JPH08505682A - ガスタービンエンジン排出ガス式の防氷システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 航空機の着氷を除去及び／又は防止するシステムは、ガスタービンエンジン（１４）のテールパイプの開口部（２２）内に取り付けられた少なくも１個の熱交換器（１０、６０、６６、７２、７８）を備える。この熱交換器は、テールパイブ内に内側に向きかつテールパイプ内の高温の排出ガスと直接接触する面（４０）を有する内側板材（２６）、及びテールパイプから外側に向きかつタービンエンジンのコアのまわりを通過している冷却器空気流と直接接触する面（４３）を有する外側板材（３０）を備える。内側板材を横切るように排出ガスを指向させるために内側板材上に一連の熱交換フィン（４２）が形成され、そして、外側板材を横切るように冷却器空気を指向させるために外側板材上に一連の熱交換フィン（４４）が形成される。熱伝達流体（３４）が内側板材と外側板材との間を流れ排出ガスから熱エネルギーを吸収する。熱伝達流体は、フィルター（８２）、アキュムレーター（８４）及びポンプ（８６）システムを経て航空機の露出部分と一体の伝熱構造（６２、６４、６８、７０、７４、７６、８０）に流れる。熱伝達流体は熱エネルギーを航空機の露出部分に移動させ、航空機の着氷の減少及び防止をする。システムが作動しないときは、余分の熱エネルギーは外側板材上の熱交換フィンから冷却器空気流に移動し、熱伝達流体の蒸発又は沸騰を防止する。

Description

【発明の詳細な説明】 ガスタービンエンジン排出ガス式の防氷システム 発明の背景 発明の分野 本発明は、一般に、航空機のガスタービンエンジンの排出ガスからの熱エネル ギーを航空機の露出部分の防氷に利用する熱交換器に関する。従来の方法 航空機の露出した空気の流れる表面部分の結氷を防止しかつ氷を除去するため の技術が幾種か知られている。ある技術は、「抽気」と呼ばれるエンジン圧縮機 の排出領域からの高温の圧縮空気を利用する。利用可能なエンジン抽気の一部分 が着氷を被る種々の航空機露出部分に送られ、それから機外に排出される。かか る技術はラムフォード他の米国特許第４７８３０２６号、マクラーレン他の米国 特許第５０１１０９８号、コール他の米国特許第４６７４７１４号、トーマスの 米国特許第２５１４１０５号、パーマティアの米国特許第２５５６７３６号、ク ック他の米国特許第３９９３３２７号、プーイの米国特許第２６４５４３５号、 クルーガーの米国特許第２８６８４８３号、及びメッシンガー他の米国特許第２ ５６３０５４号に示される。 別の技術は、航空機の露出部部分と一体に形成された電気抵抗部材を使用する 。電気抵抗部材は、搭載発電機に電気接続され、航空機の露出部分を加熱する。 別の技術は、航空機の露出部分上のブラダー又はその他の機械的構造を利用す る。ブラダーは空気ポンプにより駆動され、機械的に変形して着氷を落とすよう に設計される。更に別の技術は機上に貯蔵された薬品 を利用し、氷の除去及び／又は着氷の防止のために、これを必要に応じて航空機 の露出部分に散布する。 これらの技術は航空機の露出部分における氷の防止及び／又は除去に有用であ るが、これら技術は欠点なしとはしない。 例えば、上述の圧縮機抽気はエンジン性能を損ない、従って燃料消費を増加さ せる可能性がある。燃料消費は航空機設計における重要な考察点となっている。 電気抵抗技術は電気的に複雑なシステムを必要とする。更に、電気的及び機械的 な技術は、発電機又は空気ポンプのような所要の設備を駆動するためにエンジン に負担をかける。最後に、化学的技術は航空機の総重量を増加させ、これも燃料 消費を増加させる。 航空機のある場所から熱エネルギーを取り去りこれを輸送するために熱伝達流 体を使用することが知られている。例えば、１対の板材がプレナムを形成し、こ のプレナム内に熱伝達流体を配置するように、これを縁のまわりで一緒に封鎖す る。次いで、２個の板材の内側がガスタービンエンジンの表面のような航空機の 外壁部分と接触して置かれ、エンジンの構成要素及び補機類（例えばギヤシステ ム、駆動発電機など）の過熱を防止するためにエンジンから熱エネルギーを取り 去る。この技術は、次の理由で航空機の防氷のために航空機の露出部分に熱エネ ルギーを伝達するには有効でないと信じられる。