(57)【要約】      （修正有）【課題】ターボ機械で使用されるための空冷式表面クーラの形態の強化された熱交換器のデザインを提供する。【解決手段】熱交換器装置が、エンジンブースタリップまたはエンジンナセルの中および周りに形成されかつ循環する動作流体の流れを受けるように構成された少なくとも１つの冷却流路８４と、少なくとも１つの冷却流路８４に連通されかつエンジンブースタリップまたはエンジンナセルの外部に連通された少なくとも１つの流体ポートとを有する。【選択図】図５
2014148974.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンブースタリップまたはエンジン環状ファンケーシングの中およびその周りに形成されかつ循環する動作流体の流れを受けるように構成された少なくも１つの冷却流路と、
前記少なくとも１つの冷却流路に連通されかつ前記エンジンブースタリップまたは前記エンジン環状ファンケーシングの外部に連通された少なくとも１つの流体ポートと
を備える熱交換器装置。
【請求項２】
前記少なくとも１つの冷却流路が前記ブースタリップ内に埋め込まれ、また、少なくとも１つのファン出口ガイドベーンまたはファン出口ストラットの根元に熱接触する、請求項１に記載の熱交換器装置。
【請求項３】
複数の冷却流路が前記ブースタリップの中および周りに埋め込まれ、前記複数の冷却流路の各々が少なくとも１つのファン出口ガイドベーンまたはファン出口ストラットに熱接触する、請求項２に記載の熱交換器装置。
【請求項４】
前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジンブースタリップの円周の少なくとも一部分の周りに構成された、請求項２に記載の熱交換器装置。
【請求項５】
前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジンブースタリップの全円周の周りに構成された、請求項４に記載の熱交換器装置。
【請求項６】
前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジン環状ファンケーシングの中および周りに埋め込まれ、また、前記エンジン環状ファンケーシングの外側表面上の熱プレートに熱接触する、請求項１に記載の熱交換器装置。
【請求項７】
複数の冷却流路が前記エンジン環状ファンケーシングの中および周りに埋め込まれ、前記複数の冷却流路の各々が前記熱プレートに熱接触する、請求項６に記載の熱交換器装置。
【請求項８】
エンジンであって、
コアエンジンと、
熱交換器装置であって、
エンジンブースタリップまたはエンジン環状ファンケーシングの中および周りに一体に形成されかつ循環する動作流体を受けるように構成された少なくとも１つの冷却流路、および
前記少なくとも１つの面一に設置された冷却流路に連通されかつ前記エンジンブースタリップまたは前記エンジン環状ファンケーシングの外部に連通された少なくとも１つの流体ポート
を備える熱交換器装置と、
を備え、
前記少なくとも１つの冷却流路が、空気力学的損失および燃料消費率（ＳＦＣ）を最小にしながら前記熱交換器装置の熱伝達係数を増加させるように構成された、
エンジン。
【請求項９】
前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジンブースタリップの円周の少なくとも一部分の周りに構成された、請求項８に記載のエンジン。
【請求項１０】
少なくとも１つの冷却流路が前記エンジン環状ファンケーシングの中および周りに埋め込まれ、前記エンジン環状ファンケーシングの外側表面上の熱プレートに熱接触する、請求項８に記載のエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概してターボ機械に関し、より詳細には、ターボ機械で使用されるための空冷式表面クーラ（ａｉｒ−ｃｏｏｌｅｄ  ｓｕｒｆａｃｅ  ｃｏｏｌｅｒ）の形態の強化された熱交換器のデザインに関する。
【背景技術】
【０００２】
