(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機またはガスタービンエンジンのうちの少なくとも一つの中で熱伝達を管理するためのシステムであって、
少なくとも華氏約５００度の温度制限のある、熱伝達のための油を利用する第１のエンジンシステム（２０２）と、
熱伝達のための油を利用する可変周波数発電機（ＶＦＧ）システム（２０４）と、
燃料システム（２０６）であって、
前記燃料システム（２０６）内で燃料を脱酸素化するための脱酸素化ユニット（２１２）と、
前記脱酸素化ユニット（２１２）の下流に配置された第１の燃料−油熱交換器（２２０）であって、前記可変周波数発電機（ＶＦＧ）システム（２０４）の前記油から前記燃料システム（２０６）の燃料へ熱を伝達するため、前記ＶＦＧシステム（２０４）の前記油および前記燃料システム（２０６）内の前記燃料と熱連通する第１の燃料−油熱交換器（２２０）と、
前記第１の燃料−油熱交換器（２２０）の下流に配置された第２の燃料−油熱交換器であって、前記第１のエンジンシステム（２０２）の前記油から前記燃料システム（２０６）の燃料へ熱を伝達するため、前記第１のエンジンシステム（２０２）の前記油および前記燃料システム（２０６）内の前記燃料と熱連通する第２の燃料−油熱交換器と、
を備える、燃料システム（２０６）と、
を備える、システム。
【請求項２】
前記第１のエンジンシステム（２０２）が、熱伝達のために利用された前記油を再循環する、前記ガスタービンエンジンの主潤滑油システムである、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記主潤滑油システムがさらに空気−油熱交換器（２５６）を備える、請求項２に記載のシステム。
【請求項４】
前記主潤滑油システムの空気−油熱交換器（２５６）が、前記燃料システム（２０６）の前記燃料−油熱交換器の下流に配置される、請求項３に記載のシステム。
【請求項５】
前記主潤滑油システムが前記第２のエンジンシステム（２０４）と選択的熱的連通している、請求項１から４のいずれかに記載のシステム。
【請求項６】
前記第１のエンジンシステム（２０２）が少なくとも華氏約５５０度の温度制限のある、請求項１から５のいずれかに記載のシステム。
【請求項７】
前記燃料システム（２０６）が燃料タンク（２０８）および前記ガスタービンエンジンの燃焼室へ延在する排出口ライン（２０７）を備え、前記燃料システム（２０６）の前記燃料が、前記燃料タンク（２０８）と前記排出口ライン（２０７）の間に配置された１つ以上の熱交換器から全熱量を受け取るよう構成され、かつ１つ以上の熱交換器のそれぞれが燃料−油熱交換器として構成される、請求項１から６のいずれかに記載のシステム。
【請求項８】
熱伝達を管理するためのシステムであって、
ガスタービンエンジンと、
少なくとも華氏約５００度の温度制限のある潤滑油を備える前記ガスタービンエンジンを提供するため前記ガスタービンエンジンと動作可能な主潤滑油システムと、
熱伝達のための油を利用する可変周波数発電機（ＶＦＧ）システム（２０４）と、
燃料システム（２０６）であって、
前記燃料システム（２０６）内で燃料を脱酸素化するための脱酸素化ユニット（２１２）と、
前記ＶＦＧシステム（２０４）中の前記油と熱連通する、前記脱酸素化ユニット（２１２）の下流に配置された第１の燃料−油熱交換器と、
前記主潤滑油システム中の前記潤滑油と熱連通する、前記第１の燃料−油熱交換器の下流に配置された第２の燃料−油熱交換器であって、前記ガスタービンエンジンの動作中、最高華氏約２００度である燃料導入口温度、華氏約４５０度〜華氏約６００度の範囲である燃料排出口温度、華氏約４５０度〜華氏約６００度の範囲である油導入口温度および最高で華氏約２５０度である油排出口温度を規定する、第２の燃料−油熱交換器と、
を備える燃料システム（２０６）と、
を備える、システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本主題は、一般に航空機およびガスタービンエンジンのうちの少なくとも一つのための熱管理システムに関する。
【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るファンおよびコアを備える。ガスタービンエンジンのコアは、概ね、一連の流れの順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクションおよび排気セクションを含む。動作の際には、ファンの上の空気の少なくとも一部が、コアの導入口に供給される。そのような空気の一部は、燃焼セクションに到達するまで、圧縮機セクションによって漸進的に圧縮される。燃料は、圧縮空気と混合されて、燃焼セクション内で燃焼され、燃焼ガスをもたらす。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションを通って送られ、タービンセクション内の１つ以上のタービンを駆動する。タービンセクション内の１つ以上のタービンは、それぞれのシャフトを介して、圧縮機セクションの１つ以上の圧縮機と結合されてもよい。そして、燃焼ガスは、排気セクションを通って、例えば、大気へ送られる。
