(57)【要約】【課題】従来技術における、航空機エンジンの冷却システムの不都合に対する解決方法を提供する。【解決手段】航空機エンジン１０のための冷却システム３０は、二次空気流２００における低温の空気を抜き出すチャネル３２と、チャネル３２内に配置され、かつその中で高温の空気が循環する熱交換器３４とを備えている。チャネル３２は、ナセル２４に固定される供給パイプ３２２および排出パイプ３２６と、供給パイプ３２２と排出パイプ３２６との間に配置され、エンジン１０に固定され、その中に熱交換器３４が配置される中間ボックス３２４とを備えている。航空機エンジン１０における高温部品２２の冷却のためのアプリケーション。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジン（１０）の高温部品（２２）のための冷却システム（３０）であって、
航空機エンジン（１０）は、ナセル（２４）内に収容され、一次空気流（１００）はエンジン内を通り、そして二次空気流（２００）はナセル（２４）内のエンジン（１０）のまわりを通り、
冷却システム（３０）は、二次空気流（２００）における低温の空気（３００）を抜き出す少なくとも１つのチャネル（３２）と、チャネル（３２）内に配置される少なくとも１つの熱交換器（３４）とを備え、一次空気流（１００）からの高温の空気（４２０）が、高温部品（２２）を冷却するために高温部品（２２）に到着する（４４０）前に、冷却されるべくチャネル（３２）を循環し、
前記少なくとも１つのチャネル（３２）は、以下の３つの部品、すなわち
前記少なくとも１つの熱交換器（３４）の上流側で、ナセル（２４）に固定される供給パイプ（３２２）と、
前記少なくとも１つの熱交換器（３４）の下流側に配置され、かつナセル（２４）に固定される排出パイプ（３２６）と、
供給パイプ（３２２）と排出パイプ（３２６）との間に配置される中間ボックス（３２４）とを備え、該中間ボックス（３２４）の中に、前記少なくとも１つの熱交換器（３４）が配置され、かつ前記中間ボックス（３２４）がエンジン（１０）に固定される、冷却システム。
【請求項２】
中間ボックス（３２４）が、ほぼ台形の形状の輪郭の縦断面を有し、大きな底辺はエンジン（１０）に面し、かつ小さな底辺はナセル（２４）に面していることを特徴とする、請求項１に記載の冷却システム（３０）。
【請求項３】
供給パイプ（３２２）と中間ボックス（３２４）との間に上流側シールを備え、かつ中間ボックス（３２４）と排出パイプ（３２６）との間に下流側シールをさらに備えることを特徴とする、請求項１または２に記載の冷却システム（３０）。
【請求項４】
各中間ボックス（３２４）が、
高温の一次空気流（１００）から空気（４２０）を引き込み、かつ該空気（４２０）を冷却するために、該空気（４２０）を熱交換器（３４）へ運び込む少なくとも１つの入口ダクト（４２）と、
熱交換器（３４）内で冷却された空気（４４０）を収集し、かつエンジン（１０）の高温部品（２２）に冷却するために、該空気（４４０）をエンジン（１０）の高温部品（２２）に戻す少なくとも１つの戻しダクト（４４）と、
に結合されていることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の冷却システム（３０）。
【請求項５】
各入口ダクト（４２）および各戻しダクト（４４）が、両端の一方に、エンジン（１０）に固定するための取り付けフランジ（４３）を備えることを特徴とする、請求項４に記載の冷却システム（３０）。
【請求項６】
入口ダクト（４２）の少なくとも１つには、バルブが設けられていることを特徴とする、請求項５に記載の冷却システム（３０）。
【請求項７】
戻しダクト（４４）の少なくとも１つには、バルブが設けられていることを特徴とする、請求項５または６に記載の冷却システム（３０）。
【請求項８】
各中間ボックス（３２４）が、４つの入口ダクト（４２）および４つの戻しダクト（４４）に結合されていることを特徴とする、請求項５から７のいずれか一項に記載の冷却システム（３０）。
【請求項９】
各チャネル（３２）の排出パイプ（３２６）からの出口（３２７）が、ナセル（２４）の排出ノズル（２６）からの出口に開口し、またはナセル（２４）の排出ノズル（２６）からの出口を下流側に超えて開口していることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の冷却システム（３０）。