現代のターボファン／ターボジェットエンジンでは、効率をさらに向上させることが必要であることと同時に、ギアボックスオイルと、冷却空気と、エレクトロニクスとを含めて、冷却することの需要が増加している。最新の空冷式オイルクーラ（ａｉｒ−ｃｏｏｌｅｄ  ｏｉｌ  ｃｏｏｌｅｒ）は、通常、エンジン空気取入口またはバイパスストリームから、あるいは、ナセルまたはファンケーシング内の分離した空気取入口から流れを受けるためのバイパス流路内に設置されたプレート−フィンタイプの「ブリック」熱交換器（ｂｒｉｃｋ  ｈｅａｔ  ｅｘｃｈａｎｇｅｒ）である。新しいデザインは、後部ファンカウリングと面一に設置された表面クーラを利用することにより、バイパス流路内に配置されたプレート−フィン交換器によりそのデザインの高い抗力を緩和する。しかし、エンジンのこの領域内のスペースは制限されることから、最新のデザインでは利用可能なほぼすべてのスペースを使用する。その結果、放散しなければならないより多くの熱を有するようなより新しいエンジンテクノロジは、その上にクーラを形成することができる利用可能なスペースが欠如することにより、熱的に制約を受ける。また、これらのプレート−フィン「ブリック」クーラなどの最新の熱交換器が空気流れを妨害し、冷却要求が増すにつれて空気力学的損失の被害を受ける。これらの損失は比燃料消費が増加することを意味する。
【０００３】
エンジン空気バイパス流れ内にクーラフィンのみが突出するような表面クーラを使用することにより、従来のプレート−フィンクーラと比較してオイルクーラ熱交換器の抗力が低減される。しかし、熱負荷が増すにつれて、表面クーラのサイズを増大させることが必要となる。現在の産業では航空機の重量が継続する１つの懸案事項であり、航空機の重量が減少すると効率が増加する。また、新しいエンジンではスペースがより制約され、したがってこれらのタイプのプレート−フィンクーラのサイズおよび重量が過大となってしまう。
【０００４】
この問題を克服するためのこれまでの試みでは、出口ガイドベーン／ストラット内にありかつストラットの表面に熱的な接触する管類のコイルが利用されている。オイルが管類を通って流れるとき、ストラット表面を介して熱がバイパス空気ストリームに伝達される。また、ファンバイパス流れ内で種々のエアスクープを利用しさらにそれによりプレート−フィン熱交換器を通るように空気を誘導するシステムが使用されており、加えて、ファンバイパス流れの中に出入りするように、別法として、プレート−フィン熱交換器はエアスクープのブロック部分（ｂｌｏｃｋ  ｐａｒｔ）の中に出入りするようにプレート−フィン熱交換器を押すためのアクチュエータが使用される。熱交換器のみで使用される空気の量を調節することにより、使用される空気流れの量が最小となる。オイル、さらには追加の航空機構成要素が冷却される一方で、これらのシステムは熱的に制限され、また、制作および実装するにはコストが法外になり、また、航空機の抗力が増大する。
【０００５】
これらの既知の表面クーラの効率を向上させるために、最新のデザインと比較して費用対効率を維持しかつ空気力学的抗力を最小にし、熱放散要求が増大しているより新しいエンジンテクノロジ内に実装され、したがってシステム全体の効率を向上させることを可能とする改善された空冷式オイルクーラが所望される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１２／０１６８１１５号明細書
【発明の概要】
【０００７】
従来技術のこれらのおよび別の欠点が、熱交換器装置を提供する本開示によって対処される。
【０００８】
一実施形態によると、エンジンブースタリップまたはエンジン環状ファンケーシングの中およびその周りに形成されかつ循環する動作流体の流れを受けるように構成された少なくとも１つの冷却流路と、少なくとも１つの冷却流路に連通されかつエンジンブースタリップまたはエンジン環状ファンケーシングの外部に連通された少なくとも１つの流体ポートとを有する熱交換器装置が提供される。
【０００９】
別の実施形態によると、エンジンブースタリップまたはエンジンナセルのうちの１つの円周の少なくとも一部分の中およびその周りに一体に形成された複数の冷却流路であって、複数の冷却流路の各々が循環する動作流体の流れを受けるように構成された、複数の冷却流路と、少なくとも１つの冷却流路に連通されかつエンジンブースタリップまたはエンジンナセルの外部に連通された入口および出口ポートと、を有する熱交換器装置が提供される。
