JP2017524093A

JP2017524093A - ジェットエンジン冷気冷却システム

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Publication number: JP2017524093A
Application number: JP2016575211A
Authority: JP
Inventors: リーミー，ケビン・リチャード; ブレイグ，ベンジャミン・ポール; エプスタイン，マイケル・ジェイ; パリーラ，ジャビエール・アマンド; ハート，マシュー・ジョン; ブリンソン，トーマス・エドワード; フレミング，アンドリュー・ジェームス; ウィルモット，ジョージ・ユージーン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2014-07-03
Filing date: 2015-06-30
Publication date: 2017-08-24
Anticipated expiration: 2035-06-30
Also published as: CN106471220A; US20180194479A1; EP3164576A1; US10247100B2; CN106573680B; CA2953533C; WO2016004023A1; JP2017524092A; CN106471220B; EP3164577A1; CN106573680A; US20160153359A1; CA2953529A1; US10815890B2; US10808618B2; EP3164576B1; WO2016004021A1; CA2953533A1; JP6612272B2; US20180194480A1

Abstract

ジェットエンジン圧縮機からのブリード空気と流体連通する冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）のための方法及び装置が提供される。冷却システムは、ジェットエンジン圧縮機からのブリード空気を受け入れる第１予冷器（２１０，４１０，６１０）と、第１予冷器（２１０，４１０，６１０）の下流の熱交換器（７３０）と、第１予冷器（２１０，４１０，６１０）の下流の冷却システム圧縮機（２２０）であって、熱交換器（７３０）及び冷却システム圧縮機（２２０）が第１予冷器（２１０，４１０，６１０）からの別々の流路に存在する冷却システム圧縮機（２２０）と、冷却システム圧縮機（２２０）の下流の冷却システム予冷器（２３０）と、可変ガイドベーン（ＶＧＴ）を有し冷却システム予冷器（２３０）の下流の冷却システムタービン（２４０）と、冷却システムタービン（２４０）及び熱交換器（７３０）の下流の排出管（２４５）とを含む。冷却システム予冷器（２３０）をバイパスするバイパスライン（２９０，７１０）も含むことができる。【選択図】図３

Description

本開示は、ジェットエンジンに関し、より詳細には、エンジン又はエンジンが連結されたビークルと関連した熱負荷を冷却するためのジェットエンジンブリード空気の利用に関する。

現代のジェット航空機は、ジェットエンジンから航空機の使用中のキャビン及び他の領域に調節された空気流を方向付ける。一般にブリード空気として言及されるこの空気流は、ジェットエンジンの高圧圧縮機（ＨＰＣ）部分から引き込んでもよい。米国特許第５，１３７，２３０号明細書及び米国特許第５，１２５，５９７号明細書には、ブリード空気のキャビン導入前にブリード空気をさらに処理する航空機の環境制御システム（ＥＣＳ）に方向付けるために利用される従来の構造及び方法が記載されている。環境制御システム（ＥＣＳ）は、キャビン導入前にエンジンブリード空気を調節するために、空気サイクル機械（ＡＣＭｓ）、調節弁、熱交換器、及び他の装置のような複数個の装置を組み込む。

ブリード空気は、通常、ブリード空気が引き込まれる度合いを制御するために、調節される流れを使用する高圧圧縮機（ＨＰＣ）部分に沿った複数の位置から抽出される。調節構造は、空気流を流すことができる又は止める働きをする逆止弁、及び空気流が環境制御システム（ＥＣＳ）に到達する前に、引き込まれるブリード空気の圧力を低下させる下流の調節弁である。この低下した圧力のブリード空気は、ワークが抽出されるタービンに方向付けてもよく、これにより、タービンからのブリード空気の出口圧力及び温度を大幅に低下させる。この低下した圧力のブリード空気は、比較的高温のままであり、その後、従来通りに予冷器として言及されるジェットエンジンと関連した熱交換器のファン空気によって冷却される。予冷器からの冷却ブリード流出空気は、さらに冷却することができ、航空機の使用中のキャビン又は他の領域に導入する前にさらに調節して加圧する環境制御システム（ＥＣＳ）に送達される。ブリード空気を環境制御システム（ＥＣＳ）に供給することに加えて、ジェットエンジンは、予め冷却された空気を航空機に供給しサイクルの一部分として代わりに航空機から高温空気を受け入れるヒートシンクを提供する。

利用される構造又は方法にかかわらず、環境制御システム（ＥＣＳ）に供給されるブリード空気に関して変わらないことは、ブリード空気は、ジェットエンジンを通って流れる最低温度の空気よりも温度を低くすることができないということである。さらに、ブリード空気は、空気流を制限し予冷器に到達する前にブリード空気圧を下げる働きをする流れ制御弁を使用して高圧圧縮機（ＨＰＣ）から常に調節されてきた。その結果として、別の方法でジェットエンジンを通って流れる最低温度の空気よりも低い温度で環境制御システム（ＥＣＳ）にブリード空気を送達する構造及び方法の技術における要求がある。

米国特許第６４１５５９５号明細書

本発明の態様及び利点は、以下の説明で部分的に説明されるか、又は説明から明らかにされてもよいか、又は本発明の実施を通して習得されてもよい。

ジェットエンジン圧縮機からのブリード空気と流体連通する冷却システムが、一般に提供される。

一実施形態では、冷却システムは、ジェットエンジン圧縮機からのブリード空気と流体連通する第１予冷器と、第１予冷器から別々の流路に存在し、第１予冷器と流体連通し第１予冷器の下流の熱交換器と、第１予冷器から別々の流路に存在し、第１予冷器と流体連通し第１予冷器の下流の冷却システム圧縮機と、冷却システム圧縮機と流体連通し冷却システム圧縮機の下流の冷却システム予冷器と、冷却システム予冷器と流体連通し冷却システム予冷器の下流の冷却システムタービンと、冷却システムタービン及び熱交換器の下流の排出管とを含む。

