JPS60169632A - ガスタ−ビン・エンジン部品の冷却システム - Google Patents

ガスタ−ビン・エンジン部品の冷却システム

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JPS60169632A
JPS60169632A JP59273529A JP27352984A JPS60169632A JP S60169632 A JPS60169632 A JP S60169632A JP 59273529 A JP59273529 A JP 59273529A JP 27352984 A JP27352984 A JP 27352984A JP S60169632 A JPS60169632 A JP S60169632A
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    • H05K7/20009—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating using a gaseous coolant in electronic enclosures
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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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】 発明の背１ 本発明は一般にガスターヒシ・］−ンジン部品用の冷却
システムに関Ｊるもの’Ｃｉｌｊす、史に詳しくは電ｆ
式エンジン制御装置用の冷却システムに関す−るもので
ある。
カスタービンパ１−ンジンが複雑になるのに伴なって、
安全性と効率の向上を目的として油圧機械式エンジン制
御賛同の補助としく、場合によってはそれと置き替えら
れて、電子式エンジンｌｉ制御器が使用されるようにな
った。しかし、電子式制御モジュールは油圧機械式制御
装置前よりも温度の影響を受け易いので、通常の動作で
の信頼ｊη８維持し、有効サービス寿命を伸ばＪために
はより完全な冷）１１が心髄とされる。
従来の冷７１１シスアムはかなり複雑であり、ニンジン
全体の効率を損なうことがある。各種の冷却源が使用さ
れ−ＣきＩＣ１たとえば、自由空気流すなわら外部空気
流、ファンまたは圧縮機からの抽出空気、Ｊ−ンジン燃
わ１が単独まＩこは組み含わけで使用され（きた。ター
ポジ１７）］へ・エンジンのようなカスタービン・エン
ジンで制御モジュールを冷却づるための従来の方法の一
例では、制御モジュールが比較的（Ｉｔ温の機体プ廿ル
内または、［ンジン・フレーｌオ、Ｊなわちコンジンの
外部金属構造のにに段間される１、ターボフン・ン・エ
ンジンでは、制御モジコールをファン・ケーシングとす
廿ルとの間のナレル内のｌ■状空間中に設置りることが
できる。というのは、ナセルのこの部分がエンジン中心
部から離れ乙いるので、中心部のすぐ近くに比べて温度
が低いからＣある。
しかし、カスタービン・ｌ−ンジンの８４本ナセルの温
度は、補助的な冷ＪＪＩを用いなりれば、制御モジトル
の長スｉ命のＩυＩＱＯ）動作が得られないはどに高い
。このにうな補助的冷ノ」１は制御モジ”ｌ−ルに対し
て空気を当てることによつ’ｔ’　ｔｗられ、ぞし゛（
−利用できる最も低い温度の空気を使えば最大限の冷却
が得られるので最も有利である。
電子式制御しジコールのＪ、うなエンジン部品の冷却に
一般に使用される空気源はエンジンのＬ［縮機の初段か
ら抽出される空気、あるいはターボファン・エンジンで
はファンの後方のファン空気である。これらの各空気源
からの空気はＩ：１°縮機またはファンによって加圧さ
れていて暖かく４Σっており、したがって、」ニンジン
・ナセルのまわりの加圧されていない、加熱されていな
い外側の自由空気流と比べて余り望ましくない冷却空気
源である。