【００１０】
別の実施形態によると、コアエンジンと、熱交換器装置とを有するエンジンが提供される。熱交換器装置が、エンジンブースタリップまたはエンジン環状ファンケーシングの中およびその周りに一体に形成されかつ循環する動作流体の流れを受けるように構成された少なくとも１つの冷却流路と、少なくとも１つの面一に設置された冷却流路に連通されかつエンジンブースタリップまたはエンジン環状ファンケーシングの外部に連通された少なくとも１つの流体ポートとを有する。少なくとも１つの冷却流路が、空気力学的損失および燃料消費率（ｓｐｅｃｉｆｉｃ  ｆｕｅｌ  ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ（ＳＦＣ））を最小にしながら熱交換器装置の熱伝達係数を増加させるように構成される。
【００１１】
添付図面を参照しながら以下の詳細な説明および添付の特許請求の範囲を読むことにより、本開示の別の目的および利点が明らかとなる。
【００１２】
複数の図面を通して同様の参照符号が同様の部品を示している添付図面を参照しながら以下の詳細な説明を読むことにより、本開示の上記および別の特徴、態様および利点がより良く理解される。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本開示の一態様に従って構成された熱交換器システムを組み込むガスタービンエンジンを示す概略断面図である。
【図２】図１のガスタービンエンジンの一部分を示す拡大図である。
【図３】本開示の一態様に従って構成された、出口ガイドベーンと、出口ガイドベーンの根元に接触するブースタリップ（ｂｏｏｓｔｅｒ  ｌｉｐ）の一部分とを示す側面図である。
【図４】ブースタリップおよび付随する出口ガイドベーンを示している、図１のガスタービンエンジンの一部分を示す斜視図である。
【図５】本開示の別の一態様に従って構成された熱交換器システムを組み込むガスタービンエンジンを示す概略断面図である。
【図６】図５のガスタービンエンジンの一部分を示す拡大図である。
【図７】図５のガスタービンエンジンの外部を示す斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
単に例証することを目的として特定の実施形態に関連させながら本発明を説明するが、本開示による以下の図面の説明により本開示の別の目的および利点が明白となることを理解されたい。好適な実施形態が開示されるが、これらの好適な実施形態は限定的であることを意図されない。むしろ、本明細書に記載される一般的な原理は単に本開示の範囲を例証するものとしてみなされ、また、本開示の範囲から逸脱することなく多くの変更が行われ得ることも理解されたい。
【００１５】
本明細書で開示される実施形態は熱交換器に関し、より詳細には、航空機エンジンなどのエンジン内で使用されるための強化された熱交換器に関する。例示の熱交換器は効率的に冷却を行うのに使用され得る。また、本明細書で使用される「熱交換器」という用語は、「表面クーラ」という用語に置き換え可能に使用され得る。本明細書で使用される場合、熱交換器／表面クーラは、種々のタイプのターボ機械の用途に適用可能であり、これは、限定しないが、ターボジェット、ターボファン、ターボ推進エンジン、航空機エンジン、ガスタービン、蒸気タービン、風力タービンおよび水力タービンなどである。
【００１６】
本開示の好適な実施形態が、種々の図面の同様の部品および対応する部品を参照するのに同様の参照符号を使用している図に示される。また、「頂部」、「底部」、「外部」、「内部」などの用語が便宜的な語句であり、限定的な用語として解釈されないことを理解されたい。本明細書で使用される「第１」および「第２」などの用語が順番、数量または重要度のいずれも意味しておらず、１つの要素を別の要素から区別するのに使用されるものであることに留意されたい。単語「ａ」および「ａｎ」は数量を限定することを意味せず、参照する項目が少なくとも１つは存在することを意味する。数量に関連して使用される「約」という修飾語句は、言及する値を包含しかつ文脈によって指示される意味を有する（例えば、特定の量の測定に付随する誤差を含む）。
