Deprecated: The each() function is deprecated. This message will be suppressed on further calls in /home/zhenxiangba/zhenxiangba.com/public_html/phproxy-improved-master/index.php on line 456
JPH0694816B2 - ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置 - Google Patents
[go: Go Back, main page]

JPH0694816B2 - ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置 - Google Patents

ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置

Info

Publication number
JPH0694816B2
JPH0694816B2 JP3211305A JP21130591A JPH0694816B2 JP H0694816 B2 JPH0694816 B2 JP H0694816B2 JP 3211305 A JP3211305 A JP 3211305A JP 21130591 A JP21130591 A JP 21130591A JP H0694816 B2 JPH0694816 B2 JP H0694816B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fairing
fan duct
heat transfer
transfer structure
plenum
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
JP3211305A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH04232338A (ja
Inventor
フランクリン・エリオット・ミラー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPH04232338A publication Critical patent/JPH04232338A/ja
Publication of JPH0694816B2 publication Critical patent/JPH0694816B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F28D21/0001—Recuperative heat exchangers
    • F28D21/0003—Recuperative heat exchangers the heat being recuperated from exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D9/00—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F27/00—Control arrangements or safety devices specially adapted for heat-exchange or heat-transfer apparatus
    • F28F27/02—Control arrangements or safety devices specially adapted for heat-exchange or heat-transfer apparatus for controlling the distribution of heat-exchange media between different channels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/024—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising cooling means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【関連出願の表示】この出願は、本出願人に譲渡され
た、フランクリン・パーソンズ（Ｆｒａｎｋｌｉｎ
Ｄ． Ｐａｒｓｏｎｓ）の米国特許出願第５６１，１３
９号「ガスタービンエンジン・ファンダクトの高熱抽出
空気冷却用熱交換装置」（１９９０年８月１日出願）に
関連している。
【０００２】
【産業上の利用分野】この発明は、一般にガスタービン
エンジンに関し、特に、ガスタービンエンジンの装着用
構造フェアリングと一体の、高圧高熱な抽出空気を予め
冷却するための予備冷却用熱交換装置に関する。
【０００３】
【従来の技術】多くの民生用航空機ガスタービンエンジ
ンでは、コアエンジン圧縮機から抽出した高圧高熱な空
気を、航空機上の別の系統で使用している。具体的に
は、航空機上での種々の仕事、たとえば、客室冷却の仕
事に高圧の空気が必要である。その空気を使用する前
に、空気の温度を特定の仕事の必要条件に応じた適切な
レベルに下げなければならない。たとえば、航空機が約
２０，０００フィートまで上昇する間に客室を冷却する
ために供給する空気は、まず熱交換器で予備冷却してか
ら、航空機上の空調系統で最終冷却を行う必要がある。
【０００４】高圧な圧縮機抽出空気を予備冷却する方法
としては、現在、エンジンナセルの出口案内ベーンの後
方のエンジンファンダクトから空気を抽出する。そし
て、ファンダクトからの比較的低温の抽出空気とコアエ
ンジン圧縮機からの高圧な比較的高熱の抽出空気を熱交
換器に通し、ここで高熱な高圧空気からその熱エネルギ
ーの一部を低温のファンダクト抽出空気に譲り渡す。
【０００５】予備冷却用熱交換方法を使用する必要があ
るが、熱伝達を達成する現行のシステムは余りにも複雑
である。あるシステムでは、精巧な配管レイアウトを使
用し、高圧抽出空気を航空機に通し、低温のファンダク
ト抽出空気を熱交換器の位置に案内する。低温のファン
ダクト抽出空気が熱交換器に到達し、その冷却作用を果
たす時までに、配管が何度も曲がっているので摩擦損失
のため、同空気はその潜在スラストの大部分を失ってい
る。その結果、機外に排出するファンダクト抽出空気
は、推進システムの熱力学サイクルへの損失となる。
【０００６】その結果、予備冷却用熱伝達を行う装置
（またはアレンジメント）を、比較的低温のファンダク
ト抽出空気をもっと十分に利用できるように改良するこ
とが必要とされている。
【０００７】
【発明の概要】この発明は、そのような要求を満足する
ように設計された予備冷却用熱交換装置を提供する。こ
の発明の予備冷却用熱交換装置を、エンジン装着構造の
フェアリング内に設けて、たとえばエンジンコア圧縮機
から抽出した高圧高熱な空気を冷却する。それには、高
熱な抽出空気をフェアリング内の予備冷却用熱交換装置
に通し、またファンダクトからのファンダクト空気流の
小さな一部を分流し、フェアリング内の予備冷却用熱交
換装置に通す。分流し、一度使用したファンダクト空気
流を、つぎに、環状コアエンジン隔室に通して、二度目
にコアエンジン構成要素の冷却に使用し、その後、コア
エンジン隔室から排出する。その結果、分流したファン
ダクト抽出空気を最終排出までに二度利用することにな
り、このことは、推進システム熱力学サイクルへの損失
の影響を少なくとも部分的に補償する。
【０００８】この発明の予備冷却用熱交換装置は、コア
エンジンと、このコアエンジンを包囲し、環状冷却隔室
を画定するケーシングと、上記ケーシングから半径方向
