(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジンの流体冷却システムを提供する。【解決手段】コアガスタービンエンジンを取り囲むファンケーシングを含むガスタービンエンジンに用いる流体冷却システム１００は、熱を伝熱流体に伝達するように構成される熱源１０２と、上記熱源１０２に流れ連通で連結される一次熱交換器とを含む。上記一次熱交換器は、それを通るように上記伝熱流体を導くように構成され、上記ファンケーシングに連結される。上記流体冷却システムはまた、上記一次熱交換器と流れ連通で連結される二次熱交換器を含む。上記二次熱交換器は、それを通るように上記伝熱流体を導くように構成され、上記コアガスタービンエンジンに連結される。上記流体冷却システムはまた、上記二次熱交換器と流れ連通で連結されるバイパス機構を含む。上記バイパス機構は、流動媒体の温度に基づいて選択的に移動可能であり、上記二次熱交換器を通るように冷却空気流を制御する。【選択図】図２
2017106442.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転軸を有するコアガスタービンエンジン（１３）と、前記コアガスタービンエンジン（１３）を実質的に取り囲むファンケーシング（４２）とを含むガスタービンエンジン（１０）において用いる流体冷却システム（１００）であって、
前記流体冷却システム（１００）は、
伝熱流体に熱を伝達するように構成される熱源（１０２）と、
前記熱源（１０２）と流れ連通で連結されて、それを通るように前記伝熱流体を導くように構成される一次熱交換器（１０６）であって、前記ファンケーシング（４２）に連結される前記一次熱交換器（１０６）と、
前記一次熱交換器（１０６）と流れ連通で連結されて、それを通るように前記伝熱流体を導くように構成される二次熱交換器（１０８）であって、前記コアガスタービンエンジン（１３）に連結される前記二次熱交換器（１０８）と、
前記二次熱交換器（１０８）と流れ連通で連結されるバイパス機構（１１４）であって、流動媒体の温度に基づいて選択的に移動可能で前記二次熱交換器（１０８）を通るように冷却空気流を制御する前記バイパス機構（１１４）と
を備える、流体冷却システム（１００）。
【請求項２】
前記バイパス機構（１１４）が、閾値温度を上回る前記流動媒体の前記温度に応じて、前記二次熱交換器（１０８）を前記冷却空気流にさらすように選択的に移動可能である、請求項１記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項３】
前記流動媒体が、少なくとも１つの前記伝熱流体および周辺空気流を含む、請求項２記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項４】
前記周辺空気流の前記閾値温度が、少なくとも華氏１０５度（４０．５℃）である、請求項３記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項５】
前記一次熱交換器（１０６）が、前記ファンケーシング（４２）表面の半径方向内側に位置する窪み内に連結される表面冷却器（surface cooler）を備え、前記二次熱交換器（１０８）が、ブリック型冷却器（brick cooler）を備える、請求項１記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項６】
前記一次熱交換器（１０６）が、標準日作動および真夏日作動を含む作動状態に対して寸法設計された表面冷却器を備える、請求項１記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項７】
前記バイパス機構（１１４）が、前記流動媒体の温度に基づいて、第１の位置（１１６）および第２の位置（１１８）間を選択的に移動可能である弁を備える、請求項１記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項８】
前記バイパス機構（１１４）が、前記第１の位置（１１６）においては前記二次熱交換器（１０８）を前記冷却空気流にさらし、前記第２の位置（１１８）においては前記二次熱交換器（１０８）を前記冷却空気流から離す、請求項７記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項９】
前記流動媒体の前記温度が閾値温度を上回る場合、前記バイパス機構（１１４）は前記第１の位置（１１６）にあり、前記流動媒体の前記温度が閾値温度より下である場合、前記バイパス機構（１１４）は前記第２の位置（１１８）にある、請求項８記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項１０】
前記流動媒体の温度を判定するように構成されるセンサ（１１２）をさらに備える、請求項１記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項１１】
前記熱源（１０２）と、前記一次熱交換器（１０６）と、前記二次熱交換器（１０８）とに流れ連通で連結される燃料冷却熱交換器（１０４）をさらに備える、請求項１記載の流体冷却システム（１００）。
【請求項１２】
ガスタービンエンジンを作動する方法であって、
前記方法は、
熱源（１０２）からの熱を伝熱流体に伝達することと、
前記熱源（１０２）に流れ連通で連結される一次熱交換器（１０６）を通るように前記伝熱流体を導くことと、