別の実施形態では、冷却システムは、ジェットエンジン圧縮機からのブリード空気と流体連通する第１予冷器と、第１予冷器と流体連通し第１予冷器の下流の冷却システム圧縮機と、冷却システム圧縮機と流体連通し冷却システム圧縮機の下流の冷却システム予冷器と、冷却システム予冷器と流体連通し冷却システム予冷器の下流の冷却システムタービンと、冷却システムタービンの下流の排出管と、冷却システム予冷器と流体連通し冷却システム予冷器の下流のバイパスラインとを含む。バイパスラインは、排出管と流体連通し排出管の上流に存在し、冷却システムタービンをバイパスするために、冷却システムタービンの入口側と排出側との間の選択的な流体連通をもたらす。

エンジン圧縮機と、エンジン圧縮機と流れ連通する燃焼器と、燃焼器から燃焼生成物を受け入れるために燃焼器と流れ連通するエンジンタービンと、エンジン圧縮機からのブリード空気と流体連通する、上で説明したような冷却システムとを含むジェットエンジンも設けられている。このようなジェットエンジン並びに排出管が流体連通する航空機熱管理システム及び航空機環境制御システムの少なくともの１つを含む航空機。

ジェットエンジンでブリード空気を冷却するための方法も、一般に提供される。一実施形態では、方法は、ジェットエンジン圧縮機からブリード空気を抽出することと、抽出温度を有するブリード空気を第１予冷器に方向付けることと、第１予冷器でブリード空気の抽出温度を第２温度に低下させることと、その後、第１部分及び第２部分が別々の流路を規定するように、ブリード空気の第１部分を熱交換器に方向付け、ブリード空気の第２部分を冷却システム圧縮機に方向付けることと、第１部分の第２温度を第３温度に低下させるために、熱交換器を通してブリード空気の第１部分を流すことと、冷却システム圧縮機を通して連続的にブリード空気の第２部分を流すことと、第２部分の第２温度を抽出温度よりも低い第４温度に低下させるための冷却システム予冷器及び冷却システムタービンと、その後、排出管で第１部分及び第２部分を混合することとを含む。

本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照してより良好に理解されるようになる。添付図面は、本明細書に組み込まれてこの明細書の一部を構成し、本発明の実施形態を示し、記載とともに、本発明の原理を説明する働きをする。

当業者に向けられた、本発明を最良の形態を含み十分に実施可能にする開示は、添付図面を参照する明細書で説明される。

航空機の一部分として例として示された、冷気冷却システムの例示の実施形態の回路図である。航空機の一部分として例として示された、冷気冷却システムの別の例示の実施形態の回路図である。航空機の一部分として例として示された、冷気冷却システムのさらなる別の例示の実施形態の回路図である。航空機の一部分として例として示された、冷気冷却システムのさらなる別の例示の実施形態の回路図である。航空機の一部分として例として示された、冷気冷却システムのさらなる別の例示の実施形態の回路図である。本開示に従う冷気冷却システムを組み込む航空機の高くされた斜視図である。本主題の態様に従う航空機の内部で利用することができるガスタービンエンジンの一実施形態の断面図である。本主題の態様によって具現化された例示の方法のダイアグラムである。本主題の態様によって具現化された別の例示の方法のダイアグラムである。

１つ以上の例が図面に示されている本発明の実施形態に対して参照が詳細に行われる。それぞれの例は、本発明の限定ではない本発明の説明として提供されている。実際には、本発明の範囲又は精神から逸脱することなく、本発明において様々な修正及び変形が可能であることが当業者に明らかになる。例えば、一実施形態の一部分として図示された又は説明された特徴は、さらなる別の実施形態を生み出すために、別の実施形態とともに使用することができる。したがって、本発明が添付の特許請求の範囲及びそれらの同等の範囲内に入るようなこのような修正及び変形に及ぶことが意図されている。

本明細書中で使用されるとき、「第１」、「第２」、及び「第３」という用語は、１つの構成要素を別の構成要素と区別するために交換可能に使用してもよく、個々の構成要素の位置又は重要性を示すことは意図されていない。また、「上流」及び「下流」という用語は、流路の流体の流れに対する相対的な方向に言及する。例えば、「上流」は、流体が流れる方向に言及し、「下流」は、流体が流れる方向に言及する。

ジェットエンジンの内部で圧縮機からのブリード空気と流体連通するブリード空気冷却システムが、一般に提供される。ブリード空気冷却システムは、一般に、受け入れられたブリード空気を冷却し、（例えば、ブリード空気冷却システムから排出管を介して、）冷却空気を航空機熱管理システム及び航空機環境制御システムの少なくともの１つに供給するように構成されている。冷却システムからの冷却流出空気は、一実施形態では、エンジンに入ってきてエンジンを通る空気の平均流路温度よりも低い温度を有する。冷却流体（例えば、冷却空気）を供給する方法も、一般に、ジェットエンジンから抽出された流入空気（例えば、エンジン圧縮機からのブリード空気）が供給される。

図１及び図６を参照すると、第１の例示の冷気冷却システム１００は、エンジン空気流１１０よりも低い温度で、ジェットエンジン１１２の高圧圧縮機（ＨＰＣ）から、航空機１２２の航空機熱管理システム及び／又は環境制御システム（ＥＣＳ）１２１に、調節されていないブリード空気を供給するように構成されている。本開示のために、エンジン冷却流は、限定なしに、以下のファン空気流、吸気部に引き込まれる入口空気、及びラムエアの１つ以上を含む。以下の例示の説明に従って、ジェットエンジン１１２のシステム１００は、航空機１２２と関連した構造と流体連通するように説明される。