外方へ離間し、ケーシングとの間に、スラストを生成す
る主空気流をエンジンに流す環状ファンダクトを画定す
る外側環状ナセルと、上記ナセルおよびケーシング間に
半径方向へ延在し、両者を相互連結するエンジン装着構
造とを備えるガスタービンエンジンに用いる。予備冷却
用熱交換装置は、（ａ）中空なフェアリングが上記ファ
ンダクトを通る主空気流を横切って上記装着構造の前方
側に装着され、（ｂ）案内手段が高圧高熱な抽出空気の
給源を上記フェアリングへ導き、（ｃ）少なくとも１つ
の熱交換器が上記フェアリング内に装着され、内部およ
び外部を有する熱伝達構造を含み、上記熱伝達構造の内
部は上記案内手段と連通関係に連結され、したがって高
熱な抽出空気流が上記熱伝達構造の内部を通過し、また
上記熱伝達構造の外部はファンダクト空気流と連通関係
に配置され、したがってファンダクト空気流の一部が上
記ファンダクトから分流し、上記熱伝達構造の内部を通
過する高熱な抽出空気と熱伝達関係で上記熱伝達構造の
外部を通過し、こうして高熱な抽出空気を冷却し、
（ｄ）空気流制御機構が上記フェアリングと連通し、フ
ェアリングに装着され、これによりファンダクト空気流
の一部が上記ファンダクトから分流し、上記熱伝達構造
の外部を横切って流れ、次いで上記コアエンジン隔室に
流れ、こうして上記コアエンジンの構成要素の冷却を助
ける。
【０００９】好適な実施例では、フェアリングが上記フ
ァンダクトを通る主空気流を横切って配置された空気力
学的形状の外壁を有する。好ましくは、フェアリング外
壁が前縁でつながる１対の壁部分を含み、１対の熱交換
器が上記フェアリング内に配置され、各熱交換器が上記
壁部分の１つに装着されている。フェアリングは、互い
に離れた上下の内部プレナムと、これらの上下の内部プ
レナム間に配置され、両プレナムからシールされた中間
内部プレナムとを有する。
【００１０】上記案内手段は、上下の内部プレナムの一
方と連通した入口ノズルと、上下の内部プレナムの他方
と連通した出口ノズルとを含む。上記案内手段はさら
に、上記入口および出口ノズルに連結され、上記フェア
リングの下側および上側プレナムと連通した導管を含
み、これにより高熱な抽出空気流が、上記入口および出
口ノズルおよび上記フェアリングの下側および上側内部
プレナムを介して上記熱伝達構造の内部を通過する。
【００１１】さらに、上記熱伝達構造の外部がファンダ
クト空気流と連通して配置された入口側と、上記フェア
リングの中間内部プレナムと連通して配置された出口側
とを有し、これによりファンダクト空気流の一部が上記
ファンダクトから分流し、上記熱伝達構造の外部を横切
って上記中間内部プレナムに通過する。上記空気流制御
機構は、上記フェアリングの中間内部プレナムと連通し
て配置されている。
【００１２】別の実施例では、上記フェアリングが内部
プレナムを有し、上記熱交換器が上記フェアリングの内
部プレナム内に配置されている。上記空気流制御機構
は、上記フェアリングに連結され、上記フェアリングの
内部プレナムと連通して配置され、上記空気流制御機構
は、上記熱伝達構造の外部を横切って上記フェアリング
プレナムに向かうファンダクト空気流を増減するように
選択的に操作できる。上記空気流制御機構は、上記フェ
アリングの前端に回転自在に装着された１対の開閉自在
な弁ドアと、上記弁ドアに連結されたアクチュエータと
を含み、上記アクチュエータを選択的に操作して、上記
ドアの開度を調節し、上記フェアリングプレナムへの、
そしてその内部の熱交換器へのファンダクト空気流を制
御することができる。
【００１３】この発明の上記および他の特徴、構成およ
び効果を一層明らかにするために、以下に添付の図面を
参照しながら、この発明の好適な実施例を詳しく説明す
る。
【００１４】
【具体的な構成】以下の説明において、すべての図面に
ついて同じ符号は同じまたは対応する部品を示す。ま
た、以下の説明において、「前」、「後」、「左」、
「右」、「上」、「下」などの用語は記述の便宜上用い
た用語で、限定的な用語と解するべきではない。全体 図１に、航空機（図示せず）用の従来のガスタービンエ
ンジンを１０で総称して示す。このガスタービンエンジ
ン１０は長さ方向中心線または軸線Ａを有し、その軸線
Ａのまわりに同軸かつ同心に環状ケーシング１２が配置
されている。エンジン１０はコアガス発生機エンジン１
４を含み、コアエンジン１４は、圧縮機１６、燃焼器１
８および単段または多段の高圧タービン２０をすべて、
エンジン１０の長さ方向軸線または中心線Ａのまわりに
同軸に、直列な軸流関係で配置して構成されている。高
圧タービン２０は圧縮機１６に外側環状シャフト２２に
より駆動連結されている。
【００１５】コアエンジン１４は燃焼ガスを発生する作
用をなす。圧縮機１６からの圧縮空気を燃焼器１８で燃
料と混合し、点火して、燃焼ガスを発生する。高圧ター
ビン２０により燃焼ガスから一部の仕事を抽出して、圧
縮機１６を駆動する。残りの燃焼ガスをコアエンジン１
４から低圧動力（パワー）タービン２４に吐出す。
【００１６】低圧タービン２４はロータ２６を含み、こ
のロータ２６は内側駆動シャフト２８に固定され、外側
駆動シャフト２２内に差動軸受３０を介して回転自在に
装着されている。一方、内側駆動シャフト２８は、ブー
スタ圧縮機３４の一部を形成する前部ブースタロータ３
２を装着し、それを回転自在に駆動する。圧縮機３４は
前部ファンブレード列３６を支持する。
【００１７】エンジン１０は環状前部ナセル３８も含
み、ナセル３８はファンブレード３６およびファンケー
ス３７を収容し、静止ケーシング１２のまわりに配置さ
れている。前部ナセル３８は、線Ｂ−Ｂに沿って表示さ
れるように、前部パイロン４９に沿って水平方向に延在
する複数のヒンジ（図示せず）で支持されている。さら
に、ファンフレーム支柱４０および出口案内ベーン４２
が、ナセル３８とエンジンケーシング１２とを相互連結
し、両者間に画定された環状ファンダクト４４を横切っ
て半径方向に延在する。エンジン１０は航空機の１つの
翼４６の下側から、上側分岐フェアリング５３内に位置
する上側パイロン５０と前エンジンマウント５２とから
なるエンジンスラスト軸受装着構造４８によって、支持
されている。従来の熱交換装置 図１に略図的に示すように、従来のエンジン１０には、
５４で総称した従来の熱交換装置が組み込まれている。
この熱交換装置５４を設けるのは、エンジン１０から抽
出した高圧高熱な空気を、航空機上で別の仕事に使用す
るために、冷却するためである。従来の熱交換装置５４
は配管５６、導管５８および熱交換器６０を含み、これ
らの要素が上側分岐フェアリング５３内に位置する上側
パイロン５０と前エンジンマウント５２の形態のスラス
ト軸受装着構造４８で支持されている。
【００１８】従来の熱交換装置５４の配管５６は、その
入口端６２が、スクープの形態になっており、ケーシン
グ１２の排気中心体６４で支持され、かつファンダクト
４４内に突出し、またその出口端６６が、上側スラスト
軸受装着構造４８のエンジン１０の上方および後方の領
域に位置する。配管５６は入口端６２でファンダクト４
４と連通し、ファンダクト４４を通過する冷却空気流の
小部分を抽出し、それを熱交換器６０の外部に通し、そ
の後空気は配管５６の出口端６６に達し、そこで機外に
排出される。熱交換装置５４の導管５８は、その入口端
６８がコアエンジン圧縮機１６と連通関係に配置され、
高圧高熱な空気流の小部分を引き込み、それを熱交換器
６０の内部に通し、そこで高熱空気流を冷却してから、
航空機の必要な箇所へ案内する。
【００１９】配管５６のレイアウトの関係上、ファンダ
クト４４から抽出した冷却空気は配管５６の多くの曲げ
部や旋回部を流れてから、熱交換器６０および配管出口
６６に達する。そのような流路に沿って進むことにより
