(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービン運転停止後の加熱を防止する冷却システムを提供する。【解決手段】システム１２は、ガスタービンエンジン１０関連コンパートメント１１の通気出口４８を該コンパートメント内に設置された受動熱アクチュエータ５４により該コンパートメントの温度に基づいて開放するようになった熱作動式通気装置を含む。出口は、コアエンジンコンパートメント１３、ファンコンパートメント１１又はパイロンコンパートメントの頂部５０付近に設置できる。アクチュエータは、通気装置のヒンジドア５２に連結して出口を開放するようにでき、チャンバ内に配置されかつ所定温度以下では液体状態を所定温度以上では気体状態を有する相変化材料によって作動させることができる。アクチュエータは、火災の間にドアを閉鎖するようになった温度ヒューズを含むことができる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
熱作動式通気システム（１２）であって、
ガスタービンエンジン（１０）関連コンパートメント（１１）の通気出口（４８）を開放するようになった熱作動式通気装置（４６）と、
前記コンパートメント（１１）内に配置された受動熱アクチュエータ（５４）と、を含み、
前記熱アクチュエータ（５４）が、前記コンパートメント（１１）の温度に基づいて前記熱作動式通気装置（４６）を開放するように作動可能である、
システム（１２）。
【請求項２】
前記通気出口（４８）が、前記コンパートメント（１１）の頂部（５０）に又は該頂部（５０）付近に設置されることをさらに特徴とする、請求項１記載のシステム（１２）。
【請求項３】
前記関連コンパートメント（１１）が、コアエンジンコンパートメント（１３）又はファンコンパートメント（１１）又はパイロンコンパートメント（２１）であることをさらに特徴とする、請求項２記載のシステム（１２）。
【請求項４】
前記熱作動式通気装置（４６）が、前記熱アクチュエータ（５４）に作動可能に連結されて前記通気出口（４８）を開放するようになったヒンジドア（５２）を含むことをさらに特徴とする、請求項２記載のシステム（１２）。
【請求項５】
前記熱アクチュエータ（５４）に組込まれて、前記コンパートメント内の火災の間に前記ドア（５２）を閉鎖するようになった温度ヒューズ（１２０）をさらに含むことを特徴とする、請求項４記載のシステム（１２）。
【請求項６】
前記熱アクチュエータ（５４）が、シリンダ（９２）内に配置されたピストン（９０）を含み、
チャンバ（９４）が、前記シリンダ（９２）内で前記ピストン（９０）及び該シリンダ（９２）の底壁（９６）間に配置され、
ピストンロッド（９８）が、前記シリンダ（９２）の頂壁（１０２）内のアパーチャ（１００）を通して前記ピストン（９０）から上向きに延び、
相変化材料（１１０）が、前記チャンバ（９４）内に配置されかつ所定の作動温度以下では液体状態をまた該所定の作動温度以上では気体状態を有する、
ことをさらに特徴とする、請求項４記載のシステム（１２）。
【請求項７】
前記熱作動式通気装置（４６）が、前記熱アクチュエータ（５４）に作動可能に連結されて前記通気出口（４８）を開放するようになったヒンジドア（５２）を含み、
前記ピストンロッド（９８）の遠位端（１０４）が、前記ヒンジドア（５２）に連結され、
温度ヒューズ（１２０）が、前記コンパートメント内の火災の間に前記ドア（５２）を閉鎖するように前記熱アクチュエータ（５４）内に組込まれ、
前記温度ヒューズ（１２０）が、ほぼ前記所定の作動温度以上の融点を有するヒューズ材料で製作された前記ピストンロッド（９８）又は該ピストンロッド（９８）の一部分（１２２）を含むか、或いはほぼ前記所定の作動温度以上の融点を有するヒューズ材料で製作された前記シリンダ（９２）の環状シリンダ壁（１１６）又は該環状シリンダ壁（１１６）の一部分（１２３）を含む、
ことをさらに特徴とする、請求項６記載のシステム（１２）。
【請求項８】
前記関連コンパートメント（１１）が、ガスタービンエンジンファンカウル（４２）及びガスタービンエンジンファンケーシング（３８）間のファンコンパートメント（１１）であり、
電子エンジン制御装置（１７）が、前記ファンコンパートメント（１１）内に取付けられる、
ことをさらに特徴とする、請求項２記載のシステム（１２）。
【請求項９】
前記熱作動式通気装置（４６）が、前記電子エンジン制御装置（１７）付近に設置されたヒンジドア（５２）を含むことをさらに特徴とする、請求項８記載のシステム（１２）。
【請求項１０】
前記関連コンパートメント（１１）が、コアエンジンカウル（１５）によって囲まれたコアエンジンコンパートメント（１３）であることをさらに特徴とする、請求項２記載のシステム（１２）。
