(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジン用のエンジン制御構成要素を冷却するためのシステム及び方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン制御構成要素６０を冷却するためのシステムは、制御構成要素と、構成要素及び大気と流体連通状態になったダクト６３、６４と、ダクトに設置されて構成要素への空気流を調整するようになった弁組立体６７とを含む。方法は、ａ）構成要素及び大気と流体連通状態になった少なくとも１つのダクトとダクトに設置されて構成要素への空気流を調整するようになった弁組立体とを含む該構成要素を冷却するためのシステムを設けるステップと、ｂ）構成要素の冷却が必要である場合にシステムを第１の条件に置くステップと、ｃ）第１の条件に対応して弁組立体を開くステップと、ｄ）構成要素の冷却が必要でない場合にシステムを第２の条件に置くステップと、ｅ）第２の条件に応答して弁組立体を閉じるステップとを含む。【選択図】図２
2009209932.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン制御構成要素（６０）を冷却するためのシステムであって、
前記制御構成要素（６０）と、
前記構成要素（６０）及び大気と流体連通状態になった少なくとも１つのダクト（６３、６４）と、
前記ダクト（６３、６４）に設置されて前記構成要素（６０）への空気流を調整するようになった弁組立体（６７）と、を含む、
システム。
【請求項２】
前記弁組立体（６７）が、通常は開位置に付勢される、請求項１記載のシステム。
【請求項３】
該システムが、２つのダクト（６３、６４）、すなわち航空機エンジンナセル構造体（３２）の第１の表面（３１）から前記構成要素（６０）に至る第１のダクト（６３）と該構成要素（６０）から前記航空機ナセル構造体（３２）の第２の表面（３３）に至る第２のダクト（６４）とを含む、請求項１又は２記載のシステム。
【請求項４】
前記構成要素（６０）が、航空機エンジンナセル構造体（３２）内部で該構造体（３２）の第１の表面（３１）と該構造体（３２）の第２の表面（３３）との間に設置される、請求項１乃至３のいずれか1項に記載のシステム。
【請求項５】
前記第１の表面（３１）が、前記構造体（３２）の内表面であり、
前記第２の表面（３３）が、前記構造体（３２）の外表面である、
請求項４記載のシステム。
【請求項６】
前記弁組立体（６７）が、一対のピボット取付け弁フラップを含む、請求項１乃至５のいずれか1項に記載のシステム。
【請求項７】
前記弁組立体（６７）が、前記構成要素（６０）が冷却を必要とする時に開位置で機能しまた前記構成要素（６０）が冷却を必要としない時に閉位置で機能するように構成される、請求項１記載のシステム。
【請求項８】
ガスタービンエンジン制御構成要素（６０）を冷却する方法であって、
前記構成要素（６０）及び大気と流体連通状態になった少なくとも１つのダクト（６３、６４）と前記ダクト（６３、６４）に設置されて前記構成要素（６０）への空気流を調整するようになった弁組立体（６７）とを含む該構成要素（６０）を冷却するためのシステムを設けるステップと、
前記構成要素（６０）の冷却が必要である場合に前記システムを第１の条件に置くステップと、
前記第１の条件に対応して前記弁組立体（６７）を開くステップと、
前記構成要素（６０）の冷却が必要でない場合に前記システムを第２の条件に置くステップと、
前記第２の条件に応答して前記弁組立体（６７）を閉じるステップと、を含む、
方法。
【請求項９】
前記閉じるステップが、前記ダクト（６３，６４）を通して空気流を逆流させることによって達成される、請求項８記載の方法。
【請求項１０】