更に、飛行機が空気中を動くときに飛行機エンジンに入
る自由空気流りなわちラム空気を冷）ＪＩ用に使う場合
には、飛ｉｊ機が地１−にとまっているときは空気の流
れが得られない。
電子式エンジン制御装置を冷却する従来の別の方法が米
１１特ｖ１第４３５１１５０号に開示されている。この
米国特許に開示された補助的な冷ｆＪＪシステムは、従
来技術のシステムに比べて改良され（いるが、かなり複
雑であって、イ］加的な空気配管とジェン１−・ポンプ
を含んでおり、このポンプは圧縮機の抽出空気を使つ゛
Ｃ電子式制御装同転外部空気に送っている。冷却システ
ムに抽出空気を使う場合には、刀スタービン・エンジン
の全体の効率が低下づることが理解されよう。
電子部品を冷却づるための他の従来システムは、一般に
種々の放熱用フィン構造を含んでいる。放熱用″ツイン
構造は補助ファンににつＣ駆動された冷却１空気が通る
流路の中まぐ延在づるように設りられ（いる。しかし、
力゛スタービン・二しンジン内の流路に直接配置された
フィン構造を使うことは知られ−（いない。というのは
、流路内に何か障害物があると１例えばファンまたは圧
縮機の人口におりる所望の空気ツノ学的な流れパターン
が損なわれることがあるからひある。
ガスタービン・エンジンの効率のにい動作のｌＣめの別
の重要な機能はエンジン人口空気の温度と１１力の決定
（゛ある。ガスタービン・ｒンジンとエンジン制御設定
顧にＪ、って￥Ｐ、　１ｆ（ｓれる推力Ｊ１．たは軸馬
力は部分的に、エンジンに入る空気の温度と圧力によつ
（ノ■イｊされる。したがつ゛（、所望の出力が得られ
るようにエンジンへの燃料流用を調整づるため、この入
口空気を測定しな１．Ｊ４′口、「ならない。
普通、入口空気の温度セン１ノと１］−ノｊｔ？ンリｔ
ｉＬ、エンジン圧縮機より上流側、ターボノアフン・エ
ンジンの場合に番よファンより上流側にある１ンジン・
ナセル上の位置に配置されて、エンジンの入口空気の流
れに直接露出される。しかし、このＪ：うな配置によっ
て、読みが不ｌ（イｆになったり、湿度と圧力の測定能
力が失なわれることさえある。たとえば、大気の状態に
よってはセンサーに氷の被覆が蓄積することがあり、ま
た鳥や土埃のような異物がセンサに衝突してセンサを損
傷づることがある。
センサがエンジン入口からリングの内表面に配置されて
いる場合には、更に深刻な問題が生ずることがある、２
鳥の衝突等により［ンサ；１；Ｉこはくの一部が破損り
ると、ファンまたは１−１゛縮機により破片が吸い込ま
れて、大きく損傷したり、エンジンが故障づることさえ
ある。したがって、これらの測定装置を保護づるため従
来では、防水装置や異物防護機器が使用されている。。
したがっ°Ｃ１本発明の１つの目的はガスタービン・エ
ンジン用の改良されたｆｌｌ＋現な部品冷却システムを
提供りることＣある。
本発明のもう１つの目的は冷却を行うＩこめに補助的な
空気源や抽出空気を必要としない電子式エンジン制御装
置用冷却システムを提供りることである。
本発明のｂう１つの目的はエンジン人１ｆ＋空気を冷却
流体どして使用Ｊる比較的簡単な冷却システムを提供り
ることである。
本発明のもう１つの目的は温度および圧力測定用のセン
９を直接組み込みかつ保護する冷却システムを提供づる
ことである。
発明の概要 本発明はガスタービン・エンジン内の部品を冷却するた
めの冷１．１１システム、ｖ′１にガスタービン゛ン・
エンジンの電子式制御装置を冷ム１１づるｌζめの冷却
システムを提供覆る。この冷却シス−ツムは制御器を取
り付けるためのハウジングを含み、ハウジングはそこか
ら外向きに伸びる複数の熱伝達ツインを（なえている。
ハウジングは圧縮機Ｊ、す１−流のエンジンの前部フレ
ームに取りイ」ｔ）られる。前部フレームはフィンが通
る聞１」をぞなえている。前部フレームはｎ］縮機への
流路を形成−りる。フィンはこの流路の中まで伸びてい
るが、流路の空気力学的な空気流パターンに悪影響をｊ
）えることはない。好ましい実施例では、フィンは実質
