JPS60140059A - 気体循環型の冷却機構 - 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】 本発明は航空機キャビン等に圧縮された冷却気体を供給
するタービン駆動の気体循環型の冷却機構に係り、尚詳
細には共通の駆動シャフトに装荷されたコンプレッサと
タービンとの間にファンが配設され、且タービンを駆動
する圧縮空気の如き気体によりシャフトのジャーナル並
びにスラスト軸受をも潤滑する独特の構成の冷却用のタ
ービンを包有した冷却機構に関する。

圧縮された冷却気を航空機キャビンへ供給する空気循環
型の冷却機には共通のシャフトに装着される３つの主要
部材、即ちファン、タービン並びにコンプレッサが包有
されている。ファンはシャフトの一端部に装置され、一
方コンブレッサ並びにタービンはシャフトの他方に装置
されている。

シャフトの軸受は通常、周知の潤滑油供給装置を用いて
行なわれる。この場合軸受はファンを通過する高温のラ
ム空気から離間して位置するようにラム空気ダクト外部
に配置されると共に、ファンは駆動シャフトのラム空気
ダクト内への突出端に固定される。

冷却機の作動中、航空機の推力エンジンのコンプレッサ
から放出される放出気がラム空気ダクト内の第１の熱交
換器を通過して冷却機のコンプレッサの流入口に流入す
る。冷却機のコンプレッサから送出される圧縮された放
出気はラム空気ダクト内において第１の熱交換器に連設
された第２の熱交換器および除湿機構を経てタービンに
流入し、これによりタービンが回転駆動されると共に、
共通の駆動シャフトを介してコンプレッサ並びにファン
が回転駆動される。更にタービンにおいて膨張されて冷
却された空気は温度調節された冷却気として航空機のキ
ャビンに対し送入される。

この場合ファン並びに駆動シャフトの一部はラム空気ダ
クト内において第１．第２熱交換器の下方に配設され、
一方共通の駆動シャフトに装荷されるコンプレッサ並び
にタービンはラム空気ダクト外に配設される。ファンが
タービンによって回転駆動されると、外気がラム空気ダ
クトの流入部から導入され、２つの熱交換器並びにファ
ンに対し流動してラム空気ダクトの流出部から外部へ放
出される。この構成においてはタービンにより駆動され
るファンは２つの熱交換器を冷却するように作動する必
要があり、タービンに相対的に大きな負荷が加わりつ＼
２つの熱交換器に対し外気の連続的な流動が行なわれる
。

上述の従来の空気循環型の冷却機構は構成が簡潔で、あ
る程度良好な動作を実現するものの、問題点が多かった
。先ずファンをコンプレッサ並びにタービンから離間し
てシャフトに装着することになるため、コンプレッサ並
びにタービンにおける最高回転速度が制限され、延いて
はこれらの設計にも制約が加わる問題があった。即ち従
来のファンはコンプレッサないしはタービンに比し回転
（９） 速度の限界値が低く、従ってこれと連動するコンプレッ
サ並びにタービンの最高回転速度も規定されることにな
り、コンプレッサ並びにタービンを通過する放出気の流
速が両者の回転速度がファンの最大に許容される速度限
界値を越えないようにコンプレッサ並びにタービンの大
きさあるいは形状に設計しなければならなかった。これ
に伴い必然的にコンプレッサ並びにタービンの作動効率
が損われることにもなっていた。

またファンは２つの熱交換器から４５０°Ｆ（約２３２
°Ｃ）の高温を受けるため充分な耐熱性を持たせる必要
があり、且高回転時にシャフトに過度の応力が加わらな
いようにチタン等の特に軽量の金属で作る必要があり、
空気循環型の冷却機の製造コストが高くなる問題があっ
た。

更に、従来の冷却機においては潤滑油軸受をラム空気ダ
クト内の高温の熱交換器から隔絶する必要がある。即ち
上述の如くファン並びにシャフトの一部を除いて冷却機
の本体をラム空気ダクトの外部に設置しなければならず
、従ってラム空気ダ（１０） クトに対し冷却機本体を並置するがら機構全体の幅が大
きくなる問題があった。

しかして本発明は従来の空気循環型冷却機に伴う諸問題
を解決し得る空気循環型の冷却機構を提供することを目
的とする。

この目的を実現するため本発明による空気循環型の冷却
機は共通の駆動用のシャフトに沿って互いに離間して配
列される各ハウジング内に設けられたコンプレッサとタ
ービンとファンとを包有しており、特にシャフトの両端
に装置されたコンプレッサとタービンとの間にファンが
配置される。

またシャフトに対する支承はハウジング内に配設された
気体ホイル軸受によって実現される。空気循環型の冷却
機の作動中当該気体ホイル軸受はタービンを回転させる
圧縮されたコンプレッサがらの放出気により潤滑される
。即ち後述するように第２のラム空気ダクト部に配設さ
れた熱交換器から流出する放出気はタービンハウジング
内に流入し、主流がタービンに対し流動すると共に、一
部が気体ホイル軸受を収容した小空間を通過して気体ホ
イル軸受を潤滑した上、ファンハウジングに流入せしめ
られた後流出口から放出される。

本発明においては上記の如くファンをコンプレッサとタ
ービンとの間に配設するから、本発明におけるラム空気
ダクトとファンハウジングの連結をコンプレッサとター
ビンとの間において構成でき、特にコンパクトな冷却機
構を提供できる。また本発明によれば、中央のファンハ
ウジングがシャフトの軸線方向において流入側と流出側
に二分されており、両者を相対的に回動させて接合でき
、空気循環型の冷却機を多様なラム空気ダクトの形態に
適合させるようにファンハウジングの流入口並びに流出
口を好適に位置させ得る。

