JPH0413528B2 - - Google Patents
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- JPH0413528B2 JPH0413528B2 JP59273529A JP27352984A JPH0413528B2 JP H0413528 B2 JPH0413528 B2 JP H0413528B2 JP 59273529 A JP59273529 A JP 59273529A JP 27352984 A JP27352984 A JP 27352984A JP H0413528 B2 JPH0413528 B2 JP H0413528B2
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- Japan
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- cooling system
- housing
- fins
- front frame
- sensor
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Classifications
-
- H—ELECTRICITY
- H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- H05K—PRINTED CIRCUITS; CASINGS OR CONSTRUCTIONAL DETAILS OF ELECTRIC APPARATUS; MANUFACTURE OF ASSEMBLAGES OF ELECTRICAL COMPONENTS
- H05K7/00—Constructional details common to different types of electric apparatus
- H05K7/20—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating
- H05K7/20009—Modifications to facilitate cooling, ventilating, or heating using a gaseous coolant in electronic enclosures
- H05K7/20136—Forced ventilation, e.g. by fans
- H05K7/20154—Heat dissipaters coupled to components
- H05K7/20163—Heat dissipaters coupled to components the components being isolated from air flow, e.g. hollow heat sinks, wind tunnels or funnels
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/02—Arrangement of sensing elements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
-
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- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Thermal Sciences (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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Description
【発明の詳細な説明】
発明の背景
本発明は一般にガスタービン・エンジン部品用
の冷却システムに関するものであり、更に詳しく
は電子式エンジン制御装置用の冷却システムに関
するものである。
の冷却システムに関するものであり、更に詳しく
は電子式エンジン制御装置用の冷却システムに関
するものである。
ガスタービン・エンジンが複雑になるのに伴な
つて、安全性と効率の向上を目的として油圧機械
式エンジン制御装置の補助として、場合によつて
はそれと置き替えられて、電子式エンジン制御器
が使用されるようになつた。しかし、電子式制御
モジユールは油圧機械式制御装置よりも温度の影
響を受け易いので、通常の動作での信頼度を維持
し、有効サービス寿命を伸ばすためにはより完全
な冷却が必要とされる。
つて、安全性と効率の向上を目的として油圧機械
式エンジン制御装置の補助として、場合によつて
はそれと置き替えられて、電子式エンジン制御器
が使用されるようになつた。しかし、電子式制御
モジユールは油圧機械式制御装置よりも温度の影
響を受け易いので、通常の動作での信頼度を維持
し、有効サービス寿命を伸ばすためにはより完全
な冷却が必要とされる。
従来の冷却システムはかなり複雑であり、エン
ジン全体の効率を損なうことがある。各種の冷却
源が使用されてきた。たとえば、自由空気流すな
わち外部空気流、フアンまたは圧縮機からの抽出
空気、エンジン燃料が単独または組み合わせで使
用されてきた。ターボシヤフト・エンジンのよう
なガスタービン・エンジンで制御モジユールを冷
却するための従来の方法の一例では、制御モジユ
ールが比較的低温の機体ナセル内またはエンジ
ン・フレーム、すなわちエンジンの外部金属構造
の上に設置される。ターボフアン・エンジンで
は、制御モジユールをフアン・ケーシングとナセ
ルとの間のナセル内の環状空間中に設置すること
ができる。というのは、ナセルのこの部分がエン
ジン中心部から離れているので、中心部のすぐ近
くに比べて温度が低いからである。
ジン全体の効率を損なうことがある。各種の冷却
源が使用されてきた。たとえば、自由空気流すな
わち外部空気流、フアンまたは圧縮機からの抽出
空気、エンジン燃料が単独または組み合わせで使
用されてきた。ターボシヤフト・エンジンのよう
なガスタービン・エンジンで制御モジユールを冷
却するための従来の方法の一例では、制御モジユ
ールが比較的低温の機体ナセル内またはエンジ
ン・フレーム、すなわちエンジンの外部金属構造
の上に設置される。ターボフアン・エンジンで
