(57)【要約】  ガスタービン推進システムは、極低温の液体燃料を、燃焼させずに機能させるように利用するシステムを含む。極低温の液体燃料（１１２）は、液化天然ガス（ＬＮＧ）とすることができる。燃焼させずに実施させる機能は、冷却機能とすることができる。また、中間冷却されるガスタービンエンジン（２０１）は、タービン（２５５）によって駆動されるコンプレッサ（２０５）と、タービン（２５５）を駆動する熱ガスを発生する燃焼器（２９０）と、コンプレッサ（２０５）中に流入する空気流（１）の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料（１１２）を使用する熱交換器（２１５）を含む中間冷却器（２１４）とを含む。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
極低温の液体燃料（１１２）を、燃焼させずに機能させるように使用するシステムを含む、ガスタービンエンジンの推進システム（１０１）。
【請求項２】
前記極低温の液体燃料（１１２）は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項１記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記燃焼させずに実施させる機能は、冷却機能である、請求項１記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
タービン（２５５）によって駆動されるコンプレッサ（２０５）と、
前記タービン（２５５）を駆動する熱ガスを発生する燃焼器（２９０）と、
前記コンプレッサ（２０５）中に流入する空気流（１）の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料（１１２）を使用する熱交換器（２１５）を含む中間冷却器（２１４）とを含む、中間冷却されるガスタービンエンジン（２０１）。
【請求項５】
前記極低温の液体燃料（１１２）は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記中間冷却器（２１４）は、直接熱交換器（２１６）を含み、
熱伝達が、前記極低温の液体燃料（１１２）と前記空気流（１）の少なくとも一部分の間で金属製壁（２４１）を介して直接行われる、請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
前記中間冷却器（２１４）は、間接熱交換器（２１７）を含み、
熱伝達が、不燃性の作動流体（２１８）と前記空気流（１）の少なくとも一部分の間で、かつ前記不燃性の作動流体（２１８）と前記極低温の液体燃料（１１２）の間で行われる、請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記中間冷却器（２１４）は、前記コンプレッサ（２０５）を通過する前記空気流の少なくとも一部分が冷却されるように、前記コンプレッサ（２０５）の中間ステージ（２２０）の近くに位置決めされる、請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記中間冷却器（２１４）は、直接熱交換器（２１６）を含み、
熱伝達が、前記極低温の液体燃料（１１２）と前記コンプレッサを通過する前記空気流の少なくとも一部分の間で金属製壁（２４１）を介して直接行われる、請求項８記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記中間冷却器（２１４）は、間接熱交換器（２１７）を含み、
熱伝達が、不燃性の作動流体（２１８）と前記コンプレッサを通過する前記空気流の少なくとも一部分の間で、かつ前記不燃性の作動流体（２１８）と前記極低温の液体燃料（１１２）の間で行われる、請求項８記載のガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記コンプレッサ（２０５）から軸方向で前方に位置決めされるブースタ（２０４）をさらに含み、
前記ブースタは、低圧タービン（２５７）によって駆動され、
前記ブースタ（２０４）は、前記コンプレッサ（２０５）中に流入する前記空気の少なくとも一部分を供給する、請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
前記中間冷却器（２１４）は、それが、前記ブースタ（２０４）中に流入する空気流（１）の少なくとも一部分を冷却することが可能であるように、位置決めされる、請求項１１記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】
前記中間冷却器（２１４）は、直接熱交換器（２１６）を含み、
熱伝達が、前記極低温の液体燃料（１１２）と前記コンプレッサを通過する前記空気流の少なくとも一部分の間で金属製壁（２４１）を介して直接行われる、請求項１２記載のガスタービンエンジン。
【請求項１４】
前記中間冷却器（２１４）は、間接熱交換器（２１７）を含み、
熱伝達が、不燃性の作動流体（２１８）と前記コンプレッサを通過する前記空気流の少なくとも一部分の間で、かつ前記不燃性の作動流体（２１８）と前記極低温の液体燃料（１１２）の間で行われる、請求項１２記載のガスタービンエンジン。
【請求項１５】
前記コンプレッサ（２０５）から軸方向で前方に位置決めされるファン（２０３）をさらに含み、
前記ファン（２０３）は、低圧タービン（２５７）によって駆動され、
前記ファン（２０３）に入る空気の少なくとも一部分が、前記コンプレッサ（２０５）に入る、請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
前記中間冷却器（２１４）は、それが、前記ファン（２０３）中に入る前記空気流（１）の少なくとも一部分を冷却することが可能であるように、位置決めされる、請求項１５記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記中間冷却器（２１４）は、直接熱交換器（２１６）を含み、
熱伝達が、前記極低温の液体燃料（１１２）と前記ファン（２０３）に入る前記空気流の少なくとも一部分の間で金属製壁（２４１）を介して直接行われる、請求項１６記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
前記中間冷却器（２１４）は、間接熱交換器（２１７）を含み、
熱伝達が、不燃性の作動流体（２１８）と前記ファン（２０３）に入る前記空気流の少なくとも一部分の間で、かつ前記不燃性の作動流体（２１８）と前記極低温の液体燃料（１１２）の間で行われる、請求項１６記載のガスタービンエンジン。
【請求項１９】
ガスタービンエンジンの推進システム（２００）のための冷却システム（３００）であって、
前記ガスタービンエンジンの推進システム（２００）から抽出される空気流（２０６）の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料（１１２）を使用する熱交換器（３０１）、（３１６）、（３１７）を含む、冷却システム（３００）。
【請求項２０】
前記極低温の液体燃料（１１２）は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項１９記載の冷却システム。
【請求項２１】
前記熱交換器（３１７）は、直接熱交換器（３１７）を含み、
熱伝達が、前記極低温の液体燃料（１１２）と空気流（２０６）の少なくとも一部分の間で金属製壁（２４１）を介して直接行われる、請求項１９記載の冷却システム。
【請求項２２】
前記熱交換器（３１６）は、間接熱交換器（３１６）を含み、
