JP2009036193A - タービンエンジン内で流体を混合するための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 タービンエンジン（１０）内で使用するための熱交換器組立体（１００）が提供される。
【解決手段】 熱交換器組立体（１００）は、少なくとも１つのコア熱交換器（１０２）と、少なくとも１つのコア熱交換器から下流側に延びるミキサ（１０４）とを含み、該ミキサは、第１のシュート部（１４８）を各々形成する複数のローブ（１４６）を含み、複数のローブはミキサの外周の周りに離間して配置され、離間して配置された隣接ローブの各対の間に少なくとも１つの第２のシュート部（１５０）が形成されるようにする。
【選択図】 図４

Description

本発明は、総括的にはタービンエンジンに関し、より具体的には、タービンエンジンに使用される熱交換器に関する。

少なくとも幾つかの公知タービンエンジンは、入口、ファン組立体、低圧及び高圧圧縮機、燃焼器、及び少なくとも１つのタービンを含む。入口を介してこうしたエンジンに入る空気は、ファン組立体によって加圧される。こうしたエンジンにおいて、加圧空気の一部分は、ほぼ外側エンジンケーシングと内側エンジンケーシングとの間に形成されたバイパスダクトを通って送られる。少なくとも幾つかのタービンエンジンは、ヒートシンク用などの熱管理システムがバイパス空気の流れを使用できるように、バイパスダクト内に熱交換器を配置している。具体的に、公知のエンジンにおいて、熱管理システムは、熱交換器を通って送られる冷却流体から熱交換器を通過して送られるバイパス空気流に熱を伝達することによって熱を発生することができる種々のシステムに冷却を提供する。

少なくとも幾つかの公知の熱交換器は、入口スクープを使用して、種々のシステムを冷却するために熱交換器内への十分な量のバイパス空気の同伴を促進する。しかしながら、こうした熱交換器は、バイパス空気流において望ましくない圧力損失を引き起こす可能性がある。加えて、一般にこうした熱交換器はまた、熱交換機の下流側に高温空気の流れ又は温度ストリークを発生する。高温空気の流れ及びバイパス空気流の圧力低下は、タービンエンジンの性能及び／又は効率を不利な方向に低下させる可能性がある。
米国特許第６，４６０，３２４号公報 米国特許第６，３６３，７０８号公報 米国特許第６，２１２，８７１号公報 米国特許第６，１０６，２２９号公報 米国特許第６，０５８，６９６号公報 米国特許第５，５５５，９３３号公報 米国特許第５，２６９，１３６号公報 米国特許第５，２６９，１３３号公報 米国特許第４，８１９，４２５号公報 米国特許第４，８１５，５３１号公報

１つの態様において、ガスタービンエンジンを組み立てる方法が提供される。本方法は、熱交換器と該熱交換器から下流側に延びるローブミキサとを含み、該ミキサが第１のシュート部を各々が形成する複数のローブと、離間して配置された隣接ローブの各対の間に延びる少なくとも１つの第２のシュート部とを含む、少なくとも１つの熱交換器組立体を提供する段階と、前記少なくとも１つの熱交換器組立体がタービンエンジンの外側エンジンケーシング及び内側エンジンケーシングの少なくとも一方に結合されるように、前記少なくとも１つの熱交換器組立体をエンジンのバイパスダクト内に結合する段階とを含む。

別の態様において、タービンエンジン内で使用するための熱交換器組立体が提供される。熱交換器組立体は、少なくとも１つのコア熱交換器と、少なくとも１つのコア熱交換器から下流側に延びるミキサとを含み、該ミキサは、第１のシュート部を各々形成する複数のローブを含み、該複数のローブはミキサの外周の周りに離間して配置され、少なくとも１つの第２のシュート部が離間して配置された隣接ローブの各対の間に形成されるようになる。