は、制御モジユールをフアン・ケーシングとナセ
ルとの間のナセル内の環状空間中に設置すること
ができる。というのは、ナセルのこの部分がエン
ジン中心部から離れているので、中心部のすぐ近
くに比べて温度が低いからである。
しかし、ガスタービン・エンジンの機体ナセル
の温度は、補助的な冷却を用いなければ、制御モ
ジユールの長寿命の最良の動作が得られないほど
に高い。このような補助的冷却は制御モジユール
に対して空気を当てることによつて得られ、そし
て利用できる最も低い温度の空気を使えば最大限
の冷却が得られるので最も有利である。
の温度は、補助的な冷却を用いなければ、制御モ
ジユールの長寿命の最良の動作が得られないほど
に高い。このような補助的冷却は制御モジユール
に対して空気を当てることによつて得られ、そし
て利用できる最も低い温度の空気を使えば最大限
の冷却が得られるので最も有利である。
電子式制御モジユールのようなエンジン部品の
冷却に一般に使用される空気源はエンジンの圧縮
機の初段から抽出される空気、あるいはターボフ
アン・エンジンではフアンの後方のフアン空気で
ある。これらの各空気源からの空気は圧縮機また
はフアンによつて加圧されていて暖かくなつてお
り、したがつて、エンジン・ナセルのまわりの加
圧されていない、加熱されていない外側の自由空
気流と比べて余り望ましくない冷却空気源であ
る。更に、飛行機が空気中を動くときに飛行機エ
ンジンに入る自由空気流すなわちラム空気を冷却
用に使う場合には、飛行機が地上にとまつている
ときは空気の流れが得られない。
冷却に一般に使用される空気源はエンジンの圧縮
機の初段から抽出される空気、あるいはターボフ
アン・エンジンではフアンの後方のフアン空気で
ある。これらの各空気源からの空気は圧縮機また
はフアンによつて加圧されていて暖かくなつてお
り、したがつて、エンジン・ナセルのまわりの加
圧されていない、加熱されていない外側の自由空
気流と比べて余り望ましくない冷却空気源であ
る。更に、飛行機が空気中を動くときに飛行機エ
ンジンに入る自由空気流すなわちラム空気を冷却
用に使う場合には、飛行機が地上にとまつている
ときは空気の流れが得られない。
電子式エンジン制御装置を冷却する従来の別の
方法が米国特許第4351150号に開示されている。
この米国特許に開示された補助的な冷却システム
は、従来技術のシステムに比べて改良されている
が、かなり複雑であつて、付加的な空気配管とジ
エツト・ポンプを含んでおり、このポンプは圧縮
機の抽出空気を使つて電子式制御装置に外部空気
に送つている。冷却システムに抽出空気を使う場
合には、ガスタービン・エンジンの全体の効率が
低下することが理解されよう。
方法が米国特許第4351150号に開示されている。
この米国特許に開示された補助的な冷却システム
は、従来技術のシステムに比べて改良されている
が、かなり複雑であつて、付加的な空気配管とジ
エツト・ポンプを含んでおり、このポンプは圧縮
機の抽出空気を使つて電子式制御装置に外部空気
に送つている。冷却システムに抽出空気を使う場
合には、ガスタービン・エンジンの全体の効率が
低下することが理解されよう。
電子部品を冷却するための他の従来システム
は、一般に種々の放熱用フイン構造を含んでい
る。放熱用フイン構造は補助フアンによつて駆動
された冷却空気が通る流路の中まで延在するよう
に設けられている。しかし、ガスタービン・エン
ジン内の流路に直接配置されたフイン構造を使う
ことは知られていない。というのは、流路内に何
か障害物があると、例えばフアンまたは圧縮機の
入口における所望の空気力学的な流れパターンが
損なわれることがあるからである。
は、一般に種々の放熱用フイン構造を含んでい
る。放熱用フイン構造は補助フアンによつて駆動
された冷却空気が通る流路の中まで延在するよう
に設けられている。しかし、ガスタービン・エン
ジン内の流路に直接配置されたフイン構造を使う
ことは知られていない。というのは、流路内に何
か障害物があると、例えばフアンまたは圧縮機の
入口における所望の空気力学的な流れパターンが
損なわれることがあるからである。
ガスタービン・エンジンの効率のよい動作のた
めの別の重要な機能はエンジン入口空気の温度と
圧力の決定である。ガスタービン・エンジンとエ
ンジン制御設定値によつて発生される推力または
軸馬力は部分的に、エンジンに入る空気の温度と
圧力によつて左右される。したがつて、所望の出
力が得られるようにエンジンへの燃料流量を調整
するため、この入口空気を測定しなければならな
い。
めの別の重要な機能はエンジン入口空気の温度と
圧力の決定である。ガスタービン・エンジンとエ
ンジン制御設定値によつて発生される推力または
軸馬力は部分的に、エンジンに入る空気の温度と
圧力によつて左右される。したがつて、所望の出
力が得られるようにエンジンへの燃料流量を調整
するため、この入口空気を測定しなければならな
い。
普通、入口空気の温度センサと圧力センサは、
エンジン圧縮機より上流側、ターボフアン・エン
ジンの場合にはフアンより上流側にあるエンジ
ン・ナセル上の位置に配置されて、エンジンの入
口空気の流れに直接露出される。しかし、このよ
うな配置によつて、読みが不正確になつたり、温
度と圧力の測定能力が失なわれることさえある。
たとえば、大気の状態によつてはセンサに氷の被
覆が蓄積することがあり、また鳥や土埃のような
異物がセンサに衝突してセンサを損傷することが
ある。
エンジン圧縮機より上流側、ターボフアン・エン
ジンの場合にはフアンより上流側にあるエンジ
ン・ナセル上の位置に配置されて、エンジンの入
口空気の流れに直接露出される。しかし、このよ
うな配置によつて、読みが不正確になつたり、温
度と圧力の測定能力が失なわれることさえある。
たとえば、大気の状態によつてはセンサに氷の被
覆が蓄積することがあり、また鳥や土埃のような
異物がセンサに衝突してセンサを損傷することが
ある。
センサがエンジン入口からリングの内表面に配
置されている場合には、更に深刻な問題が生ずる
ことがある。鳥の衝突等によりセンサまたはその
一部が破損すると、フアンまたは圧縮機により破
片が吸い込まれて、大きく損傷したり、エンジン
が故障することさえある。したがつて、これらの
測定装置を保護するため従来では、防氷装置や異
物防護機器が使用されている。