的に前部フレームの内表面まで伸びるだけであり、ハウ
ジング内にはフィンの根元部分の下方に渦電および圧力
ヒン９が配置される。
本発明は、本発明の上記以外の目的と利点と共に、図面
を参照して以下詳細に説明りる。
詳細な説明 第１図は本発明の一実施例による電子式エンジン制御装
置１２のようなエンジン部品を冷却゛りるだめのシステ
ｌ＼を含む飛行機ガスタービン・エンジン１０の部分断
１ｈ１図である５、史に詳しくいうと、Ｊレジン１０の
：１ア・］ニンジン１４はエンジンの縦方向の中心線に
治って直列流の関係で配りされている圧縮＋１！ｉ　ｉ
　６、燃焼器１８、おＪ：びタービン２０を含む。コア
・エンジン１４は環状フレームまたはケーシング２２の
中に支持されＣいる。クーシンク２２の前部フレーム部
分２４は圧縮機１６の前側すなわら上流に伸びでいる１
、前部フレーム２４は半径方向外側表面２６と半径方向
内側表面２８を含み、内側表面２８が圧縮機１６への環
状流路３０を形成している。
エンジン１０には環状内側ル−ム３２を設【ノることも
できる。この内側フレーム３２も圧縮機１６から１流方
向に伸び、流路３ｏの内側境界を定めでいる。コア・エ
ンジン１４から半径方向外側に隔たって機体ルル３４が
配置され（いる。
この機体ナセル３４はエンジン１０の外被を構成し、ナ
レル３４とケーシング２２との間にすけ小空洞３６が形
成される。金体を参照数字３８で表わした本発明による
エンジン部品冷却システムを除けば、エンジン１０は従
来のらのと同じであり、この従来と同じ部分については
これ以、Ｌ説明しない。
本発明ににる。１−ンジン冷却シスーＦム３８は、特に
電子式エンジン制御装置１２の冷１４１に適した比較的
簡単ぐ効率のよい冷却シスｊ１１を１１ｙ供覆る。
冷却システム３８は適当な形状のハウジング４０を含み
、このハウジング／ｌｏ内には宙ｆ式制御装置１２が適
当に取りイ１りられ、また複数の熱伝達フィン４２がハ
ウジング４０がら外側に伸びＣいる。冷却システム３８
はまｌこ開口４４を含む。この開口４４は前部フレーム
２４に設りられて、ハウジング４０の熱伝達フィン４２
が開口４４を通り抜けるように配置されている。ハウジ
ング４゜は前部フレーム２４の半径方向外側表面２（３
に適当に取り付けられて、ツイン４２が聞に１を通って
流路３０の中に伸びるようになっている。
動作中、電子式制御装置１２はプし小空洞３６内の比較
的高い温度と電子式制御Ｉ装置′１２自身により発生さ
れる比較的高い温度とを受りる。電子式制御Ｉ装同転２
の熱はハウジング４０に熱伝達され、ツイン４２を介し
て比較的低温の自由入口空気流４６に散逸される。この
空気流／１６はエンジン１０４ニ入り、流路３０を通っ
て圧縮！１１１６へと流れる。飛行機が地−１，？１″
停止Ｌシ（いるか飛行中であるかにかかわらず、圧縮機
１６は、それ自体、空気流４６の駆＠装置としｒ：動く
。
二［ンジン１０の効率のよい動作のため、流路３０は空
気流４６に対りる障害を最小限にりるように通常の方法
で設Ｂ１シで、１１縮機１６の性能に悪影響を与えるよ
うな望ましくない空気力学的な空気流パターンが圧縮機
１６０入（１４８にＪ３いて生じるのを防ＩＬりるよう
にする１、シたがり（、本発明による冷）ｌｌシステム
３　ｆ３は、流路３０にツイン４２を配置りることによ
る悪影響を少なくりるような下記の特徴を含む。
第１図および第３図を参照（）て更に詳しく説明リ−る
と、ハウジング４０から熱を散逸すると共に、圧縮Ｉｌ
ｌ　１６の１！１能に悪影響を！ｊえないにうにＪるに
は、°ツイン４２を流路３０の゛１′仔１ノ向境界から
流路３０の中へ比較的短い距離だけ仲はけはよいことが
わかった。ツイン４２は流路３０の中に実質的に前部フ
レーム２４の内側表面２８までしか伸びないＪ、うにり
ることがＩｆましい。圧縮機１６の性能に悪影響を与え
るような距離までフィン４２を流路３０の中へ伸はりこ
とは必要でないし、好ましくもない。
もちろん、フィン４２を流路３０の中へ伸ばす所要の距
離は、用いるエンジンの用途に合うように決定しなりれ