【請求項１０】
各チャネル（３２）の供給パイプ（３２２）の出口断面（３２３）が、供給パイプ（３２２）の入口断面（３２１）よりも大きいことを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載の冷却システム（３０）。
【請求項１１】
各チャネル（３２）の排出パイプ（３２６）の出口断面（３２７）が、排出パイプ（３２６）の入口断面（３２５）と同一であることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載の冷却システム（３０）。
【請求項１２】
エンジン（１０）の周りに円周状に分布された少なくとも２つの熱交換器（３４）を備え、かつ各熱交換器（３４）が、分離したチャネル（３２）内に配置されていることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか一項に記載の冷却システム（３０）。
【請求項１３】
エンジン（１０）の全周囲を取り囲んで延びる単一の熱交換器（３４）を備え、かつ該熱交換器（３４）が、単一の対応する環状チャネル（３２）内に配置されていることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか一項に記載の冷却システム（３０）。
【請求項１４】
請求項１から１３のいずれか一項に記載の冷却システム（３０）が装備されていることを特徴とする、航空機エンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンの高温部品のための冷却システムの技術分野に関する。
【０００２】
より詳細には、本発明は、この航空機エンジンにおける高圧タービンブレードのような航空機エンジンの高温部品を冷却するための、一組の熱交換器を備える冷却システムに関する。
【０００３】
また、本発明は、そのような冷却システムを装備する航空機エンジンにも関する。
【背景技術】
【０００４】
航空機エンジンの高温部品を冷却するために、熱交換器が航空機エンジン内に装備され得ることは知られている。
【０００５】
フランス特許第２４００６１８号明細書は、空気／空気タイプの冷却システムを用いるターボファンタイプの航空機エンジン、および関連する冷却方法を開示している。高圧タービンの固定および可動ブレードのような高温部品は、コンプレッサから、またはコンプレッサ段の間からの出口において抜き出される一次空気の一部から発生する、冷却空気によって冷却される。この高温部品を冷却する空気は、冷却されるべき部品を通り越す前に、より低温の空気流内にそれ自体が装備された熱交換器内のパイプの内部を通ることによって、高温部品を冷却する空気自体が第一に冷却される。このより低温の空気流は、ファン希釈空気、または二次空気の一部から発生する。これは、ファンダクトから、より詳細には、一方の側ではガス発生器によってそして他方の側ではガス発生器の長さの部品を取り囲むケーシングによって、範囲が定められる環状流れ通路にて、抜き出される。ケーシングを通して抜き出されるこの希釈空気の一部は、動的空気圧力が大きく回復されるディフューザ部品に入り、次に、コンプレッサから抜き出される冷却空気から熱を吸収する熱交換器を通して移送される。そのとき、高温部品を冷却する空気を一旦冷却すると、希釈空気のこの部分は、ファンダクトに戻され、その静圧が、ファンダクト内に存在する静圧に調整される。
【０００６】
米国特許第５２６９１３５号明細書は、燃料が循環する少なくとも１つの熱交換器を備える、空気／燃料タイプの冷却システムを開示している。この熱交換器は、ファンダクトの上流側で引き出されるより低い温度の空気が循環し、かつファンダクトの下流側に再格納されるストリーム内に配置される。チャネルは、ファンダクトそれ自体の内壁によって、部分的に範囲が定められている。
【０００７】
説明された冷却システムは、多数の不都合を有している。
【０００８】