即ち、（ｉ）この技術が有効で あるために十分な熱エネルギーをエンジンの壁から取り出すためには、多数の伝 熱装置を必要とする。そして、（ｉｉ）板材の一方がエンジンの排出ガスの流れ の中に（流れと直接接触して）置かれたならば、その板材が排出ガスとの長い接 触に耐え得る材料から形成されていないと、このため急速に劣化し、更に熱伝達 流体は流体の沸騰又は蒸発を防ぐため に板材の間で継続的に動かねばならず、従って航空機の防氷が不要なときでも常 にエンジンに負荷をかけるであろう。 このため、航空機の露出部分上の着氷の防止と氷の除去のための簡単でかつ効 果的なシステム、特に航空機エンジンに大きな負荷をかけず、従ってエンジンの 燃料消費率に悪影響を与えないシステムに対する産業の要求があると信じられる 。 発明の概要 本発明は航空機の露出部分の着氷の除去及び／又は防止用の新規かつ特徴的な 方法及び装置を提供する。本発明は、航空機の露出部分を加熱するためにタービ ンエンジンの排出ガス流からの熱エネルギーを使用する。本発明は航空機の露出 部分の着氷を有効に除去及び防止する。更に、本発明は比較的簡単でかつ操作及 び維持の容易なシステムを使用する。 本発明は、好ましくは、タービンエンジンのテールパイプに形成された開口部 内に取り付けられた少なくも１個の熱交換器を備えた熱交換システムを使用する 。この熱交換器は、テールパイプ内に内側に向きかつテールパイプ内の高温の排 出ガス流と熱的接触している面を有する内側板材、及びテールパイプから外側に 向きかつタービンエンジンのコアのまわりを通過している冷却器空気流と熱的接 触をしている面を有する外側板材を備える。熱伝達流体は外側板材と内側板材と の間を流れ、排出ガスから熱エネルギーを吸収する。排出ガスからの有効な熱伝 達のために、内側板材を横切って十分な表面積を提供するように内側板材に一連 の熱交換フィンが形成される。外側板材もまた多数のフィンを備え、これらフィ ンは、熱伝達流体からの余剰熱エネルギーの取出し及び流体の蒸発又は沸騰を防 ぐ必要のあるときの冷却器空気流への熱エネルギーの 移動に十分な外側板材を横切る表面積を提供する。 熱伝達流体は熱交換器から流体導管を経てフィルター、アキュムレーター及び ポンプシステムに流れる。フィルター、アキュムレーター及びポンプシステムは 、熱伝達流体を濾過し、余剰流体を蓄積し、そしてシステム内の予定流体圧力を 維持する。熱伝達流体は航空機の露出部分と一体に形成された伝熱構造を通って 流れる。伝熱構造内の熱伝達流体は、熱エネルギーを航空機の露出部分に移動さ せ、航空機の着氷の減少及び／又は防止を行う。次いで、熱伝達流体は熱交換器 に戻り、再び排出ガスから熱エネルギーを吸収する。本発明は、従来設置された システムとの置換性が最大でかつ初期又は取替えの費用が最小であるように、通 常形式のアキュムレーター、ポンプ及びフィルター、並びに航空機の露出部分と 一体の通常の伝熱構造を使用できる。更に、圧縮空気ではなくて熱伝達流体の使 用が熱的により高効率のシステムを提供し、このシステムは熱伝達の管理に必要 な流体管理装置の数を減らし、従ってシステムの複雑性、保守及び総経費を減ら す。 このため、本発明は、航空機エンジンに大きな負荷をかけず、従ってエンジン の燃料消費率に悪影響を与えない熱交換システムを使用した航空機の有効な防氷 技術を提供する。 図面の説明 図１は本発明の原理により構成された熱交換器を有するガスタービンエンジン の図式的な斜視図である。 図２は図１の熱交換器の端部から見た断面図である。 図３は航空機の露出部分内に置かれた伝熱構造の端部から見た断面図である。 そして 図４は本発明の流れ制御システムの構成図である。 好ましい実施例の詳細な説明 まず、図面の図１及び２を参照すれば、本発明により構成された熱交換器が一 般に番号１０により示される。熱交換器は、航空機の露出部分例えばエンジン吸 気口のカウルとナセル、翼の前縁とスラット、昇降舵、方向舵、水平尾翼とエル ロン、及びその他の航空機の適切な部分の除氷又は防氷のため、一般に１４で示 されたガスタービンエンジンからの排出ガスから熱エネルギーを取り出すように システム内に組み込まれる。