更に別の態様において、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、外側ケーシング、内側ケーシング、これらの間に形成されたバイパスダクト、バイパスダクト内で外側ケーシング及び内側ケーシングの少なくとも一方に結合された少なくとも１つの熱交換器組立体、及び少なくとも１つの熱交換器組立体に結合されたミキサを含み、ミキサは、第１のシュート部を各々形成する複数のローブを含み、該複数のローブはミキサの周囲に離間して配置され、離間して配置された隣接ローブの各対の間に第２のシュート部が形成されるようにする。

本発明は、総括的には、ガスタービンエンジンにおけるバイパス空気流の混合を促進する例示的な装置及び方法を提供する。本明細書に記載される実施形態は、限定ではなく、例示的なものに過ぎない。本発明は、熱交換器を通って送られる同伴流体を使用して、熱交換器を通過して送られる流体との熱伝達を促進するあらゆるタイプの熱交換器に適用できることは理解されたい。

図１は、長手方向軸１１を有する例示的なタービンエンジン組立体１０の一部の断面図である。例示的な実施形態において、タービンエンジン組立体１０は、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、及び高圧タービン１８を備えるコアガスタービンエンジン１２を含む。エンジン組立体１０はまた、コアガスタービンエンジン１２から軸方向下流側に置かれた低圧タービン２０と、コアガスタービンエンジン１２から軸方向上流側に置かれたファン組立体２２とを含む。高圧タービン１８と高圧圧縮機１４は、第１のシャフト２８により互いに結合される。低圧タービン２０とファン組立体２２は、第２のシャフト３０により互いに結合される。エンジン組立体１０はまた、吸気側２４と排気側２６とを含む。

例示的な実施形態において、エンジン組立体１０はまた、前方セクション３６を有する内側ケーシング３４から半径方向に離間された外側ケーシング３２を含む。外側ケーシング３２と内側ケーシング３４とはバイパスダクト３８を形成する。更に、少なくとも１つの熱交換器組立体１００がバイパスダクト３８内に結合される。より具体的には、例示的な実施形態において、エンジン組立体１０は、バイパスダクト３８内で各々円周方向に離間された４つの熱交換器組立体１００を含む。或いは、エンジン組立体１０は、本明細書で記載されるようにエンジン組立体１０が機能することができるあらゆる数の熱交換器組立体１００を含むことができる。

作動中、吸気側２４を通ってエンジン組立体１０に入る空気は、ファン組立体２２によって加圧される。ファン組立体２２から出る加圧空気の流れは、分流されて、第１の空気流部分４２はコアガスタービンエンジン１２内に送られ、第２の空気流部分又はバイパス空気４４はバイパスダクト３８を通って送られるようになる。第１の空気流部分４２は、高圧圧縮機１４により更に加圧され、燃焼器１６に送られる。燃焼器１６から吐出される空気流は、回転タービン１８及び２０を駆動した後、排気側２６を通ってエンジン１０から吐出される。

図２は、熱交換器組立体１００の概略断面図である。図３は、熱交換器組立体１００の前方斜視図である。図４は、熱交換器組立体１００の後方斜視図である。例示的な実施形態において、各熱交換器組立体１００は、下流側に延びるローブミキサ１０４を各々有する１対のコア熱交換器１０２を含む。或いは、各熱交換器組立体１００は、１つだけのコア熱交換器１０２又は２つよりも多いコア熱交換器１０２を含むことができる。例示的な実施形態において、各熱交換器組立体１００は、該熱交換器組立体１００から延びる少なくとも１つの取付けブラケット１０６を用いて、外側ケーシング３２の半径方向内表面３１に結合される。結果として、各熱交換器組立体１００は、各コア熱交換器１０２がバイパスダクト３８内にバイパス空気４４の流れと流れ連通して置かれるように、バイパスダクト３８内に結合される。或いは、熱交換器組立体１００は、内側ケーシング３４の半径方向外表面３５に結合することができる。例示的な実施形態において、熱交換器組立体１００は、内表面３１と熱交換器組立体１００との間に半径方向外側ギャップ１０８が形成され、外表面３５と熱交換器組立体１００との間に半径方向内側ギャップ１１０が形成されるように、表面３１と表面３５との間に離間して配置される。