前記開くステップ及び閉じるステップが、受動的に達成される、請求項８記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書に記載した技術は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、そのようなエンジン用のエンジン制御構成要素を冷却するためのシステム及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも１つの公知のガスタービンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンの上流に取付けられたファン組立体を含む。作動時に、ファン組立体から吐出された空気流の一部分は、下流方向にコアガスタービンエンジンに送られ、このコアガスタービンエンジンにおいて、空気流はさらに加圧される。加圧空気流は次に、燃焼器内に送られ、燃料と混合されかつ点火されて高温燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは次に、タービンに送られ、タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して、圧縮機を駆動すると同時に飛行中の航空機を推進する有用な仕事を行う。ファン組立体から吐出された空気流のその他の部分は、ファンストリームノズルを通してエンジンから流出する。
【０００３】
そのような航空機ガスタービンエンジンの運転及び性能を制御するのに、種々の異なる制御システム及び方法が利用可能である。１つのタイプの制御システムは一般に、ＦＡＤＥＣ（全自動デジタル式エンジン制御装置）と呼ばれ、このＦＡＤＥＣというのは、航空エンジンを電子制御するようになったシステムの総称である。ＦＡＤＥＣシステムは、パイロットが操作するスロットルレバーの位置及びその他のエンジン制御装置に関する情報並びにエンジンに装着した様々なセンサからの様々な情報を受信し、かつエンジン推力、燃料経済性などのような必要な性能レベルが得られるようにエンジンを制御する中央コンピュータシステム（ＦＡＤＥＣと呼ばれることが多い）を含む。多くの場合に、ＦＡＤＥＣユニットのようなエンジン制御構成要素は、コンピュータチップ及びプリント回路基板のような多数の小型配線及び電子構成要素を含む。
【０００４】
実働中に、ガスタービン航空機エンジンは、高高度及び低高度、高温度及び低温度、並びにエンジン上での、該エンジンの周りでの及び該エンジン内での高速空気流及び低速空気流のような広範囲の作動条件を受ける。単一フライトの間においてさえ、航空機、該航空機の１つの又は複数のエンジン、及びエンジン制御構成要素は、地上走行、離陸及び着陸運転の間に低速度、低高度及び高温度条件を受け、また飛行の巡航部分の間に高速度、高高度及び低温度条件を受ける可能性がある。
【０００５】
ＦＡＤＥＣユニットのようなエンジン制御構成要素は、通常はエンジンカウリング又はナセル内部に収納され、このエンジンカウリング又はナセル内部において、これらエンジン制御構成要素は、エンジン上を、該エンジンの周りを又は該エンジン内を通って流れる可能性がある降水、塵埃、デブリ及びその他の汚染物質から保護される。しかしながら、エンジン自体に近接近した状態でエンジン制御構成要素を収納することにより、通常エンジン作動時に発生する高温度にそれらエンジン制御構成要素が曝されることになる可能性がある。さらに、エンジン制御構成要素内部に設けられる可能性がある電気的接続部及び電気的構成要素並びに作動コンピュータ構成要素のために、エンジン制御構成要素はそれ自体が熱を発生し、この熱により、密閉空間内において、ユニットが所望の作動温度よりも高い温度を受ける傾向になる可能性がある。
【０００６】
エンジン制御構成要素の作動温度を管理するために、多くの場合、換気装置を設けて、構成要素よりも低温の空気を該構成要素上に導いて熱を運び去りかつ該構成要素の温度を満足な作動レベルに維持している。しかしながら、冷却の必要性は、飛行又は運転セッションのコースの間に大きく変化する。例えば、高温日には、エンジンアイドル出力設定での地上運転の間に、高高度における巡航条件及び高出力設定の間よりも非常に大きな程度の冷却を必要とする可能性がある。
【０００７】
