(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部を通って流れる熱交換流体を有する熱輸送バス（１０２）と、
前記熱輸送バス（１０２）内で前記熱交換流体の流れを生じさせるためのポンプ（１０４）と、
前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と熱連通する複数の熱源熱交換器（１０６）であって、前記熱輸送バス（１０２）に沿って配置された複数の熱源熱交換器（１０６）と、
前記複数の熱源熱交換器（１０６）の下流の位置で、前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と永続的に、または選択的に熱連通する少なくとも１つのヒートシンク熱交換器（１０８）と、
前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体を圧縮するために、前記複数の熱源熱交換器（１０６）の下流の位置かつ前記少なくとも１つのヒートシンク熱交換器（１０８）の上流の位置で前記熱交換流体と流体連通する圧縮機（１２０）と、
前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体を膨張させるために、前記少なくとも１つのヒートシンク熱交換器（１０８）の下流の位置かつ前記複数の熱源熱交換器（１０６）の上流の位置で前記熱交換流体と流体連通する膨張装置（１２２）と
を備える、ガスタービンエンジンまたは航空機のうちの少なくとも１つの中に少なくとも部分的に組み入れるための熱管理システム（１００）。
【請求項２】
前記複数の熱源熱交換器（１０６）が、前記ガスタービンエンジンの補機システムから前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体へ熱を伝達するように構成され、前記少なくとも１つのヒートシンク熱交換器（１０８）が、前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体から熱を除去するように構成される、請求項１記載の熱管理システム（１００）。
【請求項３】
前記少なくとも１つのヒートシンク熱交換器（１０８）が、複数の個別のヒートシンク熱交換器（１０８）を含む、請求項１又は２記載の熱管理システム（１００）。
【請求項４】
前記複数のヒートシンク熱交換器（１０８）が、前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と選択的に熱連通し、前記熱輸送バス（１０２）が、前記複数のヒートシンク熱交換機（１０８）のうちの各ヒートシンク熱交換器（１０８）を選択的にバイパスさせるための複数のバイパスライン（１１０）を含む、請求項３記載の熱管理システム（１００）。
【請求項５】
前記少なくとも１つのヒートシンク熱交換器（１０８）が、少なくとも１つの空気から熱交換流体への熱交換器、または燃料から熱交換流体への熱交換器を含む、請求項１記載の熱管理システム（１００）。
【請求項６】
前記複数の熱源熱交換器（１０６）が、環境制御システムの予冷器、主潤滑システム熱交換器、発電機潤滑システム熱交換器、電子機器冷却システム熱交換器、圧縮機冷却空気システム熱交換器、または能動的クリアランス制御システム熱交換器のうちの少なくとも２つを含む、請求項１乃至５のいずれか１項記載の熱管理システム（１００）。
【請求項７】
前記複数の熱源熱交換器（１０６）が、少なくとも１つの空気から熱交換流体への熱交換器、および少なくとも１つの液体から熱交換流体への熱交換器を含む、請求項１記載の熱管理システム（１００）。
【請求項８】
前記複数の熱源熱交換器（１０６）の下流の位置で、前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と熱連通する除氷モジュール（１３６）をさらに備える請求項１記載の熱管理システム（１００）。
【請求項９】
前記複数の熱源熱交換器（１０６）の上流の位置で前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と熱連通する燃料冷却器（１４４）をさらに備える請求項１乃至８のいずれか１項記載の熱管理システム（１００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本主題は一般に、ガスタービンエンジンおよび／または航空機用の統合化された冷却システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは一般に、互いに流れ連通して配置されたファンおよびコアを含む。様々な補機システムは、ファンおよび／またはコアが所望通りに確実に作動するように備えられている。例えば、主潤滑システムは、例えば、圧縮機セクション、タービンセクション、および動力歯車装置（設けられている場合）内の軸受けおよび歯車噛合部を潤滑する。主潤滑システムは、このような構成部品に潤滑性を与えることに加えて、このような構成部品が所望の温度範囲内で作動できるようにこれらから熱を除去する。
【０００３】
環境制御システムなどのガスタービンエンジンの他の補機システムもまた、作動中での熱の除去を必要とする。したがって、ガスタービンエンジンは典型的には、多くの熱交換器を含んでおり、各熱交換器は、ガスタービンエンジンの個々の補機システムに対して専用となっている。ガスタービンエンジンのこれらの個々の補機システムのうちの少なくとも特定のシステムはガスタービンエンジンの運転サイクルの異なる段階で熱を最も多く除去する必要がある可能性がある。しかしながら、熱交換器は個々のシステムに対して専用となっているので、各熱交換器が必要とする最大の熱の除去に適応するような大きさとしなければならない。このような構成では、熱交換機を非効率に使用することになってしまう場合がある。例えば、このような構成の結果、特定の熱交換器は最大能力で動作し、一方、他の熱交換機は公称能力で動作している（または、まったく動作していない）場合がある。
