(57)【要約】【課題】  構造が簡単でコンパクトかつ軽量な熱膨張吸収手段を設けることで、亀裂の生じにくい信頼性の高い航空機用熱交換器を提供する。【解決手段】  高温側入口部６３と高温側出口部６４とを連通する高温流路６６と、低温側入口部６１と低温側出口部６２とを連通する低温流路６５とを有する熱伝導性のコア６０と、航空機のエンジン１から導かれたエンジン抽気４を流通する高温側配管７２間に接続するための高温側ダクト３１と、ラムエア５又はエンジンファンエア６を流通する低温側配管７１間に接続するための低温側ダクト３０とを備え、高温側ダクト３１間に高温流路６６が配置され、低温側ダクト３１間に低温流路６５が配置された航空機用熱交換器４０であって、低温側入口部６１若しくは低温側出口部６２の少なくとも一方は、低温側ダクト３０にベローズ４１を介して接続されていることを特徴とする。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンから導かれたエンジン抽気を流通する高温側配管と、ラムエア又はエンジンファンエアを流通する低温側配管とを備える航空機に用いられ、
高温側入口部と高温側出口部とを連通する高温流路と、低温側入口部と低温側出口部とを連通する低温流路とを有する熱伝導性のコアと、
前記高温側配管間に接続するための高温側ダクトと、
前記低温側配管間に接続するための低温側ダクトとを備え、
高温側ダクト間に高温流路が配置され、低温側ダクト間に低温流路が配置されることで、エンジン抽気とラムエア又はエンジンファンエアとの間で熱交換を行う航空機用熱交換器であって、
前記低温側入口部若しくは低温側出口部の少なくとも一方は、前記低温側ダクトにベローズを介して接続されていることを特徴とする航空機用熱交換器。
【請求項２】
前記低温側ダクト、コア及びベローズは、金属製であり、
前記低温側ダクト及びコアは、前記ベローズと溶接により接続されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機用熱交換器。
【請求項３】
前記高温側入口部と高温側出口部との連通方向と、前記低温側入口部と低温側出口部との連通方向とは、互いに直交することを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機用熱交換器。
【請求項４】
前記コアは、直方体形状であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の航空機用熱交換器。
【請求項５】
前記コアは、複数の高温流路と、複数の低温流路とを有することを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機用熱交換器。
【請求項６】
前記コアは、第一コアと第二コアとからなり、
前記第一コアは、低温側入口部で低温側ダクトにベローズを介して接続されているとともに、低温側出口部で第二コアの低温側入口部に接続されており、
前記第二コアは、低温側入口部で、第一コアの低温側出口部に接続されているとともに、低温側出口部で低温側ダクトにベローズを介して接続されており、
さらに、前記第一コアは、高温側出口部で高温側ダクトに接続されているとともに、高温側入口部でリターンパンに接続されており、
前記第二コアは、高温側入口部で高温側ダクトに接続されているとともに、高温側出口部でリターンパンに接続されていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載の航空機用熱交換器。
【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し、例えば、航空機に用いられ、エンジンからのエンジン抽気と、機外の冷気をおびたラムエアやエンジンファンエアとの間で熱交換を行う航空機用熱交換器に関する。特に、エンジンからのエンジン抽気とエンジンファンエアとの間で熱交換を行う航空機用熱交換器に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用空気調和装置として、機内（キャビンなど）の冷房、暖房、換気等を行うために、エンジンの圧縮機からの高温（例えば、５００℃）・高圧になった空気の一部（「エンジン抽気」という）と、機外の冷気をおびたラムエアやエンジンファンエアとを利用するものがある（例えば、特許文献１、２参照）。