【０００３】
それに応じて、ガスタービンエンジンは、様々な回転部品を含み、それらは、高温作動条件に置かれ、高温作動条件により、エンジンの寿命を制限する可能性がある。最新のガスタービンエンジンは、これらの回転部品を冷却するための洗練された熱管理システムを採用している。しかし、通常使用される熱ヒートシンクは、所望の熱量の除去を行うことができない。
【０００４】
同時に、ガスタービンエンジンの燃焼セクションに送達される燃料を加熱し、エンジン効率を高めることが要望されている。しかし、燃料温度は、「コークス」と呼ばれる不溶性製品の形成により制限される可能性がある。コークスは、酸素を含む炭化水素燃料を所定の温度（例えば、華氏２５０度超、すなわちセ氏１２１度超）を超えて加熱すると、形成する可能性がある。コークスの堆積物は、燃料システムの部品寿命を制限する恐れがある。
【０００５】
したがって、ガスタービンエンジンの種々の回転部品から熱を効率的に除去すると同時に、さらにガスタービンエンジンの燃焼セクションへ送達される燃料を加熱することが可能なガスタービンエンジンが、有用となる。より具体的には、ガスタービンエンジンの種々の回転部品から熱を効率的に除去すると同時に、さらにそのような燃料内でコークスを形成することなく燃焼セクションへ送達される燃料を加熱することが可能なガスタービンエンジンは、特に有益である
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第６９３９３９２号
【発明の概要】
【０００７】
本発明の態様および利点は、以下の説明に部分的に述べられても、説明から明らかになっても、または本発明の実施を介して学ばれてもよい。
【０００８】
本開示の一方の例示的実施形態では、航空機またはガスタービンエンジンのうちの少なくとも一つで熱伝達を管理するシステムが提供される。このシステムは、熱伝達のために少なくとも華氏約５００度の温度制限のある油を利用する第１のエンジンシステムを備える。また、このシステムは、燃料システムを備える。燃料システムは、燃料システム内の燃料を脱酸素化する脱酸素化ユニットおよび脱酸素化ユニットの下流に配置された燃料−油熱交換器を備え、燃料−油熱交換器では、第１のエンジンシステムの油から燃料システムの燃料へ熱を伝達するため第１のエンジンシステムの油と燃料システムの燃料が熱連通している。
【０００９】
本開示の他方の例示的実施形態では、熱伝達を管理するシステムが提供される。このシステムは、燃焼室を有するガスタービンエンジン、ガスタービンエンジンで動作可能かつ熱伝達用に油を利用する第１のエンジンシステムおよびガスタービンエンジンの燃焼室に燃料を提供する燃料システムを備える。燃料システムは、燃料タンク、燃料の流れを生成するため燃料タンクの下流に配置される燃料ポンプおよび燃料システムの燃料を脱酸素化するため燃料ポンプの下流に配置される脱酸素化ユニットを備える。さらに、燃料システムは、脱酸素化ユニットの下流に配置された燃料−油熱交換器を備え、燃料−油熱交換器では、第１のエンジンシステムの油から燃料システムの燃料へ熱を伝達するため第１のエンジンシステムの油と燃料システムの燃料が熱連通している。
【００１０】
さらに、本開示の他方の例示的実施形態では、熱伝達を管理するシステムが提供される。このシステムは、ガスタービンエンジンおよび潤滑油を備えるガスタービンエンジンを提供するためにガスタービンエンジンで動作可能な主潤滑油システムを備える。この潤滑油は、少なくとも華氏約５００度の温度制限がある。さらに、このシステムは、燃料システムを備える。この燃料システムは、燃料システムの燃料を脱酸素化するための脱酸素化ユニットを備え、脱酸素化ユニットの下流に配置された燃料−油熱交換器は、主潤滑油システムの潤滑油と熱連通状態にある。ガスタービンエンジンの動作中、燃料−油熱交換器は、燃料導入口温度、燃料排出口温度、油導入口温度、油排出口温度を規定する。燃料導入口温度は、最高華氏約２００度であり、燃料排出口温度は、華氏約４５０度〜華氏約６００度の範囲で、油導入口温度は、華氏約４５０度〜華氏約６００度の範囲であり、油排出口温度は、最高で華氏約２５０である。
【００１１】
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してより理解されよう。本明細書に組み込まれ、その一部分を構成する添付の図面は、本発明の実施形態を図示し、明細書とともに本発明の諸原理を説明する働きをする。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
その最良の形態を含み、当業者を対象とする、本発明の完全で実施可能な程度の開示は、添付図面を参照して、本明細書に述べられる。
【図１】本開示の例示的な実施形態による航空機の上面図である。
【図２】図１の例示的な航空機の左舷図である。
【図３】本開示の例示的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４】本開示の例示的な実施形態による熱伝達を管理する例示的なシステムの概略図である。
【図５】本開示の例示的な実施形態による熱伝達を管理する別の例示的なシステムの概略図である。