【０００４】
したがって、熱交換器の能力を効率的に配分することができる、ガスタービンエンジン用の冷却システムが有益となろう。より具体的には、熱交換器の能力を効率的に配分して、ガスタービンエンジンに備える熱交換器の数を少なく、または熱交換器を小さくすることができる（これはまた、関連する機器の大きさ、重量、および設計に影響を与える場合がある）、ガスタービンエンジン用の冷却システムが特に有用であろう。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８９８４８８４号公報
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の態様および利点は、以下の説明で部分的に明らかにされ、またはその説明から理解することができ、または本発明の実施を通じて学ぶことができる。
【０００７】
本開示の１つの例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンまたは航空機のうちの少なくとも１つの中に少なくとも部分的に組み入れるための熱管理システムが提供される。熱管理システムは、内部を通って流れる熱交換流体を有する熱輸送バスと、熱輸送バス内で熱交換流体の流れを生じさせるためのポンプとを含む。熱管理システムはまた、熱輸送バス内の熱交換流体と熱連通する複数の熱源熱交換器を含む。複数の熱源熱交換器は熱輸送バスに沿って配置される。熱管理システムはまた、複数の熱源熱交換器の下流の位置で、熱輸送バス内の熱交換流体と永続的に、または選択的に熱連通する少なくとも１つのヒートシンク熱交換器を含む。
【０００８】
本開示の別の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、１つまたは複数の軸でタービンセクションに結合された圧縮機セクション、および、圧縮機セクションまたはタービンセクションのうちの少なくとも１つの中に配置された１つまたは複数の構成部品を潤滑するための主潤滑システムを含む。ガスタービンエンジンはまた、内部を通って流れる熱交換流体を有する熱輸送バスと、熱輸送バス内の熱交換流体と熱連通する複数の熱源熱交換器とを有する熱管理システムを含む。複数の熱源熱交換器は熱輸送バスに沿って配置され、熱源熱交換器には、主潤滑システムから熱輸送バス内の熱交換流体へ熱を伝達するための熱交換器が含まれる。熱管理システムはまた、複数の熱源熱交換器の下流の位置で、熱輸送バス内の熱交換流体と永続的に、または選択的に熱連通する少なくとも１つのヒートシンク熱交換器を含む。
【０００９】
本発明のこれらのおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照すればよりよく理解できるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、その一部を構成するものであり、本記述と併せて本発明の実施形態を例示して本発明の原理を説明する働きをしている。
【００１０】
当業者を対象として、最良の態様を含む本発明の完全かつ有効な開示を、添付の図を参照して本明細書で説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本主題の様々な実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】本開示の例示的な実施形態による熱管理システムの単純化した概略図である。
【図３】本開示の別の例示的な実施形態による熱管理システムの単純化した概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
次に、本発明の実施形態を詳細に参照するが、それらのうちの１つまたは複数の例が添付図面に示されている。詳細な説明では、図面内の特徴部分を指すために数字表示および文字表示が使用されている。図面および記述における類似または同様の表示は、本発明の類似または同様の部品を指すために使用されている。本明細書で使用するとき、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、１つの構成部品を別の構成部品と区別するために交換可能に使用される場合があり、個々の構成部品の位置または重要性を意味することを意図していない。用語「上流」および「下流」は、流体経路での流体の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れて来る元の方向を指し、「下流」は流体が流れて行く先の方向を指す。
【００１３】
次に、図面全体を通して同一の数字が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。より具体的には、図１の実施形態では、ガスタービンエンジンは高バイパスターボファンジェットエンジン１０であり、本明細書では、これを「ターボファンエンジン１０」と称する。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参考のために示した長手方向中心線１２に平行に延びる）、および半径方向Ｒを規定する。一般に、ターボファンエンジン１０は、ファンセクション１４、およびファンセクション１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６を含む。
【００１４】
