JP6496704B2

JP6496704B2 - 熱管理システム

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Publication number: JP6496704B2
Application number: JP2016236356A
Authority: JP
Inventors: ブランドン・ウェイン・ミラー; クリストファー・ジェームズ・クローガー; マシュー・ロバート・サーニー
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Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2015-12-09
Filing date: 2016-12-06
Publication date: 2019-04-03
Anticipated expiration: 2036-12-06
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Description

本主題は、一般に、航空機および／またはエンジンに組み入れる表面熱交換モジュールを有する熱管理システムに関する。

ガスタービンエンジンは、典型的には、導入口、ファン、１つ以上の圧縮機、燃焼室および少なくとも１つのタービンを含む。圧縮機は、燃焼室に引き込まれてそこで燃料と混合される空気を圧縮する。そして、混合物は、高温燃焼ガスを生成するために点火される。燃焼ガスは、圧縮機に動力を供給し、ならびに飛行中の航空機を推進し、または発電機などの負荷を駆動する有用な仕事を生み出すために、燃焼ガスからエネルギーを抽出するタービンに引き込まれる。

エンジンが、例えば、過冷却水滴の雲にさらされるなど、着氷条件で動作する場合、氷が、露出したエンジン構造体に蓄積する可能性がある。より具体的には、エンジンが、長時間着氷条件で動作する場合、エンジン内および露出したエンジン構造体上の氷の蓄積は、かなり大きくなる恐れがある。経時的な、連続したエンジンの作動、低電力動作から高電力動作に至るスロットルバーストおよび／または乱気流もしくは非対称な着氷のいずれかによる振動により、蓄積した氷の塊を１つ以上の圧縮機が吸い込む恐れがある。氷の離脱現象として知られる、このような状態では、ガスタービンエンジン内でいくつかの問題が起こる可能性がある。

エンジン内およびエンジン付近の露出した表面にわたる着氷を防ぐことを容易にするために、少なくとも一部の既知のエンジンが除氷システムを備える。除氷システムは、典型的には１つ以上の圧縮機からの抽気を利用して、所望の面に熱を与える。抽気を所望の場所に移送するために配管が設けられる。しかし、配管は比較的大きくなり得るので除氷システムをパッケージ化するのが難しくなる可能性があり、さらに配管は比較的重くなり得るので、エンジンの燃料燃焼に悪影響を与える可能性がある。

したがって、抽気によらない除氷システムが有用である。より具体的には、除氷を必要とする１つ以上の表面へ抽気をダクトで送るための配管を必要としない除氷システムが特に有益である。

米国特許第４７７３２１２号

本発明の態様および利点は、以下の説明に部分的に述べられても、説明から明らかになっても、または本発明の実施を介して学ばれてもよい。

本開示の一方の例示的実施形態では、ガスタービンエンジンまたは航空機のうちの少なくとも一つに少なくとも部分的に組み込むための熱管理システムが提供される。熱管理システムは、その中を流れる熱交換流体を有する熱輸送バスおよび熱輸送バス内で熱交換流体の流れを生成するためのポンプを備える。さらに、熱管理システムは、熱輸送バス内の熱交換流体と熱連通する１つ以上の熱源交換器および表面熱交換モジュールを備える。除氷モジュールは、熱伝達流体からガスタービンエンジンまたは航空機の１つ以上の構成要素の表面に熱を伝達するため１つ以上の熱源交換器の下流に位置する熱輸送バス内の熱交換流体と熱連通している。

本開示の他方の例示的実施形態では、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、１つ以上のシャフトによりタービンセクションに結合される圧縮機セクションおよび圧縮機セクションまたはタービンセクションのうちの少なくとも一つの中に配置された１つ以上の構成要素に潤滑剤を供給するための主潤滑システムを備える。また、ガスタービンエンジンは、熱管理システムを備える。熱管理システムは、その中を流れる熱交換流体を有する熱輸送バスおよび熱輸送バス内で熱交換流体の流れを生成するためのポンプを備える。また、熱管理システムは、熱輸送バス内で熱交換流体と熱連通する１つ以上の熱源交換器を備え、その１つ以上の熱源交換器は、主潤滑システムと熱連通する主潤滑熱交換器を備える。また、熱管理システムは、熱伝達流体からガスタービンエンジンの１つ以上の構成要素の表面に熱を伝達するため１つ以上の熱源交換器の下流に位置する熱輸送バス内の熱交換流体と熱連通する、表面熱交換モジュールを備える。

本発明のこれらのおよび他の特徴、態様および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照してより理解されよう。本明細書に組み込まれ、その一部分を構成する添付の図面は、本発明の実施形態を図示し、明細書とともに本発明の諸原理を説明する働きをする。

その最良の形態を含み、当業者を対象とする、本発明の完全で実施可能な程度の開示は、添付図面を参照して、本明細書に述べられる。
本主題の様々な実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。本開示の一例示的な実施形態による熱管理システムの概略図である。本開示の他方の例示的な実施形態による熱管理システムの概略図である。本開示の一例示的な実施形態による熱管理システムの表面熱交換モジュールである。本開示の他方の例示的な実施形態による熱管理システムの表面熱交換モジュールである。

ここで、添付の図面に１つ以上の実施例が示された、本発明の実施形態の詳細を参照する。詳細の説明は、数字および文字表示を用いて図面中で特徴を示す。図面および説明中の同様または類似の表示は、本発明の同様または類似の部品を示すために用いられている。本明細書で使用される場合、用語「第１の」、「第２の」および「第３の」は、一方の構成要素を他方と区別するために交換可能に用いられ、且つ、それぞれの構成要素の位置または重要性を表すことを意図しない。用語「上流」および「下流」は、流体経路における流体の流れに関して相対的な方向を指す。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を指し、「下流」は流体が流れていく方向を指す。

ここで、全ての番号において同一の番号は同一の要素を指す図面を参照すると、図１は、本開示の一例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図を示す。より具体的には、図１の実施形態では、ガスタービンエンジンが本明細書で「ターボファンエンジン１０と」呼ばれる、高バイパスターボファンジェットエンジン１０である。図1 に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照用に提供される長手方向の中心線１２に対して平行に延在する）および半径方向Ｒを規定する。概ね、ターボファンエンジン１０は、ファンセクション１４およびファンセクション１４から下流に配置されるコアタービンエンジン１６を含む。

図示の例示的なコアタービンエンジン１６は、一般に、環状導入口２０を規定する実質的に管状の外部ケーシング１８を含む。外部ケーシング１８は、直列流れ関係に、ブースターすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機２２および高圧（ＨＰ）圧縮機２４を備える圧縮機セクション、燃焼セクション２６、高圧（ＨＰ）タービン２８および低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションおよびジェット排気ノズルセクション３２を収容する。高圧シャフトすなわちスプール３４は、高圧タービン２８を高圧圧縮機２４と駆動的に連結する。低圧シャフトすなわちスプール３６は、低圧タービン３０を低圧圧縮機２２と駆動的に連結する。

