JPS6032013B2 - 燃料送出し及び制御装置 - Google Patents
燃料送出し及び制御装置Info
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- JPS6032013B2 JPS6032013B2 JP51084044A JP8404476A JPS6032013B2 JP S6032013 B2 JPS6032013 B2 JP S6032013B2 JP 51084044 A JP51084044 A JP 51084044A JP 8404476 A JP8404476 A JP 8404476A JP S6032013 B2 JPS6032013 B2 JP S6032013B2
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- 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
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
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- 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
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
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Description
【発明の詳細な説明】
この発明はガスタービン機関の燃料送出し及び制御装置
、更に具体的に言えば「機関用燃料を機関潤滑系の熱流
し（ｈｅａｔｓｉｎｋ）として利用出来るようにした燃
料送出し及び制御装置に関する。
、更に具体的に言えば「機関用燃料を機関潤滑系の熱流
し（ｈｅａｔｓｉｎｋ）として利用出来るようにした燃
料送出し及び制御装置に関する。
将来の世代のガスタービン機関は、機関の制御要件がこ
れまで経験した以上に複雑になろう。可変ピッチ及びそ
の他の機構を備えたファンをガスタービン機関に導入す
れば、今でも難しい機関の潤滑問題「特に潤滑剤の冷却
問題が更に厄介にな・ろう。ガスタービン機関の油を冷
却する際の基本的な問題は、種々の油溜めから来た高温
の油を十分低い温度に冷却して、機関の各部分がその熱
を相対的に低温の油に散逸して、個々の設計温度限界を
こえないようにすることである。
れまで経験した以上に複雑になろう。可変ピッチ及びそ
の他の機構を備えたファンをガスタービン機関に導入す
れば、今でも難しい機関の潤滑問題「特に潤滑剤の冷却
問題が更に厄介にな・ろう。ガスタービン機関の油を冷
却する際の基本的な問題は、種々の油溜めから来た高温
の油を十分低い温度に冷却して、機関の各部分がその熱
を相対的に低温の油に散逸して、個々の設計温度限界を
こえないようにすることである。
機関用の計量された燃料（消費燃料）を油の熱流しとし
て使用して熱ェネルギを機関サイクルに戻すと共に「油
と空気との間の冷却器を設ける費用やその故障に伴なう
欠陥をさげるのが望ましい。典型的な場合、ガスターピ
ン機関は動力設定値が小さい時、機関の燃料制御装置を
通る計量された流量が減少する為、低温の熱流しを得る
のが困難である。
て使用して熱ェネルギを機関サイクルに戻すと共に「油
と空気との間の冷却器を設ける費用やその故障に伴なう
欠陥をさげるのが望ましい。典型的な場合、ガスターピ
ン機関は動力設定値が小さい時、機関の燃料制御装置を
通る計量された流量が減少する為、低温の熱流しを得る
のが困難である。
今日の機関に用いる典型的な燃料送出し及び制御装置を
