熱管理システムおよび方法
ガスタービンエンジン（１４）における熱伝達を管理するためのシステム（１０）は、エンジン（１４）との動作連通状態に置かれた発熱サブシステムと、燃料を供給するように構成された燃料源（１８）と、燃料源（１８）から燃料を受け取るとともにエンジン（１４）へ燃料を提供するように構成された燃料安定処理ユニット（１６）と、発熱サブシステムから燃料への熱の伝達を実施するため燃料との熱連通状態に置かれた熱交換器とを含む。このような熱伝達を管理する方法は、燃料安定処理ユニット（１６）において燃料から酸素を除去し、発熱サブシステムから燃料へ熱を伝達し、ガスタービンエンジン（１４）において燃料を燃焼させることを含む。システム（１０）は、航空機の熱管理に使用できる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、熱伝達の管理のためのシステム、方法、および装置、より詳しくは、エネルギー変換装置とその隣接環境との間の熱の伝達を管理するためのシステム、方法、および装置に関連する。
【０００２】
（関連出願の相互参照）
本出願は、その内容の全体が本願に取り入れられている２００３年４月４日に出願された「平面膜脱酸素装置（Ｐｌａｎｅｒ Ｍｅｍｂｒａｎｅ Ｄｅｏｘｙｇｅｎａｔｏｒ）」という名称の米国特許出願第１０／４０７，００４号の一部継続出願である。
【背景技術】
【０００３】
ヒートシンクとして大気を使用する結果として重大な性能上の不利が生じる、特に航空機や他の機上搭載システムにおいては、エネルギー変換装置の熱管理システムで燃料を冷却媒体として利用することが多い。さらに、廃熱を回収して、それを燃料を加熱するため燃料流へ転送すると、運転効率の向上を生む。このようなシステムに関して特定燃料の利用可能な冷却能力に悪影響を与える要因の一つは、不要な酸化反応生成物の形成速度と、これらの生成物の燃料システム装置表面への付着である。このような生成物の形成速度は少なくとも部分的に、燃料中に存在する溶存酸素の量に左右される。存在する溶存酸素の量は、空気への燃料の露出、より詳しくは燃料ポンプ供給動作中の空気への燃料の露出など、多様な要因による。溶存酸素が存在すると結果的にヒドロペルオキシドが形成されることがあり、このヒドロペルオキシドは加熱されると遊離基を形成し、この遊離基は重合して、一般に燃料に不溶性である高分子重量の酸化反応生成物を形成する。このような生成物は次いで、エネルギー変換装置の燃料供給・噴射システムの内部に、またその他の表面に付着して、エネルギー変換装置の性能と動作に有害な影響を与えることがある。エネルギー変換装置で使用される燃料は通常炭化水素系であるため、付着物は炭素を含み、一般に「コークス」と呼ばれる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
エネルギー変換装置へ送られる燃料の温度が上昇すると、発生する酸化反応の速度が上昇する。コークス形成に対する耐性が向上した現在入手可能な燃料は一般に、より高価であるかまたは添加剤を必要とする。燃料添加剤は、ハードウェアの追加と、供給システムの搭載と、高価な供給インフラストラクチャを必要とする。さらに、コークス形成に対する耐性が向上したこのような現在入手可能な燃料は、入手が必ずしも容易でない。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、一態様において、ガスタービンエンジンにおける熱伝達を管理するためのシステムに関連する。このようなシステムは、エンジンとの動作連通状態に置かれた発熱サブシステム（または複数のサブシステム）と、燃料を供給するように構成された燃料源と、燃料源から燃料を受け取るとともに燃料をエンジンへ提供するように構成された燃料安定処理ユニットと、発熱サブシステムから燃料への熱の伝達を実施するため燃料との熱連通状態に置かれた熱交換器とを含む。
【０００６】
別の態様において、熱伝達の管理のためのシステムは、エネルギー変換装置と、エネルギー変換装置へ燃料を供給するように構成された燃料システムとを含む。燃料システムは、発熱サブシステムから燃料への熱の伝達を実施するため燃料システムからの燃料との熱連通状態に置かれた少なくとも一つの発熱サブシステムを含む。燃料は実質的に無コークスで、約５５０°Ｆより高い温度まで加熱される。
【０００７】
別の態様において、航空機における熱伝達を管理する方法は、航空機を駆動するのに使用されるエンジンへ送られる燃料流から酸素を除去し、航空機の発熱サブシステムから燃料へ熱を伝達し、燃料を燃焼させることを含む。
【０００８】
また別の態様において、航空機の熱管理のためのシステムは、航空機に動力を供給する手段と、航空機に動力を供給する手段に燃料を供給する手段と、燃料の脱酸素を行う手段と、航空機の発熱サブシステムと燃料との間の熱の伝達を実施する手段とを含む。
【０００９】
さらに別の態様において、航空機における熱伝達の管理のためのシステムは、航空機エンジンと、航空機エンジンとの動作連通状態に置かれた発熱サブシステム（または複数のサブシステム）と、燃料を供給するように構成された燃料源と、燃料源から燃料を受け取るとともに航空機エンジンへ流出燃料流を提供するように構成された燃料安定処理ユニットと、発熱サブシステムから流出燃料流への熱の伝達を実施するため発熱サブシステムおよび燃料安定処理ユニットからの流出燃料流との熱連通状態に置かれた熱交換器とを含む。
【００１０】
上記のシステムおよび方法の長所の一つは、燃料の利用可能冷却能力が上昇することである。利用可能冷却能力を上昇させることにより、エネルギー変換装置は、低級燃料を利用しながら高い温度で作動できる。高い温度で装置が作動すると、システムの発熱部品からの廃熱の回収の機会が多くなる。予熱燃料の燃焼は、非加熱燃料の燃焼よりも必要なエネルギー入力が小さいため、廃熱の回収は次には、装置の動作に関連する燃費コストを低下させる。冷却能力の上昇（従って、高い動作温度、廃熱の回収、および燃費の低下）は、装置の全体的な運転効率も高める。
【００１１】
別の長所は、エネルギー変換装置内でのコークス形成の減少である。温度が上昇するにつれて燃料中に存在する溶存酸素の量が減少すると、酸化反応の速度を遅らせ、これが次にはコークスの形成とエネルギー変換装置の表面へのその付着とを減少させることにより、メンテナンス要件を低くする。燃料の完全なまたは部分的な脱酸素は、様々な等級の航空機燃料にわたってコークス形成を抑制する。燃料に溶解した酸素の量が減少すると、コークス付着の速度が低下するとともに、これに対応して、エネルギー変換装置の動作中に燃料が耐えられる最高許容温度が上昇する。言い換えると、燃料中に存在する溶存酸素の量が減少すると、燃料が吸収できる熱エネルギーが多くなることにより、結果的に、エネルギー変換装置へのコークス付着が望ましくない状態になるまで、エネルギー変換装置がより高い燃料温度で作動する。
【００１２】
ＦＳＵへの燃料の流入に先立ってコークスの形成を防止、制限、または最小にする温度まで燃料を予熱することの動作面での長所も存在する。特に、燃料中の酸素溶解度と、燃料中の酸素の拡散率と、膜中の酸素の拡散率とが、温度の上昇にともなって向上するのである。こうして、燃料を予熱することによってＦＳＵの性能が向上し得る。これによって結果として、ＦＳＵ容量の減少（大きさと重量の減少）またはＦＳＵ性能の上昇が達成されることになり、さらにＦＳＵから流出する燃料酸素レベルの減少が達成されることになる。さらに、ＦＳＵ容量が減少すると、燃料システム内でのＦＳＵの（低級熱負荷の上流かまたは下流への）配置において、そして熱負荷と燃料システム熱伝達ハードウェアを縦続接続する能力において、システム設計の自由度が得られる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
図１を参照すると、熱伝達の管理のためのシステムが全体として１０で示され、以下では「システム１０」と呼ばれる。ここで使用される場合に、「熱伝達の管理」という用語は、関連のサブシステムとワークサイクルの様々な化学的・物理的パラメータを調整することによる熱伝達の制御を示すものとする。サブシステムは、炭化水素系燃料をワークサイクルへ提供する燃料システムを含むが、これに限定されない。ワークサイクルは、エネルギー変換装置とすることができる。以下では航空機の部品であるものとしてシステム１０の説明を行うが、システム１０は、他の用途、例えば公益事業電力発電、地上輸送システム、海上・淡水域輸送システム、産業機器システムなどに関連性を持つことを理解すべきである。さらに、「航空機」という用語は、すべての種類の有翼航空機、回転翼機、有翼・回転翼混合機、宇宙船、小型無人飛行機および他の無人機、兵器発射システムなどを含む。
【００１４】
システム１０の一実施例では、燃料システム１２は、燃料源１８から燃料を受け取って、エネルギー変換装置（以下「エンジン１４」という）へ燃料を提供する燃料安定処理ユニット（ｆｕｅｌ ｓｔａｂｉｌｉｚａｔｉｏｎ ｕｎｉｔ）（ＦＳＵ）１６を含む。動作中にシステム１０の様々な部品の間での熱連通を実施する、様々な発熱サブシステム（例えば、低温熱源２４、ポンプ・計量システム２０、高温熱源２２、上記熱源とシステムの組合せなど）は、ＦＳＵ１６の上流または下流で燃料との熱連通状態に置かれることにより燃料システム１２に統合される。ＦＳＵ１６に受け取られる燃料の温度を上昇させるため、さらに、燃料予熱器１３がＦＳＵ１６の前で燃料システム１２に設けられることができる。バルブ２５を有する選択操作自在な燃料ラインバイパス２３は、様々なサブシステム、特に高温熱源２２を迂回する燃料のバイパスとなるように、燃料システム１２に設けられることが好ましい。
【００１５】
エンジン１４は、様々な発熱サブシステムとの動作連通状態に置かれ、圧縮機３０と、燃焼器３２と、タービン３４とを有するガスタービンエンジンを含むことが好ましい。燃料システム１２からの燃料は燃料噴射ノズル３６を介して燃焼器３２へ噴射され、点火される。エンジン１４の出力シャフト３８は、航空機を推進させる複数のブレードを駆動する出力パワーを提供する。
【００１６】
ＦＳＵ１６を伴うシステム１０の動作は、上述した利点と長所を提供するように、様々な熱源とシステムにより発生した熱の制御を可能にする。燃料中でコークスの形成が開始する温度は、約２６０°Ｆである。約３２５°Ｆまでの燃料温度でエンジン１４（例えばガスタービンエンジン）が作動すると、一般に、大部分の軍事用途では許容できる量のコークス堆積物が発生する。しかし、燃料中の酸素含有量を減少させるためＦＳＵ１６とともにシステム１０を作動させると、重大なコークス化の影響が見られずに、約３２５°Ｆを超える、好ましくは約５５０°Ｆを超える、より好ましくは約７００°Ｆから約８００°Ｆの燃料温度でエンジン１４が作動できる。動作の上限は約９００°Ｆであり、これはほぼ燃料が熱分解する温度である。
【００１７】
さて図２〜図７を参照すると、ＦＳＵ１６が図示されている。ＦＳＵ１６は、燃料源から直接的または間接的に燃料を受け取る燃料脱酸素装置である。ＦＳＵ１６が作動すると、燃料中の溶存酸素の量が減少して脱酸素燃料となる。ここで使用する場合、「脱酸素燃料」という用語は、大気と平衡状態にある燃料の酸素含有量と比較して低い酸素含有量を有する燃料を示すものとする。大気と平衡状態にある燃料の酸素含有量は、約７０百万分率（ｐｐｍ）である。ＦＳＵ１６の特定用途（例えば、図１のシステム１０の動作温度）に応じて、脱酸素燃料の酸素含有量は約５ｐｐｍとすることができるか、動作温度が約９００°Ｆに近づく用途では約５ｐｐｍ未満とすることができる。燃料中の溶存酸素量の減少によって、燃料が吸収する熱エネルギーの量を増大できる一方で、不溶性反応生成物を形成する遊離基の成長を減少させることにより、実質的に無コークスの燃料とすることができる。ここで使用する場合に、「実質的に無コークス」という用語は、高い温度でエンジンを作動させるのに使用された時に、ＦＳＵ１６が組み込まれた様々な装置のメンテナンスおよび／またはオーバーホールの予定を引き延ばすことのできる速度でコークスを付着させる燃料を指すものとする。