ガスタービンエネルギーは、少なくも部分的にエン ジンカウル２１により囲まれた圧縮機、燃焼室及びタービン（図示せず）から、 外方に伸びている円錐台状又は円筒状のテールパイプ２０を備えることが普通で ある。高温のタービン排出ガスＧは、公知の方法で反作用推進ジェットの形でテ ールパイプから排出される。更に、より大きな推進力を与えるために、エンジン 中心部とエンジンカウルとの間の環状の空間から冷却器ファンによる空気流Ｃが 排出される。タービンエンジンの詳細は簡潔のためこの説明及び図面からは省略 されるが、いずれにしろ通常の技術者によく知られている。 以下の説明を読めば通常の技術者に明らかであるように、本発明の熱交換器１ ０は、いかなる通常のガスタービンエンジンにもこれを使用することができる。 更に、図面には熱交換器が１個だけしか示されないが、航空機に複数の熱交換器 、例えば（航空機が複数個のエンジンを持つとして）航空機の各タービンエンジ ンに１個の熱交換器として複数の熱交換器を使用できること、或いは各エンジン についてテールパイプの周囲に配置された２個又はそれ以上の熱交換器を使用し 得ることが予想され る。熱交換器の数と位置とは航空機の熱伝達についての要求事項、並びに特定の 航空機の構造に依存するであろうが、以下詳細に説明されるであろうように、本 発明は航空機の露出部分に移動させる熱エネルギーの吸収に要する熱交換器及び 流体制御装置の数を最小にする。 熱交換器１０は、エンジンのテールパイプ２０の側壁に形成された開口部２２ 内に取り付けられることが好ましい。開口部２２はテールパイプの壁を完全に貫 通して伸び、かつエッジ２２ａ、２２ｂ及び２２ｃを持ち、これらは熱交換器１ ０とほぼ同じ寸法と形の開口部を定める。熱交換器１０は開口部全体にわたって 伸びてこれを被覆し、そして囲んでいるテールパイブの壁に通常の形式の固定具 （例えば、ボルト、リベット、溶接など）を用いて取り付けられる。更に、必要 であるならば、熱交換器を囲んでいるテールパイプに確実に取り付けるためにフ ランジ及び／又は取付け用ブラケット（図示せず）を使用することができる。 熱交換器１０は内側板材２６と外側板材２８とを備え、これらは、熱伝達流体 が通過して流れるハウジング又は容器を一緒に形成する。図１に示されるように 、熱交換器は円錐台テールパイプのセグメントの形状を持つ。内側板材２６と外 側板材２８とは、テールパイプ２０と実質的に同一面となりかつ排出ガスの流れ に対する空気力学的抵抗又はその他の外乱を防ぐために、テールパイプと同じ表 面形状を持つことが好ましい。熱交換器は、特にテールパイプが円筒状である場 合に、完全な又は部分的なカラー又はリングがテールパイプを取り巻くようなそ の他の形状を持つことができる。好ましい実施例においては、熱交換器１０は１ ８０°以下の円周を通って伸び、かつその円周方向寸法より少なくも５０％大き い軸方向長さを持つ。一般に、熱交換器は、これが基本的にテ ールパイプ側壁の一部分を形成するように、テールパイプのセグメント又は部分 と適合するように形成される。 複数個の熱交換器が使用される場合も、各熱交換器は、これをテールパイプの 周囲のまわりに間隔を空けて置かれた個別の開口部内に取り付けることができる 。例えば、熱交換器１０と同じ第２の熱交換器（図１には示されないが図４に示 される）を、テールパイプ２０の熱交換器１０とは直径方向反対側の開口部（図 示せず）内に熱交換器１０と同じ方法で配置することができる。或いは、各熱交 換器を互いに隣接した関係で同じ開口部内に取り付けことができる。 更にまた、熱交換器（又はその構成板材の一方）は、これをテールパイプの製 造中にテールパイプと一体に形成でき、この場合、熱交換器はテールパイプの予 定された部分を含むであろう。もし熱交換器が（開口部内に取り付けられるので はなく）テールパイプと一体に形成されれば、内側板材又は外側板材のどちらか をテールパイプ側壁と一体に形成し、もう一方の板を第１の板材に（鑞付け、溶 接などで）固定し、熱伝達流体用のプレナムを形成することができる。熱交換器 及び／又はテールパイプに対するこの変更は、本明細書を閲読し本発明の原理を 理解した熟練技術者には明らかであろう。 いずれの場合も、熱交換器の板材２６、２８はタービンエンジンのテールパイ プ内の高温の排出ガスにより長時間劣化しないようにこれに耐え得る材料で形成 されることが好ましい。