置されている場合には、更に深刻な問題が生ずる
ことがある。鳥の衝突等によりセンサまたはその
一部が破損すると、フアンまたは圧縮機により破
片が吸い込まれて、大きく損傷したり、エンジン
が故障することさえある。したがつて、これらの
測定装置を保護するため従来では、防氷装置や異
物防護機器が使用されている。
したがつて、本発明の１つの目的はガスタービ
ン・エンジン用の改良された新規な部品冷却シス
テムを提供することである。
ン・エンジン用の改良された新規な部品冷却シス
テムを提供することである。
本発明のもう１つの目的は冷却を行うために補
助的な空気源や抽出空気を必要としない電子式エ
ンジン制御装置用冷却システムを提供することで
ある。
助的な空気源や抽出空気を必要としない電子式エ
ンジン制御装置用冷却システムを提供することで
ある。
本発明のもう１つの目的はエンジン入口空気を
冷却流体として使用する比較的簡単な冷却システ
ムを提供することである。
冷却流体として使用する比較的簡単な冷却システ
ムを提供することである。
本発明のもう１つの目的は温度および圧力測定
用のセンサを直接組み込みかつ保護する冷却シス
テムを提供することである。
用のセンサを直接組み込みかつ保護する冷却シス
テムを提供することである。
発明の概要
本発明はガスタービン・エンジン内の部品を冷
却するための冷却システム、特にガスタービン・
エンジンの電子式制御装置を冷却するための冷却
システムを提供する。この冷却システムは制御器
を取り付けるためのハウジングを含み、ハウジン
グはそこから外向きに伸びる複数の熱伝達フイン
をそなえている。ハウジングは圧縮機より上流の
エンジンの前部フレームに取り付けられる。前部
フレームはフインが通る開口をそなえている。前
部フレームは圧縮機への流路を形成する。フイン
はこの流路の中まで伸びているが、流路の空気力
学的な空気流パターンに悪影響を与えることはな
い。好ましい実施例では、フインは実質的に前部
フレームの内表面まで伸びるだけであり、ハウジ
ング内にはフインの根元部分の下方に温度および
圧力センサが配置される。
却するための冷却システム、特にガスタービン・
エンジンの電子式制御装置を冷却するための冷却
システムを提供する。この冷却システムは制御器
を取り付けるためのハウジングを含み、ハウジン
グはそこから外向きに伸びる複数の熱伝達フイン
をそなえている。ハウジングは圧縮機より上流の
エンジンの前部フレームに取り付けられる。前部
フレームはフインが通る開口をそなえている。前
部フレームは圧縮機への流路を形成する。フイン
はこの流路の中まで伸びているが、流路の空気力
学的な空気流パターンに悪影響を与えることはな
い。好ましい実施例では、フインは実質的に前部
フレームの内表面まで伸びるだけであり、ハウジ
ング内にはフインの根元部分の下方に温度および
圧力センサが配置される。
本発明は、本発明の上記以外の目的と利点と共
に、図面を参照して以下詳細に説明する。
に、図面を参照して以下詳細に説明する。
詳細な説明
第１図は本発明の一実施例による電子式エンジ
ン制御装置１２のようなエンジン部品を冷却する
ためのシステムを含む飛行機ガスタービン・エン
ジン１０の部分断面図である。更に詳しくいう
と、エンジン１０のコア・エンジン１４はエンジ
ンの縦方向の中心線に沿つて直列流の関係で配置
されている圧縮機１６、燃焼器１８、およびター
ビン２０を含む。コア・エンジン１４は環状フレ
ームまたはケーシング２２の中に支持されてい
る。ケーシング２２の前部フレーム部分２４は圧
縮機１６の前側すなわち上流に伸びている。前部
フレーム２４は半径方向外側表面２６と半径方向
内側表面２８を含み、内側表面２８が圧縮機１６
への環状流路３０を形成している。
ン制御装置１２のようなエンジン部品を冷却する
ためのシステムを含む飛行機ガスタービン・エン
ジン１０の部分断面図である。更に詳しくいう
と、エンジン１０のコア・エンジン１４はエンジ
ンの縦方向の中心線に沿つて直列流の関係で配置
されている圧縮機１６、燃焼器１８、およびター
ビン２０を含む。コア・エンジン１４は環状フレ
ームまたはケーシング２２の中に支持されてい
る。ケーシング２２の前部フレーム部分２４は圧
縮機１６の前側すなわち上流に伸びている。前部
フレーム２４は半径方向外側表面２６と半径方向
内側表面２８を含み、内側表面２８が圧縮機１６
への環状流路３０を形成している。
エンジン１０には環状内側フレーム３２を設け
ることもできる。この内側フレーム３２も圧縮機
１６から上流方向に伸び、流路３０の内側境界を
定めている。コア・エンジン１４から半径方向外
側に隔たつて機体ナセル３４が配置されている。
この機体ナセル３４はエンジン１０の外被を構成
し、ナセル３４とケーシング２２との間にナセル
空洞３６が形成される。全体を参照数字３８で表
わした本発明によるエンジン部品冷却システムを
除けば、エンジン１０は従来のものと同じであ
り、この従来と同じ部分についてはこれ以上説明
しない。
ることもできる。この内側フレーム３２も圧縮機
１６から上流方向に伸び、流路３０の内側境界を
定めている。コア・エンジン１４から半径方向外
側に隔たつて機体ナセル３４が配置されている。
この機体ナセル３４はエンジン１０の外被を構成
し、ナセル３４とケーシング２２との間にナセル
空洞３６が形成される。全体を参照数字３８で表
わした本発明によるエンジン部品冷却システムを
除けば、エンジン１０は従来のものと同じであ
り、この従来と同じ部分についてはこれ以上説明
しない。
半発明によるエンジン冷却システム３８は、特
に電子式エンジン制御装置１２の冷却に適した比
較的簡単で効率のよい冷却システムを提供する。
冷却システム３８は適当な形状のハウジング４０
を含み、このハウジング４０内には電子式制御装
置１２が適当に取り付けられ、また複数の熱伝達
フイン４２がハウジング４０から外側に伸びてい
る。冷却システム３８はまた開口４４を含む。こ
の開口４４は前部フレーム２４に設けられて、ハ
ウジング４０の熱伝達フイン４２が開口４４を通
り抜けるように配置されている。ハウジング４０
は前部フレーム２４の半径方向外側表面２６に適
当に取り付けられて、フイン４２が開口を通つて
流路３０の中に伸びるようになつている。
に電子式エンジン制御装置１２の冷却に適した比
較的簡単で効率のよい冷却システムを提供する。