流動媒体の温度を判定することと、
バイパス機構（１１４）を制御して、前記流動媒体の前記温度に基づいて二次熱交換器（１０８）を冷却空気流内に選択的に置くことと
を含む、方法。
【請求項１３】
前記バイパス機構（１１４）を制御することは、前記流動媒体の前記温度に基づいて第１の位置（１１６）および第２の位置（１１８）間で弁を選択的に移動することを含む、請求項１２記載の方法。
【請求項１４】
前記バイパス機構（１１４）を制御することは、前記弁が前記第１の位置（１１６）にある場合には前記二次熱交換器（１０８）を前記冷却空気流にさらすことと、前記弁が前記第２の位置（１１８）にある場合には前記冷却空気流から前記二次熱交換器（１０８）を離すこととを含む、請求項１３記載の方法。
【請求項１５】
前記二次熱交換器（１０８）を前記冷却空気流にさらすことは、判定された流動媒体温度が閾値温度より大きい場合に前記第１の位置（１１６）に前記弁を移動することを含み、前記冷却空気流から前記二次熱交換器（１０６）を離すことは、前記判定された流動媒体温度が前記閾値温度より小さい場合に前記第２の位置（１１８）に前記弁を移動することを含む、請求項１４記載の方法。
【請求項１６】
流動媒体の温度を判定することは、周辺空気流の温度を判定することを含み、前記周辺空気流の前記閾値温度は、少なくとも華氏１０５度（４０．５?）である、請求項１５記載の方法。
【請求項１７】
前記バイパス機構（１１４）を制御することは、流動媒体の温度が所定の閾値温度よりも大きいことに応じて、前記二次熱交換器（１０８）を前記冷却空気流にさらすことを含み、前記流動媒体の前記閾値温度は、少なくとも華氏１０５度（４０．５?）である、請求項１２記載の方法。
【請求項１８】
前記ガスタービンエンジン（１０）のファンケーシング（４２）に対して前記一次熱交換器（１０６）を連結することと、コアガスタービンエンジン（１３）に対して前記二次熱交換器（１０８）を連結することとをさらに含む、請求項１２記載の方法。
【請求項１９】
前記一次熱交換器（１０６）を通るように前記伝熱流体を導くことは、表面冷却器を通るように前記伝熱流体を導くことを含む、請求項１２記載の方法。
【請求項２０】
バイパス機構（１１４）を制御して冷却空気流内に二次熱交換器（１０８）を選択的に置くことは、バイパス弁を制御してブリック型冷却器を通るように冷却空気流を選択的に導くことを含む、請求項１２記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書に記載されるこの出願は、概してガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの流体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、概して、入口、ファン、低圧および高圧圧縮機、燃焼器および少なくとも１つのタービンを含む。圧縮機は、燃焼器に導かれてそこで燃料とともに混合される空気を圧縮する。混合物はその後、高温の燃焼ガスを生成するために点火される。燃焼ガスは、圧縮機に動力を供給し、ならびに飛行中の航空機を推進または例えば発電機である積荷に動力を供給する有用な仕事量を生み出すために、燃焼ガスからエネルギーを抽出するタービンに導かれる。
【０００３】
エンジン作動中、相当量の熱が生じ、許容できないレベルまでエンジンシステムの温度が上がる。ガスタービンエンジン内の構成要素の潤滑を促進するために、様々な潤滑システムが利用される。潤滑システムは、ガスタービンエンジン内の様々なベアリングアセンブリおよび少なくとも１つの外部発電機に対して潤滑流体を導くように構成される。作動中、エンジン内のベアリングならびにシールおよび発電機のような構成要素によって生成される熱は、潤滑流体に伝達する。潤滑流体の動作温度の低下を促進するために、少なくとも１つの公知のガスタービンエンジンにおいては、表面冷却器（surface cooler）またはブリック型冷却器（brick cooler）の一方を利用して、内部を循環する流体を冷却する。
【０００４】
少なくともいくつかの公知のタービンエンジンにおいては、様々な所定の作動状態においてエンジン流体を冷却するように設計および寸法決定される表面冷却器を含む。特に航空機エンジンにおいて用いられる場合、少なくともいくつかの表面冷却器が、標準日、真夏日および酷暑日作動において作動して、エンジン流体の適切な冷却を保証するように設計される。通常、エンジン流体の温度が高いほど、より大きな表面冷却器がエンジン流体の温度を下げなければならない。そのため、酷暑日状態では、標準日または真夏日作動で必要とされる表面冷却器の寸法と比べて相対的に大きな表面冷却器が必要である。表面冷却器の寸法は可変ではないため、少なくともいくつかの公知のタービンエンジンでは、酷暑日状態において所定の温度までエンジン流体温度を下げるように寸法決定された表面冷却器を含む。
【０００５】
しかしながら、酷暑日状態で生じるタービンエンジン作動時間はおよそ０．１％のみである。従って、少なくともいくつかの公知のタービンエンジンでは、大半の作動時間で実際に要求されるよりも大きい表面冷却器を含んでいる。そうした過剰設備は、航空機の重量を増大し、そのため燃料効率が低下する。さらに、必要以上に大きい表面冷却器は、異なる目的のために用いられうるタービンエンジン内の空間を占有する。
【発明の概要】
【０００６】
