら、分流した
ファンダクト空気を熱交換器６０に導くための配管５６
に匹敵する構造物が必要でないからである。その結果、
摩擦によるファンダクト空気損失は回避される。という
のは、エンジン推力発生用ファンダクト４４からの冷却
空気はファンダクトから分流した後、熱交換器６０の内
部を通る高温抽出空気の流れと熱伝達をなすように熱交
換器６０の外面上を短い距離流れるだけでファンダクト
４４に戻るからである。すなわち、冷却空気はファンダ
クト４４を通る主空気流と再び合流しそしてエンジン推
力の発生に用いられる。
は皆無にならないにせよ減少する。なぜなら、分流した
ファンダクト空気を熱交換器６０に導くための配管５６
に匹敵する構造物が必要でないからである。その結果、
摩擦によるファンダクト空気損失は回避される。という
のは、エンジン推力発生用ファンダクト４４からの冷却
空気はファンダクトから分流した後、熱交換器６０の内
部を通る高温抽出空気の流れと熱伝達をなすように熱交
換器６０の外面上を短い距離流れるだけでファンダクト
４４に戻るからである。すなわち、冷却空気はファンダ
クト４４を通る主空気流と再び合流しそしてエンジン推
力の発生に用いられる。
【００２４】図３と図４において、ファンダクト空気分
流手段７２は１対の仕切部材７４を含み、両部材は、熱
交換器６０の横方向の両側と、ファン支持部材の一つ、
例えば、ファンフレーム支柱４０の両側とに隣接する細
長い空力整形板の形態をなす。図３と図４の実施例にお
いて、仕切部材７４はそれらの両端のほぼ中間の位置に
おいて熱交換器６０の横方向の両側に取付けられかつ支
持されている。
流手段７２は１対の仕切部材７４を含み、両部材は、熱
交換器６０の横方向の両側と、ファン支持部材の一つ、
例えば、ファンフレーム支柱４０の両側とに隣接する細
長い空力整形板の形態をなす。図３と図４の実施例にお
いて、仕切部材７４はそれらの両端のほぼ中間の位置に
おいて熱交換器６０の横方向の両側に取付けられかつ支
持されている。
【００２５】仕切部材７４はファンフレーム支柱４０と
熱交換器６０とともに空気流拡散通路７６を画成し、こ
の拡散通路をファンダクト主空気流の小部分が分流とし
て通り熱交換器６０の外面上を通る。通路７６はファン
ダクト主空気流と連通する入口７８と出口８０を有す
る。通路入口７８は仕切部材７４の前端７４Ａとファン
フレーム支柱４０の両側との間に画成された２つの横方
向に相隔たる部分７８Ａに分割されている。入口７８は
熱交換器６０の上流側すなわち前側から隔たっている。
通路出口８０は同様に、仕切部材７４の後端７４Ｂと推
力支承構造体４８の前部４８Ａとの間に画成された２つ
の横方向に相隔たる部分８０Ａに分割されている。出口
８０は熱交換器６０の下流側すなわち後ろ側から隔たっ
ている。
熱交換器６０とともに空気流拡散通路７６を画成し、こ
の拡散通路をファンダクト主空気流の小部分が分流とし
て通り熱交換器６０の外面上を通る。通路７６はファン
ダクト主空気流と連通する入口７８と出口８０を有す
る。通路入口７８は仕切部材７４の前端７４Ａとファン
フレーム支柱４０の両側との間に画成された２つの横方
向に相隔たる部分７８Ａに分割されている。入口７８は
熱交換器６０の上流側すなわち前側から隔たっている。
通路出口８０は同様に、仕切部材７４の後端７４Ｂと推
力支承構造体４８の前部４８Ａとの間に画成された２つ
の横方向に相隔たる部分８０Ａに分割されている。出口
８０は熱交換器６０の下流側すなわち後ろ側から隔たっ
ている。
【００２６】空気流拡散通路７６はその入口７８と出口
８０の位置におけるより熱交換器６０の位置における方
が断面寸法が大きい。従って、ファンダクト主空気流の
分流部分は、入口７８を経て通路７６に入った後熱交換
器６０に達するまで減速し、さらに熱交換器６０を離れ
た後出口８０に近づくにつれて加速する。拡散通路７６
のこの逆テ−パ形状により、通路７６内のファンダクト
空気流の分流部分における摩擦損失が減り、そして分流
空気は主空気流に再び流入してエンジン推力の発生に役
立つ。
８０の位置におけるより熱交換器６０の位置における方
が断面寸法が大きい。従って、ファンダクト主空気流の
分流部分は、入口７８を経て通路７６に入った後熱交換
器６０に達するまで減速し、さらに熱交換器６０を離れ
た後出口８０に近づくにつれて加速する。拡散通路７６
のこの逆テ−パ形状により、通路７６内のファンダクト
空気流の分流部分における摩擦損失が減り、そして分流
空気は主空気流に再び流入してエンジン推力の発生に役
立つ。
【００２７】熱交換装置７０の様々な代替具体例を本発
明の範囲内で実現できる。図５には熱交換装置の第１代
替具体例を示し、この場合、一つだけの仕切部材７４を
図３と図４の好適具体例における１対の仕切部材の代り
に用いてある。その結果、ファンフレーム支柱４０の片
側だけに沿って延在する拡散通路７６の入口７８と出口
８０に一つだけの開口が存在する。すなわち、図５の装
置７０は図３と図４に示した装置の半分と実質的に同じ
である。図６と図７に示す装置７０の第２具体例では、
仕切部材７４をそれぞれの上下両端においてナセル３８
とケーシング１２に取付けてあることが唯一の違いであ
る。
明の範囲内で実現できる。図５には熱交換装置の第１代
替具体例を示し、この場合、一つだけの仕切部材７４を
