JPH0360036B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は航空機キヤビン等に圧縮された冷却気
体を供給するタービン駆動の気体循環型の冷却機
構に係り、尚詳細には共通の駆動シヤフトに装荷
されたコンプレツサとタービンとの間にフアンが
配設され、且タービンを駆動する圧縮空気の如き
気体によりシヤフトのジヤーナル並びにスラスト
軸受をも潤滑する独特の構成の冷却用のタービン
を包有した冷却機構に関する。

圧縮された冷却気を航空機キヤビンへ供給する
空気循環型の冷却機には共通のシヤフトに装着さ
れる３つの主要部材、即ちフアン、タービン並び
にコンプレツサが包有されている。フアンはシヤ
フトの一端部に装着され、一方コンプレツサ並び
にタービンはシヤフトの他方に装着されている。
シヤフトの軸受は通常、周知の潤滑油供給装置を
用いて行なわれる。この場合軸受はフアンを通過
する高温のラム空気から離間して位置するように
ラム空気ダクト外部に配置されると共に、フアン
は駆動シヤフトのラム空気ダクト内への突出端に
固定される。

冷却機の作動中、航空機の推力エンジンのコン
プレツサから放出される放出気がラム空気ダクト
内の第１の熱交換器を通過して冷却機のコンプレ
ツサの流入口に流入する。冷却機のコンプレツサ
から送出される圧縮された放出気はラム空気ダク
ト内において第１の熱交換器に連設された第２の
熱交換器および除湿機構を経てタービンに流入
し、これによりタービンが回転駆動されると共
に、共通の駆動シヤフトを介してコンプレツサ並
びにフアンが回転駆動される。更にタービンにお
いて膨張されて冷却された空気は温度調節された
冷却気として航空機のキヤビンに対し送入りされ
る。

この場合フアン並びに駆動シヤフトの一部はラ
ム空気ダクト内において第１、第２熱交換器の下
方に配設され、一方共通の駆動シヤフトに装荷さ
れるコンプレツサ並びにタービンはラム空気ダク
ト外に配設される。フアンがタービンによて回転
駆動されると、外気がラム空気ダクトの流入部か
ら導入され、２つの熱交換器並びにフアンに対し
流動してラム空気ダクトの流出部ら外部へ放出さ
れる。この構成においてはタービンにより駆動さ
れるフアンは２つの熱交換器を冷却するように作
動する必要があり、タービンに相対的に大きな負
荷が加わりつゝ２つの熱交換器に対し外気の連続
的な流動が行なわれる。

上述の従来の空気循環型の冷却機構は構成が簡
潔で、ある程度良好な動作を実現するものの、問
題点が多かつた。先ずフアンをコンプレツサ並び
にタービンから離間してシヤフトに装着すること
になるため、コンプレツサ並びにタービンにおけ
る最高回転速度が制限され、延いてはこれらの設
計にも制約が加わる問題があつた。即ち従来のフ
アンはコンプレツサないしはタービンに比し回転
速度の限界値が低く、従つてこれと連動するコン
プレツサ並びにタービンの最高回転速度も規定さ
れることになり、コンプレツサ並びにタービンを
通過する放出気の流速が両者の回転速度がフアン
の最大に許容される沿度限界値を越えないように
コンプレツサ並びにタービンの大きさあるいは形
状に設計しなければならなかつた。これに伴い必
然的にコンプレツサ並びにタービンの作動効率が
損われることにもなつていた。

またフアンは２つの熱交換器から450〓（約232
℃）の高温を受けるため充分わ耐熱性を持たせる
必要があり、且高回転時にシヤフトに過度の応力
が加わらないようにチタン等の特に軽量の金属で
作る必要があり、空気循環型の冷却機の製造コス
トが高くなる問題があつた。

更に、従来の冷却機においては潤滑油軸受をラ
ム空気ダクト内の高温の熱交換器から隔絶する必
要がある。即ち上述の如くフアン並びにシヤフト
の一部を除いて冷却機本体をラム空気ダクトの外
部に設置しなければならず、従つてラム空気ダク
トに対し冷却機本体を並置するから機構全体の幅
が大きくなる問題があつた。

しかして本発明は従来の空気循環型冷却機に伴
う諸問題を解決し得る空気循環型の冷却機構を提
供することを目的とする。

この目的を実現するため本発明による空気循環
型の冷却機は共通の駆動用のシヤフトに沿つて互
いに離間して配列される各ハウジング内に設けら
れたコンプレツサとサービンとフアンとを包有し
ており、特にシヤフトの両端に装着されたコンプ
レツサとタービンとの間にフアンが配置される。