バイパス空気４４は、バイパスダクト３８を通り、熱交換器組立体１００を通過してほぼ軸方向下流側に送られる。熱交換器組立体１００は、バイパス空気４４がバイパス空気の第１の流れとバイパス空気の第２の流れとに分流されるようにする。具体的には、例示的な実施形態において、バイパス空気の第１の流れ又は低温のバイパス空気４６は、熱交換器組立体１００を通過して送られ、バイパス空気の第２の流れは、高温のバイパス空気４８の流れが吐出されるように熱交換器組立体１００を通って送られる。

例示的な実施形態において、各熱交換器組立体１００は、熱管理システム（図示せず）と連通して結合される。熱管理システムは、関連する航空機（図示せず）及び／又はエンジン１０の熱を発生するシステム及び構成要素の冷却を促進するヒートシンクとしてバイパス空気４４を利用する。熱を発生するこうしたシステムには、限定ではないが、航空機電気システム、エンジン冷却システム、及び／又はコックピット空調システムを含むことができる。例示的な実施形態において、以下でより詳細に述べるように、熱交換器組立体１００は、貫通して送られる冷却流体からバイパス空気４４の流れへの熱伝達を促進する。結果として、冷却流体の温度が低下し、高温バイパス空気４８が熱交換器組立体１００から吐出される。

例示的な実施形態において、各コア熱交換器１０２は、実質的に矩形状であって、そこに形成された内側キャビティ１２０を含む。或いは、各コア熱交換器１０２は、バイパスダクト３８内で使用するのに適したあらゆる形状を有することができる。例示的な実施形態において、各コア熱交換器１０２は、半径方向外側パネル１１２、半径方向内側パネル１１４、及びパネル１１２と１１４との間に延びる１対の側方パネル１１６を含む。パネル１１２、１１４、及び１１６は、互いに結合されてキャビティ１２０を形成する。各コア熱交換器１０２はまた、冷却流体を送るためにキャビティ１２０内に結合された冷却管体（図示せず）を含む。複数の伝熱フィン１２２が、内側パネル１１４から外側パネル１１２に向けて実質的に半径方向内向きに延び、フィン１１２は冷却管体に結合される。更にフィン１２２は、以下でより詳細に説明するように、冷却管体の表面積を増大させ、熱伝達を促進する。各コア熱交換器１０２はまた、入口側１１８と出口側１２４とを含む。各熱交換器組立体１００は、入口側１１８がバイパス空気４４の流れに実質的に垂直であるように向けられる。例示的な実施形態において、以下でより詳細に説明するように、各コア熱交換器１０２の出口側１２４から下流側に延び、ミキサ１０４がキャビティ１２０と流れ連通した状態になる。

例示的な実施形態において、隣接コア熱交換器１０２の各対は、入口プレナム１２６を介して互いに結合される。具体的には、例示的な実施形態において、入口プレナム１２６は台形状であって、熱交換器組立体１００内に結合された冷却管体を通って冷却流体を送るのを促進する。或いは、入口プレナム１２６は、本明細書に記載されたように熱交換器組立体１００を機能させることができるあらゆる方式で、コア熱交換器１０２のペアを共に結合するのを促進する何れかの形状を有することができる。例示的な実施形態において、各入口プレナム１２６は、バイパスダクト３８内で円周方向に離間されたコア熱交換器１０２の各対の間を円周方向に延びる。

例示的な実施形態において、各ミキサ１０４は、入口１４０、出口１４２、及びこれらの間に延びる本体１４４を含む。入口１４０は、コア出口側１２４の断面形状と実質的に同一の断面形状を有する。更に、例示的な実施形態において、入口１４０は出口側１２４に接して結合され、ミキサ１０４がキャビティ１２０と流れ連通し、コア熱交換器１０２から吐出される高温バイパス空気４８をミキサ出口１４２に向けて送ることができるようにされる。例示的な実施形態において、ミキサ出口１４２は、以下でより詳細に説明するように、入口１４０の断面積よりも大きな断面積を有する。