図３と図４の好適具体例における１対の仕切部材の代り
に用いてある。その結果、ファンフレーム支柱４０の片
側だけに沿って延在する拡散通路７６の入口７８と出口
８０に一つだけの開口が存在する。すなわち、図５の装
置７０は図３と図４に示した装置の半分と実質的に同じ
である。図６と図７に示す装置７０の第２具体例では、
仕切部材７４をそれぞれの上下両端においてナセル３８
とケーシング１２に取付けてあることが唯一の違いであ
る。
【００２８】熱交換装置７０の他の幾つかの代替具体例
では、ファンフレーム支柱が存在しない。その代わり、
図８に示した第３代替具体例では、推力支承構造体４８
の前部４８Ａが、ファンフレーム構造体の代りに、所望
の長さ方向逆テ−パ形状を有する空気流拡散通路７６を
画成するような形状を有する。前部４８Ａと仕切部材７
４はどちらも出口案内羽根４２の形状に類似した空力形
状を有する。さらに、熱交換器６０は、単一仕切部材７
４と、構造体４８の前部４８Ａとの間の通路７６を横切
って延在する。図９に示す第４代替具体例では、推力支
承構造体４８の前部４８Ａが鈍い形状を有し、細長いそ
らせ部材８２と共に、通路７６の片側の境界をなしてい
る。熱交換器６０は仕切部材７４と構造体４８の前部４
８Ａとの間に延在し、そらせ部材８２とほぼ平行であ
る。構造体前部４８Ａの鈍い端部とそらせ部材８２は異
物そらせ手段として作用し、そして熱交換器６０の向き
は異物がそれを直撃することを防止する。
では、ファンフレーム支柱が存在しない。その代わり、
図８に示した第３代替具体例では、推力支承構造体４８
の前部４８Ａが、ファンフレーム構造体の代りに、所望
の長さ方向逆テ−パ形状を有する空気流拡散通路７６を
画成するような形状を有する。前部４８Ａと仕切部材７
４はどちらも出口案内羽根４２の形状に類似した空力形
状を有する。さらに、熱交換器６０は、単一仕切部材７
４と、構造体４８の前部４８Ａとの間の通路７６を横切
って延在する。図９に示す第４代替具体例では、推力支
承構造体４８の前部４８Ａが鈍い形状を有し、細長いそ
らせ部材８２と共に、通路７６の片側の境界をなしてい
る。熱交換器６０は仕切部材７４と構造体４８の前部４
８Ａとの間に延在し、そらせ部材８２とほぼ平行であ
る。構造体前部４８Ａの鈍い端部とそらせ部材８２は異
物そらせ手段として作用し、そして熱交換器６０の向き
は異物がそれを直撃することを防止する。
【００２９】以上、本発明の実施例を詳述したが、本発
明の範囲内で本発明の全ての実質的な利点を損なうこと
なく本発明構成部の形態、構造、構成等に様々な改変を
施し得ることはもちろんである。
明の範囲内で本発明の全ての実質的な利点を損なうこと
なく本発明構成部の形態、構造、構成等に様々な改変を
施し得ることはもちろんである。
【図１】従来のガスタービンエンジンから抽出した高温
高圧空気を冷却して航空機における様々な用途に用いる
ための従来の熱交換装置を装備したガスタービンエンジ
ンの概略的な軸方向断面図である。
高圧空気を冷却して航空機における様々な用途に用いる
ための従来の熱交換装置を装備したガスタービンエンジ
ンの概略的な軸方向断面図である。
【図２】図１に類似の概略的な軸方向断面図であるが、
ガスタービンエンジンに装備した本発明の熱交換装置を
示す。
ガスタービンエンジンに装備した本発明の熱交換装置を
示す。
【図３】図２の線３−３に沿って見た本発明の熱交換装
置の断片的な拡大縦断面図である。
置の断片的な拡大縦断面図である。
【図４】図３の線４−４に沿って見た熱交換装置の断片
的な拡大横断面図である。
的な拡大横断面図である。
【図５】熱交換装置の第１代替具体例を示す。
【図６】熱交換装置の第２代替具体例を示す。
【図７】図６の線７−７に沿って見た熱交換装置の断片
的な拡大横断面図である。
的な拡大横断面図である。
【図８】熱交換装置の第３代替具体例を示す。
【図９】熱交換装置の第４代替具体例を示す。
１０ ガスタービンエンジン １２ ケーシング １４ コアエンジン ３８ ナセル ４０ 支柱 ４２ 出口案内羽根 ４４ 環状ファンダクト ４８ 推力支承構造体 ４８Ａ 推力支承構造体前部 ５８ 導管 ５８Ａ 導管部分 ６０ 熱交換器 ７０ 熱交換装置 ７４ 仕切部材 ７６ 空気流拡散通路 ７８ 通路入口 ８０ 通路出口 ８２ そらせ部材
Claims (20)
- 【請求項１】 ガスタービンエンジンの環状ナセルとケ
ーシングと前記ナセルおよびケーシング間に半径方向に
延在しかつ両者を連結する少なくとも一つの支持部材と
により画成され推力発生用の主空気流を生成する環状フ
ァンダクトにおいて、（ａ）前記ファンダクト空気流の
温度より高い温度の抽気流と連通する導管であって、前
記ファンダクトに入ってそこから出るように延在する導
管部分を有する導管と、（ｂ）前記ファンダクト内に配
置され、そして前記導管が抽出空気流を熱交換器内部に
通すように前記導管部分の途中に設けられた熱交換器
と、（ｃ）前記ファンダクト内に配置され、ファンダク
ト主空気流の小部分を前記ファンダクトから一時的に分
流させそれを前記熱交換器の内部を通る抽出空気流と熱
伝達関係にあるように前記熱交換器の外面上に通すもの
で、前記ファンダクト空気分流部分が前記ファンダクト
を通る主空気流に再び合流しこうして前記導管により導