【図６】本開示の例示的な実施形態による熱伝達を管理するさらに別の例示的なシステムの概略図である。
【図７】本開示の例示的な実施形態による熱伝達を管理するさらに別の例示的なシステムの概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
ここで、添付図面に１つ以上の実施例が示された、本発明の実施形態の詳細を参照する。詳細の説明は、数字と文字表示を用いて、図面中で特徴を示す。図面及び説明中の同様の表示は本発明の同様の部分を示すのに用いられている。本明細書で使用される場合、「第１の」、「第２の」および「第３の」という用語は、一方の構成要素を他方と区別するために交互に使用されてもよく、位置を表す、または個々の構成要素の重要さを表すことを意図するものではない。「上流」および「下流」という用語は、流体路内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、流体が流れてくる方向を指し、「下流」は流体が流れていく方向を指す。
【００１４】
ここで、全ての番号において、同一の数字が同一の要素を指す図面を参照すると、図１は、本開示の種々の実施形態を組み入れることができる、例示的な航空機１０の上面図を示す。図２は、図１に示す航空機１０の左舷２４図を示す。図１および２にまとめて示すように、航空機１０は、それを貫通して延在する長手方向の中心線１２、縦方向のＶ、横方向のＬ、前方端１４および後方端１６を規定する。
【００１５】
さらに、航空機１０は、航空機１０の前方端１４から航空機１０の後方端１６へ長手方向に延在する胴体２０および１対の翼２２を備える。第１のそのような翼２２は、胴体２０の左舷２４から長手方向の中心線１２に対して側方外側へ延在し、第２のそのような翼２２は、胴体２０の右舷２６から長手方向の中心線１２に対して側方外側へ延在する。透視図に示すように、図示の例示的な実施形態のそれぞれの翼２２は、その中に収納された燃料タンク１８を備える。例示的な航空機１０は、例えば、航空機１０の胴体２０の中のどこかに配置された１つ以上の追加の燃料タンクをさらに備えてもよい。さらに、図示の例示的な実施形態のそれぞれの翼２２は、１つ以上の前縁フラップ２８および１つ以上の後縁フラップ３０を備える。航空機１０は、ヨー制御用の舵フラップ３４を有する垂直尾翼３２、およびそれぞれピッチ制御用の昇降フラップ３８を有する１対の水平尾翼３６をさらに備える。さらに、胴体２０は、外部表面４０を備える。
【００１６】
また、図１および２の例示的な航空機１０は、推進システムを備える。例示的な推進システムは、少なくとも１つが１対の翼２２のそれぞれに取り付けられた、複数の航空機エンジンを備える。具体的には、複数の航空機エンジンは、１対の翼２２の第１の翼に取り付けられた第１の航空機エンジン４２および１対の翼２２の第２の翼に取り付けられた第２の航空機エンジン４４を備える。少なくともいくつかの例示的な実施形態では、航空機エンジン４２、４４は、翼下構成における翼２２の下に吊り下げられるターボファンジェットエンジンとして構成されてもよい。例えば、少なくともいくつかの例示的な実施形態では、第１および／または第２の航空機エンジン４２、４４は、図３を参照して以下に説明される例示的なターボファンジェットエンジン１００と実質的に同じ手法で構成されてもよい。しかし、あるいは、他の例示的な実施形態では、いずれの他の好適な航空機エンジンが提供されてもよい。例えば、他の例示的な実施形態では、第１および／または第２の航空機エンジン４２、４４が、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として、代わりに構成されてもよい。
【００１７】
ここで、図３を参照すると、例示的な航空機エンジンの概略断面図が提供される。具体的には、図示の実施形態では、航空機エンジンは、本明細書で「ターボファンエンジン１００」と呼ぶ、高バイパスターボファンジェットエンジンとして構成される。上記で論じるように、図１および２で説明される例示的な航空機１０の第１および／または第２の航空機エンジン４２、４４のうちの１つまたは両方は、図３の例示的なターボファンエンジン１００と実質的に同じ手法で構成されてもよい。
【００１８】
図３に示すように、ターボファンエンジン１００は、軸方向Ａ（参照用に提供される長手方向の中心線１０２に対して平行に延在する）および半径方向Ｒを規定する。概ね、ターボファン１０は、ファンセクション１０４およびファンセクション１０４から下流に配置されるコアタービンエンジン１０６を含む。
【００１９】
図示の例示的なコアタービンエンジン１０６は、全体として、環状導入口１１０を規定する実質的に管状の外部ケーシング１０８を含む。外部ケーシング１０８は、直流関係に、ブースターすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機１１２および高圧（ＨＰ）圧縮機１１４を備える圧縮機セクション、燃焼セクション１１６、高圧（ＨＰ）タービン１１８および低圧（ＬＰ）タービン１２０を含むタービンセクションおよびジェット排気ノズルセクション１２２を収容する。高圧（ＨＰ）シャフトすなわちスプール１２４は、高圧タービン１１８を高圧圧縮機１１４と駆動的に連結する。低圧（ＬＰ）シャフトすなわちスプール１２６は、低圧タービン１２０を低圧圧縮機１１２と駆動的に連結する。