第一の不都合は、特にガス発生器のエンジンメンテナンスに関するものである。もしも冷却システムがなければ、メンテナンスは、エンジンに直接的に、そして特に燃料噴射装置にアクセスするために、ナセルのカウリングを開くことによってなされる。従来技術による冷却システムの存在下において、特にもしもケーシングが、ガス発生器の周囲の適正位置にまたはナセルに固定されたチャネルにあれば、メンテナンスのためにエンジンのいくつかの部品にアクセスすることが困難になる。
【０００９】
従来技術によるシステムの第二の不都合は、熱交換器における冷却流体の循環に使用されるより低温の空気が、ファンダクトの内部の下流側に再格納されるということによるものである。それゆえ、その圧力が、この位置におけるファンダクトの内部の圧力に調整される。そのとき、空気が逆方向に循環し得るかまたは全く循環しないという危険が存在し、そのことは熱交換器を作動しないようにさせるであろう。
【特許文献１】仏国特許発明第２４００６１８号明細書
【特許文献２】米国特許第５２６９１３５号明細書
【特許文献３】米国特許第３８４２５９７号明細書
【特許文献４】米国特許第５９１８４５８号明細書
【特許文献５】米国特許第４１８７６７５号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明は、従来技術におけるシステムの不都合に対する解決方法を提供しようとするものである。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明の第一の態様によれば、航空機エンジンの高温部品のための冷却システムは、ナセル内に収容される航空機エンジンであって、一次空気流はエンジン内を通り、そして二次空気流はナセル内のエンジンのまわりを通る航空機エンジンに適用可能である。冷却システムは、二次空気流における低温の空気を抜き出す少なくとも１つのチャネルと、チャネル内に配置される少なくとも１つの熱交換器とを備え、一次空気流からの高温の空気が、高温部品を冷却するために高温部品に到着する前に、冷却されるべくチャネルを循環する。前記少なくとも１つのチャネルは、以下の３つの部品、すなわち
前記少なくとも１つの熱交換器の上流側で、ナセルに固定される供給パイプと、
前記少なくとも１つの熱交換器の下流側に配置され、かつナセルに固定される排出パイプと、
供給パイプと排出パイプとの間に配置される中間ボックスとを備え、該中間ボックスの中に、前記少なくとも１つの熱交換器が配置され、中間ボックスはエンジンに固定される。
【００１２】
都合の良いことに、中間ボックスは、ほぼ矩形の形状の輪郭を有する縦断面を有している。
【００１３】
好ましくは、中間ボックスは、ほぼ台形の形状の輪郭の縦断面を有し、大きな底辺はエンジンに面し、且つ小さな底辺はナセルに面している。
【００１４】
好ましくは、冷却システムは、供給パイプと中間ボックスとの間に上流側シールを備え、かつ中間ボックスと排出パイプとの間に下流側シールをさらに備える。
【００１５】
本発明によれば、各熱交換器は、
高温の一次空気流から空気を引き込み、かつ該空気を冷却するために、空気を熱交換器内へ運び込む少なくとも１つの入口ダクトと、
熱交換器内で冷却された空気を収集し、かつエンジンの高温部品を冷却するために、空気をエンジンの高温部品に戻す少なくとも１つの戻しダクトと、に結合されている。
【００１６】
好ましくは、各入口ダクトは、両端の一方に、各入口ダクトをエンジンに固定するための取り付けフランジを備えている。同様に、各戻しダクトは、両端の一方に、各戻しダクトをエンジンに固定するための取り付けフランジを備えている。全てのこれらの取り付けフランジは、エンジンへのボックスの機械的取り付けをさせる。
【００１７】
一つの変形形態によれば、入口ダクトの少なくとも１つには、バルブが設けられている。
【００１８】
他の変形形態によれば、戻しダクトの少なくとも１つには、バルブが設けられている。
【００１９】
一つの特定の変形形態によれば、各熱交換器は、４つの入口ダクトおよび４つの戻しダクトに結合されている。
【００２０】
本発明によれば、各チャネルの排出パイプからの出口は、ナセルの排出ノズルからの出口に開口し、またはナセルの排出ノズルからの出口を下流側に超えて開口している。このように、排出パイプから出る空気は、大気圧である。したがって、熱交換器における空気の再循環の危険は、排除され、かつ熱交換器における圧力損失は増大される。
