(57)【要約】【課題】２つの流体間の熱移動を効率的且つ確実に行なうことのできる、比較的小型且つ軽量の熱交換器を提供する。【解決手段】熱交換器システム２０が、気体用の第１の流路を画定する第１の流体層３０Ａと、液体用の第２の流路を画定する第２の流体層３２と、第1の流体層３０Ａと第２の流体層３２との間にあって第１の流体層３０Ａと第２の流体層３２との間の熱移動を可能とする第１の蒸気循環層２８Ａと、第１の流体層３０Ａと第１の蒸気循環層２８Ａとの間の共通の境界を画定する第１の境界壁３４Ｂと、第２の流体層３２と第１の蒸気循環層２８Ａとの間の共通の境界を画定する第２の境界壁３４Ｃと、を含んでいる。第１の蒸気循環層２８Ａが、蒸発と凝縮のサイクルを通して熱移動できるように構成された作動媒体を含んでおり、第１の蒸気循環層２８Ａの作動媒体は、第１の境界壁３４Ｂと第２の境界壁３４Ｃとの間にシールされている。【選択図】図２
2008151499.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
気体用の第１の流路を画定する第１の流体層と、
液体用の第２の流路を画定する第２の流体層と、
前記第１の流体層と前記第２の流体層との間の熱移動を可能にするように前記第１の流体層と前記第２の流体層との間に位置する第１の蒸気循環層であって、蒸発と凝縮のサイクルを通じて熱移動を行うように構成された作動媒体を含む第１の蒸気循環層と、
前記第１の流体層と前記第１の蒸気循環層との間における共有の境界を画定する第１の境界壁と、
前記第２の流体層と前記第１の蒸気循環層との間における共有の境界を画定する第２の境界壁と、
を備え、
前記第１の蒸気循環層の前記作動媒体が、前記第１の境界壁と前記第２の境界壁との間にシールされることを特徴とする熱交換器システム。
【請求項２】
前記第１の蒸気循環層が、前記第１の流体層及び前記第２の流体層のいずれよりも低圧であることを特徴とする請求項１に記載の熱交換器システム。
【請求項３】
前記第２の流体層の前記液体が、燃料を含むことを特徴とする請求項１に記載の熱交換器システム。
【請求項４】
前記第２の流体層へ前記燃料を供給するガスタービンエンジン燃料供給源を更に備えることを特徴とする請求項３に記載の熱交換器システム。
【請求項５】
前記第１の蒸気循環層が、隣接する緩衝層キャビティを有していないことを特徴とする請求項１に記載の熱交換器システム。
【請求項６】
前記第２の流体層に隣接し、かつ前記第１の蒸気循環層の反対側に位置する第２の蒸気循環層を更に備えることを特徴とする請求項１に記載の熱交換器システム。
【請求項７】
前記第２の蒸気循環層の作動媒体が、前記第１の蒸気循環層の前記作動媒体とは異なる温度及び圧力条件で動作する蒸発と凝縮のサイクルを有する物質を含むことを特徴とする請求項６に記載の熱交換器システム。
【請求項８】
前記熱交換器システムの効率監視用のセンサアッセンブリを更に備えることを特徴とする請求項１に記載の熱交換器システム。
【請求項９】
熱移動を可能とする蒸気循環チャンバであって、蒸発と凝縮のサイクルにより該蒸気循環チャンバの異なる部分間で熱移動させるように内部にシールされた第１の作動媒体を含む、蒸気循環チャンバと、
前記蒸気循環チャンバに直接隣接して位置し、かつ気体を受けるように構成された第１の流体通路と、
前記蒸気循環チャンバに直接隣接し、かつ前記第１の流体通路の反対側に位置する第２の流体通路と、
を備え、
前記第２の流体通路は、液体を受けるように構成され、前記第１の流体通路と前記第２の流体通路との間の熱移動が、前記蒸気循環チャンバにわたって生じることを特徴とする熱交換器装置。
【請求項１０】
前記第１の流体通路と前記蒸気循環チャンバが、共通の境界壁を共有することを特徴とする請求項９に記載の熱交換器装置。
【請求項１１】
前記第２の流体通路と前記蒸気循環チャンバが、共通の境界壁を共有することを特徴とする請求項９に記載の熱交換器装置。
【請求項１２】
前記蒸気循環チャンバが、前記第１の流体通路及び前記第２の流体通路のいずれよりも低圧であることを特徴とする請求項９に記載の熱交換器装置。
【請求項１３】
前記第２の流体通路に隣接して位置する補助蒸気循環チャンバを更に備えることを特徴とする請求項９に記載の熱交換器装置。
【請求項１４】
