飛行機の推進ユニットの装置の冷却および温度制御システム
【課題】 本発明が対象とするのは、飛行機の推進ユニット（１）の装置（１０、２３）の冷却および温度制御システムである。
【解決手段】 前記装置のうちの少なくとも２つの装置の潤滑回路（２２ａ、２２ｂ）と閉回路（２４）に含まれる熱伝達流体との間の第１熱交換手段（２１）、および熱伝達流体と少なくとも１つの冷却流体（２７、２８）との間の第２熱交換手段（２５、２６）を含み、第１熱交換手段（２１）が前記装置（１０、２３）のそれぞれの装置のレベルに局所的に配置され、第２熱交換手段（２５、２６）が前記第１手段（２１）から距離を置かれ、閉回路（２４）が、装置のうちの少なくとも２つ（１０、２３）と前記第２手段（２５、２６）の間を循環することを特徴とするシステムである。
【解決手段】 前記装置のうちの少なくとも２つの装置の潤滑回路（２２ａ、２２ｂ）と閉回路（２４）に含まれる熱伝達流体との間の第１熱交換手段（２１）、および熱伝達流体と少なくとも１つの冷却流体（２７、２８）との間の第２熱交換手段（２５、２６）を含み、第１熱交換手段（２１）が前記装置（１０、２３）のそれぞれの装置のレベルに局所的に配置され、第２熱交換手段（２５、２６）が前記第１手段（２１）から距離を置かれ、閉回路（２４）が、装置のうちの少なくとも２つ（１０、２３）と前記第２手段（２５、２６）の間を循環することを特徴とするシステムである。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は飛行機の推進ユニットの装置の冷却および温度制御システムに関するものであり、推進ユニットは該システムならびに該システムを具備する飛行機を含む。
【背景技術】
【０００２】
従来、タービンエンジンのような飛行機の推進ユニットは、タービンエンジンおよび飛行機の発電機のような電気装置のように冷却されるか最適な動作温度に維持されることを必要とする複数のシステムを含む。
【０００３】
さらに、タービンエンジンの可動部の潤滑油の温度を制限すること、かつ摩擦状態の軸受および部品から放たれる熱を排気することが必要である。
【０００４】
従来、エンジンのレベルにおける冷却回路により冷却または温度制御されるシステムは、エンジン（タービンエンジン）に結合された発電機ならびにエンジンの運動中の部分である。
【０００５】
さらに、通常、推進ユニットのレベルで用いられる２つの冷却原理が知られている。
【０００６】
第１の原理はオイル／空気交換による冷却であり、熱交換器はエンジンの低温二次束から空気を取り込むバイパス回路内に配置される。
【０００７】
この第１の原理は、エンジンから空気を取り込むためかつ／または余分な空力負荷損が導入されるため、推進ユニットの効果を犠牲にする。この犠牲を軽減するために、エンジンから取り込まれる空気の流量の制御弁を交換器に組み込むことが通常認められている。しかしながらこれらの制御弁は冷却システムの全体的な信頼性を下げ、運転時における多くの問題（空力振動応力による弁および管上での亀裂の出現、弁のサーボ制御システムの故障の出現等）の原因となる。
【０００８】
さらに、この第１の原理は二次束の内部表面の音響処理を犠牲にする。事実、組み込む交換器の寸法が大きくなればなるほど、空気取り入れ口が（取り込み空気束が二次束内に排気される場合には空気取り出し口も）大きな寸法になる。ところが空気取り入れ口および空気取り出し口は音響処理を有さないため、エンジンの騒音対策としてこれらの口の寸法を小さなままにしようとする。
【０００９】
交換器が存在することは空気取り入れ口および取り出し口の寸法の低減に反することであるので好ましくない。
【００１０】
第２の原理は、冷却流体としてエンジンに供給される燃料を使用することであり、この場合、推進ユニット内に組み込まれる通常プレート式熱交換器またはチューブ式熱交換器タイプの単数または複数の燃料／オイル交換器が使用される。
【００１１】
これらの交換器により、エンジンが使用する燃料内に熱エネルギーを散逸することができる。
【００１２】
しかしながら、コークス化のリスクをきたさないようにするためには、燃料をある温度（〜１５０℃）以上に加熱してはならない。推進ユニットの中には、燃焼のためにエンジンがちょうど必要とする量よりはるかに多量の燃料を飛行機のタンクから採取し、使用しない加熱された燃料をタンクに再投入する推進ユニットがあるのはこのためである。
【００１３】
空気／オイル交換装置の場合と同様、燃料／オイル交換器も通常、冷却すべき装置の近傍に配置することはできず、さらにその場合、冷却が必要な装置と交換器との間においてはオイル回路を長くしなければならない。
【００１４】
結論として、用いる原理の如何に関わらず、冷却が必要な装置すなわち熱発生源は、それらの自前の潤滑回路を介して冷却および制御されるので、そのためにはこれらの熱発生源から離れたところにある交換器までこれらの回路を延長することが前提となる。
【００１５】
また、先行技術におけるオイル回路は潤滑および冷却という２つの機能を有している。
【００１６】
このように２つの機能があるため、共通する故障（他の回路の汚染を引き起こすオイル回路の汚染、回路全体の汚損を引き起こすオイル回路からの漏れ等）のリスクを低減するためには、冷却が必要な種々の構成要素を分離しなければならず、そのためオイル循環用配管の長さおよび本数がさらに増加する。
【００１７】