図示の実施形態では、ファンセクション１４は、離間してディスク４２に結合された複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を備える。図示のように、ファンブレード４０は、全体として、半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外側へ延在する。各ファンブレード４０は、ファンブレード４０のピッチを一体にまとめて変更するように構成される好適な作動部材４４と動作可能に結合されるファンブレード４０によりピッチ軸Ｐの周りをディスク４２に対して回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２および作動部材４４は、パワーギヤボックス４６と交差して低圧シャフト３６により長手方向軸１２の周りを一緒に回転可能である。パワーギヤボックス４６は、低圧シャフト３６の回転速度をより効率的な回転ファン速度に逓減するため複数のギヤを備える。

さらに図1 の例示的な実施形態を参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る気流を増進するように空気力学的に輪郭形成された回転可能なフロントハブ４８に被覆されている。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８および／またはコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を円周方向に囲繞する環状ファンケーシングすなわち外部ナセル５０を含む。ナセル５０は、複数の円周方向に離間する排出口案内静翼５２によってコアタービンエンジン１６に対して担持されている。さらに、ナセル５０は、ナセル５０とコアタービンエンジン１６の間のバイパス空気流路５６を規定するように、コアタービンエンジン１６の外側部分にわたって延在してもよい。

ターボファンエンジン１０の動作中、一定量の空気５８が、ナセル５０および／またはファンセクション１４の関連付けられた導入口６０を通ってターボファン１０に入る。所定の量の空気５８がファンブレード４０を通り過ぎると、矢印６２で示す空気５８の第１の部がバイパス空気流路５６へ配向すなわち送られ、矢印６４で示す空気５８の第２の部が低圧圧縮機２２へ配向すなわち送られる。空気の第１の部６２と空気の第２の部６４の比率は、一般にバイパス比として知られる。空気の第２の部６４の圧力は、高圧圧縮機２４を通って燃焼セクション２６へ送られると増大し、そこで燃料と混合され、燃焼ガス６６を提供するため燃焼される。続いて、燃焼ガス６６は、高圧タービン２８を通って低圧タービン３０へ送られ、そこで燃焼ガス６６からの熱エネルギーおよび／または運動エネルギーが抽出される。

そして、燃焼ガス６６は、コアタービンエンジン１６のジェット排出ノズルセクション３２を通って送られ、推進力を提供する。同時に、空気の第１の部６２の圧力が、空気の第１の部６２がバイパス空気流路５６を通って送られると、増大し、その後、ターボファン１０のファンノズル排出セクション７６から排出され、再度推進力を提供する。

さらに、概略的に図示するように、例示的なターボファンエンジン１０は、ターボファンエンジン１０および／またはターボファンエンジン１０を備える航空機（例えば、図３）の動作を支援するために様々な補助システムをさらに備える。例えば、例示的なターボファンエンジン１０は、潤滑剤を、例えば、圧縮機セクション（低圧圧縮機２２および高圧圧縮機２４を含む）内の様々なベアリングおよびギヤメッシュ、タービンセクション（高圧タービン２８および低圧タービン３０を含む）、高圧スプール３４、低圧スプール３６およびパワーギヤボックス４６へ提供するよう構成される主潤滑システム７８をさらに備える。主潤滑システム７８によって提供される潤滑剤は、そのような構成要素の耐用年数を延ばし、そのような構成要素から所定の熱量を除去することができる。加えて、ターボファンエンジン１０は、高圧圧縮機２４または低圧圧縮機２２のうちの１つまたは両方から高圧タービン２８または低圧タービン３０のうちの１つまたは両方へ空気を提供するために圧縮機冷却空気（ＣＣＡ）システム８０を備える。さらに、例示的なターボファンエンジン１０は、様々なエンジンの動作状態の間、所望の範囲で様々なタービンエンジンロータブレードとタービンケーシングの間の隙間を維持するためタービンセクションのケーシングを冷却するアクティブ熱クリアランス制御（ＡＣＣ）システム８２を備える。さらに、例示的なターボファンエンジン１０は、潤滑剤を発電機に提供し、ならびに、発電機の冷却／発熱除去を行う発電機潤滑システム８４を備える。発電機は、例えば、ターボファンエンジン１０の起動電動機ならびに／またはターボファンエンジン１０および／またはターボファンエンジン１０を含む航空機の様々な他の電子構成要素に電力を供給してもよい。

また、概略的に図示するように、例示的なターボファンエンジン１０は、例えば、例示的なターボファンエンジン１０を含む航空機（図３を参照して以下に説明する航空機２００など）のために、様々な他の補助システムを駆動、または作動する。例えば、例示的なターボファンエンジン１０は、圧縮空気を圧縮機セクションから環境制御システム（ＥＣＳ）８６に提供する。ＥＣＳ８６は、加圧および熱制御のために航空機の機室に給気を行ってもよい。さらに、空気が、例示的なターボファンエンジン１０から電子機器冷却システム８８まで、ターボファンエンジン１０および／または航空機のいくつかの電子構成要素の温度を所望の範囲で維持するために提供されてもよい。

従来のターボファンエンジン１０および／または航空機は、そのようなシステム内の空気および／または潤滑剤から熱を除去するためこれらの補助システムそれぞれ用の個々の熱交換器を備えていた。しかし、本開示の態様は、一部またはすべてのそのような補助システムから熱を伝達する熱管理システム１００（図２を参照）を含み、より効果的にそのような熱を除去し、および／またはそのような熱を利用する。

しかし、図１に図示の例示的なターボファンエンジン１０は、例として示したに過ぎす、他の例示的な実施形態では、本開示の態様が、さらに、あるいは代わりに、任意の他の好適なガスタービンエンジンに適用されてもよいことが理解されよう。例えば、他の例示的な実施形態では、代替として、ターボファンエンジン１０が、ターボジェットエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボプロップエンジン、などのいずれの他の適切な航空ガスタービンエンジンであってもよい。その上、さらに他の例示的な実施形態では、例示的なターボファンエンジン１０が、いずれの他の好適な補助システムを備えてもよく、あるいは、補助システムに動作可能に連結されてもよい。その上、あるいは、代わりに、例示的なターボファンエンジン１０が、上記で論じた補助システムの１つ以上を含まない、あるいは、補助システムに動作可能に連結しない可能性がある。

ここで、図２を参照すると、図１の例示的なターボファンエンジン１０、図３の例示的な航空機２００（以下で論じる）および／または図４および５の例示的な航空機２００およびエンジン２０６（以下で論じる）に少なくとも部分的に組み込まれる本開示の例示的な実施形態による熱管理システム１００の概略流れ図が提供される。

