(57)【要約】航空機の補助動力装置（ＡＰＵ）設備（１０）のための受動型冷却システムが提供される。システムは、ナセル（１６）内に別々に収容されるガスタービンエンジン（１２）の圧縮機部（３６）と油冷却器（１４）とを少なくとも有する補助動力装置のためのものである。システムは、航空機のナセル内に格納された補助動力装置と、ナセルの尾部に画定され、ガスタービンエンジン（１２）と連通するエンジン排気開口部（２０）と、前記ナセルに画定された第二開口部（２２）と前記圧縮機部（３６）とに連通する少なくとも第一吸気ダクト（２４）と、を備えており、油冷却器（１４）は、前記ナセルのエンジン排気開口部（２０）以外の開口部（２２）とエンジン排気開口部（２０）とに連通する第二ダクト（２７）内に配置される。前記エンジン排気開口部を通して排気されるエンジン排気および外部冷却用空気は、前記第二ダクト（２７）を通して冷却用空気を前記油冷却器（１４）に引き込み、それによってエンジン油の冷却を行う。排気排出装置（５７）も設けられる。
2005507044.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の補助動力装置設備のための受動型冷却システムであって、
ナセル内に別々に収容されたガスタービンエンジンの圧縮機部と油冷却器とを少なくとも有し、航空機のナセル内に格納された補助動力装置と、
前記ナセルの尾部内に画定され、前記ガスタービンエンジンと連通するエンジン排気開口部と、
前記ナセル内に画定された第二開口部と前記圧縮機部とに連通する少なくとも第一吸気ダクトと、
を備えており、前記油冷却器は、
前記ナセルのエンジン排気開口部以外の開口部と前記エンジン排気開口部とに連通する第二ダクト内に配置され、それによって、前記エンジン排気開口部を通して排出されるエンジン排気と外部冷却用空気とが、前記第二ダクトを通して前記油冷却器に冷却用空気を引き込み、エンジン油の冷却を行うことを特徴とする、受動型冷却システム。
【請求項２】
前記第二ダクトは、前記第一吸気ダクトから分岐され、該第一ダクト部から下流に延び、第三ダクト部が、前記第一ダクト部の下流にさらに形成され、前記圧縮機部と連通することを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項３】
前記第二ダクトは、前記ナセル内に画定された第三開口部と前記エンジン排気開口部とに連通することを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項４】
前記圧縮機部は、ロード圧縮機とコア圧縮機とを備えることを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項５】
前記第一ダクトおよび前記第二ダクトのうちの一方に画定された開口部が、前記ナセル内の前記ガスタービンエンジンの外部と連通することを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項６】
前記第一ダクトは、前記第二ダクトの分岐点の上流の前縁を有する気流分流壁を備えており、前記第二ダクトは、前記油冷却器の下流の前記ナセルに排出することを特徴とする請求項２記載の受動型冷却システム。
【請求項７】
前記油冷却器は、空気対油の熱交換器を備えることを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項８】
前記エンジン排気開口部は、排気排出装置アッセンブリと流体連通の関係にあることを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項９】
前記ナセルは、航空機のテールコーン内に配置されていることを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項１０】
前記ナセルは、外部点検扉を有することを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項１１】
前記第二ダクトは、前記油冷却器の下流で圧縮機サージブリードダクトと統合されていることを特徴とする請求項１記載の受動型冷却システム。
【請求項１２】