【００１８】
ＦＳＵ１６は、流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９とによるアッセンブリを含む。流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９とは、透過性複合膜４２が流れ板２７との界面係合状態に置かれるように、そして多孔質基板３９が透過性複合膜４２との界面係合状態に置かれるように、積層体で配置されることが好ましい。流れ板２７は、燃料が流通する通路５０を画定する構造を持つ。
【００１９】
流れ板２７のアッセンブリは、真空ハウジング６０内に取り付けられる。透過性複合膜４２において酸素の部分的な圧力差を発生させることにより流れ板２７のアッセンブリを流れる燃料から酸素出口３５へ溶存酸素を移動させるように、真空ハウジング６０に真空が印加される。部分的な圧力差を発生させる真空の供給源は、真空ポンプ、無酸素循環ガスなどでよい。無酸素循環ガスの場合には、酸素の部分的な圧力差を発生させて酸素を燃料から吸引するように、ストリップガス（例えば窒素）がＦＳＵ１６内を循環し、ストリップガスから酸素を除去するように、吸着剤またはフィルタなどが回路内に設けられる。
【００２０】
特に図２を参照すると、ＦＳＵ１６の入口５７が示されている。ＦＳＵ１６へ入る燃料は矢印４７で示された方向に入口５７から流れて、通路５０の各々へ分散される。積層状態の流れ板２７の間のシール４５は、燃料が多孔質基板３９と接触して基板内へ流入するのを防止する。
【００２１】
特に図３を参照すると、ＦＳＵ１６の出口が図示されている。多孔質基板３９を通して除去された酸素は、矢印５１で示されたように真空源を介して酸素出口３５から除去される。流れ板２７を流れる脱酸素燃料は、矢印４９で示されたように燃料出口５９から除去されて、一つまたは複数の下流サブシステム（例えば、ポンプ、計量システム、高温熱源など）へ、そしてエンジンへ送られる。
【００２２】
さて図４を参照すると、流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９とのアッセンブリが図示されている。上述したように、ＦＳＵ１６は、界面係合した流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９とのアッセンブリを含む。図５を参照して後述する流れ板２７は、燃料が流れる通路５０を画定する平面構造を含む。透過性複合膜４２は、多孔質裏材４３に支持されたフルオロポリマーコーティング４８を含むことが好ましく、一方、多孔質裏材４３は、多孔質基板３９によって流れ板２７に支持されている。アッセンブリに真空を印加すると、透過性複合膜４２を介して（特に、フルオロポリマーコーティング４８と、多孔質裏材４３と、多孔質基板３９とを介して）、溶存酸素を通路５０内の燃料から酸素出口３５へ引き出す部分的な圧力勾配が発生する。
【００２３】
透過性複合膜４２は、多孔質裏材４３に支持された無定形フルオロポリマーコーティング４８によって画定される。フルオロポリマーコーティング４８は、ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）族のコーティングから誘導されることが好ましく、約０．５マイクロメートルから約２０マイクロメートル、好ましくは約２マイクロメートルから約１０マイクロメートル、より好ましくは約２マイクロメートルから約５マイクロメートルの厚さに多孔質裏材４３上に形成される。多孔質裏材４３は、約０．００１インチから約０．０２インチ、好ましくは約０．００２インチから約０．０１インチ、より好ましくは約０．００５インチの厚さを有する二フッ化ポリビニリデン（ｐｏｌｙｖｉｎｙｌｉｄｅｎｅ ｄｉｆｌｕｏｒｉｄｅ）（ＰＶＤＦ）またはポリエーテルイミド（ｐｏｌｙｅｔｈｅｒｉｍｉｄｅ）（ＰＥＩ）の基板を含むことが好ましい。多孔質裏材４３の多孔度は、約４０％開放空間よりも高く、好ましくは約５０％開放空間よりも高い。多孔質裏材４３の細孔の公称細孔径は、約０．２５マイクロメートル未満、好ましくは約０．２マイクロメートル未満、より好ましくは約０．１マイクロメートル未満である。無定形ポリテトラフルオロエチレンは、デラウェア州ウィルミントンを所在地とするデュポン社（ＤｕＰｏｎｔ）からテフロン ＡＦ（Ｔｅｆｌｏｎ ＡＦ）（登録商標）の商品名で販売されている。フルオロポリマーコーティング４８として利用可能な他のフルオロポリマーとしては、ペルフッ素化（ｐｅｒｆｌｕｏｒｉｎａｔｅｄ）ガラス状ポリマーおよびポリペルフルオロブテニルビニルエーテルが挙げられるが、これらに限定されない。二フッ化ポリビニリデンは、ペンシルヴェニア州フィラデルフィアを所在地とするアトフィナ・ケミカルズ社（Ａｔｏｆｉｎａ Ｃｈｅｍｉｃａｌｓ，Ｉｎｃ．）からカイナー（Ｋｙｎａｒ）（登録商標）の商品名で販売されている。
【００２４】
多孔質基板３９は、炭化水素系燃料との適合性を有する軽量プラスチック材料（例えばＰＶＤＦ、ＰＥＩ、ポリエチレンなど）を含む。このような材料は、印加される真空により透過性複合膜４２において適当な酸素の部分的圧力差を発生させることができる、選択された多孔度のものである。多孔質基板３９の細孔径、多孔度、および厚さは、燃料の質量流量の関数である酸素の質量流束条件によって決定される。ポリエチレンから製造される多孔質基板３９では、基板は約０．０３インチから約０．０９インチの厚さ、好ましくは約０．０４インチから約０．０８５インチの厚さ、より好ましくは約０．０７０インチから約０．０８０インチの厚さである。あるいは、多孔質基板は、約０．０１インチから約０．０３インチの厚さを有する織プラスチックメッシュまたはスクリーンのより薄くてより軽量の真空透過を含む。
【００２５】
さて図５と図６を参照すると、流れ板２７は、うち１本が３１で図示された流路と、透過性複合膜４２とともに組み立てられると通路５０を画定する構造を形成するように流路３１に配置されたリブまたはバッフル５２とを有する平面構造を含む。バッフル５２は、流路３１を横切るように配置されている。通路５０は、入口５７および出口５９と流体連通状態にある。真空は、酸素出口３５（図３）を介して多孔質基板３９と連通状態にある。
【００２６】
通路５０に設けられたバッフル５２は、ＦＳＵ１６を通過する間に燃料の大部分がフルオロポリマーコーティング４８と接触して溶存酸素を燃料から拡散させるように、燃料の混合を促進する。通路における高い圧力差は概して低い圧力差よりも好都合ではないため、バッフル５２は、通路５０に層流、結果的に低レベルの混合（乱流と対照的に）を起こすように構成されるのが好ましい。他方、乱流によって混合が所望のレベルであって圧力損失が許容可能である時には、付随して起こる圧力降下にも関わらず乱流が好ましい。乱流流路の流れは、層流よりも高い圧力降下が見られるにもかかわらず、充分な混合と酸素輸送の向上を促進できるので、バッフルの大きさと数を減少させるか、皆無としてもよい。バッフル５２は、燃料の流れの方向に対して通路５０の横方向に少なくとも部分的に延在して、流れ板２７を流れる間に燃料を混合させるとともにフルオロポリマーコーティング４８と均一に接触させる。
【００２７】
図５を参照すると、動作時に矢印４７の方向に流れ板の通路５０を流れる燃料は、バッフル５２によって混合され、フルオロポリマーコーティング４８と接触する。図のように、バッフル５２は流れ板の上下の面に交互に配置されている。この実施例では、バッフル５２は、物質移動を高めて、燃料中の酸素拡散率を効果的に上昇させる垂直（上方および下方）の速度成分を誘発する。これにより、酸素／フルオロポリマー接触、ひいてはＦＳＵから除去される酸素の量が増大する。燃料がフルオロポリマーコーティング４８とより均一に接触して、多孔質裏材４３を通り多孔質基板３９内へ、そしてＦＳＵから出るより均一な拡散を提供するように、バッフル５２を流れる燃料の混合が促進される。図６を参照すると、流れ板の片側に配置されたバッフル５２を含む流れ板の別の実施例が図示されている。特定用途のパラメータに応じて所望の量の混合および／または物質移動を達成するように乱流形態または層流形態を誘発するため、バッフル５２、または限定される訳ではないが慣性装置、機械装置、音響装置などを含む混合促進装置の任意の構成を含むことが本発明の概念に含まれることを理解すべきである。
【００２８】
図７を参照すると、流れ板２７の積層体の一実施例が図示されている。流れ板２７は、流れ板２７の数を調整することにより様々な用途に適したＦＳＵの調整を容易にするため、矩形であることが好ましい。あるいは、流れ板２７を円形の構造とすることにより、積層構成の構造的一体性を高めてもよい。流れ板２７の形状に関係なく、多孔質基板３９との真空連通状態を提供するため真空開口部を画定する入口６２を含む真空フレーム６０の中に積層体が支持される。
【００２９】
さて図２〜図７を参照すると、ＦＳＵ１６に使用するための流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９の固有の量は、燃料の種類、燃料温度、およびエンジンからの質量流量要求など、システム１０の特定用途向け要件によって決定される。さらに、溶存酸素の含有量が異なる燃料により、システム１０の動作を最適化するため、およびシステム１０の熱管理を最適化するために、所望の量の溶存酸素を除去するのに必要なろ過の量が異なってもよい。
【００３０】
ＦＳＵ１６の性能は、透過性複合膜４２の透過性と、ここを流れる酸素の拡散速度とに関連する。透過性複合膜４２の透過性は、フルオロポリマーコーティング４８における酸素の溶解度と、多孔質裏材４３における酸素の移動との関数である。透過性複合膜４２（フルオロポリマーコーティング４８と多孔質裏材４３との組合せ）は、真空またはストリップガス（例えば窒素）の特定の印加について燃料から多孔質基板３９への溶存酸素の所望の拡散を可能にするように選択された厚さを有する。
【００３１】
燃料から透過性複合膜４２の表面を介した酸素の拡散速度は、燃料と透過性複合膜４２との接触時間と、透過性複合膜４２における部分的な圧力差に影響を受ける。燃料から除去される酸素の量を最大化するため、ＦＳＵ１６への真空の安定した印加と、透過性複合膜４２と燃料との間の一定した接触を維持することが望ましい。溶存酸素の拡散の最適化は、燃料の流れ、燃料温度、真空レベル、および混合／移動の量を釣り合わせること、さらに、圧力損失最小化に対処すること、および製造公差と運転コストに対処することを伴う。
【００３２】
再び図１を参照すると、燃料源１８は、燃料を選択的に引き出すことができる複数の容器を含むことができる。有翼航空機では、航空機の翼に収納されるようにこのような容器は不規則な形状であってもよい。各容器は、容器の一方または両方から燃料を選択的に引き出してＦＳＵ１６へ燃料をポンプ供給するように、手動または自動で制御されるポンプとの流体連通状態に置かれている。
【００３３】
やはり再び図１を参照すると、システム１０の熱管理の一態様は、燃料源１８に貯蔵された燃料と低温熱源２４の少なくとも一つとの間における熱の伝達を具体例とすることができる。特に、低温熱源２４が燃料のコークス化限界を下回るため、燃料源１８から流れる燃料は、低温熱源２４の一部または全部から熱を吸収する低級ヒートシンクとして機能し得る。このような低温熱源２４としては、油圧熱負荷、発電機熱負荷、エンジン補助歯車ボックス熱負荷、燃料ポンプ熱負荷、ファンド駆動歯車システム熱負荷、およびエンジン油系統負荷が挙げられるが、これらに限定されない。燃料源１８から流れる燃料は、熱交換のためこれらの負荷の任意の一つまたはその組合せへ循環されることができる。燃料により吸収可能な熱の量は、燃料がＦＳＵ１６に吸収されることのできる温度限界より下に燃料の温度が維持されるようなものである。