例示的な実施形態において、各ミキサ１０４は、複数のローブ１４６を含む。具体的には、例示的な実施形態において、各ローブ１４６は、以下でより詳細に説明するように、高温バイパス空気４８を送る第１のシュート部又は高温シュート部１４８を形成する。例示的な実施形態において、隣接ローブ１４６の各対は、第２のシュート部又は低温シュート部１５０により互いに結合される。別の実施形態において、高温シュート部１４８の各対の間に１つよりも多い低温シュート部１５０が形成される。以下でより詳細に説明するように、各低温シュート部１５０により、そこを通って低温バイパス空気４６を送ることができるようになる。

例示的な実施形態において、少なくとも１つの高温シュート部１４８は、入口１４０から半径方向外向きに低温バイパス空気４６の流れ内に、より具体的には、内側ケーシング３４及び／又は外側ケーシング３２の少なくとも一方に向けて全体的に発散して延びる。更に、例示的な実施形態において、少なくとも１つの低温シュート部１５０は全体的に収束し、ほぼ半径方向内向きに高温バイパス空気４８の流れ内に、より具体的には、内側ケーシング３４及び外側ケーシング３２の少なくとも一方から離れて延びる。結果として、ローブ又は波形ミキサ１０４がミキサ出口１４２で形成され、以下でより詳細に説明するように、各コア熱交換器１０２におけるバイパス空気４４の同伴、及び高温バイパス空気４８と低温バイパス空気４６との混合、並びにバイパス空気４４の圧力損失全体の低減を促進する。例示的な実施形態において、各ミキサ１０４は、８つの高温シュート部１４８と８つの低温シュート部１５０とを含む。或いは、ミキサ１０４は、あらゆる数の高温シュート部１４８及び／又は低温シュート部１５０を含むことができる。

作動中、例示的な実施形態において、バイパス空気４４は、各熱交換器組立体１００に向けてバイパスダクト３８を通ってほぼ軸方向に送られる。バイパス空気４４は分流され、第１の部分が各熱交換器組立体１００を通って送られ、第２の部分が各熱交換器組立体１００を通過して送られる。更に、熱管理システムは、航空機及び／又はエンジン１０の熱を発生するシステム及び構成要素から冷却流体に熱を伝達する。具体的には、例示的な実施形態において、熱管理システムは、各熱交換器組立体１００内に結合された冷却管体を通って加熱された冷却流体を送る。フィン１２２は、冷却管体の表面積の増大を促進し、これにより送られる冷却流体の温度の低下が促進される。

例示的な実施形態において、バイパス空気４４の第１の部分は、各熱交換器組立体１００を通って送られ、フィン１２２及びより具体的には冷却流体からバイパス空気４４の第１の部分への熱伝達を促進し、その結果、高温バイパス空気４８が各熱交換器組立体１００から吐出されるようになる。バイパス空気４４の第２の部分は、各コア熱交換器１０２を通過し、より具体的には各低温シュート部１５０を通って送られ、低温バイパス空気４６が各低温シュート部１５０から吐出されるようになる。

高温シュート部１４８は、高温バイパス空気４８を下流側に全体的に発散させて入口１４０から半径方向外向きに低温バイパス空気４６内に送る。更に、例示的な実施形態において、低温シュート部１５０は、低温バイパス空気４６を下流側に全体的に収束させてほぼ半径方向に高温バイパス空気４８内に送る。各低温シュート部１５０から吐出された低温バイパス空気４６の流れは、ミキサ１０４の下流側の各高温シュート部１４８から吐出された高温バイパス空気４８の流れと混合される。結果として、熱交換器組立体１００から下流側に延びる温度ストリークの低減が促進される。

例示的な実施形態において、ミキサ１０４により、各熱交換器組立体１００内に同伴されるバイパス空気４４の量の増大が促進される。具体的には、ミキサ１０４の出口１４２の断面積は、ギャップ１０８及び１１０のサイズの低減を促進し、ミキサ１０４上の低温バイパス空気４６の流れが低減されるようになる。結果として、各コア熱交換器１０２内に同伴される高温バイパス空気４８の量の減少が促進され、これにより各熱交換器組立体１００を通って送られる冷却流体から高温バイパス空気４８への熱伝達が促進される。