更に放出気によって潤滑される気体ホイル軸受を採用す
ることにより、本発明の空気循環型の冷却機構によれば
従来のものに比し顕著な利点を有する。即ちファンがシ
ャフトの端部に片持ち支持されることなくコンプレッサ
とタービンとの間に装着されるので、ファンの最大許容
回転速度を増大でき、コンプレッサ並びにタービンに対
し格別の制限が加えられることがなく、両者を作動効率
が充分増進されるような効果的な形状にすることができ
る。且またファンをコンプレッサとタービンとの間に配
設することによりシャフトをコンプレッサとタービンハ
ウジングとの距離以上に延長する必要がなく、従来のよ
うにコンプレッサないしはタービンを通過する空気流量
に制限が加わらず、更にシャフトの径を従来のものに比
して相尚大にできるから高速回転時に生ずる応力に充分
対抗できる強度を持たせ得る。

以下本発明を添付の図面に沿って説明する。

第１図には航空機における推力エンジンのコンプレッサ
からの圧縮放出気１４を用いて航空機キャビン１２へ温
度調整された空気を供給する既知の空気循環型の冷却機
構１０が示される。冷却機構１０には駆動シャフト１８
と駆動シャフト１８の左端に取り付けられたタービン２
０と、駆動シャフト１８の右端に固着されたファン２２
と、タービン２０とファン２２の中間に作動可能に装着
されたコンプレッサ２４とを有する空気循環型の（１３
） 冷却機１６が包有されている。

ファン２２はタービン２ｏ並びにコンプレッサ２４から
離間して駆動シャフト１８に片持ち支持され、且ラム空
気ダクト２６内において並設された熱交換器２８　、３
０の下方に配置される。このファン２２を作動すること
により外気３２が、弁体と湿潤装置とを並置して構成さ
れるようなパルプ・加湿装置３６により流入量が調節さ
れっ＼ラム空気ダクト２６の一端部の流入口３４からラ
ム空気ダクト２６内へ導入され、且熱交換器２８　、３
０に対し流動された後、ラム空気ダクト２６の他端部の
放出口３８からバルブ・加湿装置４ｏにより流出量が調
節されっ＼ラム空気ダクト２６外部へ放出される。

一方冷却機１６の作動により、高温の圧縮放出気１４が
給気ダクト４２を介し熱交換器２８を通過してコンプレ
ッサ２４の流入口に送られる。この場合熱交換器２８に
より放出気は一部脱熱され、且この放出気はコンプレッ
サ２４から高圧をもって放出され、放出ダクト４４を介
して熱交換器３゜（１４） を通過し、この熱変換器３ｏにおいて冷却された上、除
湿機構４６を経てタービン２ｏへ送られる。

またタービン２０を通過した放出気は膨張されて更に冷
却され、タービン２ｏから温度調節された冷却気として
放出ダクト４８を軽航空機キャビン１２へ供給される。

このときタービン２ｏの作動に伴い駆動シャフト１８を
介してファン２２並びにコンプレッサ２４が回転駆動さ
れる。

上述の既知の冷却機１６には種々の問題点ないしは欠点
が挙げられている。例えば熱交換器２８から流出する放
出気の温度は通常４５０’Ｆ　（約２３２°Ｃ）以上に
なるため、タービン２ｏとコンブレラｆ　２４の間にお
いて駆動シャフト１８をその高温から保護すべく軸受に
対し特に給油を行ない熱絶縁を図る要があった。またフ
ァン２２も図示のようにタービン２ｏ並びにコンプレッ
サ２４がら相当に離間させて駆動シャフト１８に固着さ
れることになり、冷却機１６をラム空気ダクト２６と別
設する必要があった。このため図示のように占有空間が
大となる冷却機構となる、即ち全幅（第１図の左から右
まで）が実質的にラム空気ダクト２６の巾と冷却機１６
の巾との和となる。

且、タービン２ｏ並びにコンプレッサ２４に対しファン
２２を片持ち支持させて固着することにより設計上ある
いは作動上の問題も生じている。

先ず駆動シャフト１８がコンプレッサ２４の流入口近傍
において給気ダクト４２を、且ラム空気ダクト２６の側
壁を夫々貫通することになるため、漏洩を阻止するには
駆動シャフト１８の挿通部を充分に密封する必要がある
。更に、駆動シャフト１８はコンプレッサ２４を全体に
亘って貫通するよう延びているため、流入口の一部を塞
ぐことになり空気の流動効率が悪くなる。

またファン２２を片持ち支持することにより、コンプレ
ッサ２４とファン２２との間において駆動シャフト１８
の一部に屈曲応力が加わらないように、ファン２２の回
転速度を所定限度以下に保つ必要があり、延いてはター
ビン２ｏ並びにコンプレッサ２４の回転速度が制限され
ることになる１゜この場合またタービン２ｏ並びにコン
プレッサ２４はファンの回転限度を越えて放出気の流動
効率が上がることがないように設計する必要があり、こ
の結果冷却機総体の効果が著しく低下することになる。

加えてファン２２はラム空気ダクト２６内の熱交換器２
８を介して通常少なくとも４００°Ｆ（約２０４°Ｃ）
の高温の放出気の影響を受けるため、チタン等の高耐熱
物質で作成する必要があり、冷却機１６の製造コストが
高くなっている。またチタンは相対的に質量が大である
から、ファン２２、延いてはコンプレッサ２４並びにタ
ービン２０の回転速度の最大値を低下させる要がある。