図示の例示的なコアタービンエンジン１６は一般に、環状の入口２０を画定する実質的に管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８内には、直列流れ関係で、ブースタまたは低圧（ＬＰ：ｌｏｗ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機２２および高圧（ＨＰ：ｈｉｇｈ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機２４を含む圧縮機セクション、燃焼セクション２６、高圧（ＨＰ）タービン２８および低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクション、ならびにジェット排気ノズルセクション３２が収まっている。高圧（ＨＰ）軸またはスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）軸またはスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動可能に接続する。
【００１５】
図示の実施形態では、ファンセクション１４は、ディスク４２に間隔を置いて結合された複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。図示のように、ファンブレード４０は、概ね半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外向きに延びている。ファンブレード４０のピッチを同時にまとめて変えるように構成された適切な作動部材４４にファンブレード４０が動作可能に結合されることによって、各ファンブレード４０は、ディスク４２に対してピッチ軸線Ｐの周りに回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２、および作動部材４４は、動力歯車装置４６を通るＬＰ軸３６によって、長手方向軸線１２の周りを共に回転可能である。動力歯車装置４６は、ＬＰ軸３６の回転速度をより効率的なファン回転速度に落とすための複数の歯車を含む。
【００１６】
図１の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク４２は、空気流が複数のファンブレード４０を通りやすくなるような空気力学的な形状の回転可能なフロントハブ４８によって覆われている。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８および／またはコアタービンエンジン１６の少なくとも一部分を周方向に取り囲む環状のファンケーシングまたは外側ナセル５０を含む。ナセル５０は、周方向に離間した複数の出口案内翼５２によって、コアタービンエンジン１６に対して支持されるように構成することができることを理解されたい。さらに、ナセル５０の下流部分５４は、コアタービンエンジン１６の外側部分を覆って延在して、それらの間にバイパス空気流通路５６を画定することができる。
【００１７】
ターボファンエンジン１０の作動中、ある量の空気５８が、ナセル５０および／またはファンセクション１４に付随する入口６０を通ってターボファン１０に入る。その量の空気５８がファンブレード４０を通りすぎると、矢印６２で示した空気５８の第１の部分はバイパス空気流通路５６に向けられ、または送られ、矢印６４で示された空気５８の第２の部分はＬＰ圧縮機２２に向けられ、または送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比は通常、バイパス比として知られている。次いで、空気の第２の部分６４が、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通って燃焼器セクション２６内に送られてその圧力が上昇し、燃焼器セクション２６で燃料と混合されて燃焼し、燃焼ガス６６が発生する。その後、燃焼ガス６６はＨＰタービン２８およびＬＰタービン３０を通って送られ、そこで、燃焼ガス６６から熱エネルギーおよび／または運動エネルギーの一部分が取り出される。
【００１８】
次いで、燃焼ガス６６はコアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られて推進力を与える。同時に、空気の第１の部分６２がバイパス空気流通路５６を通って送られると、空気の第１の部分６２の圧力が実質的に上昇し、その後、ターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排出されて、これもまた推進力を与える。
【００１９】
さらに、概略的に描かれているように、例示的なターボファンエンジン１０は、ターボファンエンジン１０および／またはターボファンエンジン１０を含む航空機の運転を補助するために様々な補機システムをさらに含む。例えば、例示的なターボファンエンジン１０は、例えば、圧縮機セクション（ＬＰ圧縮機２２およびＨＰ圧縮機２４を含む）、タービンセクション（ＨＰタービン２８およびＬＰタービン３０を含む）、ＨＰスプール３４、ＬＰスプール３６、および動力歯車装置４６の中の様々な軸受けおよび歯車噛合部に潤滑剤を供給するように構成された主潤滑システム７８をさらに含む。主潤滑システム７８によって供給される潤滑剤はこのような構成部品の耐用寿命を延ばすことができ、また、このような構成部品から特定の熱量を除去することができる。さらに、ターボファンエンジン１０は、ＨＰ圧縮機２４またはＬＰ圧縮機２２の一方または両方から、ＨＰタービン２８またはＬＰタービン３０の一方または両方へ空気を供給するために、圧縮機冷却空気（ＣＣＡ：ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ  ｃｏｏｌｉｎｇ  ａｉｒ）システム８０を含む。