かれる抽出空気流を冷却した後エンジン推力の発生に用
いられるようにする分流手段とからなる熱交換装置。 - 【請求項２】 前記分流手段は、前記熱交換器と前記支
持部材とに隣接しそれらとともに空気拡散通路を画成す
る少なくとも一つの仕切部材を含み、前記通路を前記フ
ァンダクト主空気流の前記分流部分が通流して前記熱交
換器の外面上を通る、請求項１記載の熱交換装置。 - 【請求項３】 前記仕切部材は空力整形板である請求項
２記載の熱交換装置。 - 【請求項４】 前記通路は前記主空気流と連通する入口
と出口を有し、前記入口は前記熱交換器の片側から隔た
りそして前記出口は前記熱交換器の反対側から隔たって
いる、請求項２記載の熱交換装置。 - 【請求項５】 前記拡散通路はその入口と出口における
より前記熱交換器の位置における方が断面寸法が大き
く、従って、前記ファンダクト主空気流の前記分流部分
は前記入口を経て前記通路に入った後前記熱交換器に達
するまで減速しさらに前記熱交換器を離れた後前記出口
に近づくにつれて加速する、請求項４記載の熱交換装
置。 - 【請求項６】 前記仕切部材を前記熱交換器に取付けた
請求項２記載の熱交換装置。 - 【請求項７】 前記仕切部材の両端をそれぞれ前記ナセ
ルと前記ケーシングに取付けた請求項２記載の熱交換装
置。 - 【請求項８】 前記熱交換器と前記支持部材の両側に配
置した１対の前記仕切部材をさらに含む請求項２記載の
熱交換装置。 - 【請求項９】 前記支持部材は、前記エンジンを航空機
翼で支えるための構造部の前部を含む、請求項１記載の
熱交換装置。 - 【請求項１０】 前記熱交換器は前記仕切部材と前記構
造部の前記前部との間に延在しかつそれらに装着されて
いる、請求項９記載の熱交換装置。 - 【請求項１１】 前記支持部材はまた、前記構造部の前
記前部に装着され前記通路の片側の境界をなすそらせ部
材を含む、請求項９記載の熱交換装置。 - 【請求項１２】 高圧高温空気源をなすコアエンジン
と、環状ナセルと、このナセルと前記コアエンジンとの
間に半径方向に延在して両者と結合しそして前記ナセル
を前記コアエンジンの周囲にそれから外方に隔てて両者
間に環状ファンダクトを画成して推力発生用の低温空気
流路となす少なくとも一つの支持部材とを含み、そして
前記支持部材は前記低温空気流路を横切って延在するよ
うなガスタービンエンジンにおいて、（ａ）高圧高温抽
出空気源の空気を前記ファンダクトに入れてそこから出
す導流手段と、（ｂ）前記ファンダクト内に配置されそ
して前記導流手段と連通し、高圧高温抽出空気が熱交換
器内部を通るようになっている熱交換器と、（ｃ）前記
ファンダクト内に配置され、ファンダクト空気流の小部
分を前記ファンダクトから一時的に分流させそれを前記
熱交換器の内部を通る高圧高温空気と熱伝達関係にある
ように前記熱交換器の外面上に通すもので、前記ファン
ダクト空気流分流部分が前記ファンダクトを通る主空気
流に再び合流しこうして前記導流手段により導かれる高
圧高温空気を冷却した後エンジン推力の発生に用いられ
るようにする少なくとも一つの細長い仕切部材とからな
り、（ｄ）前記仕切部材は前記熱交換器と前記支持部材
とに隣接しそれらとともに空気拡散通路を画成し、この
通路を前記ファンダクト主空気流の前記分流部分が通流
して前記熱交換器の外面上を通り、前記通路は前記主空
気流と連通する入口と出口を有するようになっている熱
交換装置。 - 【請求項１３】 前記仕切部材は空力整形板である請求
項１２記載の熱交換装置。 - 【請求項１４】 前記拡散通路はその入口と出口におけ
るより前記熱交換器の位置における方が断面寸法が大き
く、従って、前記ファンダクト主空気流の前記分流部分
は前記入口を経て前記通路に入った後前記熱交換器に達
するまで減速しさらに前記熱交換器を離れた後前記出口
に近づくにつれて加速する、請求項１２記載の熱交換装
置。 - 【請求項１５】 前記仕切部材を前記熱交換器に取付け
た請求項１２記載の熱交換装置。 - 【請求項１６】 前記仕切部材の両端をそれぞれ前記ナ
セルと前記ケーシングに取付けた請求項１２記載の熱交
換装置。 - 【請求項１７】 前記熱交換器と前記支持部材の両側に
配置した１対の前記仕切部材をさらに含む請求項１２記
載の熱交換装置。 - 【請求項１８】 前記支持部材は、前記エンジンを航空
機翼で支えるための構造部の前部を含む、請求項１２記
載の熱交換装置。 - 【請求項１９】 前記熱交換器は前記仕切部材と前記構
造部の前記前部との間に延在しかつそれらに装着されて
いる、請求項１８記載の熱交換装置。 - 【請求項２０】 前記支持部材はまた、前記構造部の前
記前部に装着され前記通路の片側の境界をなすそらせ部
材を含む、請求項１８記載の熱交換装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US56113990A | 1990-08-01 | 1990-08-01 | |
| US561,139 | 1990-08-01 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04234536A JPH04234536A (ja) | 1992-08-24 |
| JPH0694817B2 true JPH0694817B2 (ja) | 1994-11-24 |