図１及び図６を参照すると、従来の熱管理システム（ＴＭＳ）ループ１５０は、航空機１２２から離れるように熱エネルギーを引き出し、この熱エネルギーをジェットエンジン熱管理システム（ＴＭＳ）１７０に送達する／送り込むために利用される。エンジン１１２の構造と、航空機１２２と関連したそれらの構造とをより良好に区別するために、点線１２４が描かれている。その結果として、点線１２４の右の構造が、エンジン１１２の一部分として例示の形で描かれて説明される一方で、点線１２４の左のそれらの構造は、エンジン１１２から独立するように例示の形で描かれて説明され、航空機１２２と関連している。しかしながら、代わりに航空機１２２と関連した特定の構成要素がエンジン１１２の一部分であることができるし、逆の場合も同様であることが理解されるべきである。結果的に、当業者は、構造及び説明が特性において例示であり、エンジン１１２の一部分又は航空機１２２の一部分であるような構造の特定が限定ではないことを理解すべきである。

図１を参照すると、例示の冷気冷却システム１００が示され、エンジン１１２の高圧圧縮機（ＨＰＣ）部分からの、調節されていないブリード空気入口供給部２００を含む。このブリード空気入口供給部２００は、高圧高温の圧縮空気を第１予冷器２１０に供給する。例示の形では、この第１予冷器２１０は、高圧高温のブリード空気からエンジン１１２に引き込まれる冷却器空気への熱エネルギーの移動を容易にする。予冷器２１０からのブリード流出空気は、大幅に低下した温度を有していてもよいが、その圧力は、大幅に変化していない。この低温、高圧の空気は、空気の温度及び圧力を上昇させる冷却システム圧縮機２２０に供給される。その結果として、圧縮機２２０からの流出空気は、圧縮機への流入空気よりも著しく加圧されて温度がかなり高くなる。圧縮機からの極めて高圧、高温のこの流出空気は、冷却システム予冷器２３０に方向付けられる。例として、冷却システム予冷器２３０は、極めて高圧高温のブリード空気から、エンジン１１２に引き込まれる流路温度空気への熱エネルギーの移動を容易にする。冷却システム予冷器２３０からのブリード流出空気は、大幅に低下した温度を有するが、その極めて高い圧力は、大幅には変化しない。この極めて高い圧力、低い温度の、冷却システム予冷器２３０からのブリード流出空気は、可変面積タービンノズル（ＶＡＴＮ）を有する冷却システムタービン２４０に方向付けられる。しかしながら、注目すべきは、可変面積タービンノズルの代わりに、複数位置のタービンノズル又は固定面積タービンノズルを使用することができることである。タービン２４０を回転させる極めて高い圧力のブリード空気によって実行されたワークは、圧縮機２２０に動力を供給するために利用され、流出ブリード空気は大幅に低下した圧力及び温度を有する。当業者は、タービンを通って膨張する極めて高い圧力の空気から生じるワークを移動するために、タービン２４０を圧縮機２２０と機械的に又は流体的に接続することができることを理解する。

例示の形では、タービン２４０から排出管２４５へのブリード流出空気の温度は、エンジン１１２に入ってくる空気の平均流路温度よりも低い。これは、エンジン１１２に入ってくる空気の平均流路温度よりも低い温度で、ブリード空気を航空機１２２に送達することができなかった従来技術のブリード空気冷却システムと全く対照的である。

図２に示されるように、代替の例示の冷気冷却システム２８０は、第１の例示の冷気冷却システム１００の構造を含み、単なる説明のために、第１の例示の実施形態からの熱管理システム（ＴＭＳ）ループ１５０を有する使用に対して説明される。結果的に、同様の参照符号は、第１の例示の実施形態に従って説明されたような同様の構造を参照し、簡潔さを推進するために、繰り返されない。

第１の例示の冷気冷却システムの構造に加えて、この第１の代替の例示の冷気冷却システム２８０は、バイパスライン２９０及びバイパスラインで連続する制御弁２９２を含む。例示の形では、バイパスライン２９０は、冷却システム予冷器２３０から排出された空気を、タービンを通して移動させることなく、環境制御システム（ＥＣＳ）１２１に選択的に方向付けることができるように、タービン２４０の入口と出口との間に連結されている。例として、制御弁２９２は、タービン２４０から排出された空気と熱連通する（図示されていない）熱電対と通信可能に連結されている。

エンジン１１２及び周囲空気特性（温度、圧力など）の運転条件に応じて、ブリード空気バイパスタービン２４０を有することが有利であってもよい。例えば、タービン２４０から排出される空気の温度が低過ぎる場合、制御弁２９２は、予め決められた範囲内の航空機１２２に送達されるブリード空気の温度を上昇させて制御するために、熱電対から温度測定値を受信して、プログラムパラメータに基づいて、バイパスライン２９０で連続する弁を開いてもよいし、又は閉じてもよい。代案として、又はさらに、制御弁２９２は、タービン２４０の排出部の圧力センサと通信してもよい。排出圧力が低過ぎる場合、制御弁２９２は、予め決められた範囲内の航空機１２２に送達されるブリード空気の圧力を上昇させて制御するために、圧力センサからの圧力測定値を受信して、プログラムパラメータに基づいて、バイパスライン２９０で連続する弁を開いてもよいし、又は閉じてもよい。前述のバイパスは、能動管理を有するように説明されたが、当業者は、受動管理が同様に実行可能であることを理解する。

