特許

J-GLOBAL ID：200903067317243661

航空機エンジンの高温部品のための冷却システム、およびそのような冷却システムを装備する航空機エンジン

発明者： ブリユノ・ブタン ,  ジヨルジユ・マゾー ,  ロラン・パルミザーノ ,  バンサン・フオンケルヌ ,  デイデイエ・イボン
出願人/特許権者： スネクマ・モトウール
代理人 (4件)： 川口 義雄 ,  小野 誠 ,  大崎 勝真 ,  坪倉 道明
公報種別：公開公報
出願番号（国際出願番号）：特願2005-001317
公開番号（公開出願番号）：特開2005-201264
出願日： 2005年01月06日
公開日（公表日）： 2005年07月28日
要約：

【課題】従来技術における、航空機エンジンの冷却システムの不都合に対する解決方法を提供する。【解決手段】航空機エンジン10のための冷却システム30は、二次空気流200における低温の空気を抜き出すチャネル32と、チャネル32内に配置され、かつその中で高温の空気が循環する熱交換器34とを備えている。チャネル32は、ナセル24に固定される供給パイプ322および排出パイプ326と、供給パイプ322と排出パイプ326との間に配置され、エンジン10に固定され、その中に熱交換器34が配置される中間ボックス324とを備えている。航空機エンジン10における高温部品22の冷却のためのアプリケーション。【選択図】 図1

請求項（抜粋）：

航空機エンジン(10)の高温部品(22)のための冷却システム(30)であって、 航空機エンジン(10)は、ナセル(24)内に収容され、一次空気流(100)はエンジン内を通り、そして二次空気流(200)はナセル(24)内のエンジン(10)のまわりを通り、 冷却システム(30)は、二次空気流(200)における低温の空気(300)を抜き出す少なくとも1つのチャネル(32)と、チャネル(32)内に配置される少なくとも1つの熱交換器(34)とを備え、一次空気流(100)からの高温の空気(420)が、高温部品(22)を冷却するために高温部品(22)に到着する(440)前に、冷却されるべくチャネル(32)を循環し、 前記少なくとも1つのチャネル(32)は、以下の3つの部品、すなわち 前記少なくとも1つの熱交換器(34)の上流側で、ナセル(24)に固定される供給パイプ(322)と、 前記少なくとも1つの熱交換器(34)の下流側に配置され、かつナセル(24)に固定される排出パイプ(326)と、 供給パイプ(322)と排出パイプ(326)との間に配置される中間ボックス(324)とを備え、該中間ボックス(324)の中に、前記少なくとも1つの熱交換器(34)が配置され、かつ前記中間ボックス(324)がエンジン(10)に固定される、冷却システム。

IPC (2件)：

F02K1/78 ,  F02K1/38

FI (2件)：

F02K1/78 Z ,  F02K1/38

引用特許：

出願人引用 (5件)

• 仏国特許発明第2400618号明細書
  
• 米国特許第5269135号明細書
  
• 米国特許第3842597号明細書
  
• 米国特許第5918458号明細書
  
• 米国特許第4187675号明細書
  

審査官引用 (4件)

• ガスタービンエンジンの冷却装置
  公報種別：公開公報   出願番号：特願平5-052803   出願人：ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
• 冷却システム
  公報種別：公開公報   出願番号：特願平6-004312   出願人：ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
• 特開平4-232338
  
• 特開平4-232338