【００２０】
図示の実施形態では、ファンセクション１０４は、離間してディスク１３２に結合された複数のファンブレード１３０を有する可変ピッチファン１２８を備える。図示のように、ファンブレード１３０は、全体として、半径方向Ｒに沿ってディスク１３２から外側へ延在する。各ファンブレード１３０は、ファンブレード１３０のピッチを一体にまとめて変更するように構成される好適な作動部材１３４と動作可能に結合されるファンブレード１３０によりピッチ軸Ｐの周りをディスク１３２に対して回転可能である。ファンブレード１３０、ディスク１３２および作動部材１３４は、パワーギヤボックス１３６と交差して低圧シャフト１２６により長手方向軸１２の周りを一緒に回転可能である。パワーギヤボックス１３６は、ファン１２８の回転速度を低圧シャフト１２６に対してより効率的な回転ファン速度に調整する複数のギヤを備える。
【００２１】
さらに図３の例示的な実施形態を参照すると、ディスク１３２は、複数のファンブレード１３０を通る気流を増進するように空気力学的に輪郭形成された回転可能なフロントハブ１３８に被覆されている。さらに、例示的なファンセクション１０４は、ファン１２８および／またはコアタービンエンジン１０６の少なくとも一部を円周方向に囲繞する環状ファンケーシングすなわち外部ナセル１４０を含む。ナセル１４０は、複数の円周方向に離間する排出口案内静翼１４２によってコアタービンエンジン１０６に対して担持されるよう構成されてもよいことが理解されよう。さらに、ナセル１４０の下流セクション１４４は、ナセルとコアタービンエンジンの間のバイパス空気流路１４６を規定するように、コアタービンエンジン１０６の外側部分にわたって延在してもよい。
【００２２】
さらに、ターボファンエンジン１００は、ターボファンエンジン１００を組み込むターボファンエンジン１００および／または航空機（例えば航空機１０）の適切な動作を可能にするための１つ以上の補助システムで動作可能であってもよい。より具体的には、図示の実施形態では、例示的なターボファンエンジン１００は、燃料システム１４８、主潤滑油システム１５０および可変周波数発電機１５２で動作可能である。図示の例示的な燃料システム１４８は、燃料タンク１５４（図１および２の例示的な燃料タンク１８と実質的に同じ手法で構成されてもよい）と流れ連通し、燃料タンク１５４からターボファンエンジン１００の例示的な燃焼室セクション１１６の燃焼室へ燃料を提供するよう構成される。さらに、例示的な主潤滑油システム１５０は、潤滑油をターボファンエンジン１００の様々な回転部品または構成部品に提供するよう構成される。例えば、主潤滑油システム１５０は、エンジンを通って潤滑油を再循環し、所定の量の潤滑油を様々なギヤ（例えば、パワーギヤボックス１３６内）、ベアリング（例えば、ファン１２８、低圧シャフト１２６および／または高圧シャフト１２４の回転を支持する様々なベアリング）および／または他の回転部品へ提供してもよい。さらに、主潤滑油システム１５０は、これらの構成部品それぞれから所定の熱量を除去する。さらに、可変周波数発電機１５２は、様々な回転速度で電力を発電するために、例えば、ターボファンエンジン１００のギヤボックス（図示せず）によって駆動される発電機として構成されてもよい。
【００２３】
しかし、図３に示す例示的なターボファンエンジン１００は、例として示したに過ぎず、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１００は、例えば、適切な数のシャフト、スプール、圧縮機および／またはタービンを含むいずれの他の適切な構成を有してもよいことが理解されよう。さらに、他の例示的な実施形態では、代替として、ターボファンエンジン１００は、ターボシャフトエンジン、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジンなどのいずれの他の適切なガスタービンエンジンとして構成されてもよい。
【００２４】
ここで図４を参照すると、航空機またはガスタービンエンジンのうちの少なくとも一つの熱伝達を管理するシステム２００の概略図が提供される。例えば、図示の例示的なシステム２００は、図１および２に図示の例示的な航空機１０および／または図３に図示の例示的なガスタービンエンジン１００の熱伝達を管理してもよい。
【００２５】
図４の例示的なシステム２００は、概ね、第１のエンジンシステム２０２、第２のエンジンシステム２０４および燃料システム２０６を備える。燃料システム２０６は、図３に図示の例示的な燃料システム１４８と同様に、排出口ライン２０７を介してガスタービンエンジンの燃焼室に燃料を供給するよう構成される。したがって、例示的な燃料システム２０６は、概ね、燃料タンク２０８（図１を参照して上記に説明された例示的な燃料タンク１８として構成されてもよい）、燃料ポンプユニット２１０、脱酸素化ユニット２１２および燃料計量ユニット２１４を備える。燃料ポンプユニット２１０は、１つ以上の燃料ライン２１６を通る燃料の流れを生成するため燃料タンク２０８の下流位置で燃料タンク２０８と流体連通している。さらに、脱酸素化ユニット２１２は、燃料システム２０６の燃料を脱酸素化するため燃料ポンプユニット２１０の下流位置で燃料ポンプユニット２１０と流体連通している。燃料システム２０６の燃料を脱酸素化することにより、燃料が所定の閾値を超えて加熱されたとき、燃料内のコークスと呼ばれる不溶性製品が形成するのを減らすことができる。コークスは、酸素を含む炭化水素燃料を所定の温度（例えば、華氏２５０度、すなわちセ氏１２１度）を超えて加熱すると、形成する。燃料内のコークスの堆積物は、燃料システム２０６内のいくつかの構成部品の製品寿命を制限し、例えば、いくつかの燃料ノズルを目詰まりさせてエンジンの性能を落とす可能性がある。