また、各冷却回路が特定の装置（エンジンまたは発電機）専用である限り、各回路は条件が最も過酷な冷却のケース（例：飛行機が地上にある時の「高温天候」条件における最大の電力消費）に適合した冷却装置を有することが最低限必要である。ところが各冷却回路は飛行時には必ずしも最も酷なケースに遭遇するとは限らないため、複数の冷却装置が同時に１００％使用されることはほとんどない。したがって過剰な冷却能力が推進ユニット上に設置されることになり、分離する規定を遵守しなければならない場合にはそのために推進ユニットの性能が犠牲となり、該ユニットの質量および体積が増加する。
【００１８】
さらに、既知の装置内においては冷却回路は潤滑回路でもあるので、熱発生源により前記回路の組み込みに関していくつもの制約が生じる。まず、オイル回路により、必ずしも近傍にあるとは限らない種々の交換器に熱発生源を接続しなければならない場合には、オイル回路の体積、長さおよび複雑さのため、回路内に大きな負荷損が生じるとともに、大量のオイルが必要になる。また、エンジンの周囲全体にオイルを循環させることにより、推進ユニットの漏れ、汚染、発火のリスクが増すが、これは冷却システムおよびこれに結合されている推進ユニットのある脆さを表している。
【００１９】
最後に、潤滑油は粘度が高く熱容量が最適ではないこと、ならびに各熱発生源の冷却回路はその自前の潤滑回路により冷却および温度制御しなければならないため、負荷損および漏れのリスクを低減するためには潤滑回路は可能な限り短いものでなければならないことから、熱エネルギーの伝達にとって最適の液体ではない。したがって推進ユニットの種々の構成要素の単数または複数の冷却システムを接続することはほとんど検討に値せず、これらのシステムを飛行機のシステムに接続することはなおさら検討に値しない。このように飛行機と推進システムの冷却能力の間ならびに飛行機と推進システムの熱発生源の間には相乗効果が全くなく、そのため熱関連装置の共通化が阻まれている。ところで、そのような相乗効果があれば冷却システムの最適化をより推し進めることが可能であろうと思われる。
【００２０】
先行技術のシステムの一例を図１に示す。
【００２１】
この例において、潤滑油回路１１がエンジンのナセル（nacelle）内を走り、燃料／オイル交換器タイプの冷却手段１２、１３に到達する一方、発電機の潤滑油回路１４は、エンジン供給燃料の再循環回路内に配置された燃料／オイルタイプの冷却手段１５まで延びている。
【００２２】
図２も同じく同じく先行技術に基づくものであり、ナセル２および推進システム３を含み、交換器を冷却するために二次束の一部をバイパスする管路７、９および４、５内に配置された空気／オイル交換手段６、８を具備する飛行機エンジン１を示す図である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２３】
本発明は主に、冷却が必要な装置の外部にある装置の潤滑油の循環を最小限に抑えること、および冷却機能から潤滑機能を分離することを目的とする。
【００２４】
また本発明により各構成要素の冷却能力を相互支援することによって種々の装置の冷却手段の共通化が可能になるとともに、散逸源、特に飛行機の動作段階によって冷却の必要量が異なる散逸源の間での熱交換が可能になる。
【課題を解決するための手段】
【００２５】
これを行うために、本発明は、飛行機の推進ユニットの装置の冷却および温度制御システムであって、前記装置のうちの少なくとも２つの装置の潤滑回路と閉回路に含まれる熱伝達流体との間の第１熱交換手段、および熱伝達流体と少なくとも１つの冷却流体との間の第２熱交換手段を含み、第１熱交換手段が前記装置のそれぞれの装置のレベルに局所的に配置され、第２熱交換手段が前記第１手段から距離を置かれ、閉回路が、装置のうちの少なくとも２つと前記第２手段の間を循環するシステムを提供する。
【００２６】
本発明は、少なくとも１つのそのような冷却システムを含む飛行機推進ユニットにも冠する。
【００２７】
本発明のその他の特徴および長所は、図面を参照して行う本発明についての以下の非限定的実施例についての説明を読むことにより明らかになろう。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】先行技術の装置の冷却システムの例を示す図である。
【図２】空気／流体交換器を具備する飛行機の推進ユニットの例を示す図である。
【図３】本発明によるシステムの第１の実施例の概略図である。
【図４】本発明によるシステムの第２の実施例の概略図である。
【図５】本発明による冗長システムの実施例を示す図である。
【図６】推進ユニットより外部の装置とのインタフェースを含む本発明による冷却システムの例の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
飛行機の推進システム１の装置１０、２３の冷却および温度制御システムの例を図３から図６に示す。
【００３０】
概略図を図１に示す例は、少なくとも２つの装置すなわち優先的にはまず推進システムの発電機１０およびタービンエンジン２３、の潤滑回路２２ａ、２２ｂ間の第１熱交換手段２１を含むシステムの基本概略図である。
【００３１】
発電機１０は飛行機の電力を供給する役割を有し、タービンエンジンは飛行機を移動させる推力を供給する役割を持つので、これら２つの装置には充分な潤滑が必要であり、また動作上の制約が高い。
【００３２】
これら２つの装置の潤滑を犠牲にすることなくそれら装置の冷却を最適化するために、本発明は、これらの装置の近傍に第１の熱交換手段２１を配置し、熱伝達流体と少なくとも１つの冷却流体２７、２８との間の第２の熱交換手段２５、２６に排出する熱量の輸送を、閉回路２４内に入れた熱伝達流体に委ねる。
【００３３】