誘起される摩擦損失の結果、冷却用抽出空気はもはや潜
在的スラストをもたず、そのため、冷却の仕事を果たし
た後は単に機外へ排出されるだけとなる。
【００２０】なお、上述した説明は従来の１つの代表的
な構造についてのものにすぎない。他の従来の構造で
は、スラスト軸受構造４８およびコアエンジン隔室のも
っと前方に熱交換器６０および関連するダクト配管を置
いている。しかし、このような従来の構造はすべて、配
管が複雑で、空気力学的スラストが失われるという同じ
欠点をもつ。本発明の予備冷却用熱交換装置 図２に、この発明の予備冷却用熱交換装置を７０で総称
して示す。予備冷却用熱交換装置７０は、エンジンスラ
スト軸受マウント構造４８の上側分岐フェアリング５３
（通常分岐部と称する）および前エンジンマウント５２
と関連して設ける。予備冷却用熱交換装置７０は、高圧
高熱な空気、たとえばエンジンコア圧縮機１６から抽出
した空気を冷却する作用をなし、そのために、高熱な抽
出空気を予備冷却装置７０に通過させるとともに、ファ
ンダクト４４からのファンダクト空気流の小部分を分流
し、予備冷却装置７０に通過させる。分流したファンダ
クト空気流は、最初に予備冷却装置７０で使用した後、
コアエンジン１４を包囲する環状隔室７２に通過させ、
二度目に今度はコアエンジン構成要素の冷却を助けるの
に使用し、その後コアエンジン隔室７２から排出する。
その結果、分流したファンダクト空気を最終排出前に二
度使用し、このことは、最初にファンダクト抽出空気の
一部を分流することに起因する、推進系統熱力学サイク
ルへの損失の影響を少なくとも一部相殺する。
【００２１】図３および図４に示す実施例に移ると、こ
の予備冷却用熱交換装置７０では、中空なフェアリング
７４をエンジン装着構造４８の上側分岐部５３の前側に
装着し、エンジン１０の環状ファンダクト４４を横切っ
て半径方向に延在させる。フェアリング７４の、前向き
にテーパされた、空気力学的形状の外壁７６は、ファン
ダクト４４を通る主低温ファン空気流を横切って配置さ
れている。図３および図４の実施例では、フェアリング
外壁７６は、半径方向に延在する前縁７６Ｂでつながる
１対の壁部分７６Ａからなり、ファン空気流が上側分岐
部５３の横を通る際に、その空気流を分割する。
【００２２】予備冷却用熱交換装置７０に１対の熱交換
器７８を設けるのが好ましい。各熱交換器７８をフェア
リング７４の外壁７６の向かい合う壁部分７６Ａそれぞ
れに装着する。各熱交換器７８は、図３に概略的に示し
た熱伝達構造８０を含み、この熱伝達構造８０の内部８
０Ａは導管５８の部分５８Ａ（図２）と連通しており、
高熱の抽出空気流が熱伝達構造８０の内部８０Ａを通過
するようになっている。各熱交換器７８の熱伝達構造８
０の外部８０Ｂはファンダクト空気流と連通して配置さ
れているので、ファンダクト空気流の一部がファンダク
トから分流し、内部８０Ａを通過する高熱の抽出空気と
熱伝達関係で、熱伝達構造８０の外部８０Ｂを横切って
通り、こうして高熱の抽出空気を冷却する。
【００２３】また、予備冷却装置７０のフェアリング７
４は、互いに離れた上下の内部プレナム８４および８２
と、これらの上下の内部プレナム８４、８２間に配置さ
れ、両者からシールされた中間内部プレナム８６を有す
る。熱伝達構造８０の外部８０Ｂは、フェアリング７４
の外壁部分７６Ａと連続した外部入口側がファンダクト
空気流と連通しており、内部出口側が中間内部プレナム
８６と連通している。したがって、ファンダクト空気流
の一部をファンダクト４４から分流し、熱伝達構造８０
の外部８０Ｂを横切って、中間内部プレナム８６に通す
ことができる。
【００２４】高熱空気導管５８は、部分５８Ａ以外に、
下側内部プレナム８２と連通した入口ノズル８８と、上
側内部プレナム８４と連通した出口ノズル９０とを含
む。したがって、導管部分５８Ａは入口および出口ノズ
ル８８、９０に連結され、フェアリング７４の下側およ
び上側プレナム８２、８４と連通しているので、高熱の
抽出空気流は入口および出口ノズル８８、９０および下
側および上側内部プレナム８２、８４を介して熱伝達構
造８０の内部８０Ａを通過する。
【００２５】予備冷却用熱交換装置７０にはさらに、空
気流制御機構９２が上側分岐部５３およびフェアリング
７４に装着されている。図３および図４の実施例では、
空気流制御機構９２は、上側分岐部５３の中間内部プレ
ナム８６と連通して配置された制御弁である。弁９２の
開度を変えることにより弁９２を操作すると、ファンダ
クト空気流の一部がファンダクト４４から分流し、熱伝
達構造８０の外部８０Ｂを横切って流れ、ついでコアエ
ンジン隔室７２に流れ、コアエンジン１４の構成要素の
冷却を助ける。
【００２６】図５に移ると、予備冷却装置７０の別の実
施例が示されており、この例のフェアリング７４は、内
部プレナム９４およびそのフェアリングプレナム９４内
に配置された熱交換器９５を含む。前記のものとは異な
る形態の空気流制御機構９６を、フェアリング７４にそ
の内部プレナム９４と連通関係で連結する。この例の空
気流制御機構９６は、１対の開閉自在な弁ドア９８をフ
ェアリング７４の前端に回転自在に取付け、アクチュエ
ータ１００、たとえば油圧または空気圧シリンダをピボ
ット連結機構１０２を介して弁ドア９８に連結した構造
である。アクチュエータシリンダ１００を選択的に伸縮
することにより、ドア９８の開度を選択的に調節し、フ
ェアリングプレナム９４への、したがってその内部の熱
交換器へのファンダクト空気流を制御（増減）する。制
御機構９２（図３および図４）および９６（図５）を選
択的に操作することにより、高熱の抽出空気が比較的低
温であるときには、ファンダクト空気の流れを減らすこ
とができる。
【００２７】コアエンジン隔室７２内の冷却空気は、通
常、隔室の後ろ側の後ろ向き環状スロットを通して排出
する。この排出手段は、ナセル３８の前方部分で自由な
空気流への排出側路より優れている。このように隔室冷
却のためにプレクーラー空気を使用すると、空気力学的
に適切な位置でその空気を排出することができる。
【００２８】この発明の予備冷却装置７０は、支持の目
的にブラケットではなくフェアリングフレームを使用
し、またダクトサポートではなく弁装着のプレナム壁を
使用するので、軽量化を実現することができる。また、
熱交換器と取り換えることにより、ダクトおよびフェア
リング壁をなくすことができる。
【００２９】この発明の構成およびその効果が以上の説
明から理解できるであろう。この発明の要旨から逸脱し
ない範囲で、またその重要な利点のすべてを犠牲にする
ことなく、構成要素の形態、構成および配置を種々に変
更することができる。前述した形態はこの発明の好適な
もしくは例示のための実施例にすぎない。
【図面の簡単な説明】
【図１】航空機上での別の仕事に使用するためにエンジ
ンから抽出した高熱高圧空気を冷却するための従来の熱
交換装置を組み込んだ従来のガスタービンエンジンの概
略的軸線方向断面図である。
【図２】この発明の予備冷却用熱交換装置を組み込んだ
ガスタービンエンジンの図１と同様の概略的軸線方向断
面図である。
【図３】図２の３−３線方向に見た、この発明の予備冷
却用熱交換装置の拡大長さ方向断面図である。
【図４】図３の予備冷却用熱交換装置の拡大斜視図であ
る。
【図５】予備冷却用熱交換装置の別の実施例を示す斜視
図である。
【符号の説明】
１０ ガスタービンエンジン ４４ ファンダクト ５３ 分岐部 ５８ 高熱空気導管 ７０ 予備冷却用熱交換装置 ７２ コアエンジン隔室 ７４ フェアリング ７６ フェアリング外壁 ７８ 熱交換器 ８０ 熱伝達構造 ８０Ａ 内部 ８０Ｂ 外部 ８２、８４、８６ プレナム ８８、９０ 入口、出口ノズル ９２、９６ 空気流制御機構

