JP2010531408A - 航空機用ターボジェットエンジン - Google Patents

Abstract

航空機用ターボジェットエンジン（１）であって、ナセル（２）の中に収容されるエンジン（３）と、ターボジェットエンジンの推進システムから抽出される高温の流体を冷却して、部分的に冷却された前記高温の流体を前記推進システムの中に再導入することを目的とした少なくとも一つの熱交換器とを有するものであって、少なくとも一つのプレート式熱交換器が、ターボジェットエンジンの低部、ターボジェットエンジンの下流分岐区域（６）のところに延びる半径方向の熱交換器であり、該下流分岐区域（６）が、前記ターボジェットエンジンのファンおよびファンの整流羽根（５）の下流に配置されており、該熱交換器が、下流分岐区域の外側側面壁に平行して延びる。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機用ターボジェットエンジンに関するものである。
より正確には、本発明は、ターボジェットエンジンの中に収容される、プレート式熱交換器とも呼ばれる熱交換器に関するものである。
本発明による熱交換器は、オイルのようなターボジェットエンジンの推進システムの高温の流体を、該高温の流体が少なくとも部分的に冷却された状態で、前記推進システムの中に再導入されることを可能にするために、冷却することを目的としている。
本発明は、またそのようなターボジェットエンジンを少なくとも一つ有する航空機にも関するものである。

一般に、本発明による熱交換器は、ターボジェットエンジンの中または周りを循環する流体を冷却することが必要であるかぎり適用される。

民間航空機の分野においては、ターボジェットエンジンのエンジンの中を循環するオイルを冷却するために、付属の熱交換器を利用することが既知である。
高温のオイルは、熱交換器の中に運ばれて、そこで冷却されてから、推進システムの中に再導入される。

従来技術において、一般に、熱交換器について、二つの位置決め、すなわちエンジン本体のところ、または、ナセルのところへの位置決めが可能である。

しかしながら、熱交換器が、空気の出口が外の方に向いているナセル内に取り付けられる場合、空気の取り入れは、空気の取り入れがエンジンの推力に貢献しないか、あるいは、ほとんどしないかぎり、推進効率の直接の損失となる。
熱交換器がエンジン本体内に取り付けられる場合、熱交換器の存在自体が、熱交換器の内部構造によって、流れにおける大きな負荷損失の原因となり、またエンジンの下流の空気力学的流れを多かれ少なかれ有意に乱す傾向がある。

別の既知の解決案は、ナセルに結合し、ナセルの内壁の形状に局部的にぴったり一致する、プレート式熱交換器を利用することである。
熱交換器の上面は、ナセルの内壁に結合し、一方下面は、ナセルの内部空間を通る冷たい空気の流れの中に位置されている。
熱交換器の内部に伝わる熱は、前記熱交換器の下面を形成するプレートの内部表面に熱伝導によって交換される。
この高温のプレート表面を、ナセルの中を流れる冷たい空気の流れがかすめる。
高温のプレートの中に蓄積される熱は、このようにターボジェットエンジンの空気力学的流れの方への強制対流によって消散される。

従来技術の熱交換器のこの第二の実施態様の不都合は、ターボジェットエンジンから出る騒音公害の現行の減少システムのために使用できる表面積を、該熱交換器が減らしてしまうということである。
すなわち、騒音公害を減らすために、ナセルの内壁を、少なくとも部分的に音響ライニングで覆い隠すことが知られている。
より一般的には、この音響ライニングは、ナセルおよびエンジンカウルの内壁および外壁を、これらの壁の二つが互いに向かい合わせであるかぎり覆い隠す。
この音響ライニングの存在は、ナセルの内壁へのプレート式熱交換器の結合とは相いれない。
そのようなプレート式熱交換器を利用するためには、局部的に音響ライニングを取り除くことが必要となり得るが、このことは結局、騒音公害に関する寸法基準をみると難しいのは明らかである。

本発明において、エンジンの推進システムから来るオイルや他の冷却液のような流体を冷却するのに適した、ターボジェットエンジンの中に容易に設置されることができ、また、とりわけ音響に関する現行の規格および制約に適合することができる熱交換器を提供することを目指す。
また、従来技術の熱交換器の効率に比べて高まった効率をもつ、すなわち、より大きな冷却力をもつ熱交換器を提供することを目指す。