【００３４】
さて図１と図８〜図１３を参照すると、燃料と、様々な高温熱源２２との間の熱伝達の管理が図示されている。図８において、高温熱源２２は高温油系統７６を含む。高温油系統７６は、少なくとも一つの軸受および／または歯車装置７８から受け取られた油流７３から、ＦＳＵ１６からの脱酸素燃料へ熱を伝達するように構成された熱交換器７７を含む。したがって、軸受および／または歯車装置７８の温度はかなり低下し、熱交換器７７からの燃料流の温度は、最高オイル温度に近く、約３２５°Ｆのコークス化限界より高いが熱分解が発生する温度（約９００°Ｆ）より低い温度まで上昇する。
【００３５】
高温熱源２２はさらに、図９に図示されているように、冷却タービン冷却空気ユニット８０を含むことができる。冷却タービン冷却空気ユニット８０は、エンジン１４の圧縮機３０から約１，２００°Ｆの温度の空気流を、ＦＳＵ１６から脱酸素燃料流を受け取ることにより、ＦＳＵ１６からの脱酸素燃料とエンジン１４との間の熱伝達を実施する。受け取られた空気流と燃料流との間で熱が伝達され、こうして脱酸素燃料を加熱するとともに空気を冷却する。加熱燃料の温度は、約３２５°Ｆのコークス化限界より高く、熱分解が発生する温度（約９００°Ｆ）より低い。特に、加熱燃料の温度は、約７００°Ｆから約８００°Ｆであることが好ましい。加熱された燃料は燃焼器３２へ送られ、冷却された空気は圧縮機３９へ送られる。圧縮機３９からの低温出口流は３本の流れに分割され、圧縮機３０、燃焼器３２、およびタービン３４へ戻される。冷却空気を圧縮機３０、燃焼器３２、およびタービン３４へ送る際に、これら３部品の表面で冷却空気の緩衝層が形成されることにより、圧縮機３０と、燃焼器３２と、タービン３４とを流れるガスの温度が一層高くなる。
【００３６】
高温熱源２２は、図１０に見られるようにタービン排気復熱器８６を含む。タービン排気復熱器８６は、タービン３４から排出された高温ガスを利用して燃焼器３２へ送られる燃料を加熱することにより、熱伝達の管理を行う。タービン排気復熱器８６の動作時には、約１，２００°Ｆのタービン排気が熱交換器８８へ送られ、ＦＳＵ１６から受け取られた脱酸素燃料を加熱するのに使用される。このような熱交換の際には、冷却された排気が熱交換器８８から排出される。加熱燃料は燃焼器３２へ送られる。燃焼器３２へ送られる燃料の温度は、最低約５５０°Ｆ、好ましくは約５５０°Ｆから約９００°Ｆ、より好ましくは約７００°Ｆから約８００°Ｆである。
【００３７】
タービン排気復熱器の二つの類似した用途は、燃料冷却エンジンケースと、燃料冷却エンジン排気ノズルである。これらはともに、タービン排気復熱器と類似した高温熱源である。このような用途では、小型の燃料熱交換器、コイル、またはジャケットがエンジンケースまたは排気ノズルの周りに巻き付けられて、これらの供給源から燃料へ直接に、または最初に中間冷却材へ、次に中間冷却材から燃料へ、熱を伝達する。加熱された燃料は次に、燃焼器３２へ送られる。
【００３８】
図１１において、高温熱源は、燃料冷却予冷器７０とすることができ、この燃料冷却予冷器７０、航空機へ組み込まれることが最も多く、以下では「予冷器７０」と呼ぶ。予冷器７０は、エンジン１４の圧縮機３０からは約１，０００°Ｆの温度の空気流を、ＦＳＵ１６からは燃料を受け取る熱交換器７２を含む。流入する空気流と燃料流との間で熱が伝達されて、約４５０°Ｆの温度の出口空気流と、約９００°Ｆまで、好ましくは約４００°Ｆから約８００°Ｆの温度の出口燃料流を提供する。出口空気流は、航空機へ送られて一つまたは複数の供給空気となる。出口空気流は、環境制御システムに動力を供給して航空機の機室７４へ加圧冷却空気を提供するのに利用できる。あるいは、またはこれに加えて、空気流は様々な機体構造（例えば翼、胴体壁）内を案内されて、除氷動作など、一つまたは複数の熱関連機能を提供できる。出口燃料流は燃焼器３２へ送られる。
【００３９】
図１２を参照すると、高温熱源２２は、一体型空気サイクル環境制御システム（ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ ａｉｒ ｃｙｃｌｅ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ）９４（以下「ＩＡＣＥＣＳ９４」）と呼ぶ）を含むことができる。図１１を参照して上述した燃料冷却ＥＣＳ予冷器７０の変形例であるＩＡＣＥＣＳ９４は、航空機機室ＥＣＳへのヒートシンクとして機能する。ＩＡＣＥＣＳ９４は、第２の燃料／空気熱交換器９８との直列流体連通状態に置かれた第１の燃料／空気熱交換器９６を含む。第１の燃料／空気熱交換器９６は、エンジン１４の圧縮機３０から抽気された高温（約１，０００°Ｆ）空気流１０１と、ＦＳＵ１６からの燃料流とを受け取る。熱の交換時には、最低約３２５°Ｆ、好ましくは約５５０°Ｆから約９００°Ｆ、より好ましくは約７００°Ｆから約８００°Ｆの燃料が燃焼器３２へ送られる。第１の燃料／空気熱交換器９６から排出された冷却空気は、ＩＡＣＥＣＳ９４の圧縮機９５へ送られる。圧縮機９５からの空気抽気流１０３からの熱は次に、ＦＳＵ１６からの燃料流と交換され、加熱された燃料は第１の燃料／空気熱交換器９６へ送られる一方で、冷却された空気はＩＡＣＥＣＳ９４のタービン１０５へ送られ、そこで膨張して所望の機室圧力の低温空気となる。次にタービン１０５から低温空気が受け取られて、機室へ送られる。
【００４０】
さて図１３を参照すると、航空機用途の別の高温熱源２２はヒートポンプ１００を含むことができる。ヒートポンプ１００は、低温源から、高温ヒートシンクとして作用する脱酸素燃料へ熱を伝達する。低温源から脱酸素燃料へ熱伝達が行われるので、ヒートポンプ１００によって、低温の熱源から高温の燃料ヒートシンクへ脱酸素燃料への熱の伝達が可能である。約９００°Ｆまでの温度のヒートポンプ１００から排出された燃料は、燃焼器３２へ送られる。
【００４１】
さて、上記の開示で指摘された図すべてを参照すると、システム１０は、様々なパラメータ、すなわちエンジン１４へ送られる燃料の酸素含有量とエンジン１４への燃料の温度の調整によって、エンジン１４とシステム１０のさまざまな他の関連部品との間における熱伝達の管理を行う。このようなパラメータを調整すると、結果的にエンジンの熱力学的効率が向上する。
【００４２】
実施例に関連して本発明を説明したが、本発明の範囲を逸脱することなく、様々な変更を行うことができること、要素に代わる均等物を使用してもよいことは、当該技術の熟練者には理解できるだろう。そのうえ、本発明の本質的な範囲から逸脱せずに、特定の状況または材料を本発明の教示に合わせるため多くの変形が可能である。そのため本発明は、本発明を実施するために考案された最良の態様として開示された特定実施例に限定されず、添付された請求項の範囲に包含されるあらゆる実施例を本発明は含むものとする。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】エネルギー変換装置と燃料システムとの間における熱伝達の管理のためのシステムの概略図。
【図２】燃料入口を示す燃料安定処理ユニットの概略図。
【図３】燃料出口と酸素出口とを示す燃料安定処理ユニットの概略図。
【図４】燃料安定処理ユニットを成す流れ板と、透過性複合膜と、多孔質基板とのアッセンブリの断面図。
【図５】流れ板により画定される燃料通路の概略図。
【図６】流れ板により画定される燃料通路の代替実施例を示す図。
【図７】流れ板／膜／基板アッセンブリの分解図。
【図８】高温熱源が高温油系統である、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図９】高温熱源が冷却タービン冷却空気ユニットである、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図１０】高温熱源がタービン排気復熱器である、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図１１】高温熱源が燃料冷却環境制御システム予冷器である、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図１２】高温熱源が一体型空気サイクル環境制御システムである、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図１３】高温熱源がヒートポンプである、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、熱伝達の管理のためのシステム、方法、および装置、より詳しくは、エネルギー変換装置とその隣接環境との間の熱の伝達を管理するためのシステム、方法、および装置に関連する。
【０００２】
（関連出願の相互参照）
本出願は、その内容の全体が本願に取り入れられている２００３年４月４日に出願された「平面膜脱酸素装置（Ｐｌａｎｅｒ Ｍｅｍｂｒａｎｅ Ｄｅｏｘｙｇｅｎａｔｏｒ）」という名称の米国特許出願第１０／４０７，００４号の一部継続出願である。
【背景技術】
【０００３】
ヒートシンクとして大気を使用する結果として重大な性能上の不利が生じる、特に航空機や他の機上搭載システムにおいては、エネルギー変換装置の熱管理システムで燃料を冷却媒体として利用することが多い。さらに、廃熱を回収して、それを燃料を加熱するため燃料流へ転送すると、運転効率の向上を生む。このようなシステムに関して特定燃料の利用可能な冷却能力に悪影響を与える要因の一つは、不要な酸化反応生成物の形成速度と、これらの生成物の燃料システム装置表面への付着である。このような生成物の形成速度は少なくとも部分的に、燃料中に存在する溶存酸素の量に左右される。存在する溶存酸素の量は、空気への燃料の露出、より詳しくは燃料ポンプ供給動作中の空気への燃料の露出など、多様な要因による。溶存酸素が存在すると結果的にヒドロペルオキシドが形成されることがあり、このヒドロペルオキシドは加熱されると遊離基を形成し、この遊離基は重合して、一般に燃料に不溶性である高分子重量の酸化反応生成物を形成する。このような生成物は次いで、エネルギー変換装置の燃料供給・噴射システムの内部に、またその他の表面に付着して、エネルギー変換装置の性能と動作に有害な影響を与えることがある。エネルギー変換装置で使用される燃料は通常炭化水素系であるため、付着物は炭素を含み、一般に「コークス」と呼ばれる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
エネルギー変換装置へ送られる燃料の温度が上昇すると、発生する酸化反応の速度が上昇する。コークス形成に対する耐性が向上した現在入手可能な燃料は一般に、より高価であるかまたは添加剤を必要とする。燃料添加剤は、ハードウェアの追加と、供給システムの搭載と、高価な供給インフラストラクチャを必要とする。さらに、コークス形成に対する耐性が向上したこのような現在入手可能な燃料は、入手が必ずしも容易でない。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、一態様において、ガスタービンエンジンにおける熱伝達を管理するためのシステムに関連する。このようなシステムは、エンジンとの動作連通状態に置かれた発熱サブシステム（または複数のサブシステム）と、燃料を供給するように構成された燃料源と、燃料源から燃料を受け取るとともに燃料をエンジンへ提供するように構成された燃料安定処理ユニットと、発熱サブシステムから燃料への熱の伝達を実施するため燃料との熱連通状態に置かれた熱交換器とを含む。
【０００６】
別の態様において、熱伝達の管理のためのシステムは、エネルギー変換装置と、エネルギー変換装置へ燃料を供給するように構成された燃料システムとを含む。燃料システムは、発熱サブシステムから燃料への熱の伝達を実施するため燃料システムからの燃料との熱連通状態に置かれた少なくとも一つの発熱サブシステムを含む。燃料は実質的に無コークスで、約５５０°Ｆより高い温度まで加熱される。
