(57)【要約】【課題】  簡単な構造によって熱応力によるひずみの発生を緩和して、亀裂の生じにくい信頼性の高い航空機用熱交換器を提供する。【解決手段】  高温側入口部６３と高温側出口部６４とを連通する高温流路６６と、低温側入口部６１と低温側出口部６２とを連通する低温流路６５とを有し、低温流路６５と高温流路６６間で熱交換を行う熱伝導性のコア６０と、前記コア６０の高温流路６６と高温側配管７２を接続する高温側ダクト３３と、前記コア６０の低温流路６５と低温側配管７１を接続する四角筒状の低温側ダクト３１とを備え、前記低温側ダクト３１の一端はコア６０に一体的に結合され、他端は四角筒状のフランジを介して低温側配管７１に接続されている航空機用熱交換器であって、航空機用熱交換器の低温側ダクト３１に連なる四角筒状のフランジ８０ａが、コーナー部８１と側壁部８２と分割して形成される構成を特徴とする。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンから導かれたエンジン抽気を流通する高温側配管と、ラムエア又はエンジンファンエアを流通する低温側配管とを備える航空機に用いられ、
高温側入口部と高温側出口部とを連通する高温流路と、低温側入口部と低温側出口部とを連通する低温流路とを有し、低温流路と高温流路間で熱交換を行う熱伝導性のコアと、
前記コアの高温流路と高温側配管を接続する高温側ダクトと、
前記コアの低温流路と低温側配管を接続する四角筒状の低温側ダクトとを備え、
前記低温側ダクトの一端はコアに一体的に結合され、他端は四角筒状のフランジを介して低温側配管に接続されている航空機用熱交換器であって、
前記四角筒状のフランジを含む低温側ダクトがコーナー部と側壁部とに分割して形成された構成を特徴とする航空機用熱交換器。
【請求項２】
低温側ダクトとフランジ部を別部品とし、フランジ部でコーナー部と側壁部とに分割して形成されている構成を特徴とする請求項１に記載の航空機用熱交換器。
【請求項３】
分割されたコーナー部又は側壁部の何れかが低温側ダクトに対して結合されていない構成を特徴とする請求項２に記載の航空機用熱交換器。
【請求項４】
前記フランジの分割されたコーナー部と、側壁部とは隣接する端縁部分で互いに重なるように段差状に形成され、低温側フランジに結合された側壁部又はコーナー部の端縁が結合されていないコーナー部又は側壁部の端縁の上部に重なるように組み付けられている請求項１〜請求項３に記載の航空機用熱交換器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用熱交換器に関し、例えば、航空機に用いられ、エンジンからのエンジン抽気と、機外の冷気をおびたラムエアやエンジンファンエアとの間で熱交換を行う航空機用熱交換器に関する。特に、エンジンからのエンジン抽気とエンジンファンエアとの間で熱交換を行う航空機用熱交換器に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用空気調和装置として、機内（キャビンなど）の冷房、暖房、換気等を行うために、エンジンの圧縮機からの高温（例えば、５００℃）・高圧になった空気の一部（「エンジン抽気」という）と、機外の冷気をおびたラムエアやエンジンファンエアとを利用するものがある（例えば、特許文献１、２参照）。
図１３は、航空機の抽気システム及び空調システムの一例を示す図である。まず、抽気システム２２において、エンジン１の圧縮機から抽気されるエンジン抽気４が高温側配管７２を介して航空機用熱交換器(プリクーラ)５１内に導入される。一方、低温（例えば、３０℃〜１００℃）のエンジンファンエア６が低温側配管７１を介して航空機用熱交換器５１内に導入される。これにより、詳細については後述するが、航空機用熱交換器(プリクーラ)５１にてエンジン抽気４とエンジンファンエア６との間で熱交換が行われ、エンジン抽気４の温度を、例えば、２５０℃まで下げた後、エンジン抽気４を抽気制御バルブ２で調圧して取出して、空調システム２３に導入する。なお、航空機用熱交換器５１を通過したエンジンファンエア６は機外に放出される。