一態様においては、回転軸を有するコアガスタービンエンジンと、上記コアガスタービンエンジンを実質的に取り囲むファンケーシングとを含むガスタービンエンジンにおいて用いる流体冷却システムを提供する。上記流体冷却システムは、伝熱流体に熱を伝達するように構成される熱源と、上記熱源と流れ連通で連結される一次熱交換器とを含む。上記一次熱交換器は、それを通るように上記伝熱流体を導くように構成され、上記ファンケーシングに連結される。上記流体冷却システムはまた、上記一次熱交換器と流れ連通で連結される二次熱交換器を含む。上記二次熱交換器は、それを通るように上記伝熱流体を導くように構成され、上記コアガスタービンエンジンに連結される。上記流体冷却システムはまた、上記二次熱交換器と流れ連通で連結されるバイパス機構を含む。上記バイパス機構は、流動媒体の温度に基づいて選択的に移動可能で、上記二次熱交換器を通るように冷却空気流を制御する。
【０００７】
別の態様では、ガスタービンエンジンの作動方法を提供する。上記方法は、熱源からの熱を伝熱流体へ伝達することと、上記熱源と流れ連通で連結される一次熱交換器を通るように上記伝熱流体を導くこととを含む。上記方法はまた、流動媒体の温度を判定することと、バイパス機構を制御して上記流動媒体の上記温度に基づいて二次熱交換器を冷却空気流内に選択的に置くことを含む。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】図１は、例示的なガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図２は、図１に示すガスタービンエンジンとともに利用されうる、例示的なエンジン流体冷却システムの概略図である。
【図３】図３は、例示的なブリック型冷却器機構を説明する、図１に示すガスタービンエンジンの一部拡大図である。
【図４】図４は、図１に示すガスタービンエンジンとともに利用されうる、代替的なエンジン流体冷却システムの概略図である。
【図５】図５は、代替的なブリック型冷却器機構を説明する、図１に示すガスタービンエンジンの一部拡大図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
ここで、添付の図面において説明されるその１つまたは複数の実施例である、この発明の本実施形態の参照事項を詳細に説明することとする。発明を実施するための形態では、図面において符号および文字記号を用いて特徴を指す。図面および説明において同様または類似の記号が、この発明の同様または類似の部品を指すために用いられる。
【００１０】
単数形唐＃、唐≠飼および唐狽・・は、文脈上明確に別を示す場合を除き、複数形の言及を含む。
【００１１】
「任意の」または「任意に」は、続いて説明される事象または状況が発生しても発生しなくてもいいこと、およびその説明には事象が発生する場合の例および事象が発生しない場合の例が含まれることを意味する。
【００１２】
明細書および特許請求の範囲を通してここで用いられるおおよそを意味する言葉は、それに関連する基本機能において変更をもたらすことなく、許容範囲で変えることとなりうるような任意の量的表現の変形に適用されてよい。従って、例えば「約」、「およそ」および「実質的に」である用語によって変形される値は、明示される正確な値に限定されない。少なくともいくつかの例では、おおよそを意味する言葉は、値を測定する機器の精度に対応しうる。ここで明細書および特許請求の範囲を通して、範囲の限定は、組合せられて且つ／または入れ替えられてよく、文脈または言語上別を示す場合を除き、そうした範囲は特定され、それらに包含される全ての部分的範囲を含む。
【００１３】
本明細書で用いる場合、用語「第１の」、「第２の」および「第３の」は、１つの構成要素をその他と区別するように交換可能に用いられ、且つ、それぞれの構成要素の位置または重要性を表すことを意図しない。用語「上流」および「下流」は、流体経路における流体の流れに関して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】
本明細書で用いる場合、用語「軸上の（axial）」および「軸方向に（axially）」は、タービンエンジンの中心線に対して実質的に平行に延びる方向および向きを指す。また、用語「半径の（radial）」および「半径方向に（radially）」は、タービンエンジンの中心線に実質的に垂直に延びる方向および向きを指す。
【００１５】
本明細書に記載される例示的なシステムおよび方法は、ガスタービンエンジンを通って循環する潤滑油を冷却する公知のシステムおよび方法の少なくともいくつかの不利益を解消する油冷却システムに関する。また、本明細書に記載される上記システムおよび方法は、協働して潤滑油を冷却する表面冷却器およびブリック型冷却器の両方を含む。より詳細には、本明細書に記載の表面冷却器は、真夏日状態を含め真夏日状態までのエンジン作動状態において潤滑流体の冷却要求を満足するように設計される。そのため、作動状態が酷暑日状態であると判定される場合、潤滑油のさらなる冷却が要求される。ブリック型冷却器がエンジンのカウル下領域に置かれ、エンジンの現在の作動状態が酷暑日状態であると判定されると起動される。より詳細には、バイパス機構が、流動媒体の温度に基づいて選択的に移動可能で、上記ブリック型冷却器を通るように冷却空気流を制御する。
【００１６】