またシヤフトに対する支承はハウジング内に配
設された気体ホイル軸受によつて実現される。空
気循環型の冷却機の作動中当該気体ホイル軸受は
タービンを回転させる圧縮されたコンプレツサか
らの放出気により潤滑される。即ち後述するよう
に第２のラム空気ダクト部に配設された熱交換器
から流出する放出気はタービンハウジング内に流
入し、主流がタービンに対し流動すると共に、一
部が気体ホイル軸受を収容した小空間を通過して
気体ホイル軸受を潤滑した上、フアンハウジング
に流入せしめられた後流出口から放出される。

本発明においては上記の如くフアンをコンプレ
ツサとタービンとの間に配設するから、本発明に
おけるラム空気ダクトとフアンハウジングの連結
をコンプレツサとタービンとの間において構成で
き、特にコンパクトな冷却機構を提供できる。ま
た本発明によれば、中央のフアンハウジングがシ
ヤフトの軸線方向において流入側と流出側に二分
されており、両者を相対的に回動させて接合で
き、空気循環型の冷却機を多様なラム空気ダクト
の形態に適合させるようにフアンハウジングの流
入口並びに流出口を好適に位置させ得る。

更に放出気によつて潤滑される気体ホイル軸受
を採用することにより、本発明の空気循環型の冷
却機構によれば従来のものに比し顕著な利点を有
する。即ちフアンがシヤフトの端部に片持ち支持
されることなくコンプレツサーとタービンとの間
に装着されるので、フアンの最大許容回転速度を
増大でき、コンプレツサ並びにタービンに対し格
別の制限が加えられれることがなく、両者を作動
効率が充分増進されるような効果的な形状にする
ことができる。且またフアンをコンプレツサとタ
ービンとの間に配設することによりシヤフトをコ
ンプレツサとタービンハウジングの距離以上に延
長する必要がなく、従来のようにコンプレツサな
いしはタービンを通過する空気流量に制限が加わ
らず、更にシヤフトの径を従来のものに比して相
当大にできるから高速回転時に生ずる応力に充分
対抗できる強度を持たせ得る。

以下本発明を添付の図面に沿つて説明する。

第１図には航空機における推力エンジンのコン
プレツサからの圧縮放出気１４を用いて航空機キ
ヤビン１２へ温度調整された空気を供給する既知
の空気循環型の冷却機構１０が示される。冷却機
構１０には駆動シヤフト１８と駆動シヤフト１８
の左端に取り付けられたタービン２０と、駆動シ
ヤフト１８の右端に固着されたフアン２２と、タ
ービン２０とフアン２２の中間に作動可能に装着
されたコンプレツサ２４とを有する空気循環型の
冷却機１６が包有されている。

フアン２２はタービン２０並びにコンプレツサ
２４から離間して駆動シヤフト１８に片持ち支持
され、且ラム空気ダクト２６内において並設され
た熱交換器２８，３０の下方に配置される。この
フアン２２を作動することにより外気３２が、弁
体と湿潤装置とを並置して構成されるようなバル
ブ・加湿装置３６により流入量が調節されつゝラ
ム空気ダクト２６の一端部の流入口３４からラム
空気ダクト２６内へ導入され、且熱交換器２８，
３０に対し流動された後、ラム空気ダクト２６の
他端部の放出口３８からバルブ・加湿装置４０に
より流出量が調節されつゝラム空気ダクト２６外
部へ放出される。

一方冷却機１６の作動により、高温の圧縮放出
気１４が給気ダクト４２を介し熱交換気器２８を
通過してコンプレツサ２４の流入口に送られる。
この場合熱交換器２８により放出気は、一部脱熱
され、且この放出気はコンプレツサ２４から高圧
をもつて放出され、放出ダクト４４を介して熱交
換器３０を通過し、この熱交換器３０において冷
却された上、除湿機構４６を経てタービン２０へ
送られる。またタービン２０を通過した放出気は
膨張されて更に冷却され、タービン２０から温度
調節された冷却気として放出ダクト４８を経航空
機キヤビン１２へ供給される。このときタービン
２０の作動に伴い駆動シヤフト１８を介してフア
ン２２並びにコンプレツサ２４が回転駆動され
る。

上述の既知の冷却機１６には種々の問題点ない
しは欠点が挙げられている。例えば熱交換器２８
から流出する放出気の温度は通常450〓（約232
℃）以上になるため、タービン２０とコンプレツ
サ２４の間において駆動シヤフト１８をその高温
から保護すべく軸受に対し特に給油を行ない熱絶
縁を図る要があつた。またフアン２２も図示のよ
うにタービン２０並びにコンプレツサ２４から相
当に離間させて駆動シヤフト１８に固着されるこ
とになり、冷却機１６をラム空気ダクト２６と別
設する必要があつた。このため図示のように占有
空間が大となる冷却機構となる。即ち全幅（第１
図の左から右まで）が実質的にラム空気ダクト２
６の巾と冷却機１６の巾との和となる。