【０００７】
別の態様において、航空機における熱伝達を管理する方法は、航空機を駆動するのに使用されるエンジンへ送られる燃料流から酸素を除去し、航空機の発熱サブシステムから燃料へ熱を伝達し、燃料を燃焼させることを含む。
【０００８】
また別の態様において、航空機の熱管理のためのシステムは、航空機に動力を供給する手段と、航空機に動力を供給する手段に燃料を供給する手段と、燃料の脱酸素を行う手段と、航空機の発熱サブシステムと燃料との間の熱の伝達を実施する手段とを含む。
【０００９】
さらに別の態様において、航空機における熱伝達の管理のためのシステムは、航空機エンジンと、航空機エンジンとの動作連通状態に置かれた発熱サブシステム（または複数のサブシステム）と、燃料を供給するように構成された燃料源と、燃料源から燃料を受け取るとともに航空機エンジンへ流出燃料流を提供するように構成された燃料安定処理ユニットと、発熱サブシステムから流出燃料流への熱の伝達を実施するため発熱サブシステムおよび燃料安定処理ユニットからの流出燃料流との熱連通状態に置かれた熱交換器とを含む。
【００１０】
上記のシステムおよび方法の長所の一つは、燃料の利用可能冷却能力が上昇することである。利用可能冷却能力を上昇させることにより、エネルギー変換装置は、低級燃料を利用しながら高い温度で作動できる。高い温度で装置が作動すると、システムの発熱部品からの廃熱の回収の機会が多くなる。予熱燃料の燃焼は、非加熱燃料の燃焼よりも必要なエネルギー入力が小さいため、廃熱の回収は次には、装置の動作に関連する燃費コストを低下させる。冷却能力の上昇（従って、高い動作温度、廃熱の回収、および燃費の低下）は、装置の全体的な運転効率も高める。
【００１１】
別の長所は、エネルギー変換装置内でのコークス形成の減少である。温度が上昇するにつれて燃料中に存在する溶存酸素の量が減少すると、酸化反応の速度を遅らせ、これが次にはコークスの形成とエネルギー変換装置の表面へのその付着とを減少させることにより、メンテナンス要件を低くする。燃料の完全なまたは部分的な脱酸素は、様々な等級の航空機燃料にわたってコークス形成を抑制する。燃料に溶解した酸素の量が減少すると、コークス付着の速度が低下するとともに、これに対応して、エネルギー変換装置の動作中に燃料が耐えられる最高許容温度が上昇する。言い換えると、燃料中に存在する溶存酸素の量が減少すると、燃料が吸収できる熱エネルギーが多くなることにより、結果的に、エネルギー変換装置へのコークス付着が望ましくない状態になるまで、エネルギー変換装置がより高い燃料温度で作動する。
【００１２】
ＦＳＵへの燃料の流入に先立ってコークスの形成を防止、制限、または最小にする温度まで燃料を予熱することの動作面での長所も存在する。特に、燃料中の酸素溶解度と、燃料中の酸素の拡散率と、膜中の酸素の拡散率とが、温度の上昇にともなって向上するのである。こうして、燃料を予熱することによってＦＳＵの性能が向上し得る。これによって結果として、ＦＳＵ容量の減少（大きさと重量の減少）またはＦＳＵ性能の上昇が達成されることになり、さらにＦＳＵから流出する燃料酸素レベルの減少が達成されることになる。さらに、ＦＳＵ容量が減少すると、燃料システム内でのＦＳＵの（低級熱負荷の上流かまたは下流への）配置において、そして熱負荷と燃料システム熱伝達ハードウェアを縦続接続する能力において、システム設計の自由度が得られる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
図１を参照すると、熱伝達の管理のためのシステムが全体として１０で示され、以下では「システム１０」と呼ばれる。ここで使用される場合に、「熱伝達の管理」という用語は、関連のサブシステムとワークサイクルの様々な化学的・物理的パラメータを調整することによる熱伝達の制御を示すものとする。サブシステムは、炭化水素系燃料をワークサイクルへ提供する燃料システムを含むが、これに限定されない。ワークサイクルは、エネルギー変換装置とすることができる。以下では航空機の部品であるものとしてシステム１０の説明を行うが、システム１０は、他の用途、例えば公益事業電力発電、地上輸送システム、海上・淡水域輸送システム、産業機器システムなどに関連性を持つことを理解すべきである。さらに、「航空機」という用語は、すべての種類の有翼航空機、回転翼機、有翼・回転翼混合機、宇宙船、小型無人飛行機および他の無人機、兵器発射システムなどを含む。
【００１４】
システム１０の一実施例では、燃料システム１２は、燃料源１８から燃料を受け取って、エネルギー変換装置（以下「エンジン１４」という）へ燃料を提供する燃料安定処理ユニット（ｆｕｅｌ ｓｔａｂｉｌｉｚａｔｉｏｎ ｕｎｉｔ）（ＦＳＵ）１６を含む。動作中にシステム１０の様々な部品の間での熱連通を実施する、様々な発熱サブシステム（例えば、低温熱源２４、ポンプ・計量システム２０、高温熱源２２、上記熱源とシステムの組合せなど）は、ＦＳＵ１６の上流または下流で燃料との熱連通状態に置かれることにより燃料システム１２に統合される。ＦＳＵ１６に受け取られる燃料の温度を上昇させるため、さらに、燃料予熱器１３がＦＳＵ１６の前で燃料システム１２に設けられることができる。バルブ２５を有する選択操作自在な燃料ラインバイパス２３は、様々なサブシステム、特に高温熱源２２を迂回する燃料のバイパスとなるように、燃料システム１２に設けられることが好ましい。
【００１５】
エンジン１４は、様々な発熱サブシステムとの動作連通状態に置かれ、圧縮機３０と、燃焼器３２と、タービン３４とを有するガスタービンエンジンを含むことが好ましい。燃料システム１２からの燃料は燃料噴射ノズル３６を介して燃焼器３２へ噴射され、点火される。エンジン１４の出力シャフト３８は、航空機を推進させる複数のブレードを駆動する出力パワーを提供する。
【００１６】
ＦＳＵ１６を伴うシステム１０の動作は、上述した利点と長所を提供するように、様々な熱源とシステムにより発生した熱の制御を可能にする。燃料中でコークスの形成が開始する温度は、約２６０°Ｆである。約３２５°Ｆまでの燃料温度でエンジン１４（例えばガスタービンエンジン）が作動すると、一般に、大部分の軍事用途では許容できる量のコークス堆積物が発生する。しかし、燃料中の酸素含有量を減少させるためＦＳＵ１６とともにシステム１０を作動させると、重大なコークス化の影響が見られずに、約３２５°Ｆを超える、好ましくは約５５０°Ｆを超える、より好ましくは約７００°Ｆから約８００°Ｆの燃料温度でエンジン１４が作動できる。動作の上限は約９００°Ｆであり、これはほぼ燃料が熱分解する温度である。
【００１７】
さて図２〜図７を参照すると、ＦＳＵ１６が図示されている。ＦＳＵ１６は、燃料源から直接的または間接的に燃料を受け取る燃料脱酸素装置である。ＦＳＵ１６が作動すると、燃料中の溶存酸素の量が減少して脱酸素燃料となる。ここで使用する場合、「脱酸素燃料」という用語は、大気と平衡状態にある燃料の酸素含有量と比較して低い酸素含有量を有する燃料を示すものとする。大気と平衡状態にある燃料の酸素含有量は、約７０百万分率（ｐｐｍ）である。ＦＳＵ１６の特定用途（例えば、図１のシステム１０の動作温度）に応じて、脱酸素燃料の酸素含有量は約５ｐｐｍとすることができるか、動作温度が約９００°Ｆに近づく用途では約５ｐｐｍ未満とすることができる。燃料中の溶存酸素量の減少によって、燃料が吸収する熱エネルギーの量を増大できる一方で、不溶性反応生成物を形成する遊離基の成長を減少させることにより、実質的に無コークスの燃料とすることができる。ここで使用する場合に、「実質的に無コークス」という用語は、高い温度でエンジンを作動させるのに使用された時に、ＦＳＵ１６が組み込まれた様々な装置のメンテナンスおよび／またはオーバーホールの予定を引き延ばすことのできる速度でコークスを付着させる燃料を指すものとする。
【００１８】
ＦＳＵ１６は、流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９とによるアッセンブリを含む。流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９とは、透過性複合膜４２が流れ板２７との界面係合状態に置かれるように、そして多孔質基板３９が透過性複合膜４２との界面係合状態に置かれるように、積層体で配置されることが好ましい。流れ板２７は、燃料が流通する通路５０を画定する構造を持つ。
【００１９】
流れ板２７のアッセンブリは、真空ハウジング６０内に取り付けられる。透過性複合膜４２において酸素の部分的な圧力差を発生させることにより流れ板２７のアッセンブリを流れる燃料から酸素出口３５へ溶存酸素を移動させるように、真空ハウジング６０に真空が印加される。部分的な圧力差を発生させる真空の供給源は、真空ポンプ、無酸素循環ガスなどでよい。無酸素循環ガスの場合には、酸素の部分的な圧力差を発生させて酸素を燃料から吸引するように、ストリップガス（例えば窒素）がＦＳＵ１６内を循環し、ストリップガスから酸素を除去するように、吸着剤またはフィルタなどが回路内に設けられる。
【００２０】
特に図２を参照すると、ＦＳＵ１６の入口５７が示されている。ＦＳＵ１６へ入る燃料は矢印４７で示された方向に入口５７から流れて、通路５０の各々へ分散される。積層状態の流れ板２７の間のシール４５は、燃料が多孔質基板３９と接触して基板内へ流入するのを防止する。
【００２１】
特に図３を参照すると、ＦＳＵ１６の出口が図示されている。多孔質基板３９を通して除去された酸素は、矢印５１で示されたように真空源を介して酸素出口３５から除去される。流れ板２７を流れる脱酸素燃料は、矢印４９で示されたように燃料出口５９から除去されて、一つまたは複数の下流サブシステム（例えば、ポンプ、計量システム、高温熱源など）へ、そしてエンジンへ送られる。
【００２２】
さて図４を参照すると、流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９とのアッセンブリが図示されている。上述したように、ＦＳＵ１６は、界面係合した流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９とのアッセンブリを含む。図５を参照して後述する流れ板２７は、燃料が流れる通路５０を画定する平面構造を含む。透過性複合膜４２は、多孔質裏材４３に支持されたフルオロポリマーコーティング４８を含むことが好ましく、一方、多孔質裏材４３は、多孔質基板３９によって流れ板２７に支持されている。アッセンブリに真空を印加すると、透過性複合膜４２を介して（特に、フルオロポリマーコーティング４８と、多孔質裏材４３と、多孔質基板３９とを介して）、溶存酸素を通路５０内の燃料から酸素出口３５へ引き出す部分的な圧力勾配が発生する。
【００２３】
透過性複合膜４２は、多孔質裏材４３に支持された無定形フルオロポリマーコーティング４８によって画定される。フルオロポリマーコーティング４８は、ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）族のコーティングから誘導されることが好ましく、約０．５マイクロメートルから約２０マイクロメートル、好ましくは約２マイクロメートルから約１０マイクロメートル、より好ましくは約２マイクロメートルから約５マイクロメートルの厚さに多孔質裏材４３上に形成される。多孔質裏材４３は、約０．００１インチから約０．０２インチ、好ましくは約０．００２インチから約０．０１インチ、より好ましくは約０．００５インチの厚さを有する二フッ化ポリビニリデン（ｐｏｌｙｖｉｎｙｌｉｄｅｎｅ ｄｉｆｌｕｏｒｉｄｅ）（ＰＶＤＦ）またはポリエーテルイミド（ｐｏｌｙｅｔｈｅｒｉｍｉｄｅ）（ＰＥＩ）の基板を含むことが好ましい。多孔質裏材４３の多孔度は、約４０％開放空間よりも高く、好ましくは約５０％開放空間よりも高い。多孔質裏材４３の細孔の公称細孔径は、約０．２５マイクロメートル未満、好ましくは約０．２マイクロメートル未満、より好ましくは約０．１マイクロメートル未満である。無定形ポリテトラフルオロエチレンは、デラウェア州ウィルミントンを所在地とするデュポン社（ＤｕＰｏｎｔ）からテフロン ＡＦ（Ｔｅｆｌｏｎ ＡＦ）（登録商標）の商品名で販売されている。フルオロポリマーコーティング４８として利用可能な他のフルオロポリマーとしては、ペルフッ素化（ｐｅｒｆｌｕｏｒｉｎａｔｅｄ）ガラス状ポリマーおよびポリペルフルオロブテニルビニルエーテルが挙げられるが、これらに限定されない。二フッ化ポリビニリデンは、ペンシルヴェニア州フィラデルフィアを所在地とするアトフィナ・ケミカルズ社（Ａｔｏｆｉｎａ Ｃｈｅｍｉｃａｌｓ，Ｉｎｃ．）からカイナー（Ｋｙｎａｒ）（登録商標）の商品名で販売されている。