本発明においては上述の各種の問題点ないしは欠点を解
決すべく第２図のコンパクトな空気循環型の冷却機構５
０が提イ久される。この冷却機構５０には独特の冷却機
５２が包有されており、冷却機５２は上述の冷却機１６
と同様に、共通のシャフト６０に装荷されたタービン５
４並びにファン５６とコンプレッサ５８を具備している
。この場合本発明によれば特にファン５６が、シャン）
　６０の（１７） 両端に取り付けられたタービン５４とコンプレッサ５８
との間に装着される（第４図併照）。ファン５６を囲繞
するようにタービン５４とコンプレッサ５８の間にファ
ンハウジング６２が配設されており、ファンハウジング
６２にはファン５６とタービン５４との間に位置する流
入口６４並びに流出口６６が具備される。流入口６４内
には第１、第２の熱交換流路を有する熱交換器７ｏを備
えた、ラム空気ダクトの第１ダクト部６８が装着されて
おり、一方流出ロ６６内には同様に第１、第２の熱交換
流路を有する熱交換器７４を備えた、ラム空気ダクトの
第２ダクト部７２が装着されている。

一方冷却機構５０の作動中、推力エンジンのコンプレッ
サから放出される高温の放出気７６は給気ダクト７８を
介して熱交換器７４の、例えば第２の熱交換流路を通り
コンプレッサ５８の流入口８０へ供給される。且コンプ
レッサ５８がら放出される高圧の放出気は流動ダクト８
２を介して熱交換器７０の第２の熱交換流路、除湿機構
８４を通り、タービン５４の流入口８６へ流動する。更
（１８） にタービン５４の流出口９０から送出される膨張した冷
却気８８は放出ダクト９２を経温度調整された冷却気と
して航空機キャビン９４あるいは別の被空調間へ供給さ
れる。放出気がタービン５４を通過するとき冷却機５２
の三構成部材、即ちタービン５４、ファン５６並びにコ
ンプレッサ５８が回動される。ファン５６の回転に伴い
、外気９６が第１ダクト部６８内に導入されて熱交換器
７０の第１の熱交換流路に対し流動し、且第２ダクト部
７２へ送られて熱交換器７４の第１の熱交換流路に対し
流動する。この時、給気ダクト７８と流動ダクト８２を
通過する放出気が冷却されることになる。

このようにファン５６をタービン５４とコンプレッサ５
８との中央に置く独特の構成により、第３図の如く冷却
機構５０を極めてコンパクトに形成し得る。この構成に
おいて冷却機５２と除湿機構８４の双方が熱交換器７０
　、７４間に配設されると共に、冷却機５２は熱交換器
７０　、７４の長手方向に対し平行に延び、一方除湿機
構８４は冷却機５２のタービン５４側の近傍に配設され
る。これにより冷却機構５０の各構成部材は熱交換器７
０゜７４より内側に配置されることになるから、周知の
冷却機構１０に比し、本発明による冷却機構５０総体の
寸法が大巾に低減される。

また第２図、第３図に示されるようにファンは第１図の
周知の冷却機構１０では２つの熱交換器２８　、３０の
下位に配設されるに対し、本発明では２つの熱交換器７
０　、７４の間に配設される。従って本発明においては
熱交換器７０　、７４がファン５６の上流並びに下流に
位置するから、側熱交換器７０　、７４がラム空気ダク
ト内へ侵入する塵埃からファン５６を保護する防護壁の
よう（二機能する。

且ファン５６は実質的に完全に塵埃から保護される上、
周知のファン２２より耐熱温度が実質的に半分の材料を
用いて形成できる。即ちファン５６が常に熱交換器７０
　、７４の一方の下流に位置しており、熱交換器７０　
、７４から外気９６に脱熱される全熱量の実質的に半分
が外気９６がファン・ハウジング６２から流出した後に
外気に加わる。これによりファン５６を、従来の如く質
量が大で高価なチタン等で形成することなく、軽量で安
価なアルミニウムで作成し得る。

更に第４図、第５図を参照して本発明の冷却機５２を詳
述するに、タービン５４は全体として筒状をなした中空
のタービンハウジング９８を有しており、このタービン
ハウジング９８には流入口８６が実質的に接線方向に延
びるように設けられ、且流出口９０が中央部において軸
方向に延びるように設けられている。またタービンハウ
ジング９Ｂは軸方向ζ二配列された外部９８ａと内部９
８１）とを包有し、その中央に羽根を有したタービンホ
イール１０２ヲ位置せしめてタービンホイール１０２を
囲繞するように設けられると共に、流入口８６と連通ず
る環状の流路１００が形成されている。一方コンプレツ
サ５８は全体として筒状をなした中空のコンプレッサハ
ウジング１０４を有しており、このコンプレッサハウジ
ング１０４には流入口８０が軸方向に延びるように設け
られ、且流出口１０６が実質的に接線方向に延びるよう
に設けられている。ま（２１） たコンプレッサハウジング１０４にはその中央に環状の
拡散部１１０を囲むように環状の放出路１０８が形成さ
れ、且環状の拡散部１１０はその中に環状に配列され、
全体として半径方向外向きに延びる拡散流路１１２を有
する。拡散流路１１２は流入口８０と放出路１０８との
間に延びると共に羽根を有したコンプレッサインペラ１
１４を囲繞するように形成される。

互いに離間したタービンホイール１０２とコンブら０ レツサインペラ１１４の間にはシャツｉ（張架されてお
り、シャフト６０はファン５６の中心部を貫通して延び
るメインシャフト１１６を有している。

メインシャフト１１６はその左端がタービンホイール１
０２を通って延び、且その右端がコンプレッサインペラ
１１４を貫通して延びている。またシャフト６０は第１
並びに第２の外部中堅軸１１８　、１２０を有する。第
１の外部中空軸１１８はメインシャフト１１６を囲繞す
ると共に、ファン５６の中央のハブ部１２４に形成され
た環状の肩部１２２から左方向に延び、軸受ランナ板１
２６の半径方向内側部まで（２２） 達している。またタービンホイール１０２の軸方向の内
端部１２８が軸受ランナ板１２６並びに第１の外部中空
軸１１８の左端部内に延伸しており、このタービンホイ
ール１０２に形成された環状の肩部１３０が軸受ランナ
板１２６により押圧される。一方第２の外部中空軸１２
０はハブ部１２４に形成された環状の肩部１３２とコン
プレッサインペラ１１４に形成された環状の肩部１３４
との間に延設されている。