図３に示されるように、別の代替の例示の冷気冷却システム７００は、第１の代替の例示の冷気冷却システム２８０の構造を含む。結果的に、同様の参照符号は、第１の代替の例示の実施形態に従って説明されたような同様の構造を参照し、簡潔さを推進するために、繰り返されない。

第１の代替の例示の冷気冷却システム２８０の構造に加えて、この別の代替の例示の冷気冷却システム７００は、バイパスライン７１０及び第１予冷器２１０の出口側と流体連通し第１予冷器２１０の出口側の下流の制御弁７２０を含む。例示の形では、バイパスライン７１０は、熱交換器７３０から排出された空気を、タービン２４０の下流に選択的に方向付けることができるように、熱交換器７３０の出口とタービン２４０の出口との間に連結されている。熱交換器７３０は、エンジン１１２に引き込まれる平均流路空気を受け入れ、第１予冷器２１０を出ていく高温の空気から熱エネルギーを移動するためのヒートシンクとしてこの空気を使用する。例として、制御弁７２０は、タービン２４０から排出された空気と熱連通する（図示されていない）熱電対と通信可能に連結してもよい。代案として、制御弁７２０は、航空機１２２に送達される空気の温度及び／又は圧力を上昇させるために、受動的に制御してもよく、熱交換器７３０の下流に配置してもよい。

排出弁７１２は、バイパスライン７１０に、そして熱交換器７３０と流体連通し熱交換器７３０の下流であるが排出管２４５の上流に任意に配置される。排出弁７１２は、熱交換器７３０から排出管２４５への流体の流れを制御するように構成されている。排出弁７１２は、予め決められた範囲内の航空機１２２に送達されるブリード空気の温度を上昇させて制御するために、熱電対からの温度測定値を受信して、プログラムパラメータに基づいて、バイパスライン７１０で連続する弁を開いてもよいし、又は閉じてもよい。代案として、又はさらに、排出弁７１２は、タービン２４０の排出部の圧力センサと通信してもよい。排出圧力が低過ぎる場合、排出弁７１２は、予め決められた範囲内の航空機１２２に送達されるブリード空気の圧力を上昇させて制御するために、圧力センサからの圧力測定値を受信して、プログラムパラメータに基づいて、バイパスライン７１０で連続する弁を開いてもよいし、又は閉じてもよい。前述のバイパスは、能動管理を有するように説明されたが、当業者は、受動管理を同様に実行可能であることを理解する。

エンジン１１２の運転条件及び周囲空気特性（温度、圧力など）に応じて、ブリード空気バイパスタービン２４０を有することが、有利であってもよい。例えば、タービン２４０から排出される空気の温度が低過ぎる場合、制御弁７２０は、予め決められた範囲内の航空機１２２に送達されるブリード空気の温度を上昇させて制御するために、熱電対からの温度測定値を受信して、プログラムパラメータに基づいて、バイパスライン７１０で連続する弁を開いてもよいし、又は閉じてもよい。代案として、又はさらに、制御弁７２０は、タービン２４０の排出部の圧力センサと通信してもよい。排出圧力が低過ぎる場合、制御弁７２０は、予め決められた範囲内の航空機１２２に送達されるブリード空気の圧力を上昇させて制御するために、圧力センサからの圧力測定値を受信して、プログラムパラメータに基づいて、バイパスライン７１０で連続する弁を開いてもよいし、又は閉じてもよい。

図４を参照すると、第２の例示の冷気冷却システム３００は、ジェットエンジン１１２の高圧圧縮機（ＨＰＣ）部分からの調節されていないブリード空気を、エンジン１１２に流れる空気の温度よりも低い温度で航空機１２２に供給するように構成されている。単なる説明のために、第２の例示の冷気冷却システム３００は、第１の例示の実施形態からの熱管理システム（ＴＭＳ）ループ１５０を有する使用に対して説明される。結果的に、同様の参照符号は、第１の例示の実施形態に従って説明されたような同様の構造を参照し、簡潔さを推進するために、繰り返されない。

第１の例示の実施形態と同様に、第２の例示の冷気冷却システム３００は、エンジン１１２の高圧圧縮機（ＨＰＣ）部分からの、調節されていないブリード空気入口供給部４００を含む。このブリード空気入口供給部４００は、高圧高温の圧縮空気を第１予冷器４１０に供給する。例示の形では、この第１予冷器４１０は、高圧高温のブリード空気から、エンジン１１２に引き込まれる空気への熱エネルギーの移動を容易にする。予冷器４１０からのブリード流出空気は、大幅に低下した温度を有していてもよいが、その圧力は大幅に変化しない。この低温、高圧の空気は、可変面積タービンノズルを有するタービン４４０に供給される。前述の実施形態と同様に、可変面積タービンノズルは、複数位置のタービンノズル又は固定面積タービンノズルと置換してもよい。

タービン４４０を回転させる高圧ブリード空気によって実行されたワークは、エンジン１１２又は航空機１２２と関連した他の装置に動力を供給するために利用してもよく、出力ブリード空気は大幅に低下した圧力及び温度を有する。例として、タービン４４０は、発電機４７５に動力を供給するために利用してもよく、ギヤボックス４８０のギヤを機械的に回転させるか、ポンプ４８５、又はエンジン１１２若しくは航空機１２２のいずれかと関連した、ワークの移動のために利用される前述の機械的装置を組合せたいかなるものも駆動する。当業者は、タービンを回転させる高圧ブリード空気によって実行されるワークを十分に利用するために、タービン４４０を前述の構成要素の１つ以上と機械的に又は流体的に接続することができることを理解する。例示の形では、タービン４４０からのブリード流出空気の温度は、予冷器４１０から出てくる空気の流路温度よりも低い。再び、これは、エンジン１１２に入ってくる流路周囲空気の温度よりも低い温度で、ブリード空気を航空機１２２に送達することができなかった従来技術のブリード空気冷却システムと全く対照的である。