熱伝達が、作動流体（３０５）と前記空気流（２０６）の少なくとも一部分（３１１）の間で、かつ前記作動流体（３０５）と前記極低温の液体燃料（１１２）の間で行われる、請求項１９記載の冷却システム。
【請求項２３】
前記作動流体（３０５）は、不燃性である、請求項２２記載の冷却システム。
【請求項２４】
前記作動流体（３０５）は、前記ガスタービンエンジンの推進システム（２００）中で点火することが可能な液体燃料である、請求項２２記載の冷却システム。
【請求項２５】
前記空気流（２０６）は、コンプレッサ（２０５）から抽出される、請求項１９記載の冷却システム。
【請求項２６】
前記空気流（２０６）は、ファン（２０３）から抽出される、請求項１９記載の冷却システム。
【請求項２７】
前記空気流（２０６）は、ブースタ（２０４）から抽出される、請求項１９記載の冷却システム。
【請求項２８】
前記熱交換器によって冷却される前記空気流の少なくとも一部分が、構成要素の少なくとも一部分を冷却するために、前記ガスタービンエンジン中に再導入される、請求項１９記載の冷却システム。
【請求項２９】
タービン（１５５）によって駆動されるコンプレッサ（１０５）と、
前記タービン（１５５）を駆動する熱ガスを発生する燃焼器（９０）と、
ガスタービンエンジン（１０１）から抽出される空気流（２０６）の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料（１１２）を使用する熱交換器（３０１）、（３１６）、（３１７）を有する冷却システム（３００）とを含む、ガスタービンエンジン（１０１）。
【請求項３０】
前記極低温の液体燃料（１１２）は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項２９記載のガスタービンエンジン。
【請求項３１】
前記熱交換器（３１７）は、直接熱交換器（３１７）を含み、
熱伝達が、前記極低温の液体燃料（１１２）と前記空気流（２０６）の少なくとも一部分の間で金属製壁（２４１）を介して直接行われる、請求項２９記載のガスタービンエンジン。
【請求項３２】
前記熱交換器（３１６）は、間接熱交換器（３１６）を含み、
熱伝達が、作動流体（３０５）と前記空気流（２０６）の少なくとも一部分（３１１）の間で、かつ前記作動流体（３０５）と前記極低温の液体燃料（１１２）の間で行われる、請求項２９記載のガスタービンエンジン。
【請求項３３】
前記作動流体（３０５）は、不燃性である、請求項３２記載のガスタービンエンジン。
【請求項３４】
前記作動流体（３０５）は、前記燃焼器（９０）中で点火することが可能な液体燃料である、請求項３２記載のガスタービンエンジン。
【請求項３５】
前記空気流（２０６）は、前記コンプレッサ（１０５）から抽出される、請求項２９記載のガスタービンエンジン。
【請求項３６】
ファン流（１０２）を発生するファン（１０３）をさらに含み、
前記空気流（２０６）は、前記ファン流（１０２）から抽出される、請求項２９記載のガスタービンエンジン。
【請求項３７】
前記熱交換器によって冷却される空気流の少なくとも一部分が、構成要素の少なくとも一部分を冷却するために、前記ガスタービンエンジン中に再導入される、請求項２９記載のガスタービンエンジン。
【請求項３８】
前記構成要素は、高圧タービン（１５５）である、請求項３７記載のガスタービンエンジン。
【請求項３９】
前記構成要素は、低圧タービン（１５７）である、請求項３７記載のガスタービンエンジン。
【請求項４０】
前記構成要素は、前記燃焼器（９０）である、請求項３７記載のガスタービンエンジン。
【請求項４１】
ガスタービンエンジンの推進システム（２００）のための冷却システム（３００）であって、
前記ガスタービンエンジンの推進システム（２００）に付随する構成要素（３５７）、（３４７）の少なくとも一部分を冷却する作動流体（３０５）、（３０６）の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料（１１２）を使用する熱交換器（３０１）、（３４６）、（３５６）を含む、冷却システム（３００）。
【請求項４２】
前記極低温の液体燃料（１１２）は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項４１記載の冷却システム。
【請求項４３】
前記構成要素は、デジタルエレクトロニック制御システム（３５７）の一部分である、請求項４１記載の冷却システム。
【請求項４４】
前記構成要素は、アビオニックスシステム（３４７）の一部分である、請求項４１記載の冷却システム。
【請求項４５】
前記構成要素は、排気システム（９５）の一部分である、請求項４１記載の冷却システム。
【請求項４６】
ガスタービンエンジンの推進システム（１０１）のための冷却システム（３８０）であって、
前記ガスタービンエンジンの推進システム（１０１）中で使用される潤滑油（３８１）、（３９１）の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料（１１２）を使用する熱交換器（３８２）を含む、冷却システム（３８０）。
【請求項４７】
前記極低温の液体燃料（１１２）は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項４６記載の冷却システム。
【請求項４８】
前記潤滑油が、ベアリングの潤滑油（３８１）である、請求項４６記載の冷却システム。
【請求項４９】
前記潤滑油が、ギヤ油（３９１）である、請求項４６記載の冷却システム。
【請求項５０】
前記熱交換器（３８３）は、直接熱交換器（３８３）を含み、
熱伝達が、前記極低温の液体燃料（１１２）と前記潤滑油（３８１）、（３９１）の少なくとも一部分の間で金属製壁（２４１）を介して直接行われる、請求項４６記載の冷却システム。
【請求項５１】
前記熱交換器（３８２）は、間接熱交換器（３８４）を含み、
熱伝達が、作動流体（３０５）と前記極低温の液体燃料（１１２）の間で、かつ前記作動流体（３０５）と前記潤滑油（３８１）、（３９１）の少なくとも一部分の間で行われる、請求項４６記載の冷却システム。
【請求項５２】
前記作動流体（３０５）は、不燃性である、請求項５１記載の冷却システム。
【請求項５３】
前記作動流体（３０５）は、前記ガスタービンエンジンの推進システム（１０１）中で点火することが可能な液体燃料（３９６）である、請求項５１記載の冷却システム。
【請求項５４】
ガスタービンエンジンの推進システム（１０１）であって、
タービン（１５５）によって駆動されるコンプレッサ（１０５）であって、前記タービンは、円周方向の列のタービンブレード（１５１）を有するロータ（１５０）を有する、コンプレッサ（１０５）と、
シュラウド（１５２）であって、半径クリアランス（Ｃ）が、前記タービンブレードと前記シュラウドの間に存在するように、前記ブレードから半径方向で外側に位置決めされる、シュラウド（１５２）と、
前記タービン（１５５）を駆動する熱ガスを発生する燃焼器（９０）と、
前記ガスタービンエンジンの推進システム（１０１）の動作中、前記半径クリアランス（Ｃ）（１５４）を制御するために使用される空気流（２０６）の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料（１１２）を使用する熱交換器（３０１）を有する冷却システム（３００）を含むロータのクリアランス制御システム（１６０）とを含む、ガスタービンエンジンの推進システム（１０１）。
【請求項５５】
前記極低温の液体燃料（１１２）は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項５６】
前記熱交換器（３０１）は、直接熱交換器（１６４）を含み、