図６は、航空機の抽気システム及び空調システムの一例を示す図である。まず、抽気システム２２において、エンジン１の圧縮機から抽気されるエンジン抽気４が高温側配管７２を介して航空機用熱交換器(プリクーラ)５１内に導入される。一方、低温（例えば、３０℃〜１００℃）のエンジンファンエア６が低温側配管７１を介して航空機用熱交換器５１内に導入される。これにより、詳細については後述するが、航空機用熱交換器(プリクーラ)５１にてエンジン抽気４とエンジンファンエア６との間で熱交換が行われ、エンジン抽気４の温度（例えば、２５０℃に）を下げた後、エンジン抽気４を抽気制御バルブ２で調圧して取出して、空調システム２３に導入する。なお、航空機用熱交換器５１を通過したエンジンファンエア６は機外に放出される。
【０００３】
空調システム２３に導入されたエンジン抽気４は、さらに航空機用熱交換器５０内に導入される。一方、低温（例えば、−５０℃〜３０℃）のラムエア５が、機外から航空機用熱交換器５０内に導入される。これにより、航空機用熱交換器５０内でエンジン抽気４とラムエア５との間で熱交換が行われることで、エンジン抽気４はラムエア５によってさらに冷却される。その後、ラムエア５はファン７によって機外に放出される。一方、冷却されたエンジン抽気５は、タービン１０を経て、快適な温度（例えば、２０℃）に調整されてからコックピット及びキャビン１２に導かれる。
【０００４】
ここで、航空機用熱交換器(プリクーラ)５１の構成及び動作について説明する。図７は、従来の航空機用熱交換器５１を示す構成図である。なお、図７では、航空機の部品である高温側配管７２と低温側配管７１とを二点鎖線で示している。
航空機用熱交換器５１は、直方体形状の金属製のコア６０と、低温側配管７１に接続するためのフランジ３０ａを有する低温側ダクト３０と、高温側配管７２に接続するためのフランジ３１ａを有する高温側ダクト３１とを備える。コア６０は、右側面である低温側入口部６１で、四角筒形状の金属製の低温側ダクト３０に溶接により液密に接続されているとともに、左側面である低温側出口部６２で、四角筒形状の金属製の低温側ダクト３０に溶接により液密に接続されている。
また、コア６０は、下面である高温側入口部６３で、四角筒形状の金属製の高温側ダクト３１に溶接により液密に接続されているとともに、上面である高温側出口部６４で、四角筒形状の金属製の高温側ダクト３１に溶接により液密に接続されている。
【０００５】
そして、コア６０は、内部に高温側入口部６３と高温側出口部６４とを上下方向に連通する複数の四角筒形状の高温流路を有するとともに、低温側入口部６１と低温側出口部６２とを左右方向に連通する複数の四角筒形状の低温流路を有する。一個の高温流路及び低温流路は、上下方向でコア６０の上面から下面までであり、かつ、左右方向でコア６０の右側面から左側面までである。また、高温流路と低温流路とは、効率よく熱交換が行われるように前後方向で互いに交互に並んでいる。
これにより、エンジンファンエア６がコア６０内を水平方向に流通するとともに、エンジン抽気４がコア６０内を上下方向に流通することにより、金属製のコア６０に熱が伝導することで、エンジン抽気４とエンジンファンエア６との間で熱交換が行われる。
また、航空機用熱交換器５０の構成及び動作も、航空機用熱交換器５１の構成及び動作とほぼ同様であるので、説明を省略する。
【特許文献１】特開２００１−３２８５９６号公報