Claims (17)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】コアエンジンと、このコアエンジンを包囲
    し、環状冷却隔室を画定するケーシングと、上記ケーシ
    ングから半径方向外方へ離間し、ケーシングとの間に、
    スラストを生成する主空気流をエンジンに流す環状ファ
    ンダクトを画定する外側環状ナセルと、上記ナセルおよ
    びケーシング間に半径方向へ延在し、両者を相互連結す
    るエンジン装着構造とを備えるガスタービンエンジンに
    用いる予備冷却用熱交換装置において、（ａ）中空なフ
    ェアリングが上記ファンダクトを通る主空気流を横切っ
    て上記装着構造の前方側に装着され、（ｂ）案内手段が
    高圧高熱な抽出空気の給源を上記フェアリングへ導き、
    （ｃ）少なくとも１つの熱交換器が上記フェアリング内
    に装着され、内部および外部を有する熱伝達構造を含
    み、上記熱伝達構造の内部は上記案内手段と連通関係に
    連結され、したがって高熱な抽出空気流が上記熱伝達構
    造の内部を通過し、また上記熱伝達構造の外部はファン
    ダクト空気流と連通関係に配置され、したがってファン
    ダクト空気流の一部が上記ファンダクトから分流し、上
    記熱伝達構造の内部を通過する高熱な抽出空気と熱伝達
    関係で上記熱伝達構造の外部を通過し、こうして高熱な
    抽出空気を冷却し、（ｄ）空気流制御機構が上記フェア
    リングと連通し、フェアリングに装着され、これにより
    ファンダクト空気流の一部が上記ファンダクトから分流
    し、上記熱伝達構造の外部を横切って流れ、次いで上記
    コアエンジン隔室に流れ、こうして上記コアエンジンの
    構成要素の冷却を助ける予備冷却用熱交換装置。
  2. 【請求項２】上記フェアリングが上記ファンダクトを通
    る主空気流を横切って配置された空気力学的形状の外壁
    を有する請求項１に記載の装置。
  3. 【請求項３】上記外壁が前縁でつながる１対の壁部分を
    含み、１対の熱交換器が上記フェアリング内に配置さ
    れ、各熱交換器が上記壁部分の１つに装着された請求項
    ２に記載の装置。
  4. 【請求項４】上記フェアリングが、互いに離れた上下の
    内部プレナムと、これらの上下の内部プレナム間に配置
    され、両プレナムからシールされた中間内部プレナムと
    を有する請求項１に記載の装置。
  5. 【請求項５】上記案内手段が、上記上下の内部プレナム
    の一方と連通した入口ノズルと、上記上下の内部プレナ
    ムの他方と連通した出口ノズルとを含む請求項４に記載
    の装置。
  6. 【請求項６】上記案内手段はさらに、上記入口および出
    口ノズルに連結され、上記フェアリングの下側および上
    側プレナムと連通した導管を含み、これにより高熱な抽
    出空気流が、上記入口および出口ノズルおよび上記フェ
    アリングの下側および上側内部プレナムを介して上記熱
    伝達構造の内部を通過する請求項５に記載の装置。
  7. 【請求項７】上記熱伝達構造の外部がファンダクト空気
    流と連通して配置された入口側と、上記フェアリングの
    中間内部プレナムと連通して配置された出口側とを有
    し、これによりファンダクト空気流の一部が上記ファン
    ダクトから分流し、上記熱伝達構造の外部を横切って上
    記中間内部プレナムに通過する請求項４に記載の装置。
  8. 【請求項８】上記空気流制御機構が上記フェアリングの
    中間内部プレナムと連通して配置された請求項４に記載
    の装置。
  9. 【請求項９】上記フェアリングが内部プレナムを有し、
    上記熱交換器が上記フェアリングの内部プレナム内に配
    置された請求項１に記載の装置。
  10. 【請求項１０】上記空気流制御機構が、上記フェアリン
    グに連結され、上記フェアリングの内部プレナムと連通
    して配置され、上記空気流制御機構が、上記熱伝達構造
    の外部を横切って上記フェアリングプレナムに向かうフ
    ァンダクト空気流を増減するように選択的に操作できる
    請求項９に記載の装置。
  11. 【請求項１１】上記空気流制御機構が、上記フェアリン
    グの前端に回転自在に装着された１対の開閉自在な弁ド
    アと、上記弁ドアに連結されたアクチュエータとを含
    み、上記アクチュエータを選択的に操作して、上記ドア
    の開度を調節し、上記フェアリングプレナムへのファン
    ダクト空気流を制御することができる請求項１０に記載
    の装置。
  12. 【請求項１２】上記案内手段が、ファンダクト空気流の
    温度より高温の抽出空気流の給源と流れ連通して連結さ
    れた導管を含み、上記導管が上記フェアリングに出入り
    する部分を有する請求項１に記載の装置。
  13. 【請求項１３】コアエンジンと、このコアエンジンを包
    囲し、環状冷却隔室を画定するケーシングと、上記ケー
    シングから半径方向外方へ離間し、ケーシングとの間
    に、スラストを生成する主空気流をエンジンに流す環状
    ファンダクトを画定する外側環状ナセルと、上記ナセル
    およびケーシング間に半径方向へ延在し、両者を相互連
    結するエンジン装着構造とを備えるガスタービンエンジ
    ンに用いる予備冷却用熱交換装置において、 （ａ）中空なフェアリングが上記装着構造の前方側に装
    着され、上記フェアリングが上記ファンダクトを通る主
    空気流内に配置された空気力学的形状の外壁を有し、上
    記フェアリングが、互いに離れた上下の内部プレナム
    と、これらの上下の内部プレナム間に配置され、両プレ
    ナムからシールされた中間内部プレナムとを有し、
    （ｂ）案内手段が高圧高熱な抽出空気の給源を上記フェ
    アリングの下側プレナムに導きまた上側プレナムから導
    き、（ｃ）少なくとも１つの熱交換器が上記フェアリン
    グ内に装着され、内部および外部を有する熱伝達構造を
    含み、上記熱伝達構造の内部は上記上下の内部プレナム
    と連通関係に連結され、上記上下の内部プレナムはそれ
    ぞれの入口および出口ノズルが上記案内手段に連結さ
    れ、したがって高熱な抽出空気流が上記上下の内部プレ
    ナムを介して上記熱伝達構造の内部を通過し、また上記
    熱伝達構造の外部は、ファンダクト空気流と連通関係に
    上記フェアリングの外壁の開口内に配置された入口側
    と、上記フェアリングの中間内部プレナムと連通した出
    口側とを有し、したがってファンダクト空気流の一部が
    上記ファンダクトから分流し、上記熱交換器の内部を通
    過する高熱な抽出空気と熱伝達関係で上記熱交換器の外
    部を通過し、こうして高熱な抽出空気を冷却し、（ｄ）
    空気流制御機構が上記フェアリングの中間内部プレナム
    と連通し、上記ファンダクトから分流したファンダクト
    空気流の部分を、上記熱伝達構造の外部を通過させた
    後、上記コアエンジン隔室に導き、こうして上記コアエ
    ンジンの構成要素の冷却を助ける予備冷却用熱交換装
    置。
  14. 【請求項１４】上記外壁が前縁でつながる１対の壁部分
    を含む請求項１３に記載の装置。
  15. 【請求項１５】１対の熱交換器が上記フェアリング内に
    配置され、各熱交換器が上記壁部分の１つに装着された
    請求項１４に記載の装置。
  16. 【請求項１６】コアエンジンと、このコアエンジンを包
    囲し、環状冷却隔室を画定するケーシングと、上記ケー
    シングから半径方向外方へ離間し、ケーシングとの間
    に、スラストを生成する主空気流をエンジンに流す環状
    ファンダクトを画定する外側環状ナセルと、上記ナセル
    およびケーシング間に半径方向へ延在し、両者を相互連
    結するエンジン装着構造とを備えるガスタービンエンジ
    ンに用いる予備冷却用熱交換装置において、（ａ）中空
    なフェアリングが上記装着構造の前方側に装着され、上
    記フェアリングが上記ファンダクトを通る主空気流内に
    配置された空気力学的形状の外壁を有し、上記フェアリ
    ングが内部プレナムを有し、（ｂ）案内手段が高圧高熱
    な抽出空気の給源を上記フェアリングへ導き、（ｃ）熱
    交換器が上記フェアリングの内部プレナム内に装着さ
    れ、内部および外部を有する熱伝達構造を含み、上記熱
    伝達構造の内部は上記案内手段と連通関係に連結され、
    したがって高熱な抽出空気流が上記熱伝達構造の内部を
    通過し、また上記熱伝達構造の外部は上記フェアリング
    の内部プレナムと連通関係に配置され、したがって上記
    プレナムを通るファンダクト空気流の一部が、上記熱伝
    達構造の内部を通過する高熱な抽出空気と熱伝達関係で
    上記熱伝達構造の外部を通過し、こうして高熱な抽出空
    気を冷却し、（ｄ）空気流制御機構が上記フェアリング
    の内部プレナムと連通関係に配置され、上記空気流制御
    機構を選択的に操作して、上記内部プレナムを通るまた
    上記熱伝達構造の外部を通るファンダクト空気流を増減
    し、上記ファンダクトから上記コアエンジン隔室に分流
    される低温のファンダクト空気流を調節することがで
    き、こうして上記コアエンジンの構成要素の冷却を助け
    る予備冷却用熱交換装置。
  17. 【請求項１７】上記空気流制御機構が、上記フェアリン
    グの前端に回転自在に装着された１対の開閉自在な弁ド
    アと、上記弁ドアに連結されたアクチュエータとを含
    み、上記アクチュエータを選択的に操作して、上記ドア
    の開度を調節し、上記フェアリングプレナムへのファン
    ダクト空気流を制御することができる請求項１６に記載
    の装置。
JP3211305A 1990-07-30 1991-07-30 ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置 Expired - Lifetime JPH0694816B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/559,781 US5123242A (en) 1990-07-30 1990-07-30 Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
US559,781 1990-07-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH04232338A JPH04232338A (ja) 1992-08-20
JPH0694816B2 true JPH0694816B2 (ja) 1994-11-24