ミキサ１０４はまた、バイパス空気４４の圧力損失の低減を促進する。幾つかの公知の熱交換器において、熱交換器の配置により、バイパス空気の運動量が変化し、バイパス空気の圧力に損失が生じるようになる。更に、公知のタービンエンジンにおいて、バイパス空気の流れの方向をほぼ円周方向及び／又はほぼ半径方向の流れ方向に変えることで、バイパス空気において圧力損失が生じる。例示的な実施形態において、ミキサ１０４は、低温バイパス空気４６の運動量の変化を低減するのを促進し、これによりバイパスダクト３８を通って送られるバイパス空気４４の圧力損失全体の低減が促進される。例示的な実施形態において、低温バイパス空気４６は、熱交換器１００を通過して送られ、更に低温シュート部１５０を通って送られる。結果として、低温バイパス空気４６の流れは、ほぼ軸方向の流れ方向に維持され、低温バイパス空気４６流れの圧力損失の低減が促進される。

上記の方法及び装置により、少なくとも１つのコア熱交換器におけるバイパス空気の同伴、及び高温バイパス空気の流れと低温バイパス空気の流れとの混合、並びにバイパス空気の圧力損失全体の低減が促進される。具体的には、各熱交換器組立体は、複数のローブを有するミキサを含む。各ローブは、これを通って高温バイパス空気流を送るように構成された第１のシュート部を形成する。第２のシュート部は、互いに離間された隣接ローブの各対の間に形成される。各第２のシュート部は、これを通って低温バイパス空気を送るように構成される。結果として、各第１のシュート部から吐出された高温バイパス空気の流れは、各第２のシュート部から吐出された低温バイパス空気の流れと混合される。ミキサ出口の断面積は、外側及び内側ケーシングと各熱交換器組立体との間に形成されるギャップを低減するのを促進する。ギャップが減少した結果として、各熱交換器組立体を通過して送られる低温バイパス空気の量が低減され、各熱交換器組立体内に同伴されるバイパス空気の量が増大する。更に、各第２のシュート部は、低温バイパス空気をほぼ軸方向へ送るのを促進するので、低温バイパス空気の運動量の維持が促進されるようになる。

以上において、熱交換器の例示的な実施形態について説明した。本明細書に記載されたミキサは、ガスタービンエンジン用の熱交換器での使用に限定されるものではなく、本明細書に記載された他の熱交換器構成要素とは独立して別個に利用することができる。更に本発明は、以上において詳細に説明されたミキサの実施形態に限定されるものではない。むしろ、ミキサの他の変形形態を請求項の精神及び範囲内で利用することができる。

本発明を種々の特定の実施形態に関して説明してきたが、当業者であれば、請求項の精神及び範囲内で変更を加えて本発明を実施できる点は理解されるであろう。

例示的なタービンエンジンの概略断面図。 図１に示すタービンエンジンに使用できる例示的な熱交換器組立体の概略断面図。 図２に示す熱交換器組立体の前方斜視図。 図２に示す熱交換器組立体の後方斜視図。

符号の説明

１０ タービンエンジン組立体
１１ 長手方向軸
１２ コアタービンエンジン
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ファン組立体
２４ 吸気側
２６ 排気側
２８ 第１のシャフト
３０ 第２のシャフト
３１ 内表面
３２ 外側ケーシング
３４ 内側ケーシング
３５ 外表面
３６ 前方セクション
３８ バイパスダクト
４２ 第１の空気流部分
４４ バイパス空気
４６ 低温バイパス空気
４８ 高温バイパス空気
１００ 熱交換器組立体
１０２ コア熱交換器
１０４ ミキサ
１０６ 取付けブラケット
１０８ 外側ギャップ
１１０ 内側ギャップ
１１２ 外側パネル
１１４ 内側パネル
１１６ １対の側方パネル
１１８ 入口側
１２０ 内側キャビティ
１２２ 伝熱フィン
１２４ コア出口側
１２６ 入口プレナム
１４０ 入口
１４２ ミキサ出口
１４４ 本体
１４６ ローブ
１４８ 高温シュート部
１５０ 低温シュート部