【００２４】
多孔質基板３９は、炭化水素系燃料との適合性を有する軽量プラスチック材料（例えばＰＶＤＦ、ＰＥＩ、ポリエチレンなど）を含む。このような材料は、印加される真空により透過性複合膜４２において適当な酸素の部分的圧力差を発生させることができる、選択された多孔度のものである。多孔質基板３９の細孔径、多孔度、および厚さは、燃料の質量流量の関数である酸素の質量流束条件によって決定される。ポリエチレンから製造される多孔質基板３９では、基板は約０．０３インチから約０．０９インチの厚さ、好ましくは約０．０４インチから約０．０８５インチの厚さ、より好ましくは約０．０７０インチから約０．０８０インチの厚さである。あるいは、多孔質基板は、約０．０１インチから約０．０３インチの厚さを有する織プラスチックメッシュまたはスクリーンのより薄くてより軽量の真空透過を含む。
【００２５】
さて図５と図６を参照すると、流れ板２７は、うち１本が３１で図示された流路と、透過性複合膜４２とともに組み立てられると通路５０を画定する構造を形成するように流路３１に配置されたリブまたはバッフル５２とを有する平面構造を含む。バッフル５２は、流路３１を横切るように配置されている。通路５０は、入口５７および出口５９と流体連通状態にある。真空は、酸素出口３５（図３）を介して多孔質基板３９と連通状態にある。
【００２６】
通路５０に設けられたバッフル５２は、ＦＳＵ１６を通過する間に燃料の大部分がフルオロポリマーコーティング４８と接触して溶存酸素を燃料から拡散させるように、燃料の混合を促進する。通路における高い圧力差は概して低い圧力差よりも好都合ではないため、バッフル５２は、通路５０に層流、結果的に低レベルの混合（乱流と対照的に）を起こすように構成されるのが好ましい。他方、乱流によって混合が所望のレベルであって圧力損失が許容可能である時には、付随して起こる圧力降下にも関わらず乱流が好ましい。乱流流路の流れは、層流よりも高い圧力降下が見られるにもかかわらず、充分な混合と酸素輸送の向上を促進できるので、バッフルの大きさと数を減少させるか、皆無としてもよい。バッフル５２は、燃料の流れの方向に対して通路５０の横方向に少なくとも部分的に延在して、流れ板２７を流れる間に燃料を混合させるとともにフルオロポリマーコーティング４８と均一に接触させる。
【００２７】
図５を参照すると、動作時に矢印４７の方向に流れ板の通路５０を流れる燃料は、バッフル５２によって混合され、フルオロポリマーコーティング４８と接触する。図のように、バッフル５２は流れ板の上下の面に交互に配置されている。この実施例では、バッフル５２は、物質移動を高めて、燃料中の酸素拡散率を効果的に上昇させる垂直（上方および下方）の速度成分を誘発する。これにより、酸素／フルオロポリマー接触、ひいてはＦＳＵから除去される酸素の量が増大する。燃料がフルオロポリマーコーティング４８とより均一に接触して、多孔質裏材４３を通り多孔質基板３９内へ、そしてＦＳＵから出るより均一な拡散を提供するように、バッフル５２を流れる燃料の混合が促進される。図６を参照すると、流れ板の片側に配置されたバッフル５２を含む流れ板の別の実施例が図示されている。特定用途のパラメータに応じて所望の量の混合および／または物質移動を達成するように乱流形態または層流形態を誘発するため、バッフル５２、または限定される訳ではないが慣性装置、機械装置、音響装置などを含む混合促進装置の任意の構成を含むことが本発明の概念に含まれることを理解すべきである。
【００２８】
図７を参照すると、流れ板２７の積層体の一実施例が図示されている。流れ板２７は、流れ板２７の数を調整することにより様々な用途に適したＦＳＵの調整を容易にするため、矩形であることが好ましい。あるいは、流れ板２７を円形の構造とすることにより、積層構成の構造的一体性を高めてもよい。流れ板２７の形状に関係なく、多孔質基板３９との真空連通状態を提供するため真空開口部を画定する入口６２を含む真空フレーム６０の中に積層体が支持される。
【００２９】
さて図２〜図７を参照すると、ＦＳＵ１６に使用するための流れ板２７と、透過性複合膜４２と、多孔質基板３９の固有の量は、燃料の種類、燃料温度、およびエンジンからの質量流量要求など、システム１０の特定用途向け要件によって決定される。さらに、溶存酸素の含有量が異なる燃料により、システム１０の動作を最適化するため、およびシステム１０の熱管理を最適化するために、所望の量の溶存酸素を除去するのに必要なろ過の量が異なってもよい。
【００３０】
ＦＳＵ１６の性能は、透過性複合膜４２の透過性と、ここを流れる酸素の拡散速度とに関連する。透過性複合膜４２の透過性は、フルオロポリマーコーティング４８における酸素の溶解度と、多孔質裏材４３における酸素の移動との関数である。透過性複合膜４２（フルオロポリマーコーティング４８と多孔質裏材４３との組合せ）は、真空またはストリップガス（例えば窒素）の特定の印加について燃料から多孔質基板３９への溶存酸素の所望の拡散を可能にするように選択された厚さを有する。
【００３１】
燃料から透過性複合膜４２の表面を介した酸素の拡散速度は、燃料と透過性複合膜４２との接触時間と、透過性複合膜４２における部分的な圧力差に影響を受ける。燃料から除去される酸素の量を最大化するため、ＦＳＵ１６への真空の安定した印加と、透過性複合膜４２と燃料との間の一定した接触を維持することが望ましい。溶存酸素の拡散の最適化は、燃料の流れ、燃料温度、真空レベル、および混合／移動の量を釣り合わせること、さらに、圧力損失最小化に対処すること、および製造公差と運転コストに対処することを伴う。
【００３２】
再び図１を参照すると、燃料源１８は、燃料を選択的に引き出すことができる複数の容器を含むことができる。有翼航空機では、航空機の翼に収納されるようにこのような容器は不規則な形状であってもよい。各容器は、容器の一方または両方から燃料を選択的に引き出してＦＳＵ１６へ燃料をポンプ供給するように、手動または自動で制御されるポンプとの流体連通状態に置かれている。
【００３３】
やはり再び図１を参照すると、システム１０の熱管理の一態様は、燃料源１８に貯蔵された燃料と低温熱源２４の少なくとも一つとの間における熱の伝達を具体例とすることができる。特に、低温熱源２４が燃料のコークス化限界を下回るため、燃料源１８から流れる燃料は、低温熱源２４の一部または全部から熱を吸収する低級ヒートシンクとして機能し得る。このような低温熱源２４としては、油圧熱負荷、発電機熱負荷、エンジン補助歯車ボックス熱負荷、燃料ポンプ熱負荷、ファンド駆動歯車システム熱負荷、およびエンジン油系統負荷が挙げられるが、これらに限定されない。燃料源１８から流れる燃料は、熱交換のためこれらの負荷の任意の一つまたはその組合せへ循環されることができる。燃料により吸収可能な熱の量は、燃料がＦＳＵ１６に吸収されることのできる温度限界より下に燃料の温度が維持されるようなものである。
【００３４】
さて図１と図８〜図１３を参照すると、燃料と、様々な高温熱源２２との間の熱伝達の管理が図示されている。図８において、高温熱源２２は高温油系統７６を含む。高温油系統７６は、少なくとも一つの軸受および／または歯車装置７８から受け取られた油流７３から、ＦＳＵ１６からの脱酸素燃料へ熱を伝達するように構成された熱交換器７７を含む。したがって、軸受および／または歯車装置７８の温度はかなり低下し、熱交換器７７からの燃料流の温度は、最高オイル温度に近く、約３２５°Ｆのコークス化限界より高いが熱分解が発生する温度（約９００°Ｆ）より低い温度まで上昇する。
【００３５】
高温熱源２２はさらに、図９に図示されているように、冷却タービン冷却空気ユニット８０を含むことができる。冷却タービン冷却空気ユニット８０は、エンジン１４の圧縮機３０から約１，２００°Ｆの温度の空気流を、ＦＳＵ１６から脱酸素燃料流を受け取ることにより、ＦＳＵ１６からの脱酸素燃料とエンジン１４との間の熱伝達を実施する。受け取られた空気流と燃料流との間で熱が伝達され、こうして脱酸素燃料を加熱するとともに空気を冷却する。加熱燃料の温度は、約３２５°Ｆのコークス化限界より高く、熱分解が発生する温度（約９００°Ｆ）より低い。特に、加熱燃料の温度は、約７００°Ｆから約８００°Ｆであることが好ましい。加熱された燃料は燃焼器３２へ送られ、冷却された空気は圧縮機３９へ送られる。圧縮機３９からの低温出口流は３本の流れに分割され、圧縮機３０、燃焼器３２、およびタービン３４へ戻される。冷却空気を圧縮機３０、燃焼器３２、およびタービン３４へ送る際に、これら３部品の表面で冷却空気の緩衝層が形成されることにより、圧縮機３０と、燃焼器３２と、タービン３４とを流れるガスの温度が一層高くなる。
【００３６】
高温熱源２２は、図１０に見られるようにタービン排気復熱器８６を含む。タービン排気復熱器８６は、タービン３４から排出された高温ガスを利用して燃焼器３２へ送られる燃料を加熱することにより、熱伝達の管理を行う。タービン排気復熱器８６の動作時には、約１，２００°Ｆのタービン排気が熱交換器８８へ送られ、ＦＳＵ１６から受け取られた脱酸素燃料を加熱するのに使用される。このような熱交換の際には、冷却された排気が熱交換器８８から排出される。加熱燃料は燃焼器３２へ送られる。燃焼器３２へ送られる燃料の温度は、最低約５５０°Ｆ、好ましくは約５５０°Ｆから約９００°Ｆ、より好ましくは約７００°Ｆから約８００°Ｆである。
【００３７】
タービン排気復熱器の二つの類似した用途は、燃料冷却エンジンケースと、燃料冷却エンジン排気ノズルである。これらはともに、タービン排気復熱器と類似した高温熱源である。このような用途では、小型の燃料熱交換器、コイル、またはジャケットがエンジンケースまたは排気ノズルの周りに巻き付けられて、これらの供給源から燃料へ直接に、または最初に中間冷却材へ、次に中間冷却材から燃料へ、熱を伝達する。加熱された燃料は次に、燃焼器３２へ送られる。
【００３８】
図１１において、高温熱源は、燃料冷却予冷器７０とすることができ、この燃料冷却予冷器７０、航空機へ組み込まれることが最も多く、以下では「予冷器７０」と呼ぶ。予冷器７０は、エンジン１４の圧縮機３０からは約１，０００°Ｆの温度の空気流を、ＦＳＵ１６からは燃料を受け取る熱交換器７２を含む。流入する空気流と燃料流との間で熱が伝達されて、約４５０°Ｆの温度の出口空気流と、約９００°Ｆまで、好ましくは約４００°Ｆから約８００°Ｆの温度の出口燃料流を提供する。出口空気流は、航空機へ送られて一つまたは複数の供給空気となる。出口空気流は、環境制御システムに動力を供給して航空機の機室７４へ加圧冷却空気を提供するのに利用できる。あるいは、またはこれに加えて、空気流は様々な機体構造（例えば翼、胴体壁）内を案内されて、除氷動作など、一つまたは複数の熱関連機能を提供できる。出口燃料流は燃焼器３２へ送られる。
【００３９】