Family

ID=24234998

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP3211305A Expired - Lifetime JPH0694816B2 (ja) 1990-07-30 1991-07-30 ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US5123242A (ja)
EP (1) EP0469825A2 (ja)
JP (1) JPH0694816B2 (ja)
CA (1) CA2042216A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105525994A (zh) * 2014-10-21 2016-04-27 联合工艺公司 增材制造管道式换热器系统

Families Citing this family (154)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9215316D0 (en) * 1992-07-18 1992-09-02 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
FR2698911B1 (fr) * 1992-12-09 1995-01-06 Snecma Agencement de moteur d'avion.
DE4304989A1 (de) * 1993-02-18 1994-08-25 Abb Management Ag Verfahren zur Kühlung einer Gasturbinenanlage
US5737922A (en) * 1995-01-30 1998-04-14 Aerojet General Corporation Convectively cooled liner for a combustor
FR2734320B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
FR2738283B1 (fr) * 1995-08-30 1997-09-26 Snecma Agencement de turbomachine comprenant une grille d'aubes et un carter intermediaire
US6106229A (en) * 1997-12-22 2000-08-22 United Technologies Corporation Heat exchanger system for a gas turbine engine
US6134880A (en) * 1997-12-31 2000-10-24 Concepts Eti, Inc. Turbine engine with intercooler in bypass air passage
US6129309A (en) * 1998-07-24 2000-10-10 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft engine apparatus with reduced inlet vortex
US6202403B1 (en) 1998-12-22 2001-03-20 General Electric Company Core compartment valve cooling valve scheduling
US6666016B2 (en) * 1999-01-31 2003-12-23 The Regents Of The University Of California Mixing enhancement using axial flow
US6189311B1 (en) * 1999-03-11 2001-02-20 Alm Development, Inc. Gas turbine engine
US6397576B1 (en) 1999-10-12 2002-06-04 Alm Development, Inc. Gas turbine engine with exhaust compressor having outlet tap control
US6460324B1 (en) 1999-10-12 2002-10-08 Alm Development, Inc. Gas turbine engine
US6363708B1 (en) 1999-10-12 2002-04-02 Alm Development, Inc. Gas turbine engine
US6422020B1 (en) 2000-03-13 2002-07-23 Allison Advanced Development Company Cast heat exchanger system for gas turbine
US6442945B1 (en) 2000-08-04 2002-09-03 Alm Development, Inc. Gas turbine engine
GB0323993D0 (en) * 2003-10-14 2003-11-19 Rolls Royce Plc Engine cooling
US7941993B2 (en) * 2003-10-14 2011-05-17 Rolls-Royce Plc Engine cooling
GB2407142B (en) * 2003-10-15 2006-03-01 Rolls Royce Plc An arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine
WO2005061323A1 (fr) * 2003-11-21 2005-07-07 Airbus Systeme de refroidissement d'un fluide d'un aeronef et aeronef equipe d'un tel systeme
FR2864996B1 (fr) * 2004-01-13 2006-03-10 Snecma Moteurs Systeme de refroidissement de parties chaudes d'un moteur d'aeronef, et moteur d'aeronef equipe d'un tel systeme de refroidissement
GB2413366B (en) * 2004-04-24 2006-09-13 Rolls Royce Plc Engine.
US7269955B2 (en) * 2004-08-25 2007-09-18 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
FR2887931B1 (fr) * 2005-06-29 2007-08-17 Snecma Dispositif de support et de logement de servitudes dans un turboreacteur a double flux
FR2889250B1 (fr) * 2005-07-28 2007-09-07 Airbus France Sas Ensemble propulseur pour aeronef et aeronef comportant au moins un tel ensemble propulseur
FR2889254B1 (fr) * 2005-07-28 2011-05-06 Airbus France Turboreacteur pour aeronef, ensemble propulseur comportant un tel turboreacteur, et aeronef comportant au moins un tel ensemble propulseur
FR2889298B1 (fr) * 2005-07-28 2010-11-26 Airbus France Echangeur thermique, ensemble propulseur, et aeronef comportant un tel ensemble propulseur
FR2891313A1 (fr) * 2005-09-26 2007-03-30 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur
FR2891250B1 (fr) * 2005-09-28 2007-10-26 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
FR2891248B1 (fr) * 2005-09-28 2009-05-01 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
US7607308B2 (en) * 2005-12-08 2009-10-27 General Electric Company Shrouded turbofan bleed duct
US8127828B2 (en) 2006-03-17 2012-03-06 United Technologies Corporation Air-oil heat exchanger
GB0608983D0 (en) * 2006-05-06 2006-06-14 Rolls Royce Plc Aeroengine mount
FR2902831B1 (fr) * 2006-06-27 2010-10-22 Airbus France Turboreacteur pour aeronef
FR2891255B1 (fr) * 2006-07-07 2007-10-26 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
RU2325307C1 (ru) * 2006-08-16 2008-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Способ взлета самолета
FR2905672B1 (fr) * 2006-09-13 2009-04-10 Airbus France Sa Piece d'aeronef comportant une prise d'air
US8650854B2 (en) 2006-10-12 2014-02-18 United Technologies Corporation Bifurcation and aft vent used to vary fan nozzle exit area
US8418471B2 (en) * 2006-10-12 2013-04-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine having variable flow through a bifurcation having an intake with multiple louvers
US7862293B2 (en) * 2007-05-03 2011-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Low profile bleed air cooler
US7856824B2 (en) * 2007-06-25 2010-12-28 Honeywell International Inc. Cooling systems for use on aircraft
FR2917714B1 (fr) * 2007-06-25 2009-11-27 Airbus France Turboreacteur pour aeronef
US7946806B2 (en) * 2007-10-10 2011-05-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine systems and related methods involving heat exchange
EP2085600B1 (en) * 2008-01-25 2012-06-27 United Technologies Corporation Thermal management system integrated pylon
US8826641B2 (en) * 2008-01-28 2014-09-09 United Technologies Corporation Thermal management system integrated pylon
US9234481B2 (en) * 2008-01-25 2016-01-12 United Technologies Corporation Shared flow thermal management system
EP2128023B1 (en) * 2008-05-29 2012-05-23 Pratt & Whitney Canada Corp. A gas turbine engine with a bleed air cooler assembly
US8266889B2 (en) * 2008-08-25 2012-09-18 General Electric Company Gas turbine engine fan bleed heat exchanger system
JP2012516984A (ja) 2009-02-04 2012-07-26 パーデュ リサーチ ファンデーション 金属水素化物貯蔵システム用の羽根付き熱交換器
KR20120042713A (ko) 2009-02-04 2012-05-03 퍼듀 리서치 파운데이션 금속 수소화물 저장 시스템용 코일형 마이크로채널 열교환기
US9885313B2 (en) 2009-03-17 2018-02-06 United Technologes Corporation Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle
US20100326049A1 (en) * 2009-06-25 2010-12-30 Honeywell International Inc. Cooling systems for rotorcraft engines
US8689562B2 (en) 2009-09-13 2014-04-08 Donald W. Kendrick Combustion cavity layouts for fuel staging in trapped vortex combustors
US8910465B2 (en) * 2009-12-31 2014-12-16 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and heat exchange system
FR2959209B1 (fr) * 2010-04-27 2013-03-29 Airbus Operations Sas Mat de support de turbomachine pour aeronef
US8904753B2 (en) * 2011-04-28 2014-12-09 United Technologies Corporation Thermal management system for gas turbine engine
US9260191B2 (en) * 2011-08-26 2016-02-16 Hs Marston Aerospace Ltd. Heat exhanger apparatus including heat transfer surfaces
US9243563B2 (en) * 2012-01-25 2016-01-26 Honeywell International Inc. Gas turbine engine in-board cooled cooling air system
US9151224B2 (en) * 2012-03-14 2015-10-06 United Technologies Corporation Constant-speed pump system for engine thermal management system AOC reduction and environmental control system loss elimination
US9267390B2 (en) 2012-03-22 2016-02-23 Honeywell International Inc. Bi-metallic actuator for selectively controlling air flow between plena in a gas turbine engine
US9403600B2 (en) 2012-05-01 2016-08-02 Lockheed Martin Corporation Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system
US9388739B2 (en) * 2012-05-02 2016-07-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Air cooler system for gas turbine engines
US10385777B2 (en) 2012-10-01 2019-08-20 United Technologies Corporation Bifurcated inlet scoop for gas turbine engine
US9476313B2 (en) 2012-12-21 2016-10-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine including a pre-diffuser heat exchanger
US10094286B2 (en) 2013-01-29 2018-10-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine with lower bifurcation heat exchanger
EP2971604B1 (en) * 2013-03-15 2020-06-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Heat exchanger integrated with a gas turbine engine and adaptive flow control
US20160025339A1 (en) * 2013-03-15 2016-01-28 General Electric Company Energy-efficient and controlled vaporization of cryofuels for aircraft engines
GB201305432D0 (en) * 2013-03-26 2013-05-08 Rolls Royce Plc A gas turbine engine cooling arrangement
EP2803822B1 (fr) * 2013-05-13 2019-12-04 Safran Aero Boosters SA Système de prélèvement d'air de turbomachine axiale
GB201308788D0 (en) 2013-05-16 2013-06-26 Rolls Royce Plc Heat exchange arrangement
JP6221545B2 (ja) * 2013-09-18 2017-11-01 株式会社Ihi ジェットエンジンのための導電構造
US9803546B2 (en) 2013-10-31 2017-10-31 The Boeing Company Dual inlets for a turbofan precooler
US9810147B2 (en) * 2013-10-31 2017-11-07 The Boeing Company Angled inlet system for a precooler
JP6423999B2 (ja) 2013-11-27 2018-11-14 三菱航空機株式会社 航空機
US10760493B2 (en) * 2013-12-18 2020-09-01 Raytheon Technologies Corporation Heat exchanger flow control assembly
FR3015573B1 (fr) * 2013-12-19 2015-12-11 Snecma Turbomachine d'aeronef comportant un echangeur de chaleur du type pre-refroidisseur
JP6450076B2 (ja) * 2014-02-24 2019-01-09 三菱航空機株式会社 航空機、航空機のエンジンパイロン、および航空機の機体へのエンジン取付方法