Claims (10)

1. タービンエンジン（１０）で使用するための熱交換器組立体（１００）であって、
   少なくとも１つのコア熱交換器（１０２）と、
   前記少なくとも１つのコア熱交換器から下流側に延びるミキサ（１０４）と、
   を備え、
   前記ミキサが、第１のシュート部（１４８）を各々形成する複数のローブ（１４６）を含み、前記複数のローブが前記ミキサの外周の周りに離間して配置されて、離間して配置された隣接ローブの各対の間に少なくとも１つの第２のシュート部（１５０）が形成されるようにする、
   熱交換器組立体（１００）。
2. 前記少なくとも１つのコア熱交換器（１０２）が、
   入口（１４０）と、
   出口（１４２）と、
   前記入口及び出口間に延びる中空本体（１４４）と、
   前記入口及び出口の間に前記中空本体を少なくとも部分的に通って延びる複数の熱交換器フィン（１２２）と、
   を含む請求項１に記載の熱交換器組立体（１００）。
3. 前記ミキサ（１０４）が、前記少なくとも１つのコア熱交換器（１０２）出口から延びて、前記ミキサが前記本体（１４４）内に形成されたキャビティ（１２０）と流れ連通するようにされる、
   請求項２に記載の熱交換器組立体（１００）。
4. 前記ミキサ（１０４）が更に、
   第１の断面積を有する入口（１４０）と、
   前記第１の断面積よりも大きな第２の断面積を有する出口（１４２）と、
   前記入口と前記出口との間に延びるミキサ本体（１４４）と、
   を更に含む請求項１又は２に記載の熱交換器組立体（１００）。
5. 前記ミキサ出口（１４２）が、前記少なくとも１つの熱交換器組立体内に同伴される空気量の増大を促進する、
   請求項４に記載の熱交換器組立体（１００）。
6. 前記ミキサ（１０４）の一部分が、前記少なくとも１つのコア熱交換器（１０２）から下流側に発散して延びる、
   請求項４に記載の熱交換器組立体（１００）。
7. 外側ケーシング（３２）と、
   内側ケーシング（３４）と、
   前記外側及び内側ケーシング間に形成されたバイパスダクト（３８）と、
   前記バイパスダクト内で前記外側ケーシング及び前記内側ケーシングの少なくとも一方に結合された少なくとも１つの熱交換器組立体（１００）と、
   前記少なくとも１つの熱交換器組立体に結合されたミキサ（１０４）と、
   を備え、
   前記ミキサが、第１のシュート部を各々形成する複数のローブを含み、前記複数のローブが前記ミキサの周囲に離間して配置されて、離間して配置された隣接ローブの各対の間に第２のシュート部（１５０）が形成されるようにする、
   ガスタービンエンジン（１０）。
8. 前記少なくとも１つの熱交換器組立体（１００）が、
   入口（１４０）と、
   出口（１４２）と、
   前記入口及び出口間に延びる中空本体（１４４）と、
   前記入口及び出口の間に前記本体（１４４）を少なくとも部分的に通って延びる複数の熱交換器フィン（１２２）と、
   を含む請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
9. 前記ミキサ（１０４）が、前記出口（１４２）から下流側に延びて、前記本体（１４４）内に形成されたキャビティ（１２０）と流体連通する、
   請求項８に記載のガスタービンエンジン（１０）。
10. 前記ミキサ（１０４）が更に、
    第１の断面積を有する入口（１４０）と、
    前記第１の断面積よりも大きな第２の断面積を有する出口（１４２）と、
    前記入口（１４０）と前記出口（１４２）との間に延びる中空本体（１４４）と、
    を更に含む請求項７又は８に記載のガスタービンエンジン（１０）。

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