(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジン冷却システムを提供する。【解決手段】冷却空気源５７と流体連通する熱交換器５６と、熱交換器内に第１の熱交換器１００を含む少なくとも第１の冷却回路６２と、第１の熱交換器回路の周りに第１の空気流１１８の少なくとも一部を選択的に迂回させる第１のバイパス弁１１４を備えた第１の冷却回路内の第１のバイパス回路１１０とを備えている。熱交換器内の第２の熱交換器回路１０４と、第２の熱交換器回路及び熱交換器の上流側で第２の冷却回路１０２内に動作可能に配置された遮断制御弁１１２とを備えた第２の冷却回路を使用することができる。第１の空気流に対する圧縮機排出抽気７９の一部を抽気して、第１のバイパス弁及び熱交換器の下流側で環状流れインデューサ８４を使用して、ロータディスク４２に取り付けられたタービンブレード４０を冷却するために、第１の冷却回路の回路入口５８を使用することができる。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
冷却空気源（５７）と流体連通する熱交換器（５６）と、
前記熱交換器（５６）内に第１の熱交換器（１００）を含む少なくとも第１の冷却回路（６２）と、
前記第１の熱交換器回路（１００）の周りに第１の空気流（１１８）の少なくとも一部を選択的に迂回させる第１のバイパス弁（１１４）を備えた前記第１の冷却回路内の第１のバイパス回路（１１０）と
を備えたガスタービンエンジン冷却システム（６）。
【請求項２】
前記熱交換器（５６）内の第２の熱交換器回路（１０４）と、前記第２の熱交換器回路（１０４）及び前記熱交換器（５６）の上流側で前記第２の冷却回路（１０２）内に動作可能に配置された遮断制御弁（１１２）とを備えた第２の冷却回路（１０２）をさらに備えた、請求項１記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
【請求項３】
前記第２の冷却回路（１０２）が、熱源（９８）を冷却するように前記熱源に動作可能に連結されている、請求項２記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
【請求項４】
前記熱源（９８）が、航空機の機体（９６）内、又は前記航空機の機体（９６）内の電力システム（９９）内、又は航空機ガスタービンエンジン（１０）内にある、請求項３記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
【請求項５】
前記第１の空気流（１１８）用の圧縮機排出抽気空気（７９）の一部を抽気するように動作可能である前記第１の冷却回路（６２）の回路入口（５８）をさらに備え、
前記第１の冷却回路（６２）が、前記第１のバイパス弁（１１４）及び前記熱交換器（５６）の下流側に環状流れインデューサ（８４）を有し、
前記流れインデューサ（８４）が、ロータディスク（４２）及び前記ロータディスク（４２）上に取り付けられたタービンブレード（４０）と流体流れ連通している、請求項１記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
【請求項６】
前記熱交換器（５６）内に第２の熱交換器（１０４）を含む第２の冷却回路（１０２）と、
前記第２の冷却回路（１０２）内の第２のバイパス回路（１２０）と、
前記第２の熱交換器回路（１０４）の周りに第２の空気流（１２６）の少なくとも一部を選択的に迂回させるように、前記第２の熱交換器回路（１０４）及び前記熱交換器（５６）の上流側で前記第２のバイパス回路（１２０）内に動作可能に配置された第２のバイパス弁（１２２）とを備えた、請求項１記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
【請求項７】
前記第１の空気流（１１８）用の圧縮機排出抽気空気（７９）の一部を抽気するように動作可能である前記第１の冷却回路（６２）の回路入口（５８）をさらに備え、
前記第１の冷却回路（６２）が、前記第１のバイパス弁（１１４）及び前記熱交換器（５６）の下流側に環状流れインデューサ（８４）を有し、
前記流れインデューサ（８４）が、ロータディスク（４２）及び前記ロータディスク（４２）上に取り付けられたタービンブレード（４０）と流体流れ連通している、請求項６記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
【請求項８】