【特許文献２】特開２００５−２４８７６４号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、上述したような航空機用熱交換器５０、５１では、低温側ダクト３０内には低温のラムエア５又はエンジンファンエア６が流通し、高温側ダクト３１内には高温のエンジン抽気４が流通するため、低温側ダクト３０の温度はラムエア５又はエンジンファンエア６の温度に近くなり、コア６０の温度はエンジン抽気４の温度に近くなり、低温側ダクト３０とコア６０との間で温度差が生じていた。よって、コア６０の熱膨張が、低温側ダクト３０の熱膨張よりも大きくなり、低温側ダクト３０とコア６０との取付部分に熱応力（熱ひずみ）が加わっていた。特に、四角筒形状の低温側ダクト３０と、直方体形状のコア６０との取付部分の四隅に大きな熱応力が加わっていた。その結果、永年使用すれば低温側ダクト３０に亀裂（クラック）を生じることもあった。
そこで、本発明は、特に航空機に使用でき、永年使用しても、構造が簡単でコンパクトかつ軽量な熱膨張吸収手段を設けることで、亀裂の生じにくい信頼性の高い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】
【０００７】
上記課題を解決するためになされた本発明の航空機用熱交換器は、エンジンから導かれたエンジン抽気を流通する高温側配管と、ラムエア又はエンジンファンエアを流通する低温側配管とを備える航空機に用いられ、高温側入口部と高温側出口部とを連通する高温流路と、低温側入口部と低温側出口部とを連通する低温流路とを有する熱伝導性のコアと、前記高温側配管間に接続するための高温側ダクトと、前記低温側配管間に接続するための低温側ダクトとを備え、高温側ダクト間に高温流路が配置され、低温側ダクト間に低温流路が配置されることで、エンジン抽気とラムエア又はエンジンファンエアとの間で熱交換を行う航空機用熱交換器であって、前記低温側入口部若しくは低温側出口部の少なくとも一方は、前記低温側ダクトにベローズを介して接続されているようにしている。
【０００８】
本発明の航空機用熱交換器によれば、例えば、低温側入口部と低温側ダクトとの間及び低温側出口部と低温側ダクトとの間にそれぞれベローズを配置する。よって、高温であるエンジン抽気を流通することによるコアの温度と、低温のラムエア又はエンジンファンエアを流通することによる低温側ダクトの温度との差に基づき両者間に熱膨張の差が生じても、両者間に配置されたベローズ（熱膨張吸収手段）の変形により熱応力を吸収する。
【発明の効果】
【０００９】
以上のように、本発明の航空機用熱交換器によれば、コアと低温ダクトとの間にベローズを設けることで、コンパクトかつ軽量な構造のまま、亀裂の生じにくい信頼性の高いものとすることができる。よって、安全で製品寿命の長いものを得ることができる。
【００１０】
（その他の課題を解決するための手段および効果）
また、本発明の航空機用熱交換器においては、前記低温側ダクト、コア及びベローズは、金属製であり、前記低温側ダクト及びコアは、前記ベローズと溶接により接続されているようにしてもよい。
本発明の航空機用熱交換器によれば、溶接により接続されているので、砂塵、振動等の環境に耐えうる堅牢な構造とすることができる。
また、本発明の航空機用熱交換器においては、前記高温側入口部と高温側出口部との連通方向と、前記低温側入口部と低温側出口部との連通方向とは、互いに直交するようにしてもよい。
【００１１】
また、本発明の航空機用熱交換器においては、前記コアは、直方体形状であるようにしてもよい。
本発明の航空機用熱交換器によれば、四角筒形状の低温側ダクトと、直方体形状のコアとの取付部分の四隅に大きな熱応力が加わっても、両者間に配置されたベローズの変形により熱応力を吸収することができる。よって、コンパクトな構造のまま、熱応力を吸収することができる。
また、本発明の航空機用熱交換器においては、前記コアは、複数の高温流路と、複数の低温流路とを有するようにしてもよい。
本発明の航空機用熱交換器によれば、エンジン抽気とラムエア又はエンジンファンエアとの間で効率よく熱交換を行うことができるため、コアの温度と、低温側ダクトの温度との大きな差に基づき両者間に大きな熱膨張の差が生じても、両者間に配置されたベローズの変形により熱応力を吸収することができる。
【００１２】