【００２６】
さらに、例示的な燃料システム２０６は、脱酸素化ユニット２１２の下流に配置された燃料−油熱交換器を備え、燃料システム２０６の燃料と熱連通している。より具体的には、図示の例示的な燃料システム２０６は、第１のエンジンシステム２０２と動作可能な第１の燃料−油熱交換器２１８および第２のエンジンシステム２０４と動作可能な第２の燃料−油熱交換器２２０を備える。したがって、図４の燃料システム２０６の動作中、燃料は、燃料タンク２０８から燃料ポンプユニット２１０を通って、燃料計量ユニット２１４へ供給されてもよい。具体的には、図示の実施形態では、燃料は、燃料ポンプユニット２１０の主燃料ポンプ２２２を介して燃料ライン２１６を通って、燃料計量ユニット２１４内のブースタユニット２２４へそれを通って送り出される。そして、燃料は、脱酸素化ユニット２１２へ提供されて、そこで脱酸素化される。図示の例示的なシステム２００では、脱酸素化燃料が、第２の燃料−油熱交換器２２０に提供され、所定の熱量が第２のエンジンシステム２０４から脱酸素化燃料へ伝達され、続いて、燃料が、第１の燃料−油熱交換器２１８に提供され、追加の所定の熱量が第１のエンジンシステム２０２から脱酸素化燃料に伝達される。図示の通り、燃料ポンプユニット２１０の補助燃料ポンプ２２６は、続いて、加熱燃料および脱酸素化燃料の圧力を上げ、そのような燃料を燃料フィルタ２２８を通して流し、その後、その燃料は、燃料計量ユニット２１４へ戻る。燃料計量ユニット２１４内では、燃料は、燃料計量弁２３０経由で、例えば、ガスタービンエンジンの燃焼室へ供給されるか、または、そのような燃料が燃料システム２０６を通って再循環する燃料バイパス弁２３２を通って供給されるか、どちらかである。
【００２７】
図４の例示的なシステム２００は、第１の燃料−油熱交換器２１８および第２の燃料−油熱交換器２２０のうちの１つまたは両方を迂回するための複数のバイパスラインをさらに備える。具体的には、図示の例示的なシステム２００は、第１の燃料−油熱交換器２１８を迂回するための第１の一方向バイパス弁２３６を有する第１のバイパスライン２３４および第２の燃料−油熱交換器２２０を迂回するための第２の一方向バイパス弁２４０を有する第２のバイパスライン２３８を備える。図示していないが、第１の燃料−油熱交換器２１８および／または第２の燃料−油熱交換器２２０が所望される場合、例示的なシステム２００は、それぞれのバイパスライン２３４、２３８、および燃料ライン２１６の間の接合部に、そのようなバイパスライン２３４、２３８を通って燃料ライン２１６内の燃料の流れを転換するための三方向弁をさらに備えてもよい。
【００２８】
さらに図４の実施形態を参照すると、第１のエンジンシステム２０２は、ガスタービンエンジンの主潤滑油システム（図３の例示的なターボファンエンジン１００の主潤滑油システム１５０と同様に）として構成されている。主潤滑油システムは、熱伝達のためならびにガスタービンエンジン内の様々なベアリングおよび他の回転部品に潤滑を行うために、高温油を利用する。高温油は、図示の例示的なシステム２００の昇温状態に耐えることができるいずれの好適な油でもよい。例えば、高温油は、少なくとも華氏約５００度の温度制限を有するいずれの好適な油でもよい。あるいは、代替として、高温油は、少なくとも華氏約５５０度の温度制限であってもよい。本明細書で使用される場合、「およそ」または「大体」などの近似値を示す用語は、１０％の誤差内になることを指すと理解されよう。さらに、本明細書で使用される場合、油の「温度制限」は、油がコークス化し、蒸発を始める温度、または動作圧をかけられて質が悪化する温度を指す。
【００２９】
さらに、油は、比較的低温で液体であることができ、その結果、余熱を必要としない。より具体的には、油は、華氏約−１０度未満、華氏約−２５度未満、華氏約−４０度未満などの華氏約０度未満の流動温度を規定することができる。本明細書で使用される場合、「流動温度」は、油が半固体になり、その流動特性を失くす温度を指す。
【００３０】
より具体的には、いくつかの例示的な実施形態では、高温油は、イオン性液体、または混合イオン性液体でもよい。イオン性液体は、実質的には、蒸気圧を有しない。したがって、使用においては、一般に大気汚染の危険が低く、匂いがない。さらに、イオン性液体は、一般に、不燃性で、熱的に安定し、広い温度範囲で液体である。しかし、他の実施形態では、高温油は、任意の他の好適な油でもよい。
【００３１】
