(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用熱交換器であって、
前記熱交換器は、流体が流通し、熱交換が行われる流体流路と、前記流体流路に前記流体を供給する入口部と、前記流体流路から前記流体を排出する出口部と、前記入口部と前記出口部とを接続して常に開放した短絡流路とを備える、航空機用熱交換器。
【請求項２】
請求項１に記載の航空機用熱交換器であって、
前記短絡流路の横断面の面積は、前記入口部の横断面の面積の０．１〜５％であり、かつ、前記出口部の横断面の面積の０．１〜５％である、航空機用熱交換器。
【請求項３】
請求項１または２に記載の航空機用熱交換器であって、
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、
前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、
前記短絡流路は、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部間の貫通孔からなる、航空機用熱交換器。
【請求項４】
請求項１または２に記載の航空機用熱交換器であって、
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、
前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、
前記短絡流路は、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部とを接続する配管からなる、航空機用熱交換器。
【請求項５】
請求項１または２に記載の航空機用熱交換器であって、
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、
前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、
前記熱交換器は、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部とを接続するバイパス流路と、前記バイパス流路を開閉するバイパス弁とをさらに備え、
前記短絡流路は、前記バイパス弁の弁体に設けられた貫通孔からなる、航空機用熱交換器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用熱交換器に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機では、熱交換器が、例えば、エンジンオイルの冷却や発電機オイルの冷却に用いられる。航空機用熱交換器には、例えば、プレートフィン型や、シェルアンドチューブ型、サーフェス型などがあり、これらは熱交換を行う本体（コア）の構造が異なる。
【０００３】
プレートフィン型熱交換器の本体は、例えば、高温流体流路と、低温流体流路とが交互に積層されてなる。高温流体流路内および低温流体流路内には、いずれも、波型フィンが配置され、その波型フィンはコルゲートフィンと呼ばれる。このような高温流体流路および低温流体流路にそれぞれ流体が流通する際に、それらの流体間でコルゲートフィン等を介して熱交換が行われる。
【０００４】
シェルアンドチューブ型熱交換器の本体は、筒状のシェルと、そのシェル内に並べて配置される複数のチューブとを備える。この場合、シェルとチューブの間に第１流体が流通するとともに、各チューブ内に第２流体が流通し、チューブを介して熱交換が行われる。
【０００５】
サーフェス型熱交換器の本体は、例えば、帯状であり、その内部に形成される流体流路に流体が流通する。また、本体の外部は、気流に曝される。本体内部の流体流路には、波型フィン（コルゲートフィン）が配置され、本体の外部には、ヒートシンク状フィンが設けられる。この場合、波型フィンやヒートシンク状フィンを介して本体内部の流体流路の流体と外部の気流とで熱交換が行われる。
【０００６】
このような熱交換器は、タンクやポンプ等とともに用いられ、熱交換システムを構成する。