熱伝達が、前記極低温の液体燃料（１１２）と前記空気流（２０６）の少なくとも一部分の間で金属製壁（２４１）を介して直接行われる、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項５７】
前記熱交換器（３０１）は、間接熱交換器（３７０）を含み、
熱伝達が、作動流体（３０５）と前記空気流（２０６）の少なくとも一部分の間で、かつ前記作動流体（３０５）と前記極低温の液体燃料（１１２）の間で行われる、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項５８】
前記作動流体（３０５）は、不燃性である、請求項５７記載のガスタービンエンジン。
【請求項５９】
前記作動流体（３０５）は、前記燃焼器（９０）中で点火することが可能な液体燃料である、請求項５７記載のガスタービンエンジン。
【請求項６０】
前記空気流（２０６）は、前記コンプレッサ（１０５）から抽出される、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項６１】
ファン流（１０２）を発生するファン（１０３）をさらに含み、
前記空気流（２０６）は、前記ファン流（１０２）から抽出される、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項６２】
前記熱交換器によって冷却される前記空気流の少なくとも一部分は、前記シュラウド（１５２）を支持する静的構造（１６３）の少なくとも一部分を冷却するために、前記ガスタービンエンジン中に再導入される、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項６３】
前記タービンは、高圧タービン（１５５）である、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項６４】
前記タービンは、低圧タービン（１５７）である、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項６５】
前記タービンのクリアランス制御空気（１６２）を調節するタービンのクリアランス制御バルブ（１６１）をさらに含む、請求項５４記載のガスタービンエンジン。
【請求項６６】
前記クリアランス制御バルブは、デジタルエレクトロニック制御システム（３５７）によって調節される、請求項６５記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
ここに述べる技術は、一般に航空機システムに関し、より具体的には、航空機エンジンシステムおよびそれを動作させる方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来のガスタービン用途において冷却に対する現在のアプローチは、圧縮空気または従来の液体燃料を使用する。冷却するためにコンプレッサ空気を使用すると、エンジンシステムの効率を低下させる恐れがあり、従来の液体燃料は、熱を吸収する、またはそれを伝導するための能力が限定されていることがしばしばである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第３４８６３４０号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
したがって、航空用ガスタービンの構成要素およびシステム中で、より効果的に冷却することは、望ましいはずである。運転コストを低下させるために、エンジンの効率を向上させ、燃料消費率を低下させることは、望ましいはずである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
一態様では、ガスタービン推進システムは、燃焼させずに機能させるように極低温の液体燃料を利用するシステムを含む。
【０００６】
ここに開示される技術は、添付図面の図と関連してなされる次の記述を参照することによって、最善に理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】二系統燃料の推進システムを有する例示の航空機システムの等角投影図である。
【図２】直接熱交換器を有する例示の中間冷却器を有する例示の航空機エンジンの概略図である。
【図３】間接熱交換器を有する別の例示の中間冷却器を有する別の例示の航空機エンジンの概略図である。
【図４】直接熱交換器を有する別の例示の中間冷却器を有する別の例示の航空機エンジンの概略図である。
【図５】間接熱交換器を有する別の例示の中間冷却器を有する別の例示の航空機エンジンの概略図である。
【図６】直接熱交換器を有する別の例示の中間冷却器を有する別の例示の航空機エンジンの概略図である。
【図７】間接熱交換器を有する別の例示の中間冷却器を有する別の例示の航空機エンジンの概略図である。
【図８】直接熱交換器を有する別の例示の中間冷却器を有する別の例示の航空機エンジンの概略図である。
【図９】間接熱交換器を有する別の例示の中間冷却器を有する別の例示の航空機エンジンの概略図である。
【図１０】概略的に示す例示の二次冷却システムの熱交換器を有する例示の航空機エンジンの概略図である。
【図１１】概略的に示す例示の二次冷却システムの熱交換器を有する航空機システム中の例示の冷却回路の概略図である。
【図１２】例示の二次冷却システムの直接熱交換器の概略図である。
【図１３】例示の二次冷却システムの間接熱交換器の概略図である。
【図１４】別の例示の二次冷却システムの直接熱交換器の概略図を示す、ガスタービンエンジンの一部分の概略図である。
【図１５】別の例示の二次冷却システムの直接熱交換器の概略図を示す、ガスタービンエンジンの一部分の概略図である。
【図１６】別の例示の二次冷却システムの間接熱交換器の概略図を示す、ガスタービンエンジンの一部分の概略図である。
【図１７】例示の二次冷却システムの、潤滑油のための直接熱交換器の概略図である。
【図１８】例示の二次冷却システムの、潤滑油のための間接熱交換器の概略図である。
【図１９】例示の二次冷却システムの、ギヤードターボファン中の潤滑油のための直接熱交換器の概略図である。
【図２０】例示の二次冷却システムの、燃料対燃料冷却のための直接熱交換器の概略図である。
【図２１】概略的に示す例示のタービンのクリアランス制御システムを有する例示の二系統燃料の航空機エンジンの概略図である。
【図２２】概略的に示す例示のタービンのクリアランス制御システムを有する例示の二系統燃料の航空機エンジンのタービンの概略図である。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
ここで図面を参照すると、同一の参照番号は、様々な図の全体にわたって同じ要素を示す。
【０００９】
図１に、本発明の例示の実施形態による航空機システム５を示す。例示の航空機システム５は、機体６および機体に取り付けられる翼７を有する。航空機システム５は、航空機システムを飛行させるように推進するために必要な推進力を生成する推進システム１００を有する。図１では、推進システム１００は、翼７に取り付けられた状態で示されているが、他の実施形態では、それは、たとえば尾部部分１６など、航空機システム５の他の部分に結合することができる。
【００１０】
例示の航空機システム５は、推進システム１００中で使用される１つまたは複数のタイプの燃料を貯蔵するために、燃料貯蔵システム１０を有する。図１に示す例示の航空機システム５は、ここに以下でさらに述べるように、２つのタイプの燃料を使用する。したがって、例示の航空機システム５は、第１の燃料１１を貯蔵することが可能な第１の燃料タンク２１と、第２の燃料１２を貯蔵することが可能な第２の燃料タンク２２とを有する。図１に示す例示の航空機システム５では、第１の燃料タンク２１の少なくとも一部分が、航空機システム５の翼７中に位置決めされる。１つの例示の実施形態では、図１に示すように、第２の燃料タンク２２は、航空機システムの機体６中で、翼が機体に結合される場所の近くに位置決めされる。代替実施形態では、第２の燃料タンク２２は、機体６または翼７中の他の適切な場所に位置決めすることができる。他の実施形態では、航空機システム５は、第２の燃料１２を貯蔵することが可能なオプションの第３の燃料タンク１２３を含むことができる。オプションの第３の燃料タンク１２３は、たとえば図１に概略的に示すように、航空機システムの機体の後部部分中に位置決めすることができる。