前記補助蒸気循環チャンバの第２の作動媒体が、前記第１の作動媒体とは異なる温度及び圧力条件で動作する蒸発と凝縮のサイクルを有する物質を含むことを特徴とする請求項１３に記載の熱交換器装置。
【請求項１５】
前記熱交換器装置の効率監視用のセンササブアッセンブリを更に備えることを特徴とする請求項９に記載の熱交換器装置。
【請求項１６】
ガスタービンエンジンと共に用いる熱交換器装置であって、
加熱空気が通過する第１の通路と、
燃料が通過する第２の通路と、
蒸発と凝縮のサイクルによって前記加熱空気から前記燃料へ熱エネルギを移動させるように前記第１の通路と前記第２の通路との間に位置し、かつ内部にシールされた作動媒体を有する第１の蒸気循環チャンバと、
を備え、
前記第１の蒸気循環チャンバが、前記第１の通路と共通の第１の共有壁と、前記第２の通路と共通の第２の共有壁と、を有することを特徴とする熱交換器装置。
【請求項１７】
前記第２の通路に隣接して位置する第２の蒸気循環チャンバを更に備えることを特徴とする請求項１６に記載の熱交換器装置。
【請求項１８】
前記第２の蒸気循環チャンバの作動媒体が、前記第１の蒸気循環チャンバの前記作動媒体とは異なる温度及び圧力条件で動作する蒸発と凝縮のサイクルを有する物質を含むことを特徴とする請求項１７に記載の熱交換器装置。
【請求項１９】
前記第１の蒸気循環チャンバが、前記第１の通路及び前記第２の通路のいずれよりも低圧で動作するように構成されることを特徴とする請求項１６に記載の熱交換器装置。
【請求項２０】
前記熱交換器装置の効率監視用のセンサアッセンブリを更に備えることを特徴とする請求項１６に記載の熱交換器装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、２つの流体間の熱エネルギ伝達に蒸気冷却を利用する熱交換器に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいて、運転中にエンジンからの排熱が必要である。この必要性に対しては、一般的に、熱交換器を通して気体（例えば、高温空気）から液体（例えば、エンジン燃料）へ熱エネルギを移動する取り組みがなされてきた。航空機用のガスタービンエンジンでは、燃料は主要なヒートシンクとして作用する。しかし、燃料を変質させないで移動できる熱量には限界があり、しかも通常の圧力条件下では、約２１８〜２３２℃（約４２５〜４５０°Ｆ）で燃料は瞬間的に発火（即ち、自己発火）してしまう。この望ましくない燃料の自己発火に関連する危険な状況を回避するために、これまでの熱交換器には緩衝キャビティが設けられてきた。
【０００３】
図１は、多数の平行緩衝層１２、高温空気層１４及び燃料層１６を備える従来技術による熱交換器１０の概略図である。図１の各層は一定比での表示とはなっていない。熱交換器１０は、燃料層１６と高温空気層１４とが交互に配置され、隣り合う燃料層１６と高温空気層１４との間に緩衝層１２が配置されるように構成されている。高温空気層１４及び燃料層１６は、それぞれ高温空気と燃料が内部を流れる通路となっている。緩衝層１２は、真空排気された、或いは部分的に真空排気されたキャビティであって、燃料層１６と高温空気層１４を分離し、漏洩をそれぞれの層の外板に封じ込めるようになっている。これにより、燃料が高温空気と作用して発火する危険性を最小化している。一連のピン（或いはフィン）１８は、隣り合う高温空気層１４と燃料層１６との間の緩衝層１２にわたって延びている。ピン１８は、熱交換器１０の各層間の構造支持体となっており、同時に緩衝層１２にわたって、隣り合う高温空気層１４と燃料層１６との間の熱伝導の通路を画定している。実質的に、熱交換器１０の異なる層間のすべての熱移動は、ピン１８を経由する伝導によって行われる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
緩衝層を有する既知の熱交換器（例えば図１を参照）は、比較的大きくて重く、緩衝層にわたる熱移動は効率が悪い。更に、温度が緩衝層にわたって迅速且つ効率的に均一化しないので、熱応力によって既知の熱交換器の寿命が短縮されてしまい望ましくない。従って、２つの流体間の熱移動を効率的且つ確実に行なうことのできる、比較的小型且つ軽量の熱交換器を提供することが望まれている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