【０００７】
図１は、航空機用熱交換システムの構成例を模式的に示すブロック図である。同図に示す熱交換システム１は、エンジンオイルの冷却に利用される。その熱交換システム１は、熱交換器１０と、オイルタンク２と、循環流路３と、オイル用ポンプＰ１とを備える。
【０００８】
オイルタンク２は、熱交換器での熱交換に供される流体を貯留し、具体的には、エンジンオイルを貯留する。循環流路３は、熱交換器１０とオイルタンク２とを接続する。その循環流路３は、オイルタンク２から熱交換器１０に流体を移送するための供給流路３ａと、熱交換器１０からオイルタンク２に流体を移送するための排出流路３ｂとからなる。循環流路３のうちの供給流路３ａの経路上には、航空機用エンジン４（例えばガスタービンエンジン）が配置される。
【０００９】
オイル用ポンプＰ１は、循環流路３のうちの供給流路３ａの経路上であって、オイルタンク２とエンジン４の間に設けられる。そのオイル用ポンプＰ１は、オイルタンク２内の流体を吸い込んで吐出することにより、所定の方向（同図のハッチングを施した矢印参照）に、循環流路３の流体を移送する。
【００１０】
このような熱交換システム１では、オイル用ポンプＰ１の動作に伴い、オイルタンク２内の流体は、循環流路３のうちの供給流路３ａを流通し、エンジン４および熱交換器１０に順に供給される。エンジン４に供給された流体は、潤滑および冷却に利用されるのに伴って昇温する。エンジン４から流出した高温の流体は、熱交換器１０に供給され、外部の気流との熱交換が行われるのに伴って降温する。熱交換器１０から流出した流体は、循環流路３の排出流路３ｂを流通してオイルタンク２に戻される。
【００１１】
航空機用熱交換器に関して従来から種々の提案がなされており、例えば、特許文献１がある。特許文献１には、サーフェス型熱交換器が記載されている。そのサーフェス型熱交換器の本体は、板状の第１部材と第２部材とを板厚方向に重ね合わせて接合し、それらの内部の流路にコルゲートフィンを配置する。これにより、本体の内側の湾曲面および／または外側の湾曲面に形成されるヒートシンク状フィンにおいて、その高さやピッチを互いに独立して自由に設定できる。また、熱交換器を小型化および軽量化することが可能になる。
【００１２】
また、特許文献１に記載の熱交換器では、熱交換を行う流体流路から分岐するバイパス流路と、そのバイパス流路を開閉するバイパス弁とが設けられる。このようなバイパス流路を設ければ、例えば、外部が極低温環境下で冷却対象の流体の温度が融点を下回る場合に、冷却対象の流体が熱交換器の流体流路の一部を通ることを省略できる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】特許第５４４２９１６号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
航空機用熱交換器は、例えば、前記図１に示すような熱交換システムで、オイルタンク２や循環流路３、オイル用ポンプＰ１とともに用いられる。ところで、熱交換システムの停止時には、オイル用ポンプＰ１の作動を停止し、それに伴って流体の循環（移送）も止まる。その際、オイル用ポンプＰ１の作動を停止しているにも拘わらず、サイフォン効果によって高い位置から低い位置に流体が流れることがある。この場合に、熱交換器１０がオイルタンク２より高い位置に配置されていると、熱交換器１０の内部や循環流路３から流体が流出し、オイルタンク２に流入する。
【００１５】
その結果、オイルタンク２内の流体量が大きく変動し、正確な流体量を把握できなくなる。また、熱交換器１０から流体が流出すると、熱交換器１０の内部に雰囲気（通常は空気）が流入することとなる。この状態で熱交換システム１を起動すると、熱交換器１０の内部に残存する雰囲気が熱交換を阻害し、熱交換器１０の性能を低下させる。このため、熱交換システム１の起動から熱交換器１０の内部の雰囲気排出が完了する（熱交換器１０の内部に流体が充満する）までの間、熱交換器１０の性能が低下することとなる。
【００１６】
