(57)【要約】  使用される流体の作動温度を低下させるのを助けるように、航空機（３０）のターボプロップ組立体（１８）を回転させるタービンエンジン（１０）を組み立てる方法は、液ガス熱交換器（５０、５１、５２、１５０、１５２）を準備する段階と、航空機の表面に沿って位置決めするために、前記表面の輪郭と前記熱交換器の形状とを近似させることで、前記熱交換器を適合させる段階と、前記ターボプロップ組立体からの空気流を使用して冷却するために、前記熱交換器を前記航空機の外面に沿って結合する段階とを含む。液ガス熱交換器は、コア（９０）と、コアを貫通して延びる流路（９２）と、流路の各々に結合されターボプロップ組立体からの空気流を受け取り流体の温度を低下させる冷却フィン（８０）と、熱交換器と関連する結合構造体と、熱交換器に結合して冷却フィン上に空気流を送るフランジ（９４、９６）とを含むことができる。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
使用される流体の作動温度を低下させるのを助けるように、航空機（３０）のターボプロップ組立体（１８）を回転させるタービンエンジン（１０）を組み立てる方法であって、
液ガス熱交換器（５０、５１、５２、１５０、１５２）であってコア（９０）と、前記コアを貫通して延びる複数の流路（９２）と、前記複数の流路の各々に結合され、前記ターボプロップ組立体からの空気流を受け取り、前記流路を通過する流体の温度を低下させるのを助けるように構成された複数の冷却フィン（８０）と、前記熱交換器と関連する少なくとも１つの結合構造体と、前記熱交換器に結合して前記複数の冷却フィン上に空気流を送るのを助ける少なくとも１つのフランジ（９４、９６）とを含む液ガス熱交換器を準備する段階と、
航空機の表面に沿って位置決めするために、前記表面の輪郭と前記熱交換器の形状とを近似させることで、前記熱交換器を適合させる段階と、
前記ターボプロップ組立体からの空気流を使用して冷却するために、前記熱交換器を前記航空機の外面に沿って結合する段階と
を含む方法。
【請求項２】
前記航空機は飛行機である、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記航空機はヘリコプターである、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記適合させる方法は、前記熱交換器を湾曲させる段階を含む、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記ターボプロップ組立体は、飛行機プロペラ（１８）又はヘリコプターロータを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記熱交換器を前記ターボプロップ組立体からの空気流に沿って位置決めする段階をさらに含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記位置決めは、前記航空機に沿った外部である、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記位置決めは、前記航空機のダクトの内部である、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
前記空気流は、前記ターボプロップ組立体が生成する、請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
前記空気流は、前記航空機の移動により生成される、請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
前記流路は、前記空気流に略直交して延びる、請求項１に記載の方法。
【請求項１２】
前記流路は、前記空気流に略平行に延びる、請求項１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本実施形態は、一般的に、ガスタービンターボプロップエンジンで使用される熱交換器に関する。詳細には、本実施形態は、ターボプロップからの空気流を利用してエンジン液体冷却のための液ガス熱交換を可能にする、航空機用の表面共形熱交換器に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいて、空気は、圧縮機で圧縮され、燃焼器で燃料と混合されて高温燃焼ガスを生じるようなっており、高温燃焼ガスは、タービン段を通って下流に流れる。一般的に、典型的なガスタービンエンジンは、前方端及び後方端を有し、その間で複数のコア又は推進構成要素が軸方向に配置される。