このようにして第１の熱交換手段２１は前記装置１０、２３のそれぞれの装置のレベルに局所的に配置され、第２の熱交換手段２５、２６は冷却流体が循環する場所の近傍に配置されるので、第２の熱交換手段２５、２６は前記第１手段２１から距離を置かれることになる。
【００３４】
本発明の第１の利点は、装置のうちの少なくとも２つ１０、２３と第２の熱交換手段２５、２６との間を閉回路２４が循環するため、装置が冷却手段を共有することである。さらに、第１の手段は装置の近傍に残ることができ、第２の手段は、装置の潤滑回路を延長することなく、冷却に最も適する場所に配置することができる。
【００３５】
第１の熱交換手段２２ａ、２２ｂは装置１０、２３に結合された熱伝達流体／オイル熱交換器である。
【００３６】
このように熱伝達流体はこの機能に適した流体である。
【００３７】
熱伝達流体は、無毒性、非引火性であって、粘度が低く、良好な熱容量のものであることが好ましい。非限定的例としては、熱伝達流体は、極めて低い使用温度の場合における熱伝達流体の固形化を防止するために、純水、あるいはたとえばグリコール添加水など特性を改善する単数または複数の添加剤と混合された水とすることができる。
【００３８】
例によれば、熱伝達流体回路は液体／液体タイプの複数の熱交換器を経由するが、各熱交換器は、冷却が必要な１つの熱発生源専用であり、冷却回路の熱伝達流体とこの熱発生源の潤滑油との間での熱エネルギーの交換を可能にする。
【００３９】
熱発生源と熱伝達流体回路との間のこれらの熱交換器は、熱発生源の近傍、熱発生源の隔壁上または内部、またはシステムの統合上利点を有する推進システムの任意の場所に置くことができる。
【００４０】
非限定的実施例は、当該熱発生源の潤滑油タンクの内部に、オイルと接触している熱交換器を設置することである。
【００４１】
その場合、熱発生源の内部で熱交換が直接行われるので、前記発生源の外装の外側を通過し推進システムの周囲を通る潤滑回路は必要ではない。
【００４２】
熱伝達流体を循環させるために、閉回路２４は熱伝達流体の循環ポンプ２９を含む。
【００４３】
同じく図３の例によれば、第２の熱交換手段は、推進システムのナセルとエンジンとの間を移動する二次空気束の少なくとも一部２８と接触している少なくとも１つの熱伝達流体／空気交換器２５を備える。
【００４４】
この交換器は、図２に図示するように、先行技術のオイル／空気交換器の代わりに配置される。
【００４５】
第２の熱交換手段は、上記の方法の代替として、あるいは上記の方法と並行して、推進システムへの燃料供給回路２７内に配置された少なくとも１つの熱伝達流体／燃料交換器２６を備えることができる。
【００４６】
燃料供給回路はこの場合、先行技術における場合と同様、熱交換によって生じる温度上昇を制限するために、タンクへの燃料の再循環を含むことができる。
【００４７】
上で見てきたように、冷却が必要な主な装置には、少なくとも１つの発電機１０および推進ユニットのタービンエンジン２３が含まれる。
【００４８】
ところが図６では本発明は、推進ユニットのその他の要素の冷却、特に推力反転装置４０のサーボ制御装置およびエンジンギア４１に適用される。
【００４９】
これは、各装置について、交換器側に延長される潤滑回路を設ける代わりに、装置間に配管される回路２４を使用することにより可能になる。
【００５０】
図４に示すシステムは、第１の熱交換手段２１のうちの少なくとも１つの手段のレベルにおいて、この第１の熱交換手段２１内で認められる熱伝達流体の量を制御するのに適した制御装置を含む点において優れている。
【００５１】
制御装置は、熱伝達流体を第１の熱交換器２１に、あるいは前記少なくとも１つの第１の熱交換手段の短絡管３１に熱伝達流体を分配する弁３０を備える。
【００５２】
（図４には示していない）設定装置は、外部温度、オイル温度、および装置の動作段階など、所与の制御パラメータに応じて弁３０を制御する。
【００５３】
また、熱伝達流体の戻し装置３４により、制御装置によって制御される流量の余剰分を流体タンクに戻すことができる。
【００５４】
図５は、上で説明した少なくとも２つの冷却システムであって独立しかつ分離されているシステムを含む推進ユニットの冷却システムを表す。
【００５５】
第１のシステムは、推進ユニットの第１発電機の第１オイル／流体交換器２１ａおよびタービンエンジンの第１オイル／流体交換器２１ｃを分配し、流体／空気タイプの第１、第２流体／空気交換器２５ａおよび流体／燃料タイプの第１、第２交換器２６ａの間で伝達熱量を交換する第１回路２４ａを含む。
【００５６】
この第１回路の熱伝達流体の循環は第１ポンプ２９ａによって行われる。
【００５７】
第２のシステムは、推進ユニットの第１発電機の第２オイル／流体交換器２１ｂおよびタービンエンジンの第２オイル／流体交換器２１ｄを分配し、流体／空気タイプの第１、第２流体／空気交換器２５ｂおよび流体／燃料タイプの第１、第２交換器２６ｂの間で伝達熱量を交換する第２回路２４ｂを含む。
【００５８】
この第２回路の熱伝達流体の循環は第２ポンプ２９ｂによって行われる。
【００５９】
たとえば衝撃時または鳥の衝突時の２つの回路の共通の漏れまたは破損のリスクを回避するため、特に、たとえば推進ユニットの軸を基準として直径方向で反対側に２つの回路を配置し相互に遠ざけることにより、この２つの回路は分離される。
【００６０】
この例においては、２つの冷却システムは、装置のレベルにおいて、特にそれぞれ異なる交換器を回路が通過するタービンエンジン２３のレベルにおいて、冗長性を確保するために補完し合うよう配置されることに留意すべきである。
【００６１】
そこでも回路のうちの一方に問題が生じた場合、他方の回路は依然として作動できるため、タービンエンジンの加熱を制限するために同エンジンの出力は制限しつつも、推進ユニットを使用し続けることができる。