ばならない。しかし当業名には明らかなことであるが、
エンジンの動作中、内側表面２８に治って流れる空気流
ににって厚さ１３の表面空気流境界層５０が生じる。ツ
イン４２から効果的に熱伝達を行うためには少４家＜と
ｂ境界層５０の厚さ８以上にフィン４２を流路３０の中
へ伸ばＪことが好ましい。たとえば、定格が約；）ＯＯ
Ｏ軸馬力であって、約６０ワツトの電力を消費する電子
式制御装置をぞなえたカスタービン・ｌレジン１０では
、フィン４２は内側表面２８を超えて流路３０の中へ約
５．Ｑｍｍ伸ばづだりＣよい。
この距ｌ！１１は、約２５００　ｎｌｍＦある流路ご）
Ｏの半径方向の距離と比べたとき、実質的に内側表面２
８の延長部（・あると考えられる。
第２図乃至第４図にはツイン４２を含む本発明の々ｒま
しい実施例を示しくある。ツイン４２は流路３０内の空
気流４Ｇに対する妨害を最小限にするような空気力学的
形状になつ−Ｃいる。更に詳しく言えは、）Ｃン４２は
複数のほぼ平行に【、間隔を置いＣ配置された（（方形
のツインＴ：ｌＦｉ成され、各フィンの縦方向の中心軸
線５２は流路３０内の空気流４６の進行７’３向とほぼ
平ｔ−ｉになっている。
第２図および第３図はフィン４２の底ｍ１図および側面
図をそれぞれ示しくおり、この底面および側面におｔ〕
るフィン４２の空気流４６に対づる好ましい配列を示し
ている。第２図および第３図にａ３いては、前部フレー
ム２４と空気流４６がエンジンの１１７ｊ向の中心軸線
に対して傾いているのぐ、ツイン４２の縦へ向の軸線５
２はフレーム２４および空気流４（５に対し−ｔ　Ｓ＋
’行に配置へされる。
第３図おにび第４図に更に訂しく示さ１１でいるように
、フィン４２はその両端に根元部分５４および先端部分
５６を含んでいる。中心部分５）８が根元部分５４と先
端部分５６との間にそれらから等距離の所に配置されＣ
おり、縦軸線！□５２が中心部分５８を通る。根元部分
５４はハウジング４０の外側表面６０に固定されＣいる
。、　１１４　ｉ’ｉ部分５４は外側表面６０ど一体に
なっていることが好ましい。先端部分５６は流路３０の
中に配置され−（いて、第３図に示１ように前部フレー
ム２４の内側表面２８とほぼ平行に配置され、かつ内側
表面２８から半径り面内側に隔だつＣいる。
第４図はフレーム２４、ハウジング４０おＪ、びフィン
４２の代表的な横断面図を示しくいる。この横断面図で
、前部フレーム２４の内側表面２８はエンジン１０の縦
方向の中心線から第１の半径Ｒ＋のところに配置され−
Ｃいる１、フィン４２の中心部分５８は内側表面２８と
同じ面に沿つ−（第２の半径ト＜２のところに配列され
ている。この半径Ｒ２の大きさは実質的に第１の半径Ｒ
１に等しい。
実質的に同じフ、ｒン４２を使用した場合、この構成は
有効（′ある。どいつのは、先端部分５６が第２の半径
Ｒ２より小さい第３３の半径Ｒ３のところに前部フレー
ム２４の内側表面２８とはば同心に配列され、かつ内側
表面２Ｂから゛；′径方向内側に隔たるからである。も
らろｌυ、相異なる１１法のフィン４２を使うことしで
きる。しかし、先端部分ｂ６を流路３０の中に！３３の
半径］＜３に沿つく整列さけることにより、フィン／Ｉ
２を一層空気力学的に滑らかにして、流路３０の中の空
気流４６に対づる妨害を最小限にすることが好ましい。
更に、根元部分５４は全体的に前部フレーム２４の内側
表面２８と同心に配列され、かつ内側表面２８から半径
り内外側に隔たっており、すなわら内側表面２８から引
っ込んだ位置にある。すなわち、根元部分５４は第１の
半径１り）より大きい第４の半径Ｒ４のところに配列さ
れる。この好ましい構成では、フィン４２の一部は流路
３０の中まで伸びており、一部は内側表面２Ｂから引つ
込Ｉυだ位置にある。しかし、空気流４６は開【」４４
に流入Ｊるど共にフィン／Ｉ２の根元部分ＬＩ４相々相
転間入し、フィン４２を冷ＩＪＩ　Ｊる。フィン４２を
このように引つ込まｔ！Ｉこ特徴にＪ、す、ノ、ｆン４
２を流路３０の中に更に伸ばさなりれば得られないよう