図５を参照すると、第３の例示の冷気冷却システム５００は、エンジン１１２に流れる空気の温度よりも低い温度で、ジェットエンジン１１２の高圧圧縮機（ＨＰＣ）部分から航空機１２２に調節されていないブリード空気を供給するように構成されている。単なる説明のために、第３の例示の冷気冷却システム５００は、第１の例示の実施形態からの熱管理システム（ＴＭＳ）ループ１５０を有する使用に対して説明される。結果的に、同様の参照符号は、第１の例示の実施形態に従って説明されたような同様の構造を参照し、簡潔さを推進するために、繰り返されない。

第１の例示の実施形態と同様に、第３の例示の冷気冷却システム５００は、エンジン１１２の高圧圧縮機（ＨＰＣ）部分からの、調節されていないブリード空気入口供給部６００を含む。このブリード空気入口供給部６００は、高圧高温の圧縮空気を第１予冷器６１０に供給する。例示の形では、この第１予冷器６１０は、高圧高温のブリード空気から、エンジン１１２に引き込まれる空気への熱エネルギーの移動を容易にする。予冷器６１０からのブリード流出空気は、大幅に低下した温度を有していてもよいが、その圧力は大幅に変化しない。この低温、高圧の空気は、可変面積タービンノズルを有するタービン６４０に供給される。前述の実施形態と同様に、複数位置のタービンノズル又は固定面積タービンノズルは、可変面積タービンノズルの代わりに使用してもよい。

タービン６４０を回転させる高圧ブリード空気によって実行されたワークは、エンジン１１２又は航空機１２２と関連した他の装置に動力を供給するために利用してもよく、出力ブリード空気は、大幅に低下した圧力及び温度を有する。例として、タービン６４０は、エンジン冷却器６６０の出口側で、圧縮機６５０に動力を供給するために利用される。例として、エンジン冷却器６６０は、予め決められた圧力で入口６７０を介して流路温度空気を引き込む。流路温度空気は、冷却器６６０と関連した熱源から離れるように熱を引き出すための熱シンクの機能を果たし、圧縮機６５０の出口圧力排出部６８０よりも低い圧力で冷却器を出ていく。圧縮機６５０の中の圧力差は、空気を圧縮機に、そして最終的に入口６７０を通して引き込む働きをする。当業者は、タービンを回転させる高圧ブリード空気によって実行されたワークを十分に利用するために、タービン６４０を圧縮機６５０と機械的に又は流体的に接続することができることを理解する。例示の形では、タービン６４０からのブリード流出空気の温度は、予冷器６１０から出てくる空気の流路温度よりも低い。再び、これは、エンジン１１２に入ってくる空気の温度よりも低い温度で、ブリード空気を航空機１２２に送達することができなかった従来技術のブリード空気冷却システムと全く対照的である。さらに、ブリード流出空気（すなわち、流出流体）は、ブリード空気の抽出温度の約半分よりも低い（例えば、抽出温度の約３分の１よりも低い）流出温度を有することができる。

図８を参照すると、調節された空気を、熱負荷を有する航空機熱管理システムに供給するための例示の方法８００が示されている。方法は、８０２でジェットエンジンから第１予冷器に受け入れて冷却することを含む。一般に、調節されていない空気は、第１予冷器に受け入れられたとき、流入圧力及び流入温度を有する。その後、第１予冷器は、調節されていない空気を第１温度に冷却することができる。調節されていない空気の第１部分８０３は、その後、８０４で圧縮機（例えば、冷却システム圧縮機）によって第１圧力に圧縮することができる。調節されていない空気の第１部分は、その後、８０６で（例えば、冷却システム予冷器で）任意に冷却することができる。調節されていない空気の第１部分は、その後、８０８で可変面積タービンノズルを有するタービン（例えば、冷却システムタービン）に受け入れられる。調節されていない空気の第２部分８０９は、８１０で第２予冷器によって第２温度に冷却される。調節されていない空気の第１部分及び調節されていない空気の第２部分は、示されたように、別々の流路に存在する。最終的に、調節されていない空気の第２部分の中の調節されていない空気の第１部分は、８１２でタービンからワークを抽出することによって、航空機熱管理システムの要求を満たすように選択された排出温度及び排出圧力に調節される。特定の実施形態では、抽出されたワークは、圧縮機、ギヤボックス、発電機、又はポンプのようなワークの移動のために利用される機械的装置に供給することができる。

図９を参照すると、調節された空気を、熱負荷を有する航空機熱管理システムに供給するための例示の方法９００が示されている。方法は、９０２でジェットエンジンから第１予冷器に受け入れて冷却することを含む。一般に、調節されていない空気は、第１予冷器に受け入れられたとき、流入圧力及び流入温度を有する。その後、第１予冷器は、調節されていない空気を第１温度に冷却することができる。調節されていない空気は、その後、９０４で圧縮機によって（例えば、冷却システム圧縮機で）第１圧力に圧縮される。その後、圧縮された調節されていない空気は、９０６で（例えば、冷却システム予冷器で）任意に冷却することができる。調節されていない空気の第１部分９０７は、その後、９０８で可変面積タービンノズルを有するタービンに受け入れられて膨張される。調節されていない空気の第２部分９０９は、９１０で冷却システム圧縮機からタービンをバイパスする。排出管では、調節されていない空気の第１部分及び調節されていない空気の第２部分は、９１２でタービンからワークを抽出することによって、航空機熱管理システムの要求を満たすように選択された排出温度及び排出圧力に調節される。特定の実施形態では、抽出されたワークは、圧縮機、ギヤボックス、発電機、又はポンプのような、ワークの移動のために利用される機械的装置に供給することができる。