循環流路３や熱交換器１０の内部に雰囲気が存在する状態では、循環流路３や熱交換器１０の内部に流体が充満している状態と比べ、単位時間当たりの流量が同じであっても、必要なオイル用ポンプＰ１の出力が大きくなる。ここで、ポンプの出力は、具体的には、ポンプを駆動するモーターの出力が該当する。したがって、循環流路３や熱交換器１０の内部に雰囲気が存在する状態では、オイル用ポンプＰ１の負荷が高くなる。その結果、ポンプの消耗が激しくなり、ポンプの寿命が短くなる。
【００１７】
前述の特許文献１では、熱交換システムの停止時に熱交換器から流体が流出する問題が記載されていない。
【００１８】
本発明は、このような状況に鑑みてなされたものであり、熱交換システムの停止時に流体が流出するのを抑制できる航空機用熱交換器を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１９】
本発明の一実施形態による航空機用熱交換器は、流体が流通し、熱交換が行われる流体流路と、前記流体流路に前記流体を供給する入口部と、前記流体流路から前記流体を排出する出口部と、前記入口部と前記出口部とを接続する短絡流路とを備える。
【００２０】
前記短絡流路の横断面の面積を、前記入口部の横断面の面積の０．１〜５％とすることができる。加えて、前記短絡流路の横断面の面積を、前記出口部の横断面の面積の０．１〜５％とすることができる。
【００２１】
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、前記短絡流路が、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部間の貫通孔からなる構成を採用できる。
【００２２】
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、前記短絡流路が、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部とを接続する配管からなる構成を採用できる。
【００２３】
前記入口部は、前記熱交換器へ流体を供給する流路と接続する供給ノズル部を有し、前記出口部は、前記熱交換器から流体を排出する流路と接続する排出ノズル部を有し、前記熱交換器は、前記供給ノズル部と前記排出ノズル部とを接続するバイパス流路と、前記バイパス流路を開閉するバイパス弁とをさらに備え、前記短絡流路は、前記バイパス弁の弁体に設けられた貫通孔からなる構成を採用できる。
【発明の効果】
【００２４】
本発明の航空機用熱交換器は、入口部と出口部とを接続する短絡流路を備える。この場合、熱交換システムの停止時に、サイフォン効果によって高い位置から低い位置に流体が流れる際に、熱交換器の流体流路の流体に代えて短絡流路の流体が流れることとなる。このため、熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】図１は、航空機用熱交換システムの構成例を模式的に示すブロック図である。
【図２】図２は、航空機用熱交換器の構成例を示す正面図である。
【図３】図３は、航空機用熱交換器の構成例を示す分解斜視図である。
【図４】図４は、航空機用熱交換器の構成例が備える第１部材を示す正面図である。
【図５】図５は、航空機用熱交換器の構成例を示すＡ−Ａ断面図である。
【図６】図６は、短絡流路が配管からなる場合の構成例を模式的に示す断面図である。
【図７】図７は、バイパス弁を利用する短絡流路の構成例を模式的に示す断面図である。
【図８】図８は、オイルと燃料とで熱交換を行う航空機用熱交換器の構成例を模式的に示す斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
本実施形態の航空機用熱交換器は、流体流路と、入口部と、出口部と、短絡流路とを備える。このような熱交換器について、構成例を参照しながら説明する。
【００２７】
図２〜図５は、本発明の航空機用熱交換器の構成例を示す図である。これらのうち、図２は熱交換器の正面図、図３は熱交換器の分解斜視図、図４は第１部材の正面図、図５は熱交換器のＡ−Ａ断面図である。