考えれば、燃料ポンプがガスタービン機関の回転子によ
って駆動され、燃料制御装置へ送出す為に燃料の流れを
加圧する。燃料制御装置が計量弁を持っていて、これが
燃焼器に噴射する一連の燃料ノズルに対する燃料の流量
を予定の制御パラメータの関数として計画する。一般的
に燃料制御装置の下流側に燃料／油熱交換器を設けて、
燃料ノズルに送出される燃料を子熱すると共に高温機関
油を冷却する。この結果、熱交換器の燃料入口の温度は
、機関の燃料ポンプの入口温度にポンプ内での温度上昇
を加えた値に等しくなる。ポンプの温度上昇は典型的に
は（夫々離陸状態並びにァィドリング状態に対する値と
しての）１００Ｆから１０００Ｆまで変化し、この全部
の熱を計量された燃料に散逸しなければならない。燃料
ポンプが、飛行計画全体にわたって本質的に一定排出量
のポンプとして作用するように設計され、機関の始動の
際などの短期間を除仇ま、いつも燃料出力が過剰になる
ように設計されている事が、事態がなおさら複雑にして
いる。
考えれば、燃料ポンプがガスタービン機関の回転子によ
って駆動され、燃料制御装置へ送出す為に燃料の流れを
加圧する。燃料制御装置が計量弁を持っていて、これが
燃焼器に噴射する一連の燃料ノズルに対する燃料の流量
を予定の制御パラメータの関数として計画する。一般的
に燃料制御装置の下流側に燃料／油熱交換器を設けて、
燃料ノズルに送出される燃料を子熱すると共に高温機関
油を冷却する。この結果、熱交換器の燃料入口の温度は
、機関の燃料ポンプの入口温度にポンプ内での温度上昇
を加えた値に等しくなる。ポンプの温度上昇は典型的に
は（夫々離陸状態並びにァィドリング状態に対する値と
しての）１００Ｆから１０００Ｆまで変化し、この全部
の熱を計量された燃料に散逸しなければならない。燃料
ポンプが、飛行計画全体にわたって本質的に一定排出量
のポンプとして作用するように設計され、機関の始動の
際などの短期間を除仇ま、いつも燃料出力が過剰になる
ように設計されている事が、事態がなおさら複雑にして
いる。
機関の燃料需要が減少して、燃料制御装置を通って計量
される燃料が減少すると、燃料ポンプの背圧が下がる。
バイパス形の圧力調整弁が燃料制御装置の計量弁の前後
に一定の葦圧を保っている。燃料ポンプの流量が機関の
運転を維持するのに必要なしベルをこえているから、圧
力調整弁が必要に応じて開いて、過剰のポンプ吐出流を
低圧力の点、典型的にはポンプの入口へバイパスする。
される燃料が減少すると、燃料ポンプの背圧が下がる。
バイパス形の圧力調整弁が燃料制御装置の計量弁の前後
に一定の葦圧を保っている。燃料ポンプの流量が機関の
運転を維持するのに必要なしベルをこえているから、圧
力調整弁が必要に応じて開いて、過剰のポンプ吐出流を
低圧力の点、典型的にはポンプの入口へバイパスする。
燃料の一部分が再び燃料ポンプを循環すると、ポンプの
仕事入力並びに圧力調整弁の絞り作用の結果として、そ
の温度が累進的に更に上昇し、熱交換器の入口に於ける
燃料の温度は、潤滑油の熱が加えられない内に、優に２
０００Ｆをこえることがある。冷却後の所要の油温度は
（運転状態に応じて）大体１８０乃至３０００Ｆの範囲
でなければならないから、燃料ポンプに於ける温度上昇
が、油を有効に冷却する上で大きな問題になる。更に、
普通は燃料制御装置の手前に少なくとも１つの燃料炉過
器を設けて、汚染物が複雑な制御機構に入らないように
炉過することが必要である。
仕事入力並びに圧力調整弁の絞り作用の結果として、そ
の温度が累進的に更に上昇し、熱交換器の入口に於ける
燃料の温度は、潤滑油の熱が加えられない内に、優に２
０００Ｆをこえることがある。冷却後の所要の油温度は
（運転状態に応じて）大体１８０乃至３０００Ｆの範囲
でなければならないから、燃料ポンプに於ける温度上昇