従来型のシステムでは、冷却空気流量を調整するには重量及び複雑さを増大させることが必要となるために、そのようなシステムは、通常は一定の作動条件で作動させて、予測可能な運転環境時に必要となる最大レベルの冷却空気ボリュームが得られるように構成される。しかしながら、そのような構成では、低温度空気の必要以上の空気流に起因したエンジン制御構成要素の過剰冷却又はオーバチルが生じ、それによって熱疲労応力及び繰り返し歪みを引き起こし、場合によってはプリント回路基板のような高感度内部素子に割れを招くおそれがある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
従って、ガスタービンエンジン制御構成要素の作動のための満足な温度範囲を維持しながら、必要に応じて該制御構成要素を冷却するようになったシステム及び方法に対する必要性が依然として残っている。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
１つの態様では、ガスタービンエンジン制御構成要素を冷却するためのシステムについて記述する。本システムは、制御構成要素と、構成要素及び大気と流体連通状態になった少なくとも１つのダクトと、ダクトに設置されて構成要素への空気流を調整するようになった弁組立体とを含む。
【００１０】
別の態様では、ガスタービンエンジン制御構成要素を冷却する方法について記述する。本方法は、ａ）構成要素及び大気と流体連通状態になった少なくとも１つのダクトとダクトに設置されて構成要素への空気流を調整するようになった弁組立体とを含む該構成要素を冷却するためのシステムを設けるステップと、ｂ）構成要素の冷却が必要である場合にシステムを第１の条件に置くステップと、ｃ）第１の条件に対応して弁組立体を開くステップと、ｄ）構成要素の冷却が必要でない場合にシステムを第２の条件に置くステップと、ｅ）第２の条件に応答して弁組立体を閉じるステップとを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】例示的なガスタービンエンジン組立体の断面図。
【図２】弁を開位置で示した状態でのエンジン上に設置したエンジン制御構成要素冷却システムの例示的な実施形態を示す、例示的なガスタービンエンジンの部分断面側面図。
【図３】図２に示す弁組立体の拡大断面図。
【図４】図２の線４−４に沿って取った拡大断面図。
【図５】図２と同様であるが、弁を閉位置で示した状態での図２の冷却システムを示す部分断面側面図。
【図６】図５に示す弁組立体の拡大断面図。
【図７】図７の線７−７に沿って取った拡大断面図。
【図８】弁組立体の別の実施形態の、図７と同様な図。
【図９】従来型の冷却システムを備えたエンジン制御構成要素が受ける温度の温度対時間プロット。
【図１０】本明細書に記載した冷却システムの例示的な実施形態を利用したエンジン制御構成要素が受ける温度の温度対時間プロット。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
次に、図面の図全体を通して同じ符号が同様の要素を表わしている添付図面の図に関して、本発明の例示的な実施形態を説明することにする。
【００１３】
図１は、長手方向軸線３０を有する例示的なガスタービンエンジン組立体１０の概略断面図である。ガスタービンエンジン組立体１０は、ファン組立体１４とコアガスタービンエンジン１５とを含む。コアガスタービンエンジン１５は、高圧圧縮機１８、燃焼器２０及び高圧タービン２２を含む。この例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０はまた、低圧タービン２４、多段ブースタ圧縮機１６、及びブースタ圧縮機１６を実質的に囲むスプリッタ１７を含む。
【００１４】
ファン組立体１４は、ロータディスクから半径方向外向きに延びるファンブレードのアレイを含み、ロータディスクの前方部分は、流線形スピナによって囲まれている。ガスタービンエンジン組立体１０は、吸気側１１及び排気側１３を有する。ファン組立体１４、ブースタ１６及びタービン２４は、第１のロータシャフト２８によって互いに結合され、また圧縮機１８及びタービン２２は、第２のロータシャフト２６によって互いに結合される。
【００１５】