【００２８】
図２〜図５に示す熱交換器１０は、サーフェス型である。熱交換器１０は、例えば、航空機用エンジン（例えばガスタービンエンジン）に搭載され、より具体的には、エンジンの湾曲した面（例えば内周面や外周面）に沿うように配置される。このため、熱交換器１０の形状は、帯状であり、配置面に沿って湾曲する。
【００２９】
熱交換器がエンジンの湾曲した面に配置される場合、熱交換器１０の外部は、エンジンの湾曲した面の軸方向（図２および図５のハッチングを施した矢印参照）に沿う気流に曝される。熱交換器１０の内部には、後述の流体流路１１が形成され、その流体流路１１には、流体として、エンジンのオイルが流通する。その際、外部の気流と内部の流体流路１１のエンジンのオイルとで熱交換が行われ、内部の流体流路１１のエンジンのオイルが冷却される。なお、流体を、発電機のオイルとする場合もある。
【００３０】
熱交換器１０の内側の湾曲面１０ａおよび外側の湾曲面１０ｂは、図５に示すようにテーパー状であり、エンジンの湾曲した面の軸方向に沿う気流の下流側に向かうに従って径が大きくなる。図５に示す二点鎖線は、熱交換器１０の内側の湾曲面１０ａおよび外側の湾曲面１０ｂの中心線と平行な線である。
【００３１】
熱交換器１０の本体は、第１部材２０と、第２部材３０とを板厚方向に重ね合わせて構成される。その本体内には、複数の波型フィン（コルゲートフィン）４０が配置される。これらの部材は、例えば、ろう付けによって互いに接合される。
【００３２】
第１部材２０は、帯状の板材であり、その外側の湾曲面には、窪み部２０ａを有する。また、第２部材３０も、帯状の板材であり、第１部材２０と重ね合わることにより、第１部材２０の窪み部２０ａを覆う蓋となる。この第１部材の窪み部２０ａと第２部材３０の内側の湾曲面によって、本体内部に流体流路１１が形成される（図４参照）。
【００３３】
この本体内部の流体流路１１は、第１部材の仕切部２０ｂにより、往路１１ａと復路１１ｂとに区画される。仕切部２０ｂは、第１部材の窪み部２０ａ内において、湾曲面の軸方向の中央位置に、周方向の一端（図４における上端）から他端（図４における下端）に向かって延びる。
【００３４】
続いて、本体内部の流体流路１１に流体を供給する入口部と、流体流路１１から流体を排出する出口部について、主に図５を参照しながら説明する。流体流路１１に流体を供給する入口部は、本体内部の流入ヘッダ１２と、ポート取付け部５０の供給ノズル部１４とからなる。また、流体流路１１から流体を排出する出口部は、本体内部の流出ヘッダ１３と、ポート取付け部５０の排出ノズル部１５とからなる。
【００３５】
本体内部に流入ヘッダ１２および流出ヘッダ１３を形成するため、第１部材の窪み部２０ａ内において、その周方向の一端には、２個の凹溝（２０ｃ、２０ｄ）が仕切部２０ｂを挟んで湾曲面の軸方向に並べて設けられる。凹溝（２０ｃ、２０ｄ）は、それぞれ、湾曲面の軸方向に延びて、窪み部２０ａよりも深く凹んでいる。また、第１部材の凹溝（２０ｃ、２０ｄ）と対応する位置には、第２部材３０の外側の湾曲面において、凸状の膨出部３０ａが設けられ、内側の湾曲面において、２個の凹溝（３０ｃ、３０ｄ）が軸方向に並べて設けられる。
【００３６】
第１部材の往路１１ａ側の凹溝２０ｃは、第２部材３０の凹溝３０ｃとともに、本体内部の流体流路１１（往路１１ａ）に流体を流入させる流入ヘッダ１２を構成する。また、第１部材の復路１１ｂ側の凹溝２０ｄは、第２部材３０の凹溝３０ｄとともに、本体内部の流体流路１１（復路１１ｂ）から流体を流出させる流出ヘッダ１３を構成する。
【００３７】
第２部材の膨出部３０ａの外側には、ポート取付け部５０が接合（例えばろう付け）される。そのポート取付け部５０には、流入ヘッダ１２への流体の供給ノズル部１４が設けられ、その供給ノズル部１４はポート取付け部５０とともに膨出部３０ａを連通する。また、ポート取付け部５０には、流出ヘッダ１３からの流体の排出ノズル部１５が設けられ、その排出ノズル部１５はポート取付け部５０とともに膨出部３０ａを連通する。このような供給ノズル部１４および排出ノズル部１５は、湾曲面の軸方向に並べて設けられる。また、供給ノズル部１４は、前記図１に示す熱交換システムの循環流路３のうちの供給流路３ａと接続され、排出ノズル部１５は、循環流路３のうちの排出流路３ｂと接続される。