【０００３】
空調システム２３に導入されたエンジン抽気４は、さらに航空機用熱交換器５０内に導入される。一方、低温（例えば、−５０℃〜３０℃）のラムエア５が、機外から航空機用熱交換器５０内に導入される。これにより、航空機用熱交換器５０内でエンジン抽気４とラムエア５との間で熱交換が行われることで、エンジン抽気４はラムエア５によってさらに冷却される。その後、ラムエア５はファン７によって機外に放出される。一方、冷却されたエンジン抽気４は、タービン１０を経て、快適な温度（例えば、２０℃）に調整されてからコックピット及びキャビン１２に導かれる。
【０００４】
ここで、航空機用熱交換器(プリクーラ)５１の構成及び動作について説明する。図１２は、従来の航空機用熱交換器５１を示す構成図である。なお、同図では、航空機の部品である高温側配管７２と低温側配管７１とを二点鎖線で示している。
航空機用熱交換器５１は、直方体形状の金属製のコア６０と、フランジ３０を介して低温側配管７１に接続される低温側ダクト３１と、フランジ３２を介して高温側配管７２に接続される高温側ダクト３３とを備える。コア６０は、右側面である低温側入口部６１で、四角筒形状の金属製の低温側ダクト３１に溶接により水密的に接続され、左側面である低温側出口部６２で、四角筒形状の金属製の低温側ダクト３１に溶接により水密的に接続されている。
また、コア６０は、下面である高温側入口部６３で、四角筒形状の金属製の高温側ダクト３３に溶接により水密的に接続されており、上面である高温側出口部６４で、四角筒形状の金属製の高温側ダクト３３に溶接により水密的に接続されている。
【０００５】
そして、コア６０は、内部に高温側入口部６３と高温側出口部６４とを上下方向に連通する複数の四角筒形状の高温流路を有するとともに、低温側入口部６１と低温側出口部６２とを左右方向に連通する複数の四角筒形状の低温流路を有する。一個の高温流路及び低温流路は、上下方向でコア６０の上面から下面までであり、かつ、左右方向でコア６０の右側面から左側面までである。また、高温流路と低温流路とは、効率よく熱交換が行われるように前後方向で互いに交互に並んでいる。
これにより、エンジンファンエア６がコア６０内を水平方向に流通するとともに、エンジン抽気４がコア６０内を上下方向に流通することにより、金属製のコア６０に熱が伝導することで、エンジン抽気４とエンジンファンエア６との間で熱交換が行われる。
また、航空機用熱交換器５０の構成及び動作も、航空機用熱交換器５１の構成及び動作とほぼ同様であるので、説明を省略する。
【特許文献１】特開２００１−３２８５９６号公報
【特許文献２】特開２００５−２４８７６４号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、上述したような航空機用熱交換器５０、５１では、低温側ダクト３１内には低温のラムエア５又はエンジンファンエア６が流通し、高温側ダクト３３内には高温のエンジン抽気４が流通するため、低温側ダクト３１の温度はラムエア５又はエンジンファンエア６の温度に近いが、コア６０との接合部の温度はエンジン抽気４の温度に近くなり、熱膨張により変形する。一方、低温側ダクトのもう片側は、機体側の低温側配管７１と各々のフランジ部８０ａ、８０ｂを介して接続されているため、変形が拘束されている。よって、低温側ダクト３１に過大な熱応力（熱ひずみ）が発生していた。低温側ダクトの接続部分で全周縁部分が溶接されて変形が拘束されているので、過大な歪みにより永年使用中に低温側ダクト３１に亀裂（クラック）を生じることがあった。