図１２を参照すると、高温熱源２２は、一体型空気サイクル環境制御システム（ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ ａｉｒ ｃｙｃｌｅ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ）９４（以下「ＩＡＣＥＣＳ９４」）と呼ぶ）を含むことができる。図１１を参照して上述した燃料冷却ＥＣＳ予冷器７０の変形例であるＩＡＣＥＣＳ９４は、航空機機室ＥＣＳへのヒートシンクとして機能する。ＩＡＣＥＣＳ９４は、第２の燃料／空気熱交換器９８との直列流体連通状態に置かれた第１の燃料／空気熱交換器９６を含む。第１の燃料／空気熱交換器９６は、エンジン１４の圧縮機３０から抽気された高温（約１，０００°Ｆ）空気流１０１と、ＦＳＵ１６からの燃料流とを受け取る。熱の交換時には、最低約３２５°Ｆ、好ましくは約５５０°Ｆから約９００°Ｆ、より好ましくは約７００°Ｆから約８００°Ｆの燃料が燃焼器３２へ送られる。第１の燃料／空気熱交換器９６から排出された冷却空気は、ＩＡＣＥＣＳ９４の圧縮機９５へ送られる。圧縮機９５からの空気抽気流１０３からの熱は次に、ＦＳＵ１６からの燃料流と交換され、加熱された燃料は第１の燃料／空気熱交換器９６へ送られる一方で、冷却された空気はＩＡＣＥＣＳ９４のタービン１０５へ送られ、そこで膨張して所望の機室圧力の低温空気となる。次にタービン１０５から低温空気が受け取られて、機室へ送られる。
【００４０】
さて図１３を参照すると、航空機用途の別の高温熱源２２はヒートポンプ１００を含むことができる。ヒートポンプ１００は、低温源から、高温ヒートシンクとして作用する脱酸素燃料へ熱を伝達する。低温源から脱酸素燃料へ熱伝達が行われるので、ヒートポンプ１００によって、低温の熱源から高温の燃料ヒートシンクへ脱酸素燃料への熱の伝達が可能である。約９００°Ｆまでの温度のヒートポンプ１００から排出された燃料は、燃焼器３２へ送られる。
【００４１】
さて、上記の開示で指摘された図すべてを参照すると、システム１０は、様々なパラメータ、すなわちエンジン１４へ送られる燃料の酸素含有量とエンジン１４への燃料の温度の調整によって、エンジン１４とシステム１０のさまざまな他の関連部品との間における熱伝達の管理を行う。このようなパラメータを調整すると、結果的にエンジンの熱力学的効率が向上する。
【００４２】
実施例に関連して本発明を説明したが、本発明の範囲を逸脱することなく、様々な変更を行うことができること、要素に代わる均等物を使用してもよいことは、当該技術の熟練者には理解できるだろう。そのうえ、本発明の本質的な範囲から逸脱せずに、特定の状況または材料を本発明の教示に合わせるため多くの変形が可能である。そのため本発明は、本発明を実施するために考案された最良の態様として開示された特定実施例に限定されず、添付された請求項の範囲に包含されるあらゆる実施例を本発明は含むものとする。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】エネルギー変換装置と燃料システムとの間における熱伝達の管理のためのシステムの概略図。
【図２】燃料入口を示す燃料安定処理ユニットの概略図。
【図３】燃料出口と酸素出口とを示す燃料安定処理ユニットの概略図。
【図４】燃料安定処理ユニットを成す流れ板と、透過性複合膜と、多孔質基板とのアッセンブリの断面図。
【図５】流れ板により画定される燃料通路の概略図。
【図６】流れ板により画定される燃料通路の代替実施例を示す図。
【図７】流れ板／膜／基板アッセンブリの分解図。
【図８】高温熱源が高温油系統である、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図９】高温熱源が冷却タービン冷却空気ユニットである、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図１０】高温熱源がタービン排気復熱器である、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図１１】高温熱源が燃料冷却環境制御システム予冷器である、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図１２】高温熱源が一体型空気サイクル環境制御システムである、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【図１３】高温熱源がヒートポンプである、熱伝達の管理のためのシステムを示す図。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンにおける熱伝達を管理するためのシステムであって、
前記エンジンとの動作連通状態に置かれた発熱サブシステムと、
燃料を供給するように構成された燃料源と、
前記燃料源から前記燃料を受け取るとともに該燃料を前記エンジンへ提供するように構成された燃料安定処理ユニットと、
前記発熱サブシステムから前記燃料への熱の伝達を実施するため該燃料との熱連通状態に置かれた熱交換器と、
を含むことを特徴とするシステム。
【請求項２】
前記燃料安定処理ユニットが前記発熱サブシステムの上流にあることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記燃料安定処理ユニットが前記発熱サブシステムの下流にあることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項４】
さらに、前記燃料が前記燃料安定処理ユニットに受け取られる前に該燃料を加熱する予熱器を含むことを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項５】
前記エンジンへ供給される前記燃料が約３２５°Ｆより高い温度であることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項６】
前記エンジンへ供給される前記燃料が約５５０°Ｆから約９００°Ｆの温度であることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項７】
前記エンジンへ供給される前記燃料が約７００°Ｆから約８００°Ｆの温度であることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項８】
前記燃料安定処理ユニットが、
平面構造に設けられた流路を有する流れ板であって、該流路が前記燃料の流れを収容するように構成された、流れ板と、
前記流れ板との界面係合状態に置かれた膜であって、流通する前記燃料から引き出された酸素の流れを受け取るように構成された膜と、
を含むことを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項９】
前記発熱サブシステムが、高温油系統、冷却タービン冷却空気ユニット、タービン排気復熱器、燃料冷却排気ノズル、燃料冷却エンジンケース、およびこれら発熱サブシステムの組合せから成る発熱サブシステムの群より選択されることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項１０】
前記高温油系統が、軸受および／または歯車装置から油流を、前記燃料安定処理ユニットから前記燃料を受け取るように構成された熱交換器を含み、該熱交換器が該油流から該燃料への熱の伝達を実施するように構成されることを特徴とする請求項９記載のシステム。
【請求項１１】
前記冷却タービン冷却空気ユニットが、前記航空機エンジンから空気流を、前記燃料安定処理ユニットから前記燃料を受け取るように構成された熱交換器を含み、該熱交換器が、該空気流から該燃料への熱の伝達を実施するように構成されることを特徴とする請求項９記載のシステム。
【請求項１２】
前記タービン排気復熱器が、前記航空機エンジンのタービンから排出された空気流を、前記燃料安定処理ユニットから前記燃料を受け取るように構成された熱交換器を含み、該熱交換器が、該タービンから排出された該空気流から該燃料への熱の伝達を実施するように構成されることを特徴とする請求項９記載のシステム。
【請求項１３】
さらに、前記発熱サブシステムを迂回して設けられた選択操作自在な燃料バイパスを含み、該選択操作自在な燃料バイパスが、該発熱サブシステムを迂回する燃料のバイパスを実施するように構成されることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項１４】
前記ガスタービンエンジンが航空機に組み込まれることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項１５】
熱伝達を管理するためのシステムであって、
エネルギー変換装置と、
前記エネルギー変換装置へ燃料を供給するように構成された燃料システムであって、該燃料が実質的に無コークスであり、前記発熱サブシステムから該燃料への熱の伝達を実施するため該燃料システムからの該燃料との熱伝達状態に置かれた少なくとも一つの発熱サブシステムを含む燃料システムと、
を含み、
前記燃料が約５５０°Ｆより高い温度まで加熱される、
ことを特徴とするシステム。
【請求項１６】
前記燃料が約５５０°Ｆから約９００°Ｆの温度まで加熱されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項１７】
前記燃料が約７００°Ｆから約８００°Ｆの温度まで加熱されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項１８】
前記エネルギー変換装置がガスタービンエンジンであることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項１９】
前記燃料システムがさらに、前記燃料の脱酸素を行う燃料安定処理ユニットを含むことを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項２０】
前記燃料安定処理ユニットが、
平面構造に設けられた流路を有する流れ板であって、該流路が前記燃料の流れを収容するように構成された、流れ板と、
前記流れ板との界面係合状態に置かれた膜であって、流通する前記燃料から引き出された酸素の流れを受け取るように構成された膜と、
を含むことを特徴とする請求項１９記載のシステム。
【請求項２１】
さらに、前記流れ板における燃料の混合を促進するため前記流路に設けられたバッフルを含むことを特徴とする請求項２０記載のシステム。
【請求項２２】
前記燃料の混合が乱流形態で実施されることを特徴とする請求項２１記載のシステム。
【請求項２３】
前記燃料の混合が層流形態で実施されることを特徴とする請求項２１記載のシステム。
【請求項２４】
前記膜が、多孔質裏材に設けられたフルオロポリマーコーティングを含むことを特徴とする請求項２０記載のシステム。
【請求項２５】
さらに、前記膜との界面係合状態に置かれた多孔質基板を含むことを特徴とする請求項２０記載のシステム。
【請求項２６】
前記少なくとも一つの発熱サブシステムが、燃料冷却環境制御システム予冷器、冷却タービン冷却空気ユニット、タービン排気復熱器、ヒートポンプ、燃料冷却排気ノズル、燃料冷却エンジンケース、およびこれら発熱サブシステムの組合せから成る発熱サブシステムの群より選択されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項２７】
前記燃料システムがさらに、前記燃料が貯蔵される容器を含み、該貯蔵燃料が、少なくとも一つの発熱サブシステムから熱を受け取るように構成されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項２８】
前記少なくとも一つの発熱サブシステムと前記燃料との間の前記熱連通が、熱交換器を用いて実施されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項２９】