が、油を有効に冷却する上で大きな問題になる。更に、
普通は燃料制御装置の手前に少なくとも１つの燃料炉過
器を設けて、汚染物が複雑な制御機構に入らないように
炉過することが必要である。
前に述べた様に、理論的には、熱交換器に入る燃料の温
度を下げるのが望ましいが、水の粒子が炉過器の中で凍
結して、燃料が詰まるのを防ぐ為、燃料温度を３２０Ｆ
より高く保つように注意しなければならない。この為、
燃料中に氷結抑制剤が入っていない時、燃料／油冷却方
式としては、炉過器に入る燃料の温度を３ゲＦより高い
温度に保つ手段を考えておかなければならない。更に、
可変ピッチ及びその他の機構を備えたファンをガスター
ビン機関に導入すると、歯車箱はかなりの馬力を伝達し
なければならないから、大形の歯車を必要とし、歯車荷
重も大きくなる。
度を下げるのが望ましいが、水の粒子が炉過器の中で凍
結して、燃料が詰まるのを防ぐ為、燃料温度を３２０Ｆ
より高く保つように注意しなければならない。この為、
燃料中に氷結抑制剤が入っていない時、燃料／油冷却方
式としては、炉過器に入る燃料の温度を３ゲＦより高い
温度に保つ手段を考えておかなければならない。更に、
可変ピッチ及びその他の機構を備えたファンをガスター
ビン機関に導入すると、歯車箱はかなりの馬力を伝達し
なければならないから、大形の歯車を必要とし、歯車荷
重も大きくなる。
この様な機関の歯車の上乗せ値（バルク（ｂｕｌｋ）の
油の温度をこえる温度上昇）は大体１２００Ｆ程度であ
る。歯車の限界温度をこえない為には、通常他のガスタ
ービン機関に許容し得る値よりずっと低い温度まで、バ
ルクの油を冷却することが必要である。例えば、減速歯
車に対する給油の温度は１８００Ｆでも、機関の主たる
給油はそれ程きびしくなく、大体３０００Ｆである。全
部の機関油（減速歯車箱及び機関の主体）を低い方の値
（即ち、１８００Ｆ）まで冷却しなければならないとす
ると、熱流しとしての燃料（即ち、低温の燃料）が十分
に利用出来ないから、相当の困難を伴なう。そこで問題
は、機関の主潤滑系は、減速歯車箱よりは高いけれども
、それでも有効な油温度で作用し得るように、油を選択
的に冷却することである。従って、この発明の主な目的
は、機関の燃料を高温機関油と熱交換関係に維持する熱
交換器の入口での燃料温度を下げるようにした、ガスタ
ービン機関用の改良された燃料送出し及び制御装置を提
供することである。
油の温度をこえる温度上昇）は大体１２００Ｆ程度であ
る。歯車の限界温度をこえない為には、通常他のガスタ
ービン機関に許容し得る値よりずっと低い温度まで、バ
ルクの油を冷却することが必要である。例えば、減速歯
車に対する給油の温度は１８００Ｆでも、機関の主たる
給油はそれ程きびしくなく、大体３０００Ｆである。全
部の機関油（減速歯車箱及び機関の主体）を低い方の値
（即ち、１８００Ｆ）まで冷却しなければならないとす
ると、熱流しとしての燃料（即ち、低温の燃料）が十分
に利用出来ないから、相当の困難を伴なう。そこで問題
は、機関の主潤滑系は、減速歯車箱よりは高いけれども
、それでも有効な油温度で作用し得るように、油を選択
的に冷却することである。従って、この発明の主な目的
は、機関の燃料を高温機関油と熱交換関係に維持する熱
交換器の入口での燃料温度を下げるようにした、ガスタ
ービン機関用の改良された燃料送出し及び制御装置を提
供することである。
この発明の別の目的は、機関油を燃料によって選択的に
冷却して、機関の各々の部分が受取る油がその最適動作
条件に合った温度になるようにする改良された燃料送出
し及び制御装置を提供することである。
冷却して、機関の各々の部分が受取る油がその最適動作
条件に合った温度になるようにする改良された燃料送出
し及び制御装置を提供することである。
