(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
一次空気回路（２０）と、
一次空気が供給される高圧コンプレッサ（２６）と、
二次空気回路（１８）と、
高圧コンプレッサ（２６）の上流で一次空気回路内に取り付けられた少なくとも１つの熱交換器（２８、２８’）と、を備える航空エンジンであって、
前記熱交換器が、低温第２回路（２８ｂ、２８’ｂ）と高温第１回路（２８ａ、２８’ａ）とを備えており、前記高温第１回路には前記一次空気回路からの空気が供給され、前記低温第２回路（２８ｂ）には二次空気回路（１８）からの空気が供給され、熱交換器（２８、２８’）の低温第２回路の入口（２８ｃ）は、二次空気回路内に前記エンジンの軸を中心として対称的に配置された吸気手段（３０ａ）に接続されており、熱交換器の低温第２回路からの出口（２８ｄ）が、二次空気回路内に空気を再流入させるための手段（３２ｂ）に接続されるとともに前記エンジンの軸を中心として対称的に配置されており、
吸気手段が、前記熱交換器（２８’）に接続された第２端部（７０ｂ）を有する複数の第１管（７０）の開口した第１端部（７０ａ）によって構成され、空気再流入手段が、前記熱交換器（２８’）に接続された第２端部（７２ａ）を有する複数の第２管（７２）の開口した第１端部（７２ｂ）によって構成され、これらの第１管および第２管の開口した第１端部（７０ａ、７２ｂ）が、エンジンの軸に対して規則的に角度をなして配置されており、
前記少なくとも１つの熱交換器（２８、２８’）の各々が、全体として環状の形状を有し、エンジンと同じ回転軸を示すことを特徴とする、前記航空エンジン。
【請求項２】
前記熱交換器（２８、２８’）が、前記高圧コンプレッサ（２６）と、高圧コンプレッサの上流で前記一次空気回路（２０）内に配置される中間ケーシング（２４）との間に取り付けられることを特徴とする、請求項１に記載のエンジン。
【請求項３】
前記吸気手段の各管（７０）の開口した第１端部（７０ａ）が、二次空気流全体の約１０％を取るよう構成されることを特徴とする、請求項１または２に記載のエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、熱交換手段を備える航空エンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
特に、通常のタイプの航空エンジンに関しては、エンジンの圧縮ステージを通る一次空気の温度を低下させることにより、所与のコンプレッサ技術において、エンジンの燃料消費を低減するか、または窒素酸化物（ＮＯｘ）のような汚染物質の排出を低減することが可能であることが知られている。初期温度を維持することが望まれる場合には、全体圧力比（ＯＰＲ）を増大させ、これにより燃料消費を低減することが可能である。ＯＰＲを維持することが望まれる場合にも、温度低下によりＮＯｘ汚染物質の排出を低減することは可能である。
【０００３】
熱交換器を用いて一次空気の温度を低減させる試みは既に行われてきた。例えば、これはＥＰ１５５５４０６またはＵＳ４２５４６１８に記載されている。これらの２つの例では、一次空気の一部が高圧コンプレッサの上流で、二次空気の流れ内に配置される熱交換器を通るように取り込まれ、冷却された空気が高圧コンプレッサの入口に戻される。しかし、この配置では、十分な温度低下を達成することは不可能である。
【０００４】
ＦＲ２４８２１９６は、請求項１の前提部分に係る熱交換手段について説明している。
【特許文献１】欧州特許第１５５５４０６号明細書
【特許文献２】米国特許第４２５４６１８号明細書
【特許文献３】仏国特許第２４８２１９６号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の目的は、熱交換器を用いて一次空気の有用な温度低下を達成可能にする、熱交換器が設けられる航空エンジンを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この目的を達成するために本発明の航空エンジンは以下を備える：