【００６２】
熱伝達流体回路を用いることにより推進ユニットの要素を加熱するために熱伝達流体を使用することができ、特に、本発明の個別の一実施形態によれば、閉回路２４はさらに、推進ユニットの少なくとも１つの凍結防止加熱モジュール３４を分配する。
【００６３】
おのずとわかるように、このモジュールはエンジンの空気取り入れ口の縁部内に配置することができる。
【００６４】
図６の例では、システムはさらに、インタフェース３３を介して推進ユニットより外部の飛行機装置に供給する熱伝達流体網３２に接続される。
【産業上の利用可能性】
【００６５】
そのような装置は、熱伝達流体によって伝達される熱を利用する翼の凍結防止装置などの装置、空調装置など冷却を必要とする装置、システムと、推進ユニットの冷却能力を利用して空調システムの熱エネルギーを散逸することができる空調システムの交換器との間の結合装置などの装置とすることができる。
【００６６】
実際、これらの地上待機段階中に推進ユニットが作動している場合には、推進ユニットの冷却システムの利用可能な冷却能力を介して空調により得られた熱エネルギーを、タービンエンジンを通過する空気束内に散逸することはきわめて可能なことである。
【００６７】
本発明は説明した例に限定されるものではなく、請求項の範囲に入るあらゆる変形形態を含むものである。
【符号の説明】
【００６８】
１ 飛行機エンジン
２ ナセル
３ 推進システム
４、５、７、９ 管路
６、８ 空気／オイル交換手段
１０ 発電機
１１ 潤滑油回路
１２、１３ 燃料／オイル交換器タイプの冷却手段
１４ 発電機の潤滑油回路
１５ 燃料／オイルタイプの冷却手段
２１ オイル／流体交換器（第１熱交換手段）
２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ オイル／流体交換器
２２ａ、２２ｂ 潤滑回路
２３ タービンエンジン
２４ 閉回路
２４ａ 第１回路
２４ｂ 第２回路
２５ 熱伝達流体／空気交換器（第２の熱交換手段）
２５ａ 第１流体／空気交換器
２５ｂ 第２流体／空気交換器
２６ 熱伝達流体／燃料交換器（第２の熱交換手段）
２６ａ 流体／燃料タイプの第１交換器
２６ｂ 流体／燃料タイプの第２交換器
２７ 燃料供給回路
２８ 二次空気束の少なくとも一部
２９ 循環（電動）ポンプ
２９ａ 第１ポンプ
２９ｂ 第２ポンプ
３０ 弁
３１ 短絡管
３２ 熱伝達流体網
３３ 飛行機とのインタフェース
３４ 凍結防止加熱モジュール（熱伝達流体の戻し装置）
４０ 推力反転装置のサーボ制御
４１ エンジンギアの冷却
【技術分野】
【０００１】
本発明は飛行機の推進ユニットの装置の冷却および温度制御システムに関するものであり、推進ユニットは該システムならびに該システムを具備する飛行機を含む。
【背景技術】
【０００２】
従来、タービンエンジンのような飛行機の推進ユニットは、タービンエンジンおよび飛行機の発電機のような電気装置のように冷却されるか最適な動作温度に維持されることを必要とする複数のシステムを含む。
【０００３】
さらに、タービンエンジンの可動部の潤滑油の温度を制限すること、かつ摩擦状態の軸受および部品から放たれる熱を排気することが必要である。
【０００４】
従来、エンジンのレベルにおける冷却回路により冷却または温度制御されるシステムは、エンジン（タービンエンジン）に結合された発電機ならびにエンジンの運動中の部分である。
【０００５】
さらに、通常、推進ユニットのレベルで用いられる２つの冷却原理が知られている。
【０００６】
第１の原理はオイル／空気交換による冷却であり、熱交換器はエンジンの低温二次束から空気を取り込むバイパス回路内に配置される。
【０００７】
この第１の原理は、エンジンから空気を取り込むためかつ／または余分な空力負荷損が導入されるため、推進ユニットの効果を犠牲にする。この犠牲を軽減するために、エンジンから取り込まれる空気の流量の制御弁を交換器に組み込むことが通常認められている。しかしながらこれらの制御弁は冷却システムの全体的な信頼性を下げ、運転時における多くの問題（空力振動応力による弁および管上での亀裂の出現、弁のサーボ制御システムの故障の出現等）の原因となる。
【０００８】
さらに、この第１の原理は二次束の内部表面の音響処理を犠牲にする。事実、組み込む交換器の寸法が大きくなればなるほど、空気取り入れ口が（取り込み空気束が二次束内に排気される場合には空気取り出し口も）大きな寸法になる。ところが空気取り入れ口および空気取り出し口は音響処理を有さないため、エンジンの騒音対策としてこれらの口の寸法を小さなままにしようとする。
【０００９】
交換器が存在することは空気取り入れ口および取り出し口の寸法の低減に反することであるので好ましくない。
【００１０】
第２の原理は、冷却流体としてエンジンに供給される燃料を使用することであり、この場合、推進ユニット内に組み込まれる通常プレート式熱交換器またはチューブ式熱交換器タイプの単数または複数の燃料／オイル交換器が使用される。
【００１１】
これらの交換器により、エンジンが使用する燃料内に熱エネルギーを散逸することができる。
【００１２】
しかしながら、コークス化のリスクをきたさないようにするためには、燃料をある温度（〜１５０℃）以上に加熱してはならない。推進ユニットの中には、燃焼のためにエンジンがちょうど必要とする量よりはるかに多量の燃料を飛行機のタンクから採取し、使用しない加熱された燃料をタンクに再投入する推進ユニットがあるのはこのためである。
【００１３】