冷却システム３８は適当な形状のハウジング４０
を含み、このハウジング４０内には電子式制御装
置１２が適当に取り付けられ、また複数の熱伝達
フイン４２がハウジング４０から外側に伸びてい
る。冷却システム３８はまた開口４４を含む。こ
の開口４４は前部フレーム２４に設けられて、ハ
ウジング４０の熱伝達フイン４２が開口４４を通
り抜けるように配置されている。ハウジング４０
は前部フレーム２４の半径方向外側表面２６に適
当に取り付けられて、フイン４２が開口を通つて
流路３０の中に伸びるようになつている。
動作中、電子式制御装置１２はナセル空洞３６
内の比較的高い温度と電子式制御装置１２自身に
より発生される比較的高い温度とを受ける。電子
式制御装置１２の熱はハウジング４０に熱伝達さ
れ、フイン４２を介して比較的低温の自由入口空
気流４６に散逸される。この空気流４６はエンジ
ン１０に入り、流路３０を通つて圧縮機１６へと
流れる。飛行機が地上で停止しているか飛行中で
あるかにかかわらず、圧縮機１６は、それ自体、
空気流４６の駆動装置として働く。
内の比較的高い温度と電子式制御装置１２自身に
より発生される比較的高い温度とを受ける。電子
式制御装置１２の熱はハウジング４０に熱伝達さ
れ、フイン４２を介して比較的低温の自由入口空
気流４６に散逸される。この空気流４６はエンジ
ン１０に入り、流路３０を通つて圧縮機１６へと
流れる。飛行機が地上で停止しているか飛行中で
あるかにかかわらず、圧縮機１６は、それ自体、
空気流４６の駆動装置として働く。
エンジン１０の効率のよい動作のため、流路３
０は空気流４６に対する障害を最小限にするよう
に通常の方法で設計して、圧縮機１６の性能に悪
影響を与えるような望ましくない空気力学的な空
気流パターンが圧縮機１６の入口４８において生
じるのを防止するようにする。したがつて、本発
明による冷却システム３８は、流路３０にフイン
４２を配置することによる悪影響を少なくするよ
うな下記の特徴を含む。
０は空気流４６に対する障害を最小限にするよう
に通常の方法で設計して、圧縮機１６の性能に悪
影響を与えるような望ましくない空気力学的な空
気流パターンが圧縮機１６の入口４８において生
じるのを防止するようにする。したがつて、本発
明による冷却システム３８は、流路３０にフイン
４２を配置することによる悪影響を少なくするよ
うな下記の特徴を含む。
第１図および第３図を参照して更に詳しく説明
すると、ハウジング４０から熱を散逸すると共
に、圧縮機１６の性能に悪影響を与えないように
するには、フイン４２を流路３０の半径方向境界
から流路３０の中へ比較的短い距離だけ伸ばせば
よいことがわかつた。フイン４２は流路３０の中
に実質的に前部フレーム２４の内側表面２８まで
しか伸びないようにすることが好ましい。圧縮機
１６の性能に悪影響を与えるような距離までフイ
ン４２を流路３０の中へ伸ばすことは必要でない
し、好ましくもない。
すると、ハウジング４０から熱を散逸すると共
に、圧縮機１６の性能に悪影響を与えないように
するには、フイン４２を流路３０の半径方向境界
から流路３０の中へ比較的短い距離だけ伸ばせば
よいことがわかつた。フイン４２は流路３０の中
に実質的に前部フレーム２４の内側表面２８まで
しか伸びないようにすることが好ましい。圧縮機
１６の性能に悪影響を与えるような距離までフイ
ン４２を流路３０の中へ伸ばすことは必要でない
し、好ましくもない。
もちろん、フイン４２を流路３０の中へ伸ばす
所要の距離は、用いるエンジンの用途に合うよう
に決定しなければならない。しかし当業者には明
らかなことであるが、エンジンの動作中、内側表
面２８に沿つて流れる空気流によつて厚さＢの表
面空気流境界層５０が生じる。フイン４２から効
果的に熱伝達を行うためには少なくとも境界層５
０の厚さＢ以上にフイン４２を流路３０の中へ伸
ばすことが好ましい。たとえば、定格が約5000軸
馬力であつて、約60ワツトの電力を消費する電子
式制御装置をそなえたガスタービン・エンジン１
０では、フイン４２は内側表面２８を超えて流路
３０の中へ約5.0mm伸ばすだけでよい。この距離
は、約2500mmである流路３０の半径方向の距離と
比べたとき、実質的に内側表面２８の延長部であ
ると考えられる。
所要の距離は、用いるエンジンの用途に合うよう
に決定しなければならない。しかし当業者には明
らかなことであるが、エンジンの動作中、内側表
面２８に沿つて流れる空気流によつて厚さＢの表
面空気流境界層５０が生じる。フイン４２から効
果的に熱伝達を行うためには少なくとも境界層５
０の厚さＢ以上にフイン４２を流路３０の中へ伸
ばすことが好ましい。たとえば、定格が約5000軸
馬力であつて、約60ワツトの電力を消費する電子
式制御装置をそなえたガスタービン・エンジン１
０では、フイン４２は内側表面２８を超えて流路
３０の中へ約5.0mm伸ばすだけでよい。この距離
は、約2500mmである流路３０の半径方向の距離と
比べたとき、実質的に内側表面２８の延長部であ
ると考えられる。
第２図乃至第４図にはフイン４２を含む本発明
の好ましい実施例を示してある。フイン４２は流
路３０内の空気流４６に対する妨害を最小限にす
るような空気力学的形状になつている。更に詳し
く言えば、フイン４２は複数のほぼ平行な、間隔
を置いて配置された長方形のフインで構成され、
各フインの縦方向の中心軸線５２は流路３０内の
空気流４６の進行方向とほぼ平行になつている。
第２図および第３図はフイン４２の底面図および
側面図をそれぞれ示しており、この底面および側
面におけるフイン４２の空気流４６に対する好ま
しい配列を示している。第２図および第３図にお
いては、前部フレーム２４と空気流４６がエンジ
ンの縦方向の中心軸線に対して傾いているので、
フイン４２の縦方向の軸線５２はフレーム２４お
よび空気流４６に対して平行に配置される。
の好ましい実施例を示してある。フイン４２は流
路３０内の空気流４６に対する妨害を最小限にす
るような空気力学的形状になつている。更に詳し
く言えば、フイン４２は複数のほぼ平行な、間隔
を置いて配置された長方形のフインで構成され、
各フインの縦方向の中心軸線５２は流路３０内の
空気流４６の進行方向とほぼ平行になつている。
第２図および第３図はフイン４２の底面図および
側面図をそれぞれ示しており、この底面および側