タービンホイール１０２、軸受ランナ板１２６、第１、
第２の外部中空軸１．１８　、１２０、ハブ部１２４並
びにコンプレッサインペラ１１４相互は摩擦力を介して
接合され、且メインシャフト１１６の両端に螺合されて
いて各々タービンホイール１０２並びにコンプレッサイ
ンペラ１１４の外端部を押圧する一対のナラ）　１３６
　、１３８により緊結され連動して回転するように設け
られている。即ちナラ）　１３６　。

１３８が締められたとき、タービンホイール１０２　ｉ
びにコンプレッサインペラ１１４はメインシャフト１１
６に沿って内側に強固に押圧されると共に第１第２の外
部中空軸１．１８　、１２０がハブ部１２４に対し摩擦
力を介在して強固に接合する。従ってシャフト６０は冷
却機５２のタービン５４、ファン５６並びにコンプレッ
サ５８と摩擦力を介して充分に連結されることになる。

タービンハウジング９８とコンプレッサハウジンク１０
４間に亘ってファンハウジング１４０が配設されており
、ファンハウジング１４０は軸方向において二分された
２つの筒状部１４０ａ　、　１４０ｂを具備すると共に
、ファン５６を囲繞するように設けられる。筒状部１４
０ａはファン５６の側に向って延びる流入口１４２を有
し、且筒状部１４０ｂはファン５６の他側に位置する流
出口１４４を有している。

またファンハウジング１４０の２つの筒状部１４０ａ　
。

１４０ｂは互いに接合され、このとき対をなし互いに隣
接する環状のフランジ１４６　、１４８も同時に接合さ
れこのフランジ１４６　、１４８に、円周方向に互いに
離間して配列された複数のボルトあるいは仙の好適な止
め具１５０が貫通して固設される。互いに隣接する筒状
部１４０ａ　、　］、４０ｂの半径方向内側部並びにフ
ァン５６を囲繞し、両筒状部１４０ａ　、　１４０ｂが
分断されることを防ぐように、筒状部１４０ａ　。

１４０ｂの半径方向内側部の外周面にハング１５２が装
着されており、このリング１５２は断面がＵ字状をなす
と共に、両筒状部の半径方向内側部の外周面に当接する
リップ部１５４　、１５６を有している。

またリング１５２の軸方向の変位を抑止するように各リ
ップ部１５４　、１５６は夫々筒状部１４０ａ　、　１
４０ｂの環状の溝１５８並びに環状の肩部１６０に係合
されている。

更にファンハウジング１４０の筒状部】４０ａは円周方
向に互いに離間して配列された複数のボルト１６２（第
４図には−のみを図示）によってタービンハウジング９
８に固定されており、ボルト１０２はタービンハウジン
グ９Ｂの環状のフランジ１６４゜１６６並びに筒状部１
４０ａの環状のフランジ１６８゜１７０を連続的に貫通
した上螺合される。また冷却機５２の、タービンハウジ
ング９８と反対側のコンプレッサハウジング１０４は円
周方向に互いに離間して配列された複数のボルト１７２
により筒状部１４０ｂに取り付けられており、ボルト１
７２はコン（２５） ブレツサハウジング１０４並びに環状拡散部１１０を貫
通して筒状部１４０ｂに達し螺合される。

この構成によればタービン５４の流入口８６、ファン５
６の流入口１４２、ファン５６の流出口１４４並びにコ
ンプレッサ５８の流出口１０６を適宜に位置決めできる
。即ちタービンハウジング９８並びにコンプレッサハウ
ジング１０４はこれらと隣接する筒状部１４０ａ　、　
１４０ｂに対し適宜回転させて所望の位置に位置決めで
き、且筒状部１４０ａ　、　１４０ｂ相互も同様に適宜
に回転させて位置決め可能であるから、流入口８６　、
１４２ないしは流出口１４４゜１０６を排気ダクトある
いはラム空気ダクトと円滑に連結させるように、最適に
位置決めし得る。従って第３図〜第５図には冷却機５２
の配列形態の一例が示されているに過ぎず、本発明の冷
却機によれば、各流入、流出口の向きに充分な融度が与
えられ得る。

また本発明による冷却機５２においては、第１図鑑二示
す周知の冷却機１６と異なり、シャフト６０が流入口８
０ある−いは流出口９０を貫通しておら（２６） ず、従ってシャフト６０によりコンプレッサインペラ１
１４へ向って流動する空気流が遮られることがない。且
シャフト６０は第１図の従来例のようにコンプレッサの
流入口ダクト部に挿通されないから、被熱ないしは密封
の問題を生じない。

更にシャフト６０の最大径即ち第１．第２の外部中空軸
１１８　、１２０の最外周径は実質的にタービンホイー
ル１０２の空気放出側、あるいはコンプレッサホイール
１１４の空気流入側の径と同一にされ得る。従って本発
明においてはこの大なる径を有したシャフト６０により
ファン５６のハブ１２４の半径方向外側部分を保持する
ことになり、ファンの質量によりメインシャフト１１６
の一部に応力が過度に加わることがないが、第１図の従
来の構成では、シャフト１８の、コンプレッサ２４並び
にファン２２の間に延びる部分の径を必然的にコンプレ
ッサインペラの径より小にする必要があり、本発明と同
機能を持たせ得ない。