好ましくは、この材料はインコネル６００又は６２５合 金のいずれかである。内側板材及び外側板材は、（テールパイプの形状に依存し て）実質的に平行でかつ湾曲した関係で互いに近接して伸び、更に一般に３４で 示されたプレナムを形成す るように周囲を回って一緒にシールされ、熱伝達流体はこのプレナムを通って流 れる。 熱交換器の内側板材２６は、熱交換器がタービンエンジンに取り付けられたと きにテールパイプ内の排出ガスと直接接触する外面４０を持つ。内側板材は、外 面と一体に形成されかつテールパイプの内部に半径方向内向きに伸びている多数 のフィン又は羽根４２を備える。フィン４２の各は一般に平らで平行な側壁面４ ２ａを有し、この側壁面は平らな端部壁面４２ｂで終わり、熱交換器のまわりに 円周方向で等間隔に置かれ、換言すればテールパイプの長手方向軸線に沿って伸 びている。図示のように、フィンはテールパイプの末端に向かって僅かに内向き にテーパーになっているが（図１参照）、このフィンは内側板材に沿ってＶ字形 の溝を形成するように内向きになお鋭くテーパーを付けることもできる。或いは 、テールパイプが円錐台でなくて円筒状であるならば、フィンはテールパイプの 長さに沿って互いに間隔を空けて平行に伸びることができる。本質的には、フィ ンはテールパイプを通る排出ガスの方向で伸びるような形状にされる。フィンは 、排出ガスの流れを熱交換器の表面４０に沿って導き、排出ガスがテールパイプ から出るときのガスによる熱伝達を最大にする増加された面積を提供する。 外側板材３０も同様に外面４３を等間隔で横切る多数の羽根又はフィン４４を 備える。外側板材のフィン４４は内側板材のフィンと同じ方法で形成され、平ら な端部壁面４４ｂで終わる平らで一般に平行な側壁面４４ａを持つ。外側フィン ４４はテールパイプ２０の外面を横切る冷却用空気の流れの方向で熱交換器に沿 って長手方向に、換言すればテールパイプの長手方向軸線に沿って伸びることが 好ましい。外側フィン４４ も、冷却空気の流れを外側板材の表面を横切る環状のカウルを通過するように向 けるために溝を形成する。 内側板材２６のフィン４２は、好ましくは、外側板材３０のフィン４４よりも 大きな距離を内側板材から半径方向外向きに伸びる。内側板材２６を横切る熱伝 達及び流れの制御のための外向き表面積は、外側板材３０に対するものよりも大 きい。言い換えれば、熱エネルギーは、熱伝達流体から外側板材を経て冷却空気 流に至るよりも迅速に、排出ガスから内側板材を経て熱伝達流体に移動するであ ろう。この理由は二つある。第１に、ここにより詳細に説明されるであろうよう に、内側板材は、熱エネルギーを航空機の露出部分に移動させ得るため、タービ ンエンジンを通って流れている冷却器空気に外側板材経由で失われるであろうよ り多くの熱エネルギーを排出ガスから吸収するであろう。第２に、熱伝達流体が 流れないとき（即ち、システムが非作動のとき）は、熱伝達流体内の余分な熱エ ネルギーは外側板材を経て冷却器空気に移動し、流体の沸騰又は蒸発を防止する 。或いは、同じ効果を得るために、熱が外側板材より内側板材を通してより急速 に移動するように、内側板材２６は、これを外側板材を形成している材料より熱 伝導率の大きい材料で形成することができる。この場合は、外側板材を通してよ りも内側板材を通してより大きな伝熱を達成しながら、外側板材上のフィンを内 側板材上のフィンと同じ半径方向距離だけ外向きに伸ばすこともできる。各板材 の外向き面の面積と各板材用の材料の熱伝導率との積が外側板材２８に対してよ りも内側板材２６に対して相当に大きい（好ましくは少なくも２０％大きい）こ とが好ましい。 熱伝達流体３４は、内側板材２６の内面と外側板材３０の内面との間 を流れ、両者間の熱伝達を提供する。熱伝達流体３４は、ダウケミカル社より入 手可能なダウサームＧ（D0W Therm G）又は熱を効果的に吸収しかつ沸点及び蒸 発点の比較的高いその他の流体のような非圧縮性流体であることが好ましい。熱 伝達流体は密度及び比熱が大きいので、熱を効果的に伝えるためには、圧縮され た空気（抽気）を使用しているシステムと比較して比較的少量の流体しか必要で ない。更に、非圧縮性の熱伝達流体は熱エネルギーの伝達に熱的により効率よく 、従って熱エネルギーの伝達のためには、より小さな流体ダクト及びより小さな 流量を要する。 