な冷Ｊｌ１１効率の向１−を実現りることが（パきる。
本発明によるもう１つの重要な特徴は、流路３０の中の
空気流４６の特性を測定覆るために１つ以上の周囲状態
センサをハウジング４０の中にフィン４２の近くに設り
ることぐ（１つる。具体的に説明すると、第２図には２
つの周囲状態センサの配置が例示されている。三〕なわ
ら、温度センサ６２がフィン４２の上流端側に配置され
、圧力セン１す６６がフィン４２の下流端側６８に配置
される。
センサ６２および６６はハウジング４０の中に配置され
、その中に収容された電子式制御装置酋１２に適当に電
気的に接続される。このようにづることにより、イ］加
的な配線や保護機器は必要としない。更に、センサ６２
および６６は、長方形であって比較的強いフィン４２自
体にＪ、って、　ｂ’＜物による損傷から保護される。
動作中、フィン４２がハウジング４０からの熱を伝導づ
るので、けンサ６２および６６の防氷機能が木来備わり
Ｃいる。
したがって、エンジン内の周囲状態センサに対する防氷
のために酋通設（プられ”（いる付加的構造は必要とさ
れない。
第３図乃至第５図に示１ように、センサ゛６２おＪ：び
６６をハウジング４０の中に根元部分５４の所またはそ
の下方に配置して、例えば異物に対りる防護を増大りる
ことが好ましい。第３図および第４図は温度センサ６２
の好ましい配管を示して゛いる。特に、温度センサ６２
はツイン４２の上流端側（第２図参照）に配回され゛（
いるので、温度センサ６２は主としてフィン４２によつ
Ｃ加熱される前の空気流４６の測度を検知りる。、更に
、温度センサ６２はハウジング４０の中に、外側表面６
０に接続された適当な通路を介して外側表面６０の■置
方に取りイ」けられるか、そのかわりに外側表面（５０
に取りｆζ１りられ、イし−（適当な熱絶縁物７０によ
って外側表面６０から熱絶縁される。したかつ（、濡庶
ヒンリ６２は流路３０の中の空気流４６の温度を測定り
る際、ツイン／１２の加熱効果による不正確さが比較的
小さくなる。
圧力センサ６６は第３図Ｊ３Ｊ、び絹５図に史に訂しく
例示されている。圧力レン１月６６はノｒン４２の下流
端側６８（第２図）に配管され（いる。
ハウジング４０に外側表面６０からセン１）６６まで伸
びる通路７２を設（プることにより一フイン４２相互間
からセン１す６６まで空気流を通りようにづることが好
ましい。
このように本発明による冷却シスチン＼３　ｆ３は、圧
縮機１６に吸い込まれる空気流４　（ｉをピー１ヘシン
ク媒体として使用して、電子式制御装置１２を冷却覆る
比較的簡単で効果的なシスブームを１Ｗ供覆る。冷ＩＩ
システム３８は、圧縮機１６への空気流４６のθｆまし
い空気〕ｊ学的パターンに一悪影響を与えずに、電子式
制御装置１２からの熱を散逸りる好適な熱伝達フィンを
含む。更に、センサ６２および６６を直接ハＣクジング
４０の中に熱伝達フィン４２の根元部ブ）５４に取り付
【ノることにより、従来技術では必要な付加的配線、配
管ａ３よひ保護が必要でなくなる。更に、フィン４２は
センサ６２および６６を異物にＪ、る損１８から保護り
るとと６に固有の防水機能をそなえている。この両方と
も従来技術に比べ（Ｐｉしい改善である。
本発明の好ましい一実施例を詳しく説明し１＝が、本発
明の趣旨から他の実施例を当業者が考えることは容易で
あろう。たとえば゛、冷却システム３８はターボッ１ン
・７′Ｌンジンに用いることムでき、ターボ−ノアン・
エンジンの゛）１７ンの前側またはファンとＩｔＩｌｉ
ｔ　Ｉｆｆ部分との間に配置りることができる。
実施例の方形フーｒン４２のように充分強くて異物によ
るフ、ｆンの損傷の危険性が最小と４するようなもの、
づなわら破損して圧縮機１Ｇに吸い込まれＵ　ｉｌンジ
ン１０に悪影響を与える恐れのない°しのならば、他の
形式のフィン構成を用いることもできる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の−・実施例ににる冷却システムを含む
飛行機ガスタービン・エンジンの部分断面図Ｃある。１