【請求項１１】
前記関連コンパートメント（１１）が、パイロン（３４）内に配置されて航空機ウィング（３０）上にエンジン（１０）を取付けるようになったパイロンコンパートメント（２１）であることをさらに特徴とする、請求項２記載のシステム（１２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、通気によりガスタービンエンジンコンパートメントを冷却することに関し、より具体的には、エンジンを運転停止した時にソークバックを受けるガスタービンエンジンコンパートメントから高温空気を通気することに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機ガスタービンエンジンは、ソークバックによる加熱を受けるエンジン関連の多くのコンパートメントを有する。エンジンは一般的に、ファン、低圧圧縮機、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン、及び低圧タービンを含む。高圧圧縮機、燃焼器及び高圧タービンは、まとめてコアエンジンと呼ばれる。エンジン用のエンジンナセルシステムが、エンジンの周りに円周方向に延びて、エンジンを保護しかつターボファンエンジンと協働して推力を発生させる空気力学的表面を形成する。一般的なエンジンナセルシステムは、ファンケースを囲むファンコンパートメント及びコアエンジンを囲むコアナセルを含む。コアナセルは、コアエンジンから半径方向に間隔を置いて配置され、またコアエンジンの周りに延びるコアコンパートメントが、それらの間に設置される。コアナセルは、それらの間にファン空気流路のための領域を残した状態でファンコンパートメントの半径方向内側に配置される。
【０００３】
コアコンパートメントは、様々なエンジン構成要素及び付属品を収容する。構成要素及び付属品には、航空機及びエンジン油圧システムに流される油圧流体をその中に備えた航空機及びエンジン油圧システム構成要素が含まれる。油圧流体は、一定の温度を越えると劣化し始め、また劣化の大きさは、油圧流体がその温度状態に置かれる時間の関数である。コアコンパートメントは、エンジン運転時に非常に高温になり、その中の構成要素及び付属品は、過熱によって悪影響を受けるおそれがある。コアコンパートメントは一般的に、エンジン運転時にエンジンファン流路からの低温加圧空気の一部分を該コアコンパートメントに流す冷却通路によって換気され、従って、エンジン運転時にはコアコンパートメントは比較的低温に保たれる。
【０００４】
エンジン運転停止時に及びエンジン運転停止後のある時間の間に、エンジン内に蓄積された顕熱が、コアコンパートメント並びにファンコンパートメント内の空気に伝達される。全自動デジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）のような電子コントローラをファンコンパートメント内に収納することができる。熱は、空気の温度を上昇させて、エンジンナセル内の構成要素及び付属品、特に最も高温のナセル空気が集まるエンジンナセルの上部部分における油圧導管のような構成要素の加熱を引き起こす。エンジンを支持したパイロンのコンパートメント内にエンジンコントローラを配置しているＨＯＮＤＡジェットのＨＦ１２０のようなエンジン設計が存在する。パイロンコンパートメント、ＦＡＤＥＣコンパートメント及びコアコンパートメントは全て、エンジン運転停止後に冷却してソークバック熱がエンジン関連コンパートメントを過熱するのを防止することを必要とするようなエンジン関連コンパートメントの実施例である。
【０００５】
最近では、メンテナンス目的のためにエンジンを運転停止しかつ冷却が利用可能でない時に、ＦＡＤＥＣを作動させることが必要であり、従って熱（約１００Ｗ）が発生することになる幾つかのエンジンが開発されてきている。ＦＡＤＥＣを内蔵するこれらのコンパートメントは、作動しているＦＡＤＥＣによって発生した熱が該コンパートメント内に蓄積しかつ該ＦＡＤＥＣを過熱するのを防止するために、エンジン運転停止後に冷却することが必要である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第６，２０２，４０３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
現在は、コンパートメント内の高温空気を様々な通気孔及び通気領域を通して通気する受動システムによって、冷却が行なわれる。エンジン運転停止後に冷却してソークバックつまり顕熱がエンジン関連コンパートメントを過熱するのを防止するのを良好に行なうことができる受動冷却システムを得ることが極めて望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