面におけるフイン４２の空気流４６に対する好ま
しい配列を示している。第２図および第３図にお
いては、前部フレーム２４と空気流４６がエンジ
ンの縦方向の中心軸線に対して傾いているので、
フイン４２の縦方向の軸線５２はフレーム２４お
よび空気流４６に対して平行に配置される。
第３図および第４図に更に詳しく示されている
ように、フイン４２はその両端に根元部分５４お
よび先端部分５６を含んでいる。中心部分５８が
根元部分５４と先端部分５６との間にそれらから
等距離の所に配置されており、縦軸線５２が中心
部分５８を通る。根元部分５４はハウジング４０
の外側表面６０に固定されている。根元部分５４
は外側表面６０と一体になつていることが好まし
い。先端部分５６は流路３０の中に配置されてい
て、第３図に示すように前部フレーム２４の内側
表面２８とほぼ平行に配置され、かつ内側表面２
８から半径方向内側に隔たつている。
ように、フイン４２はその両端に根元部分５４お
よび先端部分５６を含んでいる。中心部分５８が
根元部分５４と先端部分５６との間にそれらから
等距離の所に配置されており、縦軸線５２が中心
部分５８を通る。根元部分５４はハウジング４０
の外側表面６０に固定されている。根元部分５４
は外側表面６０と一体になつていることが好まし
い。先端部分５６は流路３０の中に配置されてい
て、第３図に示すように前部フレーム２４の内側
表面２８とほぼ平行に配置され、かつ内側表面２
８から半径方向内側に隔たつている。
第４図はフレーム２４、ハウジング４０および
フイン４２の代表的な横断面図を示している。こ
の横断面図で、前部フレーム２４の内側表面２８
はエンジン１０の縦方向の中心線から第１の半径
R1のところに配置されている。フイン４２の中
心部分５８は内側表面２８と同じ面に沿つて第２
の半径R2のところに配列されている。この半径
R2の大きさは実質的に第１の半径R1に等しい。
実質的に同じフイン４２を使用した場合、この構
成は有効である。というのは、先端部分５６が第
２の半径R2より小さい第３の半径R3のところに
前部フレーム２４の内側表面２８とほぼ同心に配
列され、かつ内側表面２８から半径方向内側に隔
たるからである。もちろん、相異なる寸法のフイ
ン４２を使うこともできる。しかし、先端部分５
６を流路３０の中に第３の半径R3に沿つて整列
させることにより、フイン４２を一層空気力学的
に滑らかにして、流路３０の中の空気流４６に対
する妨害を最小限にすることが好ましい。
フイン４２の代表的な横断面図を示している。こ
の横断面図で、前部フレーム２４の内側表面２８
はエンジン１０の縦方向の中心線から第１の半径
R1のところに配置されている。フイン４２の中
心部分５８は内側表面２８と同じ面に沿つて第２
の半径R2のところに配列されている。この半径
R2の大きさは実質的に第１の半径R1に等しい。
実質的に同じフイン４２を使用した場合、この構
成は有効である。というのは、先端部分５６が第
２の半径R2より小さい第３の半径R3のところに
前部フレーム２４の内側表面２８とほぼ同心に配
列され、かつ内側表面２８から半径方向内側に隔
たるからである。もちろん、相異なる寸法のフイ
ン４２を使うこともできる。しかし、先端部分５
６を流路３０の中に第３の半径R3に沿つて整列
させることにより、フイン４２を一層空気力学的
に滑らかにして、流路３０の中の空気流４６に対
する妨害を最小限にすることが好ましい。
更に、根元部分５４は全体的に前部フレーム２
４の内側表面２８と同心に配列され、かつ内側表
面２８から半径方向外側に隔たつており、すなわ
ち内側表面２８から引つ込んだ位置にある。すな
わち、根元部分５４は第１の半径R1より大きい
第４の半径R4のところに配列される。この好ま
しい構成では、フイン４２の一部は流路３０の中
まで伸びており、一部は内側表面２８から引つ込
んだ位置にある。しかし、空気流４６は開口４４
に流入すると共にフイン４２の根元部分５４相互
間に流入し、フイン４２を冷却する。フイン４２
をこのように引つ込ませた特徴により、フイン４
２を流路３０の中に更に伸ばさなければ得られな
いような冷却効率の向上を実現することができ
る。
４の内側表面２８と同心に配列され、かつ内側表
面２８から半径方向外側に隔たつており、すなわ
ち内側表面２８から引つ込んだ位置にある。すな
わち、根元部分５４は第１の半径R1より大きい
第４の半径R4のところに配列される。この好ま
しい構成では、フイン４２の一部は流路３０の中
まで伸びており、一部は内側表面２８から引つ込
んだ位置にある。しかし、空気流４６は開口４４
に流入すると共にフイン４２の根元部分５４相互
間に流入し、フイン４２を冷却する。フイン４２
をこのように引つ込ませた特徴により、フイン４
２を流路３０の中に更に伸ばさなければ得られな
いような冷却効率の向上を実現することができ
る。
本発明によるもう１つの重要な特徴は、流路３
０の中の空気流４６の特性を測定するために１つ
以上の周囲状態センサをハウジング４０の中にフ
イン４２の近くに設けることである。具体的に説
明すると、第２図には２つの周囲状態センサの配
置が例示されている。すなわち、温度センサ６２
がフイン４２の上流端側に配置され、圧力センサ
６６がフイン４２の下流端側６８に配置される。
センサ６２および６６はハウジング４０の中に配
置され、その中に収容された電子式制御装置１２
に適当に電気的に接続される。このようにするこ
とにより、付加的な配線や保護機器は必要としな
い。更に、センサ６２および６６は、長方形であ
つて比較的強いフイン４２自体によつて、異物に
よる損傷から保護される。動作中、フイン４２が
ハウジング４０からの熱を伝導するので、センサ
６２および６６の防氷機能が本来備わつている。
したがつて、エンジン内の周囲状態センサに対す
る防氷のために普通設けられている付加的構造は
必要とされない。
０の中の空気流４６の特性を測定するために１つ
以上の周囲状態センサをハウジング４０の中にフ
イン４２の近くに設けることである。具体的に説
明すると、第２図には２つの周囲状態センサの配
置が例示されている。すなわち、温度センサ６２
がフイン４２の上流端側に配置され、圧力センサ
６６がフイン４２の下流端側６８に配置される。
センサ６２および６６はハウジング４０の中に配
置され、その中に収容された電子式制御装置１２
