"流路4内の第1の表面41上を流れる第1の流れストリーム1と、第2の流れストリーム2を運ぶ導管44と、前記導管44と流体連通し、前記第1の表面41の付近に配置された航空用煙突50であって、前縁部分51及び後縁部分52を有して、前記第1の流れストリーム1が前記第1の表面41の付近で前記航空用煙突50の周囲を流れるようになっている空気力学的形状90を有する本体53を有する前記航空用煙突50とからなる、通気システム40。前記航空用煙突の前記空気力学的形状90は、前記第2の流れストリーム2と、前記航空用煙突50の前記後縁部分52の付近の前記第1の表面41との直接接触を防止するように構成される、請求項1に記載の通気システム40。前記第1の表面41は、複合材料から製造された内壁43の一部を形成する、請求項1に記載の通気システム40。前記航空用煙突50の前記空気力学的形状90は、前記第2の流れストリーム2による前記内壁43の過熱を防止するように構成される、請求項3に記載の通気システム40。流路4が、前記第1の表面41と外壁45の第2の表面42との間に形成される、請求項1に記載の通気システム40。前記外壁45は複合材料から製造される、請求項5に記載の通気システム40。前記流路4に延在する前記航空用煙突の高さ54は、前記第2の流れストリーム2と前記第2の表面42との直接接触を防止するように構成される、請求項5に記載の通気システム40。前記導管44は、前記第2の流れストリーム2が鋭角をなして前記流路4に入るように前記第1の表面41に対して角度141をなして配向される、請求項1に記載の通気システム40。前縁部分51、後縁部分52、第1の側壁61及び第2の側壁62を有しており、前記第1及び第2の側壁61,62が前記前縁部分51と前記後縁部分52の間に延在する外側部分55の空気力学的形状90を有する本体53からなる航空用煙突50と、導管44からの流れストリーム2を受け入れることができる内側通路64を有する内側部分56とからなる、流動通気孔60。前記内側部分56に凹部66を更に有する、請求項9に記載の流動通気孔60。前記第1及び第2の側壁61,62の少なくとも一部は弓形形状68を有する、請求項9に記載の流動通気孔60。前記弓形形状68は、前記前縁部分51と前記後縁部分52の間の翼弦方向において変動する、請求項11に記載の流動通気孔60。圧縮機16と、抽気流を流すことができる抽気流導管44と、抽気流が流路4内に排出されるように前記抽気流導管44と流体連通している航空用煙突50であって、流路内の流れストリームが前記航空用煙突50の周囲を流れるような空気力学的形状90を有する本体53を有する前記航空用煙突50とからなる、ガスタービンエンジン10。従って、圧縮機又はその他の熱源から抽気された熱気への流路構造の露出の削減を促進するシステムを有することが望ましい。また、異なる圧力、温度、及びその他の流動特性を有する2つ以上の流れストリームの混合を促進する一方で、流れストリームの有意な崩壊を引き起こすことなく、熱気への露出による潜在的な損傷から流路構造を保護する装置を有することが望ましいであろう。上述の要求は、本明細書に開示された例示的な実施形態によって満たされ、例示的な実施形態は、流路内の第1の表面上を流れる第1の流れストリームと、流路内に第2の流れストリームを運ぶ導管と、導管と流体連通し、第1の表面付近に配置された航空用煙突であって、前縁部分及び後縁部分を有して、第1の流れストリームが第1の表面付近で航空用煙突の周囲を流れるようになっている空気力学的形状を有する本体を有する航空用煙突とを有する通気システムを提供する。本発明の一態様によれば、流れ排気孔は、外側部分の空気力学的形状と、導管からの流れストリームを受け入れることができる内側通路を有する内側部分とを有する本体からなる航空用煙突を有する。様々な図を通して同じ参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図1は、本発明の態様に従った例示的な通気システム40を有する例示的なガスタービンエンジンアセンブリ10の概略断面図を示している。図1は、縦軸11を有するガスタービンエンジンアセンブリ10を示す。