熱作動式通気システムは、ガスタービンエンジン関連コンパートメントの通気出口を開放するようになった熱作動式通気装置と、コンパートメント内に配置されかつコンパートメントの温度に基づいて熱作動式通気装置を開放するように作動可能である受動熱アクチュエータとを含む。本システムの例示的な実施形態はさらに、コンパートメントの頂部に又は該頂部付近に設置された通気出口を含む。関連コンパートメントは、コアエンジンカウルによって囲まれたコアエンジンコンパートメント又はファンコンパートメント又はパイロンコンパートメントとすることができる。
【０００９】
熱作動式通気装置は、熱アクチュエータに作動可能に連結されて通気出口を開放するようになったヒンジドアを含むことができる。温度ヒューズは、熱アクチュエータに組込んで、コンパートメント内の火災の間にドアを閉鎖するようにすることができる。
【００１０】
熱アクチュエータの１つの実施形態は、シリンダ内に配置されたピストンと、シリンダ内でピストン及び該シリンダの底壁間に配置されたチャンバと、シリンダの頂壁内のアパーチャを通してピストンから上向きに延びるピストンロッドと、チャンバ内に配置されかつ所定の作動温度以下では液体状態をまた該所定の作動温度以上では気体状態を有する相変化材料とを含む。ピストンロッドの遠位端は、ヒンジドアに連結することができる。
【００１１】
温度ヒューズは、ほぼ所定の作動温度以上の融点を有するヒューズ材料で製作されたピストンロッド又はシリンダの環状シリンダ壁或いはそれらの一部分を含むことができる。融点は、７８６°Ｆ〜１２０２°Ｆの範囲内とすることができる。
【００１２】
関連コンパートメントは、ガスタービンエンジンファンカウル及びガスタービンエンジンファンケーシング間のファンコンパートメントとすることができかつその中に電子エンジン制御装置（ＥＣＵ）を取付けることができる。
【００１３】
関連コンパートメントは、コアエンジンカウルによって囲まれたコアエンジンコンパートメントとすることができかつ該コアエンジンカウルの上部四分円内に設置された通気出口を有することができる。関連コンパートメントは、パイロン内に配置されて航空機ウィング上にエンジンを取付けるために使用するパイロンコンパートメントとすることができる。頂壁は、エンジン排気デフレクタの一部とすることができる。
【００１４】
添付図面と関連して行った以下の詳細な記載において、本発明の前述の態様及びその他の特徴を説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】ファンナセル及びコアコンパートメントのための熱作動式通気システムを有するガスタービンエンジンの部分斜視大半断面図。
【図２】図１に示す熱作動式通気システムにおける開放通気装置の断面図。
【図３】パイロン内に配置してガスタービンエンジンを支持したコンパートメントのための熱作動式通気システムの斜視図。
【図４】図３に示す熱作動式通気システムにおける開放通気装置の断面図。
【図５】図３に示す熱作動式通気システムにおける閉鎖通気装置の断面図。
【図６】図１〜図５に示す熱作動式通気システムにおける後退位置にある熱起動アクチュエータの概略断面図。
【図７】図１〜図５に示す熱作動式通気システムにおける伸長位置にある熱起動アクチュエータの概略断面図。
【図８】コアエンジンカウル内に通気装置を有するガスタービンエンジンの側面図。
【図９】コアエンジンコンパートメントの後部セクションにおいてコアエンジンカウル内に環状スロットを有するガスタービンエンジンの側面図。
【図１０】図９に示すスロットの半分の後方から前方を見た斜視図。
【図１１】図３におけるパイロン上に取付けられかつ該パイロンによって航空機のウィング上に支持されたガスタービンエンジンの斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
図１及び図２は、全自動デジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）とすることができる電子エンジン制御装置１７を内蔵したファンコンパートメント１１を通気するようになったまたコアエンジンカウル１５によって囲まれたコアエンジンコンパートメント１３を通気するようになった熱作動式通気システム１２を組込んだ例示的なターボファンガスタービンエンジン１０を示している。図３、図４及び図５は、全自動デジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）とすることができる電子エンジン制御装置１７を内蔵したパイロンコンパートメント２１を通気するようになったパイロンコンパートメント熱作動式通気システム１９を示している。本明細書に開示した熱作動式冷却システムは、エンジン内部のコンパートメント又はそのカウル或いは図１１に示す航空機６のウィング３０上にエンジン１０を支持したパイロン８内のコンパートメントのような、ソークバックによる加熱を受けるエンジン１０と関連するコンパートメントから高温空気を通気し、従って該コンパートメントを冷却するように図示している。