空気入口つまり吸気口は、エンジンの前方端に配置される。後方端に向かって移動すると、順番に、吸気口には圧縮機、燃焼室、及びタービンが続く。当業者には、エンジンが低圧及び高圧圧縮機、並びに低圧及び高圧タービンといった追加の構成要素を含み得ることを容易に理解できるはずである。しかしながら、これが全てではない。典型的なターボプロップガスタービンエンジン航空機において、タービン段は、燃焼ガスからエネルギを抽出して、ターボプロペラを回転させる。一部の実施形態において、プロパルサーは、一部の飛行機の場合、１又はそれ以上のターボプロペラ（以下、ターボプロップ）に動力を供給することができる。別の実施形態において、プロパルサーは、ヘリコプターで動作するロータとして組み込まれた１又はそれ以上のターボプロペラを駆動することができる。
【０００３】
作動時、ガスタービンエンジンでは、燃焼及びエネルギ抽出プロセスで大量の熱が発生する。エンジン温度がエンジン故障を引き起こす可能性がある許容レベルを超えて上昇しないようにエンジン内の発熱を管理する必要がある。発熱を制御してエンジン寿命を延ばす１つの方法は、エンジン構成要素を潤滑して、潤滑流体を冷却することである。一部の実施形態によれば、バイパスダクトにおいてファンを使用する熱交換器が用いられる。しかしながら、当該ファンの給電及びバイパスダクトの必要性は、ガスタービンエンジンに対してサイズ、構造体、及び重量を加える。
【０００４】
ガスタービンエンジン航空機の効率を改善するために、継続的目標は、軽量化、並びにファン、ファンモータ、駆動シャフト及び配管に関連するコスト低減を可能にすることである。加えて、このことは燃料及び運転コストの低減につながるであろう。
【０００５】
上記及び他の問題点を解決して、航空機エンジンを軽量化しながら冷却を維持及び向上させることが望ましいであろう。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第４６０１２０２号明細書
【発明の概要】
【０００７】
本実施形態によれば、共形表面熱交換器が提供される。熱交換器は、飛行機又はヘリコプター等の航空機の表面に適合する。熱交換器は、航空機のターボプロップの空気流経路内に配置され、エンジン性能を改善しながら液ガス熱交換を可能にしてエンジン流体を冷却するようになっている。
【０００８】
使用される流体の作動温度を低下させるのを助けるように、航空機のターボプロップ組立体を回転させるタービンエンジンを組み立てる方法であって、液ガス熱交換器を準備する段階であって、該液ガス熱交換器が、コアと、コアを貫通して延びる複数の流路と、複数の流路の各々に結合され、ターボプロップ組立体からの空気流を受け取り、流路を通過する流体の温度を低下させるのを助けるように構成された複数の冷却フィンと、熱交換器と関連する少なくとも１つの結合構造体と、熱交換器に結合して複数の冷却フィン上に空気流を送るのを助ける少なくとも１つのフランジと、を含む段階と、航空機の表面に沿って位置決めするために、表面の輪郭と熱交換器の形状とを近似させることで、熱交換器を適合させる段階と、ターボプロップ組立体からの空気流を使用して冷却するために、熱交換器を航空機の外面に沿って結合する段階と、を含む方法。航空機は、飛行機又はヘリコプターとすることができる。適合させる段階は、熱交換器を湾曲させる段階を含む。ターボプロップ組立体は、飛行機プロペラ又はヘリコプターロータを備えることができる。本方法は、熱交換器をターボプロップ組立体の流路に沿って位置決めする段階をさらに含むことができる。
【０００９】
例示的な実施形態の上述した及び他の特徴及び利点、並びにこれらを実現する方法は、添付図面と共に以下の実施形態の説明を参照することによって明らかになり、航空機用の共形表面熱交換器がより良好に理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】ターボプロップ航空機用ガスタービンエンジンの側断面図。
【図２】例示的なターボプロップ飛行機の等角図。
【図３】第１の例示的なヘリコプターの等角図。
【００１１】
【図４】第２の例示的なヘリコプターの等角図。
【図５】共形熱交換器のための液体冷却回路の例示的な概略図。
【図６】例示的な共形熱交換器の上面図。
【図７】図６の熱交換器の断面図。