このような方法では、第１及び第２の予冷器は、ジェットエンジンからのファン空気流をヒートシンク流体として使用することができ、ファン空気流は、ファン流温度及びファン流圧力を有する。一実施形態では、排出温度は、ファン流温度よりも低い。例えば、ジェットエンジンは、アイドリング時に約１７ｐｓｉ超であり、及び／又は離陸時に約３０ｐｓｉ超であるファン流圧力で海面静止状態で作動することができる。

調節された空気は、航空機熱管理システムの熱負荷の約１０％より大きい、例えば約６０％より大きい減少をもたらすことができる。例えば、調節された空気は、約４ｋＷより大きい熱負荷から約９０ｋＷの熱負荷の減少をもたらすことができる。

しかしながら、注目すべきは、流路空気以外の空気を予冷器２１０，２３０，４１０，６１０，７３０のいずれかのための熱シンクとして利用してもよい点である。さらに、前述の例示の実施形態は予冷器を含むように説明したが、予冷器は熱交換器と同義である点が理解されるべきである。

システム１００，２８０，３００，５００，７００は、ジェットエンジン１１２と関連するように説明されたが、水又は陸（例えば、船及び自動車）で使用するための他のビークルと流体連通するこれらのシステムを有することも本開示の範囲内に入る点も理解されるべきである。

図７は、本主題の態様にかかる航空機の内部で利用することができるガスタービンエンジン１１２の一実施形態の断面図を示し、エンジン１１２は、参照目的のためにエンジン１１２を通って延在する長手方向の又は軸線方向の中心線軸線１２を有して示されている。ターボファンジェットエンジンとして示されているが、いかなる適したジェットエンジンもここで説明された冷却システムで利用することができる。例えば、適したジェットエンジンは、高回転バイパスターボファンエンジン、低回転バイパスターボファンエンジン、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、プロップファンエンジンなどを含むが、これらに限定されない。

図７に示されるように、例示のエンジン１１２は、（一般に参照符号１４によって示された）コアガスタービンエンジン及びコアガスタービンエンジンの上流に配置されたファン部分１６を含んでもよい。コアエンジン１４は、一般に、環状の入口２０を規定するほぼ管状の外側ケーシング１８を含んでもよい。さらに、外側ケーシング１８は、さらに、コアエンジン１４に入る空気の圧力を第１圧力レベルに上昇させるためのブースタ圧縮機２２を取り囲んで支持してもよい。高圧の、複数ステージの、軸線方向流の圧縮機２４は、ブースタ圧縮機２２からの加圧空気を受け入れて、さらに、このような空気の圧力を上昇させてもよい。高圧圧縮機２４を出ていく加圧空気は、その後、燃料が加圧空気の流れに注入される燃焼器２６に流れてもよく、結果として生じる混合物は、燃焼器２６の内部で燃焼される。高エネルギーの燃焼生成物は、燃焼器２６からエンジン１１２の高温ガス流路に沿って、第１（高圧）駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を駆動するための第１（高圧）タービン２８に、その後、第１駆動シャフト３０とほぼ同軸である第２（低圧）駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２及びファン部分１６を駆動するための第２（低圧）タービン３２に方向付けられる。燃焼生成物は、タービン２８，３２のそれぞれを駆動した後、推進するジェット推進力を提供するために、コアエンジン１４から排気ノズル３６を介して追い出されてもよい。

さらに、図７に示されるように、エンジン１１２のファン部分１６は、一般に、環状のファンケーシング４０に囲まれるように構成された回転可能な、軸線方向流のファンロータ３８を含んでもよい。実質的に径方向に延在し、周方向に間隔をあけて配置された複数の出口ガイドベーン４２によって、ファンケーシング４０を、コアエンジン１４に対して支持されるように構成してもよい点が当業者によって評価されるべきである。そのようなものとして、ファンケーシング４０は、ファンロータ３８及びファンロータ３８の対応するファンロータブレード４４を取り囲んでもよい。さらに、ファンケーシング４０の下流部分４６は、追加の推進するジェット推進力を提供するセカンダリ又はバイパスの空気流導管４８を規定するように、コアエンジン１４の外側部分を覆って延在してもよい。

エンジン１１２の運転中、（矢印５０によって示された）最初の空気流がファンケーシング４０の関連した入口５２を通ってエンジン１１２に入ることができる点が評価されるべきである。空気流５０は、その後、ファンブレード４４を通り抜け、導管４８を通って移動する（矢印５４によって示された）第１圧縮空気流と、ブースタ圧縮機２２に入る（矢印５６によって示された）第２圧縮空気流とに分かれる。第２圧縮空気流５６の圧力は、その後、上昇し、（矢印５８によって示されるように、）高圧圧縮機２４に入る。燃焼器２６の内部で燃料と混合されて燃焼された後、燃焼生成物６０は燃焼器２６を出ていき、第１タービン２８を通って流れる。その後、燃焼生成物６０は、第２タービン３２を通って流れて、エンジン１１２の推進力を提供するために、排気ノズル３６を出ていく。

本明細書中で使用されるとき、流路温度は、流体すなわち空気がジェットエンジンの予め決められた部分／ステージを通って流れている間、流体すなわち空気の中央値の温度に言及する。より具体的には、流路温度は、ジェットエンジンの吸気部に引き込まれる最低温度の空気よりも低くすることはできない。空気は、吸気部に引き込まれて圧縮されたとき、温度が上昇し、結果的に、吸気部における空気の流路温度よりも高い、圧縮機部分の端部付近の流路温度を有する。