第２図は、第１図の冷却システムの底面図である　ｉｔ
　３図は、第２図の線３−３に沿って見た第１図の冷却
システムの部分断面側面図である。第４図は、第２図の
冷却システムを線４−４に沿っ又児ｌζ断面図である。 第５図は第２図の冷却システムを線５−５に沿って見た
断面図（゛ある。 （主な符号の説明） １０・・・ガスタービン・エンジン、 １２・・・電子式制御同転、１６・・・ＩＬ縮奢幾、２
２・・・環状−ル−ム、２４・・・曲部フレーム、２６
・・・前部フレームの半径り面外側表面、２８・・・前
部フレームの半径方向内側表ｍ１．３０・・・空気流の
流路、３８・・・冷却システム、４０・・・ハウジング
、４２・・・フィン、４４・・・間口、５０・・・空気
流境界層、５４・・・フィンの根元部分、５６・・・フ
ィンの先端部分、 ５８・・・フィンの中心部分、 ６０・・・ハウジングの外側表面、 ６２・・・温度センリー、６６・・・圧力センリ、７２
・・・通路 画ｌ

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 （１）　環状フレームの中に圧縮機が支持され、上記フ
    レームは上記圧縮機より上流側に伸びている前部フレー
    ム部分を持ち、上記前部フレームは半径方向内側表面お
    よび外側表面を持１う、上記内側表面が−１−配圧Ｉｉ
    ｍへの流路を形成しているガスタービン・エンジンにお
    い−Ｃ１上記前部フレームに設けられて該ル−ムを貫通
    覆る間口と、ハウジングとを有し、上記ハウジングの中
    にエンジン部品が取り付けられ、上記ハウジングから複
    数の熱伝達フィンが外側に伸びており、上記熱伝達フィ
    ンが一］二記間口を通って上記流路の中へ伸びるように
    上記ハ「クジングが上記前部フレームの上記半径方向外
    側表面に取り（＝Ｊ　ｔ）られていることを特徴とづる
    エンジン部品冷却システム。 （２、特許請求の範囲第（１）項記載のエンジン部品冷
    Ｎ１システムにＪ３いて、−Ｆ記フィンが上記流路の中
    へ実質的に上記前部ル−ムの上記内側表面までしか伸び
    −Ｃいないエンジン部品冷７Ｊシステム。 （３）　特許請求の範囲第（２）項記載のエンジン部品
    冷却システムにおいて、上記フィンが上記流路の中に伸
    びている距離が、動作中にＬ配向側表面に形成される空
    気流境界層の厚さより大きいエンジン部品冷却シス″７
    １＼。 （４）　特許請求の範囲第（１）項記載のエンジン部品
    冷却システムにａ３いて、Ｌ記ツインは上記流路内の空
    気流に対づる妨害を最小限にづ−るような空気力学的形
    状になっている゛Ｉンジン部品冷Ｎ１システム。 （５）　特許請求の範囲第（１）項記載のエンジン部品
    冷却システムにおいて、上記フィンは複数のほぼ平行に
    間隔を置いて配回された長方形のフィンで構成され、各
    フィンの縦方向軸線が上記流路内の空気流の進行方向と
    ほぼ平行に配閘されているエンジン部品冷Ｎ１システム
    。 （６）　特５′Ｆ請求の範囲第（５）項記載のエンジン
    部品＞’Ｎ　ＪＪ１シス−ｊ−ムにｄ３い（、に記複数
    のツインの各々はその両端に配置された根元部分および
    先端部分を右し、−１−記（１４元部分は上記ハウジン
    グに固定接続されており、上記先端部分がＦ記流路の中
    に配置されると共に、上記前部フレームのＬ配向側表面
    とほぼ平行に配置されているエンジン部品冷却システム
    。 〈７）　特許請求の範囲第（６）　Ｉｒ４記載のエンジ
    ン部品冷却シスプームにおい（、上記複数のフィンの各
    々は更に上記根元部分と上記先端部分との間にそれらか
    ら等距離の所に配置された中心部分を含み、上記複数の
    フィンの上記中心部分が上記前部フレー１１のＬ配向側
    表面ど同じ面に治って配列され、上記フィンの１開先端