且、タービン２０並びにコンプレツサ２４に対
しフアン２２を片持ち支持させて固着することに
より設計上あるいは作動上の問題も生じている。
先ず駆動シヤフト１８がコンプレツサ２４の流入
口近傍において給機ダクト４２を、且ラム空気ダ
クト２６の側壁を夫ヶ貫通することになるため、
漏洩を阻止するには駆動シヤフト１８の挿通部を
充分に密封する必要がある。更に、駆動シヤフト
１８はコンプレツサ２４を全体に亘つて貫通する
よう延びているため、流入口の一部を塞ぐことに
なり空気の流動効率が悪くなる。

またフアン２２を片持ち支持することにより、
コンプレツサ２４とフアン２２との間において駆
動シヤフト１８の一部に屈曲応力が加わらないよ
うに、フアン２２の回転速度を所定限度以下に保
つ必要があり、延いてはタービン２０並ひにコン
プレツサ２４の回転速度が制限されることにな
る。この場合またタービン２０並びにコンプレツ
サ２４はフアンの回転限度を越えて放出気の流動
効率が上がることがないように設計る必要があ
り、この結果冷却機総体の効果が著しく低下する
ことになる。

加えてフアン２２はラム空気ダクト２６内の熱
交換器２８を介して通常少なくとも400〓（約204
℃）の高温の放出気の影響を受けるため、チタン
等の高耐熱物質で作成する必要があり、冷却機１
６の製造コストが高くなつている。またチタンは
相対的に質量が大であるから、フアン２２、延い
てはコンプレツサ２４並びにタービン２０の回転
速度の最大値を低下させる要がある。

本発明においては上述の各種の問題点ないしは
欠点を解決すべく第２図のコンパクトな空気循環
型の冷却機構５０が提供される。この冷却機構５
０には独特の冷却機５２が包有されており、冷却
機５２は上述の冷却機１６と同様に、共通のシヤ
フト６０に装荷されたタービン５４並びにフアン
５６とコンプレツサ５８を具備している。この場
合本発明によれば特にフアン５６が、シヤフト６
０の両端に取り付けられたタービン５４とコンプ
レツサ５８との間に装着される（第４図併照）。
フアン５６を囲繞するようにタービン５４とコン
プレツサ５８の間にフアンハウジング６２が配設
されており、フアンハウジング６２にはフアン５
６とタービン５４との間に位置する流入口６４並
びに流出口６６が具備される。流入口６４内には
第１、第２の熱交換流路を有する熱交換器７０を
備えた、ラム空気ダクトの第１ダクト部６８が装
着されており、一方流出口６６内には同様に第
１、第２の熱交換流路を有する熱交換器７４を備
えた、ラム空気ダクトの第２ダクト部７２が装着
されている。

一方冷却機構５０の作動中、推力エンジンのコ
ンプレツサから放出される高温の放出気７６は給
気ダクト７８を介して熱交換器７４の、例えば第
２の熱交換流路を通りコンプレツサ５８の流入口
８０へ供給される。且つコンプレツサ５８から放
出される高圧の放出気は流動ダクト８２を介して
熱交換器７０の第２の熱交換流路、除湿装置８４
を通り、タービン５４の流入口８６へ流動する。
更にタービン５４の流出口９０から送出される膨
張した冷却器８８は放出ダクト９２を経温度調整
された冷却気として航空機キヤビン９４あるいは
別の被空調間へ供給される。放出気がタービン５
４を通過するとき冷却機５２の三構成部材、即ち
タービン５４、フアン５６並びにコンプレツサ５
８が回動される。フアン５６の回転に伴い、外気
９６が第１ダクト部６８内に導入されて熱交換器
７０の第１の熱交換流路に対し流動し、且第２ダ
クト部７２へ送られて熱交換器７４の第１の熱交
換流路に対し流動する。この時、給気ダクト７８
と流動ダクト８２を通過する放出気が冷却される
ことになる。

このようにフアン５６をタービン５４とコンプ
レツサ５８との中央に置く独特の構成により、第
３図の如く冷却機構５０を極めてコンパクトに形
成し得る。この構成において冷却機５２と除湿装
置８４の双方が熱交換器７０，７４間に配設され
ると共に、冷却器５２は熱交換器７０，７４の長
手方向に対し平行に延び、一方除湿装置８４は冷
却機５２のタービン５４側の近傍に配設される。
これにより冷却機構５０の各構成部材は熱交換器
７０，７４より内側に配置されることなるから、
周知の冷却機構１０に比し、本発明による冷却機
構５０総体の寸法が大巾に低減される。