作動中に、流入空気４２は、ファン組立体１４を通って流れ、空気流の第１の部分は、ブースタ１６を通して、またさらにコアガスタービンエンジン１５の内部流路５０を通して送られる。ブースタ１６から吐出された加圧空気は、圧縮機１８を通して送られ、圧縮機１８において、空気流はさらに加圧されかつ燃焼器２０に送給される。燃焼器２０からの高温の燃焼生成物（図１には図示せず）は、タービン２２及び２４を駆動するために利用され、タービン２４は、シャフト２８によってファン組立体１４及びブースタ１６を駆動するために利用される。内部流路５０を通って流れる空気及び燃焼生成物は、符号４４で示すように、コアカウル３６の後端縁部３８においてコアガスタービンエンジン１５から流出する。ガスタービンエンジン組立体１０は、設計作動条件と設計外作動条件との間での作動条件の範囲で運転可能である。
【００１６】
ファン組立体１４から吐出された流入空気流４２の第２の部分は、バイパスダクト４０を通して送られて、コアガスタービンエンジン１５を囲むコアカウル３６の周りでファン組立体１４からの空気流の一部を迂回させる。より具体的には、バイパスダクト４０は、エンジンナセル３２の第１の表面又は内表面３１を形成したファンケーシング又はシュラウドとスプリッタ１７によって形成された前端縁部を有するコアカウル３６との間で延びる。バイパスダクト４０を通って流れる空気は、ナセル３２の後端縁部３４から流出する。ナセル３２は、航空機エンジン１０の主要部分を囲みかつ適切な取付け装置によって航空機に固定される。図１に示す実施形態では、ナセル３２は、取付けパイロン１９を介して航空機翼１２に固定される。
【００１７】
従って、上述したように、ファン組立体１４からの空気流の第１の部分は、ブースタ１６を通して、次に圧縮機１８内に送られ、またファン組立体１４からの空気流の第２の部分は、バイパスダクト４０を通して送られて、例えば航空機に推力を与える。スプリッタ１７は、流入空気流を第１の部分と第２の部分とに分割する。ガスタービンエンジン組立体１０はまた、ファン組立体１４に構造的支持を与えると共にさらにファン組立体１４をコアガスタービンエンジン１５に結合するのにも利用されるファンフレーム組立体４６を含む。
【００１８】
ファンフレーム組立体４６は、半径方向外側取付けフランジと半径方向内側取付けフランジとの間でほぼ半径方向に延びかつバイパスダクト４０内部に円周方向に間隔を置いて配置された複数の出口案内ベーンを含む。ファンフレーム組立体４６はまた、半径方向外側取付けフランジと半径方向内側取付けフランジとの間に結合された複数のストラットを含む。１つの実施形態では、ファンフレーム組立体４６は、アーチ形セグメントで製作され、アーチ形セグメント内では、フランジが出口案内ベーン及びストラットに結合される。１つの実施形態では、出口案内ベーン及びストラットは、バイパスダクト４０内部で同軸に結合される。任意選択的に、出口案内ベーンは、バイパスダクト４０内部でストラットの下流に結合することができる。
【００１９】
ファンフレーム組立体４６は、ガスタービンエンジン組立体１０の様々なフレーム及び支持組立体のうちの１つであり、これらフレーム及び支持組立体は、ガスタービンエンジン組立体１０内部で様々な構成要素の配向を保持するのを可能にするために使用される。より具体的には、そのようなフレーム及び支持組立体は、固定構成要素を相互連結しかつロータ軸受支持体を形成する。ファンフレーム組立体４６は、バイパスダクト４０内部でファン組立体１４の下流に結合されて、出口案内ベーン及びストラットが、ファン組立体１４の出口の周りに円周方向に間隔を置いて配置されかつファン組立体から吐出される空気流の流路を横切って延びるようになる。
【００２０】
図１に示す実施形態では、全自動デジタル式エンジン制御装置（ＦＡＤＥＣ）のようなガスタービンエンジン１０用の制御構成要素は、エンジンナセル３２内部で第１の表面又は内表面３１と第２の表面又は外表面３３との間に設置される。
【００２１】