空気／オイル交換装置の場合と同様、燃料／オイル交換器も通常、冷却すべき装置の近傍に配置することはできず、さらにその場合、冷却が必要な装置と交換器との間においてはオイル回路を長くしなければならない。
【００１４】
結論として、用いる原理の如何に関わらず、冷却が必要な装置すなわち熱発生源は、それらの自前の潤滑回路を介して冷却および制御されるので、そのためにはこれらの熱発生源から離れたところにある交換器までこれらの回路を延長することが前提となる。
【００１５】
また、先行技術におけるオイル回路は潤滑および冷却という２つの機能を有している。
【００１６】
このように２つの機能があるため、共通する故障（他の回路の汚染を引き起こすオイル回路の汚染、回路全体の汚損を引き起こすオイル回路からの漏れ等）のリスクを低減するためには、冷却が必要な種々の構成要素を分離しなければならず、そのためオイル循環用配管の長さおよび本数がさらに増加する。
【００１７】
また、各冷却回路が特定の装置（エンジンまたは発電機）専用である限り、各回路は条件が最も過酷な冷却のケース（例：飛行機が地上にある時の「高温天候」条件における最大の電力消費）に適合した冷却装置を有することが最低限必要である。ところが各冷却回路は飛行時には必ずしも最も酷なケースに遭遇するとは限らないため、複数の冷却装置が同時に１００％使用されることはほとんどない。したがって過剰な冷却能力が推進ユニット上に設置されることになり、分離する規定を遵守しなければならない場合にはそのために推進ユニットの性能が犠牲となり、該ユニットの質量および体積が増加する。
【００１８】
さらに、既知の装置内においては冷却回路は潤滑回路でもあるので、熱発生源により前記回路の組み込みに関していくつもの制約が生じる。まず、オイル回路により、必ずしも近傍にあるとは限らない種々の交換器に熱発生源を接続しなければならない場合には、オイル回路の体積、長さおよび複雑さのため、回路内に大きな負荷損が生じるとともに、大量のオイルが必要になる。また、エンジンの周囲全体にオイルを循環させることにより、推進ユニットの漏れ、汚染、発火のリスクが増すが、これは冷却システムおよびこれに結合されている推進ユニットのある脆さを表している。
【００１９】
最後に、潤滑油は粘度が高く熱容量が最適ではないこと、ならびに各熱発生源の冷却回路はその自前の潤滑回路により冷却および温度制御しなければならないため、負荷損および漏れのリスクを低減するためには潤滑回路は可能な限り短いものでなければならないことから、熱エネルギーの伝達にとって最適の液体ではない。したがって推進ユニットの種々の構成要素の単数または複数の冷却システムを接続することはほとんど検討に値せず、これらのシステムを飛行機のシステムに接続することはなおさら検討に値しない。このように飛行機と推進システムの冷却能力の間ならびに飛行機と推進システムの熱発生源の間には相乗効果が全くなく、そのため熱関連装置の共通化が阻まれている。ところで、そのような相乗効果があれば冷却システムの最適化をより推し進めることが可能であろうと思われる。
【００２０】
先行技術のシステムの一例を図１に示す。
【００２１】
この例において、潤滑油回路１１がエンジンのナセル（nacelle）内を走り、燃料／オイル交換器タイプの冷却手段１２、１３に到達する一方、発電機の潤滑油回路１４は、エンジン供給燃料の再循環回路内に配置された燃料／オイルタイプの冷却手段１５まで延びている。
【００２２】
図２も同じく同じく先行技術に基づくものであり、ナセル２および推進システム３を含み、交換器を冷却するために二次束の一部をバイパスする管路７、９および４、５内に配置された空気／オイル交換手段６、８を具備する飛行機エンジン１を示す図である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２３】
本発明は主に、冷却が必要な装置の外部にある装置の潤滑油の循環を最小限に抑えること、および冷却機能から潤滑機能を分離することを目的とする。
【００２４】
また本発明により各構成要素の冷却能力を相互支援することによって種々の装置の冷却手段の共通化が可能になるとともに、散逸源、特に飛行機の動作段階によって冷却の必要量が異なる散逸源の間での熱交換が可能になる。
【課題を解決するための手段】
【００２５】
これを行うために、本発明は、飛行機の推進ユニットの装置の冷却および温度制御システムであって、前記装置のうちの少なくとも２つの装置の潤滑回路と閉回路に含まれる熱伝達流体との間の第１熱交換手段、および熱伝達流体と少なくとも１つの冷却流体との間の第２熱交換手段を含み、第１熱交換手段が前記装置のそれぞれの装置のレベルに局所的に配置され、第２熱交換手段が前記第１手段から距離を置かれ、閉回路が、装置のうちの少なくとも２つと前記第２手段の間を循環するシステムを提供する。
【００２６】
本発明は、少なくとも１つのそのような冷却システムを含む飛行機推進ユニットにも冠する。
【００２７】
本発明のその他の特徴および長所は、図面を参照して行う本発明についての以下の非限定的実施例についての説明を読むことにより明らかになろう。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】先行技術の装置の冷却システムの例を示す図である。
【図２】空気／流体交換器を具備する飛行機の推進ユニットの例を示す図である。
【図３】本発明によるシステムの第１の実施例の概略図である。
【図４】本発明によるシステムの第２の実施例の概略図である。
【図５】本発明による冗長システムの実施例を示す図である。
【図６】推進ユニットより外部の装置とのインタフェースを含む本発明による冷却システムの例の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