【図８】図４の例示的なヘリコプター上の熱交換器の等角図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下にその１つ又はそれ以上の実施例が図面に例示されている提示された実施形態について詳細に説明する。各実施例は、説明の目的で提供され、本開示の実施形態を限定するものではない。実際に、本開示の範囲又は技術的思想から逸脱することなく、種々の修正形態及び変形形態を本実施形態において実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。例えば、１つの実施形態の一部として例示され又は説明される特徴は、別の実施形態と共に使用して更に別の実施形態を得ることができる。従って、本発明は、このような修正形態及び変形形態を添付の請求項及びその均等物の範囲内にあるものとして保護することが意図される。
【００１３】
図１−８を参照すると、航空機用共形熱交換器の種々の実施形態が示されている。熱交換器は、飛行機又はヘリコプター等の航空機の外面形状に適合するように形成されると共に、例えば飛行機又はヘリコプター上のターボプロップ組立体がもたらす流路に沿って配置される。これにより、現在の冷却構成に関連する追加のエンジン構造が不要になる。しかしながら、これらの実施例は限定的ではなく、他の実施形態を利用することができる。      
【００１４】
本明細書で使用される用語「半径方向」及び「半径方向に」とは、エンジンの長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を意味する。「軸方向」及び「軸方向に」と併せて使用される用語「前方」とは、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン入口により近接していることを意味する。「軸方向」又は「軸方向に」と併せて使用される用語「後方」とは、エンジン出口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が入口に比べてエンジン出口により近接していることを意味する。
【００１５】
単独で又は用語「半径方向」又は「半径方向に」と併せて使用される用語「近位方向」又は「近位方向に」とは、中心長手方向軸線に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較して中心長手方向軸線により近接していることを意味する。単独で又は用語「半径方向」又は「半径方向に」と併せて使用される用語「遠位方向」又は「遠位方向に」とは、エンジン外周に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン外周により近接していることを意味する。
【００１６】
本明細書で使用される用語「横方向」又は「横方向に」とは、軸方向及び半径方向の両方に対して垂直な寸法を意味する。
【００１７】
最初に図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０の概略的な側断面図が示されており、ガスタービンエンジン１０はエンジン入口端部１２を有し、空気は、例えば低圧圧縮機１５及び高圧圧縮機１４を含む多段圧縮機、燃焼器１６、並びに例えば高圧タービン２０及び低圧タービン２１を含む多段タービンによって規定されるプロパルサー１３に流入する。集合的に、プロパルサー１３は、作動時に動力を供給してターボプロップ組立体を駆動する。ガスタービン１０は、エンジン軸２６に関して軸対称であり、この周りを種々のエンジン構成要素が回転する。作動時、空気は、空気入口端部１２から入り、少なくとも１つの圧縮段を通って移動し、この圧縮段で空気圧が高められて燃焼器１６に送られる。加圧空気は、燃料と混合されかつ着火されて高温燃焼ガスがもたらされ、高温燃焼ガスは、燃焼器１６から流出して高圧タービン２０に向かう。高圧タービン２０において、高温燃焼ガスからエネルギが抽出され、タービンブレードが回転して、結果として高圧タービンシャフトが回転する。高圧タービンシャフトは、エンジンの前部に延在して１又はそれ以上の高圧圧縮機段１４を継続して回転させる。
【００１８】
エンジン１０は少なくとも第２のシャフト２８を含む。第２のシャフト２８は、低圧タービン２１と低圧圧縮機１５との間で延びて、エンジンの中心軸２６の周りで回転する。
【００１９】
さらの図１を参照すると、入口１２は、ノーズコーンから半径方向外向きに延びる例示的な円周配列のブレード１９を有するターボプロペラ（ターボプロップ）１８を含む。ターボプロペラ１８は、シャフト２５、ギヤボックス又は他の動力伝達装置２３によってシャフト２８及び低圧タービン２１に作動可能に接続され、タービンエンジン１０のための推力を生成する。用語「ターボプロップ又はターボプロペラ」は、飛行機用プロペラ及びヘリコプター用ロータの両方を含むことが意図される。