【００１７】
種々の図面を通して同一の参照符号が等しい要素を示している図面を参照すると、図１および２が、本開示による例示の航空機エンジン組立体１０の概略図を描いている。図２に示されるエンジン組立体１０の部分が図１では点線によって示されることに留意されたい。エンジン組立体１０が、長手方向の中心線または軸１２と、軸１２の周りで同心円状かつ同軸に配置された外側静止環状ケーシング１４とを有する。例示の実施形態では、エンジン組立体１０が、ファン組立体１６と、昇圧圧縮機１８と、コアガスタービンエンジン２０と、ファン組立体１６および昇圧圧縮機１８に結合され得る低圧タービン２２とを有する。ファン組立体１６が、ファンロータディスク２６から実質的に径方向外向きに延在する複数のロータファンブレード２４を有し、さらに、ロータファンブレード２４の下流に配置され得る複数の構造的ストラット部材２８および出口ガイドベーン（ｏｕｔｌｅｔ  ｇｕｉｄｅ  ｖａｎｅ（ＯＧＶ））２９を有する。この実施例では、空力学的機能および構造的機能のために分離された部材が設けられる。別の構成では、ＯＧＶ２９の各々が、航空機回転要素（ａｅｒｏ−ｔｕｒｎｉｎｇ  ｅｌｅｍｅｎｔ）と、環状ファンケーシング（本明細書で説明される）のための構造的支持体との両方であってよい。本開示の概念は熱交換器装置の一部分の例として出口ガイドベーン２９を使用して説明されるが、これらの概念が、エンジン組立体１０内の任意の航空機回転構造体（ａｅｒｏ−ｔｕｒｎｉｎｇ  ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ）または静止エーロフォイルタイプの構造体に適用され得ることを理解されたい。
【００１８】
コアガスタービンエンジン２０が、高圧圧縮機３０と、燃焼器３２と、高圧タービン３４とを有する。昇圧圧縮機１８が、第１の駆動シャフト４０に結合された圧縮機ロータディスク３８から実質的に径方向外向きに延在する複数のロータブレード３６を有する。高圧圧縮機３０および高圧タービン３４が第２の駆動シャフト４２により一体に結合される。第１の駆動シャフト４０および第２の駆動シャフト４２が、それ自体がファンフレーム４５およびタービンリアフレーム４７内に設置された軸受４３内に回転可能に設置される。ファンフレーム４５が、環状ファンケーシング５１に接続された中央ハブ４９を有する。また、エンジン組立体１０は、吸気側４４と、コアエンジン排気側４６と、ファン排気側４８とを有する。
【００１９】
運転中、ファン組立体１４が、吸気側４４を通ってエンジン組立体１０に入る空気を圧縮する。ファン組立体１４から出る空気流れが分割され、空気流れの一部５０が圧縮された空気流れとして昇圧圧縮機１８内へと送られ、空気流れの残りの部分５２が昇圧圧縮機１８およびコアガスタービンエンジン２０を迂回してバイパス空気としてファン排気側４８を通ってエンジン組立体１０から出る。このバイパス空気部分５２が構造的ストラット部材２８および出口ガイドベーン２９を通過してその構造的ストラット部材２８および出口ガードベーン２９と相互作用し、ステータ表面上さらには音波として放射されたその周りの空気流れ内に非定常圧力を発生させる。複数のロータブレード２４が圧縮空気流れ５０を圧縮してコアガスタービンエンジン２０に向かうように移動させる。さらに、空気流れ５０が高圧圧縮機３０によってさらに圧縮されて燃焼器３２に送られる。さらに、燃焼器３２からの圧縮空気流れ５０が回転高圧タービン３４および低圧タービン２２を駆動させ、コアエンジン排気側４６を通ってエンジン組立体１０から出る。
【００２０】
上で述べたように、現在市販される特定の商用エンジンでは、熱交換器が使用されている。また、熱負荷が高くなると特定の熱交換器の性能が最適な性能以下になる可能性がある。本技術の例示の態様によると、熱交換器として機能するように構成された装置５４が提示される。より詳細には、例示の装置５４は、例えば航空機エンジンなどのターボ機械の熱交換要求に対応するように構成され得る。以下では、ターボ機械を冷却することを促進するように構成された装置５４を参照するのに「熱交換器」という用語が使用され得る。