一次空気回路と、上記一次空気が供給される高圧コンプレッサと、二次空気回路と、高圧コンプレッサの上流で一次空気回路内に取り付けられる少なくとも１つの熱交換器。上記熱交換器は、低温第２回路と高温第１回路とを備え、上記高温第１回路には上記一次空気回路からの空気が供給され、上記低温第２回路には二次空気回路からの空気が供給され、熱交換器の低温第２回路の入口は、二次空気回路内に配置される吸気手段に上記エンジンの軸を中心に対称的に接続され、熱交換器の低温回路からの出口は二次空気回路内に空気を再流入させるための手段に接続されるとともに上記エンジンの軸を中心に対称的に配置される。
【０００７】
上記エンジンは、吸気手段および空気再流入手段が、上記熱交換器に接続される第２端部を有する管の開放している第１端部により構成され、上記開放第１端部がエンジンの軸に対して規則的に（ｉｎ  ｒｅｇｕｌａｒ  ｍａｎｎｅｒ）角度をなして配置されていることを特徴とする。
【０００８】
熱交換器は一次空気回路内で高圧コンプレッサの上流に配置されていることから、一次空気流全体が、高圧コンプレッサ内へ進入する前に熱交換器を通ることは理解される。これにより、高圧コンプレッサの入口における一次空気の温度の著しい低減が達成可能である。さらに、熱交換器の低温回路に供給されるための吸気が、必然的に小さい径を有する管により行われるため、空気流は加速される。
【０００９】
好ましくは、上記熱交換器は環状であり、エンジンと同じ回転軸を示す。したがって、熱交換器はエンジン内において、その構造を著しく変更することなく容易に取り付けられることが理解される。
【００１０】
好ましくは、上記吸気手段の管の第１開放端部は、二次空気流全体の約１０％を取るように構成される。
【００１１】
本発明のその他の特徴および利点は、非限定的な実施例として挙げられる、以下の発明の実施形態の説明によりさらに明らかになる。説明は添付の図面に基づいて行われる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
まずは図１を参照し、本発明の原理に関して説明する。この図では、航空エンジンの前部分が示されており、これは長手軸ＸＸ’を中心とする回転体を構成する。この図はさらに、エアスリーブ１２と前部ケーシング１４をナセルケーシング１６とともに示している。これらの間で、ケーシングとエアスリーブ１２はいずれも二次空気回路１８および一次空気回路２０を画定する。
【００１３】
知られている方法で一次空気回路２０は、低圧コンプレッサ２２と、中間ケーシング２４と、高圧コンプレッサ２６とを備える通路を通る。本発明の本質的な特徴に係り、好ましくは環状の形状を有する熱交換器２８が、この一次空気回路内で中間ケーシング２４と高圧コンプレッサ２６の入口との間に挿入される。熱交換器２８は当然、高温第１回路２８ａと低温第２回路２８ｂとを備える。熱交換器の高温第１回路２８ａでは、一次空気流全体が通過する。熱交換器２８の低温第２回路２８ｂには、二次空気回路１８からの空気が供給される。完全に理論上のものであるこの図面では、吸気管３０が示されており、これはそれぞれ二次空気回路１８に開口する一方の端部３０ａと、熱交換器２８の低温第２回路２８ｂの入口２８ｃに接続する反対側の端部３０ｂとを有する。同様に、二次空気回路から取り込まれる空気流は、上記回路に管３２のような管を介して再度流入される。管３２はそれぞれ熱交換器２８の二次回路の出口２８ｄに接続される一方の端部３２ａと、二次空気回路１８へ開口する反対側の端部３２ｂとを有する。以下のように、本発明の好ましい実施形態を説明すると、二次空気吸気端部３０ａおよび二次空気還流端部３２ｂは、二次空気流１８の流れを可能な限り妨げないように画定されている。
【００１４】
この理論上の図では、本発明によって一次および二次空気回路の様々な点で異なる温度が得られることが見て取られる。二次空気回路の入口では、温度は室温、例えば３０３ケルビン（Ｋ）であり、低圧コンプレッサ２２への入口における温度Ｔ２は例えば３０７Ｋであり、低圧コンプレッサ２２からの出口における温度Ｔ２３は４０３Ｋであり、二次空気を取り込むための手段の入口３０ａの温度Ｔ１３は３４０Ｋであり、二次空気流に空気を再度流入させるための手段からの出口における温度ＴＦ３は３７３Ｋである。熱交換器２８の一次回路からの出口における温度Ｔ２５、すなわち高圧コンプレッサへの入口における一次空気流の温度が３７３Ｋに低減されることは強調されるべき点である。これは、熱交換器２８が用いられない状態に対して３０Ｋにおよぶ非常に顕著な低下であることを示す。また、高圧コンプレッサ２６からの出口における温度Ｔ３０も示され、これは９０１Ｋである。