熱交換器システムが、気体用の第１の流路を画定する第１の流体層と、液体用の第２の流路を画定する第２の流体層と、第1の流体層と第２の流体層との間にあって第１の流体層と第２の流体層との間の熱移動を可能とする第１の蒸気循環層と、第１の流体層と第１の蒸気循環層との間の共通の境界を画定する第１の境界壁と、第２の流体層と第１の蒸気循環層との間の共通の境界を画定する第２の境界壁と、を備えている。第１の蒸気循環層が、蒸発と凝縮のサイクルを通して熱移動できるように構成された作動媒体を含んでおり、第１の蒸気循環層の作動媒体は、第１の境界壁と第２の境界壁との間にシールされている。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００６】
一般的に、本発明は、第１の流体（例えば、高温空気）と第２の流体（例えば、液体ジェット燃料）との間の熱移動を蒸気冷却を利用して行う熱交換器に関する。ここでは「蒸気冷却」という用語は、作動媒体の蒸発と凝縮により熱エネルギを距離を隔てて移動させるために蒸発冷却サイクルを利用することを指す。本発明による熱交換器は、第１の流体が流れる層と第２の流体が流れる層との間にある蒸気冷却層を活用する。蒸気冷却層の活用により、第１の流体層と第２の流体層との間に緩衝層を設ける必要がなくなり、熱交換器を比較的小型且つ軽量にすることができる。更に、蒸気冷却層の蒸発冷却サイクルは、熱を迅速且つ効率的に移動でき、蒸気冷却層が温度差を高速且つ安定した速度で均等化することができることにより、熱交換器に生じる熱応力の軽減に役立つ。このようにして、本発明による熱交換器は、燃料の自己発火という望ましくない危険性を最小化しながら、高温空気から燃料への熱移動が要求されるガスタービンエンジンの使用に容易に適合できる。本発明の更なる詳細を以下に説明する。
【０００７】
図２は、熱交換器アッセンブリ２２と、高温空気供給源２４と、燃料供給源２６と、を含む蒸気冷却式熱交換器システム２０の概略図である。熱交換器アッセンブリ２２は、蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂ、第１の流体層３０Ａ，３０Ｂ及び第２の流体層３２を含んでいる。外板３４Ａ〜３４Ｆが、熱交換器アッセンブリ２２の各層の境界壁を画定する。
【０００８】
図示した実施例では、熱交換器アッセンブリ２２の層２８Ａ，２８Ｂ，３０Ａ，３０Ｂ，３２は、それぞれ概ね平面であり、相互に平行に配置されている。別の実施例では、層２８Ａ，２８Ｂ，３０Ａ，３０Ｂ，３２を、所望の形状及び構成としてもよい。第１の流体層３０Ａは、外板３４Ａと外板３４Ｂとの間における第１の流体の流路を画定し、第１の流体層３０Ｂは、外板３４Ｅと外板３４Ｆとの間における第１の流体の他の流路を画定する。第２の流体層３２は、外板３４Ｃと外板３４Ｄとの間の第２の流体の流路を画定する。蒸気冷却層２８Ａは、外板３４Ｂと外板３４Ｃとの間に画定され、蒸気冷却層２８Ｂは、外板３４Ｄと外板３４Ｅとの間に画定される。蒸気冷却層２８Ａは、第１の流体層３０Ａと第２の流体層３２との間に位置し、蒸気冷却層２８Ｂは、第２の流体層３２と第１の流体層３０Ｂとの間に位置する。外板３４Ｂ〜３４Ｅは、隣り合う層間の共有の境界壁を形成する。即ち、外板３４Ｂは、第１の流体層３０Ａと蒸気冷却層２８Ａとの間の共有境界壁を形成し、外板３４Ｃは、蒸気冷却層２８Ａと第２の流体層３２との間の共有境界壁を形成し、外板３４Ｄは、第２の流体層３２と蒸気冷却層２８Ｂとの間の共有境界壁を形成し、外板３４Ｅは、蒸気冷却層２８Ｂと第１の流体層３０Ｂとの間の共有境界壁を形成する。
【０００９】
外板３４Ａ〜３４Ｆは、ニッケルやチタンなどの金属材料で作ることができる。熱移動が発生する領域を増大させるために、外板３４Ｂ〜３４Ｅによって形成される共有境界壁において比較的大きな表面積を持つことが一般的に望ましい。図１に示すように、層が平坦であれば、共有境界壁は当然比較的大きな表面積を有する。
【００１０】