図示の通り、熱管理システム１００は、一般に熱輸送バス１０２を含む。熱輸送バス１０２は、その中を流れる中間熱交換流体を含み、１つ以上の好適な流体路で形成されてもよい。熱交換流体は、高温動作範囲を有する非圧縮性流体であってもよい。例えば、いくつかの実施形態では、熱交換流体は、水、エタノール混合液、または他の好適な絶縁性流体であってもよい。ポンプ１０４は、熱輸送バス１０２内で／を通って、熱交換流体の流れを生成するため熱輸送バス１０２内で熱交換流体と流体連通している。図２に見られるように、ポンプ１０４は、熱輸送バス１０２内を概ね時計回りに熱交換流体の流れを生成してもよい。ポンプ１０４は、羽根車を備える回転式ポンプであってもよく、あるいは、代わりに、任意の他の好適な流体ポンプでもよい。さらに、ポンプ１０４は、電動機により動力を与えられてもよく、あるいは、例えば、ターボファンエンジン１０の高圧シャフト３４または低圧シャフト３６と機械的連通し、それにより動力を与えられてもよい。さらに他の実施形態では、ポンプ１０４は、内部に熱管理システム１００を組み込んでいるガスタービンエンジンの圧縮機セクションからの抽気により動力を与えられる、補助タービンで動いてもよい。

さらに、例示的な熱管理システム１００は、熱輸送バス１０２内で熱交換流体と熱連通する１つ以上の熱源交換器１０６を備える。具体的には、図示の熱管理システム１００は、複数の熱源交換器１０６を備える。複数の熱源交換器１０６は、ターボファンエンジン１０の（または、ターボファンエンジン１０と連動する）補助システムの１つ以上から熱輸送バス１０２の熱交換流体に熱を伝達するよう構成される。例えば、いくつかの例示的な実施形態では、複数の熱源交換器１０６が、主潤滑システム７８から熱を伝達する主潤滑システム熱交換器、ＣＣＡシステム８０から熱を伝達するＣＣＡシステム熱源交換器、ＡＣＣシステム８２から熱を伝達するＡＣＣシステム熱源交換器、発電機潤滑システム８４から熱を伝達する発電機潤滑システム熱源交換器、ＥＣＳ８６から熱を伝達するＥＣＳ熱交換器、電子機器冷却システム８８から熱を伝達する電子機器冷却システム熱交換器、蒸気圧縮システム熱交換器、空気サイクルシステム熱交換器および補助システム熱源交換器の１つ以上を備える。例として、補助システム熱源交換器が、レーダーシステム、防御システム、娯楽装置などのうちの１つ以上から熱を伝達するよう構成されてもよい。したがって、図２の例示的な実施形態による熱管理システム１００が、様々な種類の独立システムから熱輸送バス１０２の熱交換流体へ、除去のために熱を伝達してもよい。

図示の実施形態には、熱輸送バス１０２に沿って、それぞれ直列流れに配置された３つの熱源交換器１０６がある。しかし、他の例示的な実施形態では、任意の他の好適な数の熱源交換器１０６が備えられてもよい、熱源交換器１０６の１つ以上が熱輸送バス１０２に沿って、並流に配置されてもよい。例えば、他の実施形態では、熱輸送バス内に熱交換流体と熱連通する単一の熱源交換器１０６があってもよく、または、代わりに、熱輸送バス１０２内に熱交換流体と熱連通する少なくとも２つの熱源交換器１０６、少なくとも4 つの熱源交換器１０６、少なくとも５つの熱源交換器１０６または少なくとも６つの熱源交換器１０６があってもよい。

さらに、図２の例示的な熱管理システム１００は、熱輸送バス１０２内で熱交換流体と、永久にまたは選択的に、熱連通する１つ以上のヒートシンク交換器１０８をさらに備える。１つ以上のヒートシンク交換器１０８は、複数の熱源交換器１０６の下流に配置され、熱輸送バス１０２内の熱交換流体から、例えば、大気、燃料、ファンストリームなどへ熱を伝達するよう構成される。例えば、いくつかの実施形態では、１つ以上のヒートシンク交換器１０８が、ラム熱交換器、燃料熱交換器、ファンストリーム交換器、抽気熱交換器、エンジン中間冷却または上述の空気サイクルシステムの冷気出力のうちの少なくとも１つを備えてもよい。ラム熱交換器が、ターボファンエンジン１０またはターボファンエンジン１０を含む航空機のうちの１つまたは両方に統合された「空気対熱交換流体」熱交換器として構成されてもよい。動作中、ラム熱交換器が、所定の量のラムエアをラム熱交換器上に流すことによりその中の任意の熱交換流体から熱を除去してもよい。さらに、燃料熱交換器は、熱交換流体からの熱がターボファンエンジン１０用の液体燃料の流れに伝達される「流体対熱交換流体」熱交換器である。さらに、ファンストリーム熱交換器は、一般に、例えば、熱交換流体から熱を除去するため熱交換流体上にバイパス空気を流す、「空気対熱交換流体」熱交換器である。さらに、抽気熱交換器は、一般に、例えば、熱交換流体から熱を除去するため熱交換流体上に低圧圧縮機からの抽気を流す、「空気対熱交換流体」熱交換器である。

図２の実施形態では、図示の熱管理システム１００の１つ以上のヒートシンク交換器１０８は、複数の個別のヒートシンク交換器１０８を含む。より具体的には、図２の実施形態では、１つ以上のヒートシンク交換器１０８は、直列に配置された３つのヒートシンク交換器１０８を含む。３つのヒートシンク交換器１０８は、ラム熱交換器、燃料熱交換器およびファンストリーム熱交換器として構成される。しかし、他の例示的な実施形態では、１つ以上のヒートシンク交換器１０８が、任意の他の好適な数のヒートシンク交換器１０８を含んでもよい。例えば、他の例示的な実施形態では、単一のヒートシンク交換器１０８が提供されてもよく、少なくとも２つのヒートシンク交換器１０８が提供されてもよく、少なくとも４つのヒートシンク交換器１０８が提供されてもよく、または５つのヒートシンク交換器１０８が提供されてもよい。その上、さらに他の例示的な実施形態では、１つ以上のヒートシンク交換器１０８の２つ以上が、代わりに互いに並流に配置されてもよい。

さらに図２の図示の例示的な実施形態を参照すると、複数のヒートシンク交換器１０８は、熱輸送バス１０２内で熱交換流体と選択的に熱連通している。より具体的には、図示の熱管理システム１００は、複数のヒートシンク交換器１０８内の各ヒートシンク交換器１０８を選択的に迂回するために複数のバイパスライン１１０を含む。各バイパスライン１１０は、それぞれのヒートシンク交換器１０８のすぐ上流に配置された上流接合部１１２とそれぞれのヒートシンク交換器１０８のすぐ下流に配置された下流接合部１１４の間を延在する。さらに、各バイパスライン１１０は、三方向ヒートシンク弁１１６を介して熱輸送バス１０２とそれぞれの上流接合部１１２で交わる。各三方向ヒートシンク弁１１６は、熱輸送バス１０２と流体連結される流入口、熱輸送バス１０２と流体連結される第１の排出口およびバイパスライン１１０と流体連結される第２の排出口を含む。三方向ヒートシンク弁１１６が流入口から第１のまたは第２の排出口までの処理量を変化できるように、各三方向ヒートシンク弁１１６が、可変処理量三方向弁であってもよい。例えば、三方向ヒートシンク弁１１６が、流入口から第１の排出口まで熱交換流体の０％〜１００％を提供するために構成されてもよく、同様に、三方向ヒートシンク弁１１６が、流入口から第２の排出口まで熱交換流体の０％〜１００％を提供するために構成されてもよい。