ファン（１４）、高圧圧縮機（１８）、環状燃焼器（２０）、前記高圧圧縮機（１８）を駆動する高圧タービン（２２）、及び前記ファン（１４）を駆動する低圧タービン（２４）を直列流れ連通して備えた航空機ガスタービンエンジン（１０）であって、
前記ファン（１４）を囲んでいる環状ナセル（２６）が、その径方向内側に配置された環状バイパスダクト（２８）を画定し、
ガスタービンエンジン冷却システム（６）が、エンジン（１０）上の冷却空気源（５７）と流体連通している熱交換器（５６）を備えており、
少なくとも第１の冷却回路（６２）が、前記熱交換器（５６）内に第１の熱交換器回路（１００）を備えており、
前記第１の冷却空気回路内の第１のバイパス回路（１１０）が、前記第１の熱交換器回路（１００）の周りに第１の空気流（１１８）の少なくとも一部を選択的に迂回させるための第１のバイパス弁（１１４）を備えている航空機ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記環状バイパスダクト（２８）である前記冷却空気源（５７）をさらに備えた、請求項８記載の機体ガスタービンエンジン（１０）
【請求項１０】
第１の空気流（１１８）をガスタービンエンジンの圧縮機（１８）から熱交換器（５６）内に第１の熱交換器回路（１００）を含む第１の冷却回路（６２）を通して１つ又は複数の熱構成部品（４０）に流すステップと、
冷却空気（５７）を前記熱交換器（５６）を通して流すステップと、
前記第１の熱交換器回路（１００）及び前記熱交換器（５６）の周りに前記第１の空気流（１１８）の少なくとも一部（１１６）を選択的に迂回させるステップとを含む、ガスタービンエンジン構成部品を冷却する方法。
【請求項１１】
前記熱交換器（５６）内に第２の熱交換器回路（１０４）を含む第２の冷却回路（１０２）を使用して熱生成源（９８）を制御可能に冷却するステップと、前記第２の熱交換器回路（１０４）及び前記熱交換器（５６）の上流側で前記第２の冷却回路（１０２）内に動作可能に配置された制御弁（１１２）で前記第２の空気流（１２６）を調節又は遮断及び旋回させるステップとをさらに含む、請求項１０記載の方法。
【請求項１２】
前記第１の空気流（１１８）に対して圧縮機排出空気（３７）の一部を抽気するステップと、
その後、前記第１のバイパス弁（１１４）及び前記熱交換器（５６）の下流側で前記第１の冷却回路（６２）内の環状流れインデューサ（８４）に前記第１の空気流（１１８）を流すステップと、
その後、前記第１の空気流（１１８）を前記流れインデューサ（８４）からロータディスク（４２）に、その後、前記ロータディスク（４２）上に取り付けられたタービンブレード（４０）に流すステップとさらに含む、請求項１１記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して、ガスタービンエンジン冷却流に関し、より詳細には、タービン構成部品及び機体熱負荷用の冷却流の調節に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンタイプの典型的なガスタービンエンジンは普通、前方ファン及びブースタ又は低圧圧縮機と、中間コアエンジンと、ファン及びブースタ又は低圧圧縮機を駆動する低圧タービンとを備えている。コアエンジンは、高圧圧縮機と、燃焼器と、高圧タービン（ＨＰＴ）とを連続流関係で備えている。コアエンジンの高圧圧縮機及び高圧タービンは、高圧シャフトによって連結されている。高圧圧縮機からの高圧空気を、燃焼器内の燃料と混合し、点火して、高エネルギーガス流を形成する。ガス流は、高圧タービンを通って流れ、このタービンと高圧シャフトを回転可能に駆動し、その後、高圧圧縮機を回転可能に駆動する。
【０００３】
高圧タービンから出るガス流は、第２の又は低圧タービン（ＬＰＴ）を通って膨張される。低圧タービンは、低圧シャフトを介してファン及びブースタ圧縮機を回転可能に駆動するように、ガス流からエネルギーを抽出する。低圧シャフトは、高圧ロータを通って延びている。生成される推進力のほとんどは、ファンによって作り出される。船舶用又は工業用ガスタービンエンジンは、発電機、船舶用プロペラ、ポンプ及び他のデバイスを駆動する低圧タービンを有し、一方、ターボプロップエンジンは、低圧タービンを使用し、通常ギアボックスを介してプロペラを駆動する。
【０００４】
ＨＰＴは、燃焼器から排出される最も高温の燃焼ガスに曝されるので、その様々な構成要素は、一般に圧縮機から加圧空気の一部を抽気することによって冷却される。タービン冷却に使用される空気は、燃焼サイクルから失われ、それによって、エンジンの全体的効率が低下する。各タービンステージは、ブレードの径方向外側先端が周囲のタービンシュラウドの内側に取り付けられた状態で、支持ロータディスクから径方向外側に延びる１列のタービンロータブレードを備えている。一般に、少なくとも第１のタービンステージのタービンロータブレードは、圧縮機からの加圧空気の抽気部分によって冷却される。