前記排気排出装置アッセンブリは、前記ナセルから冷却用空気を排出するための専用の開口部を有することを特徴とする請求項８記載の受動型冷却システム。
【請求項１３】
前記ガスタービンエンジンの異物による損傷からの保護を提供することを特徴とする請求項８記載の受動型冷却システム。
【請求項１４】
前記第二ダクトは、前記排気排出装置と直接連通し、前記油冷却器は、前記第二ダクトと前記排気排出装置との接合部に配置され、前記油冷却器は、前記第二ダクトを通る気流と平行に向けられて該気流とずれていることを特徴とする請求項１３記載の受動型冷却システム。
【請求項１５】
清掃排気ダクトが、前記第二ダクトと前記ナセルに画定されたさらなる開口部とに流体連通の関係にあることを特徴とする請求項１４記載の受動型冷却システム。
【請求項１６】
前記第二ダクトは、ナセルに画定された第三開口部と前記排気排出装置アッセンブリとに直接連通し、前記油冷却器は、前記第二ダクトと前記排気排出装置アッセンブリとの接合部に配置され、前記油冷却器は、前記第二ダクトを通る気流に垂直に向けられていることを特徴とする請求項８記載の受動型冷却システム。
【請求項１７】
前記第二ダクトは、前記ナセルのための冷却用空気の入口と出口のうちの一方のための専用の開口部を有することを特徴とする請求項１６記載の受動型冷却システム。
【請求項１８】
前記ナセルに画定されたさらなる開口部が、前記排気排出装置アッセンブリと連通することを特徴とする請求項８記載の受動型冷却システム。
【請求項１９】
前記さらなる開口部は、前記ナセルへの空気入口であり、前記排気排出装置は、前記ナセルからの空気出口を提供することを特徴とする請求項１８記載の受動型冷却システム。
【請求項２０】
前記さらなる開口部と前記排気排出装置とは、前記排気排出装置内の専用の開口部および前記第二ダクト内の専用の開口部のうちの一方を介して連通することを特徴とする請求項１９記載の受動型冷却システム。
【請求項２１】
前記排気排出装置アッセンブリは、圧縮機サージブリードダクトと流体連通の関係にあることを特徴とする請求項８記載の受動型冷却システム。
【請求項２２】
前記排気排出装置アッセンブリは、前記第二ダクトと直接流体連通の関係にあることを特徴とする請求項８記載の受動型冷却システム。
【請求項２３】
前記排気排出装置アッセンブリ内の混合ノズルが、前記第二ダクトからの前記冷却用空気を前記エンジン排気と統合することを特徴とする請求項２２記載の受動型冷却システム。
【請求項２４】
前記排気排出装置アッセンブリは、前記混合ノズルの上流に配置された軸対称の主要ノズルを備えることを特徴とする請求項２３記載の受動型冷却システム。
【請求項２５】
前記軸対称の主要ノズルは、前記エンジン排気の速度を画定し、それに相当して前記第二ダクトを通して引き込まれる前記冷却用空気の体積を画定することを特徴とする請求項２４記載の受動型冷却システム。
【請求項２６】
前記軸対称の主要ノズルは、外部環状シュラウドと中央排気プラグとによって画定されることを特徴とする請求項２４記載の受動型冷却システム。
【請求項２７】
前記中央排気プラグは、吸音処理を行うためのキャビティを内部に有することを特徴とする請求項２６記載の受動型冷却システム。
【請求項２８】
前記キャビティは、低周波音を減衰させることを特徴とする請求項２７記載の受動型冷却システム。
【請求項２９】
航空機の補助動力装置設備のための受動型冷却システムであって、
ナセル内に別々に収容されたガスタービンエンジンの圧縮機部と油冷却器とを少なくとも有し、航空機のナセル内に格納された補助動力装置と、
前記ナセルの尾部内に画定され、圧縮機サージブリードダクトと流体連通の関係にある排気排出装置アッセンブリを介して前記ガスタービンエンジンと連通するエンジン排気開口部と、
前記ナセル内に画定された第二開口部と前記圧縮機部とに連通する少なくとも第一吸気ダクトと、
を備えており、前記油冷却器は、
前記ナセルのエンジン排気開口部以外の開口部と前記エンジン排気開口部とに連通する第二ダクト内に配置され、それによって、前記排気排出装置アッセンブリを通して排出されるエンジン排気と外部冷却用空気とが、前記第二ダクトを通して前記油冷却器に冷却用空気を引き込み、エンジン油の冷却を行うことを特徴とする、受動型冷却システム。