ガスタービンエンジンアセンブリ10は、高圧圧縮機14、燃焼器16、及び高圧タービン18を含むコアガスタービンエンジン12を含んでいる。図1に示す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、コアガスタービンエンジン12の軸方向下流に連結される低圧タービン20と、コアガスタービンエンジン12の軸方向上流に連結されるファンアセンブリ22とを含む。ファンアセンブリ22は、ロータディスク26から半径方向外方に延在するファンブレード24の列を含む。図1に示す例示的な実施形態では、エンジン10は、吸気側28及び排気側30を有する。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、オハイオ州シンシナティのゼネラルエレクトリック社から入手可能なターボファンガスタービンエンジンである。コアガスタービンエンジン12、ファンアセンブリ22、及び低圧タービン20は、第1のロータ軸31によって連結され、圧縮機14及び高圧タービン18は、第2のロータ軸32によって連結される。作動中、空気がファンアセンブリブレード24を流れて、圧縮空気が高圧圧縮機14に供給される。ファンアセンブリ22から排出された空気は圧縮機14に運ばれ、そこで空気流が更に圧縮されて燃焼器16に運ばれる。燃焼器16の燃焼生成物はタービン18及び20の駆動に利用され、タービン20は軸31を介してファンアセンブリ22を駆動する。エンジン10は、設計作動条件と設計外作動条件の間の作動条件の範囲で動作可能である。図1に示す例示的なガスタービンエンジンアセンブリ10は、例示的な通気システム40を含む。例示的なガスタービンエンジンアセンブリ10では、特定の選択された作動条件において、既知の制御弁46を用いて制御された圧縮機14からの圧縮空気の一部本明細書では抽気と称されるが導管44或いは、本明細書では抽気通路又は抽気流導管と称されるに入る。抽気2は導管44を通過し、航空用煙突50に入り、そこで抽気をバイパス流路等の流路4に排出し、ファン流ストリーム等の別の流れ1と混合する。抽気流導管44は、比較的熱い抽気流を流すことができる材料、例えば金属から製造される。抽気流2の空気温度は、華氏約300度~華氏約1300度の間で変化する。ファン流ストリーム1の空気は、華氏約50度~華氏約300度の間で変化する。より詳細には後述する航空用煙突50は、抽気2が流路4に排出されるように抽気流導管44と流体連通しており、航空用煙突50は、流路4内のファン流ストリーム等の流れストリーム1が航空用煙突50の周囲を流れるような空気力学的形状を有する本体53を有している。航空用煙突の空気力学的形状のため、航空用煙突の領域の流動損失が許容限度内で保たれる。図2は、本発明の例示的な実施形態に従った通気システム40の概略図を示す。通気システム40は、流体流、例えば圧縮機14からの高温抽気流ストリームを、流路内の冷気流ストリーム1、例えばガスタービンエンジン10のバイパス流に排出する。図2に示すように、第1の流れストリーム1は流路4内の第1の表面上を流れる。流路は、壁43の表面41によって部分的に形成される。図2において、流路4は、内壁43の第1の表面41及び外壁45の第2の表面42によって形成される。一部の応用例では、例えば、ガスタービンエンジンにおいて、流路4はエンジン軸11を囲んで環状であってもよい。導管44は、第2の流れストリーム2、例えば圧縮機14からの高温抽気流を、航空用煙突50内に運ぶ。図2に示すように、航空用煙突50は、流れストリーム2が航空用煙突50に入り、航空用煙突50から排出されるように導管44と流体連通している。図2に示すように、航空用煙突50の少なくとも一部は流路4内に配置され、内壁43の第1の表面の付近に配置される。航空用煙突50は、流路4内の損失を最小限にする空気力学的形状90を有する本体53を有している。本体53は、前縁部分51及び後縁部分52を有しており、第1の流れストリーム1が第1の表面41の付近で航空用煙突50の本体53の周囲を流れるように適切に空気力学的に成形されている。流路4内では、第1の流れストリーム1及び第2の流れストリーム2が混合して、混合流ストリーム3を形成する。