Family
ID=24240795
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21130691A Expired - Lifetime JPH0694817B2 (ja) | 1990-08-01 | 1991-07-30 | 高温抽出空気冷却用のガスタービンエンジン・ファンダクト内熱交換装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0469827A1 (ja) |
| JP (1) | JPH0694817B2 (ja) |
| CA (1) | CA2046797A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2016079982A (ja) * | 2014-10-21 | 2016-05-16 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | ガスタービンエンジン用のダクテッド熱交換器システム、およびガスタービンエンジン用の熱交換器の製造方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2734319B1 (fr) * | 1995-05-15 | 1997-07-18 | Aerospatiale | Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef |
| FR2734320B1 (fr) * | 1995-05-15 | 1997-07-18 | Aerospatiale | Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef |
| AU2001213231A1 (en) * | 2000-11-10 | 2002-05-21 | Marek Kovac | Bypass gas turbine engine and cooling method for working fluid |
| FR2889254B1 (fr) * | 2005-07-28 | 2011-05-06 | Airbus France | Turboreacteur pour aeronef, ensemble propulseur comportant un tel turboreacteur, et aeronef comportant au moins un tel ensemble propulseur |
| FR2891248B1 (fr) * | 2005-09-28 | 2009-05-01 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur |
| US7607308B2 (en) * | 2005-12-08 | 2009-10-27 | General Electric Company | Shrouded turbofan bleed duct |
| FR2902831B1 (fr) | 2006-06-27 | 2010-10-22 | Airbus France | Turboreacteur pour aeronef |
| US8516791B2 (en) | 2007-07-30 | 2013-08-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines |
| US8438835B2 (en) | 2007-07-30 | 2013-05-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines |
| FR2920483B1 (fr) * | 2007-08-30 | 2009-10-30 | Snecma Sa | Generation d'electricite dans une turbomachine |
| FR2989110B1 (fr) * | 2012-04-05 | 2016-09-09 | Snecma | Aube de stator formee par un ensemble de parties d'aube |
| FR2989108B1 (fr) * | 2012-04-05 | 2017-06-09 | Snecma | Partie de stator comportant une aube de stator et une structure de conduction thermique |
| EP2943668B1 (en) * | 2013-01-10 | 2018-04-04 | United Technologies Corporation | Gas generator with mount having air passages |
| WO2014120125A1 (en) | 2013-01-29 | 2014-08-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with lower bifurcation heat exchanger |