【００１７】
図１及び図２に示す例示的なエンジン１０は、下流方向直列流れ関係で、ファン２８、ブースタ又は低圧圧縮機１４、高圧圧縮機１６、燃焼器１８、高圧タービン２０、及び低圧タービン２２を含む。高圧タービン２０は、高圧シャフト２４により高圧圧縮機１６に駆動連結される。ファン２８及び低圧タービン２２は、エンジン１０の長手方向中心軸線２９の周りで高圧シャフト２４内に同軸に配置された低圧シャフト２６により低圧圧縮機１４及びファン２８に駆動連結される。
【００１８】
エンジン１０は、パイロン３４によって航空機３２のウィング３０の下方に取付けられる。ファン２８は、ファンケーシング３８のよって囲まれたファンブレード３６を含む。ファンカウル４２を含むファンナセル４０が、ファンケーシング３８から半径方向に間隔を置いて配置されかつ該ファンケーシング３８を囲む。全自動デジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）のような電子エンジン制御装置１７が、ファンコンパートメント１１内においてファンカウル４２及びファンケーシング３８間で該ファンケーシング３８に取付けられる。第１の熱作動式通気システム１２は、ファンコンパートメント１１の通気出口４８を開放及び閉鎖するようになった熱作動式通気装置４６を含む。通気出口４８は、ファンコンパートメント１１の頂部５０に又は該頂部５０付近に設置される。本明細書では、通気出口４８は、ファンカウル４２内に設置されているものとして例示しているが、ナセル内でその他の場所に設置することができる。熱作動式通気装置４６は、ファンコンパートメント１１がエンジン運転停止時及びエンジン運転停止後にソークバックに起因して発生する可能性があるような加熱により高温を受けた時に、該ファンコンパートメント１１を通気するために使用される。熱作動式通気システム１２のより具体的な実施形態では、熱作動式通気装置４６は、ＦＡＤＥＣに近接して配置される。これは、メンテナンス目的のためにエンジンを運転停止しかつ冷却が利用可能でない時に、ＦＡＤＥＣを作動させることが必要であり、従って熱（約１００Ｗ）が発生することになる幾つかのエンジンが開発されてきた故である。ＦＡＤＥＣを内蔵するこれらのコンパートメントは、作動しているＦＡＤＥＣによって発生した熱が該コンパートメント内に蓄積しかつ該ＦＡＤＥＣを過熱するのを防止するために、エンジン運転停止後に冷却することが必要である。
【００１９】
本明細書に例示する熱作動式通気装置４６は、ファンコンパートメント１１内に収納されるか又は取付けられた受動熱アクチュエータ５４によって開放されまた閉鎖されるヒンジドア５２を含む。それに限定されないが熱作動バルブを含む熱作動式通気装置の他の実施形態もまた、意図している。熱アクチュエータ５４は、該アクチュエータを囲む空気の熱によって作動し、また熱アクチュエータ５４は、機械、油圧、空気圧又は電力のようなそれを作動させるための外部動力源を必要としないので受動的なものである。空気は、熱質量を有しており、従って熱アクチュエータを囲む空気及び該熱アクチュエータの作動温度間の温度差に基づいて該熱アクチュエータを開放又は閉鎖させることになる。
【００２０】
図１は、熱アクチュエータ５４が完全に後退してヒンジドア５２が閉鎖しているのを示している。図２は、熱アクチュエータ５４が完全に伸長してヒンジドア５２が開放しているのを示している。熱アクチュエータは、ペンシルベニア州ワーミンスタに拠点を有するＴＨＥＲＭ−ＯＭＥＧＡ  ＴＥＣＨ，Ｉｎｃ．のような製造業者から市販されている公知の装置である。熱アクチュエータ５４は、所定の作動温度で開放及び閉鎖してファンコンパ−トメントの過熱を防止するように設定される。それがファンコンパ−トメント１１に対して面外にあることを表す仮想線で示すファンコンパ−トメント入口６０は、開放したヒンジドア５２からより高温の空気が通気されながらより低温の空気がコンパ−トメントに流入するのを可能にする。多くの公知のタイプのファンコンパ−トメント入口が存在しており、図１に示すファンコンパ−トメント入口は、図８及び図９にさらに図示するようなファンカウル４２内のＮＡＣＡ入口である。
【００２１】