    部分が上記前部フレーｌ＼の内側表面に対して、該内側
    表面から隔たる位置に配列されている［ンジン部品冷却
    システム。 （８）　特許請求の範囲第（１）項記載のＴンジン部分
    冷１４１システムにＪ３いて、−Ｆ記ハウジングが、−
    し−記流路の空気流の特性を測定するＩこめに上記ハウ
    ジング内の上記熱伝達−ツインの所に配置された周囲状
    態センサーを含んて゛いる一Ｌンジン部品冷）ｉｌｌシ
    ステム。 （９）　特許請求の範囲第（８）項、ｉ＋、！載の王ン
    ジン部品冷に１システムにおいて、上記ハウジングが外
    側表面を含み、上記複数のノ、インが上記外側表面から
    伸びる根元部分を含み、上記センサが上記ハウジング内
    の上記根元部分のトノ°ノに配置行されているエンジン
    部品冷ｆＪＩシステム。 （１０）　特許請求の範囲り１（９）項記載のエンジン
    部品冷却システムにおいて、−［記ハウジングが、上記
    ツイン相位間から空気を上記センサーに通ずために−Ｆ
    記外側表面から上記センサまで伸びる通路を含んでいる
    エンジン部品冷ｆＪｊシスーｊ′ム。 （１１）　特許請求の範囲第（１０）　Ｉ＃ｉ記載のエ
    ンジン部品冷７Ｊｌシステムにａ３いで、Ｌ記しンザが
    上記ハウジングから熱絶縁された温度センサを有するエ
    ンジン部品冷却システム。 （１２、特許請求の範囲第（１０）項記載のエンジン部
    品冷却システムにＪ３い（、上記センサが１＋カレンリ
    を右Ｊる。１−ンジン部品冷却シス１ム。 （”＋　３　）　特８′ｆ請求の範囲第（１）項記載の
    エンジン部品冷却シスデｌ＼におい（、上記］−ンジン
    部品が上記ガスタービン・Ｙンジン用の電子式１１ｉ＋
    １１ＩＩ装同を有する二１ニンジン部品冷却システム。 く１４）　環状フレームの中に圧縮機が支持され、上記
    フレームは上記圧縮機Ｊ：すＪ−流側に伸びている前部
    フレーム部分を持ら、上記前部フレームは半ｔ￥方向内
    １１１！Ｉ表面および外１１１１１表面を持ち１．Ｉ−
    配向側表面が上記圧縮機への流路を形成しでいるガスタ
    ービン・エンジンにおい（、−１−記前部−ル−ムに設
    けられて該フレームを関連ずる開口と、ハウジングとを
    有し、上記ハウジングの中には電子式制御装置が取りイ
    リけられ、上記ハウジングから複数の熱伝達）ｆンが外
    側に伸びており、上記ハウジング内の−Ｖ記熟熱伝達フ
    ィンところに周囲状態センサが配置され（い−く上記電
    子式制御装嵌に作動覆るように接続されでおり、上記熱
    伝達フィンが上記間に１を通・）（１記流路の中へ伸び
    るようにＬ記ハウジングが上記前部フレームの上記半径
    方向外側表面に取りイ」（〕られており、上上記熱伝達
    ライは、に記電子式制御駅１債にＪ、リブを牛される熱
    を散逸するように動き、上記周囲状態センサは上記流路
    内を流れる空気流の特許１を測定りるように働くことを
    特徴とづるエンジンの電子式制御装置の冷却シスｊ゛ム
    。 （１５）　特許請求の範囲第（１４）項記載の冷却シス
    テムにおい【、上記ハウジングが外側表面を持っており
    、上記複数のフィンが１２外側表面に固定された根元部
    分を含み、上記１！ンリが上記ハウジング内で上記根元
    部分の下方に配置されＣおり、ｌ記ハウジングが上記フ
    ィン相ｎ間から空気流を上記センサに通づために上記外
    側表面から上記セン（ＪまＣ伸びる通路を含んＣいる冷
    ＩＪＩシステム。 （１６）　特ｎ′１品求の範１ハ１第（１５）　１１４
    記載の冷却システムにおいて、上記センサが上記ハウジ
    ングから熱絶縁されｌ１ＩＬ？ン→ノを右りる冷却シス
    テム。 （１７）　特許請求の範囲第（１４）　Ｊ口記載の冷）
    、１１シス）ムにおいＣ１１記ノｒンが複数のほぼ平行