また、第２図、第３図に示されるようにフアン
は第１図の周知の冷却機構１０では２つの熱交換
器２８，３０の下位に配設されるに対し、本発明
では２つの熱交換器７０，７４の間に配設され
る。従つて本発明においては熱交換器７０，７４
がフアン５６の上流並びに下流に位置するから、
両熱交換器７０，７４がラム空気ダクト内に侵入
する塵埃からフアン５６を保護する防護壁のよう
に機能する。且フアン５６は実質的に完全に塵埃
から保護される上、周知のフアン２２より耐熱温
度が実質的に半分の材料を用いて形成できる。即
ちフアン５６が常に熱交換器７０，７４の一方の
下流に位置しており、熱交換器７０，７４から外
気９６に脱熱される全熱量の実質的に半分が外気
９６がフアン・ハウジング６２から流出した後に
外気に加わる。これによりフアン５６を、従来の
如く質量が大で高価なチタン等で形成することな
く、軽量で安価なアルミウムで作成し得る。

更に第４図、第５図を参照して本発明の冷却機
５２を詳述するに、タービン５４は全体として筒
状をなした中空のタービンハウジング９８を有し
ており、このタービンハウジング９８には流入口
８６が実質的に接線方向に延びるように設けら
れ、且流出口９０が中央部において軸方向に延び
るように設けられている。またタービンハウジン
グ９８は軸方向に配列された外部９８ａと内部９
８ｂとを包有し、その中央に羽根を有したタービ
ンホイール１０２を位置せしめてタービンホイー
ル１０２を囲繞するように設けられると共に、流
入口８６と連通する環状の流路１００が形成され
ている。一方コンプレツサ５８は全体として筒状
をなした中空のコンプレツサハウジング１０４を
有しており、このコンプレツサハウジング１０４
には流入口８０が軸方向に延びるように設けら
れ、且流出口１０６が実質的に接線方向に延びる
ように設けられている。またコンプレツサハウジ
ング１０４にはその中央に環状の拡散部１１０を
囲むように環状の放出路１０８が形成され、且環
状の拡散部１１０はその中に環状に配列され、全
体として半径方向外向きに延びる拡散流路１２２
を有する、拡散流路１１２は流入口８０と放出路
１０８との間に延びると共に羽根を有したコンプ
レツサインペラ１１４を囲繞するように形成され
る。

互いに離間したタービンホイール１０２とコン
プレツサインペラ１１４の間にはシヤフト６０が
張架されており、シヤフト６０はフアン５６の中
心部を貫通して延びるメインシヤフト１１６を有
している。メインシヤフト１１６はその左端がタ
ービンホイール１０２を通つて延び、且その右端
がコンプレツサインペラ１１４を貫通して延びて
いる。またシヤフト６０は第１並びに第２の外部
中空軸１１８，１２０を有する。第１の外部中空
軸１１８はメインシヤフト１１６を囲繞すると共
に、フアン５６の中央のハブ部１２４に形成され
た環状の肩部１２２から左方向に延び、軸受ラン
ナ板１２６の半径方向内側部まで達している。ま
たタービンホイール１０２の軸方向の内端部１２
８が軸受ランナ板１２６並びに第１の外部中空軸
１１８の左端部内に延伸しており、このタービン
ホイール１０２に形成された環状の肩部１３０が
軸受ランナ板１２６により押圧される。一方第２
の外部中空軸１２０はハブ部１２４に形成された
環状の肩部１３２とコンプレツサインペラ１１４
に形成された環状の肩部１３４との間に延設され
ている。

タービンホイール１０２、軸受ランナ板１２
６、第１、第２の外部中空軸１１８、１２０、ハ
ブ部１２４並びにコンプレツサインペラ１１４相
互は摩擦力を介して接合され、且メインシヤフト
１１６の両端に螺合されていて各々タービンホイ
ール１０２並びにコンプレツサインペラ１１４の
外端部を押圧する一対のナツト１３６，１３８に
より緊結され連動して回転するように設けられて
いる。即ちナツト１３６，１３８が締られたと
き、タービンホイール１０２並びにコンプレツサ
インペラ１１４はメインシヤフト１１６に沿つて
内側に強固に押圧されると共に第１第２の外部中
空軸１１８，１２０がハブ部１２４に対し摩擦力
を介在して強固に接合する。従つてシヤフト６０
は冷却機５２のタービン５４、フアン５６並びに
コンプレツサ５８と摩擦力を介して充分に連結さ
れることになる。