【００２１】
一つの好ましい変形形態によれば、各チャネルの供給パイプの出口断面は、供給パイプの入口断面よりも大きい。
【００２２】
他の好ましい変形によれば、各チャネルの排出パイプの出口断面は、排出パイプの入口断面よりも小さい。
【００２３】
好ましくは、冷却システムは、エンジンの周りに円周状に分配された少なくとも２つの熱交換器を備え、各熱交換器は、分離したチャネル内に配置されている。さらに好ましくは、４つの熱交換器が存在する。
【００２４】
その他の変形形態によれば、冷却システムは、エンジンの全周囲を取り囲んで延びる単一の熱交換器を備え、かつ単一の対応する環状チャネル内に配置されている。
【００２５】
第２の態様によれば、本発明は、本発明の第１の態様に従った冷却システムが装備されている航空機エンジンに関する。
【００２６】
本発明は、添付図面を参照して、例示目的のためであって決して限定的にではなく提供される、本発明の特定の実施の形態の以下に与えられる詳細な説明を読んだ後は、よりよく理解されるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２７】
図１は、回転の軸１２とともに航空機エンジン１０を図式的に示している。
【００２８】
それ自体が知られている態様で、航空機エンジン１０は、低圧コンプレッサ段１４、中間圧コンプレッサ段１６、高圧コンプレッサ段１８、燃焼チェンバ２０、およびタービン２２を備えている。航空機エンジン１０は、排出ノズル２６によって終端されているナセル２４によって取り囲まれている。
【００２９】
それ自体が知られている態様で、矢印１００で示される一次空気流が、エンジン１０の内側で循環している。これは、コンプレッサ段１４、１６、および１８を通過するにつれて、タービン２２に達する前に加熱される。
【００３０】
それ自体が知られている態様で、矢印２００で示される二次空気流が、エンジン１０の周囲のナセル２４内において循環する。このエンジン１０の外部の二次空気２００は、エンジン１０の内側の一次空気１００よりも低温である。
【００３１】
本発明によれば、エンジン１０は、例えばタービンブレード２２のような、エンジン１０の高温部品を冷却すべく構成されている冷却システム３０を備えている。この冷却システムの原理は、冷却されるべき高温部品の上または内部を流れる空気を冷却することからなっている。
【００３２】
冷却システム３０は、ナセル２４の二次空気流から抜き出されて、内部で空気が循環する（矢印３００、４００）少なくとも１つのチャネル３２と、このチャネル３２内に配置される少なくとも１つの熱交換器３４とを備えている。例えば、この熱交換器は、例えば、チューブ交換器またはプレート交換器であっても良い。
【００３３】
各チャネル３２は、３つの連続する部品、すなわち
ナセル２４に固定され、かつ空気流方向（矢印１００、２００、３００、４００）に対して、上流側に配置されている供給パイプ３２２と、
ナセル２４に固定され、かつ空気流方向（矢印１００、２００、３００、４００）に対して、下流側に配置されている排出パイプ３２６と、
エンジン１０に固定され、かつ供給パイプ３２２と排出パイプ３２６との間に配置されている中間ボックス３２４とを備える。
【００３４】
供給パイプ３２２と中間ボックス３２４との間の接合部３４２は、この目的のためにほぼ同一の寸法を有している、供給パイプ３２２の出口断面３２３と中間ボックス３２４の入口断面３２８との間の連続性を保証することによって形成されている。この接合部３４２は、上流側に前記断面に適合するシール（図示せず）を備える。
【００３５】
同様に、中間ボックス３２４と排出パイプ３２６との間の接合部３４６は、この目的のためにほぼ同一の寸法を有している、中間ボックス３２４の出口断面３２９と排出パイプ３２６の入口断面３２５との間の連続性を保証することによって形成されている。この接合部３４６は、上流側に前記断面に適合するシール（図示せず）を備える。
【００３６】
好ましくは、対応する接合部３４２、３４６における中間ボックス３２４の端部は、縦断面を見たときに、ほぼ台形形状の輪郭を有し、大きな底辺はエンジン１０に面し、小さな底辺は、ナセル２４に面している。