注目すべきことに、三方向ヒートシンク弁１１６は、ターボファンエンジン１０および／またはターボファンエンジン１０を含む航空機のコントローラと連動していてもよい。コントローラが、例えば、ターボファンエンジン１０および／または航空機の動作状態、熱交換流体の温度、および／または任意の他の好適な変数に基づき１つ以上のヒートシンク交換器１０８のうちの１つ以上を迂回してもよい。あるいは、コントローラがユーザ入力に基づき１つ以上のヒートシンク交換器１０８のうちの１つ以上を迂回してもよい。

さらに、また、各バイパスライン１１０が熱輸送バス１０２とそれぞれの下流接合部１１４で交わる。各ヒートシンク交換器１０８と下流接合部１１４の間で、熱輸送バス１０２は、熱交換流体の適切な流れ方向を確保するためにチェック弁１１８を備える。より具体的には、チェック弁１１８は、下流接合部１１４からそれぞれのヒートシンク交換器１０８方向への熱交換流体の流れを防ぐ。

図２の熱管理システム１００が、ターボファンエンジン１０および／または航空機の様々な補助システムから熱をより効果的に除去してもよい。例えば、様々な補助システムが、ターボファンエンジン１０および／または航空機の様々な動作状態によって変化する熱量を生成してもよい。しかし、すべての補助システムが同様の熱パターンを規定するわけではない（すなわち、すべての補助システムが同時に加熱および冷却を行うわけではない）。例えば、主潤滑システム７８が、ターボファンエンジン１０の高負荷状態中に最大の熱量除去を要求してもよい。しかし、対照的に、ＥＣＳ８６が高高度飛行中に最大熱量の除去を要求してもよい。したがって、様々な異なる補助システムの熱除去を統合することにより、より少ない数の熱交換器が所望の熱量を除去するために要求されてもよく、および／またはより小さい熱交換器が所望の熱量を除去するために要求されてもよい。

さらに、熱輸送バス１０２内で熱交換流体と選択的に熱連通している様々なヒートシンク交換器１０８（および／または以下で論じる表面熱交換モジュール１３６）の構成により、熱が、様々な補助システムからより効果的な手法で除去されてもよい。例えば、比較的低い熱量が熱交換流体から除去されるよう要求されるとき、最も効果的なヒートシンク交換器１０８（および／または以下で論じる表面熱交換モジュール１３６）が利用されて、他は迂回されてもよい。しかし、比較的高い熱量が熱交換流体から除去されるよう要求されるとき、追加のヒートシンク交換器１０８（および／または以下で論じる表面熱交換モジュール１３６）も、利用されてもよい。

さらに、例えば、迂回能力を有する複数のヒートシンク交換器１０８（および／または以下で論じる表面熱交換モジュール１３６）を含む例示的な実施形態では、追加のヒートシンク交換器１０８（および／または以下で論じる表面熱交換モジュール１３６）は、熱管理システム１００に冗長性を追加するという利点がある。例えば、ヒートシンク交換器１０８または熱輸送バス１０２の関連する部分のうちの１つ以上の障害時に、熱変換流体がそのような障害付近に送られて、システム１００が少なくとも一部の熱除去をし続けてもよい。

さらに図２を参照すると、図示の例示的な熱管理システム１００が、単相非圧縮熱輸送流体を使用するよう構成されている。しかし、他の実施形態では、熱管理システム１００が、代わりに相変化流体を使用してもよいことが理解されよう。そのような実施形態では、熱管理システム１００が、熱輸送バス１０２内で熱交換流体を圧縮する圧縮機および熱輸送バス１０２内で熱交換流体を膨張させる膨張装置を含んでもよい。圧縮機が、熱源交換器１０６の下流位置および１つ以上のヒートシンク交換器１０８の上流位置で熱交換流体と選択的に流体連通してもよい。対照的に、膨張装置が、１つ以上のヒートシンク交換器１０８の下流位置および熱源交換器１０６の上流位置で熱交換流体と選択的に流体連通してもよい。そのような例示的な実施形態では、圧縮機が、例えば、電動機によって駆動されてもよく、あるいは、代わりに、高圧シャフト３４または低圧シャフト３６などのターボファンエンジン１０の回転部品と機械的連通し、それによって駆動されてもよい。注目すべきことに、そのような構成では、１つ以上のヒートシンク交換器１０８（および／または以下で論じる除氷モジュール１３６）が、凝縮器として作動し、複数の熱源交換器１０６が、蒸発器として作動する。そのような構成により、様々な熱源交換器１０６からの効果的な熱除去および１つ以上のヒートシンク交換器１０８（および／または除氷モジュール１３６）への熱伝達が可能になる。いくつかの例示的な実施形態では、膨張装置が、熱交換流体の流れから回転力を生成するよう構成される発電装置として利用されてもよいことが理解されよう。

図示のように、熱輸送バス１０２は、さらに、選択的に圧縮機１２０を迂回する圧縮機バイパスライン１２４および選択的に膨張装置１２２を迂回する膨張装置バイパスライン１２６を含む。さらに、三方向圧縮機バイパス弁１２８は、選択的に圧縮機１２０を迂回する上流接合部１３０に配置され、同様に、三方向膨張装置バイパス弁１３２は、選択的に膨張装置１２２を迂回する上流接合部１３４に配置される。三方向圧縮機バイパス弁１２８および三方向膨張装置バイパス弁１３２のそれぞれが、各ヒートシンク交換器１０８の動作を迂回するため上記で説明された例示的な三方向ヒートシンク弁１１６と実質的に同じ手法で構成されてもよい。

さらに、図２の例示的な熱管理システム１００は、その上、複数の熱源交換器１０６の上流および１つ以上のヒートシンク交換器１０８の下流に位置する熱輸送バス１０２内の熱交換流体と選択的に熱連通する燃料冷却装置１４４を備える。燃料冷却装置１４４は、所望の温度範囲内に燃料を維持することを支援するためターボファンエンジン１０の燃料から熱を除去するよう構成されてもよい。図２の熱管理システム１００の様々な他の構成要素と同様に、熱管理システム１００は、さらに選択的に燃料冷却装置１４４を迂回する燃料冷却装置バイパスライン１４６および三方向燃料冷却装置バイパス弁１４８を備える。三方向燃料冷却装置バイパス弁１４８は、上流接合部１５０に配置され、熱輸送バス１０２と燃料冷却装置バイパスライン１４６を流体連結する。燃料冷却装置バイパス弁１４８が、各ヒートシンク交換器１０８の動作を迂回するため上記で説明された例示的な三方向ヒートシンク弁１１６と実質的に同じ手法で構成される、可変処理量三方向弁であってもよい。