図２は、エンジン制御構成要素６０の取付け細部を示す、図１に図示したような例示的な航空機ガスタービンエンジンの前方部分の部分断面側面図である。図２に示すように、エンジン制御構成要素６０は、ナセル３２内部の隔室６２内に取付けられ、この隔室６２は、エンジン制御構成要素６０に加えてその他の構成要素（図示せず）を収納することができる。隔室６２は、ナセル３２のそれぞれ内表面３１及び外表面３３間に設置される。ガスタービンエンジン１０並びにその制御及び補助システムの取付け及び構成細部に応じて、ナセル内部での様々な配置が実現可能である。この図示した実施形態では、隔室６２は、ナセルの前端縁部と後端縁部との間のほぼ中間に配置されている。
【００２２】
図２に示す例示的な実施形態では、制御構成要素６０は、ケーシング６１内に収納され、このケーシング６１は、制御構成要素６０を少なくとも部分的に囲んで、該制御構成要素６０をその他の要素から隔離しかつ隔室６２の内表面に間隔を置いて配置している。ダクト６３は、内表面３１上の開口部６６とケーシング６１との間に流体連通を形成して、制御構成要素６０を囲むケーシング６１と内表面３１との間で該ダクト６３を通して空気が流れることができるようにする。ダクト６４は、外表面３３上の開口部６５とケーシング６１との間に流体連通を形成して、制御構成要素を囲むケーシング６１と外表面３３との間で該ダクト６４を通して空気が流れることができるようにする。従って、制御構成要素６０は、内表面３１及び／又は外表面３３からダクト６３及び６４を通して移動する空気流に曝すことができる。
【００２３】
隔室６２、制御装置ケーシング６１並びにダクト６３及び６４の要素は、所望の特定のエンジン用途の特性に適合するような寸法、形状、構成及びその他構成にされる。
【００２４】
図２に示すように、弁組立体６７を設けて、システムを通過する空気流を受動的に調整しかつエンジン制御構成要素６０が受ける作動温度を管理する。
【００２５】
図３及び図４は、図２に示す弁組立体６７をより詳細に示している。図２、図３及び図４に示すように、弁組立体６７は開位置にあり、空気は、図示する矢印の方向に流れるようになる。従って、空気は、ナセルの第２の表面又は外表面３３上の開口部６５から、開位置にある弁組立体６７を備えたダクト６４を通り、制御構成要素６０を囲むケーシング６１内を通りかつダクト６３を通って、ナセルの第１の表面又は内表面３１上の開口部６６を通して流出するように流れる。この構成及び作動状態は、地上運転又は離陸のような低速度、低マッハ数かつ低高度運転状態の一般的なものと言える。そのような条件下では、開口部又はポート６５で得られる空気の温度と制御構成要素６０内部の空気の温度との間の温度差は、比較的小さく、従って熱衝撃設計要件下で、弁組立体６７を通過する空気流量を制限しないことが許容される。
【００２６】
図３及び図４に示すように、この図示した例示的な実施形態における弁組立体６７は、ヒンジピン６８でピボット取付けした２つの半円形弁フラップを含む。弁組立体６７は、如何なるスプリング、ソレノイド又はその他のアクチュエータも必要としない状態で、通常航空機高度において重力が弁フラップ上に作用して開位置になるように下向きに該弁フラップ上に力を加えかつ該弁フラップを付勢するようにして、設置される。弁フラップは、ウェッジ７０のような特徴形状部を含み、このウェッジ７０は、弁フラップが互いに接触することになるような完全に開位置（すなわち、図示するように垂直方向）に該弁フラップが到達するのを防止する。この特徴形状部は、弁フラップ上を流れる空気の動的力が該弁フラップを振動させかつ場合によっては弁組立体の部品の振動及び／又は早期摩耗を引き起こす可能性があるようなフラッタ状態を防止するのに役立つ。弁フラップを僅かな閉位置（完全に開いていない）状態に保持する特徴形状部はまた、弁フラップが空気流の方向及び圧力における変化に応答するのを可能にして、空気流の方向が逆になった時に弁フラップが一層容易に閉状態に応答しかつ移動するようにするのに役立つ。移行ポイント（開／閉）は、航空機速度、航空機迎え角及び空気密度の関数である。この方向転換ポイントは、弁フラップに対して較正重量を付加しかつ回転軸線に対する位置を変化させることによって変更することができる。下記により十分に説明するように、弁フラップはまた、弁が閉位置になった時に、一定最少量の空気流がシステムを通って流れるのを可能にするアパーチャ７１のような特徴形状部を含む。また、完全な閉位置になった時にそれに対して弁フラップが当接して該弁フラップの移動を制限しかつオーバセンタになるのを防止する１つ又はそれ以上の弁ストッパ６９が設けられる。アパーチャ７１の存在により、閉位置状態における空気の通過のために弁フラップの端縁部に任意の特定量のクリアランスを設ける必要がないので、１つ又は複数の弁ストッパ６９はまた、完全な環状リング又はリングセグメントの形態を取ることができる。