【請求項３０】
前記排気排出装置アッセンブリは、径方向に配置された複数の混合ノズルの上流に軸対称の環状主要ノズルを備えることを特徴とする請求項２９記載の受動型冷却システム。
【請求項３１】
前記混合ノズルは、前記第二ダクトからの前記冷却用空気を前記エンジン排気と統合することを特徴とする請求項３０記載の受動型冷却システム。
【請求項３２】
前記軸対称の環状主要ノズルは、前記エンジン排気の速度を画定し、それに相当して前記第二ダクトを通して引き込まれる前記冷却用空気の体積を画定することを特徴とする請求項３１記載の受動型冷却システム。
【請求項３３】
前記軸対称の環状主要ノズルは、外部環状シュラウドと中央排気プラグとによって画定されることを特徴とする請求項３２記載の受動型冷却システム。
【請求項３４】
前記中央排気プラグは、音響減衰を施すよう構成された内部キャビティを有することを特徴とする請求項３３記載の受動型冷却システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の補助動力装置のための冷却システムに関し、特に、そのような装置の構成部品と油の受動型の冷却およびそのような装置の筐体の通気に関する。
【背景技術】
【０００２】
大型の航空機は、しばしばオンボード型補助動力装置（ＡＰＵ）を用いて、電力および圧縮空気を航空機のシステムの全体にわたって供給する。航空機の地上待機時において、ＡＰＵは、環境制御システム、液圧ポンプ、電気系統および主エンジン始動器に動力の主供給源を提供する。飛行時においては、ＡＰＵは圧縮空気および電力を供給することができる。
【０００３】
補助動力装置は、一般に小さなガスタービンエンジンであり、多くの場合航空機の後方尾部に搭載される。それらは一定量の冷却用空気を必要とし、油で潤滑されている。油は通常、油冷却器で冷却され、これも冷却用空気を必要とする。能動型冷却システムは、通例この冷却用空気を供給するために用いられ、一般に能動型のファンからなり、このファンは、空気を油冷却器を通って補助動力装置の構成部品に亘るように送り出すのに使用される。これらのファンは、ＡＰＵによって複雑なシャフトと歯車のアッセンブリを介して高速で運転される。これらのファンの機械的複雑さや高速運転により、故障の可能性が増す。従って、能動型のファン冷却システムは、補助動力装置の信頼性を著しく低下させてしまう可能性がある。
【０００４】
能動型のファン冷却システムの必要性を無くしたＡＰＵ受動型冷却システムは、広く知られているものの、それらは全て一般に、空冷される油冷却器に冷却用空気を引き込む前にそれをＡＰＵ区画室に引き込むものである。この構成により、冷却用空気は油冷却器に行き着く前にその区画室で加熱され、従って油の冷却は最大限には行われない。例えば、米国特許第５，２６５，４０８号では、区画室に搭載されたガスタービンエンジンを冷却する方法および装置が開示されている。この装置は、第一排気排出装置を備え、該第一排気排出装置内には油冷却器が搭載され、混合ノズルが組み込まれていて、冷却用空気は初めにＡＰＵの区画室に引き込まれ、次いで油冷却器に引き込まれる。ロード圧縮機からのサージブリードの流れは排気排出装置へと排出される。第二外部排出装置の入口より外気が区画室に取り入れられる。
【０００５】
同様に、米国特許第５，６５５，３５９号は、油冷却器用の冷却用空気が区画室から引き込まれるＡＰＵ受動型冷却システムを開示している。エンジンの吸気ダクト内の入口スクープは、空気の流れを分流してＡＰＵ区画室に空気の一部を引き込むために用いられる。この空気は、吸入器として働くローブミキサーにより、真空ダクト内に設置された油冷却器に引き込まれる前にエンジンの冷却に用いられる。
【０００６】
米国特許第６，０９２，３６０号は、冷却用空気が航空機の尾部に位置する開口部よりエンジンへ区画室と引き込まれるＡＰＵ受動型冷却システムを開示している。エンジンの排気ダクト手前に設置された排出装置は、油冷却器を通して区画室の空気を引き込み、また油冷却器は、尾部の開口部を通して外気を引き込む。
【０００７】