図2に示す例示的な実施形態では、内壁43及び/又は外壁45への抽気流ストリーム2の直接衝突図2において点線で示されるは、本明細書に記載の流動通気孔60を有する通気システム40を使用することにより回避される。図3は、本発明の例示的な実施形態に従った航空用煙突50を有する例示的な流動通気孔60の等角図を示す。流動通気孔60を有する通気システム40では、航空用煙突50は、空気力学的形状90を有する本体53を有している。空気力学的形状90は、第1の流れストリーム1が、第2の流れストリーム2と、航空用煙突50の後縁部分52の付近又はその下流の第1の表面41との直接接触を防止するように既知の空気力学的原則を用いて設計される。第1の流れストリーム1が、前縁部分51から後縁部分52へ向かって空気力学的形状本体53の周囲を流れて、流面41に隣接して流れ続けることによって、高温流ストリーム第2の流れストリーム2と内壁43との直接接触を防止する。図5~7を参照のこと。図3に示す例示的な流動通気孔60は、本体53を有する航空用煙突50を有している。本体53は、外側部分55及び内側部分56を有する。本体53の外側部分55は、既知の技術手法を用いて空気力学的に成形される。本体53は、前縁部分51及び後縁部分52を有する。第1の側壁61及び第2の側壁62は、前縁部分51と後縁部分52の間に延在する。内側部分56は、導管44等の供給経路と流体連通している内側通路64を有し、導管44からの第2の流れストリーム、例えば圧縮機からの抽気を受け入れることができる。本明細書の図に示す内側通路64は、流れストリーム2の通路として例示的な非円形断面を有する。しかしながら、本発明は、図示の断面形状によって制限されるものではない。適切な流量範囲を提供する、円形断面等のその他の適切な断面形状もまた、本発明の技術的範囲内であると考えられる。図3に示す例示的な実施形態では、内側部分56は、重量を削減するために側壁61,62間に延在する凹部66を有する。好適な実施形態では、側壁61,62は約0.1インチの厚さを有する。しかしながら、そのような凹部は、場合によっては必要でないことがある。図9は、側壁161,162間に凹部を有していない本発明の代替的な実施形態に従った流動通気孔160の航空用煙突150の一部の等角図を示す。凹部のない上部166は、前縁部分151から後縁部分152に延在し、抽気流を流すための内側通路166を有する。図3に示す例示的な流動通気孔60では、航空用煙突50の空気力学的形状本体53が第1の表面41から流路4内の一定の高さ54Hに延在する。このことは、図3に示す例示的な航空用煙突の側面図である図4に示されている。空気力学的機構の高さH54は、流れストリーム2が流路4の流面41及び42に衝突しない又は別の方法で損傷を与えないように選択される。流路4に延在する航空用煙突の高さH54は、第2の流れストリーム2の第2の表面42との直接接触を防止すると共に、第2の流れストリーム2による外壁45の過熱を防止するように構成される。ガスタービンエンジンにおいて、航空用煙突50を通って排出する流れは、特定のエンジン作動条件に対してだけ必要とされる。従来技術において公知の適切な制御手段、例えば制御弁46図1参照は、本発明を組み込んだ過渡抽気弁TBV通気システムによる通気プロセスの作動を制御するために使用することができる。TBVシステムがオフ即ち、圧縮機流の抽気及び排出がない場合、航空用煙突50は何らかの小さな性能損失は引き起こすことがあるが、本体53の空気力学的形状90と適切な高さHによって最小限に抑えられる。好適な実施形態では、高さHは流路4の流れ幅の5から50であり、流れ幅は、第1の流れ1の方向と垂直に測定した第1の表面41と第2の表面42との間の距離として定められるものである。図3~7は、航空用煙突50の空気力学的形状90を示す。空気力学的形状90は、第1の流れストリーム1が、前縁部分51から後縁部分52まで適切に成形された本体53の周囲を流れ、後縁部分52の下流の第1の流面41の付近に残るように既知の技術手法を用いて設計される。このことは、第1の流れストリーム1の例示的な流動軌跡を用いて図5及び6に示される。第1の表面41の近くに残る第1の流れストリーム1は、非常に高温又はその他の潜在的な有害特性を有する第2の流れストリーム2から内壁42及び外壁45等の流路構造を保護する。