【００３８】
第１部材２０の内側の湾曲面には、複数のヒートシンク状フィン２０ｅが内側の湾曲面と略垂直に設けられる。複数のヒートシンク状フィン２０ｅは、それぞれ湾曲面の軸方向に沿って延び、湾曲面の周方向に並べて配置される。図３では、ヒートシンク状フィン２０ｅが設けられる領域を、二点鎖線で示しており、一部のヒートシンク状フィン２０ｅの図示は省略する。
【００３９】
第２部材３０の外側の湾曲面には、複数のヒートシンク状フィン３０ｅが外側の湾曲面と略垂直に設けられる。複数のヒートシンク状フィン３０ｅは、それぞれ湾曲面の軸方向に沿って延び、湾曲面の周方向に並べて配置される。図３では、ヒートシンク状フィン３０ｅが設けられる領域を、二点鎖線で示しており、一部のヒートシンク状フィン３０ｅの図示は省略する。
【００４０】
なお、図２〜図５に示す熱交換器１０は、第１部材２０の内側の湾曲面および第２部材３０の外側の湾曲面の両方に、ヒートシンク状フィン（２０ｅ、３０ｅ）を設けるが、いずれか一方のみにヒートシンク状フィンを設ける構成を採用してもよい。ヒートシンク状フィンを設ける湾曲面は、熱交換器の配置面（例えば内周面または外周面）や、要求される熱交換効率に応じて適宜設定すればよい。
【００４１】
コルゲートフィン４０は、第１部材の窪み部２０ａ内に収容され、第１部材の窪み部２０ａの底面および第２部材３０の内側の湾曲面と当接する。このようなコルゲートフィン４０により、本体内部の流体流路１１は、仕切られて細分化され、複数の小さな流路が流体流路１１内に形成される。コルゲートフィン４０は、図３に示すように、分割されおり、複数の部材からなる。
【００４２】
このような構成例の熱交換器１０では、入口部の供給ノズル部１４および流入ヘッダ１２を介して流体流路１１に流体が供給される。流体は、流入ヘッダ１２内で流体流路１１の複数の小さな流路に分配され、流体流路１１の往路１１ａおよび復路１１ｂを順に流通し、流出ヘッダ１３に到達する（図４のクロスハッチングを施した矢印参照）。この本体内部の流体流路１１を流通する過程で、コルゲートフィン４０、第１部材のヒートシンク状フィン２０ｅおよび第２部材のヒートシンク状フィン３０ｅを介して本体内部の流体流路１１の流体と外部の気流とで熱交換が行われる。流体流路１１の複数の小さな流路を流通した流体は、出口部の流出ヘッダ１３および排出ノズル部１５を介して排出される。その際、流出ヘッダ１３では、流体流路１１の複数の小さな流路を流通した流体が合流する。
【００４３】
続いて、本実施形態の航空機用熱交換器が備える短絡流路５０ａについて、主に図５を参照しながら説明する。
【００４４】
同図に示す熱交換器１０において、短絡流路５０ａは、ポート取付け部５０に設けられ、供給ノズル部１４と排出ノズル部１５間の貫通孔からなる。その短絡流路５０ａは、入口部のうちの供給ノズル部１４と、出口部のうちの排出ノズル部１５とを接続する。
【００４５】
このような本実施形態の航空機用熱交換器を、例えば、前記図１に示すような熱交換システムに用いると、熱交換システムの停止時に、サイフォン効果によって高い位置から低い位置に流体が流れることがある。この場合、熱交換器１０がオイルタンク２より高い位置に配置されていると、熱交換器１０の流体も流れる。その際、本実施形態の航空機用熱交換器では、熱交換器１０の流体流路１１の流体に代えて短絡流路５０ａの流体が流れる。このため、循環流路３から流体が流出し、オイルタンク２に流入するが、熱交換器１０の内部においては、流体の流出を入口部および出口部の一部の留めることができ、大部分の流体が残存する。その結果、停止時に熱交換器１０から流体が流出するのを抑制できる。
【００４６】