【０００５】
典型的なターボファン航空機エンジンは最初、低出力のアイドルモードで作動し、その後、離陸上昇動作のための出力の上昇を受ける。所望の飛行高度での巡航に到達すると、エンジンは、より低い、すなわち中間出力設定で作動する。エンジンはまた、航空機が高度を下げて、滑走路に着陸するときにより低い出力で作動し、その後、高い出力で再びエンジンが作動された状態で、一般に逆推力作動が利用される。出力が増減するエンジンの様々な過渡的動作モードでは、タービンブレードはそれぞれ、温まったり冷えたりする。
【０００６】
ＨＰＴブレードは典型的には、圧縮機の最終段階から抽気される高圧圧縮機排出空気（圧縮機排出圧力又はＣＤＰ空気としても知られる）を使用して冷却される。空気は、中空ブレード内側で内部冷却チャネルを通って適切に運ばれ、ブレードを通って、前縁及びそこから後方にかけての、また一般にエーロフォイル正圧面の後縁出口孔又はスロットの列も含む、膜冷却孔の様々な列で排出される。このようなブレード冷却空気は、燃焼過程を回避し、それによって、エンジンの効率がさらに低くなる。
【０００７】
ブレード冷却空気は、集められ、エンジンの静的部分から中空ブレードを支持する回転ディスクまで運ばれる。ブレード冷却空気を効率的に運ぶために、接線流インデューサが、通常、冷却流を加速及び旋回させるように周方向に配置されたノズルのアレイの形で設計されており、それにより回転しているロータに、ロータと実質的に等しい回転速度又は接線速度及び方向で冷却流を接線方向に射出する。各インデューサは、インデューサの下流側又は後方端部の出口孔又はオリフィスでロータの回転の動作方向の接線である方向に冷却空気流を射出する。
【０００８】
冷却を少なくする１つの方法は、低出力設定での冷却流を削減することであり、それによって効率が良くなる。オリフィス又は通路を通る物理的空気流を調節する従来の手段は、オリフィスでの通気断面積（flow area）を増減させることによる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】米国特許出願公開第２００８／０３１４５７３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
従って、ブレード冷却制御及び効率の改善されたガスタービンエンジンを提供することが望まれる。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
ガスタービンエンジン冷却システムは、冷却空気源と流体連通する熱交換器と、熱交換器内に第１の熱交換器を含む少なくとも第１の冷却回路と、第１の熱交換器回路の周りに第１の空気流の少なくとも一部を選択的に迂回させる第１のバイパス弁を備えた第１の冷却回路内の第１のバイパス回路とを備えている。
【００１２】
熱源を冷却させるために熱源に動作可能に連結された第２の冷却回路を含めることができる。第２の冷却回路は、熱交換器内の第２の熱交換器回路と、第２の熱交換器回路及び熱交換器の上流側で第２の冷却回路内に動作可能に配置された遮断制御弁とを備えている。熱源は、航空機の機体内、又は航空機の機体内の電力システム内、又は航空機ガスタービンエンジン内にあってもよい。別の方法では、第２の冷却回路は、第２の熱交換器回路の周りで第２の空気流の少なくとも一部を選択的に迂回させるために、第２の熱交換器回路及び熱交換器の上流側で第２のバイパス回路内に動作可能に配置された第２のバイパス弁を有する第２のバイパス回路とを備えることができる。
【００１３】
ガスタービンエンジン冷却システムはまた、第１の空気流用の圧縮機排出抽気空気の一部を抽気するように動作可能である第１の冷却回路の回路入口を備えることができ、第１の冷却回路は、第１のバイパス弁及び熱交換器の下流側に環状流れインデューサを備え、流れインデューサは、ロータディスク及びロータディスク上に取り付けられたタービンブレードと流体流れ連通している。
【００１４】
冷却空気源は、航空機ガスタービンエンジン内の環状バイパスダクトであってもよい。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】温度調節冷却流システムを有するガスタービンエンジンの軸方向略断面図である。