さらに、前記発熱サブシステムを迂回して設けられた選択操作自在な燃料バイパスを含み、該選択操作自在な燃料バイパスが、該発熱サブシステムを迂回する燃料のバイパスを実施するように構成されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項３０】
航空機における熱伝達を管理する方法であって、
前記航空機を駆動するのに使用されるエンジンへ送られる燃料流から酸素を除去し、
前記航空機の発熱サブシステムから前記燃料へ熱を伝達し、
前記燃料を燃焼させる、
ことを含むことを特徴とする方法。
【請求項３１】
前記燃料流からの前記酸素の除去が、
透過膜の表面へ前記燃料を送り、
部分的な圧力差を発生させるため前記透過膜へ真空を印加し、
前記燃料に溶解した拡散酸素に前記透過膜を移動させる、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３２】
前記熱の伝達が、
前記エンジンの圧縮機からの圧縮空気流を熱交換器で受け取り、
前記圧縮空気流から前記燃料へ熱が伝達されるように、前記燃料を前記熱交換器で受け取る、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３３】
さらに、前記熱交換器から前記航空機の機室へ前記圧縮空気流を送ることを含むことを特徴とする請求項３２記載の方法。
【請求項３４】
さらに、前記熱交換器から前記エンジンのタービンへ前記圧縮空気流を送ることを含むことを特徴とする請求項３２記載の方法。
【請求項３５】
前記熱の伝達が、
前記エンジンのタービンからの空気流を熱交換器で受け取り、
前記タービンからの前記空気流から前記燃料へ熱が伝達されるように、該燃料を前記熱交換器で受け取る、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３６】
前記熱の伝達が、
高温油系統からの高温油流を熱交換器で受け取り、
前記高温油系統から前記燃料へ熱が伝達されるように、該燃料を該熱交換器で受け取る、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３７】
前記高温油流が軸受および／または歯車装置であることを特徴とする請求項３６記載の方法。
【請求項３８】
前記燃料を燃焼させることが、
前記燃料を最低約５５０°Ｆまで加熱し、
燃料噴射ノズルを介して前記加熱燃料を前記エンジンへ噴射し、
前記加熱燃料に点火する、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３９】
前記燃料を燃焼させることが、
前記燃料を約５５０°Ｆから約９００°Ｆまで加熱し、
燃料噴射ノズルを介して前記加熱燃料を前記エンジンへ噴射し、
前記加熱燃料に点火する、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項４０】
前記燃料を燃焼させることが、
前記燃料を約７００°Ｆから約８００°Ｆまで加熱し、
燃料噴射ノズルを介して前記加熱燃料を前記エンジンへ噴射し、
前記加熱燃料に点火する、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項４１】
さらに、前記燃料流からの酸素の除去に先立って前記燃料流を予熱することを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項４２】
航空機の熱管理のためのシステムであって、
前記航空機に動力を供給する手段と、
前記航空機に動力を供給する前記手段に燃料を供給する手段と、
前記燃料の脱酸素を行う手段と、
前記航空機の発熱サブシステムと前記燃料との間で熱の伝達を実施する手段と、
を含むことを特徴とするシステム。
【請求項４３】
前記熱の伝達を実施する前記手段が熱交換器を含むことを特徴とする請求項４２記載のシステム。
【請求項４４】
前記発熱サブシステムが、燃料冷却環境制御システム予冷器、高温油系統、冷却タービン冷却空気ユニット、タービン排気復熱器、ヒートポンプ、およびこれら発熱サブシステムの組合せから成る発熱サブシステムの群より選択されることを特徴とする請求項４２記載のシステム。
【請求項４５】
航空機における熱伝達の管理のためのシステムであって、
航空機エンジンと、
前記航空機エンジンとの動作連通状態に置かれた発熱サブシステムと、
燃料を供給するように構成された燃料源と、
前記燃料源から前記燃料を受け取るとともに前記航空機エンジンへ流出燃料流を提供するように構成された燃料安定処理ユニットと、
前記発熱サブシステムから前記流出燃料流への前記熱の伝達を実施するため該発熱サブシステムおよび前記燃料安定処理ユニットからの該流出燃料流との熱連通状態に置かれた熱交換器と、
を含むことを特徴とするシステム。
【請求項４６】
前記発熱サブシステムが、燃料冷却環境制御システム予冷器、高温油系統、冷却タービン冷却空気ユニット、一体型空気サイクル環境制御システム、タービン排気復熱器、ヒートポンプ、およびこれら発熱サブシステムの組合せから成る発熱サブシステムの群より選択されることを特徴とする請求項４５記載のシステム。
【請求項４７】
前記燃料冷却環境制御システム予冷器が、前記航空機エンジンから空気流を、前記燃料安定処理ユニットから前記燃料を受け取るように構成された熱交換器を含み、該熱交換器が、該空気流から該燃料への熱の伝達を実施するように構成されることを特徴とする請求項４６記載のシステム。
【請求項４８】
前記ヒートポンプが、前記燃料安定処理ユニットからの前記燃料へ低温源から熱を伝達するように構成されることを特徴とする請求項４６記載のシステム。
【請求項４９】
さらに、前記燃料安定処理ユニットへ供給される前記燃料を加熱するように構成された予熱器を含むことを特徴とする請求項４５記載のシステム。
【請求項５０】
前記発熱サブシステムが燃料冷却エンジンケースを含むことを特徴とする請求項４２記載のシステム。
【請求項５１】
前記燃料冷却エンジンケースが、前記燃料へ熱を伝達するため前記エンジンケースとの連通状態に置かれた装置を含み、該装置が、燃料熱交換器、コイル、およびジャケットから成る装置の群より選択されることを特徴とする請求項５０記載のシステム。
【請求項５２】
前記発熱サブシステムが燃料冷却エンジン排気ノズルを含むことを特徴とする請求項４２記載のシステム。
【請求項５３】
前記燃料冷却排気ノズルが、前記燃料へ熱を伝達するため前記排気ノズルとの連通状態に置かれた装置を含み、該装置が、燃料熱交換器、コイル、およびジャケットから成る装置の群より選択されることを特徴とする請求項５２記載のシステム。
【請求項５４】
前記発熱サブシステムが燃料冷却エンジンケースを含むことを特徴とする請求項４５記載のシステム。
【請求項５５】
前記燃料冷却エンジンケースが、前記燃料へ熱を伝達するため前記エンジンケースとの連通状態に置かれた装置を含み、該装置が、燃料熱交換器、コイル、およびジャケットから成る装置の群より選択されることを特徴とする請求項５４記載のシステム。
【請求項５６】
前記発熱サブシステムが燃料冷却エンジン排気ノズルを含むことを特徴とする請求項４５記載のシステム。
【請求項５７】
前記燃料冷却排気ノズルが、前記燃料へ熱を伝達するため前記排気ノズルとの連通状態に置かれた装置を含み、該装置が、燃料熱交換器、コイル、およびジャケットから成る装置の群より選択されることを特徴とする請求項５６記載のシステム。
【請求項１】
ガスタービンエンジンにおける熱伝達を管理するためのシステムであって、
前記エンジンとの動作連通状態に置かれた発熱サブシステムと、
燃料を供給するように構成された燃料源と、
前記燃料源から前記燃料を受け取るとともに該燃料を前記エンジンへ提供するように構成された燃料安定処理ユニットと、
前記発熱サブシステムから前記燃料への熱の伝達を実施するため該燃料との熱連通状態に置かれた熱交換器と、
を含むことを特徴とするシステム。
【請求項２】
前記燃料安定処理ユニットが前記発熱サブシステムの上流にあることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記燃料安定処理ユニットが前記発熱サブシステムの下流にあることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項４】
さらに、前記燃料が前記燃料安定処理ユニットに受け取られる前に該燃料を加熱する予熱器を含むことを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項５】
前記エンジンへ供給される前記燃料が約３２５°Ｆより高い温度であることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項６】
前記エンジンへ供給される前記燃料が約５５０°Ｆから約９００°Ｆの温度であることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項７】
前記エンジンへ供給される前記燃料が約７００°Ｆから約８００°Ｆの温度であることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項８】
前記燃料安定処理ユニットが、
平面構造に設けられた流路を有する流れ板であって、該流路が前記燃料の流れを収容するように構成された、流れ板と、
前記流れ板との界面係合状態に置かれた膜であって、流通する前記燃料から引き出された酸素の流れを受け取るように構成された膜と、
を含むことを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項９】
前記発熱サブシステムが、高温油系統、冷却タービン冷却空気ユニット、タービン排気復熱器、燃料冷却排気ノズル、燃料冷却エンジンケース、およびこれら発熱サブシステムの組合せから成る発熱サブシステムの群より選択されることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項１０】
前記高温油系統が、軸受および／または歯車装置から油流を、前記燃料安定処理ユニットから前記燃料を受け取るように構成された熱交換器を含み、該熱交換器が該油流から該燃料への熱の伝達を実施するように構成されることを特徴とする請求項９記載のシステム。
【請求項１１】
前記冷却タービン冷却空気ユニットが、前記航空機エンジンから空気流を、前記燃料安定処理ユニットから前記燃料を受け取るように構成された熱交換器を含み、該熱交換器が、該空気流から該燃料への熱の伝達を実施するように構成されることを特徴とする請求項９記載のシステム。
【請求項１２】
前記タービン排気復熱器が、前記航空機エンジンのタービンから排出された空気流を、前記燃料安定処理ユニットから前記燃料を受け取るように構成された熱交換器を含み、該熱交換器が、該タービンから排出された該空気流から該燃料への熱の伝達を実施するように構成されることを特徴とする請求項９記載のシステム。
【請求項１３】
さらに、前記発熱サブシステムを迂回して設けられた選択操作自在な燃料バイパスを含み、該選択操作自在な燃料バイパスが、該発熱サブシステムを迂回する燃料のバイパスを実施するように構成されることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項１４】
前記ガスタービンエンジンが航空機に組み込まれることを特徴とする請求項１記載のシステム。
【請求項１５】
熱伝達を管理するためのシステムであって、
エネルギー変換装置と、
前記エネルギー変換装置へ燃料を供給するように構成された燃料システムであって、該燃料が実質的に無コークスであり、前記発熱サブシステムから該燃料への熱の伝達を実施するため該燃料システムからの該燃料との熱伝達状態に置かれた少なくとも一つの発熱サブシステムを含む燃料システムと、
を含み、
前記燃料が約５５０°Ｆより高い温度まで加熱される、
ことを特徴とするシステム。
【請求項１６】