この発明の別の目的は、燃料炉過器に入る燃料の温度を
３２０Ｆより高いレベルに保つ改良された燃料送出し及
び制御装置を提供することである。
３２０Ｆより高いレベルに保つ改良された燃料送出し及
び制御装置を提供することである。
上記並びにその他の目的及び利点は「以下詳しく説明す
る所から明らかになろう。以下の説明は、この発明を例
示するものであって、制約するものではないことを承知
されたい。簡単に言うと、前述の目的を達成する為、燃
料ポンプが、機関の需要をこえる全ての燃料を「高圧圧
送要素の入口にではなく、航空機の燃料タンクへ循環さ
せることが出来るようにする。
る所から明らかになろう。以下の説明は、この発明を例
示するものであって、制約するものではないことを承知
されたい。簡単に言うと、前述の目的を達成する為、燃
料ポンプが、機関の需要をこえる全ての燃料を「高圧圧
送要素の入口にではなく、航空機の燃料タンクへ循環さ
せることが出来るようにする。
このような構成にしたことによる直接の効果としてト通
常使われている以外の弁装置を追加しなくても、ポンプ
の合計流量と計量された流量との比に比例して、ポンプ
の熱流し能力が増加し、ポンプでの温度上昇が小さくな
る。この為、ポンプの下流側にある燃料／油熱交換器に
入る燃料の温度が低いレベルになる。散逸しなければな
らない油の熱負荷に応じて、熱交換器を設ける場所の幾
つかの例を挙げる。燃料炉過器の氷結防止が必要な場合
「炉過器に入る燃料の温度を最低レベル以上に保つ手段
を設ける。
常使われている以外の弁装置を追加しなくても、ポンプ
の合計流量と計量された流量との比に比例して、ポンプ
の熱流し能力が増加し、ポンプでの温度上昇が小さくな
る。この為、ポンプの下流側にある燃料／油熱交換器に
入る燃料の温度が低いレベルになる。散逸しなければな
らない油の熱負荷に応じて、熱交換器を設ける場所の幾
つかの例を挙げる。燃料炉過器の氷結防止が必要な場合
「炉過器に入る燃料の温度を最低レベル以上に保つ手段
を設ける。
１実施例では、温度弁がポンプの吐出温度の低下の関数
として、燃料タンクに戻される過剰の燃料の流量の減少
を計画し、残余はポンプの入口へ送る。
として、燃料タンクに戻される過剰の燃料の流量の減少
を計画し、残余はポンプの入口へ送る。
別の実施例では、分流弁を設けて、機関の需要をこえる
全ての燃料を燃料炉過器の上流側又は下流側から取出し
、それを燃料タンクに戻す。分流弁が、燃料炉過器に入
る燃料の最低レベルを保ち且つ燃料タンクに於ける過熱
をさげるように、上流側及び下流側からの燃料抽出計画
を定める。更に、油を選択的に冷却するように装置内に
独得の方式で配置された複数個の熱交換器に高温機関油
を通す流体回路を設ける。この発明の要旨は特許請求の
範囲に具体的且つ明確に記載されているが、この発明は
以下図面について幾つかの実施例を説明する所から、明
瞭になろう。
全ての燃料を燃料炉過器の上流側又は下流側から取出し
、それを燃料タンクに戻す。分流弁が、燃料炉過器に入
る燃料の最低レベルを保ち且つ燃料タンクに於ける過熱
をさげるように、上流側及び下流側からの燃料抽出計画
を定める。更に、油を選択的に冷却するように装置内に
独得の方式で配置された複数個の熱交換器に高温機関油
を通す流体回路を設ける。この発明の要旨は特許請求の
範囲に具体的且つ明確に記載されているが、この発明は
以下図面について幾つかの実施例を説明する所から、明
瞭になろう。
図面全体にわたり、同様な部分には同じ参照数字を用い
ている。
ている。
この発明を実施した機関を全体的に１０で示す。この機
関は、全体的に、コア・エンジン１２，ファン集成体１
４（１段のファン羽根１５を含む）、及び軸１８によっ
てファン集成体１４に接続されたファン・タービン１６