そこで、本発明は、簡単な構造によって過大な熱応力(熱ひずみ)の発生を緩和して、亀裂の生じにくい信頼性の高い航空機用熱交換器を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記課題を解決するためになされた本発明の航空機用熱交換器は、エンジンから導かれたエンジン抽気を流通する高温側配管と、ラムエア又はエンジンファンエアを流通する低温側配管とを備える航空機に用いられ、高温側入口部と高温側出口部とを連通する高温流路と、低温側入口部と低温側出口部とを連通する低温流路とを有し低温流路と高温流路間で熱交換を行う熱伝導性のコアと、前記コアの高温流路と高温側配管を接続する高温側ダクトと、前記コアの低温流路と低温側配管を接続する四角筒状の低温側ダクトとを備え、前記低温側ダクトの一端はコアに一体的に結合され、他端は四角筒状のフランジを介して低温側配管に接続されている航空機用熱交換器であって、前記四角筒状のフランジを含む低温側ダクトがコーナー部と側壁部とに分割して形成された構成とした。
【０００８】
本発明では、低温側ダクトとフランジ部を別部品とし、フランジ部でコーナー部と側壁部とに分割して形成されている構成とすることもできる。
【０００９】
前記低温側ダクトとフランジとを一体結合する部分はコーナー部を除いた部分で行うのが好ましいが、コーナー部を結合して側壁部を結合しない構成としても良い。また、結合手段は溶接やロウ付けが好ましい。
【発明の効果】
【００１０】
本発明の航空機用熱交換器によれば、高温であるエンジン抽気を流通することによるコアの温度と、低温のラムエア又はエンジンファンエアを流通することによる低温側ダクトの温度との差によって低温側ダクトに熱応力が生じても、低温側ダクトが分割されており一体結合されていないので、即ち、全周縁部分が機械的に拘束されていないので、低温側ダクトの分割部分で熱応力を逃がすことができて過大な熱ひずみの発生を緩和することができる。これにより、コンパクトかつ軽量な構造のまま、亀裂の生じにくく信頼性の高い熱交換器を得ることができると共に、製品寿命をのばすことができるといった効果がある。
【００１１】
（その他の課題を解決するための手段および効果）
本発明の航空機用熱交換器においては、低温側ダクトとフランジ部を別部品とし、低温側ダクトに連なるフランジとの結合部分で、フランジの分割されたコーナー部又は側壁部が低温側ダクトに対して一体結合されていない構成とすることもできる。
前記フランジの分割されたコーナー部と、側壁部とは隣接する端縁部分で互いに重なるように段差状に形成され、低温側フランジに結合された側壁部又はコーナー部の端縁が結合されていないコーナー部又は側壁部の端縁の上部に重なるように組み付けられている構成とするのがよい。
これにより、低温側フランジに結合されていないコーナー部又は側壁部を確実堅固に保持することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
以下、本発明の実施形態について図面を用いて説明する。なお、本発明は、以下の実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々の態様が含まれることはいうまでもない。
【００１３】
図1は本発明の一実施形態である航空機用熱交換器の構成を示す図であり、図２は図１に示すＡ−Ａ線に沿った断面図であり、図３は図５におけるＢ−Ｂ線に沿った端面図であり、図４はフランジ部分の拡大断面図であり、図５は低温側ダクトに連なるフランジのみの斜視図であり、図６はコアの斜視図である。
【００１４】
本実施例の航空機用熱交換器の基本的な構成は、前記低温側ダクトと低温側配管を接続するフランジ３０を除いて図８で説明したのと同一であるので、同等の構成部分については同じ符号を附して説明する。
本実施例の航空機用熱交換器４０は、直方体形状の金属製のコア６０と、低温側ダクトのフランジ部８０を介して低温側配管７１に接続される低温側ダクト３１と、高温側ダクトフランジ部３２を介して高温側配管７２に接続される高温側ダクト３３とを備える。コア６０は、右側面である低温側入口部６１で、四角筒形状の金属製の低温側ダクト３１に溶接により水密的に接続され、左側面である低温側出口部６２で、四角筒形状の金属製の低温側ダクト３１に溶接により水密的に接続されている。
また、コア６０は、下面である高温側入口部６３で、四角筒形状の金属製の高温側ダクト３３に溶接により水密的に接続されており、上面である高温側出口部６４で、四角筒形状の金属製の高温側ダクト３３に溶接により水密的に接続されている。
【００１５】