さらに、例示的なターボファンエンジン１０は、タービンセクションのケーシングを冷却して、様々なタービンロータブレードとタービンケーシングとの間のクリアランスを様々なエンジン運転状態すべてにわたって所望の範囲内に保つために、能動的熱クリアランス制御（ＡＣＣ：ａｃｔｉｖｅ  ｔｈｅｒｍａｌ  ｃｌｅａｒａｎｃｅ  ｃｏｎｔｒｏｌ）システム８２を含む。さらに、例示的なターボファンエンジン１０は、発電機を潤滑するとともに発電機を冷却する／発電機から熱を除去するために、発電機潤滑システム８４を含む。発電機は、例えば、ターボファンエンジン１０用の始動電動機、ならびに／あるいはターボファンエンジン１０および／またはターボファンエンジン１０を含む航空機の様々な他の電子構成部品に電力を供給することができる。
【００２０】
同じく概略的に描かれているように、例示的なターボファンエンジン１０は、この例示的なターボファンエンジン１０を含む航空機用の様々な他の補機システムを駆動する、または動作可能にする。例えば、例示的なターボファンエンジン１０は、圧縮機セクションから環境制御システム（ＥＣＳ：ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ  ｃｏｎｔｒｏｌ  ｓｙｓｔｅｍ）８６に圧縮空気を供給する。ＥＣＳ８６は、航空機のキャビンを加圧および温度制御するために空気を供給することができる。さらに、ターボファンエンジン１０および／または航空機の特定の電子部品の温度を所望の範囲内に保つために、例示的なターボファンエンジン１０から電子機器冷却システム８８に空気を供給することができる。
【００２１】
従来のターボファンエンジン１０には、これらの補機システムのそれぞれに対して、このようなシステム内の空気および／または潤滑剤から熱を除去するために個別の熱交換器が備えられていた。しかしながら、本開示の態様は、このような補機システムのいくつか、またはすべてから、このような熱をより効率的に除去するように熱を伝達するための熱管理システム１００（図２参照）を含む。
【００２２】
しかしながら、図１に描かれた例示的なターボファンエンジン１０は単なる一例であり、他の例示的な実施形態では、本開示の態様は、これに加えて、またはこれに代えて、任意の他の適切なガスタービンエンジンに適用することができることを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０の代わりに、ターボジェットエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボプロップエンジンなどの任意の他の適切な航空機用ガスタービンエンジンであってもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、例示的なターボファンエンジン１０は、任意の他の適切な補機システムを含む、またはそれらに動作可能に接続することができる。これに加えて、またはこれに代えて、例示的なターボファンエンジン１０は、上記の補機システムのうちの１つまたは複数を含まない、またはそれらに動作可能に接続しない場合がある。
【００２３】
次に、図２を参照すると、図１の例示的なターボファンエンジン１０に少なくとも部分的に組み込むための、本開示の例示的な実施形態による熱管理システム１００の概略的な流れ図が示されている。
【００２４】
図示のように、熱管理システム１００は全体として熱輸送バス１０２を含む。熱輸送バス１０２は、それを通って流れる媒体である熱交換流体を含み、１つまたは複数の適切な流体導管より形成することができる。熱交換流体は、作動温度範囲が高い非圧縮性流体とすることができる。例えば、特定の実施形態では、熱交換流体は、水とエタノールの混合物、または任意の適切な誘電流体とすることができる。ポンプ１０４は、熱輸送バス１０２内で熱交換流体の流れを生じさせるために、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と流体連通して設けられる。図２に示すように、ポンプ１０４は、熱交換流体の流れを、熱輸送バス１０２を通る概ね時計回りの方向に生じさせることができる。ポンプ１０４は、インペラを含むロータリポンプとすることができる、あるいは、任意の他の適切な流体ポンプとすることができる。さらに、ポンプ１０４は、電動機によって動力供給することができる、あるいはその代わりに、例えば、ターボファンエンジン１０のＨＰ軸３４またはＬＰ軸３６と機械的に接続されて、それらによって動力供給することができる。
【００２５】
さらに、例示的な熱管理システム１００は、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と熱連通する複数の熱源熱交換器１０６を含む。複数の熱源熱交換器１０６は、ターボファンエンジン１０の（または、ターボファンエンジン１０と動作可能に連通する）補機システムのうちの１つまたは複数から熱輸送バス１０２内の熱交換流体へ熱を伝達するように構成される。例えば、特定の例示的な実施形態では、複数の熱源熱交換器１０６は、主潤滑システム７８から熱を伝達するための主潤滑システム熱交換器、ＣＣＡシステム８０から熱を伝達するためのＣＣＡシステム熱源熱交換器、ＡＣＣシステム８２から熱を伝達するためのＡＣＣシステム熱源熱交換器、発電機潤滑システム８４から熱を伝達するための発電機潤滑システム熱源熱交換器、ＥＣＳ８６から熱を伝達するためのＥＣＳ熱交換器、および、電子機器冷却システム８８から熱を伝達するための電子機器冷却システム熱交換器のうちの２つ以上を含むことができる。したがって、図２の例示的な実施形態による熱管理システム１００は、熱を除去するために様々な独立したシステムから熱輸送バス１０２内の熱交換流体へ熱を伝達することができる。