飛行機の推進システム１の装置１０、２３の冷却および温度制御システムの例を図３から図６に示す。
【００３０】
概略図を図１に示す例は、少なくとも２つの装置すなわち優先的にはまず推進システムの発電機１０およびタービンエンジン２３、の潤滑回路２２ａ、２２ｂ間の第１熱交換手段２１を含むシステムの基本概略図である。
【００３１】
発電機１０は飛行機の電力を供給する役割を有し、タービンエンジンは飛行機を移動させる推力を供給する役割を持つので、これら２つの装置には充分な潤滑が必要であり、また動作上の制約が高い。
【００３２】
これら２つの装置の潤滑を犠牲にすることなくそれら装置の冷却を最適化するために、本発明は、これらの装置の近傍に第１の熱交換手段２１を配置し、熱伝達流体と少なくとも１つの冷却流体２７、２８との間の第２の熱交換手段２５、２６に排出する熱量の輸送を、閉回路２４内に入れた熱伝達流体に委ねる。
【００３３】
このようにして第１の熱交換手段２１は前記装置１０、２３のそれぞれの装置のレベルに局所的に配置され、第２の熱交換手段２５、２６は冷却流体が循環する場所の近傍に配置されるので、第２の熱交換手段２５、２６は前記第１手段２１から距離を置かれることになる。
【００３４】
本発明の第１の利点は、装置のうちの少なくとも２つ１０、２３と第２の熱交換手段２５、２６との間を閉回路２４が循環するため、装置が冷却手段を共有することである。さらに、第１の手段は装置の近傍に残ることができ、第２の手段は、装置の潤滑回路を延長することなく、冷却に最も適する場所に配置することができる。
【００３５】
第１の熱交換手段２２ａ、２２ｂは装置１０、２３に結合された熱伝達流体／オイル熱交換器である。
【００３６】
このように熱伝達流体はこの機能に適した流体である。
【００３７】
熱伝達流体は、無毒性、非引火性であって、粘度が低く、良好な熱容量のものであることが好ましい。非限定的例としては、熱伝達流体は、極めて低い使用温度の場合における熱伝達流体の固形化を防止するために、純水、あるいはたとえばグリコール添加水など特性を改善する単数または複数の添加剤と混合された水とすることができる。
【００３８】
例によれば、熱伝達流体回路は液体／液体タイプの複数の熱交換器を経由するが、各熱交換器は、冷却が必要な１つの熱発生源専用であり、冷却回路の熱伝達流体とこの熱発生源の潤滑油との間での熱エネルギーの交換を可能にする。
【００３９】
熱発生源と熱伝達流体回路との間のこれらの熱交換器は、熱発生源の近傍、熱発生源の隔壁上または内部、またはシステムの統合上利点を有する推進システムの任意の場所に置くことができる。
【００４０】
非限定的実施例は、当該熱発生源の潤滑油タンクの内部に、オイルと接触している熱交換器を設置することである。
【００４１】
その場合、熱発生源の内部で熱交換が直接行われるので、前記発生源の外装の外側を通過し推進システムの周囲を通る潤滑回路は必要ではない。
【００４２】
熱伝達流体を循環させるために、閉回路２４は熱伝達流体の循環ポンプ２９を含む。
【００４３】
同じく図３の例によれば、第２の熱交換手段は、推進システムのナセルとエンジンとの間を移動する二次空気束の少なくとも一部２８と接触している少なくとも１つの熱伝達流体／空気交換器２５を備える。
【００４４】
この交換器は、図２に図示するように、先行技術のオイル／空気交換器の代わりに配置される。
【００４５】
第２の熱交換手段は、上記の方法の代替として、あるいは上記の方法と並行して、推進システムへの燃料供給回路２７内に配置された少なくとも１つの熱伝達流体／燃料交換器２６を備えることができる。
【００４６】
燃料供給回路はこの場合、先行技術における場合と同様、熱交換によって生じる温度上昇を制限するために、タンクへの燃料の再循環を含むことができる。
【００４７】
上で見てきたように、冷却が必要な主な装置には、少なくとも１つの発電機１０および推進ユニットのタービンエンジン２３が含まれる。
【００４８】
ところが図６では本発明は、推進ユニットのその他の要素の冷却、特に推力反転装置４０のサーボ制御装置およびエンジンギア４１に適用される。
【００４９】
これは、各装置について、交換器側に延長される潤滑回路を設ける代わりに、装置間に配管される回路２４を使用することにより可能になる。
【００５０】
図４に示すシステムは、第１の熱交換手段２１のうちの少なくとも１つの手段のレベルにおいて、この第１の熱交換手段２１内で認められる熱伝達流体の量を制御するのに適した制御装置を含む点において優れている。
【００５１】
制御装置は、熱伝達流体を第１の熱交換器２１に、あるいは前記少なくとも１つの第１の熱交換手段の短絡管３１に熱伝達流体を分配する弁３０を備える。
【００５２】
（図４には示していない）設定装置は、外部温度、オイル温度、および装置の動作段階など、所与の制御パラメータに応じて弁３０を制御する。
【００５３】
また、熱伝達流体の戻し装置３４により、制御装置によって制御される流量の余剰分を流体タンクに戻すことができる。
【００５４】
図５は、上で説明した少なくとも２つの冷却システムであって独立しかつ分離されているシステムを含む推進ユニットの冷却システムを表す。
【００５５】
第１のシステムは、推進ユニットの第１発電機の第１オイル／流体交換器２１ａおよびタービンエンジンの第１オイル／流体交換器２１ｃを分配し、流体／空気タイプの第１、第２流体／空気交換器２５ａおよび流体／燃料タイプの第１、第２交換器２６ａの間で伝達熱量を交換する第１回路２４ａを含む。
【００５６】
この第１回路の熱伝達流体の循環は第１ポンプ２９ａによって行われる。