さらに、図２の例示的な熱管理システム１００は、航空機および／またはターボファンエンジン１０のいくつかの構成要素を加熱、または除氷する特徴を備える。具体的には、例示的な熱管理システム１００は、熱伝達流体からターボファンエンジン１０または航空機（例えば、図３および／または４の航空機２００）の１つ以上の構成要素の表面に熱を伝達するため１つ以上の熱源交換器１０６から下流に位置する熱輸送バス１０２内の熱交換流体と熱連通する、表面熱交換モジュール１３６を備える。図示の実施形態では、表面熱交換モジュール１３６は、また、１つ以上のヒートシンク交換器１０８の上流に配置される。しかし、他の実施形態では、表面熱交換モジュール１３６が、代わりに、１つ以上の熱源交換器１０６の任意の好適な下流に配置されてもよい。例えば、他の実施形態では、表面熱交換モジュール１３６が、ポンプ１２０の上流に配置されてもよく、あるいは、代わりに、ヒートシンク交換器１０８の１つ以上の下流に配置されてもよい。

その上、図示の実施形態では、熱管理システム１００は、さらに選択的に表面熱交換モジュール１３６を迂回するバイパスライン１３８を含んでもよい。三方向表面熱交換モジュール弁１４０は、選択的に表面熱交換モジュール１３６を作動するため上流接合部１４２に配置される。三方向表面熱交換モジュール弁１４０が、各ヒートシンク交換器１０８の動作を迂回するため上記で説明された例示的な三方向ヒートシンク弁１１６と実質的に同じ手法で構成されてもよい。

例えば、航空機、エンジンおよび／または大気の状態によって、氷が、ターボファンエンジン１０および／または航空機の様々な構成要素の表面に形成しやすくなる可能性がある。したがって、少なくともいくつかの例示的な実施形態で図３〜図５を参照して、以下でより詳細を説明するように、表面熱交換モジュール１３６が、ターボファンエンジン１０および／または航空機の１つ以上の構成要素の表面に統合するための１つ以上の熱交換器を含む除氷モジュールとして構成されてもよい。注目すべきことに、熱管理システムに表面熱交換／除氷モジュールを含むことにより、航空機および／またはターボファンエンジンのいくつかの構成要素を除氷、または加熱し、ならびに熱管理システムの熱輸送バスを流れる熱交換流体から熱を除去するという二元機能を供給してもよい。したがって、そのような構成により、航空機および／またはエンジンの１つ以上の他の構成要素／システムから除去された廃熱を利用して、ターボファンエンジンおよび／または航空機のいくつかの構成要素を除氷するためのより効果的なシステムを提供してもよい。

しかし、熱管理システム１００は、例として示したに過ぎず、他の例示的な実施形態では、熱管理システム１００が任意の他の好適な手法で構成されてもよいことが、理解されよう。例えば、他の例示的な実施形態では、熱管理システム１００が、冷却サイクルを操作しないかもしれない、すなわち、熱管理システム１００が、圧縮機１２０または膨張装置１２２のうちの１つまたは両方を含まないかもしれない。さらに、他の例示的な実施形態では、熱管理システム１００が、燃料冷却装置１４４など、図２に図示のいくつかの他の構成要素を含まないかもしれない。その上、さらに他の実施形態では、熱管理システム１００が専用の表面熱交換熱管理システムとして構成されてもよい。したがって、そのような構成では、熱管理システムが、熱輸送バス１０２内の熱交換流体と熱連通する１つ以上のヒートシンク交換器１０８を含まないかもしれず、代わりに、表面熱交換モジュール１３６が熱輸送バス１０２内の熱交換流体から熱を除去するための１次手段として構成されてもよい。

具体的にどの図も参照することなく、本開示の一例示的実施形態では、１つ以上の熱源交換器１０６が、蒸気圧縮システム（すなわち、蒸気圧縮システムの凝縮器部分）および空気サイクルシステムの熱交換器（ターボファンエンジンから空気を受け取り、そのような空気を航空機へ提供するために冷やすよう構成される）を含んでもよい。空気サイクルシステム熱交換器の下流という最も熱い点で、熱輸送バス１００が、表面熱交換モジュール１３６を含んでもよい。熱輸送流体からの熱の一部が、表面熱交換モジュール１３６を通って伝達されてもよい。そして、熱輸送バス１００が、エンジン中間冷却、ラムエア熱交換器および空気サイクルシステムの冷気出力などの複数のヒートシンク交換器１０８を含んでもよい。注目すべきことに、熱輸送バス１００が、２つの熱源交換器１０６（例えば、蒸気圧縮システムの凝縮器部分および空気サイクルシステムの熱交換器との間に配置された燃料システム熱交換器）の間に配置されたヒートシンク交換器１０８をさらに含んでもよい。

ここで、図３を参照すると、本開示の他の例示的な実施形態による熱管理システム１００が提供される。図３に概略的に図示された例示的な熱管理システム１００が、図２を参照して上記で説明した例示的な熱管理システム１００と実質的に同じ手法で構成されてもよい。図２の例示的な熱管理システム１００と同様の構成要素を特定するために同様の番号が図３で使用されている。

図３の実施形態では、熱管理システム１００は、航空機２００およびガスタービンエンジンの少なくとも一部に組み込まれている。図３に図示された例示的な航空機２００は、全体として、それを貫通して延在する長手方向中心線２０２、横方向のL 、前方端２０４および後方端２０６を規定する。さらに、航空機２００は、航空機２００の前方端２０２から航空機２００の後方端２０４へ長手方向に延在する胴体２０８および１対の翼２１０を備える。第１のそのような翼２１０は、胴体２０８の左舷２１２から長手方向の中心線１４に対して側方外側へ延在し、第２のそのような翼２１０は、胴体２０８の右舷２１４から長手方向の中心線１４に対して側方外側へ延在する。図示の例示的な実施形態のそれぞれの翼２１０は、１つ以上の前縁２１６および後縁２１８を備える。航空機２００は、ヨー制御用の舵フラップを有する垂直尾翼２２０、およびそれぞれピッチ制御用の昇降フラップを有する１対の水平尾翼２２２をさらに備える。さらに、胴体２０８は、外部表面２２４を備える。しかし、本開示の他の例示的な実施形態では、航空機２００が、さらに、あるいは、代わりに、縦方向または横方向Ｌに直接沿って延在してもよい、または延在しないかもしれない安定板という、任意の他の好適な構成を含んでもよいことが、理解されよう。