【００２６】
図示の実施形態では３つの熱源熱交換器１０６があり、それらの３つの熱源熱交換器１０６はそれぞれ、熱輸送バス１０２に沿って直列流で配置されている。しかしながら、他の例示的な実施形態では、熱源熱交換器１０６を他の任意の適切な数含むことができ、熱源熱交換器１０６のうちの１つまたは複数は、熱輸送バス１０２に沿って並列流で配置することができる。例えば、他の実施形態では、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と熱連通する熱源熱交換器１０６を少なくとも２つのみとすることができる、あるいは、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と熱連通する熱源熱交換器１０６を少なくとも４つ、少なくとも５つ、または少なくとも６つとすることができる。
【００２７】
さらに、図２の例示的な熱管理システム１００は、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と永続的に、または選択的に熱連通する、少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８をさらに含む。少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８は、複数の熱源熱交換器１０６の下流に配置され、熱輸送バス１０２内の熱交換流体から、例えば大気、燃料、ファン流などへ熱を伝達するように構成される。例えば、特定の実施形態では、少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８は、ラム熱交換器、燃料熱交換器、ファン流熱交換器、または抽気熱交換器のうちの少なくとも１つを含むことができる。ラム熱交換器は、ターボファンエンジン１０、またはターボファンエンジン１０を含む航空機の一方または両方に統合された「空気から熱交換流体へ」の熱交換器として構成することができる。運転中、ラム熱交換器は、特定の量のラム空気をラム熱交換器の周りに流すことによってその中の任意の熱交換流体から熱を除去することができる。さらに、燃料熱交換器は、熱交換流体からの熱がターボファンエンジン１０用の液体燃料の流れに伝達される、「流体から熱交換流体へ」の熱交換器である。さらに、ファン流熱交換器は、例えば、バイパス空気を熱交換流体の周りに流して、熱交換流体から熱を除去する、概ね「空気から熱交換流体へ」の熱交換器である。さらに、抽気熱交換器は、例えば、ＬＰ圧縮機からの抽気を熱交換流体の周りに流して、熱交換流体から熱を除去する、概ね「空気から熱交換流体へ」の熱交換器である。
【００２８】
図２の実施形態では、図示の熱管理システム１００の少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８は、複数の個別のヒートシンク熱交換器１０８を含む。より具体的には、図２の実施形態では、この少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８は、直列に配置された３つのヒートシンク熱交換器１０８を含む。３つのヒートシンク熱交換器１０８は、ラム熱交換器、燃料熱交換器、およびファン流熱交換器として構成される。しかしながら、他の例示的な実施形態では、この少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８は、ヒートシンク熱交換器１０８を他の任意の適切な数含むことができる。例えば、他の例示的な実施形態では、単一のヒートシンク熱交換器１０８を設けることができる、少なくとも２つのヒートシンク熱交換器１０８を設けることができる、少なくとも４つのヒートシンク熱交換器１０８を設けることができる、または少なくとも５つのヒートシンク熱交換器１０８を設けることができる。さらに、他の例示的な実施形態では、この少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８のうちの２つ以上が、その代わりに、互いに並列流れに配置することができる。
【００２９】
図示の複数のヒートシンク熱交換機１０８は、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と選択的に熱連通する。より具体的には、図示の熱管理システム１００は、複数のヒートシンク熱交換器１０８の各ヒートシンク熱交換器１０８を選択的にバイパスするために、複数のバイパスライン１１０を含む。各バイパスライン１１０は、各ヒートシンク熱交換器１０８の直ぐ上流に位置する上流連結部１１２と、各ヒートシンク熱交換器１０８の直ぐ下流に位置する下流連結部１１４との間を延在する。さらに、各バイパスライン１１０は、各上流連結部１１２でヒートシンク三方弁１１６を介して熱輸送バス１０２と合流する。ヒートシンク三方弁１１６はそれぞれ、熱輸送バス１０２と流体接続された入口、熱輸送バス１０２と流体接続された第１の出口、およびバイパスライン１１０と流体接続された第２の出口を含む。ヒートシンク三方弁１１６が入口から第１および／または第２の出口へ流量を変えることができるように、ヒートシンク三方弁１１６はそれぞれ可変流量三方弁とすることができる。例えば、ヒートシンク三方弁１１６は、入口から第１の出口へ熱交換流体のゼロパーセント（０％）と１００パーセント（１００％）の間のいずれの流量でも供給するように構成することができ、同様に、ヒートシンク三方弁１１６は、入口から第２の出口へ熱交換流体のゼロパーセント（０％）と１００パーセント（１００％）の間のいずれの流量でも供給するように構成することができる。