【図２】エンジン内でタービンブレードを冷却するために使用される冷却回路を含む、図１に示した温度調節冷却流システムの拡大軸方向略断面図である。
【図３】図２に示した温度調節冷却流システム内の熱交換器の拡大軸方向略断面図である。
【図４】図１に示した熱交換器内の代替冷却回路の図である。
【図５】図１に示した温度調節冷却流システムの出入口配管及び熱交換器の略斜視図である。
【図６】図１に示した熱交換器の一実施形態の軸方向略断面図である。
【図７】図１に示した熱交換器の別の実施形態の軸方向略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
例示的なターボファン航空機ガスタービンエンジン１０が、図１に略図的に示されている。エンジン１０は、長手方向又は軸方向中心軸１２周りで軸対称であり、航空機１３の翼又は胴体に適切に取り付けられている。エンジンは、ファン１４と、低圧又はブースタ圧縮機１６と、高圧（ＨＰ）圧縮機１８と、環状燃焼器２０と、高圧タービン（ＨＰＴ）２２と、低圧タービン（ＬＰＴ）２４とを直列流れ連通して備えている。環状ナセル２６は、ファン１４を囲み、ブースタ圧縮機１６の周りで後方に延びる環状バイパスダクト２８を画定する。第１の駆動シャフト３０は、ＨＰＴ２２をＨＰ圧縮機１８に結合させ、第２の駆動シャフト３２はＬＰＴ２４をファン１４及びブースタ圧縮機１６に結合させる。コアエンジン１５は典型的には、高圧圧縮機１８と、環状燃焼器２０と、ＨＰＴ２２とを下流側直列流れ連通して備えている。
【００１７】
動作中、外気３４はエンジンの入口に入り、その大部分３１がバイパスダクト２８を通って排出されて、推進推力の大部分を提供する、ファン空気３３内にファン１４によって部分的に加圧される。ファンを通過するファン空気３３の第１の部分３５は、ブースタ圧縮機１６に入り、その多数の軸方向段階で別の圧縮サイクルを受け、追加の圧縮がまた、その多数の軸方向段階内でＨＰ圧縮機１８内で行なわれている。図１及び２を参照すると、ファン空気３３の加圧された第１の部分３５は、ＨＰ圧縮機１８から圧縮機排出空気３７として排出され、高温の燃焼ガス３６を生成するように、燃焼器２０内で燃料と適切に混合される。エネルギーは、第１の駆動シャフト３０を駆動し、ＨＰ圧縮機１８を駆動するように、ＨＰＴ２２内の高温の燃焼ガス３６から抽出される。追加のエネルギーは、第２のシャフト３２を駆動し、ファン１４及びブースタ圧縮機１６を駆動するように、ＬＰＴ２４内の燃焼ガスから抽出される。
【００１８】
ファン空気３３の一部として図示されている、冷却空気源５７と流体連通している空気熱交換器５６への空気を有する、ガスタービンエンジン温度調節冷却システム６が、図１及び２に全体的に示されている。熱交換器５６は、環状バイパスダクト２８と流体連通して適切に取り付けられている。第１の冷却回路６２は、熱交換器５６内に第１の熱交換器回路１００を備えている。第１の冷却回路６２内の第１のバイパス回路１１０は、第１の熱交換器回路１００の周りで第１の冷却回路６２内の第１の空気流１１８の少なくとも一部１１６を選択的に迂回し、熱交換器５６を迂回するように、第１のバイパス弁１１４を備えている。
【００１９】
第２の空気流１２６を使用して、熱交換器５６内に第２の熱交換器回路１０４を備えた第２の冷却回路１０２をさらに含んだガスタービンエンジン冷却システム６の例示的な実施形態が、図１及び２に示されている。調節又は遮断弁のいずれであってもよい、第２の空気流１２６を調節又は遮断及び旋回する制御弁１１２が、第２の熱交換器回路１０４及び熱交換器５６の上流側で第２の冷却回路１０２内に動作可能に配置されている。第２の冷却回路１０２は、航空機の機体９６内で見られるような、又は航空機又は航空機ガスタービンエンジン内の電力システム９９であってもよい熱生成源又は熱源９８を冷却するために使用される。従って、制御弁１１２は、熱源９８、第２の熱交換器回路１０４及び熱交換器５６の間で、第２の冷却回路１０２内に動作可能に配置されている。
【００２０】
別の方法では、図４に略図的に示すように、ガスタービンエンジン冷却システム６はさらに、第２の熱交換器回路１０４の周りで第２の冷却回路１０２内の第２の空気流１２６の少なくとも一部を選択的に迂回させ、熱交換器５６を迂回させるように、第２のバイパス弁１２２を有する第２の冷却回路１０２内の第２のバイパス回路１２０をさらに備えることができる。
【００２１】
ガスタービンエンジン冷却システム６の別の実施形態は、第１の冷却回路６２を組み込むだけであり、第２の冷却回路１０２は組み込まないことがある。ガスタービンエンジン冷却システム６の他の実施形態は、それぞれの追加の熱交換器回路を有する追加の冷却回路（第１及び第２の冷却回路６２、１０２に加えて）を備えることがある。