熱交換システムは、更に、図３に示されたような航空機の露出部分と一体に形 成された伝熱構造を備える。伝熱構造は、好ましくは、航空機の外側シート又は 壁５２と内側シート又は壁５４との間を伸びているハニカム（又は波状）の構造 ５０を備える。ハニカム構造は、好ましくは、一連の長手方向の邪魔物のない溝 又は通路５６を形成するように内壁及び外壁に鑞付け又は溶接された軽量アルミ ニウムより形成される。熱伝達流体は、ハニカム構造の通路５６を通って流れ、 熱エネルギーを航空機の露出部分に移動させる。ハニカム構造は大きな伝熱面積 を提供し、航空機の露出部分に迅速かつ効果的に熱を移動させる。伝熱構造のこ の一般形式のより詳細な説明は、プーイの米国特許第２６４５４３５号が参照さ れる。航空機の防氷すべき露出部分におけるその他の伝熱構造、例えばクック他 の米国特許第３９９３３２７号、パーマティアの米国特許第２５５６７３６号、 トーマスの米国特許第２５１４１０５号、コール他の米国特許第４６７４７１４ 号、マクラーレン他の米国特許第５０１１０９８号、及びラムフォード他の米国 特許第４７８３０２６号に示 されたような構造も、これらを本発明に使用することができる。熟練技術者に明 らかなように、本発明の伝熱構造は、熱伝達流体が防氷すべき航空機の露出部分 に熱エネルギーを直接移動させ得るような伝熱構造のものである限り、好ましく は市場で入手可能な種々の設計のものとすることができる。 熱交換システムの説明図が図４に示される。例示のために、１対の熱交換器が 左右のタービンエンジンのテールパイプ内に取り付けられたとして図示される。 しかし、前述のように、熱交換器（及び伝熱構造）の数と位置とは航空機の特定 の熱伝達要求に応じて変更できる。いずれにしろ、熱交換器及び伝熱構造は一連 の流体導管、即ち高圧高温用パイプ及び／又はホースによりシステム内で互いに 流体的に連結される。例えば、一方の左エンジンテールパイプ熱交換器６０は左 翼６２及び左ナセル６４の双方と（並列で）互いに流体連結することができ、一 方、他方の左エンジンテールパイプ熱交換器６６は左昇降舵６８及び方向舵７０ の双方と（並列で）互いに流体連結することができる。更に、一方の右エンジン テールパイプ熱交換器７２は右翼７４及び左ナセル７６の双方と（並列で）互い に流体連結することができ、一方、他方のエンジンテールパイプ熱交換器７８は 右昇降舵８０及び方向舵７０の双方と（並列で）互いに流体連結することができ る。図示のように、流体の入り口導管と出口導管とは、好ましくは、通常の高圧 流体連結具を用いて各熱交換器の両端に連結される。上述の連結は熱伝達の要求 及び航空機の構造に依存して変更し得ることは言うまでもない。 熱交換器からの加熱された流体は、航空機の露出部分の伝熱構造を通り、更に フィルター、アキュムレーター及びポンプシステムを通過する。 各流体アキュムレーター及びポンプシステムは、熱伝達流体内の不純物を濾過す る流体フィルター８２、流体の温度・密度特性に応じて余分の流体を蓄積するア キュムレーター８４、及びシステム内の流体圧力を維持するポンプ８６を備える 。フィルター、アキュムレーター及びポンプは、好ましくは、本発明の出願人を 含んだ多くの異なった供給元により製造される通常の市販の構成要素である。フ ィルターは５０ミクロンフィルターであること、ポンプは直流270Vの可変速度遠 心ポンプであること、各アキュムレーターは本発明の出願人より入手し得るメタ ルベロウズ（Metal Bellows）アキュムレーターであることが好ましい。 適切な温度センサー８８及び圧力センサー８９がシステム内の選定された位置 に置かれて、システムの作動と効率とを感知し、操縦席における表示用の出力情 報、及びシステムのポンプ８６とその他の構成要素を制御するマイクロプロセッ サー９０への入力を提供する。更に、逆止め弁９１と常時閉鎖形の遮断弁９２と が、熱交換器を通って伝熱構造に至り更に熱交換器に戻る熱伝達流体の適正な流 れ方向を与える。更に、複数基エンジンの航空機のエンジンの１基が故障した場 合は、一時的に除氷と防氷とを維持するため、その他のエンジンの熱交換器から 全システムを通る流体の流れを提供するように遮断弁９２を開くことができる。 