【００３０】
なお、ヒートシンク三方弁１１６は、ターボファンエンジン１０、および／またはターボファンエンジン１０を含む航空機の制御器と動作可能に連通することができる。制御器は、例えば、ターボファンエンジン１０および／または航空機の運転状態、熱交換流体の温度、および／または任意の他の適切な変数に基づいて、少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８のうちの１つまたは複数をバイパスさせることができる。あるいは、制御器は、ユーザ入力に基づいて、少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８のうちの１つまたは複数をバイパスさせることができる。
【００３１】
さらに、各バイパスライン１１０はまた、各下流連結部１１４で熱輸送バス１０２と合流する。各ヒートシンク熱交換器１０８と下流連結部１１４との間に、確実に熱交換流体を適切な流れ方向にするために、熱輸送バス１０２は逆止弁１１８を含む。より具体的には、逆止弁１１８は、熱交換流体が下流連結部１１４から各ヒートシンク熱交換器１０８の方へ流れることを防ぐ。
【００３２】
図２の熱管理システム１００は、ターボファンエンジン１０および／または航空機の様々な補機システムから熱をより効率的に除去することができる。例えば、様々な補機システムが発生する熱の量は、ターボファンエンジン１０および／または航空機の様々な運転状態に応じて変わる場合がある。しかしながら、補機システムのすべてが同じ熱パターンを規定するとは限らない（すなわち、補機システムのすべてが、同時に温度が上昇および下降するとは限らない）。例えば、主潤滑システム７８は、ターボファンエンジン１０の高負荷状態で、最大の熱除去量を必要とすることがある。しかしながら、ＥＣＳ８６は、これとは対照的に、高高度飛行時に最大の熱除去量を必要とすることがある。したがって、様々な異なる補機システムに対する熱をまとめて除去することによって、所望の熱量を除去するのに必要な熱交換器をより少なくすることができ、かつ／または、所望の熱量を除去するのに必要な熱交換器をより小さくすることができる。
【００３３】
さらに、様々なヒートシンク熱交換器１０８が熱輸送バス１０２内の熱交換流体と選択的に熱連通する構成により、様々な補機システムからより効率的に熱を除去することができる。例えば、熱交換流体から除去する必要のある熱量が比較的少ない場合、最も効率的なヒートシンク熱交換器１０８を使用して、他の熱交換器をバイパスすることができる。しかしながら、熱交換流体から除去する必要のある熱量が比較的多い場合は、追加のヒートシンク熱交換器１０８もまた使用することができる。なお、このような構成によって、脱酸素システムを備える必要のある点まで燃料を加熱する危険性なしに、燃料熱交換器を使用することができる。例えば、従来の燃料熱交換器は、燃料の温度が所定の閾値を超えて上昇すると、燃料システム内で燃料の炭化または堆積物の形成のおそれがある（したがって、脱酸素システムが必要となる）。しかしながら、図示の実施形態に対する様々なヒートシンク熱交換器１０８の冗長で選択的な構成により、燃料がこのような所定の閾値に達する前に燃料熱交換器の使用を止めることができる。
【００３４】
さらに、バイパス可能な複数のヒートシンク熱交換器１０８を含む例示的な実施形態では、例えば、追加するヒートシンク熱交換器は、熱管理システム１００に冗長性を付け加えられるという利点を有する。例えば、ヒートシンンク熱交換器１０８または熱輸送バス１０２の関連する部分のうちの１つまたは複数が故障した場合、熱交換流体をそのような故障部を避けて送ることができ、システム１００は少なくともいくらかの熱を除去し続けることができる。
【００３５】
さらに、少なくとも特定の例示的な実施形態では、熱管理システム１００は、例えば、冷態運転時、あるいは航空機および／またはエンジンの起動時、オイルを加熱するようにさらに構成することができることを理解されたい。例えば、特定の例示的な実施形態では、熱管理システム１００は、熱源熱交換器１０６のうちの１つからの熱を、熱源のうちの異なる１つの熱源からのオイルを加熱するために使うことができるように、ヒートシンンク熱交換器１０８のそれぞれをバイパスすることができる。例えば、熱源熱交換器１０６のうちの１つからの熱を、動力歯車装置４６内の潤滑油の粘度を適切にすることができるように、主潤滑システム７８からの潤滑油を加熱するために使うことができる。
【００３６】
さらに図２を参照すると、図示の例示的な熱管理システム１００は、様々な熱源熱交換器１０６から熱をより効率的に除去するために冷凍サイクルをさらに利用することができる。具体的には、熱管理システム１００は、熱輸送バス１０２内の熱交換流体を圧縮するための圧縮機１２０、および熱輸送バス１０２内の熱交換流体を膨張させるための膨張装置１２２を含む。なお、このような構成（および他の構成）では、熱交換流体は非圧縮性流体とすることはできない。圧縮機１２０は、熱源熱交換器１０６の下流で、かつヒートシンク熱交換器１０８の少なくとも１つの上流の位置で、熱交換流体と選択的に流体連通する。対照的に、膨張装置１２２は、ヒートシンク熱交換器１０８の少なくとも１つの下流で、かつ熱源熱交換器１０６の上流の位置で、熱交換流体と選択的に流体連通する。このような例示的な実施形態では、圧縮機１２０は、例えば、電動機によって駆動することができる、あるいはその代わりに、ＨＰ軸３４またはＬＰ軸３６などのターボファンエンジン１０の回転構成部品と機械的に接続されて、それらによって駆動することができる。なお、このような構成では、１つまたは複数のヒートシンク熱交換器１０８は凝縮器として働き、複数の熱源熱交換器１０６は蒸発器として働く。このような構成によって、より効率的に様々な熱源交換器１０６から熱を除去することができ、１つまたは複数のヒートシンク熱交換器１０８へ熱を伝達することができる。特定の例示的な実施形態では、膨張装置１２２は、それを通る熱交換流体の流れから回転動力を発生させるように構成された動力発生装置として利用することができることもまた理解されたい。