に適当に電気的に接続される。このようにするこ
とにより、付加的な配線や保護機器は必要としな
い。更に、センサ６２および６６は、長方形であ
つて比較的強いフイン４２自体によつて、異物に
よる損傷から保護される。動作中、フイン４２が
ハウジング４０からの熱を伝導するので、センサ
６２および６６の防氷機能が本来備わつている。
したがつて、エンジン内の周囲状態センサに対す
る防氷のために普通設けられている付加的構造は
必要とされない。
第３図乃至第５図に示すように、センサ６２お
よび６６をハウジング４０の中に根元部分５４の
所またはその下方に配置して、例えば異物に対す
る防護を増大することが好ましい。第３図および
第４図は温度センサ６２の好ましい配置を示して
いる。特に、温度センサ６２はフイン４２の上流
端側（第２図参照）に配置されているので、温度
センサ６２は主としてフイン４２によつて加熱さ
れる前の空気流４６の温度を検知する。更に、温
度センサ６２はハウジング４０の中に、外側表面
６０に接続された適当な通路を介して外側表面６
０の下方に取り付けられるか、そのかわりに外側
表面６０に取り付けられ、そして適当な熱絶縁物
７０によつて外側表面６０から熱絶縁される。し
たがつて、温度センサ６２は流路３０の中の空気
流４６の温度を測定する際、フイン４２の加熱効
果による不正確さが比較的小さくなる。
よび６６をハウジング４０の中に根元部分５４の
所またはその下方に配置して、例えば異物に対す
る防護を増大することが好ましい。第３図および
第４図は温度センサ６２の好ましい配置を示して
いる。特に、温度センサ６２はフイン４２の上流
端側（第２図参照）に配置されているので、温度
センサ６２は主としてフイン４２によつて加熱さ
れる前の空気流４６の温度を検知する。更に、温
度センサ６２はハウジング４０の中に、外側表面
６０に接続された適当な通路を介して外側表面６
０の下方に取り付けられるか、そのかわりに外側
表面６０に取り付けられ、そして適当な熱絶縁物
７０によつて外側表面６０から熱絶縁される。し
たがつて、温度センサ６２は流路３０の中の空気
流４６の温度を測定する際、フイン４２の加熱効
果による不正確さが比較的小さくなる。
圧力センサ６６は第３図および第５図に更に詳
しく例示されている。圧力センサ６６はフイン４
２の下流端側６８（第２図）に配置されている。
ハウジング４０に外側表面６０からセンサ６６ま
で伸びる通路７２を設けることによりフイン４２
相互間からセンサ６６まで空気流を通すようにす
ることが好ましい。
しく例示されている。圧力センサ６６はフイン４
２の下流端側６８（第２図）に配置されている。
ハウジング４０に外側表面６０からセンサ６６ま
で伸びる通路７２を設けることによりフイン４２
相互間からセンサ６６まで空気流を通すようにす
ることが好ましい。
このように本発明による冷却システム３８は、
圧縮機１６に吸い込まれる空気流４６をヒートシ
ンク媒体として使用して、電子式制御装置１２を
冷却する比較的簡単で効果的なシステムを提供す
る。冷却システム３８は、圧縮機１６への空気流
４６の好ましい空気力学的パターンに悪影響を与
えずに、電子式制御装置１２からの熱を散逸する
好適な熱伝達フインを含む。更に、センサ６２お
よび６６を直接ハウジング４０の中に熱伝達フイ
ン４２の根元部分５４に取り付けることにより、
従来技術では必要な付加的配線、配管および保護
が必要でなくなる。更に、フイン４２はセンサ６
２および６６を異物による損傷から保護するとと
もに固有の防氷機能をそなえている。この両方と
も従来技術に比べて著しい改善である。
圧縮機１６に吸い込まれる空気流４６をヒートシ
ンク媒体として使用して、電子式制御装置１２を
冷却する比較的簡単で効果的なシステムを提供す
る。冷却システム３８は、圧縮機１６への空気流
４６の好ましい空気力学的パターンに悪影響を与
えずに、電子式制御装置１２からの熱を散逸する
好適な熱伝達フインを含む。更に、センサ６２お
よび６６を直接ハウジング４０の中に熱伝達フイ
ン４２の根元部分５４に取り付けることにより、
従来技術では必要な付加的配線、配管および保護
が必要でなくなる。更に、フイン４２はセンサ６
２および６６を異物による損傷から保護するとと
もに固有の防氷機能をそなえている。この両方と
も従来技術に比べて著しい改善である。
本発明の好ましい一実施例を詳しく説明した
が、本発明の趣旨から他の実施例を当業者が考え
ることは容易であろう。たとえば、冷却システム
３８はターボフアン・エンジンに用いることもで
き、ターボフアン・エンジンのフアンの前側また
はフアンと圧縮機部分との間に配置することがで
きる。実施例の方形フイン４２のように充分強く
て異物によるフインの損傷の危険性が最小となる
ようなもの、すなわち破損して圧縮機１６に吸い
込まれてエンジン１０に悪影響を与える恐れのな
いものならば、他の形式のフイン構成を用いるこ
ともできる。
が、本発明の趣旨から他の実施例を当業者が考え
ることは容易であろう。たとえば、冷却システム
３８はターボフアン・エンジンに用いることもで
き、ターボフアン・エンジンのフアンの前側また
はフアンと圧縮機部分との間に配置することがで
きる。実施例の方形フイン４２のように充分強く
て異物によるフインの損傷の危険性が最小となる
ようなもの、すなわち破損して圧縮機１６に吸い
込まれてエンジン１０に悪影響を与える恐れのな
いものならば、他の形式のフイン構成を用いるこ
ともできる。
第１図は本発明の一実施例による冷却システム
を含む飛行機ガスタービン・エンジンの部分断面
図である。第２図は、第１図の冷却システムの底
面図である。第３図は、第２図の線３−３に沿つ
て見た第１図の冷却システムの部分断面側面図で
ある。第４図は、第２図の冷却システムを線４−
４に沿つて見た断面図である。第５図は第２図の
冷却システムを線５−５に沿つて見た断面図であ
る。 主な符号の説明、１０……ガスタービン・エン
ジン、１２……電子式制御装置、１６……圧縮
機、２２……環状フレーム、２４……前部フレー
ム、２６……前部フレームの半径方向外側表面、
２８……前部フレームの半径方向内側表面、３０
……空気流の流路、３８……冷却システム、４０
……ハウジング、４２……フイン、４４……開
口、５０……空気流境界層、５４……フインの根
元部分、５６……フインの先端部分、５８……フ