図４の例示的な主潤滑油システムは、概ね、エンジンの様々な構成部品を通って油を循環するための循環組立体２４２を備える。より具体的には、少なくともいくつかの例示的な実施形態では、主潤滑油システムの循環組立体２４２は、油ポンプ、１つ以上の油供給ライン、排油ポンプおよび１つ以上の排油ラインを備えてもよい。さらに、上記で論じたように、主潤滑油システムは、主潤滑油システム内の油から燃料システム２０６へ熱を伝達するため第１の燃料−油熱交換器２１８と動作可能である。したがって、例示的な第１の燃料−油熱交換器２１８は、例えば、主潤滑油システムの潤滑組立体２４２と流体連通してもよい。
【００３２】
上述の通り、図示の実施形態では、例示的な主潤滑油システムは、熱伝達のために高温油を利用する。さらに、第１の燃料−油熱交換器２１８の上流の燃料脱酸素化ユニット２１２の位置を考慮すれば、燃料システム２０６内の燃料は、主潤滑油システムからの比較的高い熱量を受領することが可能である。例えば、主潤滑油システムが統合されたガスタービンエンジンの動作中、第１の燃料−油熱交換器２１８は、燃料導入口２４４の燃料導入口温度ＴF1 、燃料排出口２４６の燃料排出口温度ＴF2 、油導入口２４８の油導入口温度ＴO1 および油排出口２５０の油排出口温度ＴO2 を規定してもよい。いくつかの実施形態では、燃料導入口温度ＴF1 は、最高華氏約２００度であってもよく、燃料排出口温度ＴF2 は、華氏約４５０度〜華氏約６００度であってもよく、油導入口温度ＴO1 は、華氏約４５０度〜華氏約６００度であってもよく、油排出口温度ＴO2 は、最高華氏約２５０度であってもよい。したがって、そのような例示的な実施形態では、例示的な第１の燃料−油熱交換器２１８は、ガスタービンエンジンの動作中、主潤滑油システムから比較的大きな熱量を受け取ってもよい。
【００３３】
さらに図４の例示的な実施形態を参照すると、例示的な第２のエンジンシステム２０４は、熱伝達のために高温油も利用する、発電機システムとして構成される。より具体的には、図示の実施形態では、例示的な第２のエンジンシステム２０４は、熱伝達のために高温油を利用する可変周波数発電機（ＶＦＧ）システム（図３を参照して上記で論じたＶＦＧ１５２と同様の）として構成される。例示的なＶＦＧシステムは、概ね、ＶＦＧモジュール２５２および空気−油熱交換器２５４を備える。さらに、図示のように、第２の燃料−油熱交換器２２０は、ＶＦＧシステムからの油およびＶＦＧシステムからの熱を除去し、そのような熱を燃料へ伝達するため燃料システム２０６からの燃料と熱連通している。注目すべきことに、ＶＦＧシステム内の／ＶＦＧシステムで利用される高温油は、第１のエンジンシステム２０２（例えば、主潤滑油システム）で利用される例示的な高温油と同じか実質的に同じであってもよい。したがって、ＶＦＧシステムで利用される例示的な高温油は、少なくとも華氏約５５０度など、少なくとも華氏約５００度の温度制限があってもよい。あるいは、しかし、他の例示的な実施形態では、ＶＦＧシステムが、任意の他の好適な高温油を利用するか、あるいは、華氏約５００度未満の温度制限のある油など、任意の他の好適な油を利用してもよい。
【００３４】
図示の実施形態では、ＶＦＧシステムの空気−油熱交換器２５４が、燃料システム２０６の第２の燃料−油熱交換器２２０の上流に配置される。ＶＦＧシステムの空気−油熱交換器２５４は、例えば、ターボファンエンジンのファンからの空気の流れと空気流連通してもよい。しかし、他の例示的な実施形態では、ＶＦＧシステムの空気−油熱交換器は、代わりに、燃料システム２０６の第２の燃料−油熱交換器２２０の下流に配置されるか、あるいは、全く備えられなくてもよいことが理解されよう。
【００３５】
上記に図示し、説明したように、燃料システム２０６の燃料は、燃料タンク２０８と排出口ライン２０７の間に配置された１つ以上の熱交換器（すなわち、図示の実施形態では第１の燃料−油熱交換器２１８および第２の燃料−油熱交換器２２０）から全熱量を受け取るよう構成される。図示の実施形態では、１つ以上の熱交換器のそれぞれは、燃料−空気熱交換器が燃料システム２０６内の燃料から熱を加えるか、熱を除去するために利用されないように、燃料−油熱交換器として構成される。したがって、燃料−空気熱交換器内の漏れが望ましくない加圧燃料−空気混合物をもたらす恐れがある場合、より安全な全体システム２００に帰着する。
【００３６】
しかし、図４に図示の例示的なシステム２００が、例として提示されているにすぎないことは理解されよう。他の例示的な実施形態では、システム２００は、任意の他の好適な構成を有してもよい。例えば、他の例示的な実施形態では、第２のエンジンシステム２０４は、任意の他の好適な発電機または他のエンジンシステムでもよく、あるいは、さらに、図示の例示的なシステム２００は、第２のエンジンシステム２０４（例えば、ＶＦＧシステム）および第２の燃料−油熱交換器２２０を含まなくてもよい。あるいは、第２の燃料−油熱交換器２２０は、代替として、第１の燃料−油熱交換器２１８の下流に配置されてもよく、かつ／または、代替として任意の他の好適なエンジンシステムと熱連通してもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、図示の例示的なシステム２００は、他のエンジンシステムと熱連通する追加の燃料−油熱交換器を備えてもよい。さらに、図示の例示的なシステム２００は、任意の他の好適な燃料ポンプユニット２１０および／または燃料計量ユニット２１４を利用してもよい。さらに、燃料ポンプユニット２１０および燃料計量ユニット２１４のうちの１つまたは両方は、ガスタービンエンジンならびに／または燃料ポンプユニット２１０および／または燃料計量ユニット２１４の動作を制御するためにガスタービンエンジンを取付けた航空機のコントローラ（図示せず）と連通してもよい。