【００２２】
本明細書に図示されたガスタービンエンジン冷却システム６の例示的実施形態は、ＨＰタービンブレード４０を冷却するために第１の冷却回路６２を使用し、第２の冷却回路１０２は、航空機の機体内で見ることができるような、又は航空機又は航空機ガスタービンエンジン内の動力システムであってもよい熱生成源又は熱源９８を冷却するために使用される。ファン空気３３の一部として図示されている冷却空気源５７は、別の熱交換器の追加重量がかかること、及び航空機システム全体にとって貴重である追加重量がかかることなしに、上記飛行状態中に使用されるヒートシンクとして働く。
【００２３】
第１及び第２のバイパス回路１１０、１２０及び第１及び第２のバイパス弁１１４、１２２は、それぞれ第１及び／又は第２の熱交換器回路１００、１０４の周りで第１の空気流１１８及び／又は第２の空気流１２６の少なくとも一部１１６を迂回させるために選択的に使用することができる。これにより、利用可能な冷却空気源５７の効率的使用が行なわれ、熱交換器５６を寸法及び重量の両方で最小化することが可能になる。
【００２４】
図１を参照すると、熱交換器５６への空気は、バイパスダクト２８と適切に流連通してファンナセル２６を支持する支柱６３の基部でコアエンジン１５を囲むコアカウル６１の内側に便利に配置することができる。適切な入口スクープ６５は、熱交換器５６を通って、及びナセル２６の後縁６９でファン出口６８の前にバイパスダクト２８に冷却空気５７を戻す出口経路６６を通って後方又は下流側に導かれる冷却空気５７を受けるように、コアカウル６１内に設けることができる。
【００２５】
図２は、直列流れ連通して配置された高圧圧縮機１８、環状燃焼器２０、及びＨＰＴ２２を備えた、コアエンジン１５のより詳細な断面を示している。ＨＰＴ２２は、外側及び内側バンド内に適切に取り付けられた１列のステータベーン３８を有する第１のステージ又はＨＰタービンノズルを備えている。ベーンの後には、第１のステージ又はＨＰロータディスク４２の周面又は周縁に取外し可能に取り付けられた単列のＨＰタービンブレード４０がある。ディスク４２は、第１の駆動シャフト３０に固定して結合され、その後、高圧圧縮機１８の圧縮機ブレードを支持するロータディスクに固定して結合されている。
【００２６】
ＨＰ圧縮機１８及びＨＰＴ２２の構成及び動作は、空気３４を加圧し、それにより生じた燃焼ガス３６を膨張させて、そこからエネルギーを抽出するので従来のものである。特に、ファン空気３３の第１の部分３５の圧力及び気温は、空気が圧縮機ブレードのステージの全てを通って下流側に流れるときに、順に軸方向に上昇する。最終列の圧縮ブレードは、この例示的な構成で高圧圧縮機１８の最終ステージを画定し、圧縮機排出空気３７（ＣＤＰ空気）に関連する最大圧力及びそれに応じた高温で加圧空気を排出する。
【００２７】
タービンブレード４０の径方向外側先端３９は、周囲のタービンシュラウド４４の内側に径方向に配置されている。シュラウド４４は典型的には、セグメント内にも形成された支持環状ハンガ４６から懸架された周面タービンシュラウドセグメント４５内に形成されている。ハンガ４６は、前方と後方取付フランジの間に離隔された１対の径方向リブ又はレール５３を有する、周囲の環状タービンケーシング４８の一部に取り付けられている。固定列のタービンシュラウドセグメント４５は、列の回転タービンブレード４０の径方向外側先端３９を囲み、初期又は名目寸法を有する比較的小さな径方向間隙又は隙間Ｇを画定するようにそこから離隔されている。
【００２８】
作動中の隙間Ｇを通した燃焼ガス３６の漏洩により、それに応じてタービン及びエンジンの効率が悪くなる。その支持ロータディスク上に取り付けられたタービンブレード４０、及び懸架されたタービンシュラウド４４の差動熱伸縮は、離陸から上昇巡航及び滑走路への着陸までの様々なエンジン動作モード中にその名目径方向間隙を変える。
【００２９】
さらに、列のタービンシュラウド４４を支持するタービンケーシング４８を冷却又は加熱するために選択的に使用される、動的間隙制御（ＡＣＣ）システム５０の部品が図２に示されている。従って、タービンケーシング４８自体は、径方向先端間隙又は隙間Ｇの寸法を制御するように、ハンガ４６及びシュラウド４４を順に支持するＡＣＣマウントを画定する。環状供給マニホールド５２は、タービンケーシング４８を囲み、環状衝突バッフル５４はプレナム５５の内側に適切に取り付けられている。衝突バッフル５４は、ケーシング４８の２つの径方向レール５３の外側輪郭と緊密に一致する蛇行状部分を有する。比較的冷たい又は高温の空気は、衝突バッフル５４を通って導かれて、２つのレールの外側表面の上に衝突空気の別個の噴流を与え、その後、作動中にその径方向伸縮及び径方向先端間隙Ｇの対応する寸法に影響を与える。