タービンハウジング９８とコンプレツサハウジ
ング１０４間に亘つてフアンハウジング１４０が
配設されており、フアンハウジング１４０は軸方
向において二分されて第１、第２の部分をなす２
つの筒状部１４０ａ，１４０ｂを具備すると共
に、フアン５６を囲繞するように設けられる。筒
状部１４０ａはフアン５６の側に向つて延びる流
入口１４２を有し、且筒状部１４０ｂはフアン５
６の他側に位置する流出口１４４を有している。
またフアンハウジング１４０の２つの筒状部１４
０ａ，１４０ｂは互いに接合され、このとき対を
なし互いに隣接する環状のフランジ１４６，１４
８も同時に接合されこのフランジ１４６，１４８
に、円周方向に互いに離間して配列された複数の
ボルトあるいは他の好適な止め具１５０が貫通し
て固設される。互いに隣接する筒状部１４０ａ，
１４０ｂの半径方向内側部並びにフアン５６を囲
繞し、両筒状部１４０ａ，１４０ｂが分断される
ことを防ぐように、筒状部１４０ａ，１４０ｂの
半径方向内側部の外周面にリング１５２が装着さ
れており、このリング１５２は断面がＵ字状をな
すと共に、両筒状部の半径方向内側部の外周面に
当接するリツプ部１５４，１５６を有している。
またリング１５２の軸方向の変位を抑止するよう
に各リツプ部１５４，１５６は夫々筒状部１４０
ａ，１４０ｂの環状の溝１５８並びに環状の肩部
１６０に係合されている。上述の構成においてフ
ランジ１４６，１４８および止め具１５０並びに
リング１５２およびリツプ部１５４，１５６はフ
アンハウジング１４０の第１、第２の部分として
の筒状部１４０ａ，１４０ｂを連結する装置をな
す。

更にフアンハウジング１４０の筒状部１４０ａ
は円周方向に互いに離間して配列された複数のボ
ルト１６２（第４図には一のみを図示）によつて
タービンハウジング９８に固定されており、ボル
ト１６２はタービンハウジング９８の環状のフラ
ンジ１６４，１６６並びに筒状部１４０ａの環状
のフランジ１６８，１７０を連続的に貫通した上
螺合される。このボルト１６２はフアンハウジン
グ１４０の第１の部分としての筒状部１４０ａと
連結する装置をなす。また冷却機５２の、タービ
ンハウジング９８と反対側のコンプレツサハウジ
ング１０４は円周方向に互いに離間して配列され
た複数のボルト１７２により筒状部１４０ｂに取
り付けられており、ボルト１７２はコンプレツサ
ハウジング１０４並びに環状拡散部１１０を貫通
して筒状部１４０ｂに達し螺合される。このボル
ト１７２はコンプレツサハウジング１０４とフア
ンハウジング１４０の第２の部分としての筒状部
１４０ｂとを連結する装置をなす。

この構成によればタービン５４の流入口８６、
フアン５６の流入口１４２、フアン５６の流出口
１４４並びにコンプレツサ５８の流出口１０６を
適宜に位置決めできる。即ちタービンハウジング
９８並びにコンプレツサハウジング１０４はこれ
らと隣接する筒状部１４０ａ，１４０ｂに対し適
宜回転させて所望の位置に位置決めでき、且筒状
部１４０ａ，１４０ｂ相互も同様に適宜に回転さ
せて位置決め可能であるから、流入口８６，１４
２ないしは流出口１４４，１０６を排気ダクトあ
るいはラム空気ダクトと円滑に連結させるよう
に、最適に位置決めし得る。従つて第３図〜第５
図には冷却機５２の配列形態の一例が示されてい
るに過ぎず、本発明の冷却機によれば、各流入、
流出口の向きに充分な裕度が与えらえる。

また本発明よる冷却機５２においては、第１図
に示す周知の冷却機１６と異なり、シヤフト６０
が流入口８０あるいは流出口９０を貫通しておら
ず、従つてシヤフト６０によりコンプレツサイン
ペラ１１４へ向つて流動する空気流が遮られるこ
とがない。且シヤフト６０は第１図の従来例のよ
うにコンプレツサの流入口ダクト部に挿通されな
いから、被熱ないしは密封の問題を生じない。

更にシヤフト６０の最大径即ち第１、第２の外
部中空軸１１８，１２０の再外周径は実質的にタ
ービンホイール１０２の空気放出側、あるいはコ
ンプレツサホイール１１４の空気流入側の径と同
一にされ得る。従つて本発明においてはこの大な
る径を有したシヤフト６０によりフアン５６のハ
ブ１２４の半径方向外側部分を保持することにな
り、フアンの質量によりメインシヤフト１１６の
一部に応力が過度に加わることがないが、第１図
の従来の構成では、シヤフト１８の、コンプレツ
サ２４並びにフアン２２の間に延びる部分の径を
必然的にコンプレツサインペラの径より小にする
必要があり、本発明と同機能を持たせ得ない。