【００３７】
さらに、ここで、図４の例示的なシステム２００の他の実施形態を提供する図５を参照すると、第１のエンジンシステム２０２／例示的な主潤滑油システムが、任意の他の好適な構成を有してもよい。図５の例示的なシステム２００は、図４の例示的なシステム２００と実質的に同じ手法で構成される。したがって、図５の例示的なシステム２００は、概ね、燃料システム２０６と、図示の実施形態では主潤滑油システムとして構成される、燃料システム２０６の第１の燃料−油熱交換器２１８と動作可能な第１のエンジンシステム２０２と、図示の実施形態ではＶＦＧシステムとして構成される、第２の燃料−油熱交換器２２０と動作可能な第２のエンジンシステム２０４とを備える。
【００３８】
しかし、注目すべきことに、図示の実施形態では、例示的な主潤滑油システムは、さらに、空気−油熱交換器２５６を備える。空気−油熱交換器２５６は、主潤滑油システムから所定の熱量を除去するため主潤滑油システムを通って流れる油と熱連通している。空気−油熱交換器２５６は、例えば、例示的なガスタービンエンジンのファンから空気の流れを受けて、そのような熱の伝達を与えてもよい。図示の実施形態では、例示的な空気−油熱交換器２５６が、燃料システム２０６の燃料−油熱交換器の下流に配置される。したがって、図示の実施形態では、主潤滑油システムからの熱伝達の大半が主潤滑油システムと第１の燃料−油熱交換器２１８を介した燃料システム２０６の間で起こる。
【００３９】
しかし、他の例示的な実施形態では、空気−油熱交換器２５６が、代替として燃料システム２０６の燃料−油熱交換器２１８の上流に配置され、さらに、他の例示的な実施形態では、主潤滑油システムが、追加で、あるいは、代替として、任意の他の好適な熱交換器を備える。
【００４０】
さらに、他の例示的な実施形態では、例示的な第１および第２のエンジンシステム２０２、２０４は、例えば、互いに流体連通および／または熱連通していてもよい。例えば、ここで、例示的なシステム２００の他の例示的な実施形態を提供する図６および７を参照すると、第１のエンジンシステム２０２が、第２のエンジンシステム２０４と選択的熱連通している状態が図示される。
【００４１】
図６および７の例示的なシステム２００は、図４の例示的なシステム２００と実質的に同じ手法で構成されていてもよい。例えば、具体的に図６を参照すると、例示的なシステム２００は、概ね、燃料システム２０６と、図示の実施形態では主潤滑油システムとして構成され、燃料システム２０６の第１の燃料−油熱交換器２１８と動作可能な第１のエンジンシステム２０２と、図示の実施形態ではＶＦＧシステムとして構成され、燃料システム２０６の第２の燃料−油熱交換器２２０と動作可能な第２のエンジンシステム２０４とを備える。
【００４２】
しかし、図６の実施形態では、主潤滑油システムは、ＶＦＧシステムと選択的熱連通している。より具体的には、第１の伝達ライン２５８は、主潤滑油システム（第２の燃料−油熱交換器２２０の下流に位置する）とＶＦＧシステム（第１の燃料−油熱交換器２１８の上流に位置する）の間を延在する。さらに、第２の伝達ライン２６０は、ＶＦＧシステム（第１の燃料−油熱交換器2 １8 の下流に位置する）と主潤滑油システム（第２の燃料−油熱交換器2 ２０および第１の伝達ライン２５８の下流に位置する）との間を延在する。さらに、油−油熱交換器２６２が、主潤滑油システムとＶＦＧシステムとを選択的熱的に連結するよう配置される。
【００４３】
そのような構成により、主潤滑油システムが、追加的に燃料システム２０６の第２の燃料−油熱交換器２２０を利用して、主潤滑油システムから熱を除去し、その熱を燃料システム２０６内の燃料に提供することが可能になってもよい。例えば、ガスタービンエンジンのいくつかの動作条件の間などのいくつかの例示的な態様では、ＶＦＧシステムは、ＶＦＧシステムから取り除く必要のある大きな熱量を生成しないかもしれない。したがって、例示的な主潤滑油システムは、第１および第２の伝達ライン２５８、２６０ならびに油−油熱交換器２６２を介して、ＶＦＧシステムに熱的に連結されてもよい。第２の熱交換器を通過した比較的冷たい油は、ライン２６０を介して油−油熱交換器２６２に提供され、主潤滑油システム中の油から所定の熱量を除去してもよい。主潤滑油システムから熱を受け取った後、油は、ＶＦＧシステムにライン２５８経由で還流されてもよい（そのような油が熱交換器２２０を解して還流される）。そうした構成により、例示的なシステム２００は、すべての利用可能な熱伝達源をより良く利用することが可能になってもよい。
【００４４】