本明細書に記載される油冷却システムおよび方法の利点は、エンジン全体の重量の低減をもたらす表面冷却器寸法の縮小を含む。さらに、より小さい表面冷却器はエンジン内での占有面積が小さく、対応する少量の流入空気量と相互作用する。そのため、より小さい表面冷却器は、追加の構成要素に対してエンジン内においてより多くの空間を許容するだけでなく、より小さい表面冷却器と相互作用する空気が減少するため、ファン空気の圧力損失が低減する。重量の低減および圧力損失の低減もまた、燃料消費率の向上をもたらし、エンジン効率が増し、全体的な作動費用が減少する。
【００１７】
本明細書に記載の実施形態は、表面冷却器に関し、特に、例えば航空機エンジンであるエンジンのナセルにおいて用いる高性能表面冷却器に関する。例示的な表面冷却器は、効率のよい冷却を提供するために用いることができる。また、本明細書において用いる用語「表面冷却器」は、用語「熱交換器」と交換可能に用いられうる。本明細書で用いる場合、表面冷却器は、例えば、限定するものではないが、ターボジェット、ターボファン、ターボ推進エンジン、航空機エンジン、ガスタービン、蒸気タービン、風力タービンおよび水力タービンである様々なタイプのターボ機械用途に適用可能である。さらに、本明細書で用いる場合、例えば唐＃、唐≠飼および唐狽・・である単数形は、文脈上明確に別を示す場合を除き、複数形の言及を含む。
【００１８】
図１は、長手方向軸線１１を有する例示的なガスタービンエンジンアセンブリ１０の概略図である。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、ファンアセンブリ１２およびコアガスタービンエンジン１３を含む。コアガスタービンエンジン１３は、高圧圧縮機１４、燃焼器１６および高圧タービン１８を含む。例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた低圧タービン２０を含んでよい。ファンアセンブリ１２は、回転子ディスク２６から外側に半径方向に延びるファンブレード２４の列を含む。エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた、例えばファンアセンブリ１２、圧縮機１４、高圧タービン１８および低圧タービン２０を回転的に提供し軸上に支持するために利用される複数のベアリングアセンブリ（図１に図示せず）を含む。
【００１９】
作動において、空気はファンアセンブリ１２を流れ、空気流スプリッタ４４によって第１の部分５０および第２の部分５２に分割される。空気流の第１の部分５０は、圧縮機１４を通るように導かれ、そこで空気流はさらに圧縮されて燃焼器１６に運ばれる。燃焼器１６からの高温燃焼産物（図１に図示せず）がタービン１８および２０の駆動に利用されて、それによりエンジン推力を生み出す。ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた、ファンアセンブリ１２から排出される空気流の第２の部分５２をコアガスタービンエンジン１３周囲に迂回するために利用されるバイパスダクト４０を含む。より詳細には、バイパスダクト４０は、ファンケーシングまたはシュラウド４２の内壁４３とスプリッタ４４の外壁４５との間に延びる。
【００２０】
図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）とともに利用されうる、例示的なエンジン流体冷却システム１００の概略図である。例示的な実施形態においては、流体冷却システム１００は、熱源１０２、燃料冷却空気／油冷却（fuel cooled air-oil cooler）（ＦＣＯＣ）熱交換器１０４、一次空気／油冷却（air-oil cooler）（ＡＣＯＣ）熱交換器１０６および二次空気／油冷却（ＡＣＯＣ）熱交換器１０８を含み、全てはエンジン流体導管１１０を経由して互いに流れ連通で連結される。熱源１０２はコアガスタービンエンジン１３を含み、例えば潤滑油であるエンジン流体に熱を伝達する。より詳細には、熱源１０２は、作動中に熱を生成し、冷却目的で潤滑油を必要とするコアガスタービンエンジン１３内の発電機、ギヤボックス、ポンプまたはベアリングのいずれかを含む。あるいは、システム１００の熱源１０２は、本明細書に記載されるようなシステム１００の作動を促進するエンジン１０の任意の構成要素を含む。エンジン潤滑流体は、導管１１０を経由してシステム１００を流れ、熱源１０２に戻る。潤滑油が熱交換器１０４、１０６および１０８を流れるため、潤滑油温度は下がる。
【００２１】
冷却システム１００は、本明細書において、エンジン１０の潤滑流体を冷却するように記載されるが、代替としてまたは実質的に他の流体を冷却してもよい。例えば、エンジンで用いられるアクチュエータから熱を抽出するために用いられる流体を冷却してもよい。例えばエンジン制御の電子機器から熱を抽出する流体を冷却するために用いられてもよい。ガスタービンエンジンアセンブリによって利用される多種多様な流体を冷却することに加えて、当然のことながら、本明細書に記載される冷却システム１００および方法は、冷却システム１００がエンジンの一部ではなく機体に搭載される装置を冷却してもよいということを示している。他の応用では、冷却システム１００は、例えば航空機の外側表面上に、ガスタービンエンジン１０から離して搭載されてよい。
【００２２】
例示的な実施形態では、燃料冷却熱交換器１０４が、熱源１０２に流れ連通で連結される。熱交換器１０４は、それを通って流れる燃料を相対的に冷却する回路を含み、それがまた熱交換器１０４を流れることにより潤滑油の温度を下げる。
【００２３】