【００２０】
次に、図２を参照すると、例えば飛行機３０である、例示的な航空機の等角図が示されている。通常、飛行機は、ターボプロップ飛行機と呼ばれる。飛行機３０は、機首３２と、該機首と尾部３６との間に広がる胴体３４とを含む。少なくとも１つの翼３８は、胴体３４から横方向に延びる。本実施形態では、翼３８は、胴体３４で二等分される単一の構造体として広がること、又は胴体３４から延在する２枚の別個の翼構造体とすることができる。加えて、翼は、図示のように胴体の下部に取り付けること、又は一部の飛行機によく見られる胴体の上部に取り付けることができる。少なくとも１枚の翼３８及び尾部３６は、航空機３０の飛行を制御するために用いられる制御面４０を備える。
【００２１】
少なくとも１枚の翼３８は、胴体３４の両側にガスタービンエンジン１０を含む。他の実施形態では、エンジン及びプロペラ組立体は、飛行機の前端部又は後端部とすることができる。ガスタービンエンジン１０は、飛行機３０の推力を発生する複数のブレード１９を含むターボプロップ１８を有する。ターボプロップ組立体１８が回転すると、飛行機３０に沿って後方に延びる空気流経路２３が形成される。空気流経路２３は、必然的に飛行機のための推力をもたらすと共に空気が少なくとも１枚の翼３８上を通過する際に揚力をもたらす。また、飛行機３０は、少なくとも１つの共形表面熱交換器５０を備える。本実施形態は、エンジンハウジングの横方向外面上に熱交換器５０を含む。しかしながら、熱交換器５０は、エンジンの任意の表面上に配置することができ、ここでは空気流経路２３内に共形表面熱交換器５０が配置される。これにより、飛行中並びにエプロン上又は滑走路上の待機状態といった静止エンジン運転中に熱交換器５０を介してエンジン流体からの熱を除去することができる。第２の熱交換器５２は、胴体３４に沿って描かれている。これは、ターボプロップ１８からの空気流経路２３が胴体３４に沿っても進行するからである。同様に、熱交換器５０、５２は、空気流経路２３が進行するか又は通常飛行時に空気流がエンジン流体の冷却の手助けをする、飛行機３０の種々の表面に配置することができる。熱交換器５０、５２は、様々な方向に指向することができる。例えば、一部の例では、例えば熱交換器５１で示すように熱交換器を長軸垂直方向に指向することが望ましい場合がある、一方で他の例では、例えば熱交換器５０で示すように熱交換器を長軸水平方向に指向することが望ましい場合がある。もしくは、熱交換器は、熱交換器５２で示すように湾曲表面上に置くことができる。さらに、飛行機３０は、様々な数の熱交換器５０を含むことができる。さらに、ターボプロップ飛行機が示されているが、図示の実施形態は、エンジンから流出するエンジン推力空気が熱交換器５０、５１、５２を通り過ぎることができるジェット航空機にも用いることができる。エンジン排気のより高い温度に起因して熱交器が良好でない可能性があるが、得られる熱交換は、エンジン液体冷却には十分であろう。
【００２２】
ここで図３を参照すると、第２の例示的なターボプロップ航空機が示されている。本実施形態において、ターボプロップ航空機はヘリコプター６０であり、ターボプロップ組立体は少なくとも１枚のロータ組立体を定める。ヘリコプター６０は、尾部６６に向かって延びる胴体６４によって定めされるキャビン部分６２を含む。ヘリコプターの胴体６４の上面は、少なくとも１つのガスタービンエンジン６８を含む。例示的な実施形態では、キャビン６２上で胴体６４の上側に２つのガスタービンエンジンが配置されている。ガスタービンエンジン６８は、ターボプロップの形態のメイン又は一次ロータ組立体７０を作動させる。加えて、尾部６６には二次ロータ組立体７２がある。一次ロータ７０及び二次ロータ７２の各々は、前述の飛行機と同様に空気流経路をもたらす。一次ロータ７０の場合、一般に、空気流経路は下向きであり、ロータウォッシュがヘリコプター６０を飛行状態へ上向きに押し上げる。また、この下向き流によって、適切に位置決めされた熱交換器１５０を冷却することができる。二次ロータ７２は、ロータ７０の回転に起因するヘリコプター胴体６４の動きを打ち消す。従って、二次ロータがもたらす空気流経路は、本質的にほぼ横向きである。
【００２３】
胴体６４、尾部６６、及びガスタービンエンジン６８のハウジングに沿って複数の熱交換器１５０が配置される。これらの熱交換器の全ては、ロータ７０、７２の空気流経路が熱交換器１５０を横切って進行するように配置され、結果的に、熱交換器を通過するエンジン流体が冷却される。加えて、これらの熱交換器をヘリコプターに適用する場合、ヘリコプター６０が飛行状態にあるか否かに関わらず、ロータ７０、７２は、ガスタービンエンジン６８の作動している場合は回転するので、熱交換器１５０は、絶えずエンジン流体を冷却する。