インの中心部分、６０……ハウジングの外側表
面、６２……温度センサ、６６……圧力センサ、
７２……通路。
を含む飛行機ガスタービン・エンジンの部分断面
図である。第２図は、第１図の冷却システムの底
面図である。第３図は、第２図の線３−３に沿つ
て見た第１図の冷却システムの部分断面側面図で
ある。第４図は、第２図の冷却システムを線４−
４に沿つて見た断面図である。第５図は第２図の
冷却システムを線５−５に沿つて見た断面図であ
る。 主な符号の説明、１０……ガスタービン・エン
ジン、１２……電子式制御装置、１６……圧縮
機、２２……環状フレーム、２４……前部フレー
ム、２６……前部フレームの半径方向外側表面、
２８……前部フレームの半径方向内側表面、３０
……空気流の流路、３８……冷却システム、４０
……ハウジング、４２……フイン、４４……開
口、５０……空気流境界層、５４……フインの根
元部分、５６……フインの先端部分、５８……フ
インの中心部分、６０……ハウジングの外側表
面、６２……温度センサ、６６……圧力センサ、
７２……通路。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 環状フレームの中に圧縮機が支持され、上記
フレームは上記圧縮機より上流側に伸びている前
部フレーム部分を持ち、上記前部フレームは半径
方向内側表面および外側表面を持ち、上記内側表
面が上記圧縮機への流路を形成しているガスター
ビン・エンジンにおいて、上記前部フレームに設
けられて該フレームを貫通する開口と、ハウジン
グとを有し、上記ハウジングの中にエンジン部品
が取り付けられ、上記ハウジングから複数の熱伝
達フインが外側に伸びており、上記熱伝達フイン
が上記開口を通つて上記流路の中へ伸びるように
上記ハウジングが上記前部フレームの上記半径方
向外側表面に取り付けられていることを特徴とす
るエンジン部品冷却システム。 ２ 特許請求の範囲第１項記載のエンジン部品冷
却システムにおいて、上記フインが上記流路の中
へ実質的に上記前部フレームの上記内側表面まで
しか伸びていないエンジン部品冷却システム。 ３ 特許請求の範囲第２項記載のエンジン部品冷
却システムにおいて、上記フインが上記流路の中
に伸びている距離が、動作中に上記内側表面に形
成される空気流境界層の厚さより大きいエンジン
部品冷却システム。 ４ 特許請求の範囲第１項記載のエンジン部品冷
却システムにおいて、上記フインは上記流路内の
空気流に対する妨害を最小限にするような空気力
学的形状になつているエンジン部品冷却システ
ム。 ５ 特許請求の範囲第１項記載のエンジン部品冷
却システムにおいて、上記フインは複数のほぼ平
行に間隔を置いて配置された長方形のフインで構
成され、各フインの縦方向軸線が上記流路内の空
気流の進行方向とほぼ平行に配置されているエン
ジン部品冷却システム。 ６ 特許請求の範囲第５項記載のエンジン部品冷
却システムにおいて、上記複数のフインの各々は
その両端に配置された根元部分および先端部分を
有し、上記根元部分は上記ハウジングに固定接続
されており、上記先端部分が上記流路の中に配置
されると共に、上記前部フレームの上記内側表面
とほぼ平行に配置されているエンジン部品冷却シ
ステム。 ７ 特許請求の範囲第６項記載のエンジン部品冷
却システムにおいて、上記複数のフインの各々は
更に上記根元部分と上記先端部分との間にそれら
から等距離の所に配置された中心部分を含み、上
記複数のフインの上記中心部分が上記前部フレー
ムの上記内側表面と同じ面に沿つて配列され、上
記フインの上記先端部分が上記前部フレームの内
側表面に対して、該内側表面から隔たる位置に配
列されているエンジン部品冷却システム。 ８ 特許請求の範囲第１項記載のエンジン部品冷
却システムにおいて、上記ハウジングが、上記流
路の空気流の特性を測定するために上記ハウジン
グ内の上記熱伝達フインの所に配置された周囲状
態センサを含んでいるエンジン部品冷却システ
ム。 ９ 特許請求の範囲第８項記載のエンジン部品冷
却システムにおいて、上記ハウジングが外側表面
を含み、上記複数のフインが上記外側表面から伸
びる根元部分を含み、上記センサが上記ハウジン
グ内の上記根元部分の下方に配置されているエン
ジン部品冷却システム。 １０ 特許請求の範囲第９項記載のエンジン部品
冷却システムにおいて、上記ハウジングが、上記
フイン相互間から空気を上記センサに通すために
上記外側表面から上記センサまで伸びる通路を含
んでいるエンジン部品冷却システム。 １１ 特許請求の範囲第１０項記載のエンジン部
品冷却システムにおいて、上記センサが上記ハウ
ジングから熱絶縁された温度センサを有するエン
ジン部品冷却システム。 １２ 特許請求の範囲第１０項記載のエンジン部
品冷却システムにおいて、上記センサが圧力セン
サを有するエンジン部品冷却システム。 １３ 特許請求の範囲第１項記載のエンジン部品
冷却システムにおいて、上記エンジン部品が上記
ガスタービン・エンジン用の電子式制御装置を有
するエンジン部品冷却システム。 １４ 環状フレームの中に圧縮機が支持され、上
記フレームは上記圧縮機より上流側に伸びている
前部フレーム部分を持ち、上記前部フレームは半
径方向内側表面および外側表面を持ち、上記内側
表面が上記圧縮機への流路を形成しているガスタ
ービン・エンジンにおいて、上記前部フレームに
設けられて該フレームを貫通する開口と、ハウジ
ングとを有し、上記ハウジングの中には電子式制
御装置が取り付けられ、上記ハウジングから複数
の熱伝達フインが外側に伸びており、上記ハウジ
ング内の上記熱伝達フインのところに周囲状態セ
ンサが配置されていて上記電子式制御装置に作動
するように接続されており、上記熱伝達フインが
上記開口を通つて上記流路の中へ伸びるように上
記ハウジングが上記前部フレームの上記半径方向
外側表面に取り付けられており、上記熱伝達フイ
ンは上記電子式制御装置により発生される熱を散
逸するように働き、上記周囲状態センサは上記流
路内を流れる空気流の特性を測定するように働く
ことを特徴とするエンジンの電子式制御装置の冷
却システム。 １５ 特許請求の範囲第１４項記載の冷却システ
ムにおいて、上記ハウジングが外側表面を持つて
おり、上記複数のフインが上記外側表面に固定さ
れた根元部分を含み、上記センサが上記ハウジン
グ内で上記根元部分の下方に配置されており、上