FR3014080A1 (fr) * 2014-04-22 2015-06-05 Aircelle Sa Ensemble propulsif pour aeronef
FR3020798B1 (fr) * 2014-05-09 2017-12-22 Airbus Operations Sas Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un conduit formant barriere thermique integre au caisson de la structure rigide du mat d'accrochage
GB201408415D0 (en) * 2014-05-13 2014-06-25 Rolls Royce Plc Bifurcation fairing
DE102014008411A1 (de) * 2014-06-13 2015-12-17 Airbus Defence and Space GmbH Vorrichtung zur Vorkühlung und Reinigung von Triebwerkszapfluft
US9777963B2 (en) 2014-06-30 2017-10-03 General Electric Company Method and system for radial tubular heat exchangers
US10006369B2 (en) 2014-06-30 2018-06-26 General Electric Company Method and system for radial tubular duct heat exchangers
FR3025843B1 (fr) * 2014-09-16 2019-06-28 Safran Aircraft Engines Bras de passage de servitudes pour une turbomachine
CN105317556A (zh) * 2014-12-04 2016-02-10 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空发动机用耐高温机匣结构
US10907500B2 (en) * 2015-02-06 2021-02-02 Raytheon Technologies Corporation Heat exchanger system with spatially varied additively manufactured heat transfer surfaces
FR3032480B1 (fr) * 2015-02-09 2018-07-27 Safran Aircraft Engines Ensemble de redressement d'air a performances aerodynamiques ameliorees
US10731560B2 (en) 2015-02-12 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air
US11808210B2 (en) 2015-02-12 2023-11-07 Rtx Corporation Intercooled cooling air with heat exchanger packaging
US10006370B2 (en) * 2015-02-12 2018-06-26 United Technologies Corporation Intercooled cooling air with heat exchanger packaging
US10371055B2 (en) 2015-02-12 2019-08-06 United Technologies Corporation Intercooled cooling air using cooling compressor as starter
US9835380B2 (en) 2015-03-13 2017-12-05 General Electric Company Tube in cross-flow conduit heat exchanger
US10221862B2 (en) 2015-04-24 2019-03-05 United Technologies Corporation Intercooled cooling air tapped from plural locations
US10480419B2 (en) 2015-04-24 2019-11-19 United Technologies Corporation Intercooled cooling air with plural heat exchangers
US10830148B2 (en) 2015-04-24 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger
US10100739B2 (en) 2015-05-18 2018-10-16 United Technologies Corporation Cooled cooling air system for a gas turbine engine
ITUB20150833A1 (it) 2015-05-21 2016-11-21 Alenia Aermacchi Spa Sistema di recupero del calore, particolarmente per impiego su velivolo, utilizzante un circuito a fluido bifase.
US20160369697A1 (en) * 2015-06-16 2016-12-22 United Technologies Corporation Cooled cooling air system for a turbofan engine
US10794288B2 (en) 2015-07-07 2020-10-06 Raytheon Technologies Corporation Cooled cooling air system for a turbofan engine
FR3039134B1 (fr) * 2015-07-22 2017-07-21 Snecma Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage
FR3040043B1 (fr) * 2015-08-12 2019-04-12 Sogeclair Sa Mat de moteur d'aeronef a ossature multifonctionnelle integree
CA2936633C (en) * 2015-08-12 2021-12-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Heat exchanger for a gas turbine engine propulsion system
PL232261B1 (pl) * 2015-11-02 2019-05-31 Gen Electric Zespół silnika turbowentylatorowego i układ do zmniejszania rezonansu w komorze
US10443508B2 (en) 2015-12-14 2019-10-15 United Technologies Corporation Intercooled cooling air with auxiliary compressor control
US10036318B2 (en) * 2015-12-22 2018-07-31 Snecma Air circulation device for turbomachine
US10513981B2 (en) * 2016-01-21 2019-12-24 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Heat exchanger assembly for a gas turbine engine propulsion system
US10151247B2 (en) * 2016-03-18 2018-12-11 United Technologies Corporation Heat exchanger suspension system with pipe-to-linkage spring rate ratio
US10378835B2 (en) 2016-03-25 2019-08-13 Unison Industries, Llc Heat exchanger with non-orthogonal perforations
DE102016215036A1 (de) * 2016-08-11 2018-02-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofan-Triebwerk mit Überdruckklappe an einer im Sekundärstromkanal liegenden Verkleidung
US11105340B2 (en) * 2016-08-19 2021-08-31 General Electric Company Thermal management system for an electric propulsion engine
US10669940B2 (en) 2016-09-19 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with intercooled cooling air and turbine drive
US10583933B2 (en) 2016-10-03 2020-03-10 General Electric Company Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling
FR3057615B1 (fr) * 2016-10-17 2018-10-19 Safran Aircraft Engines Bras de passage de servitudes pour une turbomachine
US10794290B2 (en) 2016-11-08 2020-10-06 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine
US10550768B2 (en) 2016-11-08 2020-02-04 United Technologies Corporation Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine
US10961911B2 (en) 2017-01-17 2021-03-30 Raytheon Technologies Corporation Injection cooled cooling air system for a gas turbine engine
US10995673B2 (en) 2017-01-19 2021-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with intercooled cooling air and dual towershaft accessory gearbox
KR101953963B1 (ko) * 2017-01-24 2019-03-04 두산중공업 주식회사 가스터빈
US10577964B2 (en) 2017-03-31 2020-03-03 United Technologies Corporation Cooled cooling air for blade air seal through outer chamber
US10711640B2 (en) 2017-04-11 2020-07-14 Raytheon Technologies Corporation Cooled cooling air to blade outer air seal passing through a static vane
EP3413001B1 (en) * 2017-06-06 2020-01-08 Ge Avio S.r.l. Additively manufactured heat exchanger
FR3075865B1 (fr) * 2017-12-21 2020-07-17 Safran Nacelles Ensemble propulsif pour aeronef et procede de ventilation d’une enceinte moteur
US20190219337A1 (en) * 2018-01-18 2019-07-18 United Technologies Corporation Hybrid additive manufactured heat exchanger with tubes
US10989114B2 (en) * 2018-03-07 2021-04-27 The Boeing Company Systems and methods for cooling bleed air from an aircraft engine
US10738703B2 (en) 2018-03-22 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with combined features
US10830145B2 (en) 2018-04-19 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air fleet management system
US10808619B2 (en) 2018-04-19 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with advanced cooling system
EP3569841B1 (en) * 2018-05-14 2024-10-23 RTX Corporation Intercooled cooling air with heat exchanger packaging
US10718233B2 (en) 2018-06-19 2020-07-21 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with low temperature bearing compartment air
US11255268B2 (en) 2018-07-31 2022-02-22 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with selective pressure dump
US11174816B2 (en) 2019-02-25 2021-11-16 Rolls-Royce Corporation Bypass duct conformal heat exchanger array
FR3095005B1 (fr) * 2019-04-09 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Turbomachine pour un aeronef
EP3851659B1 (en) * 2020-01-15 2022-08-17 Airbus Operations (S.A.S.) Cold regulating valve for a heat exchanger system of an aircraft propulsion system
GB2591298B (en) * 2020-01-27 2022-06-08 Gkn Aerospace Sweden Ab Outlet guide vane cooler
US11047306B1 (en) 2020-02-25 2021-06-29 General Electric Company Gas turbine engine reverse bleed for coking abatement
US12031484B2 (en) 2021-01-28 2024-07-09 General Electric Company Gas turbine engine cooling system control
US11897624B2 (en) 2021-02-01 2024-02-13 General Electric Company Method for thermal management for an aircraft propulsion system using a flow of compressed fluid extracted from a compressor section
US12286927B2 (en) 2021-02-08 2025-04-29 General Electric Company Vehicle with energy conversion system
US11885240B2 (en) 2021-05-24 2024-01-30 General Electric Company Polska sp.z o.o Gas turbine engine with fluid circuit and ejector
US11859500B2 (en) 2021-11-05 2024-01-02 General Electric Company Gas turbine engine with a fluid conduit system and a method of operating the same
US11719115B2 (en) 2021-11-05 2023-08-08 General Electric Company Clearance control structure for a gas turbine engine
US11788425B2 (en) 2021-11-05 2023-10-17 General Electric Company Gas turbine engine with clearance control system
CN116085067A (zh) 2021-11-05 2023-05-09 通用电气公司 具有流体导管系统的燃气涡轮发动机及其操作方法
WO2023237152A1 (de) * 2022-06-06 2023-12-14 MTU Aero Engines AG Antriebssystem für ein luftfahrzeug
DE102022115587A1 (de) 2022-06-06 2023-12-07 MTU Aero Engines AG Antriebssystem für ein Luftfahrzeug
DE102023124320A1 (de) * 2023-04-21 2024-10-24 MTU Aero Engines AG Flugzeugantrieb und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugantriebs
US12259194B2 (en) * 2023-07-10 2025-03-25 General Electric Company Thermal management system
US12503241B2 (en) 2024-04-23 2025-12-23 Rtx Corporation Thermal management assembly for an aircraft propulsion system
US12492648B2 (en) * 2024-05-17 2025-12-09 Rtx Corporation Modulated air-cooled heat exchanger for hybrid electric thermal management systems
US20250369394A1 (en) * 2024-05-31 2025-12-04 Rtx Corporation Scoop fed heat exchange for an open rotor gas turbine engine
US20260098500A1 (en) * 2024-10-04 2026-04-09 Rtx Corporation Modulated air flow heat exchanger system in bi-fi duct
US20260104007A1 (en) * 2024-10-15 2026-04-16 Rtx Corporation Variable area inlet for turbine engine heat exchange system