【００２４】
ここで図４を参照すると、第２の実施形態のヘリコプター１６０が示されている。この第２の実施形態において、ヘリコプター１６０は、前側キャビン１６２及び尾部１６６を有する胴体１６４を含む。各熱交換器１５０は、同様にロータウォッシュが熱交換器を横切って進行する空気流をもたらす場所に配置され、これによって熱交換器１５０を通過するエンジン流体が冷却される。本実施形態において、熱交換器１５２は、前記の実施形態とは異なり尾部１６６に利用される。本実施形態では、二次ロータ１７２が回転できるダクト１６５が付与される。ダクト１６５は、略円形で横方向に幅を有し、熱交換器１５２をロータ１７２の半径方向外縁部から離間して配置できる空間を形成する。前記の実施形態と同様に、熱交換器１５０、１５２は共形であり、その形状がヘリコプター６０、１６０又は前記の実施形態の飛行機の外面に沿って位置するおおよその輪郭に適するように変化することを意味する。熱交換器１５０は、キャビン１６２の近く、胴体１６４の上面に沿って、エンジンケーシングの近く、及び尾部１６６の近くに配置することができる。一般に、これらの場所は、ヘリコプター１６０の作動中にロータ空気流が吹き降りるように選択される。加えて、前記の実施形態と同様に、ロータウォッシュは、ヘリコプター１６０が飛行中か若しくは単にエプロン又は発着所にいるかに関わらず熱交換器１５０を冷却する。
【００２５】
これらの熱交換器１５０は、設置場所の輪郭に一致するように、平坦とすること若しくは１又はそれ以上の軸に関して輪郭形成することができる。加えて、構造体は、周囲を取り巻くことができる。熱交換器５０、１５０、１５２は、熱交換器から外向きに延びる一体的な複数の冷却フィンを有する単一構成型マニホルド構造体の形を成すことができ、フィンは、ヘリコプター６０、１６０及び飛行機３０のターボプロップがもたらす空気流経路に接触することができる。もしくは、熱交換器は、別体のマニホルド及びフィン構造体の形を成すことができ、これらは結合して単一セグメント又は複数セグメントを定めることができる。
【００２６】
ここで図５を参照すると、冷却回路及びエンジンの概略図が示されている。エンジン１０が概略的に示されており、例えば複数の軸受４２、４４、４６を含み、これらの軸受には、リザーバ４１と各軸受４２、４４、４６との間で延びる経路４８を経由してエンジン流体が供給される。また、流体は、ギヤボックス４３に供給することができる。複数の流体戻り管路４９は破線で示されており、例えば、軸受４２、４４、４６及び随意的にギヤボックス４３から熱を除去し、ポンプ４５を通って熱交換器５０に移動させる。プロペラが熱交換器５０の上に空気流を吹き付けるので熱交換器５０の内部においてエンジン流体の冷却が起こり、その後、流体はリザーバ４１に戻る。種々のバルブが簡易図で概略的に示されており、種々のバルブ配列を利用することができるが、これらの配列は、非限定的であり１つの実施形態の単なる例である。加えて、概略図では熱交換器５０が示されているが、熱交換器５０、５２、１５０、１５２等の前述の何らかの熱交換器又は他の実施形態は、図示の実施形態に関する概略図に置き換えることができる。
【００２７】
ここで図６を参照すると、共形表面熱交換器５０の上面図が示されている。熱交換器５０は、ほぼ直線である、熱交換器５０の第１の端部８２と第２の端部８４との間に延びる複数のフィン８０を有する。フィン８０は、詳細窓に示すように非常に薄いので、図面の主景（ｐｒｉｍａｒｙ  ｖｉｅｗ）に示すような実線の直線状に延びる構造体のように見える。フィン８０の後方で、第１の端部８２と第２の端部８４との間には、エンジン流体が熱交換器５０を通って移動する１又はそれ以上の通路を有するコアが延びている。熱交換器は、該熱交換器５０を通過するエンジン流体が流入及び流出するための第１及び第２の連結部８６をさらに備える。本実施形態において、熱交換器５０は、フィン８０が航空機の表面から外側に向くように配置され、ターボプロップは、空気をこれらのフィン８０上に吹き付けるので、熱交換器５０を通過する流体の冷却が可能になる。加えて、構造体は、概して単一の金属構造体で形成されるので、この要素は構造体の種々の軸の周りで形作るか又は湾曲させることができ、熱交換器が配置されることになる航空機の表面に合致するか又は適合するようになっている。軸８３、８５は例示的な軸として示されており、構造体はその周りで湾曲することができる。加えて、熱交換器１５２（図４）を形成するために、熱交換器は、熱交換器から離間した軸の周りで湾曲することができる。加えて、一部の実施形態によれば、図示のセグメントは、細長い構造体を形成して追加の冷却を可能にするために種々のセグメントと結合することができる。これは所要の冷却能力に応じて設計することができる。