一方本発明の別の一特徴によればシヤフト６０
を好適に支持する独特の気体ホイル軸受機構が取
られ、フアン５６をタービン１０２とコンプレツ
サ１１４との間に置くから、タービン１０２とフ
アン５６とコンプレツサ１１４の駆動に用いる放
出気７６の一部を有効に利用して気体ホイル軸受
を連続的に潤滑することが可能となり、本発明に
よる効果を更に顕著にできる。これを詳述するに
第４図に示す如く上記の気体ホイ軸受機構はター
ビンホイール１０２と第１の外部中空軸１１８の
左端との間に位置する気体ホイルスラスト軸受１
７４と、同様に第１の外部中空軸１１８の左端部
に位置する気体ホイルジヤーナル軸受１７６と、
第２の外部中空軸１２０の右端に位置する気体ホ
イルジヤーハル軸受１７８とより成る。気体ホイ
ルスラスト軸受１７４並びに気体ホイルジヤーナ
ル軸受１７６，１７８自体は本発明の出願人の先
行発明にかかる米特許第3615121号に開示されて
いるものを用いることができる。

この場合、上述と同様に第４図に示すように気
体ホイルスラスト軸受１７４は筒状部１４０ａ
の、半径方向内側に位置する左端部に具備されて
おり、且第１の外部中空軸１１８の左端近傍に周
設される。気体ホイルスラスト軸受１７４のスラ
ストプレート１８０は、軸方向左側の環状のスラ
ストプレート１８６に形成され且軸方向右側に延
びた環状リツプ部１８４に対し上側から重なるよ
うに軸方向左側に延びる環状のリツプ部１８２を
有し、且スラストプレート１８６は環状の肩部１
３０の直近の左側に位置するタービンホイール１
０２の首部１８８を囲繞するように設けられてい
る。またスラストプレート１８６はスラストプレ
ート１８０の左側に位置するような環状の流路１
９０を区画しており、且その外周において円周方
向に離間して配列された複数のボルト１９２によ
り筒状部１４０ａに固定される。更に首部１８８
とスラストプレート１８６の間には環状で且ナイ
フのような鋭い刃部を有する、いわゆるラビリン
ス密封体１９４が配設されている。一方半径方向
に延びる軸受ランナ板１２６の一部が環状の流路
１９０内に配設されており、この場合軸受ランナ
板１２６の厚さは流路１９０の幅より僅かに小さ
くされ、且スラストプレート１８０，１８６と相
俟つてスラストプレート１８６と軸受ランナ板１
２６との間において環状の間隙１９６が、また軸
受ランナ板１２６とスラストプレート１８０との
間において環状の間隙１９８が夫々区画されてい
る。環状の各間隙１９６，１９８内には環状をな
すように重ね合わせられたホイル部材群（図示せ
ず）が収納されることになり、上記米特許第
3615121号に詳記される如く気体ホイルスラスト
軸受として気体軸受作用を有効に実現する。

また気体ホイルジヤーナル軸受１７６は第１の
外部中空軸１１８と同軸に位置し且その左端部を
囲繞するような円筒状のブツシユ２００を包有し
ており、筒状部１４０ａ内に形成された円筒穴２
０２内面に当圧されている。且筒状部１４０ａと
第１の外部中空軸１１８との間においてブツシユ
２００の右側直近には環状でナイフのような鋭い
刃部を持つラビリンス密封体２０４が挿入されて
いる。この場合ブツシユ２００の内径は第１の外
部中空軸１１８の外径より僅かに大にされ、両部
材間に左端において間隙１９８と連通する環状の
間隙２０６が区画される。環状の間隙２０６には
環状をなすように重ね合わせて配列されたホイル
部材群（図示せず）が収納されることになり、上
述と同様に米特許第3615121号に詳記されるよう
に、シヤフト６０の回転に際し気体軸受作用を有
効に実現する。

一方気体ホイルジヤーナル軸受１７８の構成並
びに作用は気体ホイルジヤーナル軸受１７６と同
一である。即ち筒状部１４０ｂ内の円筒穴２１０
に当圧されたブツシユ２０８が包有され、第２の
外部中空軸１２０の右端部を囲繞するように設け
られると共に、第２の外部中空軸１２０と相俟つ
て環状の間隙２１２を区画しており、この間隙２
１２には上述と同様に環状に配列されたホイル部
材群（図示せず）が収納される。また筒状部１４
０ｂと第２の外部中空軸１２０との間においてブ
ツシユ２０８の左側直近には環状でナイフのよう
な鋭い刃部を持つラビリンス密封体２１４が挿入
される。

