JP2011085141A5 - - Google Patents

Claims (10)

1. 冷却空気源（５７）と流体連通する熱交換器（５６）と、
   前記熱交換器（５６）内に第１の熱交換器（１００）を含む少なくとも第１の冷却回路（６２）と、
   前記第１の熱交換器回路（１００）の周りに第１の空気流（１１８）の少なくとも一部を選択的に迂回させる第１のバイパス弁（１１４）を備えた前記第１の冷却回路内の第１のバイパス回路（１１０）と、
   第２の冷却回路（１０２）と
   を備え、
   前記第２の冷却回路（１０２）は、前記熱交換器（５６）内の第２の熱交換器回路（１０４）と、前記第２の熱交換器回路（１０４）の上流側で前記第２の冷却回路（１０２）内に動作可能に配置されて
   前記第２の冷却回路（１０２）内の第２の空気流（１２６）を調節又は遮断及び旋回させる遮断制御弁（１１２）とを備え、
   前記第１及び第２の熱交換器回路が前記冷却空気源（５７）と流体連通する
   ことを特徴とする、ガスタービンエンジン冷却システム（６）。
2. 冷却空気源（５７）と流体連通する熱交換器（５６）と、
   前記熱交換器（５６）内に第１の熱交換器（１００）を含む少なくとも第１の冷却回路（６２）と、
   前記第１の熱交換器回路（１００）の周りに第１の空気流（１１８）の少なくとも一部を選択的に迂回させる第１のバイパス弁（１１４）を備えた前記第１の冷却回路内の第１のバイパス回路（１１０）と、
   第２の冷却回路（１０２）と
   を備え、
   前記第２の冷却回路（１０２）は、前記熱交換器（５６）内の第２の熱交換器回路（１０４）と、前記第２の熱交換器回路（１０４）の上流側で前記第２の冷却回路（１０２）内に動作可能に配置されて
   前記第２の冷却回路（１０２）内の第２の空気流（１２６）を調節又は遮断及び旋回させる遮断制御弁（１１２）とを備え、
   前記第２の冷却回路（１０２）が、熱源（９８）を冷却するように前記熱源に動作可能に連結されている
   ことを特徴とする、ガスタービンエンジン冷却システム（６）。
3. 前記熱源（９８）が、航空機の機体（９６）内、又は前記航空機の機体（９６）内の電力システム（９９）内、又は航空機ガスタービンエンジン（１０）内にある、請求項１又は２記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
4. 前記第１の空気流（１１８）用の圧縮機排出抽気空気（７９）の一部を抽気するように動作可能である前記第１の冷却回路（６２）の回路入口（５８）をさらに備え、
   前記第１の冷却回路（６２）が、前記第１のバイパス弁（１１４）及び前記熱交換器（５６）の下流側に環状流れインデューサ（８４）を有し、
   前記流れインデューサ（８４）が、ロータディスク（４２）及び前記ロータディスク（４２）上に取り付けられたタービンブレード（４０）と流体流れ連通している、請求項１乃至３のいずれか１項記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
5. 前記熱交換器（５６）内に第２の熱交換器（１０４）を含む第２の冷却回路（１０２）と、
   前記第２の冷却回路（１０２）内の第２のバイパス回路（１２０）と、
   前記第２の熱交換器回路（１０４）の周りに第２の空気流（１２６）の少なくとも一部を選択的に迂回させるように、前記第２の熱交換器回路（１０４）及び前記熱交換器（５６）の上流側で前記第２のバイパス回路（１２０）内に動作可能に配置された第２のバイパス弁（１２２）とを備えた、請求項１乃至４のいずれか１項記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
6. 前記第１の空気流（１１８）用の圧縮機排出抽気空気（７９）の一部を抽気するように動作可能である前記第１の冷却回路（６２）の回路入口（５８）をさらに備え、
   前記第１の冷却回路（６２）が、前記第１のバイパス弁（１１４）及び前記熱交換器（５６）の下流側に環状流れインデューサ（８４）を有し、
   前記流れインデューサ（８４）が、ロータディスク（４２）及び前記ロータディスク（４２）上に取り付けられたタービンブレード（４０）と流体流れ連通している、請求項５記載のガスタービンエンジン冷却システム（６）。
7. ファン（１４）、高圧圧縮機（１８）、環状燃焼器（２０）、前記高圧圧縮機（１８）を駆動する高圧タービン（２２）、及び前記ファン（１４）を駆動する低圧タービン（２４）を直列流れ連通して備えた航空機ガスタービンエンジン（１０）であって、