記ハウジングが上記フイン相互間から空気流を上
記センサに通すために上記外側表面から上記セン
サまで伸びる通路を含んでいる冷却システム。 １６ 特許請求の範囲第１５項記載の冷却システ
ムにおいて、上記センサが上記ハウジングから熱
絶縁された温度センサを有する冷却システム。 １７ 特許請求の範囲第１４項記載の冷却システ
ムにおいて、上記フインが複数のほぼ平行に間隔
を置いて配置された長方形のフインで構成され、
各フインの縦方向軸線が上記流路内の空気流の進
行方向とほぼ平行に配置されており、上記複数の
フインの各々はその両端に根元部分および先端部
分を含み、上記根元部分が上記ハウジングに固定
接続されており、上記先端部分が上記流路の中に
配置されると共に、上記前部フレームの上記内側
表面とほぼ平行に配置されている冷却システム。 １８ 環状フレームの中に圧縮機が支持され、上
記フレームは上記圧縮機より上流側に伸びる前部
フレーム部分を持ち、上記前部フレームは半径方
向内側表面および外側表面を持ち、上記内側表面
が上記圧縮機への流路を形成しているガスタービ
ン・エンジンにおいて、上記前部フレームに設け
られて該フレームを貫通する開口と、ハウジング
とを有し、上記ハウジングの中には電子式制御装
置が取り付けられ、上記ハウジングは複数のほぼ
平行に間隔を置いて配置された長方形の熱伝達フ
インを含み、上記複数のフインの各々は縦方向軸
線を持つと共に、横方向の両端に根元部分および
先端部分を持ち、上記根元部分は上記ハウジング
の外側表面に固定接続されており、上記熱伝達フ
インが上記開口を通つて伸びかつ上記縦方向軸線
が上記流路内の空気流の進行方向とほぼ平行にな
るように上記ハウジングが上記前部フレームの半
径方向外側表面に取り付けられており、上記先端
部分が上記前面フレームの上記内側表面とほぼ平
行に上記流路の中に配置されており、上記ハウジ
ングが上記外側表面の下方に配置された温度セン
サおよび圧力センサ、並びに上記フイン相互間か
ら上記センサに空気流を通すために上記外側表面
から上記センサまで伸びる通路を含んでおり、上
記センサが上記電子式制御装置に電気的に接続さ
れていることを特徴とするエンジンの電子式制御
装置の冷却システム。 １９ 環状フレームの中に圧縮機が支持され、上
記フレームは上記圧縮機より上流側に伸びている
前部フレーム部分を持ち、上記前部フレームは半
径方向内側表面および外側表面を持ち、上記内側
表面が上記圧縮機への流路を形成しているガスタ
ービン・エンジンにおいて、 電子式エンジン制御装置用の冷却システムが、
外側表面を有し、電子式制御装置を内蔵するハウ
ジングと、 該ハウジングの外側表面より流路内に延在する
複数個の熱伝達フインと、 上記ハウジング内で該熱伝達フインに隣接して
配置され、上記電子式制御装置に接続されている
周囲状態センサとを含む冷却システム。 ２０ 特許請求の範囲第１９項記載の冷却システ
ムにおいて、上記複数の熱伝達フインが複数のほ
ぼ平行に間隔を置いて配置された長方形のフイン
で構成され、各フインは縦方向軸線を持つと共
に、各フインの横方向の両端に根元部分および先
端部分を持ち、上記根元部分は上記ハウジングの
上記外側表面に固定接続されており、上記センサ
が上記ハウジング内の上記根元部分の下方に配置
されている冷却システム。 ２１ 特許請求の範囲第２０項記載の冷却システ
ムにおいて、上記ハウジングが上記フイン相互間
から上記センサに空気を通すために上記外側表面
から上記センサまで伸びる通路を含んでいる冷却
システム。 ２２ 特許請求の範囲第２１項記載の冷却システ
ムにおいて、上記センサが上記ハウジングから熱
絶縁された温度センサを有している冷却システ
ム。 ２３ 特許請求の範囲第２１項記載の冷却システ
ムにおいて、上記ハウジングの中に温度センサお
よび圧力センサを含む２個の周囲状態センサが配
置されている冷却システム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US565942 | 1983-12-27 | ||
| US06/565,942 US4608819A (en) | 1983-12-27 | 1983-12-27 | Gas turbine engine component cooling system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60169632A JPS60169632A (ja) | 1985-09-03 |
| JPH0413528B2 true JPH0413528B2 (ja) | 1992-03-10 |
Family
ID=24260745
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59273529A Granted JPS60169632A (ja) | 1983-12-27 | 1984-12-26 | ガスタ−ビン・エンジン部品の冷却システム |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4608819A (ja) |
| JP (1) | JPS60169632A (ja) |
| CA (1) | CA1226446A (ja) |
| DE (1) | DE3446205C2 (ja) |
| FR (1) | FR2557204B1 (ja) |
| GB (1) | GB2152147B (ja) |
| IT (1) | IT1177449B (ja) |
| SE (1) | SE454008B (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008069780A (ja) * | 2006-09-13 | 2008-03-27 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンの分散型電子機器制御システム用の熱電冷却式構成要素 |
Families Citing this family (44)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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