そして、本発明の航空機用熱交換器においては、前記コアは、第一コアと第二コアとからなり、前記第一コアは、低温側入口部で低温側ダクトにベローズを介して接続されているとともに、低温側出口部で第二コアの低温側入口部に接続されており、前記第二コアは、低温側入口部で、第一コアの低温側出口部に接続されているとともに、低温側出口部で低温側ダクトにベローズを介して接続されており、さらに、前記第一コアは、高温側出口部で高温側ダクトに接続されているとともに、高温側入口部でリターンパンに接続されており、前記第二コアは、高温側入口部で高温側ダクトに接続されているとともに、高温側出口部でリターンパンに接続されているようにしてもよい。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
以下、本発明の実施形態について図面を用いて説明する。なお、本発明は、以下の実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々の態様が含まれることはいうまでもない。
【００１４】
図１は、本発明の一実施形態である航空機用熱交換器の構成を示す図である。また、図２は、図１に示すＡ−Ａ線の断面図である。さらに、図３は、図１のコアの分解斜視図であり、図４は、図１のコアの斜視図である。なお、図２〜４では、エンジン抽気及びエンジンファンエアの一部の流れを示す矢印のみを記載している。また、図１では、航空機の部品である高温側配管７２と低温側配管７１とを二点鎖線で示している。
航空機用熱交換器４０は、直方体形状の金属製のコア６０と、エンジン抽気４を流通する高温側配管７２に接続するためのフランジ３１ａを有する高温側ダクト（パン付ダクト）３１と、エンジンファンエア６を流通する低温側配管７１に接続するためのフランジ３０ａを有する低温側ダクト３０とを備える。コア６０は、右側面である低温側入口部６１で四角筒形状の低温側ダクト３０にベローズ４１を介して溶接により液密に接続されているとともに、左側面である低温側出口部６２で四角筒形状の低温側ダクト３０にベローズ４１を介して溶接により液密に接続されている。
また、コア６０は、下面である高温側入口部６３で高温側ダクト３１に溶接により液密に接続されているとともに、上面である高温側出口部６４で四角筒形状の高温側ダクト３１に溶接により液密に接続されている。
【００１５】
コア６０は、図２〜図４に示すように、内部に低温側入口部６１と低温側出口部６２とを水平方向に連通する複数の四角筒形状の低温流路６５を有するとともに、高温側入口部６３と高温側出口部６４とを上下方向に連通する複数の四角筒形状の高温流路６６を有する。一個の高温流路６６及び低温流路６５は、上下方向でコア６０の上面から下面までであり、かつ、左右方向でコア６０の右側面から左側面までである。また、低温流路６６と高温流路６５とは、内部では前後方向で互いに交互になるように並んでいる。
さらに、高温流路６６及び低温流路６５内には、波形状の薄い金属製のフィンが形成されている。
また、コア６０は、直方体形状をしており、低温側入口部６１又は低温側出口部６２の大きさは、高温側入口部６３又は高温側出口部６４の大きさより大きくなっている。
【００１６】
エンジンファンエア６は、エンジン抽気４より低温な空気（例えば、３０℃〜１００℃）であり、低温側ダクト３０（入口側）内を右方から左方に流通する。そして、コア６０の低温流路６５内を右方から左方に流通することで、エンジンファンエア６の温度は上昇した後、低温側ダクト３０（出口側）内を右方から左方に流通する。
エンジン抽気４は、航空機のエンジンから導かれた高温になった空気であり、エンジンファンエア６より高温なもの（例えば、５００℃）であり、高温側ダクト３１（入口側）内を下方から上方に流通する。そして、コア６０の高温流路６６内を下方から上方に流通することで、エンジン抽気４の温度は下降した後、高温側ダクト３１（出口側）内を下方から上方に流通する。
【００１７】
ベローズ４１は、右方向又は左方向から視ると四角形状であり、薄い金属箔が積み重ねられたものである。これにより、ベローズ４１は左右方向に変形可能となる。
上記コアは、熱伝導性の金属製であり、金属としては、例えば、抽気システムに用いる場合にはステンレス（耐食鋼）や、空調システムに用いる場合にはアルミ等が挙げられる。よって、コアに熱が伝導することで、低温流路内を流通するエンジンファンエア又はラムエアと、高温流路内を流通するエンジン抽気との間の熱交換を効率よく行うことができる。