【００２８】
ここで図７を参照すると、図６の実施形態の断面図が示されている。熱交換器５０は、胴体３４の内部に位置付けて示されており、フィン８０は胴体３４の開口を貫通して延びる。熱交換器はコア９０を含み、該コア９０は、内部を貫通して延びる複数の開口９２を有する。複数の熱交換フィン８０は、コア９０から延びて胴体３４を貫通して位置付けられる。種々の保持構造体を利用して、コア９０を胴体３４の開口内で保持することができる。コア９０は流体がその内部を流れるのを可能にするが、空気流経路２３はフィン８０を通過してコア９０の開口９２を通過する流体から熱を除去する。熱交換器５０の内側に沿ってコアを保護するため並びに構造体全体を航空機に結合するために、コア９０の周りに追加の構造体を用いることができる。冷却フィン８０は、熱交換器５０の長軸に直交する方向に延びる。しかしながら、この構成は必須又は限定するものではなく、フィンの構成は、航空機上の熱交換器５０の方向に影響を与える可能性がある。冷却フィン８０は、少なくとも１つの方向に整列しており、空気流２３はそこを通って移動することができる。図示の実施形態において、フィン８０は、２つの横断方向に整列することができ、例えば、紙面の内外への又は空気流２３で示すような改善された空気流が可能になる。フィン８０は、本実施例では、２つの方向に延びる複数の流路又が列を定める。フィン８０は、一体成形又は構成のコアと一緒に形成すること、又はコア９０に溶接又はろう付けすることができる。本実施形態では、アルミニウムを利用して熱交換器コア９０及びフィン８０を形成することができる。しかしながら、これは限定的ではなく、適切な熱伝達品質を備えた種々の金属構造体を使用して流体流路、経路、又は孔９２を通過する流体から熱を除去することができる。
【００２９】
図８を参照すると、例示的なヘリコプター１６０における、例えばコックピットウィンドシールド上側の例示的な取り付け位置が示されている。熱交換器１５０は、第１の端部８２と第２の端部８４との間を延びるフランジ９４を用いて取り付けられる。熱交換器１５０は、端部又はマニホルドフランジ９６をさらに備えること、又は熱交換器１５０の取り付を助けるためのマニホルドを介して結合することができる。本実施形態では、フランジ９４、９６は、航空機に固定されるが、種々の方法及び手段を利用して熱交換器を航空機に結合することができる。航空機に対する空気流を妨げないことが望ましい。フランジ９４、９６の間から、熱交換フィン８０は、ヘリコプター１６０の表面から外向きに延びる。流体連結部８６は、熱交換器１５０の内部に配置され、タービンエンジン１０から延びる流体管路に接続されて流体連通する。
【００３０】
構造及び方法に関する上述の記載は、説明の目的で提示されている。この説明は、本発明を網羅すること、又は本発明を開示された厳密なステップ及び／又は形態に限定することを意図したものではなく、上述の教示に照らして多くの修正形態及び変形形態が実施可能であることは明らかである。本明細書で記載される特徴要素は、どのようにも組み合わせることができる。本明細書で記載される方法のステップは、物理的に実施可能なあらゆる順序で実施することができる。方法及び材料の特定の形態について例示し説明してきたが、本発明はこれに限定されるものではなく、添付の請求項によってのみ限定されることになる点を理解されたい。
【符号の説明】
【００３１】
１０  タービンエンジン
１８  ターボプロップ組立体
３０  航空機
５０  熱交換器
５１  熱交換器
５２  熱交換器
６０  ヘリコプター
８０  冷却フィン
９０  コア
９２  流路
９４  フランジ
９６  フランジ
１５０  熱交換器
１５２  熱交換器
【図１】
2016531032.tif 000003
【図２】
2016531032.tif 000004
【図３】
2016531032.tif 000005
【図４】
2016531032.tif 000006
【図５】
2016531032.tif 000007
【図６】
2016531032.tif 000008
【図７】
2016531032.tif 000009
【図８】
2016531032.tif 000010
【国際調査報告】
2016531032.tif 000011
2016531032.tif 000012