図３の例示的な航空機２００は、さらに、少なくとも１つが１対の翼２１０のそれぞれに搭載された、１対の航空機のエンジンを含む。図示の実施形態では、航空機のエンジンは、翼下構成で翼２１０の下にそれぞれ吊り下げられる第１のターボファンジェットエンジン２２６および第２のターボファンジェットエンジン２２８として構成される。

さらに、上述のように、図３の熱管理システム１００は、例示的な航空機２００および／またはターボファンエンジン２２６、２２８のうちの１つ以上に組み込まれる。図２を参照して上記で説明した熱管理システム１００と同様に、例示的な熱管理システム１００は、熱輸送バス１０２内で熱交換流体の流れを生成するためポンプ１０４と共に、その中を流れる熱交換流体を有する熱輸送バス１０２を含む。さらに、例示的な熱管理システム１００は、１つ以上の熱源交換器１０６および１つ以上のヒートシンク交換器１０８を含む。１つ以上の熱源交換器１０６は、熱輸送バス１０２内で熱交換流体と熱連通し、１つ以上のヒートシンク交換器１０８は、熱輸送バス１０２内で熱交換流体と永久にまたは選択的に熱連通する。

さらに、図３の例示的な熱管理システム１００では、１つ以上のヒートシンク交換器１０８が、熱輸送バス１０２に沿って１つ以上の熱源交換器１０６の下流位置に配置されている。図３の熱管理システム１００は、概略図であり、１つ以上の熱源交換器１０６および／または１つ以上のヒートシンク交換器１０８は、航空機２００および／またはターボファンエンジン２２６、２２８内のいずれの位置に取付けられてもよいことが、理解されよう。例えば、図３の例示的な実施形態では、熱源交換器１０６の１つ以上が、ターボファンエンジン２２６内に配置されてもよく、熱源交換器１０６の１つ以上が、航空機２００内の他の場所に配置されてもよい。同様に、ヒートシンク交換器１０８の１つ以上が、ターボファンエンジン２２６内に配置されてもよく、ヒートシンク交換器１０８の１つ以上が、航空機２００内の他の場所に配置されてもよい。

また、図３に図示のように、熱管理システム１００は、航空機２００および／またはターボファンエンジン２２６、２２８のいくつかの構成要素に熱を供給するため１つ以上の熱交換器２３８（透視図に示す）を含む表面熱交換モジュール１３６を備える。表面熱交換モジュール１３６が、航空機２００のいくつかの表面を除氷し、または単に航空機２００のいくつかの表面を加熱するために構成されてもよい。

ここで、図４および５を参照すると、本開示の例示的な実施形態による熱管理システム１００の表面熱交換モジュール１３６が、提供される。より具体的には、図４は、航空機２００内に組み込まれた熱管理システム１００の例示的な表面熱交換モジュール１３６を有する航空機２００の左舷２１２の斜視図を提供し、図５は、航空機２００内に組み込まれた熱管理システム１００の例示的な表面熱交換モジュール１３６を有する図４の例示的な航空機のターボファンエンジン２２６の側面概略図を提供する。注目すべきことに、図４および５に図示されていないが、図示の例示的な表面熱交換モジュール１３６は、図２および／または図３を参照して上記で説明した熱管理システム１００などの熱管理システム１００に組み込まれている。

さらに、図４の例示的な航空機２００が、図３を参照して上記で説明した例示的な航空機２００と実質的に同じ手法で構成されてもよい。例えば、航空機２００は、一般に、胴体２０８および１対の翼２１０を備える。第１の１対の翼２１０は、航空機２００の右舷２１４から側方外側へ延在し（図示せず）、第２の１対の翼２１０は、反対側の航空機２００の左舷２１２から側方外側へ延在する。航空機２００が、１対の翼２１０それぞれの下に搭載された１つ以上の航空機のエンジンを備えてもよい。図示の実施形態では、航空機２００は、航空機２００の左舷２１２から外側へ延在する翼２１０の下に搭載されたターボファンエンジン２２６を含む。

ここで、図５を詳細に参照すると、例示的なターボファンエンジン２２６は、全体として、軸方向Ａ（参照として与えられる長手方向中心線１２に対して平行に延びる）、径方向Ｒおよび周方向（図示せず）を規定する。図５に図示のターボファンエンジン２２６が、図１を参照して上記で説明した例示的なターボファンエンジン１０と実質的に同じ手法で構成されてもよい。したがって、同じ番号が、同じ構成要素を指してもよい。

例示的なターボファンエンジン２２６は、一般に、ファンセクション１４およびファンセクション１４から下流に配置されるコアタービンエンジン１６を含む。図示の例示的なコアタービンエンジン16 は、一般に、環状導入口２０を規定する実質的に管状の外部ケーシング１８を含む。外部ケーシング１８は、直列流れ関係に、圧縮機セクション、燃焼セクション２６、タービンセクションおよびジェット排気ノズルセクション３２を収容する。１対のシャフト３４、３６は、圧縮機セクションをタービンセクションに駆動連結する。

図示の実施形態では、ファンセクション14 は、離間してロータディスク４２に結合された複数のファンブレード４０を有するファン３８を備える。ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る気流を増進するように空気力学的に輪郭形成された回転可能なフロントハブ４８に被覆されている。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８および／またはコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を周方向に囲繞する環状ファンケーシングすなわち外部ナセル５０を含む。一般に、外部ナセル５０がターボファンエンジン２２６への導入口６０およびノーズカウル２３０の後方に配置され、ファン３８の周りを延在する／ファン３８を収容する、ファンカウル２３２を規定するナセル５０の先方端に配置されるノーズカウル２３０を含んでもよい。

ターボファンエンジン２２６の動作中、所定の量の空気５８が、ナセル５０および／またはファンセクション１４の導入口６０を通ってターボファン１０に入る。所定の量の空気５８がファンブレード４０を通り過ぎると、矢印６２で示す空気５８の第１の部がバイパス空気流路５６へ配向、すなわち送られ、矢印６４で示す空気５８の第２の部がコア空気流路３７へ配向、すなわち送られる。所定の量の空気５８は、コア空気流路３７への導入口２０の周りを延在するスプリッタ２３４により空気の第１および第２の部６２、６４に分離される。さらに、１つ以上の導入口案内静翼２３６は、所望の手法でコア空気流路３７を通る第２の空気流６４を配向するために、コア空気流路３７の前方端に、導入口２０に近接して、配置される。