空気力学的形状90は、傾斜した前縁部分51例えば、図3参照を有する。図3~7に示す例示的な実施形態では、空気力学的形状90は更に、第1の側壁61及び第2の側壁62に関して弓形形状68を有する。弓形形状68は、流れストリームが側壁61,62及び第1の流面41に付着したままであるように流体流解析に関する既知の技術手法を用いて設計される。図3に示す例示的な実施形態では、弓形形状68は、前縁部分51と後縁部分52の間の翼弦方向において変動する。図5は、本発明に従った例示的な航空用煙突50の周囲の第1の流れストリーム1の例示的な流れ場の等角図を示す。図6は、本発明に従った、例示的な航空用煙突50の周囲の第1の流れストリーム1と、航空用煙突50から排出される第2の流れストリーム2の例示的な流れ場の等角図を示す。図7は、図6と同じ流れを異なる視野角から示す。図8は、通気システム140の代替的な実施形態の概略図を示す。この代替的な実施形態では、導管144は、角度をなして流れストリーム2を流路4内の別の流れストリーム1に排出する。導管144と流面41の間の角度141は、図8においてAとして示される。導管44は、第2の流れストリーム2が鋭角をなして流路4に入るように第1の表面41に対して角度141をなして配向される。角度141Aは、流れストリーム2が流路表面41,42に直接衝突しない又は別の方法で損傷を与えないように既知の技術手法を用いて適切に選択される。角度Aは、一般的に30~90度である。本明細書に示す通気システム40の例示的実施形態において、航空用煙突50は導管44と一体的に示されている。しかしながら、本発明はこのように制限されるものではない。本発明の全ての特徴及び利点は、本明細書に記載した航空用煙突50を別個の製品として製作し、既知の方法を用いて導管44と連結することによっても得られる。そのような別個の航空用煙突50は、例えばガスタービンエンジン内の、既存の通気システムに装着してもよい。本発明の一態様では、本明細書に記載の流動通気孔60において、航空用煙突50の少なくとも一部、例えば本体53が複合材料から製造される。既知の複合材料を使用することができる。本明細書に記載の流動通気孔60の好適な実施形態では、航空用煙突50の少なくとも一部、例えば内側部分56が、高温流体流、例えば、華氏約300度~華氏約1300度の範囲の温度を有する圧縮機抽気流に耐えることができる金属材料から製造される。適切な高温性能を有するその他の既知の材料も使用することができる。本発明の代替的な実施形態では、流動通気孔60において、航空用煙突50の外側部分55は複合材料から製造され、内側通路64を有する航空用煙突50の内側部分56は金属材料から製造される。適切な高温性能を有するその他の既知の材料もまた、これらの内側部分56に使用することができる。本発明の一態様では、例えば、本明細書に記載の通気システム40において、内壁43又は外壁45の片方或いは両方が複合材料から製造される。このことは、用途によっては、例えば図1に示すガスタービンエンジン10においては、特に好都合である。高温用途の好適な実施形態では、通気システム40は、金属材料から製造された航空用煙突本体53を有する。例えば、チタン合金又はニッケル基超合金等の既知の材料も適当である。その他の適切な高温が可能な既知の材料も使用することができる。複合壁43を用いたシステムに関する代替的な実施形態では、通気システム40は、金属又はその他の適切な高温可能材料から製造された内側部分56を使用する一方で、適合する複合材料から製造された航空用煙突本体53を使用することができる。本明細書は、本発明を開示すると共に、当業者であれば誰でも本発明を製造し使用することができるように、最良の形態を含む例を用いている。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求項によって定義され、当業者が想到し得る他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求項の文言と相違しない構成要素を有する場合、或いは特許請求項の文言と実質的な差異のない同等の構成要素を含む場合、特許請求の範囲に属するものとする。"