このため、本実施形態の航空機用熱交換器は、オイルタンク２といったタンクに熱交換器１０から流出した流体が流入し、システム稼働時と停止時の流体量が変動することを防止できる。また、熱交換器１０の内部に雰囲気が流入するのを大幅に低減できるので、熱交換システム１の起動時から、熱交換器の性能を確保できる。さらに、熱交換システム１の起動時におけるポンプの負荷の上昇を抑制でき、ポンプの寿命を長くできる。
【００４７】
このような短絡流路５０ａには、熱交換システムの稼働中にも流体が流通する。この場合、短絡流路５０ａを流通する流体は、熱交換器１０の流体流路１１を流通することなく、オイルタンク２に戻ることとなる。このため、短絡流路５０ａを流通する流体が増加すると、熱交換器１０の流体流路１１を流通する流体の割合が減少することとなり、熱交換器の本来の性能が損なわれる。したがって、短絡流路５０ａの横断面の面積は、入口部の横断面の面積と比べ、熱交換器の性能を維持できる程度に適宜設定するのが好ましい。例えば、短絡流路５０ａの横断面の面積を、入口部の横断面の面積の５％以下となるように設定すればよく、好ましくは１％以下となるように設定すればよい。
【００４８】
同様に、短絡流路５０ａの横断面の面積は、出口部の横断面の面積と比べ、熱交換器の性能を維持できる程度に適宜設定するのが好ましい。例えば、短絡流路５０ａの横断面の面積を、出口部の横断面の面積の５％以下となるように設定すればよく、好ましくは１％以下となるように設定すればよい。
【００４９】
一方、短絡流路５０ａの横断面の面積が過小であると、上述の短絡流路５０ａの機能、すなわち、停止時に熱交換器１０の流体流路１１の流体に代えて短絡流路５０ａの流体が流れる作用が失われるおそれがある。このため、短絡流路５０ａの横断面の面積は、入口部の横断面の面積と比べ、短絡流路５０ａの機能を確保できる程度に適宜設定するのが好ましい。例えば、短絡流路５０ａの横断面の面積を、入口部の横断面の面積の０．１％以上となるように設定すればよい。
【００５０】
同様に、短絡流路５０ａの横断面の面積は、出口部の横断面の面積と比べ、短絡流路５０ａの機能を確保できる程度に適宜設定するのが好ましい。例えば、短絡流路５０ａの横断面の面積を、出口部の横断面の面積の０．１％以上となるように設定すればよい。
【００５１】
本発明において「短絡流路の横断面の面積」、「入口部の横断面の面積」および「出口部の横断面の面積」とは、当該流路または部位の単位時間当たりの流量を決定する位置の断面積を意味する。通常、流路または部位の単位時間当たりの流量を決定する位置は、最も断面積が小さい位置となる。このように流路の横断面の面積について規定するのは、流路または部位の横断面面積が大きくなるのに応じて流路または部位の単位時間当たりの流量が増加することによる。図５に示す短絡流路５０ａの場合、「短絡流路の横断面の面積」は短絡流路５０ａを構成する貫通孔の断面積となり、「入口部の横断面の面積」は供給ノズル部１４の断面積となり、「出口部の横断面の面積」は排出ノズル部１５の断面積となる。
【００５２】
短絡流路は、前記図５に示すような貫通孔からなる構成に限定されず、例えば、後述の図６に示すような配管からなる構成を採用することもできる。また、熱交換器の入口部および出口部にバイパス弁を設ける場合、後述の図７に示すように、バイパス弁を利用して短絡流路を構成することもできる。
【００５３】
図６は、短絡流路が配管からなる場合の構成例を模式的に示す断面図である。同図は、前記図２のＡ−Ａ位置での断面図に相当する。同図に示す熱交換器は、前記図２〜図５に示す熱交換器と基本構成を同じとし、供給ノズル部１４および排出ノズル部１５の配置を変更したものである。具体的には、前記図２〜図５に示す熱交換器は、供給ノズル部１４および排出ノズル部１５が単一部材のポート取付け部５０に設けられている（図５参照）。これに対し、図６に示す熱交換器は、ポート取付け部（５１、５２）が２個の部材で構成され、それらは間隔を置いて配置される。第１のポート取付け部５１には供給ノズル部１４が設けられ、第２のポート取付け部５２には排出ノズル部１５が設けられる。
【００５４】