【００３７】
図示のように、熱輸送バス１０２は、圧縮機１２０を選択的にバイパスさせるための圧縮機バイパスライン１２４、および膨張装置１２２を選択的にバイパスさせるための膨張装置バイパスライン１２６をさらに含む。さらに、圧縮機バイパス三方弁１２８が、圧縮機１２０を選択的にバイパスさせるために上流連結部１３０に配置され、同様に、膨張装置バイパス三方弁１３２が、膨張装置１２２を選択的にバイパスさせるために上流連結部１３４に配置される。圧縮機バイパス三方弁１２８および膨張装置バイパス三方弁１３２はそれぞれ、各ヒートシンク熱交換器１０８のバイパス動作のための上記の例示的なヒートシンク三方弁１１６と実質的に同じように構成することができる。
【００３８】
さらに、図２の例示的な熱管理システム１００は、航空機の特定の構成部品を除氷する機能を含む。具体的には、例示的な熱管理システム１００は、複数の熱源熱交換器１０６の下流で、かつ少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８の上流の位置で、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と熱連通する除氷モジュール１３６を含む。除氷モジュール１３６は、熱輸送バス１０２内の熱交換流体からの熱を利用して、着氷しやすい航空機の構成部品を温めるように構成することができる。例えば、航空機および大気の状態に応じて、航空機の胴体、航空機の翼などに氷が形成しやすくなる場合がある。したがって、特定の実施形態では、除氷モジュール１３６は、例えば、航空機の胴体、航空機の翼などの表面と熱連通して取り付けられた１つまたは複数の流体ライン（図示せず）を含むことができる。使用時、除氷モジュール１３６の流体ラインは、それを通して熱輸送バス１０２内の熱交換流体を流すことができる、あるいはその代わりに、例えば、除氷熱交換器（図示せず）を使って、熱交換流体からの熱を伝達する別の除氷流体を有することができる。
【００３９】
上記の様々な熱管理システム１００の構成部品と同様に、熱管理システム１００は、除氷モジュール１３６を選択的にバイパスさせるためのバイパスライン１３８をさらに含む。除氷モジュール三方弁１４０は、除氷モジュール１３６を選択的に作動させるために上流連結部１４２に配置される。除氷モジュールバイパス三方弁１４０は、各ヒートシンク熱交換器１０８のバイパス動作のための上記の例示的なヒートシンク三方弁１１６と実質的に同じように構成することができる。
【００４０】
さらに、図２の例示的な熱管理システム１００は、複数の熱源熱交換機１０６の上流で、かつ少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８の下流の位置で、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と選択的に熱連通する燃料冷却器１４４をさらに含む。燃料冷却器１４４は、ターボファンエンジン１０の燃料から熱を除去して、燃料を所望の温度範囲内に保つことを助けるように構成することができる。図２の熱管理システム１００の様々な他の構成部品と同様に、熱管理システム１００は、燃料冷却器１４４を選択的にバイパスさせるための燃料冷却器バイパスライン１４６、および燃料冷却器バイパス三方弁１４８をさらに含む。燃料冷却器バイパス三方弁１４８は、上流連結部１５０に配置されて、熱輸送バス１０２と燃料冷却器バイパスライン１４６を流体接続する。燃料冷却器バイパス弁１４８は、各ヒートシンク熱交換器１０８のバイパス動作のための上記の例示的なヒートシンク三方弁１１６と実質的に同じように構成された可変流量三方弁とすることができる。
【００４１】
しかしながら、この熱管理システム１００は単なる一例として示されており、他の例示的な実施形態では、熱管理システム１００は任意の他の適切な様式で構成することができることを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態では、熱管理システム１００は冷凍サイクルとしては構成されない場合がある、すなわち、熱管理システム１００は圧縮機１２０または膨張装置１２２の一方または両方を含まない場合がある。さらに、他の例示的な実施形態では、熱管理システム１００は、除氷モジュール１３６および／または燃料冷却器１４４などの、図２に描かれた特定の他の構成部品を含まない場合がある、あるいはその代わりに、本明細書では説明していない他の構成部品を含む場合がある。
【００４２】
本開示の例示的な実施形態による熱管理システムによって、ガスタービンエンジン、およびこのようなガスタービンエンジンを含む航空機はより効率的に運転することができる。より具体的には、本開示の例示的な実施形態による熱管理システムを備えることによって、所望の熱除去量を保つために必要な熱交換器の数を少なくすることができ、かつ／または熱交換器を小さくすることができるので、ガスタービンエンジンのコアの容積を小さくすることができる。さらに、本開示の例示的な実施形態による熱管理システムを用いて除去された熱は、動作するために熱を必要とする１つまたは複数の補機システムへこのような熱を転送することを可能にする。
【００４３】