【００５７】
第２のシステムは、推進ユニットの第１発電機の第２オイル／流体交換器２１ｂおよびタービンエンジンの第２オイル／流体交換器２１ｄを分配し、流体／空気タイプの第１、第２流体／空気交換器２５ｂおよび流体／燃料タイプの第１、第２交換器２６ｂの間で伝達熱量を交換する第２回路２４ｂを含む。
【００５８】
この第２回路の熱伝達流体の循環は第２ポンプ２９ｂによって行われる。
【００５９】
たとえば衝撃時または鳥の衝突時の２つの回路の共通の漏れまたは破損のリスクを回避するため、特に、たとえば推進ユニットの軸を基準として直径方向で反対側に２つの回路を配置し相互に遠ざけることにより、この２つの回路は分離される。
【００６０】
この例においては、２つの冷却システムは、装置のレベルにおいて、特にそれぞれ異なる交換器を回路が通過するタービンエンジン２３のレベルにおいて、冗長性を確保するために補完し合うよう配置されることに留意すべきである。
【００６１】
そこでも回路のうちの一方に問題が生じた場合、他方の回路は依然として作動できるため、タービンエンジンの加熱を制限するために同エンジンの出力は制限しつつも、推進ユニットを使用し続けることができる。
【００６２】
熱伝達流体回路を用いることにより推進ユニットの要素を加熱するために熱伝達流体を使用することができ、特に、本発明の個別の一実施形態によれば、閉回路２４はさらに、推進ユニットの少なくとも１つの凍結防止加熱モジュール３４を分配する。
【００６３】
おのずとわかるように、このモジュールはエンジンの空気取り入れ口の縁部内に配置することができる。
【００６４】
図６の例では、システムはさらに、インタフェース３３を介して推進ユニットより外部の飛行機装置に供給する熱伝達流体網３２に接続される。
【産業上の利用可能性】
【００６５】
そのような装置は、熱伝達流体によって伝達される熱を利用する翼の凍結防止装置などの装置、空調装置など冷却を必要とする装置、システムと、推進ユニットの冷却能力を利用して空調システムの熱エネルギーを散逸することができる空調システムの交換器との間の結合装置などの装置とすることができる。
【００６６】
実際、これらの地上待機段階中に推進ユニットが作動している場合には、推進ユニットの冷却システムの利用可能な冷却能力を介して空調により得られた熱エネルギーを、タービンエンジンを通過する空気束内に散逸することはきわめて可能なことである。
【００６７】
本発明は説明した例に限定されるものではなく、請求項の範囲に入るあらゆる変形形態を含むものである。
【符号の説明】
【００６８】
１ 飛行機エンジン
２ ナセル
３ 推進システム
４、５、７、９ 管路
６、８ 空気／オイル交換手段
１０ 発電機
１１ 潤滑油回路
１２、１３ 燃料／オイル交換器タイプの冷却手段
１４ 発電機の潤滑油回路
１５ 燃料／オイルタイプの冷却手段
２１ オイル／流体交換器（第１熱交換手段）
２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ オイル／流体交換器
２２ａ、２２ｂ 潤滑回路
２３ タービンエンジン
２４ 閉回路
２４ａ 第１回路
２４ｂ 第２回路
２５ 熱伝達流体／空気交換器（第２の熱交換手段）
２５ａ 第１流体／空気交換器
２５ｂ 第２流体／空気交換器
２６ 熱伝達流体／燃料交換器（第２の熱交換手段）
２６ａ 流体／燃料タイプの第１交換器
２６ｂ 流体／燃料タイプの第２交換器
２７ 燃料供給回路
２８ 二次空気束の少なくとも一部
２９ 循環（電動）ポンプ
２９ａ 第１ポンプ
２９ｂ 第２ポンプ
３０ 弁
３１ 短絡管
３２ 熱伝達流体網
３３ 飛行機とのインタフェース
３４ 凍結防止加熱モジュール（熱伝達流体の戻し装置）
４０ 推力反転装置のサーボ制御
４１ エンジンギアの冷却
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行機の推進ユニット（１）の装置（１０、２３）の冷却および温度制御システムであって、前記装置のうちの少なくとも２つの装置の潤滑回路（２２ａ、２２ｂ）と閉回路（２４）に含まれる熱伝達流体との間の第１熱交換手段（２１）、および熱伝達流体と少なくとも１つの冷却流体（２７、２８）との間の第２熱交換手段（２５、２６）を含み、第１熱交換手段（２１）が前記装置（１０、２３）のそれぞれの装置のレベルに局所的に配置され、第２熱交換手段（２５、２６）が前記第１熱交換手段（２１）から距離を置かれ、閉回路（２４）が、装置のうちの少なくとも２つ（１０、２３）と前記第２熱交換手段（２５、２６）の間を循環することを特徴とするシステム。
【請求項２】
第１熱交換手段（２２ａ、２２ｂ）が、装置（１０、２３）に組み合わせられた伝熱流体／オイル交換器であることを特徴とする請求項１に記載の冷却および温度制御システム。
【請求項３】
第２熱交換手段が、推進ユニットのナセルとエンジンとの間を移動する空気束の少なくとも一部分（２８）と接触している熱伝達流体／空気交換器（２５）であることを特徴とする請求項１または２に記載の冷却システム。
【請求項４】
第２熱交換手段が、推進ユニットの燃料供給回路（２７）内に配設されたすくなくとも１つの熱伝導流体／燃料交換器（２６）を備えることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の冷却システム。
【請求項５】
装置が推進ユニットの少なくとも１つの発電機（１０）およびターボエンジン（２３）を備えることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の冷却システム。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか１項に記載の少なくとも１つの冷却システムを含むことを特徴とする飛行機推進ユニット（１）。