また、図６に示す熱交換器では、短絡流路が配管５４からなり、その配管５４は第１のポート取付け部５１と第２のポート取付け部５２との間に設けられる。また、配管５４は、入口部のうちの供給ノズル部１４と出口部のうちの排出ノズル部１５とを接続する。このような構成の短絡流路でも、熱交換システムの停止時に、流体流路の流体に代えて短絡流路の流体が流れることから、熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。
【００５５】
図７は、バイパス弁を利用する短絡流路の構成例を模式的に示す断面図である。同図は、前記図２のＡ−Ａ位置での断面図に相当する。同図に示す熱交換器は、前記図２〜図５に示す熱交換器と基本構成を同じとし、バイパス弁５６およびバイパス流路５３ａを追加したものである。具体的には、同図に示す熱交換器は、供給ノズル部１４と排出ノズル部１５とを接続するバイパス流路５３ａと、そのバイパス流路５３ａを開閉するバイパス弁５６とをさらに備える。また、バイパス弁５６を配置するために、ポート取付け部５３には、バイパス弁５６の収容部が設けられる。その収容部は蓋部材５５で覆われるとともに、収容部と蓋部材５５の間を封止するためシール部材５７が配置される。
【００５６】
このようにバイパス流路５３ａおよびバイパス弁５６を設けることにより、バイパス弁５６が閉じている状態では、熱交換対象の流体が、バイパス流路５３ａを通過することなく、流体流路を流通する。一方、バイパス弁５６が開いている状態では、熱交換対象の流体が、バイパス流路５３ａを通過し、熱交換器の流体流路の全部を通ることを省略できる。
【００５７】
短絡流路は、バイパス弁５６の弁体５６ａに設けられた貫通孔５６ｂからなる。その貫通孔５６ｂおよびバイパス流路５３ａにより、バイパス弁５６によってバイパス流路５３ａが閉じている状態において、入口部のうちの供給ノズル部１４と出口部のうちの排出ノズル部１５とが接続される。このような構成の短絡流路によっても、熱交換システムの停止時に、流体流路の流体に代えて短絡流路の流体が流れることから、熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。
【００５８】
バイパス弁を利用して短絡流路を構成する場合、短絡流路が弁体５６ａの貫通孔５６ｂからなる形態に限定されない。例えば、バイパス弁５６の弁体５６ａまたは弁座５６ｃに突起を設ける形態を採用できる。この形態では、バイパス弁５６が閉じている場合でも、突起によって弁体５６ａと弁座５６ｃの間に隙間が形成され、供給ノズル部１４と排出ノズル部１５とが接続される。このため、弁体５６ａと弁座５６ｃの間の隙間が短絡流路として機能する。
【００５９】
本実施形態の航空機用熱交換器は、前記図１に示すようなオイルと気流とで熱交換を行う熱交換システムに限らず、様々な熱交換システムに用いることができる。熱交換システムは、例えば、熱交換器での熱交換に供される流体を貯留するタンクと、そのタンクと熱交換器の入口部とを接続する供給流路と、熱交換器の出口部と接続され、熱交換器から排出された流体が流通する排出流路と、供給流路において流体を移送するポンプとを備えればよい。この場合、熱交換器は、タンクより高い位置に配置される。
【００６０】
具体的には、本実施形態の航空機用熱交換器は、オイルと燃料とで熱交換を行う熱交換システムに用いることもできる。
【００６１】
図８は、オイルと燃料とで熱交換を行う航空機用熱交換器の構成例を模式的に示す斜視図である。同図に示す航空機用熱交換器６０は、プレートフィン型であり、その本体は、高温流体のオイルが流通する高温流体流路６２と、低温流体の燃料が流通する低温流体流路６１とが交互に積層されてなる。高温流体流路６２および低温流体流路６１は、図示を省略するが、いずれも、往路と復路に区画され、二点鎖線の矢印の方向に沿って流体が流れる。
【００６２】
航空機用熱交換器６０は、高温流体流路６２用の入口部および出口部をさらに備える。高温流体流路６２用の入口部は、その流入ヘッダ６５と、高温流体の供給流路と接続される供給ノズル部（図示なし）とからなる。また、高温流体流路６２用の出口部は、その流出ヘッダ６６と、高温流体の排出流路と接続される排出ノズル部７０とからなる。