一方本発明の別の一特徴によればシャツ）　６０を好適
に支持する独特の気体ホイル軸受機構が取られ、ファン
５６をタービン１０２とコンプレッサ１１４との間に置
くから、タービン１０２とファン５６とコンプレッサ１
１４の駆動に用いる放出気７６の一部を有効に利用して
気体ホイル軸受を連続的に潤滑することが可能となり、
本発明による効果を更に顕著にできる。これを詳述する
に第４図に示す如く上記の気体ホイル軸受機構はタービ
ンホイール１０２と第１の外部中空軸１１８の左端との
間に位置する気体ホイルスラスト軸受１７４と、同様に
第１の外部中空軸１１８の左端部に位置する気体ホイル
ジャーナル軸受１７６と、第２の外部中空軸１２０の右
端に位置する気体ボイルジャーナル軸受１７８とより成
る。気体ホイルスラスト軸受１７４並びに気体ホイルジ
ャーナル軸受１７６　、１７８自体は本発明の出願人の
先行発明にかかる米特許第３゜６１５．１２１号に開示
されているものを用いることができる。

この場合、上述と同様に第４図に示すように気体ホイル
スラスト軸受１７４は筒状部１４０ａの、半径方向内側
に位置する左端部に具備されており、且第１の外部中空
軸１１８の左端近傍に周設される。

気体ホイルスラスト軸受１７４のスラストプレート１８
０は、軸方向左側の環状のスラストプレート１８６に形
成され且軸方向右側に延びた環状リップ部１８４に対し
上側から重なるように軸方向左側に延びる環状のリップ
部１８２を有し、且スラストプレート１８６は環状の肩
部１３０の直近の左側に位置するタービンホイール１０
２の首部１８８を囲繞するように設けられている。また
スラストプレート１８６はスラストプレート１８０の左
側に位置するような環状の流路１９０を区画しており、
且その外周において円周方向に離間して配列された複数
のボルト１９２により筒状部１４０ａに固定される。更
に首部１８８とスラストプレート１８６の間には環状で
且ナイフのような鋭い刃部を有する、いわゆるラビリン
ス密封体１９４が配設されている。−男手径方向に延び
る軸受ランナ板１２６の一部が環状の流路１９０内に配
設されており、この場合軸受ランチ板１２６の厚さは流
路１９０の幅より僅かに小さくされ、且スラストブレー
）　１８０　、１８６と相俟ってス（２９） ラストプレート１８６と軸受ランナ板１２６との間にお
いて環状の間隙１９６が、また軸受ランナ板１２６とス
ラストプレート１８０との間において環状の間隙１９８
が夫々区画されている。環状の各間隙１９６゜１９８内
には環状をなすように重ね合わせられたホイル部材群（
図示せず）が収納されることになり、上記米特許第３，
６１５，１２１号に詳記される如く気体ホイルスラスト
軸受として気体軸受作用を有効に実現する。

また気体ホイルジャーナル軸受１７６は第１の外部中空
軸１１８と同軸に位置し且その左端部を囲繞するような
円筒状のブツシュ２００を包有しており、筒状部１４０
ａ内に形成された円筒穴２０２内面に当圧されている。

且筒状部１４０ａと第１の外部中空軸１１８との間にお
いてブツシュ２００の右側直近には環状でナイフのよう
な鋭い刃部な持つラビリンス密封体２０４が挿入されて
いる。この場合ブツシュ２００の内径は第１の外部中空
軸１１８の外径より僅かに大にされ、両部材間に左端に
おいて間隙１９８と連通ずる環状の間隙２０６が区画さ
れる。環（３０） 状の間隙２０６内には環状をなすように重ね合わせて配
列されたホイル部材群（図示せず）が収納されることに
なり、上述と同様に米特許第３，６１５゜１２１号に詳
記されるように、シャツ）　６０の回転に際し気体軸受
作用を有効に実現する。

一方気体ホイルジャーナル軸受１７８の構成並びに作用
は気体ホイルジャーナル軸受１７６と同一である。即ち
筒状部１４０ｂ内の円筒穴２１０に当圧されたブツシュ
２０８が包有され、第２の外部中空軸１２０の右端部を
囲繞するように設けられると共に、第２の外部中空軸１
２０と相俟って環状の間隙２１２を区画しており、この
間隙２１２には上述と同様に環状に配列されたホイル部
材群（図示せず）が収納される。また筒状部１４０ｂと
第２の外部中空軸１２０との間においてブツシュ２０８
の左側直近には環状でナイフのような鋭い刃部を持つラ
ビリンス密封体２１４が挿入される。

上述した気体ホイル軸受機構、即ち気体ホイルスラスト
軸受１７４並びに気体ホイルジャーナル軸受１７６　、
１７８は推力エンジンのコンプレッサからの放出熱７６
により円滑に潤滑され、所定の流体力学的支承力を得る
ことができる。これを詳述するにタービンへウジング９
８の環状の流入路１００に流入する圧縮された放出熱７
６はその極く一部が細い連通管２１６を介してタービン
ハウジング９８の内部９８ｂと筒状部１４０ｂとの間に
区画されると共に環状のリップ部１８２を囲繞するよう
な環状の流路２１８に送入される。この場合流入路ｉｏ
。

に流入する放出熱７６の主部は半径方向内側に流動し、
タービンのノズル開口２１９とタービンホイール１０２
の羽根との間を通過し膨張されて冷却気８８としてター
ビンホイール１０２がら放出される。

一方塊状の流路２１８に送入された放出熱は、環状のリ
ップ部１８２　、１８４を貫通して形成された環状の連
続穴２２０を経て環状の流路１９０の半径方向外周部へ
流入する。流路１９０に流入した放出熱７６は次いで環
状の間隙１９６　、１９８　、２０６を経、ラビリンス
密封体２０４を通過して筒状部１４０ａ内に流入する。