を含むものと考えることが出来る。コア・エンジン１２
が回転子２２を持つ鞠流圧縮機２０を含む。空気が入口
２４に入り、最初にファン集成体１４によって圧縮され
る。この圧縮空気の第１の部分がファンバイパスダクト
２６に入る。このダクトは、一部分が、コア・エンジン
１２及びその外側を取巻くファン。
関は、全体的に、コア・エンジン１２，ファン集成体１
４（１段のファン羽根１５を含む）、及び軸１８によっ
てファン集成体１４に接続されたファン・タービン１６
を含むものと考えることが出来る。コア・エンジン１２
が回転子２２を持つ鞠流圧縮機２０を含む。空気が入口
２４に入り、最初にファン集成体１４によって圧縮され
る。この圧縮空気の第１の部分がファンバイパスダクト
２６に入る。このダクトは、一部分が、コア・エンジン
１２及びその外側を取巻くファン。
ナセル２８によって限定されている。この第１の部分が
ファン・ノズル３０から吐出される。圧縮空気の第２の
部分が入口３２に入り、鞠流圧縮機２０１こよって更に
圧縮され、その後燃焼器３４に吐出され、そこで燃料を
燃焼させてタービン３６を駆動する高ヱネルギの燃焼ガ
スを発生する。タービン３６が軸３８を介して回転子２
２を駆動することは、ガスターピン機関の常法通りであ
る。次に高温燃焼ガスがファン。タービン１６へ流れて
、これを駆動し、このタービンがファン集成体１４を駆
動する。この為、ファン集成体１４がファンバイパスダ
クト２６からファン・ノズル３０を介して空気を吐出す
る作用と、一部分がプラグ４２によって限定されたコア
。エンジンのノズル４０から燃焼ガスが吐出されること
により、推力が得られる。上に説明したのは、今日のガ
スタービン機関の典型的なものであり、この発明を制約
するものではない。以下の説明から容易に判るように、
この発明はあらゆるガスタービン機関に用いることが出
来、ターボファン形のガスタービン機関に必らずしも制
約されない。従って、第１図に示す機関の動作について
上に説明したのは、単なる１つの用例としてである。第
１図には、この発明の対象物の一部分を構成する燃料送
出し及び制御装置４４が略図で示されている。
ファン・ノズル３０から吐出される。圧縮空気の第２の
部分が入口３２に入り、鞠流圧縮機２０１こよって更に
圧縮され、その後燃焼器３４に吐出され、そこで燃料を
燃焼させてタービン３６を駆動する高ヱネルギの燃焼ガ
スを発生する。タービン３６が軸３８を介して回転子２
２を駆動することは、ガスターピン機関の常法通りであ
る。次に高温燃焼ガスがファン。タービン１６へ流れて
、これを駆動し、このタービンがファン集成体１４を駆
動する。この為、ファン集成体１４がファンバイパスダ
クト２６からファン・ノズル３０を介して空気を吐出す
る作用と、一部分がプラグ４２によって限定されたコア
。エンジンのノズル４０から燃焼ガスが吐出されること
により、推力が得られる。上に説明したのは、今日のガ
スタービン機関の典型的なものであり、この発明を制約
するものではない。以下の説明から容易に判るように、
この発明はあらゆるガスタービン機関に用いることが出
来、ターボファン形のガスタービン機関に必らずしも制
約されない。従って、第１図に示す機関の動作について
上に説明したのは、単なる１つの用例としてである。第
１図には、この発明の対象物の一部分を構成する燃料送
出し及び制御装置４４が略図で示されている。
この燃料送出し及び制御装置で、典型的には航空機の燃
料タンクの様な燃料貯蔵槽４６が、ガスタービン機関用
燃料を導管５０を介して主燃料ポンプ４８に供給する。
主燃料ポンプは−般的には歯車ポンプ又は羽根ポンプで
あって、コア・エンジン１２によって駆動される。これ
は一庭排出量形と考えてよい。ポンプ４８からの加圧燃
料が導管５２を介して燃料炉過器５４へ送られる。炉過