従って、これらの特許は、機械的に運転されるファンを用いずに補助動力装置に冷却を施すが、これらは全て、油冷却器のための冷却用空気をＡＰＵの区画室より引き込むシステムを教示している。外部の冷却用空気を、ダクトを通して、直接油冷却器に導くことでより強力な油の冷却能力を提供できる補助動力装置の受動型冷却システムであって、しかも異物による損傷からの保護を提供できるよう十分順応性があり、エンジンの圧縮機からのサージブリード流れと統合されて、油冷却熱交換器を介して改善された気流を提供する補助動力装置の受動型冷却システムの必要性がある。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の目的は、航空機の補助動力装置のための改良された冷却システムを提供することである。
【０００９】
本発明の別の目的は、補助動力装置のエンジン油および外部構成部品のための、可動部を必要とせず、冷却用ファンを含まない、より単純な冷却システムを提供することである。
【００１０】
本発明のさらなる目的は、熱交換器を通る冷却用気流を増やすことで補助動力装置内の油の改善された冷却を供給することである。
【００１１】
従って本発明によれば、航空機の補助動力装置設備のための受動型冷却システムであって、ナセル内に別々に収容されたガスタービンエンジンの圧縮機部と油冷却器とを少なくとも有し、航空機のナセル内に格納された補助動力装置と、ナセルの尾部内に画定され、ガスタービンエンジンと連通するエンジン排気開口部と、ナセル内に画定された第二開口部と圧縮機部とに連通する少なくとも第一冷却用吸気ダクトと、を備えており、油冷却器は、ナセルの外部とエンジン排気開口部とに連通する第二ダクト内に配置され、それによって、エンジン排気開口部を通して排出されるエンジン排気と外部冷却用空気とが、第二ダクトを通して油冷却器に冷却用空気を引き込み、エンジン油の冷却を行う、航空機の補助動力装置設備のための受動型冷却システムが提供される。
【００１２】
本発明によれば、ナセル内に別々に収容されたガスタービンエンジンの圧縮機部と油冷却器とを少なくとも有し、航空機のナセル内に格納された補助動力装置と、前記ナセルの尾部内に画定され、圧縮機サージブリードダクトと流体連通の関係にある排気排出装置アッセンブリを介してガスタービンエンジンと連通するエンジン排気開口部と、前記ナセル内に画定された第二開口部と前記圧縮機部とに連通する少なくとも第一吸気ダクトと、を備えており、前記油冷却器は、前記ナセルのエンジン排気開口部以外の開口部と前記エンジン排気開口部とに連通する第二ダクト内に配置され、それによって、排気排出装置アッセンブリを通して排出されるエンジン排気と外部冷却用空気とが、前記第二ダクトを通して前記油冷却器に冷却用空気を引き込み、エンジン油の冷却を行う、航空機の補助動力装置設備のための受動型冷却システムも提供される。
【００１３】
本発明のさらに特定の実施例によれば、エンジン空気入口は、第一ダクト部を含み、第二ダクトは、第一ダクト部から二股に分けられ、第一ダクト部から下流へと延在し、第三ダクト部が、第一ダクトの下流にさらに形成され、第三ダクト部は、圧縮機部と連通し、油冷却器は、油冷却器に直接外部冷却用空気を提供する第二ダクト部内に配置されている。
【００１４】
一実施例では、航空機の環境制御システムの空気の汚染が入口分流壁によって防がれる。入口分流壁は、ロード圧縮機ガス流路を分割する。動力装置の異物による損傷からの保護は、第一吸気ダクトと一線上に配置されたバイパスダクトと、航空機から害を及ぼす異物を排出する清掃排気ダクトおよび出口とによってなされることができる。ナセルには、後部排気開口部と、外部空気吸入のための少なくとも第二開口部とが設けられる。第三吸気ダクト部は、空気を空気取り入れ口からエンジン圧縮機部に導く。補助動力装置は、ロード圧縮機およびコア圧縮機の両方と、圧縮機サージブリードバルブおよびダクトとを備える。油冷却器は、空気対油の熱交換器を有してもよい。エンジン排気排出装置は、ナセル内あるいは排気排出装置アッセンブリ内に減圧を生じさせ、これにより冷却用空気を熱交換器およびナセル内に引き込む。少なくとも一つの実施例では、排気排出装置アッセンブリ内の専用の小さな開口部により、ナセルの通気が可能になる。
【００１５】