前記燃料が約５５０°Ｆから約９００°Ｆの温度まで加熱されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項１７】
前記燃料が約７００°Ｆから約８００°Ｆの温度まで加熱されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項１８】
前記エネルギー変換装置がガスタービンエンジンであることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項１９】
前記燃料システムがさらに、前記燃料の脱酸素を行う燃料安定処理ユニットを含むことを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項２０】
前記燃料安定処理ユニットが、
平面構造に設けられた流路を有する流れ板であって、該流路が前記燃料の流れを収容するように構成された、流れ板と、
前記流れ板との界面係合状態に置かれた膜であって、流通する前記燃料から引き出された酸素の流れを受け取るように構成された膜と、
を含むことを特徴とする請求項１９記載のシステム。
【請求項２１】
さらに、前記流れ板における燃料の混合を促進するため前記流路に設けられたバッフルを含むことを特徴とする請求項２０記載のシステム。
【請求項２２】
前記燃料の混合が乱流形態で実施されることを特徴とする請求項２１記載のシステム。
【請求項２３】
前記燃料の混合が層流形態で実施されることを特徴とする請求項２１記載のシステム。
【請求項２４】
前記膜が、多孔質裏材に設けられたフルオロポリマーコーティングを含むことを特徴とする請求項２０記載のシステム。
【請求項２５】
さらに、前記膜との界面係合状態に置かれた多孔質基板を含むことを特徴とする請求項２０記載のシステム。
【請求項２６】
前記少なくとも一つの発熱サブシステムが、燃料冷却環境制御システム予冷器、冷却タービン冷却空気ユニット、タービン排気復熱器、ヒートポンプ、燃料冷却排気ノズル、燃料冷却エンジンケース、およびこれら発熱サブシステムの組合せから成る発熱サブシステムの群より選択されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項２７】
前記燃料システムがさらに、前記燃料が貯蔵される容器を含み、該貯蔵燃料が、少なくとも一つの発熱サブシステムから熱を受け取るように構成されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項２８】
前記少なくとも一つの発熱サブシステムと前記燃料との間の前記熱連通が、熱交換器を用いて実施されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項２９】
さらに、前記発熱サブシステムを迂回して設けられた選択操作自在な燃料バイパスを含み、該選択操作自在な燃料バイパスが、該発熱サブシステムを迂回する燃料のバイパスを実施するように構成されることを特徴とする請求項１５記載のシステム。
【請求項３０】
航空機における熱伝達を管理する方法であって、
前記航空機を駆動するのに使用されるエンジンへ送られる燃料流から酸素を除去し、
前記航空機の発熱サブシステムから前記燃料へ熱を伝達し、
前記燃料を燃焼させる、
ことを含むことを特徴とする方法。
【請求項３１】
前記燃料流からの前記酸素の除去が、
透過膜の表面へ前記燃料を送り、
部分的な圧力差を発生させるため前記透過膜へ真空を印加し、
前記燃料に溶解した拡散酸素に前記透過膜を移動させる、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３２】
前記熱の伝達が、
前記エンジンの圧縮機からの圧縮空気流を熱交換器で受け取り、
前記圧縮空気流から前記燃料へ熱が伝達されるように、前記燃料を前記熱交換器で受け取る、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３３】
さらに、前記熱交換器から前記航空機の機室へ前記圧縮空気流を送ることを含むことを特徴とする請求項３２記載の方法。
【請求項３４】
さらに、前記熱交換器から前記エンジンのタービンへ前記圧縮空気流を送ることを含むことを特徴とする請求項３２記載の方法。
【請求項３５】
前記熱の伝達が、
前記エンジンのタービンからの空気流を熱交換器で受け取り、
前記タービンからの前記空気流から前記燃料へ熱が伝達されるように、該燃料を前記熱交換器で受け取る、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３６】
前記熱の伝達が、
高温油系統からの高温油流を熱交換器で受け取り、
前記高温油系統から前記燃料へ熱が伝達されるように、該燃料を該熱交換器で受け取る、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３７】
前記高温油流が軸受および／または歯車装置であることを特徴とする請求項３６記載の方法。
【請求項３８】
前記燃料を燃焼させることが、
前記燃料を最低約５５０°Ｆまで加熱し、
燃料噴射ノズルを介して前記加熱燃料を前記エンジンへ噴射し、
前記加熱燃料に点火する、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項３９】
前記燃料を燃焼させることが、
前記燃料を約５５０°Ｆから約９００°Ｆまで加熱し、
燃料噴射ノズルを介して前記加熱燃料を前記エンジンへ噴射し、
前記加熱燃料に点火する、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項４０】
前記燃料を燃焼させることが、
前記燃料を約７００°Ｆから約８００°Ｆまで加熱し、
燃料噴射ノズルを介して前記加熱燃料を前記エンジンへ噴射し、
前記加熱燃料に点火する、
ことを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項４１】
さらに、前記燃料流からの酸素の除去に先立って前記燃料流を予熱することを含むことを特徴とする請求項３０記載の方法。
【請求項４２】
航空機の熱管理のためのシステムであって、
前記航空機に動力を供給する手段と、
前記航空機に動力を供給する前記手段に燃料を供給する手段と、
前記燃料の脱酸素を行う手段と、
前記航空機の発熱サブシステムと前記燃料との間で熱の伝達を実施する手段と、
を含むことを特徴とするシステム。
【請求項４３】
前記熱の伝達を実施する前記手段が熱交換器を含むことを特徴とする請求項４２記載のシステム。
【請求項４４】
前記発熱サブシステムが、燃料冷却環境制御システム予冷器、高温油系統、冷却タービン冷却空気ユニット、タービン排気復熱器、ヒートポンプ、およびこれら発熱サブシステムの組合せから成る発熱サブシステムの群より選択されることを特徴とする請求項４２記載のシステム。
【請求項４５】
航空機における熱伝達の管理のためのシステムであって、
航空機エンジンと、
前記航空機エンジンとの動作連通状態に置かれた発熱サブシステムと、
燃料を供給するように構成された燃料源と、
前記燃料源から前記燃料を受け取るとともに前記航空機エンジンへ流出燃料流を提供するように構成された燃料安定処理ユニットと、
前記発熱サブシステムから前記流出燃料流への前記熱の伝達を実施するため該発熱サブシステムおよび前記燃料安定処理ユニットからの該流出燃料流との熱連通状態に置かれた熱交換器と、
を含むことを特徴とするシステム。
【請求項４６】
前記発熱サブシステムが、燃料冷却環境制御システム予冷器、高温油系統、冷却タービン冷却空気ユニット、一体型空気サイクル環境制御システム、タービン排気復熱器、ヒートポンプ、およびこれら発熱サブシステムの組合せから成る発熱サブシステムの群より選択されることを特徴とする請求項４５記載のシステム。
【請求項４７】
前記燃料冷却環境制御システム予冷器が、前記航空機エンジンから空気流を、前記燃料安定処理ユニットから前記燃料を受け取るように構成された熱交換器を含み、該熱交換器が、該空気流から該燃料への熱の伝達を実施するように構成されることを特徴とする請求項４６記載のシステム。
【請求項４８】
前記ヒートポンプが、前記燃料安定処理ユニットからの前記燃料へ低温源から熱を伝達するように構成されることを特徴とする請求項４６記載のシステム。
【請求項４９】
さらに、前記燃料安定処理ユニットへ供給される前記燃料を加熱するように構成された予熱器を含むことを特徴とする請求項４５記載のシステム。
【請求項５０】
前記発熱サブシステムが燃料冷却エンジンケースを含むことを特徴とする請求項４２記載のシステム。
【請求項５１】
前記燃料冷却エンジンケースが、前記燃料へ熱を伝達するため前記エンジンケースとの連通状態に置かれた装置を含み、該装置が、燃料熱交換器、コイル、およびジャケットから成る装置の群より選択されることを特徴とする請求項５０記載のシステム。
【請求項５２】
前記発熱サブシステムが燃料冷却エンジン排気ノズルを含むことを特徴とする請求項４２記載のシステム。
【請求項５３】
前記燃料冷却排気ノズルが、前記燃料へ熱を伝達するため前記排気ノズルとの連通状態に置かれた装置を含み、該装置が、燃料熱交換器、コイル、およびジャケットから成る装置の群より選択されることを特徴とする請求項５２記載のシステム。
【請求項５４】
前記発熱サブシステムが燃料冷却エンジンケースを含むことを特徴とする請求項４５記載のシステム。
【請求項５５】
前記燃料冷却エンジンケースが、前記燃料へ熱を伝達するため前記エンジンケースとの連通状態に置かれた装置を含み、該装置が、燃料熱交換器、コイル、およびジャケットから成る装置の群より選択されることを特徴とする請求項５４記載のシステム。
【請求項５６】
前記発熱サブシステムが燃料冷却エンジン排気ノズルを含むことを特徴とする請求項４５記載のシステム。
【請求項５７】
前記燃料冷却排気ノズルが、前記燃料へ熱を伝達するため前記排気ノズルとの連通状態に置かれた装置を含み、該装置が、燃料熱交換器、コイル、およびジャケットから成る装置の群より選択されることを特徴とする請求項５６記載のシステム。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【公表番号】特表２００７−５０５２６０（Ｐ２００７−５０５２６０Ａ）
【公表日】平成１９年３月８日（２００７．３．８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００６−５２６２４０（Ｐ２００６−５２６２４０）
【出願日】平成１６年９月８日（２００４．９．８）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００４／０２９１６０
【国際公開番号】ＷＯ２００５／０２５７１８
【国際公開日】平成１７年３月２４日（２００５．３．２４）
【出願人】（５９０００５４４９）ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション (581)
【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成１９年３月８日（２００７．３．８）
【国際特許分類】
【出願日】平成１６年９月８日（２００４．９．８）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００４／０２９１６０
【国際公開番号】ＷＯ２００５／０２５７１８
【国際公開日】平成１７年３月２４日（２００５．３．２４）
【出願人】（５９０００５４４９）ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション (581)
【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ
【Ｆターム（参考）】
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