器５４は、導管５８を介して主燃料制御装置５６へ入る
前に、燃料から粒子状物質をこしとるように作用する。
主燃料制御装置５６は、機関の燃焼器３４に対する燃料
の流量を計画する計量弁６０を含む。
料タンクの様な燃料貯蔵槽４６が、ガスタービン機関用
燃料を導管５０を介して主燃料ポンプ４８に供給する。
主燃料ポンプは−般的には歯車ポンプ又は羽根ポンプで
あって、コア・エンジン１２によって駆動される。これ
は一庭排出量形と考えてよい。ポンプ４８からの加圧燃
料が導管５２を介して燃料炉過器５４へ送られる。炉過
器５４は、導管５８を介して主燃料制御装置５６へ入る
前に、燃料から粒子状物質をこしとるように作用する。
主燃料制御装置５６は、機関の燃焼器３４に対する燃料
の流量を計画する計量弁６０を含む。
計量弁は中孔６４の中を変位し得るピストン６２を有す
る。ピストンが出口ボート６６を協働して可変面積オリ
フィスを形成して、計量弁からの燃料を導管６８へ通す
。圧力調整弁７０は、計量弁６０の前後の差圧を導管７
２，７６を介して感知して、それが予定の値をこえた時
、いつでも導管５８からの過剰の加圧燃料を導管７２，
７４を介して燃料タンク４６へ戻すようにバイパスする
。
る。ピストンが出口ボート６６を協働して可変面積オリ
フィスを形成して、計量弁からの燃料を導管６８へ通す
。圧力調整弁７０は、計量弁６０の前後の差圧を導管７
２，７６を介して感知して、それが予定の値をこえた時
、いつでも導管５８からの過剰の加圧燃料を導管７２，
７４を介して燃料タンク４６へ戻すようにバイパスする
。
導管７６は感知用の配管として作用するだけである。こ
うして計量弁６０の前後に一定の差圧が保たれ、この為
、計量された流量は、ピストン６２と出口ボート６６と
によって形成されたオリフィスの面積に正比例する。ピ
ストン６２は主にパイロット制御レバー７８の位置の関
数として制御される。速度、温度及び圧力のような機関
の選ばれた運転パラメータを反映する別の制御入力を燃
料制御装置５６に供給して計量弁の位置を制御し、機関
に対する燃料の流量が機関の最適の性能をもたらすよう
にする。この為、ポンプ４８から燃料の内、燃料制御装
置の必要をこえる分は、全部燃料タンク４６に戻される
。計量された加圧燃料が導管６８を介して、燃料／油熱
交換器８０へ送られる。燃料／油熱交換器８０が、典型
的な機関の溜め８２で集められて導管８４を介して送ら
れて来る高温機関油を受取る。相対的に低温である計量
された燃料が熱交換器８０を通る時、油と熱交換し、こ
の後、加熱された燃料が導管８６を介して燃焼器３４に
吐出され、そこでガスタービン機関で普通行なわれるよ
うに燃焼させられる。冷却された油は熱交換器から蓮通
導管８８に吐出され、潤滑用に機関に戻される。前に述
べた様に、ガスタービン機関の冷却に伴なう基本的な問
題の１つは、動力設定値が低い時、計量された燃料の流
量が少ない為に、熱流しとなる低温の燃料が得難くなる
ことである。この発明は、過剰の流量（燃料制御装置の
必要をこえる分）を、従来典型的に行なわれていた様に
高圧ポンプの入口に戻すのではなく、航空機の燃料タン
クに戻せるようにすることによって、ポンプの温度上昇
を小さくする簡単な手段を設けることにより、この問題
を解決する。その効果として、ポンプの全流量と計量さ
れた流量との比に比例して、ポンプの熱流し能力を増大
し、ポンプの温度上昇を小さくする。この発明の効果を
例で言えば、従来アィドリングの動力設定時にポンプ４
８の前後の温度上昇が１０００Ｆであったものが、この
発明では、この温度上昇が４０Ｆに下がり、これは２５
対１の減少比である。離陸時の動力設定値では、この減
少比は４・さくなるが、それでも大体３対１である。そ
の結果、この発明の燃料送出し及び制御装置を使えば、