例示的な実施形態では、一次熱交換器１０６が、ファンケーシング４２の内側表面４３に形成される窪み内に位置する空冷表面冷却器（air cooled surface cooler）を含む。表面冷却器１０６は、油から熱エネルギーを受け取って該エネルギーを例えば空気などの別の媒体へ伝達するように熱的に連結される複数のフィン１０７を含む。より詳細には、フィン１０７がエンジン１０の吸気側２８内の流入空気流４８へ延びるように、表面冷却器１０６がファンケーシング４２に埋め込まれる。表面冷却器１０６は、油からの熱エネルギーを流入空気流４８に伝達し、油から熱を除去する。冷却された油は、以下により詳細に説明するように、必要であれば、追加冷却のために導管１１０を介して表面冷却器１０６から二次熱交換器１０８に導かれる。
【００２４】
図１に示すように、吸気側２８に導かれた空気が、出口案内翼１５０の後方の表面冷却器１０６に供給される前にまずファンアセンブリ１２へ導かれて、表面冷却器１０６を通るように導かれたエンジン流体の作動温度を下げることを促進するように、表面冷却器１０６は、ファンアセンブリ１２より下流で、ファンケーシング４２の内壁４３に連結される。概して、表面冷却器１０６は、ファンケーシング４２の内壁４３の軸方向長さに沿って、またはバイパスダクト４０内のスプリッタ４４の外側表面４５に半径方向に沿って任意の場所に置かれる。例示的な実施形態では、表面冷却器１０６がエンジンの吸気側２８近傍で、ファンアセンブリ１２の直径が最大である場所に位置する場合に、効率が増大する。
【００２５】
表１に示すように、典型的には、油／空気冷却器は、周辺温度がおよそ華氏１３１度である酷暑日状態で寸法決定される。例示的な実施形態においては、表面冷却器１０６は、酷暑日状態で寸法決定された従来の表面冷却器よりも小さい寸法である。より詳細には、表面冷却器１０６は、以下の表１に規定するように、流動媒体の温度に基づいて、標準日作動を含め標準日作動まで、または真夏日作動状態を含め真夏日作動状態までの作動に対して寸法決定される。表１は、周辺空気流として流動媒体を記載しているが、他の実施形態では、流動媒体は潤滑油そのものであってよい。そのため、より小さい寸法の表面冷却器１０６が、標準日作動または真夏日作動のいずれかを含めいずれかまでの作動状態において潤滑油の冷却要求を満足する。
【００２６】
【表１】
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【００２７】
上記表１に、その状態下でエンジン１０が作動する、ありうる状態を記載している。上記したように、公知の表面冷却器は、標準日、真夏日および酷暑日作動において作動して、潤滑油の適切な冷却を保証するように設計される。通常、周辺温度が高いほど、潤滑油温度が高く、より大きな表面冷却器が潤滑油温度を下げなければならない。そのため、酷暑日状態では、標準日または真夏日作動で必要とされる表面冷却器の寸法と比べて相対的に大きな表面冷却器が必要である。しかしながら、酷暑日状態で生じるタービンエンジン作動時間はおよそ０．１％のみである。従って、少なくともいくつかの公知のタービンエンジンは、９９．９％の作動時間で実際に要求されるよりも大きい表面冷却器を含む。そうした過剰設備は、航空機の重量を増大し、そのため燃料効率が低下する。さらに、必要以上に大きい表面冷却器は、異なる目的のために用いられうるタービンエンジン内の空間を占有する。
【００２８】
例示的な実施形態では、表面冷却器１０６は、表１に規定されるように、標準日または真夏日作動状態のいずれかにおける作動に対して寸法決定される。すなわち、より小さいサイズの表面冷却器１０６が、標準日または真夏日作動のいずれかを含めいずれかまでの作動状態において潤滑油の冷却要求を満足する。そのため、作動状態が酷暑日状態であると判定される場合、潤滑油のさらなる冷却が要求される。より詳細には、表面冷却器１０６が標準日作動に対して寸法決定されている場合、エンジンが真夏日状態かそれを上回って作動しているときに所望の温度に潤滑油を冷却するように追加冷却が必要となる。同様に、表面冷却器１０６が真夏日作動に対して寸法決定されている場合、表面冷却器１０６は標準日作動に対しては十分な冷却を提供するが、エンジンが酷暑日状態で作動している場合には所望の温度に潤滑油を冷却する追加冷却が必要となる。
【００２９】
例示的な実施形態では、潤滑流体がそれへと導かれるように、二次熱交換器１０８が、表面冷却器１０６に流れ連通で連結されて、コアタービンエンジン１３に連結されるブリック型冷却器を含む。より詳細には、ブリック型冷却器１０８が、外側表面４５に連結され、エンジン１０の作動状態に基づいて、バイパス流５２に選択的にさらされる。表面冷却器１０６と同様に、ブリック型冷却器１０８はまた、従来のブリック型冷却器よりも小さい寸法である。より詳細には、ブリック型冷却器１０８は、表面冷却器１０６と組合せて作動するように寸法決定されているため、表面冷却器１０６およびブリック型冷却器１０８は共に、少なくとも従来の寸法の表面冷却器またはブリック型冷却器ほどには、それを通って流れる潤滑油温度を下げる。図２に示すように、表面冷却器１０６およびブリック型冷却器１０８は互いに直列で連結される。代替の実施形態では、表面冷却器１０６およびブリック型冷却器１０８は並列で連結される（図４に示すように）。本明細書に記載するように、ブリック型冷却器１０８は、酷暑日作動状態で冷却空気流にさらされるのみである。
【００３０】