【００３０】
図２にさらに示すコアエンジン１５は、それぞれ燃焼器２０を径方向内向き及び外向きに囲み、従来の環状拡散器７６に前端部で互いに結合された、径方向内側及び外側燃焼器ケーシング７２、７４を備えている。拡散器７６は、燃焼器１８の出口端部に配置され、ファン空気３３の第１の部分３５を拡散させて、これを圧縮機排出空気３７として排出する。圧縮機排出空気３７の第１の部分４７は、環状燃焼器２０を囲むプレナム５５内に、内側と外側燃焼器ケーシングの間を流れる。圧縮機排出空気３７の第２の部分４１は、環状燃焼器２０内に流れる。第１の冷却回路６２は、内側燃焼器ケーシング７２の下に適切に取り付けられた環状混合チャンバ７８を備えている。
【００３１】
周方向に離隔された複数の移送管８０は、内側及び外側燃焼器ケーシング７２、７４を通って混合チャンバ７８内に径方向に延び、以下、圧縮機排出抽気７９と呼ばれる圧縮機排出空気３７の冷却された第３の部分７７を戻すために使用される。圧縮機排出抽気７９は、タービンケーシング４８を通る第１の冷却回路６２の回路入口５８を通って第１の冷却回路６２内に高圧圧縮機１８の最終ステージから取り出され、熱交換器５６に導かれる。圧縮機排出抽気７９は、図５に示すように、移送管６０を通って回路入口５８から熱交換器５６に導かれる。圧縮機排出抽気７９が熱交換器５６内で冷却された後に、戻り管６４を通って周方向に離隔された複数の移送管８０に配管で戻され、その後、冷却された圧縮機排出抽気７９を移送管８０に分配する。
【００３２】
図２に示すように、移送管８０は、冷却された圧縮機排出抽気７９を内側ケーシング７２の下に適切に取り付けられた環状混合チャンバ７８内に流れる。内側ケーシング７２はまた、圧縮機排出空気３７の第１の部分３５のいくつかをそこに直接提供して、混合チャンバ７８内の冷却された圧縮機排出抽気７９と混合し、タービンブレード４０の過冷却を防ぐように、混合チャンバ７８に沿って適切に配置された１列の混合孔８２を備えることができる。冷却された圧縮機排出抽気７９、又は圧縮機排出空気３７の第１の部分３５及び環状混合チャンバ７８内の冷却された圧縮排出抽気７９の混合物は、以下、タービンブレード冷却空気８５と呼ばれ、ＨＰタービンブレード４０を冷却するために使用される。
【００３３】
第１の冷却回路６２はさらに、チャンバ７８の出口端部とその支持ロータディスクから径方向外向きに延びる第１のステージタービンブレード４０の列の間に流体流れ連通して配置された環状流れインデューサ８４を備えている。流れインデューサ８４は、タービンブレード冷却空気８５を接線的に加速し、計測し、及び／又は加圧し、タービンブレード冷却空気８５を回転している第１のステージロータディスク４２内に噴出する１列のベーンを典型的に備えた固定構成部品である。これは、タービンブレード４０のダブテール内に見られる入口内への流れのために、ディスク４２の軸方向ダブテールスロットに加圧タービンブレード冷却空気８５を効率的に導き、これを計測するための従来の構成部品である。加圧されたタービンブレード冷却空気８５は、その中でブレード４０と冷却経路７０を通って径方向外向きに流れ、従来の方法でブレードエーロフォイルの正圧面及び負圧面の数列の出口孔を通って排出される。
【００３４】
ガスタービンエンジン冷却システム６、特に、第１の冷却回路６２内の第１のバイパス回路１１０及びその第１のバイパス弁１１４により、タービンブレード４０を冷却するように、環状流れインデューサ８４に案内された加圧冷却空気８５の温度の調節が可能になる。これにより、従来のタービンブレード冷却流調節体制に必要なベーン及び計測オリフィスが少なくなる、又はなくなる。本明細書に記載及び図示したガスタービンエンジン冷却システム６は、所与のオリフィス寸法を通して低温度でより多くの空気を、高温度でより少ない空気を流すために空気の物理的特性を利用し、それによってその温度を制御することによって冷却流量を調節する。
【００３５】