【００１１】
ここに後でさらに述べるように、図１に示す推進システム１００は、二系統燃料の推進システムであり、それは、第１の燃料１１または第２の燃料１２を使用することによって、または第１の燃料１１と第２の燃料１２の両方を使用することによって、推進力を発生することが可能である。例示の二系統燃料の推進システム１００は、第１の燃料１１または第２の燃料２１を選択的に使用して、または選択した割合で第１の燃料と第２の燃料の両方を使用して推進力を発生することが可能なガスタービンエンジン１０１を含む。第１の燃料は、Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８またはＪＰ−５として当技術で知られるものなどのケロシンベースのジェット燃料、または他に知られるタイプまたは等級の燃料など、従来の液体燃料とすることができる。ここに述べる例示の実施形態では、第２の燃料１２は、極めて低温で貯蔵される極低温燃料である。ここに述べる一実施形態では、極低温の第２の燃料１２は、液化天然ガス（あるいは、ここでは「ＬＮＧ」と言う）である。極低温の第２の燃料１２は、低い温度で燃料タンク中に貯蔵される。たとえば、ＬＮＧは、約−２６５度Ｆで、絶対圧が約１５ｐｓｉａで、第２の燃料タンク２２中に貯蔵される。燃料タンクは、チタン、インコネル、アルミニウムまたは複合材料など、知られる材料から製造することができる。
【００１２】
図１に示す例示の航空機システム５は、燃料貯蔵システム１０から推進システム１００に燃料を供給することが可能な燃料供給システム５０を含む。知られる燃料供給システムは、第１の燃料１１など、従来の液体燃料を供給するために使用することができる。ここに述べ図１に示す例示の実施形態では、燃料供給システム５０は、極低温の液体燃料、たとえばＬＮＧなどを、極低温燃料を移送する導管を通じて推進システム１００に供給するように構成される。
【００１３】
図１に示す航空機システム５の例示の実施形態は、燃料電池システム４００をさらに含み、それは、第１の燃料１１または第２の燃料１２の少なくとも１つを使用して電力を生成することが可能な燃料電池を含む。燃料供給システム５０は、燃料貯蔵システム１０から燃料電池システム４００に燃料を供給することが可能である。１つの例示の実施形態では、燃料電池システム４００は、二系統燃料の推進システム１００によって使用される極低温燃料１２の一部分を使用して、電力を発生する。
【００１４】
上記に述べ図１に示した例示の航空機システム５などの航空機システム、さらにその上、それを動作させる方法は、これとともに同時に出願され、「Dual Fuel Aircraft System and Method for Operating Same」と題する、同一出願人による同時係属出願の特許出願第［．．．．］号に非常に詳細に述べられており、その開示は、ここに参照によってその全体がここに援用される。
【００１５】
以下で議論するように、ガスタービン推進システムは、液化天然ガス（ＬＮＧ：Liquified Natural Gas）などの極低温の液体燃料を、そのような燃料の重要なヒートシンク能力を活用することなど、燃焼させずに機能させるように利用するシステムを組み込むことによって能力を高めることができ、そのような燃料は、通常、航空機システムの環境中で通常見られる他のシステム、流体または構造より非常に低い温度に保たれる。
【００１６】
航空機推進システムの動作は、ガスタービンエンジンのコンプレッサに入る空気を冷却することによって、著しく向上させることができる。さらに、ガスタービンエンジンのコンプレッサ出口温度を低下させることは、様々な理由で、たとえばコンプレッサの構造上の材料の寿命をより長くするなどのために望ましい。コンプレッサ流入空気が冷却されると、コンプレッサの全圧力比が大きくなることによって、および／または燃焼プロセス中でより多くの燃料が加えられることによって、いずれでも、燃焼器中でより多くの熱が加えられる。さらに、コンプレッサ流入空気が冷却されると、ガスタービン構造の動作温度限界に比べて、コンプレッサがより低い温度で動作する。燃焼器中で圧力がより高くなると、および／または発熱速度が増すと、ガスタービンエンジンのエンジンサイクル内で効率を高める、および／またはパワーを高めることができる。ここに示す二系統燃料の航空機推進システムの例示の実施形態は、たとえば様々な例示の実施形態でここに述べるようなものなどの中間冷却器を使用する。航空用ガスタービンエンジンのアーキテクチャが中間冷却されると、所与の用途について、エンジン重量を減少させるように与えられる利点（より低い燃料消費率またはより高いパワー）を使用して、そのアーキテクチャは、最適化することができる。エンジン重量がそのように低下すると、航空機システムのエンドユーザに対して、運転コストの低下およびペイロードの増加と言う形態で、より多く恩恵がもたらされる。
【００１７】
図２〜９に、二系統燃料の航空機ガスタービンエンジン２０１を使用する二系統燃料の航空機推進システム２００の様々な実施形態を概略的に示す。タービン２５５によって駆動されるコンプレッサ２０５と、タービン２５５を駆動する熱ガスを発生する燃焼器２９０と、中間冷却器２１４とを含む、中間冷却されるガスタービンエンジン２０１を示す。中間冷却器２１４（たとえば図２参照）は、コンプレッサ２０５、ブースタ２０４またはファン２０３中に流入する空気流１の少なくとも一部分を冷却するために、極低温燃料１１２を使用する熱交換器２１５を含む。１つの例示の実施形態では、極低温燃料１１２は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である。中間冷却器２１４中で使用されるより冷たい極低温燃料は、液体の形態または気体の形態とすることができる。熱が、より熱い空気流１からより冷たい極低温燃料に伝導され、相対的により冷たい（空気流１と比較して）空気流８が、コンプレッサに入る（または、異なる実施形態では、図２〜９に示すように、ブースタまたはファンに入る）。
【００１８】
図２に、コンプレッサ２０５から軸方向で前方に位置決めされる中間冷却器２１４の例示の実施形態を含むガスタービンエンジン２０１を有する、中間冷却される推進システム２００の例示の実施形態を概略的に示す。図２に示す例示の中間冷却器２１４は、「直接熱交換器」２１６を含み、熱伝達が、極低温燃料１１２と空気流１の少なくとも一部分の間で金属製壁２４１を介して直接行われる。極低温燃料１１２は、金属製チューブ、または金属製壁２４１を有する他の適切な通路を介して流れる。熱交換器２１６は、知られる方法を使用して設計され、製造される。中間冷却器２１４を構築する際、知られる材料を使用することができる。中間冷却器２１４の熱交換器部分は、シェル・チューブタイプの熱交換器、または二重パイプタイプの熱交換器、またはフィン・プレートタイプの熱交換器を含むことができる。熱交換器中の熱い流体と冷たい流体の流れは、並流、逆流、または横流の流れタイプとすることができる。
【００１９】