【００３７】
供給パイプ３２２の入口におけるチャネル３２への入口３２１は、静的空気入口であっても、または動的空気入口であっても良い。
【００３８】
排出パイプ３２６からの出口であるチャネル３２からの出口３２７は、ナセル２４からの排出ノズルの自由端とほぼ一致するように配設される。したがって、排出パイプ３２６を通して排出される空気は、大気圧である。
【００３９】
熱交換器３４は、チャネル３２の中間ボックス３２４内に配置される。
【００４０】
この中間ボックス３２４は、ある一定の距離をおいてエンジン１０に面している。これは、この空気が冷却されるように、熱交換器３４へのコンプレッサ１４、１６、１８からの出口において抜き出された空気を持ち込む（矢印４２０）のに使用されている少なくとも１つの入口ダクト４２、およびこの冷却された空気をタービン２２へ移送する（矢印４４０）ために使用される少なくとも１つの戻しダクト４４を用いて、エンジン１０に結合されている。
【００４１】
図２および図３は、本発明に従った一例としての冷却システム３０をより詳細に説明しており、ナセル２４の周囲のまわりに分布配置された４つのチャネル３２を含んでいる。図を単純化するために、エンジン１０は、これらの図には示されていない。矢印２００は、二次空気流の方向を示し、それゆえチャネル３２の上流側および下流側を示している。
【００４２】
図２は、チャネル３２と、その供給パイプ３２２および排出パイプ３２６とを、より詳細に示して、本発明に従った一例としての冷却システムを図解している。
【００４３】
冷却システムの図解された実施形態によれば、供給パイプ３２２の入口断面３２１は、供給パイプ３２２の出口断面３２３よりも小さい。このように、ナセル２４で発生する空気（矢印３００）は、それらに接して加熱される熱交換器３４に到着する前に、供給パイプ３２２内で冷却される。同様に、排出パイプ３２６の入口断面３２５は、それらの出口断面３２７と同一とされる。したがって、熱交換器３４と接触して加熱される空気（矢印４００）は、外側へ出る前に圧力損失を限定するために、排出パイプ内では加速されない。
【００４４】
図３は、チャネル３２の供給パイプ３２２および中間ボックス３２４のみを示している。
【００４５】
この図は、内部に熱交換器３４が配置された中間ボックス３２４を、入口ダクト４２および戻しダクト４４と共により詳細に示している。示される例においては、中間ボックス３２４の上流側に配置されている中間ボックス３２４あたり４個の入口ダクト４２が存在する。同様に、中間ボックス３２４の下流側に配置されている中間ボックス３２４あたり４個の戻しダクト４４が存在する。入口ダクト４２および戻しダクト４４は、エンジン側において、中間ボックス３２４を前記エンジン１０に一緒に固定するために設けられている取り付けフランジ４３で終端している。したがって、入口ダクト４２および戻しダクト４４は、中間ボックス３２４のための、それゆえエンジン１０において連結された熱交換器３４のための取り付け手段としても使用されている。
【００４６】
入口ダクト４２は、中間ボックス３２４内に配置されて熱交換器３４の全てのチューブまたは全てのプレートに供給するために使用されるディストリビュータ４６において、各中間ボックス３２４に固定される。熱交換器３４に接触して冷却された空気は、戻しダクト４４が固定されるヘッダ４８によって収集される。
【００４７】
図解された例において、入口ダクト４２はほぼ直線をなし、コンプレッサ１４、１６、１８からの出口において、熱交換器３４にもたらすべく直接的に空気を抜き出す。戻しパイプ４４は、熱交換器３４を通過した空気を、タービン２２への入口におけるさらなる下流の点へ戻すために曲がる。
【００４８】
上述された冷却システムは、種々の利点を有する。
【００４９】
第一の利点は、例えば燃料噴射装置（図示せず）のような、いくつかのエンジン部品１０のメンテナンスに関連している。本発明によれば、各チャネル３２についての供給パイプ３２２および排出パイプ３２６は、ナセル２４に固定されており、一方、中間ボックス３２４は、エンジン１０に固定されている。続いて、供給パイプ３２２および排出パイプ３２６は、ナセル２４の開いたカウリング（図示せず）に固定されるように配置されることが好ましい。このように、カウリングが開かれたとき、これら２つのパイプ３２２、３２６は、同時にカウリングとして持ち上げられるとともに、１つまたは複数の熱交換器３４を含む中間ボックス３２４は、エンジン１０に固定されたままである。それゆえに、オペレータにとっては、チャネルが３つの分離された部品３２２、３２４、３２６から形成されているために、チャネル３２が存在していてさえも、エンジンにアクセスすることが容易である。