あらゆる運転状態で、熱交換器の燃料入口の温度を燃料
ポンプの入口温度より５０Ｆ未満しか高くならないよう
にすることが出釆る。航空機の燃料タンク４６に対する
循環による熱入力は、燃料制御装置での圧力からタンク
の圧力までの圧力低下による絞り作用の熱と、ポンプの
温度上昇の一部分（循環流量と計量流量との比によって
決まる）との合計である。
うして計量弁６０の前後に一定の差圧が保たれ、この為
、計量された流量は、ピストン６２と出口ボート６６と
によって形成されたオリフィスの面積に正比例する。ピ
ストン６２は主にパイロット制御レバー７８の位置の関
数として制御される。速度、温度及び圧力のような機関
の選ばれた運転パラメータを反映する別の制御入力を燃
料制御装置５６に供給して計量弁の位置を制御し、機関
に対する燃料の流量が機関の最適の性能をもたらすよう
にする。この為、ポンプ４８から燃料の内、燃料制御装
置の必要をこえる分は、全部燃料タンク４６に戻される
。計量された加圧燃料が導管６８を介して、燃料／油熱
交換器８０へ送られる。燃料／油熱交換器８０が、典型
的な機関の溜め８２で集められて導管８４を介して送ら
れて来る高温機関油を受取る。相対的に低温である計量
された燃料が熱交換器８０を通る時、油と熱交換し、こ
の後、加熱された燃料が導管８６を介して燃焼器３４に
吐出され、そこでガスタービン機関で普通行なわれるよ
うに燃焼させられる。冷却された油は熱交換器から蓮通
導管８８に吐出され、潤滑用に機関に戻される。前に述
べた様に、ガスタービン機関の冷却に伴なう基本的な問
題の１つは、動力設定値が低い時、計量された燃料の流
量が少ない為に、熱流しとなる低温の燃料が得難くなる
ことである。この発明は、過剰の流量（燃料制御装置の
必要をこえる分）を、従来典型的に行なわれていた様に
高圧ポンプの入口に戻すのではなく、航空機の燃料タン
クに戻せるようにすることによって、ポンプの温度上昇
を小さくする簡単な手段を設けることにより、この問題
を解決する。その効果として、ポンプの全流量と計量さ
れた流量との比に比例して、ポンプの熱流し能力を増大
し、ポンプの温度上昇を小さくする。この発明の効果を
例で言えば、従来アィドリングの動力設定時にポンプ４
８の前後の温度上昇が１０００Ｆであったものが、この
発明では、この温度上昇が４０Ｆに下がり、これは２５
対１の減少比である。離陸時の動力設定値では、この減
少比は４・さくなるが、それでも大体３対１である。そ
の結果、この発明の燃料送出し及び制御装置を使えば、
あらゆる運転状態で、熱交換器の燃料入口の温度を燃料
ポンプの入口温度より５０Ｆ未満しか高くならないよう
にすることが出釆る。航空機の燃料タンク４６に対する
循環による熱入力は、燃料制御装置での圧力からタンク
の圧力までの圧力低下による絞り作用の熱と、ポンプの
温度上昇の一部分（循環流量と計量流量との比によって
決まる）との合計である。
両者を合せた燃料タンクの熱入力が小さく、タンクの壁
及び翼面への熱伝達により、周囲へ散逸させることが出
来る。燃料の貯蔵分が少ない時でも、燃料タンクの熱入
力の結果として、燃料タンクの温度が上昇してはならな
い。航空機と機関との間には余分の燃料配管（導管７４
）を必要とするが、循環燃料では、機関の燃料供給配管
の場合のように配管の圧力低下が問題となることはない
から、配管は比較的小さい寸法のものにすることが出来
る。ポンプへの燃料の流れは、燃料供給非常閉鎖部９０
を閉じることによって、終らせる。この閉鎖部は、図示
していない手段により、パイロット作動することが出来
る。第１図の燃料送出し及び制御装置で、燃料装置の熱
負荷能力を改善した別の実施例が第２図に示されている
。
及び翼面への熱伝達により、周囲へ散逸させることが出