図３に、コンプレッサ２０５から軸方向で前方に位置決めされる中間冷却器２１４の別の例示の実施形態を含む、ガスタービンエンジン２０１を有する中間冷却される推進システム２００の別の例示の実施形態を概略的に示す。図３に示す例示の中間冷却器２１４では、中間冷却器２１４は、「間接熱交換器」２１７を含み、熱伝達が、不燃性の作動流体２１８と空気流１の少なくとも一部分の間で、かつ不燃性の作動流体２１８と極低温の液体燃料１１２の間で行われる。不燃性の作動流体２１８（あるいは、ここでは「中継流体」、または「中継作動流体」、または「作動流体」と言う）は、空気流１より冷たく、したがって空気流１から熱の一部分を取り出し、それによって、熱交換器２１５中で空気流１を冷却する。極低温燃料１１２は、作動流体２１８より冷たく、作動流体２１８から熱の一部分を取り出す。それゆえ、たとえば図３に示すようなものなどの間接熱交換器２１７を使用する中間冷却器２１４では、極低温燃料１１２は、空気流１を間接的に冷却する。
【００２０】
図４に、ガスタービンエンジン２０１を有する中間冷却される推進システム２００の別の例示の実施形態を概略的に示し、そのガスタービンエンジンは、コンプレッサ２０５を通過する空気流１の一部分が冷却されるように、コンプレッサ２０５の中間ステージ２２０の近くに位置決めされる中間冷却器２１４の別の例示の実施形態を含む。図４に概略的に示すコンプレッサ２０５は、複数の中間ステージ２２０を有する。中間冷却器２１４は、１つまたは複数の中間ステージ２２０の近くでコンプレッサ中のいずれもの選択される場所に位置決めすることができ、空気流の冷却によって、上記に述べた冷却からの最大の恩恵がもたらされる。図４に概略的に示す例示の実施形態では、中間冷却器２１４は、中間ステージ２２０の近くに位置決めされる直接熱交換器２１６を含み、熱伝達が、極低温の液体燃料１１２とコンプレッサ２０５を通過する空気流１の少なくとも一部分の間で金属製壁２４１を介して直接行われる。直接熱交換器は、ここに既に述べたものと同様なものとすることができる。図５に概略的に示す別の例示の実施形態では、中間冷却器２１４は、コンプレッサ２０５の中間ステージ２２０の近くに位置決めされる間接熱交換器２１７を含む。ここに既に述べたように、熱伝達は、不燃性の作動流体２１８とコンプレッサ２０５を通過する空気流１の少なくとも一部分の間で、かつ不燃性の作動流体２１８と極低温燃料１１２の間で行われる。
【００２１】
推進システム２００のガスタービンエンジン２０１は、図２〜９に概略的に示すように、コンプレッサ２０５から軸方向で前方に位置決めされるブースタ２０４をさらに含むことができる。ブースタ２０４は、それに入る空気流を圧縮し、そしてコンプレッサ２０５中に流入する圧縮空気の少なくとも一部分を供給する。ブースタは、低圧タービン２５７によって駆動することができる。図６に、中間冷却器２１４の別の例示の実施形態を含むガスタービンエンジン２０１を有する中間冷却される推進システム２００の別の例示の実施形態を概略的に示す。図６に示す例示の実施形態では、中間冷却器２１４は、それがブースタ２０４中に流入する空気流１の少なくとも一部分を冷却することが可能であるように、ブースタ２０４から軸方向で前方に位置決めされる。図６に、直接熱交換器２１６を含む中間冷却器２１４を概略的に示す。直接熱交換器では、熱伝達が、極低温燃料１１２とブースタを通過する空気流の少なくとも一部分の間で金属製壁２４１を介して直接行われる。図７に、中間冷却器２１４の別の例示の実施形態を含むガスタービンエンジン２０１を有する中間冷却される推進システム２００の別の例示の実施形態を概略的に示す。図７に示す例示の実施形態では、中間冷却器２１４は、ブースタ２０４から軸方向で前方に位置決めされ、間接熱交換器２１７を含む。既に述べたように、間接熱交換器２１７では、熱伝達が、不燃性の作動流体２１８とブースタ２０４を通過する空気流１の少なくとも一部分の間で、かつ不燃性の作動流体２１８と極低温燃料１１２の間で行われる。図６および７に示す中間冷却器２１４は、ブースタから軸方向で前方に位置決めされて示されているが、他の代替実施形態では、中間冷却器２１４（直接タイプまたは間接タイプ）を、多段式コンプレッサ２０５に関して上記に述べたようなものと同様な方法で、多段式ブースタ２０４の中間ステージの近くに位置決めすることができる。
【００２２】
推進システム２００のガスタービンエンジン２０１は、図２〜９に概略的に示すように、コンプレッサ２０５から軸方向で前方に位置決めされるファン２０３をさらに含むことができる。ファン２０３は、低圧タービン２５７によって駆動され、ファン２０３に入る空気の少なくとも一部分が、コンプレッサ２０５に入る。中間冷却器２１４は、それがファン２０３中に入る空気流１の少なくとも一部分を冷却することが可能であるように、位置決めされる。図８に示す例示の実施形態では、中間冷却器２１４は、直接熱交換器２１６を含み、熱伝達が、極低温燃料１１２とファン２０３に入る空気流の一部分の間で金属製壁２４１を介して直接行われる。図９に示す例示の実施形態では、中間冷却器２１４は、間接熱交換器２１７を含み、熱伝達が、不燃性の作動流体２１８とファン２０３に入る空気流の一部分の間で、かつ不燃性の作動流体２１８と極低温の液体燃料１１２の間で行われる。直接熱交換器および間接熱交換器は、知られる工学的方法を使用して設計して、知られる材料を使用して構築される。
【００２３】
航空燃料としてＬＮＧを利用する一実施形態では、熱が、燃料を液体からガスの形態に変えるために必要である。図２〜９の概略ブロック図に示すように、一次流路の空気が、最小の圧力損失で冷却されることになるように、ブースタ出口と高圧コンプレッサ入口の間で、熱交換器を利用することができる。この冷却されたコンプレッサ流入空気によって、コンプレッサの全圧力比が大きくなることを介して、および／または、ガスタービンの動作温度限界に達するまで、燃焼プロセス中の燃料がより多く追加されることを介して、いずれでも、熱がより多く加えられる。燃焼器中のこれらより高い圧力および／または発熱速度の増加によって、エンジンサイクル内の効率を高める、および／またはパワーを増加させることができる。
【００２４】
中間冷却される航空用ガスタービンエンジンのアーキテクチャは、所与の用途のためにエンジン重量を減少させるように与えられる利点（より低い燃料消費率またはより高いパワー）を使用して最適化することができ、それによって、エンドユーザに対して、運転コストおよびペイロードの形態で、さらにより多くの恩恵がもたらされる。
【００２５】
中間冷却される航空用ガスタービンエンジンの他の代替実施形態は、スリースプール（three spool）航空用エンジンのアーキテクチャを中間冷却するステップを含み、そこでは、中間冷却が、ファンブースタと中間コンプレッサの間に、中間コンプレッサと高圧コンプレッサの間に、および／または両方のスプールの間に適用されることになるはずである。中間コンプレッサは、中間圧タービンによって駆動することができる。別の代替実施形態は、多段ステージファンのガスタービンエンジンを含むことになるはずであり、そこでは、コア流に向けて誘導されるファン流の一部分が、中間冷却されることになるはずである。
【００２６】
図８および９に示すように、代替実施形態は、エンジン入口で中間冷却するステップを組み込む。ガスタービン空気流と天然ガス燃料の間の熱交換を、直接的、または間接的な方法で実現することができる。図６および７に示すように、代替実施形態は、ファンとブースタの間で中間冷却するステップを組み込む。ガスタービン空気流と天然ガス燃料の間の熱交換を、直接的、または間接的な方法で実現することができる。図４および５に示すように、代替実施形態は、高圧コンプレッサの中間ステージで中間冷却するステップを組み込む。ガスタービン空気流と天然ガス燃料の間の熱交換を、直接的、または間接的な方法で実現することができる。
【００２７】