更に環状の流路２１８へ送入された放出熱７６の他部は
筒状部１４０８に形成された流動穴２２２を経て、一端
部が連通流路２２６と連通する連通管２２４の他端部へ
流入する。連通流路２２６は環状の間隙２１２と連通す
る環状の流路２２８と連通しており、従って連通流路２
２６に流入した放出熱７６は流路２２８に流入した後間
隙２１２を経てラビリンス密封体２１４を通過し、筒状
部１４０ｂ内に流入する。このときファンハウジング１
４０に流入した気体軸受を潤滑する放出熱はファン５６
の回転に伴い流出口１４４を経て外部へ放出される。

上述のように本発明によれば推力エンジンのコンプレッ
サの放出熱を冷却機の駆動に併せて、気体軸受機構に対
する連続的な潤滑の双方に利用することにより、従来の
潤滑油を用いた潤滑機構の如くファンハウジングを通過
する高温のラム空気から潤滑機構を隔絶し熱絶縁せしめ
る必要がなく、冷却機構の設計を簡潔にし得る。即ち気
体ホイルスラスト軸受１７４と気体ホイルジャーナル軸
受１７６　、１７８とでなる気体軸受機構は高温の気体
近傍に設置してもその動作時に支障を来たさず、従（３
３） 来の潤滑油による軸受以上に高速回転に耐え得る。

要約するに上述から明らかな如く本発明による空気循環
型の冷却機構の顕著な特徴はファンをタービンとコンプ
レッサの間且２つの連結熱交換器の間に位置させること
にある。加えて推力エンジンのコンプレッサからの放出
熱を、タービンホイールを通過させる流路と、軸受機構
を経てファンハウジングに達する流路との２つの併置さ
れた放出気流路に沿って流動するように冷却機を構成す
ることにより、放出熱を極めて有効に２重に利用し得る
。これにより冷却機を包有する冷却機構をコンパクトに
且簡潔で堅牢に構成できる。

尚本発明は図示の実施例に限定されるものではなく、特
許請求の範囲に含まれる各種の設計変更を包有するもの
である。

本発明による冷却機構ないしは冷却方法の実施態様を要
約して記載すれば下記の通りとなる。

１タービンホイールと、ファンと、コンプレッサインペ
ラと、一方の端部がタービンホイールを貫通して延び、
中央部がファンを貫通して延び且（３４） 他方の端部がコンプレッサインペラを貫通して延びるメ
インシャフトと、タービンホイールとファンとの間に延
び、メインシャフトの一部を囲繞する第１の外部中空軸
とファンとコンプレッサインペラとの間に延びメインシ
ャフトの一部を囲繞する第２の外部中空軸と、タービン
ホイールとファンとコンプレッサと第１の外部中空軸と
第２の外部中空軸とを摩擦力を介在して固定する装置と
、タービンホイールを囲繞し且タービンホイールとファ
ンとコンプレッサインペラを回転駆動させる圧縮空気流
を流入する流入口並びに流出する流出口を有ｆるタービ
ンハウジングと、ファンを囲繞し外気流を流入する流入
口並びに流出する流出口を有するファンハウジングと、
コンプレッサインペラを囲繞し且空気流を流入する流入
口並びに流出する流出口を有するコンプレッサハウジン
グと、第１．第２の外部中空軸を回転可能に支承する気
体ホイルジャーナル軸受と、第１．第２の外部中空軸の
一方を軸方向に支承する気体ホイルスラスト軸受と、タ
ービンハウジング内から気体ホイルジャーナル軸受並び
に気体ホイルスラスト軸受を通過してファンハウジング
に達する流路を有し且タービンハウジングに流入する圧
縮空気の一部を気体ホイルジャーナル軸受並びに気体ホ
イルスラスト軸受に連続的に通過させて潤滑する装置と
を備えてなる空気循環型の冷却機構。

２摩擦力を介在して固定する装置はメインシャフトの外
端部に螺合されタービンホイール並びにコンプレッサイ
ンペラに当圧するナツトを有してなる上記第１項記載の
冷却機構。

３気体ホイルジャーナル軸受はファンハウジングに支承
され第１の外部中空軸の外端部を囲繞すると共に第１の
外部中空軸との間に環状の第１の軸受空隙を区画する第
１のブツシュを有し、且ファンハウジングに支承され円
筒状の第２ブツシユを有して第２の外部中空軸の外端部
を囲繞すると共に第２の外部中空軸との間に環状の第２
の軸受空隙を区画する第２のブツシュを有し、気体ホイ
ル軸受を潤滑する装置には第１．第２の軸受空隙が含ま
れてなる上記１項記載の冷却機構。

４、気体ボイルスラスト軸受は第１の外部中空軸に対し
軸方向に並設され、タービンホイールと第１の外部中空
軸との間に摩擦力を介在して固定された環状のランナ板
を有し、タービンハウジングとファンハウジングにより
ランナ板の半径方向外側を囲繞する第１の環状路が区画
され、第１の環状路の両側に第１の軸受空隙と連通ずる
第３．第４の軸受空隙が区画され、且気体ホイル軸受を
潤滑する装置は第１の環状路を含んでなるヱ％を拵幕皐
硲傷第３項記載の冷却機構。

５気体ホイル軸受を潤滑する装置は第１の環状路を囲繞
する第２の環状路と、第２の環状路とタービンハウジン
グとの間に延びる移送管と、第２の軸受空隙と連通ずる
第３の環状路と、両端が夫々第２．第３の環状路に連通
ずる移送路とを含んでなる上記第４項記載の冷却機構。

６シヤフトとシャフトの一端部に配設されたタービンと
、シャフトの他端部に配設されたコンプレッサと、ター
ビンとコンプレッサとの間においてシャフトに装荷され
たファンと、支承並びに潤（３７） 滑川の空気流を流通させる少なくとも−の空隙を有した
気体ホイル軸受を具備する空気循環型の冷却機を形成す
る工程と、コンプレッサからの放出気をタービンを通し
て温度調節する空間に送出する工程と、コンプレッサか
らの放出気をタービン内から空隙を通してファンへ送る
工程とを包有してなる、航空機キャビン等の温度調節空
間へ冷却気を供給するようにコンプレッサからの放出気
を利用する方法。