【００２１】
一実施形態では、昇圧圧縮機１８、および、エンジン組立体１０内の構造的ファン出口ストラット２８の一部またはすべてが、これらの構造体に一体化された熱交換器の一部分を備える。別の実施形態では、昇圧圧縮機１８、および、エンジン組立体１０内のＯＧＶ２９のすべてまたは一部が、これらの構造体に一体化された熱交換器の一部分を備える。別の実施形態では、昇圧圧縮機１８、ならびに、エンジン組立体１０内の構造的ファン出口ストラット２８およびＯＧＶ２９の一部またはすべてが、これらの構造体に一体化された熱交換機の一部分を備える。
【００２２】
次に図３を参照すると、エンジン組立体１０のＯＧＶ２９のうちの１つがより詳細に示される。一般に、ＯＧＶ２９は、リーディングエッジ６２と、トレーリングエッジ６４と、先端部６６と、根元６８とを有するエーロフォイル６０を備える。弓形の内側プラットフォーム７０がエーロフォイル６０の根元６８のところに配置される。
【００２３】
エーロフォイル６０は本体（図示せず）およびカバー７２に組み付けられ得る。本体およびカバー７２はいずれも、意図された用途に適する強度特性および重量特性を有する材料から作られる。また、図３には、昇圧圧縮機１８のブースタリップ７６の内部壁７４が示され、ここでは、エンジンブースタリップ７６の中および周りに一体に形成されかつＯＧＶ２９の根元６８に接触する少なくとも１つの冷却流路７８が示される。一実施形態では、ブースタリップ７６が、その中に形成された複数の冷却流路７８を有する。
【００２４】
図４を詳細に参照すると、少なくとも１つの冷却流路７８が、例えば潤滑油などの動作流体の流れのための空間をブースタリップ７６内に形成する。一実施形態では、少なくとも１つの冷却流路７８がブースタリップに一体化され、すなわち言い換えると、少なくとも１つの冷却流路７８が、フィラ材料などの任意の中間構造体を除いて、ブースタリップ７６自体の構造体によって画定される。代替的実施形態では、少なくとも１つの冷却流路７８が、ブースタリップ７６の構造体内に埋め込まれる成形流路、チューブまたはパイプによって画定される。
【００２５】
運転中、動作流体が、少なくとも１つの冷却流路７８を介してＯＧＶ２９の根元６８に密接に接触する。これにより、ＯＧＶ２９のエーロフォイル６０が昇圧圧縮機の円周上の少なくとも１つの冷却流路７８内の動作流体のための冷却フィンとして機能するようになり、それにより熱伝達率が最大となる。少なくとも１つの冷却流路７８の内部、すなわち、そのサイズ、形状、表面テクスチャおよび内部壁、あるいは、別の特徴の構成が、動作流体とＯＧＶ２９との間での熱伝達を最大にするように構成され、それにより圧力損失などが最小となる。本明細書で使用される「流路」という用語は、ブースタリップ７６内の動作流体が流れるのに利用され得る容量全体を意味し、ここでは、単一の冷却流路として構成されるかまたは複数の冷却流路として構成されるかは関係ない。
【００２６】
図３および４に示されるように、少なくとも１つの冷却流路７８は、概して径方向（すなわち、スパン方向）に延びかつ壁またはリブによって分離された複数の平行な流路７９として構成される。一実施形態では、流路７９は「グループ」８０となるように構成され、すなわち、示されるように８つの流路グループとして構成され、これらは、動作流体を単一のＯＧＶ２９に流体連通させる。交差通路（図示せず）が、昇圧圧縮機１８の円周周りに、より詳細にはブースタリップ７６の円周周りに連続する流れ経路を画定するようにグループ８０を相互接続させることができる。一実施形態では、交差通路は、動作流体がブースタリップ７８の円周の少なくとも一部の周りを流れるのを可能にするように構成される。別の実施形態では、交差通路は、動作流体がブースタリップ７６の全円周の周りを流れるのを可能にするように構成される。少なくとも１つの冷却流路７８が例えば機械加工プロセスによって形成され得る。示される実施例では、複数の平行な流路７９の各々の幅が約６．４ｍｍ（０．２５インチ）である。