図１０〜２０に概略的に示し以下に述べるように、二系統燃料の推進システム１００、２００中の極低温燃料は、航空機システム５中の他の構成要素およびシステムおよび／またはガスタービンエンジン１０１を冷却するために、使用することができる。様々な実施形態で以下に述べるように、ガスタービンの二次寄生流（secondary parasitic flow）、エンジンのベアリングおよびギヤシステムのための潤滑油、および付随する熱源を冷却する目的で、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料のヒートシンク能力を利用するように、熱交換器が使用される。これらのサブシステムを冷却すると、寄生流が減少することによって、エンジンシステム１０１の効率がさらに高められることになり、その寄生流は、エンジン性能サイクルに対する損失になる。
【００２８】
二次システムの熱交換器
このクラスの熱交換器は、ガスタービンの二次寄生流、エンジンのベアリングおよびギヤシステムのための潤滑油、および他の熱源を冷却する目的で、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料のヒートシンク能力を利用するように設計される。これらのサブシステムを冷却すると、寄生流が減少することによって、エンジンシステムの効率がさらに高められることになり、その寄生流は、エンジン性能サイクルに対する損失になる。これらは、次を含む。
（Ａ）カスタマブリード（customer bleed）空気を冷却するために、ＬＮＧ燃料を利用する熱交換システム。熱交換を、直接的、または間接的な方法で実現することができる。例示の概略的なブロック図を図１２および１３に示す。
（Ｂ）さらに強力にするために、タービンのクリアランス制御システムを冷却する目的で、ＬＮＧ燃料を利用する熱交換システム。概略的な図を図１１に示す。
（Ｃ）ＬＰＴパイプを冷却するために、ＬＮＧ燃料を利用する熱交換システム。ＬＰＴパイプ流がより冷たくなると、寄生空気流に対する必要性がより低くなる、または冷却効率が向上されることになる。ブロック図を図１５および１６に示す。
（Ｄ）ＨＰＴブレードおよび／またはノズルおよび／またはシュラウド（shroud）を冷却するために使用されるＨＰＴ寄生「冷却された冷却」空気を冷却する目的で、ＬＮＧ燃料を利用する熱交換システム。ブロック図を図１４に示す。
（Ｅ）潤滑システムの油を冷却するために、ＬＮＧ燃料を利用する熱交換システム。その油は、器具次いで、ベアリングおよび他の油で濡れたエンジンのハードウェアを冷却するために使用される。ブロック図を図１７および１８に示す。
（Ｆ）ギヤードターボファンシステムを冷却するために、ＬＮＧ燃料を利用する熱交換システム。ブロック図を図１９に示す。
（Ｇ）エンジンのコアカウルを冷却するために、ＬＮＧ燃料を利用する熱交換システム。これは、次いで、不可欠な制御システムおよび他の外部ハードウェアを許容可能な動作温度に保つ。ブロック図を図２０に示す。
（Ｈ）Ｊｅｔ−Ａ燃料を冷却するために、ＬＮＧ燃料を利用する熱交換システム。次いで、その燃料は、そのとき、上記のシステムのいずれも冷却するために使用することができる。ブロック図を図２０に示す。
【００２９】
図１１に概略的に示すように、中間の作動流体３０５を使用する間接冷却システム３００は、多数の寄生流および／または一次流および／またはエレクトロニクスの熱源を冷却することが可能な単一の作動流体３０５とともに多段熱交換器を利用することができるように、完全に統合することができる。
【００３０】
図１０に、タービン１５５によって駆動されるコンプレッサ１０５およびタービン１５５を駆動する熱ガスを発生する燃焼器９０を含む、例示の二系統燃料の航空用ガスタービンエンジン１０１を概略的に示す。図１０〜２０に、以下で述べるように、エンジンの構成要素および二次システムの１つまたは複数を冷却するために、極低温燃料１１２（たとえばＬＮＧなど）を利用する、様々なオプションの熱交換器を概略的に示す。構成要素およびシステムを冷却するために、これらの熱交換器のいずれもの１つまたはその複数を二系統燃料のガスタービンエンジン１０１中で使用することができる。様々な構成要素およびシステムと流体を連通させる、またはそれを遮断するために、様々なバルブ３８５を含めることができる。
【００３１】
図１１に、熱交換器３０１、３１６および３１７を含むガスタービンエンジンの推進システム２００のための冷却システム３００を概略的に示し、そのシステムは、ガスタービンエンジンの推進システム２００から抽出される空気流２０６の少なくとも一部分を冷却するために、たとえばＬＮＧなどの極低温の液体燃料１１２を使用する。空気流２０６は、たとえば図１２、１３および１４に示すものなどのコンプレッサ２０５から抽出することができる。一実施形態では、極低温の液体燃料１１２は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である。ガスタービンエンジンは、ファン流１０２を発生するファン１０３をさらに含むことができ、冷却されることになる空気流２０６は、ファン流１０２から抽出される。別の実施形態では、空気流２０６は、ブースタ１０４から抽出して、極低温燃料を使用して冷却することができる。
【００３２】
熱交換器３０１、３３０によって冷却される空気流の少なくとも一部分が、たとえば図１０、１１および１４に示すものなどの冷却システムによって冷却された後、エンジン１０１中の構成要素の少なくとも一部分を冷却するために、ガスタービンエンジン１０１中に再導入される。図１４および１１に概略的に示すものなど、ＨＰＴ冷却器（熱交換器）を使用して、このように、たとえば高圧タービン１５５を冷却することができる。同様に、図１５および１６に概略的に示すように、ＬＰＴ冷却器（熱交換器）３２０、３３０を使用して、低圧タービン１５７を冷却することができる。同様に、別の実施形態では、冷却される構成要素は、燃焼器９０の一部分である（図１４参照）。
【００３３】
図１２に概略的に示す例示の実施形態では、熱交換器３１７は、直接熱交換器３１７を含み、熱伝達が、極低温の液体燃料１１２とエンジンから抽出される空気流２０６の一部分の間で金属製壁２４１を介して直接行われる。また、図１４に概略的に示すＨＰＴ冷却器３３０の例示の実施形態は、直接熱交換器３３７を示す。熱い空気流３３１が、直接熱交換器によって冷却されて、より冷たい空気流３３２になる。極低温燃料の流入流３３３が、空気流３３１から熱を吸収して、流出流３３４として流出する。
【００３４】
図１３に概略的に示す代替実施形態では、コンプレッサ空気の冷却システムは、間接熱交換器３１６を含み、熱伝達が、作動流体３０５と空気流２０６の一部分３１１の間で、かつ作動流体３０５と極低温燃料１１２の間で行われる。作動流体３０５は、不燃性である。一実施形態では、作動流体３０５は、液体燃料（たとえば第１の燃料１１など）であり、ガスタービンエンジンの推進システム１００中で点火することが可能である。
【００３５】
図１１に、二系統燃料の航空機ガスタービンエンジンの推進システム１００、２００のための冷却システム３００を概略的に示す。それは、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料１１２を使用して、作動流体回路３０６中で循環する中継の作動流体３０５を冷却する熱交換器３０１を含む。作動流体回路は、作動流体を循環させるポンプ３０４を含む。作動流体回路３０６は、環境によって作動流体が不要に加熱されることを防止するために、断熱特性を有する適切な知られる材料を使用して構築される。次いで、作動流体３０５は、たとえば図１１にアイテム３１０、３２０、３３０、３４０、３５０、３６０および３７０として概略的に示すものなど、１つまたは複数の熱交換器によって循環させられる。各熱交換器３１０、３２０、３３０、３４０、３５０、３６０および３７０中のより冷たい作動流体３０５の流れが、制御バルブ３１５、３２５、３３５、３４５、３５５、３６５および３７５によって、それぞれ制御される。各熱交換器中への流れは、入口３１３、３２３、３３３、３４３、３５３、３６３および３７３、および出口３１４、３２４、３３４、３４４、３５４、３６４および３７４をそれぞれ通る。熱交換器のそれぞれが、出口３１２、３２２、３３２、３４２、３５２、３６２および３７２を通じて冷却された流体またはガスを供給し、それは、入口３１１、３２１、３３１、３４１、３５１、３６１および３７１を通じてそれぞれ戻される。図１１に、これら様々な入口、出口、バルブ、熱交換器および構成要素のすべてを概略的に示す。