    に間隔を防いて配置ｒノされた長方形のフィンで構成さ
    れ、各フィンの縦Ｉノ向軸線が上記流路内の空気流の進
    行方向とほぼ平行に配置されでおり、上記複数のフィン
    の各々はその両端に根ノＬ部分および先端部分を含み、
    上記根元部分が上記ハウジングに固定接続されており、
    Ｌ開先端部分が上記流路の中に配置されると共に、Ｆ２
    前部フレームの上記内側表面と（よば平（］に配置され
    （いる冷７４１システム、。 （１８）　環状フレームの中に圧縮機が支持♂れ、上記
    フレームは上記圧縮機より上流側に伸びる前部フレーム
    部分を持ノー）、」−記前部フレームは半径方向内側表
    面Ｊ′３よび外側表面を持ら、上記内側表面が上記１１
    縮機への流路を形成しているカスタービン・エンジンに
    おいて、上記前部フレームに設（プられＣ該）１ノーｌ
    ＼を６通する間口と、ハウジングとを右し、１：記ハウ
    ジングの中には電子式制御ｉｌｌ装置ζ′１が取り（ｑ
    ｔＪられ、上記ハウジングは複数のほぼ平行に間隔を賄
    いて配置された長方形の熱伝達フィンを含み、に記複数
    の）ビンの各々は縦方向軸線を持つどｉＬに、横１ｊ向
    の両端に根元部分および先端部分を持１５、上記根元部
    分は１−記ハウジングの外側表面に固定接ｌＸＣされて
    おり、ｌ’ＷＬ！熱伝達フィンが上記間口を通つ−（沖
    びかつ上記縦方向軸線が上記流路内の空気流の進ｔｊ−
    １３向と（ま（ま平行になるにうにＬ記ハウジンク゛が
    １−記前部フレームの半径方向外側表面にＩＩＭす４＝
    Ｊ　ｔ、−）られＣおり、上記先端部分がＦ記前ｍｌフ
    レームの１扉内側表面とほば平行に上記流路の中に配置
    されており、Ｌ記ハウジングが」：記外側表１ｒ１１の
    下りに配置（きれた温側表面から−Ｆ記センサまで伸び
    る通路を含んでおり、上記センサが−Ｖ記電子式制御触
    １ｉに電気的に接続されていることを特徴とするエンジ
    ンの電子式制御装置の冷却システム。 （１９）　外側表面をそなえた、電子式制御装置を収容
    す゛るためのハウジンク、上記ハウジングの上記外側表
    面から伸びる複数の熱伝達フ・Ｃン、およびＰ記ハウジ
    ングの中に上記熱伝達フィンの近くに配置されて上記電
    子式制御装置ｔりに接続可能な周囲状態センサをイ１り
    ることを特徴とづる電子式制御装置。 （２０＞　特許請求の範囲第（１９）項記載の電子式制
    御装置において、上記複数の熱伝達フィンが複数のほぼ
    平行に間隔を；Ｃ７い（配置ｆｆ　ａ　ｈ　ｋ　ｆ−＜
    方形のツインＣ・構成され、各ツインは縦り向軸線を持
    つと共に、各ツインの横方向の両端に根元部、　分およ
    び先端部分を持ち、上記根元部分は上記ハウジングの−
    Ｆ記外側表面に固定接続されており、上記センサが−［
    記ハウジング内の上記根元部分の下方に配置され゛（い
    る電二ｒ一式制ｍ装置。 （２１）　特許請求の範囲第（２０）　Ｔｒｉ記戦の電
    子式制御装置におい〔、」−記ハウジンクが上記フィン
    相互間から上記レン４）に空気を通りために１−記外側
    表面から上記セン４ノーまで伸びる通路を含ｌυでいる
    電子式制御装置。 （２２、特許請求の範囲第（２１）　Ｊｎ記載の電子制
    御ｉＩｌ装胃において、上記センサが上記ハウジンクか
    ら熱絶縁された温度センサをイｅ　シ’（いる電子式制
    御装置、。 （２３）　特許請求の範囲第（２１）］Ｍｉｉｄ載の電
    子式制御装置において、上記ハウジンクの中に温度セン
    サおＪ、び圧力（２ンリを含む２個の周囲状態センサが
    配置されている電子式制御装置Ｎ　＋＋
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