そのために、本発明において、一つまたは複数の熱交換器を、ターボジェットエンジンの下流分岐区域のところに配置することを提案する。
下流分岐区域は、エンジンの外壁とナセルの内壁との間の、従来、ターボジェットエンジンの低部に広がる。
ターボジェットエンジンの低部とは、ターボジェットエンジンが航空機の主翼の下面に取り付けられるとき地面に向けられることを目的とした部分を意味する。
下流分岐区域は、ファンおよびファンの整流羽根の下流に配置される。
ナセルの内壁またはエンジンカウルの外壁と完全に向かい合っていないので、下流分岐区域は、普通、防音処理されていない。
このように、本発明によると、生み出される空気力学的抵抗を制限しつつ、かつ、ナセルの防音処理に影響を及ぼすことなく、排熱をエンジンの内部の流れの中で消散するように、下流分岐区域のところに、一つまたは複数のプレート式熱交換器を組み入れる。
下流分岐区域は、大抵の場合、ナセルの口まで広がり、したがって比較的かさばるが、これは、その内側空間に、配送管、電気ケーブル、付属機器の伝動軸などの、エンジンからナセル本体の中に含まれる設備まで、または、その逆に、通過しなければならないものを、収容することができるようにするためである。
特定のターボジェットエンジンにおいて、設備の一部は、エンジンそれ自体の中にまとめられ、それにより、配送管および配線の一部が取り除かれる。
それゆえに、下流分岐区域の内部空間および全体の容積は、減らされることができる。
下流分岐区域が小さい場合、本発明による一つまたは複数の熱交換器は、有利には前記下流分岐区域の延長線上に配置されることができる。
でなければ、一つまたは複数の熱交換器は、分岐区域の両側に、前記分岐区域に平行に延びることができる。
特定の場合において、全体の容積を減らすように、熱交換器の外壁を、分岐区域の外壁に結合することが可能である。
しかしながら、この場合、検討される熱交換器一つにつき、一つの熱交換表面しか存在しない。

したがって、本発明は、ナセルの中に収容されるエンジンと少なくとも一つの熱交換器とを有する、航空機用ターボジェットエンジンを対象としており、該熱交換器は、ターボジェットエンジンの推進システムから抽出される高温の流体を冷却して、部分的に冷却された前記高温の流体を、前記推進システムの中に再び導入することを目的としており、少なくとも一つの熱交換器が、ターボジェットエンジンの低部、ターボジェットエンジンの下流分岐区域のところに延びる半径方向の熱交換器であることを特徴とする。

半径方向とは、ターボジェットエンジンの長手方向軸に垂直なことを意味する。
つまり、本発明による熱交換器は、エンジンからナセルの内壁まで延びて、前記ナセルの内部空間を部分的に横切る。

本発明によるターボジェットエンジンの複数の実施例によると、少なくとも一つの半径方向の熱交換器が、下流分岐区域の側壁に沿って延びることを想定することが可能である。

半径方向の熱交換器は、分岐区域の側面、すなわち、側壁に平行して延びるが、前記側壁に必ずしも結合されない。

半径方向の熱交換器が結合される場合は、半径方向の熱交換器の存在によって引き起こされる空気力学的乱れが減らされる。
例えば、半径方向の熱交換器の外壁は、下流分岐区域の外壁と一体化している。
外壁とは、ナセルの内側空間および熱交換器と下流分岐区域が中に収まっている通気路の方に向けられている壁を意味する。
内側とは、したがって下流分岐区域の方に向いていることを意味する。

逆に、半径方向の熱交換器が分岐区域から距離を置いて配置される場合は、前記半径方向の熱交換器の熱交換表面が増し、したがって冷却能力が増す。
推奨的には、半径方向の熱交換器は、そのとき、下流分岐区域の下流のその空気力学的延長線上に延びる。

本発明によるターボジェットエンジンのある特定の実施例においては、少なくとも一つの半径方向の熱交換器が、エンジンに一体化して備えられる。

熱交換器は、そのときターボ機械と一体化していて、ターボ機械のすぐ近くにあるので、設備へのメンテナンス行為は単純化される。
このことは、例えば、熱交換器がエンジンに直接固定されていない推進システムについての場合にあり得るような、エンジンと熱交換器との間のフルイディクスの関連を断たなければならないようなことを、避けることを可能にする。

本発明は、以下の説明を読むことによって、また、添付の図面を検討することによって、よりよく理解されるであろう。
図面は参考までに提示されるものであって、本発明を制限するものでは全くない。
図面は、以下を示す。