温度センサーと圧力センサー、逆止め弁と遮断弁もまた、好ましくは、多数の異 なった供給元により製造される通常の市販の構成要素である。流体の流れを与え る上述のシステムは実際に比較的簡単である（従って保守と修理とが容易である ）が、このシステムはエンジン故障の場合に効果的に除氷と防氷とを維持する固 有の冗長性を持つ。 航空機が防氷を必要としたとき、ポンプ８６は、熱交換器６０、６６、 ７２、７８を通して熱伝達流体を動かすように作動させられる。熱伝達流体はテ ールパイプ２０内の排出ガスから熱エネルギーを吸収し、これを航空機の適切な 露出部分の伝熱構造６０、６２、６４、７０、７４、７６、８０に移動させる。 熱伝達流体は、熱交換器１０の外側板材４３上のフィン４４を通る冷却器空気に 幾らかの熱エネルギーを失うが、システムを通過する熱伝達流体の運動並びに外 側板材と比較した内側板材のフィンの相対寸法及び熱伝達容量のため、この熱損 失の量は本発明によるシステムの防氷性能を低下させない。熱伝達流体は伝熱構 造から熱交換器を通って戻り再び排出ガスから熱エネルギーを吸収する。 好ましくは、熱伝達流体は、これが熱交換器から出るときに少なくも204℃（4 00°Ｆ）に加熱され、熱交換器への戻りの際に防氷すべき表面の伝熱構造から出 るときの約38℃（約100°Ｆ）に冷却される。更に、システム内の圧力は、好ま しくは約3.4×10⁶N/m²（34psia）と約5.1×10⁶N/m²（50psia）との間に維持され 、そして流量は約38kg/min（83lbs/min）に維持される。ポンプ流量は、これら 概略の圧力、温度及び流量を維持するように調整することができる。かかるシス テムは、排出ガスを8.77×10⁵N/m²（8.66psia）及び40.6kg/min（98.5lbs/min） において538℃（1000°Ｆ）としたとき、1.03m（各側当たり0.512m（40インチ（ 各側当たり20インチ））の長さにわたる3.15m（123インチ）直径のエンジンカウル における0.39mm（0.100インチ）厚の氷層を効果的に溶かすことが見いだされた 。 熱伝達流体がテールパイプにおける熱エネルギーを吸収するためタービン排出 ガスは幾らか冷却されるが、この冷却はエンジンの推力に負の影響を与えない。 更に、エンジンはポンプ駆動のため周期的に強制されるが、エンジンの効率は、 例えばエンジンの圧縮機からの抽気を使用す る従来の技術のような大きさには低下しないと信じられる。本質的に、本発明は 、他の技術におけるように推力エンジンからではなくタービンエンジンからの廃 熱の使用により多く関係する。 航空機が防氷を必要としなくなったときは、ポンプはエンジンの負荷を減らす ように作動を停止し、従って燃料を節約する。熱交換器内の流れていない熱伝達 流体は、エンジンコアのまわりを流れている冷却器空気の流れに余分な熱エネル ギーを移動させている外側板材上のフィンのため、液体の沸騰点又は蒸発点より 低い受容し得る温度に保たれる。従って、外側板材上のフィンは、事実上、熱交 換システム用の温度調整装置として作用する。 従って、上述のように、本発明は、航空機の着氷の除去及び防止用の簡単であ るが効果的なシステムを提供する。本発明によるシステム及び装置は有能であり エネルギーに大きい負荷をかけない。 本発明の原理、好ましい実施例及び作動モードが以上において説明された。し かし、ここに保護されるべき本発明は、図面に関して行われ説明された特別の形 式に拘束され限定されるものではない。請求項に説明された本発明の精神及び範 囲から離れることなく技術者により変更及び変化を行うことができる。

【手続補正書】特許法第１８４条の７第１項 【提出日】１９９５年３月２８日 【補正内容】 ４．前記内側板材上の前記フィンが、一般にタービンエンジンにおける排出ガス の流れの方向で伸びかつ排出ガスをタービンエンジンからテールパイプを通るよ うに向け、かつ前記外側板材上の前記熱交換フィンが、一般に、タービンエンジ ンを通過している冷却器空気の流れの方向で伸びかつ冷却器空気の流れをエンジ ンを通過するように向けるように、排出ガス熱交換器がエンジンテールパイプに 形成された開口部（２２）内に取り付けられ、更に前記内側板材と外側板材とが 前記タービンエンジンのテールパイプの形状と一般に一致することを特徴とする 請求項３の排出ガス熱交換器。 ５．前記熱伝達流体が非圧縮性流体よりなることを特徴とする請求項４の排出ガ ス熱交換器。 ６．航空機のタービンエンジン（１４）に取り付けられた少なくも１個の熱交換 器（１０、６０、６６、７２、７８）を有し、 各熱交換器が第１の表面（４０）、第２の表面（４３）及び各熱交換器内に入 れられた内面及び外面の両者と熱伝達関係にある熱伝達流体（４３）を有する航 空機用の熱交換システムであって、 熱伝達流体を濾過するためのフィルター（８２）、余分な熱伝達流体を蓄積す るためのアキュムレーター手段（８４）、及びシステム内の予定の流体圧力を維 持するためのポンブ（８０）； 航空機の露出部分を通る熱伝達流体を指向させて熱伝達流体と航空機の露出部 分との間で熱エネルギーを移動させる、航空機の露出部分（６２、６４、６８、 ７０、７４、７６、８０）と一体の伝熱構造（５０）；及び 前記熱交換器、フィルター、アキュムレーター、ポンプ、及び伝熱構 造を相互に流体連結する流体導管であって、各熱交換器がタービンエンジンのテ ールパイブ（２０）と一体であり、各熱交換器の第１の面がテールパイプ内に内 側を向きかつテールパイプ内の排出ガスと接触してこれから熱を吸収し、更に第 ２の面がテールパイプから外側を向きかつタービンエンジンを通る冷却器空気の 流れと接触してこれに余剰の熱を移動させることを特徴とする流体導管 を備えた熱交換システム。 ７．各熱交換器がタービンエンジンテールパイプの開口部内に取り付けられるこ とを特徴とする請求項６の熱交換システム。 ８．各熱交換器が、テールパイプ内のエンジン排出ガスと接触している面（４０ ）を有する内側板材（２６）、及びタービンエンジンを通過する冷却器空気の流 れと接触している面（４３）を有する外側板材（３０）を備え、そして前記熱伝 達流体が前記内側板材と前記外側板材との両者の間を流れかつこの両者と熱伝達 関係にあることを特徴とする請求項７の熱交換システム。

───────────────────────────────────────────────────── 【要約の続き】 熱エネルギーを航空機の露出部分に移動させ、航空機の 着氷の減少及び防止をする。システムが作動しないとき は、余分の熱エネルギーは外側板材上の熱交換フィンか ら冷却器空気流に移動し、熱伝達流体の蒸発又は沸騰を 防止する。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．間にプレナムを定める内側板材（２６）と外側板材（３０）とを有し、内側 板材と外側板材との間に形成されたプレナム内に熱伝達流体（３４）が配置され 、前記熱伝達流体が両板材間で熱エネルギーを移動させ得るように内側板材の内 面及び外側板材の内面と熱交換をする関係にあるタービンエンジン（１４）のテ ールパイプ（２０）の排出ガス熱交換器（１０、６０、６６、７２、７８）にお いて、前記内側板材は内側板材の外面（４０）から離れるように伸びている熱交 換部材（４２）を有し、前記外側板材は外側板材の外面（４３）から離れるよう に伸びている熱交換部材（４４）を有し、前記内側板材上の前記熱交換部材は排 出ガスの流れをタービンエンジンから内側板材の外面を横切るように向け、これ との間の熱伝達を可能とする通路を形成し、前記内側板材はタービンエンジンか らの排出ガスによる劣化に耐え得る材料より形成され、前記外側板材上の前記熱 交換部材はタービンエンジンを通過する冷却器空気流を外側板材の外面を横切る ように向け、これとの間の熱交換を可能とする通路を形成することを特徴とする 排出ガス用の熱交換器（１０、６０、６６、７２、７８）。 ２．前記内側板材上及び前記外側板材上の前記熱交換部材がそれぞれの板材と一 体に形成されかつこれから外部に伸びている熱交換フィンを備え、前記内側板材 上の前記熱交換フィンが外側板材上の熱交換フィンよりもより半径方向外向きに 大きく伸びることを特徴とする請求項１の排出ガス熱交換器。 ３．内側板材上の前記熱交換フィンが互いに等間隔で離されかつ一般に同じ方向 に伸び、更に外側板材上の前記熱交換フィンも互いに等間隔に 離されかつ一般に同じ方向に伸びることを特徴とする請求項２の排出ガス熱交換 器。 ４．