ここで詳細に図７を参照すると、例示的なシステム２００は、概ね、燃料システム２０６と、図示の実施形態では主潤滑油システムとして構成され、燃料システム２０６の第１の燃料−油熱交換器２１８と動作可能な第１のエンジンシステム２０２と、図示の実施形態では、ＶＦＧシステムとして構成される第２のエンジンシステム２０４とを備える。図７の実施形態では、主潤滑油システムは、再度ＶＦＧシステムと選択的熱的連通している。より具体的には、第１の伝達ライン２５８および第２の伝達ライン２６０が、それぞれ、主潤滑油システムとＶＦＧシステムの間を延在している。さらに、油−油熱交換器２６２が、主潤滑油システムとＶＦＧシステムとを選択的熱的に連結するよう配置される。
【００４５】
そのような構成により、主潤滑油システムが、追加的に燃料システム２０６の空気−油熱交換器254 を利用して、主潤滑油システムから熱を除去することが可能になってもよい。例えば、ガスタービンエンジンのいくつかの動作条件の間などのいくつかの例示的な態様では、ＶＦＧシステムは、ＶＦＧシステムから取り除く必要のある大きな熱量を生成しないかもしれない。したがって、例示的な主潤滑油システムは、第１および第２の伝達ライン２５８、２６０ならびに油−油熱交換器２６２を介して、ＶＦＧシステムに熱的に連結されてもよい。ＶＦＧシステムの比較的冷たい油は、ライン258 を介して油−油熱交換器２６２に提供され、主潤滑油システム中の油から所定の熱量を除去してもよい。主潤滑油システムから熱を受領した後、油は、そのような油が熱交換器２５４を介して提供される、ＶＦＧシステムにライン２６０経由で還流されてもよい。そうした構成により、例示的なシステム２００は、すべての利用可能な熱伝達源をより良く利用することが可能になってもよい。
【００４６】
記載された説明は、例を用いて、最良の形態を含むこの発明を開示して、且つ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の組み込まれた方法を実行することを含んだこの発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができるこの発明の範囲は、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実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。
【符号の説明】
【００４７】
１０   航空機
１２   長手方向の中心線
１４   航空機の前方端
１６   航空機の後方端
１８   燃料タンク
２０   胴体
２２   翼
２４   左舷
２６   右舷
２８   前縁フラップ
３０   後縁フラップ
３２   垂直尾翼
３４   舵フラップ
３６   水平尾翼
３８   昇降フラップ
４０   スキン
４２   第１の航空機のエンジン
４４   第２の航空機のエンジン
１００   ターボファンジェットエンジン
１０２   長手方向または軸方向の中心線
１０４   ファンセクション
１０６   コアタービンエンジン
１０８   外部ケーシング
１１０   導入口
１１２   低圧圧縮機
１１４   高圧圧縮機
１１６   燃焼セクション
１１８   高圧タービン
１２０   低圧タービン
１２２   ジェット排出セクション
１２４   高圧シャフト／スプール
１２６   低圧シャフト／スプール
１２８   ファン
１３０   ブレード
１３２   ディスク
１３４   作動部材
１３６   パワーギヤボックス
１３８   ナセル
１４０   ファンケーシングまたはナセル
１４２   排出口案内静翼
１４４   下流セクション
１４６   バイパス空気流路
１４８   燃料システム
１５０   主潤滑油システム
１５２   燃料タンク
２００   システム
２０２   第１のエンジンシステム
２０４   第２のエンジンシステム
２０６   燃料システム
２０７   燃料排出口ライン
２０８   燃料タンク
２１０   燃料ポンプユニット
２１２   酸素化ユニット
２１４   燃料計量ユニット
２１６   燃料ライン
２１８   第１の燃料−油熱交換器
２２０   第２の燃料−油熱交換器
２２２   燃料ポンプユニットの主燃料ポンプ
２２４   燃料計量ユニットのブースタポンプ
２２６   燃料ポンプユニットの補助燃料ポンプ
２２８   燃料フィルタ
２３０   燃料計量弁
２３２   燃料バイパス弁
２３４   第１のバイパスライン
２３６   第１のバイパス弁
２３８   第２のバイパスライン
２４０   第２のバイパス弁
２４２   潤滑油システムの循環組立体
２４４   燃料導入口
２４６   燃料排出口
２４８   油導入口
２５０   油排出口
２５２   ＶＦＧモジュール
２５４   ＶＦＧシステム用空気−油熱交換器
２５６   潤滑油システム用空気−油熱交換器
２５８   第１の伝達ライン
２６０   第２の伝達ライン
２６２
２６４
２６６
２６８
２７０
２７２
２７４
２７６
２７８
２８０
【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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