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2222496A (en) * 1939-02-15 1940-11-19 Belaieff James Frank Cooler for oil and other liquids
US2961939A (en) * 1955-08-12 1960-11-29 Crane Co Vehicle air conditioning and accessory drive system
GB820366A (en) * 1956-01-06 1959-09-16 Rolls Royce Improvements in or relating to retractable guards for air intakes
US2979916A (en) * 1956-04-30 1961-04-18 Garrett Corp Humidity control system
US2953078A (en) * 1957-10-07 1960-09-20 United Aircraft Corp Distribution system for aircraft air conditioning
GB976564A (en) * 1962-11-23 1964-11-25 Normalair Ltd Improvements in or relating to air conditioning of supersonic aircraft
GB1147067A (en) * 1965-09-15 1969-04-02 Imp Smelting Corp Ltd Fluorinated aromatic nitrile derivatives
US3367256A (en) * 1966-02-15 1968-02-06 Garrett Corp Cabin air flow control system
US3486435A (en) * 1968-02-08 1969-12-30 North American Rockwell Aircraft pressurization system
US3842720A (en) * 1973-03-29 1974-10-22 Piper Aircraft Corp Jet pump for aircraft cabin pressurization system
US4187675A (en) * 1977-10-14 1980-02-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Compact air-to-air heat exchanger for jet engine application
US4329114A (en) * 1979-07-25 1982-05-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active clearance control system for a turbomachine
US4285466A (en) * 1980-02-25 1981-08-25 The Boeing Co. Apparatus for mixing high and low pressure air from a jet engine
US4351150A (en) * 1980-02-25 1982-09-28 General Electric Company Auxiliary air system for gas turbine engine
US4474001A (en) * 1981-04-01 1984-10-02 United Technologies Corporation Cooling system for the electrical generator of a turbofan gas turbine engine
US4397431A (en) * 1981-11-02 1983-08-09 Avco Corporation Fail-safe, anti-icing system for aircraft engines
US4574584A (en) * 1983-12-23 1986-03-11 United Technologies Corporation Method of operation for a gas turbine engine
US4608819A (en) * 1983-12-27 1986-09-02 General Electric Company Gas turbine engine component cooling system
DE3412101A1 (de) * 1984-03-31 1985-10-10 Deutsche Airbus GmbH, 8000 München Einbauanordnung eines hilfstriebwerkes im rumpfheck von transportflugzeugen zur wirtschaftlichen erzeugung von klimaluft und von vortriebsschub im flug
GB2194592B (en) * 1986-08-27 1990-07-04 Rolls Royce Plc Fluid outlet duct
US4782658A (en) * 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
NL8702987A (nl) * 1987-12-10 1989-07-03 Fasto Bv Verwarmingstoestel.