１つ又は複数の弁ストッパ６９と組合せてバンパ又はシール７２を設けて、弁が閉じた時における振動を低減しかつ空気漏洩を減少又は防止することができる。不連続型の弁ストッパ６９の場合には、バンパ又はシール７２もまた不連続型であるが、連続型環状リングの形態の弁ストッパの場合には、バンパ又はシール７２は、連続型（環状リングを形成する）又は不連続型（１つ又はそれ以上の環状セグメントを形成する）のいずれかとすることができる。バンパ又はシール７２が空気の通過に対して有する影響の程度すなわちシール性能の程度は、シール７２の連続性の程度に応じて決まる。バンパ又はシール７２が不連続型である場合には、バンパ又はシール７２は、シールとしてよりもバンパとしてより多く機能する傾向になる。
【００２７】
図２、図３及び図４に対応する図５、図６及び図７は、同一の構成要素のほぼ匹敵する図を示しているが、図５、図６及び図７では、逆流空気流（矢印で示すような）及び閉状態における弁組立体６７を示している。弁フラップは、弁ストッパ６９に当接しており、またアパーチャ７１は、ほぼ閉状態の弁組立体を通して一定量の空気流を流して弁閉状態作動時にエンジン制御構成要素６０を所望の温度に維持するような寸法及び構成とすることができる。アパーチャ７１は、任意選択的なものであり、必要に応じて、システムを通過する空気流の全体的閉塞が望ましい場合には省略することができる。従って、空気は、ナセルの第１の表面又は内表面３１上の開口部６６から、ダクト６３を通り、制御構成要素６０を囲むケーシング６１内を通り、かつ閉位置にある弁組立体６７を備えたダクト６４を通って、ナセル３２の第２の表面又は外表面３３上の開口部６５を通して流出して流れる（流れ始めかつ弁を閉じ、かつ／又はアパーチャ７１を通して最少量で流れ続ける）。この構成及び作動状態は、巡航又はその他の高速度飛行のような高速度、高マッハ数かつ高高度運転状態の一般的なものと言える。このような条件下では、システムを通して流すのに利用できる空気の温度は、比較的低温であり、従って制御構成要素６０を通常作動温度下に保つのに必要な冷却空気の量は、比較的に少ないものとなる。
【００２８】
本明細書で説明したシステムを航空機巡航状態時にこのシステムによって最少空気流又は無空気流（質量流量）で作動させることによりまた、航空機が受ける抗力が減少し、それによって燃料消費量（燃料消費率（ＳＦＣ）と言う用語で表わすことが多い）が減少する。
【００２９】
図８は、上述した弁構成の変形形態を示している。図８の実施形態では、弁フラップは、完全に閉じた時における直径が、ダクトの直径よりも小さくなるような寸法になっている。これにより、ギャップ７２が形成され、このギャップ７２は、弁組立体６７を貫通しかつ通過する一定の比較的少量の空気流を可能すると言う表現で上述したアパーチャ７１と同様に機能する。上述した実施形態と対照的に、アパーチャ７１の存在により、閉位置状態における空気の通過のために弁フラップの端縁部に任意の特定量のクリアランスを設ける必要がないので、１つ又は複数の弁ストッパ６９はまた、完全な環状リング又はリングセグメントの形態を取ることができる。ギャップ７２を存在させる場合には、閉位置状態における空気の通過のために弁フラップの端縁部にクリアランスを設ける必要があるので、１つ又は複数の弁ストッパ６９は、離散小型要素又はリングセグメントとしかつ完全な環状リングを形成しないのが好ましい。
【００３０】
ダクト６３又はダクト６４のいずれか内での弁組立体６７のその他の配置は、特定の用途の特性に応じて選択することができる。しかしながら、弁を開位置に付勢する付勢力として重力の利点を利用するように弁組立体６７を配向することにより、必要となるスプリング、ソレノイド又はその他のアクチュエータの必要性が排除されて、手作業又はシステムの介在がない状態で作動状態に応答して自動的に又は受動的に作動する簡単かつ信頼性がある軽量設計が維持されるようになる。