さらに図４および５を参照すると、上述の通り、図示の例示的な表面熱交換モジュール１３６は、本開示の例示的な実施形態にしたがって、熱管理システム１００に組み込まれている。したがって、例示的な表面熱交換モジュール１３６が、熱管理システム１００の１つ以上の熱源交換器１０６の下流位置で熱輸送バス１０２内の熱交換流体と熱連通してもよい。このように、表面熱交換モジュール１３６が、熱伝達流体から航空機２００のターボファンエンジン２２６の１つ以上の構成要素の表面に熱を伝達するために構成されてもよい。より具体的には、例示的な表面熱交換モジュール１３６は、複数の導管２３９を介して連結される航空機２００の１つ以上の構成要素の表面に組み込まれる複数の熱交換器２３８を備える。例えば、図４を詳細に参照すると、図示の例示的な表面熱交換モジュール１３６は、航空機２００の翼２１０の外部表面２４０および航空機２００の胴体２０８の外部表面２２４に組み込まれた複数の熱交換器２３８を含む。より具体的には、図示の例示的な表面熱交換モジュール１３６は、航空機２００の左舷２１２の翼２１０の前縁２１６の翼２１０の表面２４０、航空機２００の左舷２１２の翼２１０の後縁２１８の翼２１０の表面２４０および航空機２００の胴体２０８の表面２２４に組み込まれた１つ以上の熱交換器２３８を含む。しかし、他の実施形態では、例示的な表面熱交換モジュール１３６は、航空機２００のノーズコーンまたは航空機２００の１つ以上の安定板（垂直尾翼または水平尾翼など）などの航空機２００の任意の他の構成要素の表面に組み込まれた、１つ以上の熱交換器２３８を含んでもよい。あるいは、表面熱交換モジュール１３６が、図４に図示の熱交換器２３８のうちの１つ以上を含まないかもしれない。

より具体的には、例示的な表面熱交換モジュール１３６は、例示的なターボファンエンジン２２６の１つ以上の構成要素の表面に組み込まれる複数の熱交換器２３８を含む。例えば、図５を詳細に参照すると、例示的な表面熱交換モジュール１３６は、ターボファンエンジン２２６のノーズカウル２３０の表面、ターボファンエンジン２２６のファンカウル２３２、ターボファンエンジン２２６の導入口案内静翼２３６のうちの少なくとも１つ、ターボファンエンジン２２６のスプリッタ２３４およびターボファンエンジン２２６の回転可能なフロントハブ４８に組み込まれた複数の熱交換器２３８を含む。しかし、他の例示的な実施形態では、表面熱交換モジュール１３６が、ターボファンエンジン２２６の任意の他の好適な表面に組み込まれた１つ以上の熱交換器２３８を含んでもよく、あるいは、代わりに、表面熱交換モジュール１３６が、図４および５に図示の複数の熱交換器２３８の１つ以上を含まないかもしれない。

ターボファンエンジン２２６および／または航空機２００の様々な構成要素の表面に組み込まれた複数の熱交換器２３８が、所定の量の氷を除去するか、または所定の量の氷がそれぞれの表面に形成することを防ぐよう構成されてもよい。したがって、表面熱交換モジュール１３６が、除氷モジュールとして構成されてもよい。しかし、他の例示的な実施形態では、表面熱交換モジュール１３６が、着氷が懸念であるか否かを問わず、そのような表面を加熱するために様々な他の表面に組み込まれた１つ以上の熱交換を、さらに含んでもよい。例えば、表面熱交換モジュール１３６が、例えば、１つ以上の排出案内静翼、ファンダクトなど用の表面熱交換器として構成される１つ以上の熱交換器を含んでもよい。

さらに、ターボファンエンジン２２６および／または航空機２００の様々な構成要素の表面に組み込まれた複数の熱交換器２３８が、熱交換流体からそのような表面に熱を伝達するために任意の好適な手法で構成されてもよい。例えば、いくつかの例示的な実施形態では、複数の熱交換器２３８の１つ以上が、中を流れる熱交換流体からそのような表面へ所定の熱量を伝達するように、除氷されるべき構成要素の外部表面に隣接して延在する導管を含む。あるいは、複数の熱交換器２３８の１つ以上が、流体から除氷すべき構成要素の表面に熱を伝達するよう構成される中間材料を含んでもよい。さらにあるいは、他の例示的な実施形態では、複数の熱交換器２３８の１つ以上が、除氷すべき構成要素の表面を形成する材料に組み込まれてもよい。

いくつかの例示的な実施形態では、表面熱交換モジュール１３６が、熱伝達流体（熱管理システム１００の熱伝達バス１０２を流れる）から別の表面熱交換モジュール流体へ熱を伝達するよう構成される閉ループモジュールとして構成されてもよい。そして、除氷モジュール流体が、航空機２００および／またはガスタービンエンジンの様々な構成要素の所望の表面に熱を与えるために、導管２３９を介して連結される、熱交換器２３８を通って流れる。あるいは、他の実施形態では、表面熱交換モジュール１３６が、熱伝達流体（熱管理システム１００の熱伝達バス１０２を流れる）の流れを受容し、航空機２００および／またはガスタービンエンジンの様々な構成要素の表面に所定の熱量を与えるよう構成される様々な熱交換器２３８へそのような熱伝達流体を流すよう構成されてもよい。そのような例示的な実施形態では、複数の導管２３９が、熱管理システム１００の熱輸送バス１０２の一部として構成されてもよい。

本開示の例示的な実施形態による表面熱交換モジュールを有する熱管理システムを含むガスタービンエンジンおよび／または航空機は、より効果的に防氷／除氷機能を実行することができる。より具体的には、航空機および／またはガスタービンエンジンの様々な構成要素を除氷するために液体を利用することにより、そのような構成要素（抽気を利用する場合と比較して）をより効果的に加熱することができる。さらに、本開示の例示的な実施形態による熱管理システムからの熱を利用することが、さらなるエネルギーの消費を要求するかもしれない機能を実行するために廃熱を利用することによりガスタービンエンジンおよび／または航空機の全体的な効率を増すことができる。

図示されてはいないが、いくつかの例示的な実施形態では、航空機エンジンの１つ以上が、専用の熱輸送システムを有してもよく、また、航空機エンジンの１つ以上が搭載された航空機が、専用の熱輸送システムを有してもよい。このような例示的な実施形態では、熱輸送システムが、２つのシステムが連結し、熱を交換することができる、共通の熱交換器を備えてもよい。したがって、このような例示的な実施形態では、エンジン熱輸送システムが、所定の熱量を航空機熱輸送システムへ移動してもよく、その逆もあってよい。

記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含むこの発明を開示して、且つ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の組み込まれた方法を実行することを含んだこの発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができるこの発明の範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。