注目すべきは、前述の例示の実施形態は、航空機の文脈で説明されたが、本開示は、航空機を超えて、ビークルに同様に適当可能である点である。キャビン又は他の冷却要求を有するいかなるビークルも、本開示を使用して対処してもよい。例えば、ジェットの動力が供給される船は、船と関連したキャビン及び／又は電子装置に冷却をもたらすために、本開示の例示の実施形態から利益を得てもよい。その結果として、前述の開示は、航空機への適用において決して限定されないが、むしろ、有益ならばどこにでも、冷却流を供給するために、ジェット動力を利用するいかなるビークルにも適用可能である。当業者は、他のビークルの文脈で本開示の有用性を容易に認識する。

上の説明に従って、本明細書で開示された方法及び装置が本開示の例示の実施形態を構成する一方、本明細書中に含まれた本開示が上の正確な実施形態に限定されないこと、及び本開示の範囲から逸脱することなく変更を行ってもよいことが理解されることが、当業者にとって明らかである。同様に、本来有している及び／又は予期しない本開示の利点は、本明細書中で明確に説明されていなくても存在してもよいので、本開示の範囲内に入るために、いずれか又は全ての本開示の特定された利点又は目的を満たすことが必要ではないことが理解される。

１２中心線軸線
１４コアエンジン
１６ファン部分
１８外側ケーシング
２０入口
２２ブースタ圧縮機
２４高圧圧縮機
２６燃焼器
２８第１タービン
３０第１駆動シャフト
３２第２タービン
３４第２（低圧）駆動シャフト
３６排気ノズル
３８ファンロータ
４０ファンケーシング
４２出口ガイドベーン
４４ファンロータブレード、ファンブレード
４６下流部分
４８空気流導管
５０空気流
５２入口
５４矢印
５６第２圧縮空気流
５８矢印
６０燃焼生成物
１００冷気冷却システム
１１０エンジン空気流
１１２ジェットエンジン
１２２航空機
１２４点線
１５０熱管理システム（ＴＭＳ）ループ
１７０ジェットエンジン熱管理システム（ＴＭＳ）
２００ブリード空気入口供給部
２１０第１予冷器
２２０冷却システム圧縮機
２３０冷却システム予冷器
２４０冷却システムタービン
２４５排出管
２８０冷気冷却システム
２９０バイパスライン
２９２制御弁
３００冷気冷却システム
４００ブリード空気入口供給部
４１０第１予冷器
４４０タービン
４７５発電機
４８０ギヤボックス
４８５ポンプ
５００冷気冷却システム
６００ブリード空気入口供給部
６１０第１予冷器
６４０タービン
６５０圧縮機
６６０エンジン冷却器
６７０入口
６８０出口圧力排出部
７００冷気冷却システム
７１０バイパスライン
７１２排出弁
７２０制御弁
７３０熱交換器
８００方法
８０３第１部分
８０９第２部分
９００方法
９０７第１部分
９０９第２部分