図示した実施例では、第１の流体は気体であり、第１の流体層３０Ａ，３０Ｂは、適当な手段（例えば、チューブやパイプなど）によって、それぞれ高温空気供給源２４に連結される。高温空気供給源２４は、冷却を必要とするガスタービンエンジンから高温空気を供給する。高温空気供給源２４は、第１の流体層３０Ａ，３０Ｂの両方に同一の温度及び圧力条件で高温空気を供給でき、異なる条件で供給することもできる。高温空気（即ち、第１の流体）は、第１の流体層３０Ａ，３０Ｂの全長を通って通過し、熱交換器アッセンブリ２２を出た後に所望の場所へ送られる。別の実施例では、第１の流体は、高温空気以外であってもよい。
【００１１】
図示した実施例における第２の流体は、燃料（例えば、通常のジェット燃料）であり、第２の流体層３２は、適当な手段（例えば、チューブやパイプなど）によって燃料供給源２６に連結される。燃料供給源２６は、比較的低温の燃料を熱交換器アッセンブリ２２に供給する。燃料（即ち、第２の流体）は、第２の流体層３２の全長を通って通過し、熱交換器アッセンブリ２２を出た後に所望の場所へ送られる。別の実施例では、第２の流体は燃料以外であってもよい。
【００１２】
蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂはそれぞれシールされており、それぞれが作動媒体を含んでいる。蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂのそれぞれは、作動媒体の蒸発及び凝縮により熱エネルギを移動させるための蒸発冷却サイクルを用いたヒートパイプとして機能する。特に蒸発冷却層２８Ａは、蒸発冷却サイクルを利用して、第１の流体層３０Ａを通過する高温空気（即ち、第１の流体）から第２の流体層３２を通過する燃料（即ち、第２の流体）へ熱を移動する。また、蒸発冷却層２８Ｂも蒸発冷却サイクルを利用して第１の流体層３０Ｂを通過する高温空気（即ち、第１の流体）から、第２の流体層３２を通過する燃料（即ち、第２の流体）へ熱を移動する。高温空気から吸収された熱エネルギが、蒸発冷却層２８Ａ或いは蒸発冷却層２８Ｂの作動媒体を蒸発させ、熱エネルギの燃料への移動が、作動媒体を凝縮させる。作動媒体は、蒸発冷却層２８Ａ或いは蒸発冷却層２８Ｂの内部を移動して、蒸発及び凝縮が起きる層２８Ａと層２８Ｂの領域間で熱エネルギを移動する。
【００１３】
蒸気冷却層の内部構成は、任意の通常の構成であってもよい。しかし、熱交換器アッセンブリ２２が、飛行中に方向が変わる航空機用のガスタービンエンジンに使用されるアッセンブリ２２のように明確な方向性を持たない場合には、蒸発冷却層２８Ａ，２８Ｂ内に通常の毛管作用を利用した構造（例えば、ウィック構造）、つまり毛管作用を利用した発泡樹脂（ｆｏａｍ）を用いることが望ましい。毛管作用を周知の方法で利用すれば、重力の助けを必要とせずに、また熱交換器アッセンブリ２２に一定の方向性がなくても、凝縮した作動媒体を既定の流路に沿って所望の動きをさせることができる。
【００１４】
蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂのそれぞれに使用される作動媒体の組成は、熱移動が要求される特定の運転条件に従って選定される。一般的には、蒸発冷却サイクルで通常使用される作動媒体は、特定の温度条件（および圧力条件）の範囲での運転に依存する。従って、当業者であれば理解できるように、熱交換器アッセンブリ２２の蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂのそれぞれが使用を予定されている特定の条件に基づいて適正な作動媒体を選択する必要がある。これに限定するものではないが、使用可能な作動媒体のリストを表１に示す。ここで、当業者であれば、他の作動媒体も使用可能であることは分かるであろう。
【００１５】
【表１】
2008151499.tif 000003
【００１６】
蒸気冷却層２８Ａと蒸気冷却層２８Ｂは、両方に同一の作動媒体を使用することができ、または異なる作動媒体であってもよい。つまり、ある特定の場所における作動媒体を、その地点での予想される動作条件に合わせることが可能である。更に別の実施例においては、動作条件温度の全ての予想される範囲における個別の範囲に２つの異なる作動媒体が設けられるように熱交換器アッセンブリ２２を構成することもできる。
【００１７】