【００３６】
一実施形態では、熱交換器３１０は、ガスタービンエンジンの推進システム１００、２００に付随する構成要素３１６の一部分を冷却するためのコンプレッサ空気の冷却器である。別の実施形態では、熱交換器３３０、３２０は、ガスタービンエンジンの推進システム１００、２００に付随するＨＰＴ／ＬＰＴ（それぞれ３３６、３２６）の一部分を冷却するためのタービン冷却空気の熱交換器である。たとえば、図１４、１５および１６参照。十分な熱がＬＮＧ１１２に伝導される場合、そのＬＮＧは、気体のＬＮＧとして熱交換器を出ることができる。別の実施形態では、熱交換器３４０は、たとえばアビオニックスシステムなど、航空機システム５に付随するエレクトロニックシステム３４６の一部分を冷却するためのエレクトロニックシステムの冷却器である。別の実施形態では、熱交換器３５０は、ガスタービンエンジンの推進システム１００、２００に付随するＦＡＤＥＣ（Full Authority Digital Electronic Control）３５７などの制御システム３５７の一部分を冷却するための制御システムの冷却器である。別の実施形態では、熱交換器３６０は、ガスタービンエンジンの排気システム９５からの排気ガスの一部分を冷却するための排気ガスの冷却器３６６である。図１１に、各それぞれの熱交換器に入り、作動流体３０５によって冷却された後、そこから出て行く熱ガスまたは流体を示す。各サブシステムのための冷却回路の動作は、それらそれぞれの制御バルブ３１５、３２５、３３５、３４５、３５５、３６５および３７５によって制御することができる。
【００３７】
本発明の別の態様では、ガスタービンエンジンの推進システム１０１中で使用される潤滑油３８１、３９１の少なくとも一部分を冷却するために、極低温の液体燃料１１２を使用する熱交換器３８２を含む、ガスタービンエンジンの推進システム１０１のための冷却システム３８０が開示される。ガスタービンエンジン中の潤滑油は、熱くなり、ベアリング、ギヤなどの中の潤滑油を冷却し、したがってそれらの作動期間を伸ばすことができることは、有利である。一実施形態では、潤滑油を冷却するために使用される極低温の液体燃料１１２は、液化天然ガス（ＬＮＧ）である。図１７および１８に、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料１１２を使用して潤滑油３８１を冷却するための例示の熱交換器システム３８２、３８４を概略的に示す。図１７に、直接熱交換器３８３を示し、そこでは、熱伝達が、極低温の液体燃料１１２と潤滑油３８１の一部分の間で金属製壁２４１を介して直接行われる。図１９に、ギヤードターボファンエンジン中のギヤ油の冷却器３９０中の直接熱交換器３８２の例示の実施形態を示す。一実施形態では、ギヤ油の冷却器３９０中の熱伝達が、極低温の液体燃料と油３９１の一部分の間で金属製壁２４１を介して直接行われる。
【００３８】
図１８に、間接熱交換器３８４を含む熱交換器３８２を備える、例示の潤滑油冷却システム３８０を示し、そこでは、熱伝達が、作動流体３０５と極低温の液体燃料１１２の間で、かつ作動流体３０５と潤滑油３８１またはギヤ油３９lの一部分の間で行われる。ここに示す例示の実施形態では、使用される作動流体３０５は、燃焼器またはタービンなど、熱い区域の構成要素中で使用されるとき、不燃性であることが好ましい。一実施形態では、図１０および１１に示す冷却システムは、作動流体３０５として液体燃料３９６を使用することができ、液体燃料３９６は、ガスタービンエンジンの推進システム１０１の燃焼器中で点火することができる。そのようなシステムは、アビオニックスおよびＦＡＤＥＣ３５７を含むエレクトロニックシステムを冷却するのに有用であることができる。極低温燃料を利用する熱交換システムは、エンジンのコアカウルを冷却するために使用することができる。次いで、これは、不可欠な制御システムおよび他の外部のハードウェアを許容可能な動作温度に保つ。図１９に、例示のシステムの例示の概略的なブロック図を示す。極低温燃料を利用する熱交換システムは、Ｊｅｔ−Ａ燃料を冷却するために使用することができ、次いで、それは、そのとき、ここに既に述べたシステムのいずれも冷却するために使用することができる。図２０に、熱交換器３９５を含む例示のシステムの例示の概略的なブロック図を示す。
【００３９】
図１０に、ここに述べた様々な冷却システムのいくつかを二系統燃料の推進システム１００、２００と関連して概略的に示す。そのようなシステムの流れは、各システム中に存在する温度、流速および他の動作条件に依存して、並流または逆流とすることができる。
【００４０】
図１０および１１に、排気システムの冷却システム３６６を概略的に示す。
【００４１】
一実施形態では、排気システムの冷却システムは、熱源として働く航空機ガスタービンの排気システムと、かつヒートシンクとして働く極低温燃料（たとえば液化天然ガス（ＬＮＧ）など）と熱的に接触した熱交換器からなる。熱交換器は、航空機ガスタービンの排気ノズルと別にする、または一体とすることができる。あるいは、それは、エンジンタービンのフレーム、ナセル、コアカウルまたは他の構造に取り付けることができる。極低温燃料（たとえばＬＮＧ）は、極低温ポンプを使用して熱交換器を通過させる。
【００４２】
１つの例示の実施形態では、熱交換器は、空力的損失が排気流中で最小になるように流路中の突起部が限られた状態で、排気ノズルと同一平面に取り付けることができる。熱交換器の設計は、排気ノズルの曲率に従うことができる。
【００４３】
別の例示の実施形態では、熱交換器は、熱源として働く航空機ガスタービンの排気システムと熱的に接触し、かつヒートシンクとして働く、ダウサム（Dowtherm）など、不燃性の作動流体と「間接的に」熱的に接触した熱交換器を含む。液化天然ガスおよびダウサムが互いと熱的に接触する第２の熱交換器が、排気からの廃熱の冷たい液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料への伝達を完結させる。上記に述べた２つの熱交換器は、エンジン、ナセルまたは排気システムに取り付けられる、２つの別個のユニットから、または１つの単一ユニットから構成することができる。
【００４４】
別の例示の実施形態では、熱交換器は、熱源として働く航空機ガスタービンの排気システムと、かつヒートシンクとして働く、ダウサムなど、不燃性の作動流体と熱的に接触した熱交換器を含む。液化天然ガスとダウサムが互いと熱的に接触する第２の熱交換器が、排気からの廃熱の冷たい液化天然ガス（ＬＮＧ）燃料への伝達を完結させる。ＬＮＧが、エンジン燃料供給システムにほとんど、または全く流れていないときの状況下では、作動流体を、航空機ガスタービンファンのバイパス流と熱的に接触する熱交換要素に向け直すことができる。
【００４５】
排気システムの熱交換器は、シェルおよびチューブ、二重パイプ、フィンプレートなど、様々な設計のものとすることができ、並流、逆流または横流の形態で流れることができる。熱交換を、上記に挙げた熱源と直接的に、または間接的に接触させて行うことができる。