ここで図２および３を参照すると、冷却システム１００はまた、ブリック型冷却器１０８と流れ連通で連結される温度センサ１１２およびバイパス機構１１４を含む。例示的な実施形態では、バイパス機構１１４が、センサ１１２によって測定される流動媒体の温度に基づいて、第１の位置１１６および第２の位置１１８（図３に破線で示す）間を選択的に移動可能で、ブリック型冷却器１０８を通るように冷却空気流１２０を制御する。より詳細には、バイパス機構１１４は、上記所定の閾値温度を上回る流動媒体温度に応じて、ブリック型冷却器１０８を冷却空気流１２０にさらすように選択的に移動可能である弁または扉を含む。さらにより詳細には、センサ１１２による測定が閾値温度を超えて、真夏日または酷暑日状態のいずれかを示す場合、バイパス機構１１４は、第１の位置１１６に移動して、ブリック型冷却器１０８が冷却空気流１２０にさらされるように制御される。同様に、測定温度が閾値温度より下で、真夏日または酷暑日状態のいずれかでない作動状態を示す場合、バイパス機構１１４は、第２の位置１１８に移動して、冷却空気流１２０からブリック型冷却器１０８を離すように制御される。
【００３１】
例示的な実施形態では、バイパス機構１１４は、上記閾値温度を超えて、且つ真夏日または酷暑日状態のいずれかであると判定されるときにバイパス空気流５４に及ぶ弁または扉を含む。そうした構成において、バイパス機構１１４が、冷却空気流１２０をブリック型冷却器１０８の下流のバイパス空気流５２に戻すように導く前に、冷却空気流１２０としてブリック型冷却器１０８を通るようにバイパス空気流５２の一部分を導く。図２は、バイパス機構１１４の位置の基準となる流動媒体としてのバイパス空気流５２の温度を測定するセンサを示すが、別の実施形態では、測定される流動媒体は、流入空気流４８またはシステム１００の導管１１０を通過する潤滑油そのもののうちの一方である。概して、バイパス機構１１４の位置の基準となる流動媒体は、表１に設定するようなエンジン１０の作動状態を示すあらゆるエンジン流体を含む。例示的な実施形態では、周辺空気流の流動媒体の閾値温度は、表面冷却器の寸法に基づく。例えば、表面冷却器１０６が標準日作動に対して寸法決定されている場合、閾値温度はおよそ華氏６０度（１５．５℃）でありうるため、温度判定が標準日状態よりも大きく真夏日および酷暑日作動のうちの一方を示すと、潤滑流体はブリック型冷却器１０８を通るように導かれる。同様に、表面冷却器１０６が真夏日作動に対して寸法決定されている場合、閾値温度はおよそ華氏１０５度（４０．５℃）でありうるため、温度判定が真夏日状態よりも大きく酷暑日作動を示すと、潤滑流体はブリック型冷却器１０８を通るように導かれる。あるいは、閾値温度は、本明細書に記載されるシステム１００の作動を促進する任意の温度であってよい。
【００３２】
代替の実施形態では、機構１１４は、図３の実線で示すように持続的に第１の部分１１６にあり、バイパス機構１１４は、バイパス機構１１４および外壁４５間に規定される入口を選択的に覆う追加の弁または扉（図示せず）を含む。そのため、上記弁は、センサ１１２によって測定される流動媒体温度に基づいて選択的に移動可能で、ブリック型冷却器１０８を通るように冷却空気流１２０を制御する。
【００３３】
例示的な実施形態では、潤滑油は、バイパス機構が第２の位置にあってブリック型冷却器１０８が冷却流にさらされていない場合を含んだ全ての作動状態において、ブリック型冷却器１０８を通るように導かれる。あるいは、冷却システム１００は、ある作動状態においてブリック型冷却器１０８周辺へ潤滑油を導くように作動する潤滑油バイパス機構および連動潤滑油バイパス導管（いずれも図示せず）を含む。より詳細には、上記潤滑油バイパス機構および連動潤滑油バイパス導管は、測定温度が閾値温度より下で、真夏日または酷暑日状態のいずれかではない作動状態を示す場合の作動状態において、ブリック型冷却器１０８周辺へ潤滑油を導く。同様に、冷却システム１００は、ある作動状態において表面冷却器１０６周辺へ潤滑油を導くように作動する第２の潤滑油バイパス機構および第２の連動潤滑油バイパス導管（いずれも図示せず）を含む。より詳細には、上記第２の潤滑油バイパス機構および第２の連動潤滑油バイパス導管は、例えば極寒日状態である潤滑油に冷却を必要としない作動状態において、表面冷却器１０６周辺へ潤滑油を導く。
【００３４】
作動において、熱源１０２は熱を生成し、潤滑油温度を下げるために燃料冷却油冷却器への導管１１０を通るようにその後導かれる潤滑油に熱エネルギーを伝達する。上記潤滑油は、ファンケーシング４２に連結される表面冷却器１０６を通るようにその後導かれる。表面冷却器１０６が流入空気流４８にさらされるため、潤滑油からの熱エネルギーは流入空気流に伝達される。本明細書に記載したように、例示的な実施形態では、表面冷却器１０６が、従来の表面冷却器よりも小さい寸法であり、真夏日状態を含め真夏日状態までエンジン１０の作動状態に関する潤滑油の冷却要求を満足するように設計される。その後、センサ１１２が、例えば空気流４８もしくは５２または潤滑油そのもののうちのひとつである流動媒体の温度を測定する。流動媒体の測定温度は、その後、エンジン１０の作動状態に関連する所定の閾値温度と比較される。測定温度が閾値温度より下である場合、エンジン１０は真夏日または酷暑日状態の一方での作動ではなく、バイパス機構１１４は第２の位置１１８に置かれて、バイパス空気流５１に対してブリック型冷却器１０８を回避させる。あるいは、測定温度が閾値温度かまたは上回る場合、エンジン１０は真夏日または酷暑日状態の一方での作動であり、バイパス機構１１４は第１の位置１１６に置かれて、バイパス空気流５１の一部分、すなわち冷却空気流１２０に対してブリック型冷却器１０８へ流れて、熱エネルギーをその中の潤滑油から冷却空気流１２０へ伝達するようにさせる。