７、第１．第２の熱交換器を備える工程と、シャフトに
沿ってタービンとファンとコンプレッサな作動可能に装
荷した空気循環型の冷却機を備える工程と、外気を第１
の熱交換器、ファン並びに第２の熱交換器に通過させる
工程と、放出気を第２の熱交換器、コンプレッサ、第１
の熱交換器並びにタービンに通過して航空機のキャビン
へ流出する工程とを包有してなる航空機の推進エンジン
からの放出気を航空機のキャビンの冷却に使用する方法
。

８放出気の一部をシャフトの支承に用いる工程（３８） を含む上記第７項記載の方法。

９放出気の一部をシャフトの支承に用いる工程には、シ
ャフトに対し気体ホイル軸受を設置する工程と、放出気
をタービン内部から気体ホイル軸受に通過してファンへ
送る工程とを含んでなる上記第８項記載の方法。

【図面の簡単な説明】

第１図は従来の空気循環型の冷却機構の簡略説明図、第
２図は本発明による空気循環型の冷却機を備えた空気循
環型の冷却機構の簡略説明図、第３図は第２図に示した
本発明による冷却機構の斜視図、第４図は同部分拡大断
面図、第５図は同部分分解斜視図である。 １０・・・冷却機構、１２・・・航空機キャビン、１４
・・・圧縮放出気、１６・・・冷却機、１８・・・駆動
シャフト、２０・・・タービン、２２・・・ファン、２
４・・・コンプレッサ、２６・・・ラム空気ダクト、２
８　、３０・・・熱交換器、３２・・・外気、３４・・
・流入口、３６・・・パルブカロ湿装置、３８・・・放
出口、４０・・・バルブ加湿装置、４２・・・給気ダク
ト、４４・・・放出ダクト、４６・・・除湿機構、４８
・・・放出ダクト、５０・・・冷却機構、５２・・・冷
却機、５４・・・タービン、５６・・・ファン、５８・
・・コンプレッサ、６０・・・シャフト、６２・・・フ
ァンハウジング、６４・・・流入口、６６・・・流出口
、６８・・・第１ダクト部、７０・・・熱交換器、７２
・・・第２ダクト部、７４・・・熱交換器、７６・・・
放出気、７８・・・給気ダクト、８０・・・流入口、８
２・・・流動ダクト、８４・・・除湿機構、８６・・・
流入口、８８・・・冷却気、９０・・・流出口、９２・
・・放出ダクト、９４・・・航空機キャビン、９６・・
・外気、９８・・・タービンハウジング、９８ａ・・・
外部、９８ｂ・・・内部、１００・・・流入路、１０２
−・・タービンホイール、１０４・・・コンプレッサハ
ウジング、１０６・・・流出口、１０８・・・放出路、
１１０・・・拡散部、１１２・・・拡散流路、１１４・
・・コンプレッサインペラ、１１６・・・メインシャフ
ト、１１８　、１２０・・・外部中空軸、１２２・・・
肩部、１２４・・・ハブ部、】２６・・・軸受ランナ板
、１２８・・・内端部、１３０　、１３２　、１３４・
・・肩部、１３６　、１３８・・・ナラ）、１４０・・
・ファンハウジング、１４０ａ　、　１４０ｂ・・・筒
状部、１４２・・・流入口、１４４・・・流出口、１４
６　、１４８・・・フランジ、１５０・・・ボルト、１
５２・・・リング、１５４　、１５６・・・リップ部、
１５８・・・溝、】６０・・・肩部、１６２・・・ボル
ト、１６４゜１６６　、１６８　、１７０・・・フラン
ジ、１７２・・・ボルト、１７４・・・気体ホイルスラ
スト軸受、１７６　、１７８　用気体ホイルジャーナル
軸受、１８０・・・スラストプレート、１８２　、１８
４・・・リップ部、１８６・・・スラストプレート、１
８８・・・首部、１９０・・・流路、１９２・・・ボル
ト、１９４・・・ラビリンス密封体、１９６　、１９８
・・・間隙、２００・・・ブツシュ、２０２・・・円筒
穴、２０４・・・ラビリンス密封体、２０６・・・間隙
、２０８・・・ブツシュ、２１０・・・円筒穴、２１２
・・・間隙、２１４・・・ラビリンス密封体、２１６・
・・連通管、２１８・・・流路、２１９・・・ノズル開
口、２２０・・・連続穴、２２２・・・流動穴、２２４
・・・連通管、２２６・・・連通流路、２２８・・・流
路。 特許出願人 ザ　ギヤレット　コーポレーション （４１）