Claims

ジェットエンジン圧縮機からのブリード空気と流体連通する冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）であって、
ジェットエンジン圧縮機からのブリード空気と流体連通する第１予冷器（２１０，４１０，６１０）と、
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）と流体連通し第１予冷器（２１０，４１０，６１０）の下流の冷却システム圧縮機（２２０）と、
冷却システム圧縮機（２２０）と流体連通し冷却システム圧縮機（２２０）の下流の冷却システム予冷器（２３０）と、
冷却システム予冷器（２３０）と流体連通し冷却システム予冷器（２３０）の下流の冷却システムタービン（２４０）と、
冷却システムタービン（２４０）の下流の排出管（２４５）と、
冷却システム予冷器（２３０）と流体連通し冷却システム予冷器（２３０）の下流のバイパスライン（２９０，７１０）であって、排出管（２４５）と流体連通して排出管（２４５）の上流に存在し、冷却システムタービン（２４０）をバイパスするために、冷却システムタービン（２４０）の入口側と排出側との間の選択的な流体連通をもたらす、バイパスライン（２９０，７１０）と
を備える、冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
冷却システムタービン（２４０）は、可変面積タービンノズルを有する、請求項１に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
可変面積タービンノズルは、冷却システムタービン（２４０）から排出管（２４５）への流体の流れを制御するように構成されている、請求項２に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
バイパスライン（２９０，７１０）で連続する制御弁（２９２，７２０）をさらに備える、請求項１に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
制御弁（２９２，７２０）は、冷却システムタービン（２４０）をバイパスするためのバイパスライン（２９０，７１０）を通る流体の流れを制御するように構成されている、請求項４に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
ブリード空気が抽出温度を有し、排出管（２４５）がブリード空気の抽出温度の約半分よりも低い流出温度を有する流出流体を供給する、請求項１に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）及び冷却システム予冷器（２３０）は、ヒートシンク流体として、ファン流温度及びファン流圧力を有する、ジェットエンジン（１１２）からのファン空気流（５６）を使用し、排出管（２４５）は、ファン流温度よりも低い流出温度を有する流出流体を供給する、請求項１に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）と流体連通し第１予冷器（２１０，４１０，６１０）の下流の熱交換器（７３０）をさらに備え、熱交換器（７３０）は、冷却システム圧縮機（２２０）と流体連通し冷却システム圧縮機（２２０）の上流に存在する、請求項１に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）と流体連通し第１予冷器（２１０，４１０，６１０）の下流の熱交換器（７３０）をさらに備え、熱交換器（７３０）及び冷却システム圧縮機（２２０）は、第１予冷器（２１０，４１０，６１０）からの別々の流路に存在する、請求項１に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）と流体連通し第１予冷器（２１０，４１０，６１０）の下流の制御弁（２９２，７２０）をさらに備え、制御弁（２９２，７２０）は、熱交換器（７３０）と流体連通し熱交換器（７３０）の上流の第１出口を備え、制御弁（２９２，７２０）は、冷却システムタービン（２４０）と流体連通し冷却システムタービン（２４０）の上流の第２出口を備え、さらに、制御弁（２９２，７２０）は、熱交換器（７３０）及び冷却システムタービン（２４０）のそれぞれへの流体の流れを調節して制御するように構成されている、請求項９に記載の冷却システム（１００，２８０，３００，５００，７００）。
ジェットエンジン（１１２）のブリード空気を冷却する方法（８００，９００）であって、
ジェットエンジン圧縮機からブリード空気を抽出することと、
抽出温度を有するブリード空気を第１予冷器（２１０，４１０，６１０）に方向付けることと、
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）でブリード空気の抽出温度を第２温度に低下させることと、
その後、ブリード空気の第１部分（８０３，９０７）を冷却システム圧縮機（２２０）に方向付けることと、
冷却システム圧縮機（２２０）及び冷却システム予冷器（２３０）を通してブリード空気を連続的に流すことと、
ブリード空気の第１部分（８０３，９０７）の第２温度を第２温度よりも低い第３温度に低下させるために、冷却システム予冷器（２３０）からのブリード空気の第１部分（８０３，９０７）を冷却システムタービン（２４０）に流すことと、
バイパスライン（２９０，７１０）を通して冷却システム予冷器（２３０）からのブリード空気の第２部分（８０９，９０９）を流すことと、
その後、排出管（２４５）で第１部分（８０３，９０７）及び第２部分（８０９，９０９）を混合することと
を含む、方法（８００，９００）。
冷却システムタービン（２４０）を通る第１部分（８０３，９０７）の流れを制御することをさらに含む、請求項１１に記載の方法（８００，９００）。
冷却システムタービン（２４０）は、冷却システムタービン（２４０）を通る流れを制御するための可変面積タービンノズルを有する、請求項１２に記載の方法（８００，９００）。
冷却システムタービン（２４０）を通る第１部分（８０３，９０７）の流れを制御することをさらに含む、請求項１１に記載の方法（８００，９００）。
制御弁（２９２，７２０）は、バイパスライン（２９０，７１０）で連続する、請求項１４に記載の方法（８００，９００）。
制御弁（２９２，７２０）は、冷却システムタービン（２４０）をバイパスするために、バイパスライン（２９０，７１０）を通る流体の流れを制御するように構成されている、請求項１５に記載の方法（８００，９００）。
ブリード空気は抽出温度を有し、排出管（２４５）は、ブリード空気の抽出温度の約半分よりも低い流出温度を有する流出流体を供給する、請求項１１に記載の方法（８００，９００）。
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）及び冷却システム予冷器（２３０）は、ヒートシンク流体として、ファン流温度及びファン流圧力を有する、ジェットエンジン（１１２）からのファン空気流（５６）を使用し、排出管（２４５）がファン流温度よりも低い流出温度を有する流出流体を供給する、請求項１１に記載の方法（８００，９００）。
調節された空気を、熱負荷を有する航空機熱管理システム（１７０）に供給する方法（８００，９００）であって、
流入圧力及び流入温度を有する、ジェットエンジン（１１２）からの調節されていない空気を第１予冷器（２１０，４１０，６１０）に受け入れることと、
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）の調節されていない空気を第１温度に冷却することと、
圧縮機（２２，２４，２２０，６５０）によって、調節されていない空気を第１圧力に圧縮することと、
冷却システム予冷器（２３０）によって、調節されていない空気を第２圧力に冷却することと、
冷却システム圧縮機（２２０）の下流の調節されていない空気の第１部分（８０３，９０７）を、可変面積タービンノズルを有するタービン（２８，３２，２４０，４４０，６４０）に受け入れることと、
タービン（２８，３２，２４０，４４０，６４０）の中の、排出管（２４５）への調節されていない空気の第１部分（８０３，９０７）を膨張させることと、
冷却システム圧縮機（２２０）の下流の調節されていない空気の第２部分（８０９，９０９）を排出管（２４５）にバイパスすることと、
調節されていない空気の第１部分（８０３，９０７）を、タービン（２８，３２，２４０，４４０，６４０）からのワークを抽出することによって航空機熱管理システム（１７０）の要求を満たすように選択された排出温度及び排出圧力に膨張させることと
を含む、方法（８００，９００）。
第１予冷器（２１０，４１０，６１０）及び冷却システム予冷器（２３０）は、ヒートシンク流体として、ファン流温度及びファン流圧力を有する、ジェットエンジン（１１２）からのファン空気流（５６）を使用する、請求項１９に記載の方法（８００，９００）。
排出温度はファン流温度よりも低い、請求項２０に記載の方法（８００，９００）。
ジェットエンジン（１１２）は海面静止アイドリング状態で作動し、ファン流圧力は約１７ｐｓｉ超である、請求項１９に記載の方法（８００，９００）。
ジェットエンジン（１１２）は海面静止離陸状態で作動し、ファン流圧力は約約３０ｐｓｉ超である、請求項１９に記載の方法（８００，９００）。
抽出されたワークは、ワークの移動のために利用される機械的装置に供給され、装置は圧縮機（２２，２４，２２０，６５０）、ギヤボックス（４８０）、発電機（４７５）、及びポンプ（４８５）からなる群から選択される、請求項１９に記載の方法（８００，９００）。
調節された空気は約１０％より大きい熱負荷の減少をもたらす、請求項１９に記載の方法（８００，９００）。
調節された空気は約６０％より大きい熱負荷の減少をもたらす、請求項１９に記載の方法（８００，９００）。
調節された空気は約４ｋＷから約９０ｋＷの熱負荷の減少をもたらす、請求項１９に記載の方法（８００，９００）。