本発明による半径方向の熱交換器を少なくとも一つ備えることができる、ターボジェットエンジンの縦断面図である。 Ｂ‐Ｂに沿った断面図であり、本発明による熱交換器の第一の実施例を示すものである。 Ｂ‐Ｂに沿った断面図であり、本発明による熱交換器の第二の実施例を示すものである。 Ｂ‐Ｂに沿った断面図であり、本発明による熱交換器の第三の実施例を示すものである。

図１は、ターボジェットエンジン１を、前記ターボジェットエンジン１の長手方向軸Ａに沿った縦断面図で示している。

ターボジェットエンジン１は、エンジン３が中に収容されるナセル２を従来有している。
エンジン３は、とりわけ、ファンの整流羽根５を介して、ナセル２の内壁４に固定される。
ターボジェットエンジン１は、ファンの整流羽根５からナセル２の後端部７まで長さ方向に延びることができる、下流分岐区域６を備えている。
長さとは、軸Ａに平行に広がる次元を意味する。
前部あるいは後部とは、そのようなターボジェットエンジン１を備える航空機の正常動作での進行方向に対するものを意味する。
下流分岐区域６は、エンジン３の外壁１２からナセル２の内壁４まで高さが広がる。
高さとは、長手方向軸Ａから半径方向に広がる次元を意味する。

本発明による一つまたは複数の熱交換器は、この下流分岐区域６の周囲に位置し、すなわち前記下流分岐区域６の側面壁に沿って、前記下流分岐区域６の下流などに位置する。

図２、３および４では、本発明による熱交換器の三つの非制限的実施例が示されている。

図２の下流分岐区域６は、ファンの整流羽根５の後ろからナセル２の後端部７まで長さ方向に延びる。
図２の下流分岐区域６は、したがって最大の外形寸法である。
本発明による二つの垂直の熱交換器８は、下流分岐区域６の両側の側面に位置する。
前記垂直の熱交換器８は、下流分岐区域６に平行して、エンジン３の外壁１２からナセル２の内壁４まで延びる。
有利には、熱交換器８は、その高端部で、エンジンの外壁と一体化している。

通気路の中の設備のかさを増すことのないように、半径方向の各熱交換器８の内側側壁９は、下流分岐区域６の外側側壁１０に結合される。
より正確には、下流分岐区域６は、下流分岐区域６と熱交換器８とのまとまりの全体の外側輪郭が、熱交換器のない従来技術の下流分岐区域６の全体の外側輪郭に相当するように、くぼんでいる。
垂直の熱交換器８の外壁１１だけが、下流分岐区域６と垂直な熱交換器８が中に延びる通気路を通過する冷たい空気の流れｆによってかすめられる。

もちろん、熱交換器８は、下流分岐区域６の外壁１０に対して、少しずれることもまた可能であり得る。
そうすることによって、通気路を通過する空気は、熱交換器８の内壁９と下流分岐区域６の外壁１０との間を通過でき得る。
熱交換器８は、そのとき、二つの熱交換表面９、１１を持つこととなろう。

図３および４では、下流分岐区域１６が小さいが、これは該下流分岐区域が図２より少ない容積を持つという意味である。
すなわち、小さい下流分岐区域１６は、ナセルの後端部まで長さ方向に延びない。

小さい分岐区域の特定の実施例において、前記下流分岐区域１６を通過する空気の流量を調整するために、バタフライバルブや可変吸気口のような調節システムを備えることが可能である。

図３の小さい下流分岐区域１６は、側面の垂直な二つの熱交換器１３が側面に位置するが、該二つの熱交換器は、小さい下流分岐区域１６の両側かつ下流に配置される。
通気路における空気の流れｆの流れを乱さないように、側面の垂直な熱交換器１３は、下流分岐区域１６の空気力学的輪郭に従う。
それぞれの側面の熱交換器１３は、二つの熱交換表面を、それぞれ内壁１４および外壁１５のところに呈する。

図４で示される例において、二つの側面の垂直な熱交換器１３に加えて、ターボジェットエンジン１は、小さい下流分岐区域１６の後部延長線上に延びる、中心の半径方向の熱交換器１８を備えている。
より正確には、下流分岐区域１６の後端部１７は、中心の熱交換器１８によって延長される。

図４の三つの熱交換器１３、１８は、二つの熱交換表面を備えている。
ファンによって導かれる副次的な流れｆの下の部分は、ファンの整流羽根５の平面を通過し、小さい下流分岐区域１６の周りを回り、そしてそれぞれの熱交換器１３、１８の内側面および外側面に沿っていく。
熱エネルギーの伝達は、そのとき、熱交換器１３、１８の高温の壁と冷たい空気の流れｆとの間で強制対流によって起こる。