【００２７】
次に図５〜７を参照すると、本開示による熱交換器装置を有するエンジン組立体の別の実施形態が示される。図５および６が、本開示による、図１〜２の航空機エンジン組立体１０に概して類似する例示の航空機エンジン組立体８０の概略図を描く。
【００２８】
上述したように、現在市販されている特定の商用エンジンでは、熱交換機が使用されている。本技術の例示の態様によると、熱交換器として機能するように構成された装置８２が提示される。より詳細には、装置８２は、例えば航空機エンジンなどのターボ機械の熱交換要求に対応するように構成され得る。以下では、ターボ機械を冷却することを促進するように構成された装置８２を参照するのに「熱交換器」という用語が使用され得る。図５〜７に示される実施形態では、熱交換器装置８２が、エンジンナセルの中およびその周りに配置された少なくとも１つの冷却流路８４で構成され得、エンジンナセルは本明細書では環状ファンケーシング５１と置き換えられ得、また、その中の循環する動作流体の流れを受けるように構成される。
【００２９】
図５〜７に示される実施形態では、複数の冷却流路８４が環状ファンケーシング５１の円周周りの少なくとも一部分のところに形成され、環状ファンケーシング５１上の熱プレート８６に熱接触する。一実施形態では、熱プレート８６は、熱を伝導することができる任意の金属または複合材料で構成される。複数の流路８４が、エンジン組立体８０の種々の部品によって加熱される可能性がある動作流体を冷却するのを補助するように構成される。認識されるであろうが、動作流体は軸受などのエンジン組立体８０の部品によって加熱される可能性がある。加熱された流体が複数の流路８４介して熱交換器８２を通るように送られる。流体からの熱が複数の流路８４の壁から伝達されて熱プレート８６へと放散され得、さらには、環状ファンケーシング５１またはナセル構造体の周りの周囲空気へと放散され得る。一実施形態では、この流体は次いでエンジン組立体８０の部品へと戻されてもよい。
【００３０】
図７が、環状ファンケーシング５１の外側表面上にある熱プレート８６と共に、例示の熱交換器装置８２の一部分の斜視図を示す。一実施形態では、熱プレート８６は、エンジンの空気力学に対する影響を最小にするために環状ファンケーシング５１と一体に形成され得るかまたは環状ファンケーシング５１と面一に設置され得る。示される実施形態では、熱交換器８２は、フィン構造体を必要とすることなく、エンジンファンケーシング５１上すなわち熱プレート８６上で空気流れを移動させることに依存してそれにより熱を放散させるように動作する。高高度では、熱交換器８２は、動作流体とエンジンファンケーシング５１上を通過する周囲空気との間の温度差が大きいことで、非常に効率的に動作する。
【００３１】
運転中、エンジンからの高温の動作流体（例えば、潤滑油または付属の冷却油）が、少なくとも１つの冷却流路７８、８４に連通されさらにはエンジンブースタリップ７６または環状ファンケーシング５１の外部に連通された少なくとも１つの入口および出口ポート９０（図１）介するように移送される。動作流体が少なくとも１つの冷却流路７８、８４を通って流れ、ここで、熱がＯＧＶ２９（図１）周りの空気流れ（この事例ではファンバイパス流れ）またはエンジンファンケーシング５１（図５）周りの空気流れへと伝達されることにより流体から除去される。次いで、加熱されたオイルがオイルシステムの残りの部分へと戻るように通過する。このオイルシステムが、ポンプ、フィルタ、ライン、バルブ、タンク、および、加圧オイルの流れを提供するのに必要となる別の設備を組み込むことを理解されたい。これらの構成要素は良く知られており、したがってここでは説明しない。
【００３２】
本明細書で説明される概念を使用することにより、ＯＧＶまたは構造的ストラットと組み合わされた昇圧圧縮機あるいはエンジンファンケーシングなどの現行のタービンエンジン構造体が、航空機回転機能（ａｅｒｏ−ｔｕｒｎｉｎｇ  ｆｕｎｃｔｉｏｎ）および／または構造的機能に加えて、オイル冷却機能を組み込むことができる。オイル冷却機能は、従来のプレート−フィン熱交換器を追加する必要なく、現行のエンジン構造体を利用して実施される。