そして、コア６０は、内部に高温側入口部６３と高温側出口部６４とを上下方向に連通する複数の四角筒形状の高温流路を有するとともに、低温側入口部６１と低温側出口部６２とを左右方向に連通する複数の四角筒形状の低温流路を有する。一個の高温流路及び低温流路は、上下方向でコア６０の上面から下面までであり、かつ、左右方向でコア６０の右側面から左側面までである。また、高温流路と低温流路とは、効率よく熱交換が行われるように前後方向で互いに交互に並んでいる。
【００１６】
コア６０は、図２並びに図６に示すように、内部に低温側入口部６１と低温側出口部６２とを水平方向に連通する複数の四角筒形状の低温流路６５を有するとともに、高温側入口部６３と高温側出口部６４（図1参照）とを上下方向に連通する複数の四角筒形状の高温流路６６を有する。一個の高温流路６６及び低温流路６５は、上下方向でコア６０の上面から下面までであり、かつ、左右方向でコア６０の右側面から左側面までである。また、低温流路６６と高温流路６５とは、内部では前後方向で互いに交互になるように並んでいる。
さらに、高温流路６６及び低温流路６５内には、波形状の薄い金属製のフィンが形成されている。
【００１７】
更に本実施例では、前記低温側ダクト３１と低温側配管７１とは、図４に示すように四角筒形状のフランジ部８０を介して接続される。本実施例では、低温側ダクト３１と低温側フランジ８０ａとが一体的に形成され、低温側ダクト３１と低温側フランジ８０ａとが、図３〜図５に示すように、コーナー部８１と、他の部分即ち側壁部８２とに分割して形成されている。そして、分割された低温側ダクトのコーナー部８１と側壁部８２がコア60に溶接して形成されている。また、低温側ダクトのコーナー部８１と、側壁部８２とは隣接する端縁部分で互いに重なるように段差状に組み合わせて形成されている。
【００１８】
上記の構成において、エンジンファンエア６がコア６０の複数の低温流路６５内を水平方向に流通するとともに、エンジン抽気４がコア６０の複数の高温流路６６内を上下方向に流通することにより、金属製のコア６０に熱が伝導することで、エンジンファンエア６とエンジン抽気４との間で熱交換が行われる。このとき、コア６０の温度と、低温側ダクト３１の温度との差により低温側ダクト３１の両端面間に熱膨張の差が生じても、低温側ダクト３１のコーナー部８１と、側壁部８２が分割されているため、即ち、全周縁部分が機械的に拘束されていないので円周方向の熱応力を逃がすことができ、これにより過大な熱ひずみの発生を緩和して亀裂の生じることを防止することができる。
尚、前記低温側ダクト３１のコーナー部８１と側壁部８２が分割されているので、気体の漏れが考慮されるが、低温側気体は低温、低圧であるので多少の漏れは許容される。
【００１９】
本発明の航空機用熱交換器においては、図７〜図１０に示すように、低温側ダクトとフランジ部を別部品とし、低温側ダクトに連なるフランジとの結合部分で、フランジの分割されたコーナー部又は側壁部が低温側ダクトに対して一体結合されていない構成とすることもできる。
本実施例では、前記低温側ダクト３１と低温側配管７１とは、図１０でより詳しく示すように、四角筒形状のフランジ８０を介して接続される。該フランジ８０は低温側ダクト３１に溶接で結合されるダクト側フランジ８０ａと、低温側配管７１に連なる配管側フランジ８０ｂとからなり、両フランジ８０ａ、８０ｂを面接させた状態で外周からカップリング９０を嵌合させることにより接続されている。本実施例では、低温側ダクト３１に連なる低温側フランジ８０ａが、図９に示すように、フランジのコーナー部８１と、他の部分即ち側壁部８２とに分割して形成されている。そして、分割されたコーナー部８１を低温側ダクト３１に対して側壁部８２に独立して溶接、もしくは溶接せず、側壁部８２で低温側ダクト３１に溶接して形成されている。また、フランジのコーナー部８１と、側壁部８２とは隣接する端縁部分で互いに重なるように段差状に組み合わせて形成されている。この場合、低温側ダクト３１に溶接されていないコーナー部８１の端縁が側壁部８２の端縁の下方になるようにして組み付けることにより、コーナー部８１を確実堅固に保持されている。また、低温側ダクト３１はコア６０に溶接で結合されている。