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105525994A (zh) * 2014-10-21 2016-04-27 联合工艺公司 增材制造管道式换热器系统
US11378010B2 (en) 2014-10-21 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation Additive manufactured ducted heat exchanger system
US11684974B2 (en) 2014-10-21 2023-06-27 Raytheon Technologies Corporation Additive manufactured ducted heat exchanger system

Also Published As

Publication number Publication date
CA2042216A1 (en) 1992-01-31
JPH04232338A (ja) 1992-08-20
EP0469825A2 (en) 1992-02-05
US5123242A (en) 1992-06-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH0694816B2 (ja) ガスタービンエンジンの装着用構造フェアリングと一体の予備冷却用熱交換装置
US4271666A (en) Integral infrared radiation suppressor for a turbofan engine
JP4820545B2 (ja) 後方ｆｌａｄｅ式エンジン
US5203163A (en) Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air
JP5220400B2 (ja) ダクト燃焼式混成流ターボファン
US8876465B2 (en) Gas turbine engine
JP4463810B2 (ja) 航空機用エンジン装置
US5943856A (en) Turbofan engine with reduced noise
US8127528B2 (en) Auxiliary propulsor for a variable cycle gas turbine engine
US8082727B2 (en) Rear propulsor for a variable cycle gas turbine engine
US20160369697A1 (en) Cooled cooling air system for a turbofan engine
US2798360A (en) Ducted fan type jet propulsion engine
CA2502816C (en) Forced air cooling system
JPH0694817B2 (ja) 高温抽出空気冷却用のガスタービンエンジン・ファンダクト内熱交換装置
CN103502580A (zh) 一体式可变几何限流器和换热器
BRPI0407675B1 (pt) Bocal de escapamento convergente
JPH0361621A (ja) 反転上流及び下流ファンを備えた高バイパス比ターボジェットエンジン
JP2000506579A (ja) コンバーチブル・エゼクタ冷却式ノズル
CN115788679B (zh) 废热回收系统
US12037943B2 (en) Waste heat recovery system
JP2017096279A (ja) ジェットエンジン排気用圧縮カウル
US5076052A (en) Blocking device for fan ramjet engines
EP0761947B1 (en) Noise reduction kit for turbofan engine
JPH0674099A (ja) ガスタービンエンジン
EP4553290A1 (en) Open rotor nose cone ram air heat exchanger with exhaust of cooling air through static structure

Legal Events

Date Code Title Description
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 19950606