   前記ファン（１４）を囲んでいる環状ナセル（２６）が、その径方向内側に配置された環状バイパスダクト（２８）を画定し、
   ガスタービンエンジン冷却システム（６）が、エンジン（１０）上の冷却空気源（５７）と流体連通している熱交換器（５６）を備えており、
   少なくとも第１の冷却回路（６２）が、前記熱交換器（５６）内に第１の熱交換器回路（１００）を備えており、
   前記第１の冷却空気回路内の第１のバイパス回路（１１０）が、前記第１の熱交換器回路（１００）の周りに第１の空気流（１１８）の少なくとも一部を選択的に迂回させるための第１のバイパス弁（１１４）を備えており、
   前記冷却空気源（５７）が前記環状バイパスダクト（２８）であり、
   前記航空機ガスタービンエンジン（１０）は第２の冷却回路（１０２）をさらに備え、
   前記第２の冷却回路（１０２）は、前記熱交換器（５６）内の第２の熱交換器回路（１０４）と、前記第２の熱交換器回路（１０４）の上流側で前記第２の冷却回路（１０２）内に動作可能に配置されて
   前記第２の冷却回路（１０２）内の第２の空気流（１２６）を調節又は遮断及び旋回させる遮断制御弁（１１２）とを備え、
   前記第１及び第２の熱交換器回路が前記冷却空気源（５７）と流体連通する
   ことを特徴とする、航空機ガスタービンエンジン（１０）。
8. ファン（１４）、高圧圧縮機（１８）、環状燃焼器（２０）、前記高圧圧縮機（１８）を駆動する高圧タービン（２２）、及び前記ファン（１４）を駆動する低圧タービン（２４）を直列流れ連通して備えた航空機ガスタービンエンジン（１０）であって、
   前記ファン（１４）を囲んでいる環状ナセル（２６）が、その径方向内側に配置された環状バイパスダクト（２８）を画定し、
   ガスタービンエンジン冷却システム（６）が、エンジン（１０）上の冷却空気源（５７）と流体連通している熱交換器（５６）を備えており、
   少なくとも第１の冷却回路（６２）が、前記熱交換器（５６）内に第１の熱交換器回路（１００）を備えており、
   前記第１の冷却空気回路内の第１のバイパス回路（１１０）が、前記第１の熱交換器回路（１００）の周りに第１の空気流（１１８）の少なくとも一部を選択的に迂回させるための第１のバイパス弁（１１４）を備えており、
   前記冷却空気源（５７）が前記環状バイパスダクト（２８）であり、
   前記航空機ガスタービンエンジン（１０）は第２の冷却回路（１０２）をさらに備え、
   前記第２の冷却回路（１０２）は、前記熱交換器（５６）内の第２の熱交換器回路（１０４）と、前記第２の熱交換器回路（１０４）の上流側で前記第２の冷却回路（１０２）内に動作可能に配置されて
   前記第２の冷却回路（１０２）内の第２の空気流（１２６）を調節又は遮断及び旋回させる遮断制御弁（１１２）とを備え、
   前記第１及び第２の熱交換器回路が前記冷却空気源（５７）と流体連通する
   ことを特徴とする、
9. 第１の空気流（１１８）をガスタービンエンジンの圧縮機（１８）から熱交換器（５６）内に第１の熱交換器回路（１００）を含む第１の冷却回路（６２）を通して１つ又は複数の熱構成部品（４０）に流すステップと、
   冷却空気（５７）を前記熱交換器（５６）を通して流すステップと、
   前記第１の熱交換器回路（１００）及び前記熱交換器（５６）の周りに前記第１の空気流（１１８）の少なくとも一部（１１６）を選択的に迂回させるステップと、
   前記熱交換器（５６）内に第２の熱交換器回路（１０４）を含む第２の冷却回路（１０２）を使用して熱生成源（９８）を制御可能に冷却するステップと、
   前記第２の熱交換器回路（１０４）及び前記熱交換器（５６）の上流側で前記第２の冷却回路（１０２）内に動作可能に配置された制御弁（１１２）で前記第２の空気流（１２６）を調節又は遮断及び旋回させるステップと
   を含む、ガスタービンエンジン構成部品を冷却する方法。
10. 前記第１の空気流（１１８）に対して圧縮機排出空気（３７）の一部を抽気するステップと、
    その後、前記第１のバイパス弁（１１４）及び前記熱交換器（５６）の下流側で前記第１の冷却回路（６２）内の環状流れインデューサ（８４）に前記第１の空気流（１１８）を流すステップと、
    その後、前記第１の空気流（１１８）を前記流れインデューサ（８４）からロータディスク（４２）に、その後、前記ロータディスク（４２）上に取り付けられたタービンブレード（４０）に流すステップとさらに含む、請求項９記載の方法。