【００６３】
航空機用熱交換器６０は、低温流体流路６１用の入口部および出口部をさらに備える。低温流体流路６１用の入口部は、その流入ヘッダ６３と、低温流体の供給流路と接続される供給ノズル部６７とからなる。また、低温流体流路６１用の出口部は、その流出ヘッダ６４と、低温流体の排出流路と接続される排出ノズル部６８とからなる。低温流体の流入ヘッダ６３と流出ヘッダ６４とは、それらの筐体が一体化されているが、それらの内部は仕切り板７１によって分離されている。
【００６４】
熱交換システムの停止時に熱交換器から流体が流出するのを抑制するため、航空機用熱交換器６０は、短絡流路７２をさらに備える。その短絡流路７２は、低温流体の供給ノズル部６７と排出ノズル部６８とを接続する配管からなる。このように流体流路の入口部と出口部とを接続する短絡流路を設けることにより、熱交換システムの停止時に、サイフォン効果によって高い位置から低い位置に流体が流れる際に、熱交換器の低温流体流路６１の流体に代えて短絡流路７２の流体が流れる。このため、熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。
【００６５】
図８に示す熱交換器では、短絡流路が低温流体流路の入口部と出口部とを接続するが、必要に応じ、短絡流路を高温流体流路の入口部と出口部とを接続する構成としてもよい。また、第１の短絡流路および第２の短絡流路を設け、第１の短絡流路が低温流体流路の入口部と出口部とを接続し、第２の短絡流路が高温流体流路の入口部と出口部とを接続する構成としてもよい。
【００６６】
本実施形態の航空機用熱交換器について、サーフェス型およびプレートフィン型の構成例を参照しながら説明したが、本実施形態の航空機用熱交換器はサーフェス型およびプレートフィン型に限定されない。すなわち、例えば、シェルアンドチューブ型の熱交換器としてもよい。また、他の型の熱交換器としてもよい。
【産業上の利用可能性】
【００６７】
本発明の航空機用熱交換器は、熱交換システムの停止時に熱交換器から流体が流出するのを抑制できる。このため、本発明の航空機用熱交換器は、エンジンオイルの冷却や発電機オイルの冷却のための熱交換システムにおいて有効に利用することができる。
【符号の説明】
【００６８】
１：航空機用熱交換システム、  ２：オイルタンク、  ３：循環流路、
３ａ：供給流路、  ３ｂ：排出流路、  ４：航空機用エンジン、
Ｐ１：オイル用ポンプ、
１０：サーフェス型熱交換器、  １０ａ：熱交換器の内側の湾曲面、
１０ｂ：熱交換器の外側の湾曲面、  １１：流体流路、  １１ａ：往路、
１１ｂ：復路、  １２：流入ヘッダ、  １３：流出ヘッダ、  １４：供給ノズル部、
１５：排出ノズル部、  ２０：第１部材、  ２０ａ：窪み部、
２０ｂ：仕切部、  ２０ｃ：流入ヘッダの凹溝、  ２０ｄ：流出ヘッダの凹溝、
２０ｅ：ヒートシンク状フィン、  ３０：第２部材、
３０ａ、３０ｂ：膨出部、  ３０ｃ：流入ヘッダの凹溝、
３０ｄ：流出ヘッダの凹溝、  ３０ｅ：ヒートシンク状フィン、
４０：波型フィン（コルゲートフィン）、  ５０〜５３：ポート取付け部、
５０ａ：短絡流路（貫通孔）、  ５３ａ：バイパス流路、  ５４：短絡流路（配管）、
５５：蓋部材、  ５６：バイパス弁、  ５６ａ：弁体、
５６ｂ：短絡流路（貫通孔）、５６ｃ：弁座、  ５７：シール部材、
６０：プレートフィン型熱交換器、
６１：低温流体流路、  ６２：高温流体流路、  ６３：低温流体用流入ヘッダ、
６４：低温流体用流出ヘッダ、  ６５：高温流体用流入ヘッダ、
６６：高温流体用流出ヘッダ、  ６７：低温流体用供給ノズル部、
６８：低温流体用排出ノズル部、  ７０：高温流体用排出ノズル部、
７１：仕切り板、  ７２：短絡流路（配管）
【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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