| BR112015023299A2 (pt) * | 2013-03-15 | 2017-07-18 | Gen Electric | método de uso de combustível criogênico e sistema de vaporização de combustível |
| US9803546B2 (en) * | 2013-10-31 | 2017-10-31 | The Boeing Company | Dual inlets for a turbofan precooler |
| US9810147B2 (en) * | 2013-10-31 | 2017-11-07 | The Boeing Company | Angled inlet system for a precooler |
| GB201408415D0 (en) | 2014-05-13 | 2014-06-25 | Rolls Royce Plc | Bifurcation fairing |
| FR3092135B1 (fr) * | 2019-01-29 | 2021-10-01 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine, telle qu’un turboreacteur d’avion |
| FR3093540B1 (fr) | 2019-03-07 | 2021-04-23 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine double flux a gaz a bras echangeur thermique |
| GB2591298B (en) * | 2020-01-27 | 2022-06-08 | Gkn Aerospace Sweden Ab | Outlet guide vane cooler |
| CN111894761A (zh) * | 2020-07-13 | 2020-11-06 | 潍坊联信增压器股份有限公司 | 一种向心式涡轮风扇喷气式发动机 |
| CN113847145B (zh) * | 2021-10-29 | 2024-07-23 | 上海磐拓航空科技服务有限公司 | 一种可用于平飞和悬停的涵道风扇入口结构 |
| CN115267163B (zh) * | 2022-06-23 | 2023-03-28 | 北京铂茵生物科技有限公司 | 一种化学发光免疫分析试剂盒装载、混匀及制冷系统 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| DE1260325B (de) * | 1966-04-01 | 1968-02-01 | Entwicklungsring Sued G M B H | Waermetauscher, z. B. fuer Klimaanlagen, fuer Flugzeuge mit Zweikreis-Strahltriebwerken |
| GB1244340A (en) * | 1968-12-23 | 1971-08-25 | Rolls Royce | Front fan gas turbine engine |
| US4254618A (en) * | 1977-08-18 | 1981-03-10 | General Electric Company | Cooling air cooler for a gas turbofan engine |
| US4914904A (en) * | 1988-11-09 | 1990-04-10 | Avco Corporation | Oil cooler for fan jet engines |
-
1991
- 1991-07-11 CA CA 2046797 patent/CA2046797A1/en not_active Abandoned
- 1991-07-29 EP EP91306923A patent/EP0469827A1/en not_active Withdrawn
- 1991-07-30 JP JP21130691A patent/JPH0694817B2/ja not_active Expired - Lifetime
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2016079982A (ja) * | 2014-10-21 | 2016-05-16 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | ガスタービンエンジン用のダクテッド熱交換器システム、およびガスタービンエンジン用の熱交換器の製造方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2046797A1 (en) | 1992-02-02 |
| EP0469827A1 (en) | 1992-02-05 |
| JPH04234536A (ja) | 1992-08-24 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
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