【００３１】
ダクト、ケーシング及び弁組立体は、エンジン制御構成要素の適当な温度での作動を保証するのに必要な特定の流れ特性が得られるような寸法及び構成にされる。図９及び図１０は、運転セッションのコースの間における１つの特定のエンジン用途の場合にＦＡＤＥＣユニットが受ける内部作動温度のグラフ図である。図９及び図１０において参照識別子Ｔで表わした最大温度差は、空気流が調整されない従来型の固定式ダクトシステムで作動させた場合の図９では約６０°Ｆであり、また本明細書で説明したようなシステムを用いた場合の図１０では約２５°Ｆである。
【００３２】
この例示的な実施形態では、ダクト及びケーシングは、ガラス繊維材料、黒鉛材料、炭素材料、セラミック材料、ＫＥＶＬＡＲのような芳香族ポリアミド材料、それに限定されないがチタン、アルミニウム及び／又は金属マトリックス複合材料（ＭＭＣ）のような薄板金属材料、並びに／或いはそれらの混合物とすることができる。例えば、ビニルエステル樹脂、ポリエステル樹脂、アクリル樹脂、エポキシ樹脂、ポリウレタン樹脂、ビスマレイミド樹脂及びそれらの混合物などのあらゆる好適な熱硬化性ポリマー樹脂が、ダクト及びケーシングを形成するのに使用することができる。材料は、それに対して制御構成要素を曝すことができる温度、振動及び撓み要件に基づいて選択すべきである。
【００３３】
同様に、弁組立体の要素は、金属及びプラスチック、特に比較的軽量のそれら材料の広範な種類の好適な材料で製作することができる。
【００３４】
前記説明の多くはエンジン制御構成要素（ＦＡＤＥＣユニットのような）に焦点を合わせてきたが、本明細書で説明するシステム及び方法は、同様の条件及び環境下で冷却及び換気を必要とするその他の隔室にも適用することができる。
【００３５】
本明細書は、実施例を使用して、最良の形態を含む本発明を開示し、またさらに当業者が本発明を製作しかつ使用するのを可能にする。本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、かつ当業者が想起するその他の実施例を含むことができる。そのようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有するか又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する均等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に属することになることを意図している。
【符号の説明】
【００３６】
１０  ガスタービンエンジン組立体
１１  吸気側
１２  航空機翼
１３  排気側
１４  ファン組立体
１５  コアガスタービンエンジン
１６  ブースタ
１７  スプリッタ
１８  高圧圧縮機
２０  燃焼器
２２  高圧タービン
２４  低圧タービン
２６  第２のロータシャフト
２８  第１のロータシャフト
３１  第１の表面
３２  ナセル
３３  第２の表面
３４  後端縁部
３６  コアカウル
３８  後端縁部
４０  バイパスダクト
４２  流入空気
４４  排出ガス
４６  ファンフレーム組立体
５０  内部流路
６０  制御構成要素
６１  ケーシング
６２  隔室
６３  ダクト
６４  ダクト
６５  開口部
６６  開口部
６７  弁組立体
６８  ヒンジピン
６９  弁ストッパ
７０  ウェッジ
７１  アパーチャ
７２  バンパ又はシール
【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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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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