熱エネルギは、蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂに向かって、或いは蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂから移動するために、外板３４Ｂ〜３４Ｅで形成された共有の境界にわたって伝導することに留意されたい。外板３４Ｂ〜３４Ｅは、通常、熱交換器アッセンブリ２２に構造上の適度な完全性を与えつつも可能な限り薄く構成されている。外板３４Ｂ〜３４Ｅを構成する殆どの金属材料は、蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂにわたって十分以上な熱伝導を行う。最適な外板材料は、特定の用途に関連する特定の条件に従って変わる。
【００１８】
センサアッセンブリ３６は、熱交換器アッセンブリ２２に実行可能に連結される。センサアッセンブリ２６を使って通常の方法で、熱交換器アッセンブリ２２の第１の流体層３０Ａ，３０Ｂ及び第２の流体層３２の温度及び流量を測定することにより、熱交換器効率を決定することができる。所定の時間に亘って熱交換器の効率を分析することにより、性能の損失を検出でき、アッセンブリ２２における漏洩やそのほかの不良を検出することができる。センサアッセンブリ２６を用いてリアルタイムで監視することにより、運転者或いはコントローラが、火災やそのほかの大災害を防止するために、漏洩やそのほかの不良を検出し、熱交換器アッセンブリ２２の全体或いは一部を停止する。
【００１９】
熱交換器アッセンブリ２２の第１の流体層３０Ａ，３０Ｂと第２の流体層３２との間には通常の緩衝層は必要でない。第１の流体層３０Ａ，３０Ｂの高温空気は、第２の流体層３２の燃料とは蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂによって隔離されている。また、蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂは、一般的に、大気圧（１０１．３ｋＰａ）より低い内圧を有し、第１の流体層３０Ａ，３０Ｂ及び第２の流体層３２はそれぞれ、一般的に、約１０，３４２ｋＰａ（１，５００ｐｓｉ）の内圧を有する。万一、外板３４Ａ〜３４Ｆの１つを通して、特に、外板３４Ｂ〜３４Ｅで構成されている共有境界壁の１つを通して漏洩が生じた場合には、漏洩した流体は、より低圧である隣接の蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂに流入しようとする。センサアッセンブリ２６はこのような漏洩の検出が可能であり、蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂのいずれかにおける２つの共有境界壁の両方からの漏洩が生じる以前に、適切な停止手順が通常実行される。蒸気冷却層２８Ａ，２８Ｂの作動媒体は、第１の流体（例えば、高温空気）或いは第２の流体（例えば、燃料）と接触しても有害な反応を生じないように選択された組成を有することができる。
【００２０】
本発明による熱交換器アッセンブリの蒸気冷却層は個別の緩衝層を必要としないので、アッセンブリの全体寸法は、緩衝層を有する既知の熱交換器に比べて約半分の寸法とすることができる。比較的小さな寸法のアッセンブリであるので比較的軽量にもなる。本発明による熱交換器アッセンブリの蒸気冷却層は、ピン即ちフィンを通して熱エネルギを伝導する既知の熱交換器に比べて、最大約１０００倍もの高速で熱エネルギを移動させることができる。蒸気冷却層にわたる熱移動は、明確且つ一貫した速度で発生させることもできる。
【００２１】
本発明を好適な実施例を参照して述べてきたが、当業者であれば本発明の主旨と範囲を逸脱することなしに形態や詳細を変更できることは分かるであろう。例えば、本発明の熱交換器用の層の形状や寸法、層の数や配置、流体や作動媒体の種類などは、特定の用途に合わせて変更することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】緩衝層を有する従来技術による熱交換器の概略図である。
【図２】本発明による蒸気冷却式熱交換器システムの概略図である。
【図１】
2008151499.tif 000004
【図２】
2008151499.tif 000005
【外国語明細書】
2008151499000001.pdf