【００５０】
中間ボックス３２４も、入口ダクト４２および戻しダクト４４の存在によって、エンジン１０から一定の距離にて保持されているから、入口ダクト４２と戻しダクト４４との間を通ることによって、中間ボックス３２４それ自体の下に位置するエリアにさえも、オペレータがエンジンの部品にアクセスすることが容易になる。その結果として、メンテナンスのために燃料噴射装置に対する容易なアクセスを達成するために必要なことの全ては、中間ボックス３２４を燃焼チェンバ２０に面する位置に配置することである。
【００５１】
他の利点は、中間ボックス３２４の輪郭の台形形状に関連している。この形状の結果は、ナセル２４のカウリングが閉じられているとき、各チャネル３２の供給パイプ３２２の出口断面３２３が、中間ボックス３２４の入口断面３２８を包含することである。同様に、排出パイプ３２６の入口断面３２５が、中間ボックス３２４の出口断面３２９を包含する。この配置は、供給パイプ３２２を、排出パイプ３２６と、そしてカウリングが閉じられているときに中間ボックス３２４とに適切に一致させることができ、それゆえ接合部３４２および３４６において、チャネル３２の良好なシールを保証することができる。このシールは、接合部３４２、３４６の周囲のシールの存在によってさらに改善され得る。
【００５２】
上述された冷却システムは、受動的冷却システムであり、換言すれば、高圧コンプレッサ１８にて抜き出された空気流（矢印４２０）は、高圧タービン２２における冷却空気流（矢印４４０）に比例する。本発明の範囲を逸脱することなしに、入口ダクト４２上、または戻しダクト４４上に、少なくとも１つのバルブ（図示せず）を含む能動的冷却システムを考えることが可能である。これらのバルブの開および／または閉の制御によって、異なるフライト段階に応じて、その質量における増大の損失におけるエンジンフライト性能を向上させることが可能となるであろう。
【００５３】
ここで説明された冷却システムにおいて、各熱交換器は、４つの入口ダクトおよび４つの排出ダクトに結合されている。本発明の範囲を逸脱することなく、入口ダクトの数および出口ダクトの数が４つではなく、および／または互いに異なるようにすることもできるであろう。
【００５４】
上述された冷却システムにおいて、チャネルからの出口は、ナセル排出ノズルの自由端に一致している。下流側方向において、排出ノズルの自由端を超えるチャネルを考えることも可能である。
【図面の簡単な説明】
【００５５】
【図１】本発明に従った冷却システムを備える航空機エンジンの概略的な断面図である。
【図２】本発明に従った冷却システムを備える航空機エンジンの機尾側を示す、機尾の斜視図である。
【図３】機尾部分が冷却システムの位置において除去されている、エンジンの他の機尾の斜視図であり、熱交換器のレイアウトの断面を示す図である。
【符号の説明】
【００５６】
１０  航空機エンジン
１２  回転の軸
１４  低圧コンプレッサ段
１６  中間圧コンプレッサ段
１８  高圧コンプレッサ段
２０  燃焼チェンバ
２２  タービン
２４  ナセル
２６  排出ノズル
３０  冷却システム
３２  チャネル
３４  熱交換器
４２  入口ダクト
４４  戻しダクト
１００、２００、３００、４００  空気流
３２２  供給パイプ
３２４  中間ボックス
３２６  排出パイプ
【図１】
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【図２】
2005201264.tif 000004
【図３】
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【外国語明細書】
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