このシステムは、タービンブレードエーロフォイル材料が高い出力設定で最大の冷却流及び最も温度の低い冷却源を受けるように、熱交換器５６を使用し、冷却された冷却空気を送る。低い出力設定では、より高温の冷却流、又は冷却された冷却をなくすことにより、特にエンジンの高温の部分で、機械的に調整されたオリフィスなしで、３０％も物理的冷却流を減らすことができる。エンジンタービンブレード又は高温の部分が、もはや最も高い冷却レベルを必要とせず、熱交換器５６、すなわちヒートシンクで様々な航空機の機体及びエンジンシステムを冷却することができるとき、著しく高い機体熱管理能力をもたらすことができる。エンジンは、飛行のかなりの部分の間より低い出力設定（巡航、降下、又は着陸動作中など）であるので、機体はこのヒートシンクを利用することができる。追加重量がかかることなしに機体又は電力システムがこれらの飛行段階中にこのヒートシンクを使用することを可能にすることは、航空機システム全体にとって重要である。
【００３６】
第１の熱交換器回路１００が入口ヘッダ１３８及び出口ヘッダ１４０のそれぞれのヘッダセット１３４の間に熱伝達管１３２を有する複数の管セット１３０を備えている、熱交換器５６の一実施形態が図６に示されている。圧縮機排出抽気７９は、移送管６０から入口ヘッダ１３８に導かれ、その後、それぞれの出口ヘッダ１４０に熱伝達管１３２を通して流され冷却され、その後、戻り管６４に案内されて、冷却された圧縮機排出抽気７９が周方向に離隔された複数の移送管８０に分配される。隣接した管セット１３０は、入口及び出口ヘッダ１３８、１４０の共通のものを使用することができる。第１の熱交換器回路１００は図６では、管セット１３０の６つの完全リングを有する。
【００３７】
圧縮機排出抽気７９は、第１の供給コネクタ２００を通って移送管６０から入口ヘッダ１３８に案内される。冷却された圧縮機排出抽気７９は、第１の戻りコネクタ２０２を通って戻り管６４に導かれ、戻り管６４は、周方向に離隔された複数の移送管８０に冷却された圧縮機排出抽気７９を分配する。
【００３８】
別の方法では、他の数の管セット１３０を使用することもでき、完全リングでなくてもよい。第２の冷却回路１０２は、第１の熱交換器回路１００のものと軸方向又は径方向に隣接した入口ヘッダ１３８及び出口ヘッダ１４０の管セット及びそれぞれのヘッダセット１３４の同様の配置を有することができ、第１の熱交換器回路１００から上流側又は下流側又は径方向にずれて配置することができる。
【００３９】
第１及び第２の熱交換器回路１００、１０４が、別の方法では入口ヘッダ１３８及び出口ヘッダ１４０のそれぞれのヘッダセット１３４の間で同じ複数の管セット１３０及び熱伝達管１３２を共有するように配置される、熱交換器５６の別の実施形態が図７に示されている。圧縮機排出抽気７９は、第１の供給コネクタ２００を通って供給管６０から入口ヘッダ１３８に導かれる。次に、圧縮機排出抽気７９は、それぞれの出口ヘッダ１４０に熱伝達管１３２を通して流され冷却される。その後、冷却された圧縮機排出抽気７９は、第１の戻りコネクタ２０２を通って戻り管６４に導かれ、戻り管６４は、周方向に離隔された複数の移送管８０に冷却された圧縮機排出抽気７９を分配する。隣接する管セット１３０は、入口及び出口ヘッダ１３８、１４０の共通のものを使用することができる。
【００４０】
供給パイプ１５０は、高温の熱源空気流１５４を熱源９８（図２に示す）から第２の供給コネクタ２０６を通って入口ヘッダ１３８まで運び、その後、熱伝達管１３２を通してそれぞれの出口ヘッダ１４０に熱源空気流１５４を流し、これを冷却する。次に、冷却された熱源空気流１５４は、熱源９８に戻すために戻りパイプ１５６に第２の戻りコネクタ２０８を通って導かれる。圧縮機排出抽気７９又は熱源空気流１５４のみが所与の時間に熱交換器５６に流れることが可能であるように、第１及び第２のバイパス弁１１４、１２２を操作しなければならない。供給管６０又は供給パイプ１５０を通る熱交換器内への逆流を防ぐように、フラッパ弁などの一方向弁を第１及び第２の冷却回路６２、１０２内に動作可能に配置することができる。
【００４１】
ガスタービンエンジン温度調節冷却システム６は、熱交換器５６内の第１の熱交換器回路１００を通って流れるように、第１の冷却回路６２内の第１の空気流１１８の量又は部分１１６を調節することによって、第１の空気流１１８の流量を調節するように操作される。第１の熱交換器回路１００を通って流れることが可能である第１の空気流１１８の量又は一部１１６が多ければ多いほど、ＨＰタービンブレード４０などの冷却すべき１つ又は複数の高温の構成部品に運ばれる第１の空気流１１８の流量が大きくなる。冷却システム６を操作するための１つの方法は、第１のバイパス弁１１４を開弁するステップと、巡航、降下、又は着陸動作中などの低出力動作中に第１の熱交換器回路１００及び熱交換器５６の周りで第１の冷却回路６２内の第１の空気流１１８を迂回させるステップとを含んでいる。この方法はまた、第１のバイパス弁１１４を閉じるステップと、離陸又は上昇中などの高出力動作中に熱交換器５６内の第１の熱交換器回路１００を通して第１の冷却回路６２内の第１の空気流１１８を流すステップとを含んでいる。この方法によりまた、制御弁１１２を調節又は開閉して、航空機の機体９６内で見られるような、又は機体又は機体ガスタービンエンジン内の電力システム９９であってもよい熱生成源又は熱源９８を冷却するように制御弁１１２を操作することによって、飛行のかなりの部分の間に熱交換器５６のヒートシンク能力を機体が利用することが可能になる。