前記内側板材上の前記フィンが、一般にタービンエンジンにおける排出ガス の流れの方向で伸びかつ排出ガスをタービンエンジンからテールパイプを通るよ うに向け、かつ前記外側板材上の前記熱交換フィンが、一般に、タービンエンジ ンを通過している冷却器空気の流れの方向で伸びかつ冷却器空気の流れをエンジ ンを通過するように向けるように、排出ガス熱交換器がエンジンテールパイプに 形成された開口部（２２）内に取り付けられ、更に前記内側板材と外側板材とが 前記タービンエンジンのテールパイプの形状と一般に一致することを特徴とする 請求項３の排出ガス熱交換器。 ５．前記熱伝達流体が非圧縮性流体よりなることを特徴とする請求項４の排出ガ ス熱交換器。 ６．航空機のタービンエンジン（１４）に取り付けられた少なくも１個の熱交換 器（１０、６０、６６、７２、７８）を有する航空機用の熱交換システムであっ て、 各熱交換器が第１の表面（４０）、第２の表面（４３）及び各熱交換器内に入 れられた内面及び外面の両者と熱伝達関係にある熱伝達流体（４３）を有し； 熱伝達流体を濾過するためのフィルター（８２）、余分な熱伝達流体を蓄積す るためのアキュムレーター手段（８４）、及びシステム内の予定の流体圧力を維 持するためのポンプ（８０）； 航空機の露出部分を通る熱伝達流体を指向させて熱伝達流体と航空機の露出部 分との間で熱エネルギーを移動させる、航空機の露出部分 （６２、６４、６８、７０、７４、７６、８０）と一体の伝熱構造（５０）；及 び 前記熱交換器、フィルター、アキュムレーター ポンプ、及び伝熱構造を相互 に流体連結する流体導管であって、各熱交換器がタービンエンジンのテールパイ プ（２０）と一体であり、各熱交換器の第１の面がテールパイプ内に内側を向き かつテールパイプ内の排出ガスと接触してこれから熱を吸収し、更に第２の面が テールパイプから外側を向きかつタービンエンジンを通る冷却器空気の流れと接 触してこれに余剰の熱を移動させることを特徴とする流体導管 を備えた熱交換システム。 ７．各熱交換器がタービンエンジンテールパイプの開口部内に取り付けられるこ とを特徴とする請求項６の熱交換システム。 ８．各熱交換器が、テールパイプ内のエンジン排出ガスと接触している面（４０ ）を有する内側板材（２６）、及びタービンエンジンを通過する冷却器空気の流 れと接触している面（４３）を有する外側板材（３０）を備え、そして前記熱伝 達流体が前記内側板材と前記外側板材との両者の間を流れかつこの両者と熱伝達 関係にあることを特徴とする請求項７の熱交換システム。 ９．前記内側板材と外側板材の各がそれぞれの板材から半径方向で離れるように 伸びている熱交換フィン（４２、４４）を有し、前記内側板材上の前記熱交換フ ィンは排出テールパイブ内に内向きに伸び、そして前記外側板材上の前記熱交換 フィンは前記排出テールパイブから外向きに伸びていることを特徴とする請求項 ８の熱交換システム。 １０．各熱交換器、フィルター、アキュムレーターとポンプシステム、 伝熱構造、及び流体連結具が閉鎖流体システムを定めることを特徴とする請求項 ９に熱交換システム。 １１．前記熱伝達流体が非圧縮性流体よりなることを特徴とする請求項１０の排 出ガス熱交換器。 １２．第１の面上の熱交換フィンがテールパイプ内の排出ガスと直接接触し、か つ第２の面上の熱交換フィンがタービンエンジンを通過している冷却器空気の流 れと直接接触していることを特徴とする請求項１１の熱交換システム。 １３．高温の燃焼ガスを受け入れこれを排出する排出ガステールパイプ（２０） 、前記テールパイプの半径方向外側に配置された環状のカウル部分、前記カウル の半径方向内側でかつ前記排出ガステールパイプの半径方向外側の冷空気流路、 及び排出ガス熱交換器（１０、６０、６６、７２、７８）を備え、前記排出ガス 熱交換器が前記排出ガステールパイプ内の燃焼ガスと熱交換する第１の面（４０ ）及び前記第１の面の半径方向外側の第２の熱交換面を有し、外側熱交換板材（ ３０）が冷空気流路内の空気と熱交換する第１の熱交換面（４３）及び前記第１ の熱交換面より半径方向内側の第２の熱交換面を有し、更に前記内外の熱交換板 材上の前記第２の熱交換面が共同作用して閉鎖されたプレナムを形成し、そして 熱伝達流体（３４）が内外の熱交換板材の間で熱エネルギーを移動させるため にプレナム内に配されている ことを特徴とするタービンエンジン（１４）。