一般に、本発明による垂直な熱交換器８、１３、１８は、有利には特定の断面を与えられた一般的な形状をもち、進入縁部１９、二つの側面壁９、１１、１４、１５および放出縁部２０を呈している。
中心の半径方向の熱交換器１８の場合、進入縁部は下流分岐区域１６の進入縁部２１に相当する。

もちろん、熱交換器８、１３、１８の他のタイプの位置決めも、熱交換表面を多少増すように、かつ、容積およびターボジェットエンジン１の内部の流れへの空気力学的影響を多少制限するように検討することができる。

もちろん、垂直な熱交換器８、１３、１８は、滑らかな熱交換表面を有することもできるし、または、ラジエータなどの放熱用のフィン、摂動材、粗度などのような、効率を高めることができる隆起を備えた熱交換表面を有することもできる。

同様に、下流分岐区域６、１６の周りでのターボジェットエンジン１の空気力学的流れの乱流を制限するように完全に滑らかな表面を垂直な熱交換器の外壁に備え、また、熱交換器８、１３、１８の間に発生する空気力学的流れの中での熱交換効率を高めるラジエータなどの放熱用のフィンおよび隆起を内壁間に備える、垂直な熱交換器８、１３、１８を、下流分岐区域６、１６の下流に組み入れることを検討することも可能である。

本発明による熱交換器は、プレート式熱交換器タイプであり、また、下流分岐区域の延長線上に配置されるので、推進システムの性能に影響を与える可能性がある空気力学的乱れを、限られたレベルでしか発生させない。
本発明による熱交換器は、熱交換器の内側および外側に空気力学的乱れを発生させる可能性がある、曲がった複雑な配管は有しない。

さらに、本発明による熱交換器は、該熱交換器が慣例どおりに防音処理を備えない領域に組み入れられるかぎり、ナセルの壁側の防音処理に影響を与えることはない。
このように、防音処理のレベルに不利な条件を与えることなく、推進システムの内部で熱交換器を利用することが可能である。

別の面では、本発明による熱交換器は、ターボジェットエンジンの空気力学的流れの中に、エンジンおよびエンジンの付属品の排熱を再導入することによって推進システムの効率を高めることに貢献する。
このように、この熱エネルギーは、ナセルの外側に廃棄されたりして、または、熱交換器の存在自体の中の負荷損失によって消散されたりして無くなることはない。

また、下流分岐区域のところへの熱交換器の位置決めが、そこへの近づきやすさ、および、メンテナンスを単純にする傾向があることは注目に値する。

１ ターボジェットエンジン
２ ナセル
３ エンジン
４ 内壁
５ ファンの整流羽根
６ 下流分岐区域
７ 後端部
８ 熱交換器
９ 内側側壁
１０ 外側側壁
１１ 外壁
１２ 外壁
１３ 熱交換器
１４ 内壁
１５ 外壁
１６ 下流分岐区域
１７ 後端部
１８ 熱交換器
１９ 進入縁部
２０ 放出縁部
２１ 進入縁部

Claims (5)

1. 航空機用ターボジェットエンジン（１）であって、
   ナセル（２）の中に収容されるエンジン（３）と、
   ターボジェットエンジンの推進システムから抽出される高温の流体を冷却して、部分的に冷却された前記高温の流体を前記推進システムの中に再導入することを目的とした少なくとも一つの熱交換器（８、１３、１８）とを有するものであって、
   少なくとも一つのプレート式熱交換器（８、１３、１８）が、ターボジェットエンジンの低部、ターボジェットエンジンの下流分岐区域（６、１６）のところに延びる半径方向の熱交換器であることを特徴とし、
   該下流分岐区域が、前記ターボジェットエンジンのファンおよびファンの整流羽根の下流に配置されており、
   該熱交換器が、下流分岐区域の外側側面壁（１０）に平行して延びる、航空機用ターボジェットエンジン。
2. 半径方向の熱交換器が、下流分岐区域の側面壁（１０）に沿って延びることを特徴とする、請求項１に記載のターボジェットエンジン。
3. 半径方向の熱交換器の内壁（９）が、下流分岐区域の外側側面壁（１０）と一体化していることを特徴とする、請求項２に記載のターボジェットエンジン。
4. 半径方向の熱交換器が、小さい下流分岐区域（１６）の下流に延びることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一つに記載のターボジェットエンジン。
5. 半径方向の熱交換器が、エンジンに一体化していることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一つに記載のターボジェットエンジン。

Images