【００３３】
この概念は複数の利点を有する。特に、これらの複数の利点には、空気力学的損失が最小になるという利点が含まれ、さらには、ファンの後方のバイパス流れに加えられるすべての熱を保持するのを可能にすることにより容積流量および推進力が増大するという利点も含まれる。また、燃料消費率（ＳＦＣ）が大きく向上することも予想される。
【００３４】
上でガスタービンエンジンのための熱交換器およびその動作方法を説明した。本開示は限定された数の実施形態に関連して説明されるが、本開示の利益を享受する当業者であれば、本明細書で説明される本開示の範囲から逸脱しない別の実施形態が案出され得ることを認識するであろう。例示の実施形態を参照して本開示を説明してきたが、本開示の範囲から逸脱することなく種々の変更がなされ得ることおよび均等物が本開示の要素に取って代わることができることが当業者には理解されよう。また、本開示の本質的な範囲から逸脱することなく特定の状況または材料を本開示の教示に適合させるために多くの修正形態が作られ得る。したがって、本開示は、本開示を実行するために企図される最良の形態として開示される特定の実施形態のみに限定されない。したがって、添付の特許請求の範囲が、本開示の真の精神の範囲内にあるすべての修正形態および変更形態を包含することを意図されることを理解されたい。
【００３５】
本願発明の代表的な実施態様を以下に述べる。
［実施態様１］  エンジンブースタリップまたはエンジン環状ファンケーシングの中およびその周りに形成されかつ循環する動作流体の流れを受けるように構成された少なくも１つの冷却流路と、
前記少なくとも１つの冷却流路に連通されかつ前記エンジンブースタリップまたは前記エンジン環状ファンケーシングの外部に連通された少なくとも１つの流体ポートと
を備える熱交換器装置。
［実施態様２］  前記少なくとも１つの冷却流路が前記ブースタリップ内に埋め込まれ、また、少なくとも１つのファン出口ガイドベーンまたはファン出口ストラットの根元に熱接触する、実施態様１記載の熱交換器装置。
［実施態様３］  複数の冷却流路が前記ブースタリップの中および周りに埋め込まれ、前記複数の冷却流路の各々が少なくとも１つのファン出口ガイドベーンまたはファン出口ストラットに熱接触する、実施態様２記載の熱交換器装置。
［実施態様４］  前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジンブースタリップの円周の少なくとも一部分の周りに構成された、実施態様２記載の熱交換器装置。
［実施態様５］  前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジンブースタリップの全円周の周りに構成された、実施態様４記載の熱交換器装置。
［実施態様６］  前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジン環状ファンケーシングの中および周りに埋め込まれ、また、前記エンジン環状ファンケーシングの外側表面上の熱プレートに熱接触する、実施態様１記載の熱交換器装置。
［実施態様７］  前記熱プレートが前記エンジン環状ファンケーシングの前記外側表面に面一に設置された、実施態様６記載の熱交換器装置。
［実施態様８］  前記熱プレートが前記エンジン環状ファンケーシングの前記外側表面に一体に形成された、実施態様６記載の熱交換器装置。
［実施態様９］  複数の冷却流路が前記エンジン環状ファンケーシングの中および周りに埋め込まれ、前記複数の冷却流路の各々が前記熱プレートに熱接触する、実施態様６記載の熱交換器装置。
［実施態様１０］  前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジン環状ファンケーシングの円周の少なくとも一部分の周りに構成された、実施態様６記載の熱交換器装置。
［実施態様１１］  前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジン環状ファンケーシングの全円周の周りに構成された、実施態様１０記載の熱交換器装置。