【請求項７】
請求項１から５のいずれか１項に記載の少なくとも２つの冷却システムを含み、２つのシステムが独立し分離されていることを特徴とする請求項６に記載の推進ユニット。
【請求項８】
閉回路（２４）がさらに、推進システムの少なくとも１つの凍結防止加熱モジュール（３４）を分配することを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の少なくとも１つの冷却システムを具備する少なくとも１つの推進ユニットを含む飛行機。
【請求項９】
前記システムが、推進ユニットより外部の飛行機装置に供給する熱伝達流体網（３２）に接続されることを特徴とする、請求項１から５のいずれか１項に記載の少なくとも１つの冷却システムを具備する少なくとも１つの推進ユニットを含む飛行機。
【請求項１０】
空調システムの熱エネルギーを散逸することが可能な空調システムの交換器に熱伝達流体回路が接続される請求項９に記載の飛行機。
【請求項１】
飛行機の推進ユニット（１）の装置（１０、２３）の冷却および温度制御システムであって、前記装置のうちの少なくとも２つの装置の潤滑回路（２２ａ、２２ｂ）と閉回路（２４）に含まれる熱伝達流体との間の第１熱交換手段（２１）、および熱伝達流体と少なくとも１つの冷却流体（２７、２８）との間の第２熱交換手段（２５、２６）を含み、第１熱交換手段（２１）が前記装置（１０、２３）のそれぞれの装置のレベルに局所的に配置され、第２熱交換手段（２５、２６）が前記第１熱交換手段（２１）から距離を置かれ、閉回路（２４）が、装置のうちの少なくとも２つ（１０、２３）と前記第２熱交換手段（２５、２６）の間を循環することを特徴とするシステム。
【請求項２】
第１熱交換手段（２２ａ、２２ｂ）が、装置（１０、２３）に組み合わせられた伝熱流体／オイル交換器であることを特徴とする請求項１に記載の冷却および温度制御システム。
【請求項３】
第２熱交換手段が、推進ユニットのナセルとエンジンとの間を移動する空気束の少なくとも一部分（２８）と接触している熱伝達流体／空気交換器（２５）であることを特徴とする請求項１または２に記載の冷却システム。
【請求項４】
第２熱交換手段が、推進ユニットの燃料供給回路（２７）内に配設されたすくなくとも１つの熱伝導流体／燃料交換器（２６）を備えることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の冷却システム。
【請求項５】
装置が推進ユニットの少なくとも１つの発電機（１０）およびターボエンジン（２３）を備えることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の冷却システム。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか１項に記載の少なくとも１つの冷却システムを含むことを特徴とする飛行機推進ユニット（１）。
【請求項７】
請求項１から５のいずれか１項に記載の少なくとも２つの冷却システムを含み、２つのシステムが独立し分離されていることを特徴とする請求項６に記載の推進ユニット。
【請求項８】
閉回路（２４）がさらに、推進システムの少なくとも１つの凍結防止加熱モジュール（３４）を分配することを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の少なくとも１つの冷却システムを具備する少なくとも１つの推進ユニットを含む飛行機。
【請求項９】
前記システムが、推進ユニットより外部の飛行機装置に供給する熱伝達流体網（３２）に接続されることを特徴とする、請求項１から５のいずれか１項に記載の少なくとも１つの冷却システムを具備する少なくとも１つの推進ユニットを含む飛行機。
【請求項１０】
空調システムの熱エネルギーを散逸することが可能な空調システムの交換器に熱伝達流体回路が接続される請求項９に記載の飛行機。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公表番号】特表２０１０−５２２８４２（Ｐ２０１０−５２２８４２Ａ）
【公表日】平成２２年７月８日（２０１０．７．８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−５００３３２（Ｐ２０１０−５００３３２）
【出願日】平成２０年３月２５日（２００８．３．２５）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２００８／０５０５０８
【国際公開番号】ＷＯ２００８／１３２４００
【国際公開日】平成２０年１１月６日（２００８．１１．６）
【出願人】（５０９２６５３１３）エアバス オペラシオン（エス．ア．エス） (20)
【公表日】平成２２年７月８日（２０１０．７．８）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年３月２５日（２００８．３．２５）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２００８／０５０５０８
【国際公開番号】ＷＯ２００８／１３２４００
【国際公開日】平成２０年１１月６日（２００８．１１．６）
【出願人】（５０９２６５３１３）エアバス オペラシオン（エス．ア．エス） (20)
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