図１及び図２はさらに、コアエンジンカウル１５によって囲まれたコアエンジンコンパートメント１３の頂部５０において又は該頂部５０付近で通気出口４８を開放しまた閉鎖するようになった熱作動式通気装置４６を示している。本明細書では、通気出口４８は、コアエンジンカウル１５内に設置されたものとして示している。熱作動式通気装置４６及び通気出口４８は、図１及び図１０に示すようにコアエンジンカウル１５の上部四分円４９内に設置することができる。熱作動式通気装置４６は、コアエンジンコンパートメント１３がエンジン運転停止時及びエンジン運転停止後にソークバックに起因して発生する可能性があるような加熱により高温を受けた時に、該コアエンジンコンパートメント１３を通気するために使用される。本明細書に例示する熱作動式通気装置４６は、コアエンジンコンパートメント１３内に収納されるか又は取付けられた熱アクチュエータ５４によって開放されまた閉鎖されるヒンジドア５２を含む。それに限定されないが熱作動バルブを含む熱作動式通気装置の他の実施形態もまた、意図している。図１は、熱アクチュエータ５４が完全に後退してヒンジドア５２が閉鎖しているのを示しており、また図２は、熱アクチュエータ５４が完全に伸長してヒンジドア５２が開放しているのを示している。熱アクチュエータ５４は、所定の作動温度で開放及び閉鎖してコアエンジンコンパ−トメント１３の過熱を防止するように設定される。より低温の空気がコアエンジンコンパ−トメント１３に流入するのを可能にするための様々な手段が存在する。１つのそのような手段は、コアエンジンコンパ−トメント１３の底部に又は該底部付近に設置された１つ又はそれ以上のコアエンジンコンパ−トメントドレンポート８０によるものである。１つ又はそれ以上のドレン管路８２が１つ又はそれ以上のコアエンジンコンパ−トメントドレンポート８０からドレンマスト８４につながり、ドレンマスト８４は次に、熱作動式通気装置４６が開放した時により低温の空気がコアエンジンコンパ−トメント１３に流入するのを可能にするための手段を構成する。これにより、開放したヒンジドア５２からより高温の空気が通気されながらより低温の空気が流入することが可能になる。熱アクチュエータ５４は、それぞれ所定の開放及び閉鎖温度で開放及び閉鎖してコンパ−トメントの過熱を防止するように設定される。より低温の空気がコアエンジンコンパ−トメント１３に流入するのを可能にするための他の手段には、図８に示すようなコアエンジンコンパ−トメント１３の後部セクションにおけるコアエンジンカウル１５内の通気アパーチャ８６又は図９及び図１０に示すようなコアエンジンコンパ−トメント１３の後部セクションにおけるコアエンジンカウル１５内の環状スロット８８が含まれる。環状スロット８８は一般的に、コアエンジンカウル１５のセクタの周りで例えば１７０°にわたって延びる。
【００２２】
図３、図４及び図５は、全自動デジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）とすることができる電子エンジン制御装置１７を内蔵したパイロンコンパートメント２１の頂部５０において又は該頂部５０付近で通気出口４８を開放しまた閉鎖するようになった熱作動式通気装置４６を示している。エンジン１０は、図１１に示すようにパイロン３４によって航空機３２のウィング３０上に取付けられる。全自動デジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）は、パイロン３４の内部のパイロンコンパートメント２１内に位置しかつ少なくとも部分的にパイロンフェアリング２３によって囲まれる。頂壁７０は、パイロンコンパートメント２１の上側の境界となりかつエンジン１０の排気ノズル７４からの排気流れを偏向させるようになったデフレクタ７２の一部となっている。熱作動式通気システム１２は、パイロンコンパートメント２１の通気出口４８を開放しまた閉鎖するようになった熱作動式通気装置４６を含む。通気出口４８は、頂壁７０又はデフレクタ７２内のパイロンコンパートメント２１の頂部５０に又は該頂部５０付近に設置される。熱作動式通気装置４６は、パイロンコンパートメント２１がエンジン運転停止時及びエンジン運転停止後にソークバックに起因して発生する可能性があるような加熱により高温を受けた時に、該パイロンコンパートメント２１を通気するために使用される。本明細書に例示する熱作動式通気装置４６は、パイロンコンパートメント２１内に収納されるか又は取付けられた熱アクチュエータ５４によって開放されまた閉鎖されるヒンジドア５２を含む。それに限定されないが熱作動バルブを含む熱作動式通気装置の他の実施形態もまた、意図している。
【００２３】
ヒンジドア５２が図１及び図５に示すように閉じられた時に、熱アクチュエータ５４は、コンパートメント内に存在する熱に露出される。コンパートメント内の熱及び温度が十分に高い場合には、熱アクチュエータ５４が、起動しかつドア５２を開放する。コンパートメント内の温度が低い場合には、ドアは、閉鎖状態を維持するか又はそれらが開放している場合には閉鎖する。図６及び図７は、熱アクチュエータ５４を示しており、熱アクチュエータ５４、シリンダ９２内に配置されたピストン９０と該シリンダ９２のピストン９０及び底壁９６間で該シリンダ９２内に配置されたチャンバ９４とを含む。ピストンロッド９８がシリンダ９２の頂壁１０２内のアパーチャ１００を通してピストン９０から上向きに延びる。