本発明のさらなる特徴および利点は、以下の詳細な説明、請求の範囲および添付図面を参照することにより、完全に明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
図面を参照すると、図１は、後述される本発明の構成要素を備えるＡＰＵ装置１０を具体的に示す。ＡＰＵ設備１０は主としてガスタービン動力装置１２と油冷却器１４とを備え、これらは共に補助動力装置ナセル１６内にある。このナセルは、本発明の目的には、どのような囲われた専用の区画室あるいは筐体として画定されたものでもよいが、必ずしも航空機のテールコーン内に配置されるという訳ではない。これらの実施例において航空機の後部区画室として示されているナセル１６は、外側外板表面１８を有する。区画室点検扉４２により、航空機の待機時においてエンジン整備などのための補助動力装置への外からの接触が可能になる。
【００１７】
図１に示される実施例では、ＡＰＵナセル１６の外側表面１８は、主として二つの開口部、すなわち、後部排気開口部２０とメイン吸気開口部２２とを備える。航空機の外側外板１８のメイン吸気開口部２２により、動力装置の圧縮機によって航空機外から空気を引き込むことが可能になる。ガスタービンエンジン動力装置１２は、二つの圧縮機、すなわちロード圧縮機３４とコア圧縮機３６とを備える。ロード圧縮機３４は、航空機環境制御システム（ＥＣＳ）用の空気を供給し、一方、コア圧縮機３６は、動力装置に燃焼用の空気を供給する。吸気は、第一吸気ダクト２４により吸気開口部２２から動力装置の圧縮機へと導かれる。油冷却器１４は、第二ダクト２７に配置される。油冷却器１４は、気流の方向に垂直に示されているが、必ずしもこの向きに限定されない。第一吸気ダクト２４内の分岐点２６は、第二ダクト２７を通して、空気対油の熱交換器の形式の油冷却器１４に冷却用空気を直接供給するために設けられている。これにより、ダクトを通して油冷却器に空気を直接供給することが可能になり、改善された冷却用気流が提供される。油冷却器通過後、冷却用空気は、ＡＰＵ区画室１６に入り、ＡＰＵ構成部品の冷却を施す。
【００１８】
動力装置１２の排気排出装置３８は、ＡＰＵ区画室１６の減圧を引き起こす。排気排出装置３８は、動力装置の排出通路の直径を縮め、排出ガスの速度を高めることによってこれを達成する。これによってＡＰＵ区画室１６の上流で減圧を引き起こし、冷却用空気を熱交換器およびＡＰＵ区画室を通して引き込む結果となり、これによってＡＰＵ区画室内のエンジン油および動力装置の構成部品が冷却される。
【００１９】
第一吸気ダクト２４内に吸気分流壁２８が配置される。エンジン吸気ダクト２４内の分流壁２８は、エンジン吸気プレナム３０へと下方に延在する。第一吸気ダクト内の空気分流壁２８および分岐点２６は、吸気ダクト内の分岐点２６が分流壁２８の前縁３２よりも下流になるように位置付けられる。点検扉４２が開いている状態で動力装置が運転された場合、その結果ＡＰＵ区画室１６内の環境圧力は、外気圧と等しくなり、動力装置内により第一吸気ダクト２４で減圧が生じるので、熱交換器内で逆流が引き起こされる。この運転条件では、区画室から熱交換器および第二ダクト２７を通して空気が引き込まれるとともにエンジン内に吸い込まれるので、気流の逆流が生じる。そこで、分流壁２８は、動力装置が区画室点検扉４２の開いた状態で運転された場合の熱交換器における漏出の場合には、ロード圧縮機３４の気流の汚染を防ぐ。従って、航空機の環境制御システムの空気は汚染されるのではなく、熱交換器からのどんな油漏れもコア圧縮機へと強制的に送り下げられてエンジンで燃焼される。
【００２０】