上述した気体ホイル軸受、即ち気体ホイルスラ
スト軸受１７４並びに気体ホイルジヤーナル軸受
１７６，１７８は推力エンジンのコンプレツサか
らの放出気７６により円滑に潤滑され、所定の流
体力学的支承力を得ることができる。これを詳述
するにタービンハウジング９８の環状の流入路１
００に流入する圧縮された放出気７６はその極く
一部が細い連通管２１６を介してタービンハウジ
ング９８の内部９８ｂと筒状部１４０ｂとの間に
区画されると共に環状のリツプ部１８２を囲繞す
るような環状の流路２１８に送入される。この場
合流入路１００に流入する放出気７６の主部は半
径方向内側に流動し、タービンのノズル開口２１
９とタービンホイール１０２の羽根との間を通過
し膨張されて冷却気８８としてタービンホイール
１０２から放出される。一方環状の流路２１８に
送入された放出気は、環状のリツプ部１８２，１
８４を貫過して形成された環状の連続穴２２０を
経て環状の流路１９０の半径方向外周部へ流入す
る。流路１９０に流入した放出気７６は次いで環
状の間隙１９６，１９８，２０６を経、ラビリン
ス密封体２０４を通過して筒状部１４０ａ内に流
入する。

更に環状の流路２１８へ送入された放出気７６
の他部は筒状部１４０ａに形成された流動穴２２
２を経て、一端部が連通流路２２６と連通する連
通管２２４の他端部へ流入する。連通流路２２６
は環状の間隙２１２と連通する環状の流路２２８
と連通しており、従つて連通流路２２６に流入し
た放出気７６は流路２２８に流入した後間隙２１
２を経てラビリンス密封体２１４を通過し、筒状
部１４０ｂ内に流入する。このときフアンハウジ
ング１４０に流入した気体軸受を潤滑する放出気
はフアン５６の回転に伴い流出口１４４を経て外
部へ放出される。

上述の構成においてタービンハウジング９８の
環状の流入路１００から放出気を流動する連通管
２１６、環状の流路２１８、並びに連続穴２２
０、流路１９０、間隙１９６，１９８，２０６、
ラビリンス密封体２０４、あるいは流動穴２２
２、連通管２２４、連通流路２２６、流路２２
８、間隙２１２、ラビリンス密封体２１４の空気
流動路およびこれらの周辺部材は気体ホイル軸受
を潤滑する装置をなすことになる。

上述のように本発明によれば推力エンジンのコ
ンプレツサの放出気を冷却機の駆動に併せて、気
体軸機構に対する連続的な潤滑の双方に利用する
ことにより、従来の潤滑油を用いた潤滑機構の如
くフアンハウジングを通過する高温のラム空気か
ら潤滑機構を隔絶し熱絶縁せしめる必要がなく、
冷却機構の設計を簡潔にし得る。即ち気体ホイル
スラスト軸受１７４と気体ホイルジヤーナル軸受
１７６，１７８とでなる気体軸機構は高温の気体
近傍に設置してもその動作時に支障を来たさず、
従来の潤滑油による軸受以上に高速回転に耐え得
る。

要約するに上述から明らかな如く本発明による
空気循環型の冷却機構の顕著な特徴はフアンをタ
ービンとコンプレツサの間且２つの連結熱交換器
の間に位置させることにある。加えて推力エンジ
ンのコンプレツサからの放出気を、タービンホイ
ールを通過させる流路と、軸受機構を経てフアン
ハウジングに達する流路との２つの併置された放
出気流路に沿つて流動するように冷却機を構成す
ることにより、放出気を極めて有効に２重に利用
し得る。これにより冷却機を包有する冷却機構を
コンパクトに且簡潔で堅牢に構成できる。