【００３５】
図４は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）とともに利用されうる、代替的なエンジン流体冷却システム２００の概略図である。流体冷却システム２００は、冷却システム１００と同様の構成要素を含むが、直列ではなく並列で配列される。そのため、図４では、システム２００における構成要素に対して、システム１００における構成要素と一致する同様の参照符号を用いる。熱源１０２、燃料冷却空気／油冷却（ＦＣＯＣ）熱交換器１０４および一次空気／油冷却（ＡＣＯＣ）熱交換器１０６は、全てエンジン流体導管２１０を経由して互いに流れ連通で連結される。冷却システム２００は、熱交換器１０６と並列で二次空気／油冷却（ＡＣＯＣ）熱交換器１０８を連結するバイパス導管２１６を含む。エンジン潤滑流体は、導管２１０および選択的に２１６を経由してシステム２００を流れ、熱源１０２に戻る。潤滑油が熱交換器１０４、１０６および１０８を流れるため、潤滑油温度は下がる。
【００３６】
図５は、ブリック型冷却器１０８に流れ連通で連結される代替のバイパス機構４１４を示す。上記バイパス機構１１４と同様に、バイパス機構４１４は、センサ１１２によって測定される流動媒体の温度に基づいて、第１の位置４１６および第２の位置４１８（図５に破線で示す）間を選択的に移動可能で、ブリック型冷却器１０８を通るように冷却空気流１２０を制御する。より詳細には、バイパス機構４１４は、上記所定の閾値温度を上回る流動媒体温度に応じて、ブリック型冷却器１０８を冷却空気流１２０にさらすように選択的に移動可能である２つの弁または扉を含む。さらにより詳細には、センサ１１２による測定が閾値温度を超えて、真夏日または酷暑日状態のいずれかを示す場合、バイパス機構４１４が第１の位置４１６に移動して、冷却空気流１２０にブリック型冷却器１０８がさらされるように制御される。同様に、測定温度が閾値温度より下で、真夏日または酷暑日状態のいずれかでない作動状態を示す場合、バイパス機構４１４が第２の位置４１８に移動して、冷却空気流１２０からブリック型冷却器１０８を離すように制御される。
【００３７】
一実施形態では、バイパス機構４１４は、ブリック型冷却器１０８の上流に第１の弁または扉を含み、ブリック型冷却器１０８の下流に第２の弁または扉を含む。閾値温度を超えており、真夏日または酷暑日状態のいずれかであると判定される場合、弁４１４が移動して、バイパス空気流５４に対してブリック型冷却器１０８を通る冷却空気流１２０となるようにすることができる。そうした構成において、バイパス機構４１４が、冷却空気流１２０をブリック型冷却器１０８の下流のバイパス空気流５２に戻すように導く前に、冷却空気流１２０としてブリック型冷却器１０８を通るようにバイパス空気流５２の一部分を導く。
【００３８】
冷却システム２００は、本明細書において、エンジン１０の潤滑流体を冷却するように記載されるが、代替としてまたは実質的に他の流体を冷却してもよい。例えば、エンジンで用いられるアクチュエータから熱を抽出するために用いられる流体を冷却してもよい。例えばエンジン制御の電子機器から熱を抽出する流体を冷却するために用いられてもよい。ガスタービンエンジンアセンブリによって利用される多種多様な流体を冷却することに加えて、当然のことながら、本明細書に記載される冷却システム２００および方法は、冷却システム２００がエンジンの部分ではなく機体に搭載される装置を冷却してもよいということを示す。他の応用では、冷却システム２００は、例えば航空機の外側表面上に、ガスタービンエンジン１０から離して搭載されてよい。
【００３９】
例示的な実施形態では、燃料冷却熱交換器１０４が、熱源１０２に流れ連通で連結される。熱交換器１０４は、それを通って流れる燃料を相対的に冷却する回路を含み、それがまた熱交換器１０４を流れることにより潤滑油の温度を下げる。
【００４０】
例示的な実施形態では、一次熱交換器１０６が、ファンケーシング４２の内側表面４３に形成される窪み内に位置する空冷表面冷却器を含む。表面冷却器１０６は、油から熱エネルギーを受け取って該エネルギーを例えば空気などの別の媒体へ伝達するように熱的に連結される複数のフィン１０７を含む。より詳細には、フィン１０７がエンジン１０の吸気側２８内の流入空気流４８へ延びるように、表面冷却器１０６がファンケーシング４２に埋め込まれる。表面冷却器１０６は、油からの熱エネルギーを流入空気流４８に伝達し、油から熱を除去する。
【００４１】
図１に示すように、吸気側２８に導かれる空気が、出口案内翼１５０の後方の表面冷却器１０６に供給される前にまずファンアセンブリ１２へ導かれて、表面冷却器１０６を通るように導かれたエンジン流体の作動温度を下げることを促進するように、表面冷却器１０６が、ファンアセンブリ１２より下流でファンケーシング４２の内壁４３に連結される。概して、表面冷却器１０６は、ファンケーシング４２の内壁４３の軸方向長さに沿う、またはバイパスダクト４０内のスプリッタ４４の外側表面４５に半径方向に沿う任意の場所に置かれる。例示的な実施形態では、表面冷却器１０６がエンジンの吸気側２８近傍で、ファンアセンブリ１２の直径が最大である場所に位置する場合に、効率が増大する。
【００４２】