【００４２】
ガスタービンエンジン温度調節冷却システム６は、所与のオリフィス寸法を通して低温度でより多くの空気を、高温度でより少ない空気を流すために空気の物理的特性を使用する。冷却された冷却空気を使用して、タービン材料は、高出力設定で最大冷却流及び最低温度冷却源を得る。低出力設定では、より高温の冷却流、又は冷却された冷却をなくすことにより、機械的に調整されたオリフィスなしで、３０％も物理的冷却流が減少する。ガスタービンエンジン温度調節冷却システム６は、もはやエンジンの高温の部分が最も高い冷却レベルを必要としないとき、著しく高い機体熱管理能力をもたらすことができる。エンジンは、飛行のかなりの部分の間より低い出力設定（巡航又は降下中）であるので、機体はこのヒートシンクを利用することができる。追加重量がかかることなしに機体又は電力システムがこれらの飛行段階中にこのヒートシンクを使用することを可能にすることは、航空機システム全体にとって重要である。
【００４３】
本発明の好ましい例示的実施形態であると考えられるものを本明細書に記載したが、本発明の他の変更形態は、本明細書の教示から当業者には明らかであり、従って、本発明の真の精神及び範囲内にあるこのような変更形態は全て添付の特許請求の範囲で保護されることが望ましい。従って、米国特許証で保護されることが望ましいものは、以下の特許請求の範囲に規定され特定されたような発明である。
【符号の説明】
【００４４】
６  冷却システム
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心線軸
１３  航空機
１４  ファン
１５  コアエンジン
１６  低圧又はブースタ圧縮機
１８  高圧圧縮機
２０  燃焼器
２２  高圧タービン
２４  低圧タービン
２６  ナセル
２８  バイパスダクト
３０  第１の駆動シャフト
３１  大きな部分
３２  第２の駆動シャフト
３３  ファン空気
３４  外気
３５  ファン空気の第１の部分
３６  高温の燃焼ガス
３７  排出空気
３８  ステータベーン
３９  外側先端
４０  タービンブレード
４１  第２の部分
４２  ロータディスク
４４  タービンシュラウド
４５  シュラウドセグメント
４６  ハンガ
４７  圧縮機排出空気の第１の部分
４８  タービンケーシング
５０  動的間隙制御システム
５２  供給マニホールド
５３  レール
５４  バッフル
５５  プレナム
５６  熱交換器
５７  冷却空気
５８  回路入口
６０  供給管
６１  コアカウル
６２  第１の冷却回路
６３  支柱
６４  戻り管
６５  スクープ
６６  出口経路
６８  ファン出口
６９  後縁
７０  冷却経路
７２  内側燃焼器ケーシング
７４  外側燃焼器ケーシング
７６  拡散器
７７  第３の部分
７８  混合チャンバ
７９  圧縮機排出抽気空気
８０  移送管
８２  混合孔
８４  流れインデューサ
８５  タービンブレード冷却空気
９６  航空機の機体
９８  熱源
９９  電力システム
１００  第１の熱交換器回路
１０２  第２の冷却回路
１０４  第２の熱交換器回路
１１０  第１のバイパス回路
１１２  制御弁
１１４  第１のバイパス弁
１１６  部分
１１８  第１の空気流
１２０  第２のバイパス回路
１２２  第２のバイパス弁
１２６  第２の空気流
１３０  管セット
１３２  熱伝導管
１３４  ヘッダセット
１３８  入口ヘッダ
１４０  出口ヘッダ
１５０  供給パイプ
１５４  空気流
１５６  戻りパイプ
２００  第１の供給コネクタ
２０２  第１の戻りコネクタ
２０６  第２の供給コネクタ
２０８  第２の戻りコネクタ
Ｇ  間隙
【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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