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、シャフトと、シャフトの一端に配設されたコンプレ
   ッサと、シャフトの中央に駆動可能に配設されたファン
   と、シャフトの他端に配設されたタービンと、シャフト
   を支承する気体ホイル軸受と、タービンを通過する圧縮
   空気の一部を連続的に気体ホイル軸受に流動し潤滑する
   装置とを備え、タービンはこのタービンを通過する圧縮
   空気により回転駆動されてコンプレッサ並びにファンが
   回転可能に設けられてなる気体循環型の冷却機構。 ２、タービンはタービンハウジングを有し、気体ホイル
   軸受を潤滑する装置はタービンハウジング内から気体ホ
   イル軸受を通過してファンに達する流路な有してなる特
   許請求の範囲第１項記載の冷冷機構。 ３、気体ホイル軸受は軸方向においてシャフトを支承す
   る気体ホイルヌラスト軸受と円周方向においてシャフト
   を支承する気体ホイルジャーナル軸受とを有し、気体ホ
   イルスラスト軸受並びに気体ホイルジャーナル軸受はタ
   ービンハウジング内からファンに達する流路の一部を形
   成する空隙内に配設されてなる特許請求の範囲第２項記
   載の冷却機構。 ４、気体ホイルスラスト軸受並びに気体ホイルジャーナ
   ル軸受がタービンの近傍においてシャフトに配設されて
   なる特許請求の範囲第３項記載の冷却機構。 ５、ファンはシャフトを囲繞するファンハウジングを有
   し、且ファンハウジングは軸方向に分割されたファンに
   対し軸方向外側に流入口を有する第１の部分とファンに
   対し軸方向外側部に流入口を有する第２の部分とを有し
   、相対的に回動せしめて位置決め可能なファンハウジン
   グの第１と第２の部分を連結する装置を有してなる特許
   請求の範囲第１項記載の冷却機構。 ６、タービンはタービンハウジングを有し、コンプレッ
   サはコンプレッサハウジングを有し、相対的に回動せし
   めて位置決めし接合可能なタービンハウジングとファン
   ハウジングの第１の部分とを連結する装置と、相対的に
   回動せしめて位置決めし接合可能なコンプレッサハウジ
   ングとファンハウジングの第２の部分とを連結する装置
   を包有してなる特許請求の範囲第５項記載の冷却機構。 Ｚシャフトと、シャフトの一端部に付設されたコンプレ
   ッサインペラと、軸方向外側に流出口を有し且コンプレ
   ッサインペラを囲繞するコンプレッサハウジングと、シ
   ャフトの中央に付設されたファンと、軸方向に互いに接
   合可能な第１．第２の部分を有し且ファンを囲繞するフ
   ァンハウジングと、シャフトの他端部に付設されたター
   ビンホイールと、タービンホイールを回転駆動する圧縮
   気体を流入する流入口を軸方向外側に有し且タービンホ
   イールを囲繞するタービンハウジングと、相対的に回動
   せしめて位置決めし接合可能なタービンハウジングとフ
   ァンハウジングの第１の部分とを連結する装置と、相対
   的に回動せしめて位置決めし接合可能なファンハウジン
   グの第１、第２の部分を連結する装置と、相対的に回動
   せしめて位置決めし接合可能なファンハウジングの第２
   の部分とコンプレッサハウジングとを連結する装置とシ
   ャフトを支承する軸受と、タービンハウジングに流入す
   る圧縮気体により連続的に軸受を潤滑させる装置を備え
   、ファンハウジングの第１．第２の部分の一方は軸方向
   外側に流入口を有し、且他方は軸方向外側に流出口を有
   してなる空気循環型の冷却機構。 ８軸受は気体ボイル軸受である特許請求の範囲第７項記
   載の冷却機構。 ９、軸受を潤滑させる装置はタービンハウジングの内部
   から気体ホイル軸受を通過してファンハウジングの内へ
   達する流路を有してなる特許請求の範囲第８項記載の冷
   却機構。 １０、シャフトはコンプレッサインペラと、ファンとタ
   ービンホイールを貫通して延びるメインシャフトと、メ
   インシャフトを囲繞し且タービンホイールとファンイン
   ペラとの間に延びる第１の外部軸部と、メインシャフト
   を囲繞し且ファンインペラとコンプレッサインペラとの
   間に延びる第２の外部軸部とを包有し、タービンホイー
   ルと第１の外部軸部とファンインペラと第２の外部軸部
   とコンプレッサインペラとが相互に摩擦力を介在して連
   結可能に設けられてなる特許請求の範囲第７項記載の冷
   却機構。 １１、メインシャフトの端部に螺合され且タービンホイ
   ールとコンプレッサインペラとに轟接するナツトが具備
   されてなる特許請求の範囲第１０項記載の冷却機構。 １２タービン、タービンから離間したコンプレッサ、タ
   ービンとコンプレッサの間に配設されたファン並びにタ
   ービンとコンプレッサとファンを連結するシャフトを具
   備する空気循環型の冷却機と、第１．第２の熱交換流路
   を有する第１の熱交換器と、第１．第２の熱交換流路を
   有する第２の熱交換器と、ファンの回動により外気を第
   １の熱交換器の第１の熱交換流路並びに第２の熱交換器
   の第１の熱交換流路に対し流動させるダクトと、圧縮空
   気によりタービン、ファン並びにコンプレッサ（５） を作動させるとき第２の熱交換器の第２の熱交換流路、
   コンプレッサ、第１の熱交換器の第２の熱交換流路並び
   にタービンに通過させると共に温度調節空間に冷却気を
   送出するダクトとを備えてなる航空機キャビン等の温度
   調節空間へ冷却気を供給する冷却機構。 １３、第１の熱交換器とタービンとの間のダクト内に除
   湿装置が配設されてなる特許請求の範囲第１２項記載の
   冷却機構。 １４、除湿装置と冷却機とは第１．第２の熱交換器の間
   に配設されてなる特許請求の範囲第１３項記載の冷却機
   構。 １５冷却機はシャフトを支承する気体軸受を有し、且圧
   縮空気により気体軸受を潤滑させる装置を有してなる特
   許請求の範囲第１２項記載の冷却機構。 １６、気体軸受は気体ホイル軸受である特許請求の範囲
   第１５項記載の冷却機構。 １Ｚ気体軸受は気体ホイルスラスト軸受と少なくとも−
   の気体ホイルジャーナル軸受でなる特許請求の範囲第１
   ５項記載の冷却機構。 （６） １８タービンは圧縮空気を流入するタービンハウジング
   を有し、ファンはファンハウジングを有し、圧縮空気に
   より気体軸受を潤滑する装置はタービンハウジングから
   気体軸受を経てファンハウジングへ達する流路を有して
   なる特許請求の範囲第１５項記載の冷却機構。