【００２０】
上記の構成において、エンジンファンエア６がコア６０の複数の低温流路６５内を水平方向に流通するとともに、エンジン抽気４がコア６０の複数の高温流路６６内を上下方向に流通することにより、金属製のコア６０に熱が伝導することで、エンジンファンエア６とエンジン抽気４との間で熱交換が行われる。このとき、コア６０の温度と、低温側ダクト３１の温度との差により両者間に熱膨張の差が生じてその応力が低温側ダクト３１に及ぼしても、低温側ダクト３１に連なるフランジ８０ａとの結合部分で、フランジ８０ａの分割されたコーナー部８１に溶接されていないので、即ち、全周縁部分が機械的に拘束されていないので熱応力を逃がすことができ、これにより過大な熱ひずみの発生を緩和してコーナー部分に亀裂の生じることを防止することができる。
尚、前記コーナー部８１が低温側ダクト３１に溶接されていないので、気体の漏れが考慮されるが、低温側気体は低温、低圧であるので多少の漏れは許容される。しかし、コーナー部８１と側壁部８２の段差状の重なり合う面にシール材を介在させることにより気体の漏れは防止することができる。
【００２１】
尚、上記実施例において、フランジ８０ａのコーナー部８１が低温側ダクト３１に対して溶接せず、側壁部８２で溶接結合した例を示したが、逆に、コーナー部８１で低温側ダクト３１に溶接し、側壁部８２で溶接しない構成とすることも可能である。
【００２２】
また、上記航空機用熱交換器４０では、１個のコア６０からなる構成としたが、図１１の符号４２で示すように、第一コア４５と第二コア４６とからなる構成としてもよい。
【００２３】
また、上述した航空機用熱交換器４０は、抽気システムに用いるものとして説明したが、空調システムに用いてもよい。
さらに、上記航空機用熱交換器４０では、コーナー部８１と側壁部８２とを異なる材料で形成するような構成としてもよい。
【産業上の利用可能性】
【００２４】
本発明は、例えば、エンジンからのエンジン抽気と、機外の冷気をおびたラムエアやエンジンファンエアとの間で熱交換を行う航空機用熱交換器に利用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】本発明の一実施形態である航空機用熱交換器の構成を示す図。
【図２】図１におけるＡ−Ａ線に沿った断面図。
【図３】図５におけるＢ−Ｂ線に沿った端面図。
【図４】低温側ダクトのフランジ部分の断面図。
【図５】低温側ダクトと一体をなすフランジの斜視図。
【図６】コアの斜視図。
【図７】本発明の第２の実施例を示す図。
【図８】図７におけるＣ−Ｃ線に沿った断面図。
【図９】第２実施例のフランジのみの斜視図。
【図１０】第２実施例のフランジ部分の断面図。
【図１１】本発明の更に別の実施例を示す図。
【図１２】従来の航空機用熱交換器の構成を示す図。
【図１３】航空機の抽気システム及び空調システムの一例を示す説明図。
【符号の説明】
【００２６】
１：  エンジン
４：  エンジン抽気
５：  ラムエア
６：  エンジンファンエア
３１：  低温側ダクト
３３：  高温側ダクト
４０：  航空機用熱交換器
６０：  コア
６１：  低温側入口部
６２：  低温側出口部
６３：  高温側入口部
６４：  高温側出口部
６５：  低温流路
６６：  高温流路
７１：  低温側配管
７２：  高温側配管
８０：  フランジ
８０ａ：  ダクト側フランジ
８０ｂ：  配管側フランジ
８１：  フランジのコーナー部
８２：  フランジの側壁部
【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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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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