図２ａおよび図２ｂは、受動型冷却システムの別の実施例を示す。図２ａに図示される実施例を参照すると、熱交換器吸気ダクト５９は、冷却用空気をメインエンジンの吸気ダクト２４内の分岐点５８から熱交換器１４へと導き、熱交換器排出ダクト５２は、熱交換器１４の下流の冷却用空気を直接、排気排出装置アッセンブリ５７へと導く。排気排出装置あるいは排気排出装置プレナムは、一般に、エンジン排気排出装置３８によって引き起こる減圧によって排出装置を通してエンジン排気へと引き込まれるＡＰＵから排出される冷却用空気を受け取るようにされた環状のプレナムであるが、同等の働きを行う様々な形状の同様のどのうような装置でも代用し得る。ＡＰＵ構成部品の冷却用空気は、熱交換器の吸気ダクト５９内の小さな第二分岐点５４を通してＡＰＵ区画室内に流入する。その後、構成部品の冷却用空気は、排気排出装置アッセンブリ５７内の別の小さな分岐点５６を通してＡＰＵ区画室１６から出る。サージブリードダクト４８は、サージブリードバルブ５０および熱交換器１４双方の下流に位置する熱交換器排出ダクト５２へと統合される。この熱交換器ダクトとサージブリードダクトを統合する設計は、熱交換器１４からの汚染油が航空機のブリードシステムあるいはＥＣＳの空気に流入することを防ぐ一方、サージブリードバルブ５０が開いている場合はさらにより一層気流を熱交換器へと提供する。
【００２１】
図２ａおよび図２ｂに示される実施例においては、油冷却器がエンジンに対して一層手前に配置されていて、動力装置のギアボックスケーシング寄りに、さらにエンジンの油ポンプの近くに配置される。これにより、長い油送管の必要性が除かれる。ＡＰＵが航空機にブリード空気を供給する場合、サージブリードバルブ５０は閉じられる。しかしながら、ＡＰＵが電力のみを供給する場合、サージブリードバルブ５０は開かれ、サージブリードダクト４８と熱交換器排出ダクト５２との接合部は、サージブリード流れの付加的運動エネルギーを利用して熱交換器を通る気流を増やすように設計されているため、油の冷却は向上される。図１の実施例と同様に、ここでは排気排出装置アッセンブリ５７内の、排気排出装置３８により、冷却用気流は熱交換器を通して引き込まれ、エンジン排気ダクトを通して排出される。
【００２２】
図２ｂは、図２ａと同様の実施例を示すが、ナセル区画室１６の外側表面１８に専用の熱交換器開口部４４を有する。これは、代替熱交換器入口ダクト４６経由で熱交換器１４に外気を供給する。この実施例では、区画室の冷却用空気入口５４は、熱交換器入口ダクト５９ではなく第一吸気ダクト２４内に配置されるように図示されている。しかし、区画室の空気入口５４は、どちらの位置でも可能である。図２ｂで図示されている実施例は、しかしながら油冷却器およびＡＰＵ区画室内のエンジン構成部品のためにそれぞれ独立の空気冷却供給源を提供する。この実施例の図１に示される実施例に対して優位な点は、エンジン構成部品のより効率的な冷却が達成できることである。なぜならば、冷却用空気がＡＰＵ構成部品に届く前に初めに熱交換器を通過して最初に温められることがないからである。
【００２３】
図３は、本発明のさらに別の実施例を示す。この実施例は、異物による損傷からのエンジンの保護を提供するダクトを付加的に含む。動力装置の圧縮機は、航空機の外板の外側表面１８のメイン吸気開口部２２を通して外から空気を引き込む。エンジン吸気ダクト２４は、エンジンの圧縮機に空気を導く。図２ｂに示される実施例によると、ＡＰＵ区画室に冷却用空気を供給するために入口ダクトに小さな分岐点５４が設けられる。排気排出装置アッセンブリ５７内の排気排出装置３８は、ＡＰＵ区画室の減圧を引き起こし、その結果吸気ダクトの分岐点開口部５４を通る気流を生じさせる。冷却用空気は、排気排出装置アッセンブリ５７内の第二分岐点５６を通してＡＰＵ区画室を出る。
【００２４】
一直線状のバイパスダクト６０は、バイパスダクト内の気流の方向に平行に排出装置アッセンブリ５７の入口に配置された熱交換器１４に冷却用空気を導くために、第一吸気ダクト２４に隣接して設けられる。バイパスダクト６０内の気流は、油冷却熱交換器を通る排出装置によって引き起こされた流れによって維持される。この実施例の利点の一つは、より小さな油冷却器の使用が可能になることである。清掃排出ダクト６２は、バイパスダクト６０により回収されるどのような異物も機外へ排出する収集器として使用される。バイパスダクトおよび清掃ダクトは、分離された液体および固体粒子が清掃ダクト出口６４を通して重力により排出あるいは引き出されるように設計されている。清掃ダクト６２および清掃出口６４は、清掃ダクト内で逆流が生じる航空機の静止状態および低速状態における逆流が最小限に留められるように大きさを決められている。空気バイパスダクト６０および清掃ダクト６４はそれぞれ、動力装置の異物損傷保護の水準を提供する。