ここで、図４を参照すると、冷却システム２００はまた、導管２１０に沿って連結される温度センサ２１２およびバイパス機構２１４を含む。バイパス機構２１４は、センサ２１２によって測定される流動媒体温度に基づいて選択的に移動可能で、ブリック型冷却器１０８を通るように潤滑油流を制御する。より詳細には、センサ２１２による測定が閾値温度を超えて、真夏日または酷暑日状態のいずれかを示す場合、バイパス機構１１４が移動して、ブリック型冷却器１０８を通るように潤滑油を導くように制御される。同様に、測定温度が閾値温度より下で、真夏日または酷暑日状態のいずれかでない作動状態を示す場合、バイパス機構１１４は、表面冷却器１０６のみを通るように潤滑油流を制限するように制御される。
【００４３】
作動において、熱源１０２は熱を生成し、潤滑油温度を下げるために燃料冷却油冷却器１０４への導管２１０を通るようにその後導かれる潤滑油に熱エネルギーを伝達する。潤滑油はその後、それがセンサ２１２およびバイパス機構２１４に到達する導管２１０に沿って導かれる。センサ２１２は、潤滑流体温度を判定し、温度判定に基づいてバイパス機構２１４を制御する。温度が所定の閾値より下である場合、バイパス機構２１４が、全ての潤滑油が表面冷却器１０６を通るように導き、熱源１０２へ向けて動かす。しかしながら、センサ２１２により判定される温度が閾値を上回る場合、その後バイパス機構２１４は、一部分を表面冷却器１０６へ導き、一部分をブリック型冷却器１０８へ導くように潤滑油の流れを分割するように制御される。潤滑油が冷却器１０６および１０８を出た後、潤滑油は結合されて、使用のために熱源１０２へ導かれる。
【００４４】
本明細書に記載される例示的な装置および方法は、ガスタービンエンジンを通して潤滑油を冷却する公知のシステムおよび方法の少なくともいくつかの不利益を解消する。また、本明細書に記載される上記システムおよび方法は、協働して潤滑油を冷却する表面冷却器およびブリック型冷却器の両方を含む。より詳細には、本明細書に記載の表面冷却器は、上記表１に明示するように、真夏日状態を含め真夏日状態までのエンジン作動状態における潤滑流体の冷却要求を満足するように設計される。そのため、作動状態が酷暑日状態であると判定される場合、潤滑油のさらなる冷却が要求される。ブリック型冷却器がエンジンのカウル下領域に置かれ、現在のエンジンの作動状態が酷暑日状態であると判定されると起動される。より詳細には、バイパス機構が、流動媒体の温度に基づいて選択的に移動可能であり、上記ブリック型冷却器を通るように冷却空気流を制御する。
【００４５】
上記した油冷却システムの技術的効果は、表面冷却器寸法の縮小がエンジン全体の重量の低減をもたらすことである。さらに、より小さい表面冷却器はエンジン内での占有面積が小さく、対応する少量の流入空気量と相互作用する。このように、より小さい表面冷却器は、追加の構成要素に対してエンジン内においてより多くの空間を許容するだけでなく、より小さい表面冷却器と相互作用する空気が減少するため、ファン空気の圧力損失が低減する。重量の低減および差圧の低減もまた、燃料消費率の向上をもたらし、エンジン効率が増し、全体的な作動費用が減少する。
【００４６】
油冷却システムの例示的な実施形態を、上記に詳細に記載した。油冷却システムおよびそうしたシステムおよび装置の作動方法は本明細書に記載した特定の実施形態に限定されず、むしろシステムの構成要素および／または方法の工程が、本明細書に記載の他の構成要素および／または工程から独立して個別に利用されてよい。例えば、上記方法はまた、油冷却システムを必要とする他のシステムと組み合わせて用いられてよく、本明細書に記載するようなタービンエンジンのシステムおよび方法のみと実施することに限定されない。
【００４７】
この発明の様々な実施形態の特定の特徴は、いくつかの図面において示され、他の図面において示されていないことがあるが、これは便宜のためのみである。この発明の原理に従って、図面における任意の特徴を、任意の他の図面の任意の特徴と組み合わせて参照され、および／または主張されてよい。
【００４８】
記載したこの記述は、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言葉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言葉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】
【００４９】
１０  ガスタービンエンジンアセンブリ
１１  長手方向軸線
１２  ファンアセンブリ
１３  コアガスタービンエンジン
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２４  ファンブレード
２６  回転子ディスク
２８  吸気側
４０  バイパスダクト
４２  ファンケーシング
４３  内壁
４４  スプリッタ
４５  外壁
４８  流入空気流
５０  第１の部分
５２  バイパス空気流
１００  冷却システム
１０２  熱源
１０４  熱交換器
１０６  表面冷却器
１０８  ブリック型冷却器
１１０  導管
１１２  温度センサ
１１４  バイパス機構
１１６  第１の位置
１１８  第２の位置
１２０  冷却空気流
１５０  出口案内翼
２００  冷却システム
２１０  エンジン流体導管
２１２  温度センサ
２１４  バイパス機構
２１６  バイパス導管
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
2017106442.tif 000007
【図５】
2017106442.tif 000008
【外国語明細書】
2017106442000001.pdf