【００２４】
図１、図４及び図５は、それぞれのコンパートメント内に枢動可能に又はその他の方法で作動可能に連結されるか或いは基礎止めされたシリンダとヒンジドアに枢動可能に又はその他の方法で作動可能に連結されたピストンロッド９８の遠位端１０４とを示している。図６及び図７に流体として示す相変化材料１１０が、ピストン９０及びシリンダ９２の環状シリンダ壁１１６間において該ピストン９０のグルーブ１１４内に円周方向に配置されたピストンリング１１２の助けによりシリンダ９２のチャンバ９４内に収容される。それぞれのコンパートメントの温度が所定の作動温度以下である場合には、相変化材料１１０が液体状態でありかつ熱アクチュエータ５４は、図６に示すようにピストンロッド９８がチャンバ９４内で完全な後退位置になった状態で後退つまり閉鎖している。それぞれのコンパートメントの温度が所定の作動温度以上である場合には、相変化材料１１０が気体状態でありかつ熱アクチュエータ５４は、図７に示すようにピストンロッド９８がチャンバ９４内で完全な伸長位置になった状態で伸長つまり開放している。
【００２５】
温度ヒューズ１２０を熱アクチュエータ５４内に組込むか或いはそれぞれのコンパートメント内に据付けて、コンパートメント内にさらに火災が存在する場合にはドア５２を閉鎖するようにすることができる（一般的に、ファンコンパートメントでは必要ない）。ピストンロッド９８の一部分１２２又は全体或いはシリンダ９２の環状シリンダ壁１１６の一部分１２３又は全体をヒューズ材料で製作して温度ヒューズ１２０として機能するようにすることができる。温度ヒューズとして、例えば７８６°Ｆで溶融する亜鉛及び１２０２°Ｆで溶融するマグネシウムを用いた複合材料又は合金のようなヒューズ材料を使用することができる。ヒューズ材料は、７８６°Ｆ〜１２０２°Ｆの範囲のようなほぼ所定の作動温度以上の融点を有する。
【００２６】
例示的な方法で本発明を説明してきた。使用した技術用語は、限定としてよりも説明としての用語の範疇であることを意図していることを理解されたい。本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本発明のその他の変更が、本明細書の教示から当業者には明らかであり、従って、全てのそのような変更は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。
【００２７】
従って、本特許出願によって保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【符号の説明】
【００２８】
６  航空機
８  パイロン
１０  ガスタービンエンジン
１１  ファンコンパートメント
１２  通気システム
１３  コアエンジンコンパートメント
１４  ブースタ又は低圧圧縮機
１５  コアエンジンカウル
１６  高圧圧縮機
１７  電子エンジン制御装置
１８  燃焼器
１９  通気システム
２０  高圧タービン
２１  パイロンコンパートメント
２２  低圧タービン
２３  パイロンフェアリング
２４  高圧シャフト
２６  低圧シャフト
２８  ファン
２９  軸線
３０  ウィング
３２  航空機
３４  パイロン
３６  ファンブレード
３８  ファンケーシング
４０  ファンナセル
４２  ファンカウル
４６  通気装置
４８  通気出口
５０  頂部
５２  ヒンジドア
５４  熱アクチュエータ
６０  入口
７０  頂壁
７２  デフレクタ
７４  排気ノズル
８０  ドレンポート
８２  ドレン管路
８４  ドレンマスト
８６  通気アパーチャ
８８  環状スロット
９０  ピストン
９２  シリンダ
９４  チャンバ
９６  底壁
９８  ピストンロッド
１００  アパーチャ
１０２  頂壁
１０４  遠位端
１１０  相変化材料
１１２  ピストンリング
１１４  グルーブ
１１６  シリンダ壁
１２０  温度ヒューズ
１２２  一部分
１２３  一部分
【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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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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