【００４６】
図２１、２２および１１に概略的に示し以下に述べるように、二系統燃料の推進システム１００、２００中の極低温燃料は、二系統燃料の航空機ガスタービンエンジン１０１、２０１中のある構成要素を冷却するために使用することができる。ここに述べるように、熱交換器は、たとえばコンプレッサ１０５からなど、ガスタービンから抽出される空気の一部分を冷却する目的で、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料のヒートシンク能力を利用するように、使用される。冷却された冷却空気の一部分は、タービンまたはコンプレッサのクリアランス制御のために使用することができる。エンジン動作中、タービンまたはコンプレッサ中のクリアランスを制御すると、エンジンシステム１０１の効率がより高められ、エンジン性能サイクルが向上され、そして燃料消費率を低下させることになることが知られている。
【００４７】
図２１に、たとえばＬＮＧなどの極低温燃料を使用するタービンのクリアランス制御（ＴＣＣ：turbine clearance control）システム１６０を含む二系統燃料の航空用ガスタービンエンジンシステム１０１、２０１を示す。図２２に、熱交換器３０１、１６４およびタービン構造１６３、１５２、１５３、１５１、１５０を概略的に示す。これらのタービン構造１６３のいくつかは、エンジン動作中、ＴＣＣシステム１６０によって冷却される、および／または加熱される。二系統燃料の航空用ガスタービンエンジンシステム１０１、２０１は、タービン１５５によって駆動されるコンプレッサ１０５を含む。タービンは、円周方向の列のタービンブレード１５１を有するロータ１５０と、半径クリアランス「Ｃ」がブレードとシュラウド１５２の間に存在するように、タービンブレードから半径方向で外側に位置決めされるシュラウド１５２とを有する。ステータブレード１５３が、タービンブレード１５１の下流に位置決めされる。タービン１５５は、燃焼器９０中で発生される熱ガスによって駆動される。タービンのクリアランス制御システム１６０は、熱交換器３０１を有する冷却システム３００を含み、その熱交換器は、ガスタービンエンジンの推進システム１０１の動作中、半径クリアランス「Ｃ」１５４を制御するために使用される空気流２０６の少なくとも一部分を冷却する目的で、極低温の液体燃料１１２を使用する。半径クリアランス「Ｃ」は、たとえばロータブレード１５１を囲繞する静的構造１６３を冷却することによって減少させることができ、それによって、熱的効果のおかげで静的構造を半径方向に縮ませる。これは、ＴＣＣシステム１６０から静的構造１６３に向けて相対的に冷たい空気１６２を導くことによって、実現することができる。同様に、半径クリアランス「Ｃ」は、たとえばＴＣＣシステム１６０からの熱い空気を使用して静的構造１６３を加熱することによって、増加させることができる。図２２に、ガスタービンエンジン１０１のコンプレッサ１０５から抽出される熱い空気２０６の一部分を冷却するために、たとえば液化天然ガス（ＬＮＧ）などの極低温燃料１１２を使用する熱交換器３０１を概略的に示す。代替実施形態では、空気流２０６は、ガスタービンエンジンのファン流１０２（またはブースタ１０４）から抽出することができる。
【００４８】
図２２では、例示の熱交換器３０１が、直接熱交換器１６４を含み、熱伝達が、極低温の液体燃料１１２と空気流２０６の一部分の間で金属製壁２４１を介して直接行われる。代替実施形態では、熱交換器３０１は、間接熱交換器３７０を含み、熱伝達が、作動流体３０５と空気流２０６の一部分の間で、かつ作動流体３０５と極低温燃料１１２の間で行われる。作動流体３０５が不燃性であることが好ましい。いくつかの用途では、作動流体３０５は、燃焼器９０中で点火することができる、第１の燃料１１などの液体燃料とすることができる。
【００４９】
図２１に、タービンのクリアランス制御システム１６０を有するガスタービンエンジン１０１の例示の実施形態を示し、タービンのクリアランス制御システム１６０の熱交換器３０１によって冷却される空気流３７２の少なくとも一部分が、タービン１５５の近くの静的構造１６３の少なくとも一部分を冷却するために、ガスタービンエンジン中に再導入される。静的構造１６３は、シュラウド１５２を支持することができ、そのシュラウドは、半径クリアランス「Ｃ」が、ブレード１５１とシュラウド１５２の間に存在するように、タービンブレード１５１から半径方向で外側に位置決めされる。タービンは、高圧タービン１５５または低圧タービン１５７とすることができる。図２２に示すように、ＴＣＣシステム１６０は、タービンのクリアランス制御バルブ１６１をさらに含むことができ、それは、より冷たい空気３７２をより熱い空気２０７と混合することによって、タービンのクリアランス制御空気１６２の温度および量を調節する。クリアランス制御バルブ１６１は、図２１に概略的に示すＦＡＤＥＣシステムなど、デジタルエレクトロニック制御システム３５７によって調節することができる。
【００５０】
この書面による記述は、本発明を開示するために、また、いずれもの当業者が本発明を実施し使用することを可能にするために、最良の形態を含む実施例を使用している。本発明の特許性がある範囲は、当業者に思い浮かぶ他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらが請求項の文字通りの意味と違わない構造上の要素を有する場合、または請求項の文字通りの意味と差が実質的でない同等の構造上の要素を含む場合、請求項の範囲内に含まれるものと意図される。
【符号の説明】
【００５１】
ＬＮＧ  液化天然ガス
Ｃ  半径クリアランス
１  空気流
９０  燃焼器
９５  排気システム
１０１  ガスタービンエンジンの推進システム、ガスタービンエンジン
１０２  ファン流
１０３  ファン
１０５  コンプレッサ
１１２  極低温の液体燃料
１５０  ロータ
１５１  タービンブレード
１５２  シュラウド
１５４  前記半径クリアランス（Ｃ）
１５５  タービン、高圧タービン
１５７  低圧タービン
１６０  ロータのクリアランス制御システム
１６１  タービンのクリアランス制御バルブ
１６２  タービンのクリアランス制御空気
１６３  静的構造
１６４  直接熱交換器
２００  ガスタービンエンジンの推進システム
２０１  中間冷却されるガスタービンエンジン
２０３  ファン
２０４  ブースタ
２０５  コンプレッサ
２０６  空気流
２１４  中間冷却器
２１５  熱交換器
２１６  直接熱交換器
２１７  間接熱交換器
２１８  作動流体
２２０  中間ステージ
２４１  金属製壁
２５５  タービン
２５７  低圧タービン
２９０  燃焼器
３００  冷却システム
３０１、３１６、３１７  熱交換器
３０５、３０６  作動流体
３１１  一部分
３１６  間接熱交換器
３１７  直接熱交換器
３４６、３５６  熱交換器
３４７  アビオニックスシステム
３５７、３４７  構成要素
３５７  デジタルエレクトロニック制御システム
３７０  間接熱交換器
３８０  冷却システム
３８１  ベアリングの潤滑油
３８２、３８３  熱交換器
３８３  直接熱交換器
３８４  間接熱交換器
３９１  ギヤ油
３９６  液体燃料
【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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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【国際調査報告】
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