次に、図３を参照すると、本開示の別の例示的な実施形態による熱管理システム１００が示されている。図３に概略的に描かれた例示的な熱管理システム１００は、図２を参照して上記で説明した例示的な熱管理システム１００と実質的に同様に構成することができる。図２の熱管理システム１００と同じ、または同様な構成部品を同定するために、同様な符号が図３で用いられている。
【００４４】
図３の実施形態では、熱管理システム１００は、航空機２００に組み込まれ、かつ、ガスタービンエンジンに少なくとも部分的に組み込まれている。具体的には、熱管理システム１００は、航空機２００、ならびに第１のターボファンエンジン２０２および／または第２のターボファンエンジン２０４に組み込まれている。第１および第２のターボファンエンジン２０２、２０４はそれぞれ、図１を参照して上記で説明した例示的なターボファンエンジン１０と実質的に同様に構成することができる。
【００４５】
さらに、図示のように、図３の例示的な熱管理システム１００は、内部を通って流れる熱交換流体を有する熱輸送バス１０２とともに、熱輸送バス１０２内で熱交換流体の流れを生じさせるポンプ１０４を含む。さらに、例示的な熱管理システム１００は、複数の熱源熱交換器１０６および少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８を含む。複数の熱源熱交換器１０６は、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と熱連通し、かつ少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８は、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と永続的に、または選択的に熱連通する。
【００４６】
図２を参照して上記で説明した例示的な熱管理システム１００と同様に、図３の例示的な熱管理システム１００では、少なくとも１つのヒートシンク熱交換器１０８は、複数の熱源熱交換器１０６の下流の位置に配置される。しかしながら、図３の実施形態では、例示的な熱管理システム１００は、航空機２００およびターボファンエンジン２０２の両方に統合することができる。例えば、図３の例示的な実施形態では、熱源熱交換器１０６のうちの１つまたは複数をターボファンエンジン２０２内に配置することができ、熱源熱交換器１０６のうちの１つまたは複数を航空機２００内に配置することができる。同様に、ヒートシンク熱交換器１０８のうちの１つまたは複数をターボファンエンジン２０２内に配置することができ、ヒートシンク熱交換器１０８のうちの１つまたは複数を航空機２００内に配置することができる。
【００４７】
さらに、例示的な熱管理システム１００の他の要素を任意の適切な位置に配置することができる。例えば、概略的に描かれているように、図３の熱管理システム１００は、航空機２００の特定の構成部品を加熱するために、熱ライン２０６（仮想線で描かれている）を有する除氷モジュール１３６を含む。したがって、除氷モジュール１３６の熱ライン２０６は、例えば、航空機２００の翼２１０の前方縁２０８での着氷状態を防止する、または除去することができる。
【００４８】
本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるように本発明を開示している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例も含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。
【符号の説明】
【００４９】
１０  ターボファンエンジン
１２  中心線
１４  ファンセクション
１６  コアタービンエンジン
１８  外側ケーシング
２０  入口
２２  低圧（ＬＰ）圧縮機
２４  高圧（ＨＰ）圧縮機
２６  燃焼セクション
２８  高圧（ＨＰ）タービン
３０  低圧（ＬＰ）タービン
３２  ジェット排気ノズルセクション
３４  高圧（ＨＰ）軸、スプール
３６  低圧（ＬＰ）軸、スプール
３８  ファン
４０  ファンブレード
４２  ディスク
４４  作動部材
４６  動力歯車装置
４８  フロントハブ
５０  ナセル
５２  出口案内翼
５４  下流部分
５６  バイパス空気流通路
５８  空気
６０  入口
６２  空気の第１の部分
６４  空気の第２の部分
６６  燃焼ガス
７６  ファンノズル排気セクション
７８  主潤滑システム
８０  圧縮機冷却空気（ＣＣＡ）システム
８２  能動的熱クリアランス制御（ＡＣＣ）システム
８４  発電機潤滑システム
８６  環境制御システム（ＥＣＳ）
８８  電子機器冷却システム
１００  熱管理システム
１０２  熱輸送バス
１０４  ポンプ
１０６  熱源熱交換器
１０８  ヒートシンク熱交換器
１１０  バイパスライン
１１２  上流連結部
１１４  下流連結部
１１６  ヒートシンク三方弁
１１８  逆止弁
１２０  圧縮機
１２２  膨張装置
１２４  バイパスライン
１２６  バイパスライン
１２８  圧縮機バイパス三方弁
１３０  上流連結部
１３２  膨張装置バイパス三方弁
１３４  上流連結部
１３６  除氷モジュール
１３８  バイパスライン
１４０  除氷モジュールバイパス三方弁
１４２  上流連結部
１４４  燃料冷却器
１４６  バイパスライン
１４８  燃料冷却器バイパス三方弁
１５０  上流連結部
２００  航空機
２０２  ターボファンエンジン
２０４  ターボファンエンジン
２０６  熱ライン
２０８  前方縁
２１０  翼
Ａ  軸方向
Ｐ  ピッチ軸線
Ｒ  半径方向
【図１】
0006340035.tif 000002
【図２】
0006340035.tif 000003
【図３】
0006340035.tif 000004