１０ターボファンジェットエンジン
１２長手方向または軸方向の中心線
１４ファンセクション
１６コアタービンエンジン
１８外部ケーシング
２０導入口
２２低圧圧縮機
２４高圧圧縮機
２６燃焼セクション
２８高圧タービン
３０低圧タービン
３２ジェット排出セクション
３４高圧シャフト／スプール
３６低圧シャフト／スプール
３７コア空気流路
３８ファン
４０ブレード
４２ディスク
４４作動部材
４６パワーギヤボックス
４８ナセル
５０ファンケーシングすなわちナセル
５２排出口案内静翼
５４下流セクション
５６バイパス空気流路
５８空気
６０導入口
６２空気の第１の部
６４空気の第２の部
６６燃焼ガス
７６ファンノズル排出セクション
７８主潤滑システム
８０圧縮機冷却空気システム
８２アクティブ熱クリアランス制御システム
８４発電機潤滑システム
８６環境制御システム
８８電子機器冷却システム
１００熱管理システム
１０２熱輸送バス
１０４ポンプ
１０６熱源交換器
１０８ヒートシンク交換器
１１０バイパスライン
１１２上流接合部
１１４下流接合部
１１６ヒートシンクバイパス弁
１１８チャック弁
１２０圧縮機
１２２膨張装置
１２４圧縮機バイパスライン
１２６膨張装置バイパスライン
１２８圧縮機バイパス弁
１３０上流接合部
１３２膨張装置バイパス弁
１３４上流接合部
１３６除氷モジュール
１３８バイパスライン
１４０除氷モジュールバイパス弁
１４２上流接合部
１４４燃料冷却装置
１４６燃料冷却装置バイパスライン
１４８燃料冷却装置バイパス弁
１５０上流接合部
２００航空機
２０２長手方向中心線
２０４前方端
２０６後方端
２０８胴体
２１０翼
２１２左舷
２１４右舷
２１６翼の前縁
２１８翼の後縁
２２０垂直尾翼
２２２水平尾翼
２２４胴体の外部表面
２２６第１のターボファンジェットエンジン
２２８第２のターボファンジェットエンジン
２３０ノーズカウル
２３２ファンカウル
２３４スプリッタ
２３６導入口案内静翼
２３８熱交換器
２４０翼の外部表面
２４２
２４４
２４６
２４８
２５０
２５２
２５４
２５６
２５８
２６０
２６２
２６４
２６６
２６８
２７０

Claims

ガスタービンエンジンまたは航空機のうちの少なくとも１つに少なくとも部分的に組み込むための熱管理システムであって、
中を流れる熱交換流体を有する熱輸送バス（１０２）と、
前記熱輸送バス（１０２）内で前記熱交換流体の流れを生成するポンプ（１０４）と、
前記熱輸送バス（１０２）内で前記熱交換流体と熱連通する１つ以上の熱源交換器（１０６）と、
前記熱交換流体から、前記ガスタービンエンジンまたは前記航空機の１つ以上の構成要素の表面に熱を伝達するため、前記１つ以上の熱源交換器（１０６）の下流に位置する前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と熱連通する表面熱交換モジュール（１３６）と、
前記表面熱交換モジュール（１３６）により冷却された前記熱交換流体を受け取り、前記航空機の燃料から熱を除去するよう構成された燃料冷却装置（１４４）と、
を備え、
前記表面熱交換モジュール（１３６）への前記熱交換流体が、表面熱交換モジュール弁により選択的にバイパスラインに迂回される、熱管理システム。
ガスタービンエンジンまたは航空機のうちの少なくとも１つに少なくとも部分的に組み込むための熱管理システムであって、
中を流れる熱交換流体を有する熱輸送バス（１０２）と、
前記熱輸送バス（１０２）内で前記熱交換流体の流れを生成するポンプ（１０４）と、
前記熱輸送バス（１０２）内で前記熱交換流体と熱連通する１つ以上の熱源交換器（１０６）と、
前記熱交換流体から、前記ガスタービンエンジンまたは前記航空機の１つ以上の構成要素の表面に熱を伝達するため、前記１つ以上の熱源交換器（１０６）の下流に位置する前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と熱連通する表面熱交換モジュール（１３６）と、
前記表面熱交換モジュール（１３６）により冷却された前記熱交換流体を受け取り、前記航空機の燃料から熱を除去するよう構成された燃料冷却装置（１４４）と、
を備え、
前記熱管理システムが、前記熱輸送バス（１０２）内に前記熱交換流体と熱連通する複数の熱源交換器（１０６）を備え、
前記複数の熱源交換器（１０６）のうちの２つが、前記航空機の共通した構成要素に配置された冗長性のある熱源交換器（１０６）であり、
前記冗長性のある熱源交換器（１０６）がバイパスライン（１１０）及びバイパス弁により選択的に迂回される、熱管理システム。
ガスタービンエンジンまたは航空機のうちの少なくとも１つに少なくとも部分的に組み込むための熱管理システムであって、
中を流れる熱交換流体を有する熱輸送バス（１０２）と、
前記熱輸送バス（１０２）内で前記熱交換流体の流れを生成するポンプ（１０４）と、
前記熱輸送バス（１０２）内で前記熱交換流体と熱連通する１つ以上の熱源交換器（１０６）と、
前記熱交換流体から、前記ガスタービンエンジンまたは前記航空機の１つ以上の構成要素の表面に熱を伝達するため、前記１つ以上の熱源交換器（１０６）の下流に位置する前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と熱連通する表面熱交換モジュール（１３６）と、
前記表面熱交換モジュール（１３６）により冷却された前記熱交換流体を受け取り、前記航空機の燃料から熱を除去するよう構成された燃料冷却装置（１４４）と、
前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体から熱を除去するため、前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体と熱連通する１つ以上のヒートシンク交換器（１０８）と、
前記１つ以上の熱源交換器（１０６）の下流位置および前記１つ以上のヒートシンク交換器（１０８）の上流位置で前記熱交換流体と選択的に流体連通した圧縮機と、
前記１つ以上のヒートシンク交換器（１０８）の下流位置および前記１つ以上の熱源交換器（１０６）の上流位置で前記熱交換流体と選択的に流体連通した膨張装置と、
を備え、
前記膨張装置が発電装置として利用される、熱管理システム。
前記表面熱交換モジュール（１３６）が、前記ガスタービンエンジンまたは前記航空機の前記１つ以上の構成要素の表面に組み込まれる１つ以上の熱交換器（２３８）を含み、
前記ガスタービンエンジンまたは前記航空機の前記１つ以上の構成要素が、前記ガスタービンエンジンの導入口案内静翼、前記ガスタービンエンジンのノーズカウル（２３０）または前記ガスタービンエンジンのファンカウル（２３２）のうちの少なくとも１つを含む、請求項１乃至３のいずれかに記載の熱管理システム。
前記表面熱交換モジュール（１３６）が、除氷モジュールとして構成される、請求項１乃至４のいずれかに記載の熱管理システム。
複数の熱源交換器（１０６）が、熱輸送バス（１０２）に沿って直列に配置される、請求項１乃至５のいずれかに記載の熱管理システム。
前記１つ以上の熱源交換器（１０６）が、少なくとも１つの空気対熱交換流体熱交換器および少なくとも１つの液体対熱交換流体熱交換器を含む、請求項１乃至６のいずれかに記載の熱管理システム。
前記１つ以上の熱源交換器（１０６）が、前記ガスタービンエンジンの補助システムから前記熱輸送バス（１０２）内の前記熱交換流体へ熱を伝達するために構成される、請求項１乃至７のいずれかに記載の熱管理システム。