【００１５】
上述のように、本発明に係る熱交換器を用いることによる一次空気の温度低下は２つの異なる方法で活用することが可能である。図１に示される実施例では、この温度低下は高圧コンプレッサからの出口における温度を低減するために用いられ、それによって酸化窒素の放出率が低減される。
【００１６】
上述のように、熱交換器２８の存在による一次空気の温度低下は、エンジン全体の圧縮比、特に高圧コンプレッサ２６の圧縮比を増加させるためにも利用され得、これによりコンプレッサからの出口における温度を一定に維持しながら、図１に示されるエンジンの燃料消費を低減することが可能である。
【００１７】
図２を参照して、本発明の実施形態の詳細な説明を行う。
【００１８】
本実施形態では熱交換器は符号２８’で示される。熱交換器２８’は全体として環状の形状を有し、その高温第１回路２８’ａは、熱交換器２８’のケーシング４２内に環状に配置されるチューブ４０により構成されている。これにより、一次空気流は、軸ＸＸ’に対して平行のチューブ４０を通って流れ、したがって一次空気流全体は熱交換器を通って流れる。熱交換器は、第２回路２８’ｂも有し、これはケーシング４２内で径方向のじゃま板４４および分配マニホールド４６により画定される。熱交換器の第２回路に供給される二次空気は、二次空気回路１８から取り込まれる。
【００１９】
熱交換器２８’のケーシング４２は好ましくはフランジ４３および４５により、中間ケーシングの出口２４および高圧コンプレッサ２６の入口に固定される。
【００２０】
空気は、二次空気流１８から、熱交換器の入口に接続される管の端部を構成する「スクープ」により取り込まれる。これらの管およびスクープは、二次空気回路内でエンジンの軸ＸＸ’の周囲で角度をつけて規則的に分配されている。
【００２１】
図２はこのように、二次空気を熱交換器に供給するための管７０を示しており、この管は実質的にエンジンの軸ＸＸ’に対して直角であり、「スクープ」を構成する一方の端部７０ａを有する。管７０の他方の端部は符号７０ｂで示され、これは熱交換器２８’の第２回路の入口に接続される。同様に、各供給管７０は、二次空気回路へ開口する一方の端部７２ｂと熱交換器２８’の低温第２回路の出口に接続する反対側の端部７２ａとを有する還流管７２と関連している。吸気管７０は、吸気端部７０ａの断面積を管７０の数で乗算すると、二次空気回路の断面積の約１０％であるように寸法決めされている。さらに、好ましくは実質的に円筒形の金属板７４が第１に吸気管７０の端部７０ａに、そして第２に還流管７２の一方の縁部の端部に固定され、これにより二次空気の二次空気回路内における流れが規則的であることを確実にする。
【００２２】
スクープ７０ａを備える吸気管７０は、二次空気流全体の約１０％しか取らないため、この状態が、吸気管７０および還流管７２を通る空気流が加速することを意味すると認められるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明の熱交換器が取り付けられた航空エンジンの一部を示す長手方向の簡略的な断面半図である。
【図２】本発明の実施形態の詳細を示す図１と同様の図である。
【符号の説明】
【００２４】
１２  エアスリーブ
１４  前部ケーシング
１６  ナセルケーシング
１８  二次空気回路
２０  一次空気回路
２２  低圧コンプレッサ
２４  中間ケーシング
２６  高圧コンプレッサ
２８、２８ｆ’  熱交換器
２８ａ、２８’ａ  高温第１回路
２８ｂ、２８’ｂ  低温第２回路
２８ｃ  低温第２回路の入口
２８ｄ  低温第２回路の出口
３０  吸気管
３０ａ、３０ｂ  吸気管端部
３２、７０、７２  管
３２ａ、３２ｂ、７０ａ、７０ｂ、７２ａ、７２ｂ  管端部
４０  チューブ
４２  ケーシング
４３  フランジ
４４  じゃま板
４５  フランジ
４６  マニホールド
７４  金属板
【図１】
0005405027.tif 000002
【図２】
0005405027.tif 000003