【００２５】
図４ａから図４ｄは、本発明の他の実施例を示し、この実施例では、油冷却器１４は、排気排出装置アッセンブリ５７内に配置され、熱交換器専用入口ダクト４６は、航空機の外部から直接、油冷却器へ空気を供給する。航空機のナセル区画室１６の外側表面１８の熱交換器専用開口部４４によって、外部空気が入口ダクト４６を通して油冷却器１４に供給される。油冷却器１４は、環状の排気排出装置アッセンブリ５７内の入口気流に対し垂直に配置されている。排出装置アッセンブリ５７内のエンジン排気排出装置３８は、冷却用空気を熱交換器入口ダクト４６および油冷却器１４を通して引き込み、メインエンジン排気ダクト４０へと排出する。
【００２６】
図４ａから図４ｄに示される本発明の第四の実施例の変形例は、区画室の冷却用空気の入口および出口の配置が代わったことによる。図４ａは、区画室冷却用空気入口５４がメインエンジン吸気ダクト２４内の分岐点である実施例を示している。これにより、ナセル区画室１６に空気が入り、ＡＰＵの外部に冷却を施すことが可能になる。その後、この冷却用空気は、区画室冷却用空気出口６８のための熱交換器入口ダクト４６内の分岐点を通して区画室を出る。図４ｂに示された実施例は、熱交換器入口ダクト４６内の区画室冷却用空気入口７０を用いる。図２および図３の実施例と同様に、その後、区画室冷却用空気は、排気排出装置アッセンブリ５７内の小さな分岐点５６を通してナセル区画室を出る。図４ｃおよび図４ｄの実施例は双方とも、ナセル区画室１６の外側表面１８に個別の区画室冷却用空気入口７２を有する。エンジン排気排出装置３８は、空気入口７２経由で航空機の外部から区画室１６に冷却用空気を引き込み、図４ｃに示されるように排気排出装置５７内の空気出口分岐点５６、あるいは図４ｄに示されるように熱交換器入口ダクト４６内の空気出口分岐点６８のいずれかを通して排出される。
【００２７】
図５は、ガスタービン動力装置１２と、油冷却器１４と、排気排出装置アッセンブリ５７とを備えるＡＰＵ設備１０の実施例を示す。
【００２８】
図６に示されるアッセンブリは、互いに溶接あるいはリベット留めされた金属薄板部品の構成から成る。アッセンブリは、モジュール設計され、エンジン排気ケーシング８１によって支持されている。排気排出装置アッセンブリは、エンジン排ガス流路のすぐ下流に配置された主要ノズル８２を有する。主要ノズル８２のガス流路は、主要ノズルシュラウド８３および排気プラグ８４によって画定されている。主要ノズルは、サージブリードノズル８５が外接し、サージブリードノズル８５は、冷却用空気プレナム内部シュラウド８６および主要ノズルシュラウド８３によって画定されている。冷却用空気混合平面は、主要ノズル８２の下流に配置される。
【００２９】
混合ローブ８７は、混合効率を向上させるために導入され、これによって冷却流量の向上をもたらす。排出装置アッセンブリ内部シュラウド内のローブの数は、排気ダクトの直径および冷却気流の所要量によって変えられてもよい。同様に、混合ローブ８７の幾何学的形状は、供給所要量および音響効果に基づいて変えられてもよい。これらの混合ローブ８７は、冷却用空気プレナム内部シュラウド８６に溶接あるいは機械的に固定されることができる。
【００３０】
排出装置アッセンブリは、第一サージブリードプレナム８８を内蔵する。第一サージブリードプレナム８８では、サージブリード流れが、サージブリード流れプレナム内部シュラウド８９の一連の開口部を通って出て第二サージブリードプレナム９０に入る前に、周方向に再配分される。このプレナム内では、サージブリード流れが軸方向に再調整され、それからサージブリードノズル８５を通してメインエンジンガス流路へと後方に放出される。エンジンの特定の運転状態において、サージブリードダクト４８により第一サージブリードプレナム８８は供給される。このサージブリード流れは、サージブリードダクト４８に配置されたサージブリード調整バルブ５０により制御される。サージブリードダクト４８からの流れは、二つの構成部品の接合部９３で径方向に第一サージブリードプレナム８８に入り、第一サージブリードプレナム８８と冷却用空気プレナム９５を仕切る隔壁９４に直接ぶつかる。この隔壁９４は、円錐状の形を有し、自然な分流壁として働き、サージブリードプレナムの内部シュラウド８９の外周に均一にサージブリード流れを再配分する。