上記低温側ダクト、高温側ダクト及び／又はベローズは、金属製であり、金属としては、コアと同一材料が挙げられ、例えば、ステンレス（耐食鋼）、アルミ等が挙げられる。よって、コアと溶接により接続することで、砂塵、振動等の環境に耐えうる堅牢な構造とするができる。
【００１８】
これにより、エンジンファンエア６がコア６０の複数の低温流路６５内を水平方向に流通するとともに、エンジン抽気４がコア６０の複数の高温流路６６内を上下方向に流通することにより、金属製のコア６０に熱が伝導することで、エンジンファンエア６とエンジン抽気４との間で熱交換が行われる。このとき、コア６０の温度と、低温側ダクト３０の温度との差に基づき両者間に熱膨張の差が生じても、両者間に配置されたベローズ４１の変形により熱応力を吸収する。特に、四角筒形状の低温側ダクト３０と、直方体形状のコア６０との取付部分の四隅に大きな熱応力が加わっても、両者間に配置されたベローズ４１の変形により熱応力を吸収する。
【００１９】
以上のように、航空機用熱交換器４０によれば、コア６０と、低温側ダクト３０との取付部分にベローズ４１を設けることで、コンパクトかつ軽量な構造のまま、亀裂の生じにくい信頼性の高いものとすることができる。
さらに、コア６０は、複数の低温流路６６と、複数の高温流路６５とを有するので、エンジンファンエア６とエンジン抽気４との間で効率よく熱交換を行うことができるため、コア６０の温度と、低温側ダクト３０の温度との大きな差に基づき両者間に大きな熱膨張の差が生じても、両者間に配置されたベローズ４１の変形により熱応力を吸収することができる。
【００２０】
（他の実施形態）
（１）上述した航空機用熱交換器４０では、１個のコア６０からなる構成としたが、第一コア４５と第二コア４６とからなる構成としてもよい（図５参照）。この場合には、第一コア４５の右側面である低温側入口部で低温側ダクト３０にベローズ４１を介して接続されるとともに、第二コア４６の左側面である低温側出口部で低温側ダクト３０にベローズ４１を介して接続されることになる。なお、第一コア４５と第二コア４６との間には隔壁を有することで、高温流路が分断されている。
（２）上述した航空機用熱交換器４０は、抽気システムに用いるものとして説明したが、空調システムに用いてもよい。
（３）上述した航空機用熱交換器４０では、コア６０は直方体形状からなり、ベローズ４１は右方向又は左方向から視ると四角形状である構成としたが、コアは円柱形状からなり、ベローズは右方向又は左方向から視ると円形状である構成としてもよい。
【産業上の利用可能性】
【００２１】
本発明は、例えば、エンジンからのエンジン抽気と、機外の冷気をおびたラムエアやエンジンファンエアとの間で熱交換を行う航空機用熱交換器に利用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の一実施形態である航空機用熱交換器の構成を示す図である。
【図２】図１に示すＡ−Ａ線の断面図である。
【図３】コアの分解斜視図である。
【図４】コアの斜視図である。
【図５】本発明の他の一実施形態である航空機用熱交換器の構成を示す図である。
【図６】航空機の抽気システム及び空調システムの一例を示す図である。
【図７】従来の航空機用熱交換器を示す構成図である。
【符号の説明】
【００２３】
１：  エンジン
４：  エンジン抽気
５：  ラムエア
６：  エンジンファンエア
３０：  低温側ダクト
３１：  高温側ダクト
４０、４２、５１、５０：  航空機用熱交換器
４１：  ベローズ
６０、４５、４６：  コア
６１：  低温側入口部
６２：  低温側出口部
６３：  高温側入口部
６４：  高温側出口部
６５：  低温流路
６６：  高温流路
７１：  低温側配管
７２：  高温側配管
【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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