［実施態様１２］  熱交換器装置であって、
エンジンブースタリップまたはエンジンナセルのうちの１つの円周の少なくとも一部分の中および周りに一体に形成された複数の冷却流路であって、前記複数の冷却流路の各々が循環する動作流体の流れを受けるように構成された、複数の冷却流路と、
前記少なくとも１つの冷却流路に連通されかつ前記エンジンブースタリップまたは前記エンジンナセルの外部に連通された入口および出口ポートと
を備える、熱交換器装置。
［実施態様１３］  前記複数の冷却流路が、エンジンブースタリップまたはエンジンナセルのうちの前記１つの周りで円周方向に方向づけされた複数の流路を備える、実施態様１２記載の熱交換器装置。
［実施態様１４］  前記複数の冷却流路の各々が前記ブースタリップの中に埋め込まれ、また、少なくとも１つのファン出口ガイドベーンまたはファン出口ストラットの基部に熱接触する、実施態様１３記載の熱交換器装置。
［実施態様１５］  前記複数の冷却流路が前記エンジンブースタリップの円周の少なくとも一部分の周りに構成された、実施態様１３記載の熱交換器装置。
［実施態様１６］  前記複数の冷却流路の各々が前記エンジンナセルの円周の少なくとも一部分の中および周りに埋め込まれ、前記エンジンナセルの外側表面上の熱プレートに熱接触する、実施態様１３記載の熱交換器装置。
［実施態様１７］  前記熱プレートが前記エンジンナセルの前記外側表面に設置されるかまたは前記エンジンナセルの前記外側表面に一体に形成された、実施態様１６記載の熱交換器装置。
［実施態様１８］  エンジンであって、
コアエンジンと、
熱交換器装置であって、
エンジンブースタリップまたはエンジン環状ファンケーシングの中および周りに一体に形成されかつ循環する動作流体を受けるように構成された少なくとも１つの冷却流路、および
前記少なくとも１つの面一に設置された冷却流路に連通されかつ前記エンジンブースタリップまたは前記エンジン環状ファンケーシングの外部に連通された少なくとも１つの流体ポート
を備える熱交換器装置と、
を備え、
前記少なくとも１つの冷却流路が、空気力学的損失および燃料消費率（ＳＦＣ）を最小にしながら前記熱交換器装置の熱伝達係数を増加させるように構成された、
エンジン。
［実施態様１９］  前記少なくとも１つの冷却流路が前記エンジンブースタリップの円周の少なくとも一部分の周りに構成された、実施態様１８記載のエンジン。
［実施態様２０］  少なくとも１つの冷却流路が前記エンジン環状ファンケーシングの中および周りに埋め込まれ、前記エンジン環状ファンケーシングの外側表面上の熱プレートに熱接触する、実施態様１８記載のエンジン。
【符号の説明】
【００３６】
１０  航空機エンジン組立体
１２  中心線軸
１４  外側静止環状ケーシング
１６  ファン組立体
１８  昇圧圧縮機
２０  コアガスタービンエンジン
２２  低圧タービン
２４  ロータファンブレード
２６  ファンロータディスク
２８  構造的ストラット部材
２９  出口ガイドベーン
３０  高圧圧縮機
３２  燃焼器
３４  高圧タービン
３６  複数のロータブレード
３８  圧縮機ロータブレード
４０  第１の駆動シャフト
４２  第２の駆動シャフト
４３  軸受
４４  吸気側
４５  ファンフレーム
４６  コアエンジン排気側
４７  タービンリアフレーム
４８  ファン排気側
４９  中央ハブ
５０  部分
５１  環状ファンケーシング
５２  部分
５４  表面クーラデバイス
６０  エーロフォイル
６２  リーディングエッジ
６４  トレーリングエッジ
６６  先端部
６８  根元
７０  弓形の内側プラットフォーム
７２  カバー
７４  ブースタリップの内部壁
７６  ブースタリップ
７８  冷却流路
８０  エンジン組立体
８２  デバイス
８４  面一に設置された少なくとも１つの表面冷却流路
８６  熱プレート
９０  ポート
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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