尚本発明は図示の実施例に限定されるものでは
なく、特許請求の範囲に含まれる各種の設計変更
を包有するものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は従来の空気循環型の冷却機構の簡略説
明図、第２図は本発明による空気循環型の冷却機
を備えた空気循環型の冷却機構の簡略説明図、第
３図は第２図に示した本発明による冷却機構の斜
視図、第４図は同部分拡大断面図、第５図は同部
分分解斜視図である。 １０……冷却機構、１２……航空機キヤビン、
１４……圧縮放出気、１６……冷却機、１６……
駆動シヤフト、２０……タービン、２２……フア
ン、２４……コンプレツサ、２６……ラム空気ダ
クト、２８，３０……熱交換器、３２……外気、
３４……流入口、３６……パルス加湿装置、３８
……放出口、４０……バルブ加湿装置、４２……
給気ダクト、４４……放出ダクト、４６……除湿
機構、４８……放出ダクト、５０……冷却機構、
５２……冷却機、５４……タービン、５６……フ
アン、５８……コンプレツサ、６０……シヤフ
ト、６２……フアンハウジング、６４……流入
口、６６……流出口、６８……第１ダクト部、７
０……熱交換器、７２……第２ダクト部、７４…
…熱交換器、７６……放出気、７８……給気ダク
ト、８０……流入口、８２……流動ダクト、８４
……除湿機構、８６……流入口、８８……冷却
気、９０……流出口、９２……放出ダクト、９４
……航空機キヤビン、９６……外気、９８……タ
ービンハウジング、９８ａ……外部、９８ｂ……
内部、１００……流入路、１０２……タービンホ
イール、１０４……コンプレツサハウジング、１
０６……流出口、１０８……放出路、１１０……
拡散部、１１２……拡散流路、１１４……コンプ
レツサインペラ、１１６……メインシヤフト、１
１８，１２０……外部中空軸、１２２……肩部、
１２４……ハブ部、１２６……軸受ランナ板、１
２８……内端部、１３０，１３２，１３４……肩
部、１３６，１３８……ナツト、１４０……フア
ンハウジング、１４０ａ，１４０ｂ……筒状部、
１４２……流入口、１４４……流出口、１４６，
１４８……フランジ、１５０……ボルト、１５２
……リング、１５４，１５６……リツプ部、１５
８……溝、１６０……肩部、１６２……ボルト、
１６４，１６６，１６８，１７０……フランジ、
１７２……ボルト、１７４……気体ホイルスラス
ト軸受、１７６，１７８……気体ホイルジヤーナ
ル軸受、１８０……スラストプレート、１８２，
１８４……リツプ部、１８６……スラストプレー
ト、１８８……省部、１９０……流路、１９２…
…ボルト、１９４……ラビリンス密封体、１９
６，１９８……間隙、２００……ブツシユ、２０
２……円筒穴、２０４……ラビリンス密封体、２
０６……間隙、２０８……ブツシユ、２１０……
円筒穴、２１２……間隙、２１４……ラビリンス
密封体、２１６……連通管、２１８……流路、２
１９……ノズル開口、２２０……連続穴、２２２
……流動穴、２２４……連通管、２２６……連通
流路、２２８……流路。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ シヤフトと、シヤフトの一端に配設されたコ
   ンプレツサと、シヤフトの中央に駆動可能に配設
   されたフアンと、シヤフトの他端に配設されたタ
   ービンと、シヤフトを支承する気体ホイル軸受
   と、タービンを通過する圧縮空気の一部を連続的
   に気体ホイル軸受に流動し潤滑する装置とを備
   え、タービンはこのタービンを通過する圧縮空気
   により回転駆動されてコンブレツサ並びにフアン
   が回転可能に設けられてなる気体循環型の冷却機
   構。 ２ タービンはタービンハウジングを有し、気体
   ホイル軸受を潤滑する装置はタービンハウジング
   内から気体ホイル軸受を通過してフアンに達する
   流路を有してなる特許請求の範囲第１項記載の冷
   却機構。 ３ 気体ホイル軸受は軸方向においてシヤフトを
   支承する気体ホイルスラスト軸受と円周方向にお
   いてシヤフトを支承する気体ホイルジヤーナル軸
   受とを有し、気体ホイルスラスト軸受並びに気体
   ホイルジヤーナル軸受はタービンハウジング内か
   らフアンに達する流路の一部を形成する空気流動
   路内に配設されてなる特許請求の範囲第２項記載
   の冷却機構。 ４ 気体ホイルスラスト軸受並びに気体ホイルジ
   ヤーナル軸受がタービンの近傍においてシヤフト
   に装着されてなる特許請求の範囲第３項記載の冷
   却機構。 ５ フアンはシヤフトを囲繞するフアンハウジン
   グに装着され、且つフアンハウジングは軸方向に
   分割されたフアンに対し軸方向一方に流入口を有
   する第１の部分とフアンに対し軸方向他方に流出
   口を有する第２の部分とを有し、相対的に回動せ
   しめて位置決め可能なフアンハウジングの第１と
   第２の部分を連結する装置を有してなる特許請求
   の範囲第１項記載の冷却機構。 ６ タービンはタービンハウジングを有し、コン
   プレツサはコンプレツサハウジングを有し、相対
   的に回動せしめて位置決めし接合可能なタービン
   ハウジングとフアンハウジングの第１の部分とを
   連結する装置と、相対的に回動せしめて位置決め
   し接合可能なコンブレツサハウジングとフアンハ
   ウジングの第２の部分とを連結する装置を包有し
   てなる特許請求の範囲第５項記載の冷却機構。