【００３１】
隔壁９４の後部側に配置された冷却用空気プレナム９５は、冷却用空気プレナムの外部シュラウド９６および内部シュラウド８６によって画定されている。開口部９７が、冷却用空気を冷却用空気プレナム９５に入れるために、外部シュラウドに設けられる。空冷熱交換器１４は、これらの開口部の上流に配置される。サージブリード流れプレナム８８および冷却用空気流れプレナム９５はそれぞれ、共にどのような漏れも防ぐようにシールされる。
【００３２】
機械的接合部９８が、航空機の排気ダクト４０の接続のため、排出装置アッセンブリの最下流に設けられる。開口部５６が、エンジン区画室から出る通気空気を受け入れるために、冷却用空気プレナムの外部シュラウドに設けられる。冷却用空気流れの内部シュラウド８６の切り抜き部８０は、図７に見られるように各混合ローブ８７と一線上に設けられる。
【００３３】
上で詳細に説明したような排出装置アッセンブリのレイアウトによって、様々な付加的な利点が提供される。エンジン排気速度は、単純な軸対称の部分、すなわち主要ノズルシュラウド８３を変更することで容易に変えることができ、冷却用の第二空気流れの量を向上させることができる。これは、排出装置アッセンブリのより複雑でより高価な部品のいずれの修正も必要とせず容易に実行することができる。また、大きな排気プラグ８４が、主要ノズル８２内の気流および混合ローブ８７の主要通路に入る気流を制御するために必要とされる。結果として生じる排気プラグ８４の内部の大きな容積の空間は、ひいては吸音処理に利用することができ、例えばエンジン排気ケーシング８１の接合部から冷却用空気混合平面まで延びている低周波キャビティをプラグ内に取り込むことができる。
【００３４】
従って、要約すると、本発明の排出装置アッセンブリおよび受動型冷却システムは、どのような回転部品の利用も必要とせずにエンジン油の冷却およびエンジン筐体の冷却を行い、サージブリード流れのメインエンジン排ガス流路への再注入を許容し、これにより冷却用空気にさらなるポンプ能力を提供する。排出装置アッセンブリは、さらにサージブリードプレナム内でサージブリード流れを周方向に再分配することができ、主要排ガス流路内に単純な軸対称主要ノズルシュラウドを導入することにより排出装置アッセンブリのポンプ能力を制御する方法を提供し、内部音響室を備えた大きな排気プラグを導入することによりエンジンから生じる排出装置アッセンブリ内の騒音を制御する方法を提供できる。
【００３５】
上述した本発明の実施例は、単なる例示であることを意図したものである。従って、本発明の範囲は、添付された請求の範囲内にのみ限定されることを主旨としている。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】本発明に従ったＡＰＵ受動型冷却システムの第一の実施例の概略断面図。
【図２ａ】本発明に従ったＡＰＵ受動型冷却システムの第二の実施例の概略断面図。
【図２ｂ】図２ａに示されたＡＰＵ受動型冷却システムの第二の実施例の概略断面図。
【図３】本発明に従ったＡＰＵ受動型冷却システムの第三の実施例の概略断面図。
【図４ａ】本発明に従ったＡＰＵ受動型冷却システムの第四の実施例の概略断面図。
【図４ｂ】本発明に従ったＡＰＵ受動型冷却システムの第四の実施例の概略断面図。
【図４ｃ】本発明に従ったＡＰＵ受動型冷却システムの第四の実施例の概略断面図。
【図４ｄ】本発明に従ったＡＰＵ受動型冷却システムの第四の実施例の概略断面図。
【図５】本発明に従ったメイン吸気ダクトと排気排出装置アッセンブリとを有するエンジンの斜視図。
【図６】本発明に従って使用される排気排出装置アッセンブリの縦断面図。
【図７】図６に示された排気排出装置アッセンブリの冷却用気流の内部シュラウドの斜視図。
【図８】図６に示された排気排出装置アッセンブリの側面斜視図。
【国際公開パンフレット】
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【国際調査報告】
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