来る。燃料の貯蔵分が少ない時でも、燃料タンクの熱入
力の結果として、燃料タンクの温度が上昇してはならな
い。航空機と機関との間には余分の燃料配管（導管７４
）を必要とするが、循環燃料では、機関の燃料供給配管
の場合のように配管の圧力低下が問題となることはない
から、配管は比較的小さい寸法のものにすることが出来
る。ポンプへの燃料の流れは、燃料供給非常閉鎖部９０
を閉じることによって、終らせる。この閉鎖部は、図示
していない手段により、パイロット作動することが出来
る。第１図の燃料送出し及び制御装置で、燃料装置の熱
負荷能力を改善した別の実施例が第２図に示されている
。
第１図の実施例では、熱交換器８０は、必要な全部の熱
を油から奮うには不十分であるが、第２図では第２の燃
料／油熱交換器９２を、熱交換器８０１こ対して、油の
流れについては直列に且つその上流側に釆るように追加
してある。油熱交換器９２は、ポンプ４８と炉過器５４
との間の導管５２の途中にあるが、破線９２′で示すよ
うに、戻り導管７４の途中に入れる方が好ましいことが
ある。（更に、この夫々の位置に１つづっ熱交換器を設
け、図示してない温度弁によつて様式を切換えてもよい
。）いずれの場合も、高温の油が導管８４を介して熱交
換器９２に入り、（導管９４を介して）直列に熱交換器
８０を通ってから「導管８８を介して機関１０へ流れる
。この時、熱交換器９２で生ずる油の熱損失が、少なく
とも一部分は燃料タンク４６で散逸され、この熱交換器
が戻り導管７４の途中の破線の位置にある時には、全部
燃料タンクで散逸される。熱交換器を燃料炉過器５４よ
り先の所に設ければ、炉過器で氷が生成する倶れは少な
くなるが、用途によっては、炉過器に入る燃料の温度を
最低レベルより高く保つ手段を設けなければならないこ
とが予期される。この為、この発明の目的に従って、温
度制御弁９６（第３図）を設けて、過剰の燃料を燃料タ
ンク４６に送ったり、或いは導管９８を介してポンプ４
８の入口へ送る。温度制御弁９６は、ポンプの吐出温度
（従って、炉過器の吐出温度）の低下の関数として、燃
料タンク４６に対する燃料の流量を減少させ、残余をポ
ンプ４８の入口へ送るように計画されている。こうして
炉過器の氷結を防止するに必要な分だけの過剰燃料がポ
ンプへ循環させられ、こうしてポンプの温度上昇効果を
累進的にする。第４図は、油の冷却及び氷結防止に独得
の利点を持つ別の実施例の燃料送出し及び制御装置１０
０を示す。
を油から奮うには不十分であるが、第２図では第２の燃
料／油熱交換器９２を、熱交換器８０１こ対して、油の
流れについては直列に且つその上流側に釆るように追加
してある。油熱交換器９２は、ポンプ４８と炉過器５４
との間の導管５２の途中にあるが、破線９２′で示すよ
うに、戻り導管７４の途中に入れる方が好ましいことが
ある。（更に、この夫々の位置に１つづっ熱交換器を設
け、図示してない温度弁によつて様式を切換えてもよい
。）いずれの場合も、高温の油が導管８４を介して熱交
換器９２に入り、（導管９４を介して）直列に熱交換器
８０を通ってから「導管８８を介して機関１０へ流れる
。この時、熱交換器９２で生ずる油の熱損失が、少なく
とも一部分は燃料タンク４６で散逸され、この熱交換器
が戻り導管７４の途中の破線の位置にある時には、全部
燃料タンクで散逸される。熱交換器を燃料炉過器５４よ
り先の所に設ければ、炉過器で氷が生成する倶れは少な
くなるが、用途によっては、炉過器に入る燃料の温度を
最低レベルより高く保つ手段を設けなければならないこ
とが予期される。この為、この発明の目的に従って、温
度制御弁９６（第３図）を設けて、過剰の燃料を燃料タ
ンク４６に送ったり、或いは導管９８を介してポンプ４
８の入口へ送る。温度制御弁９６は、ポンプの吐出温度
（従って、炉過器の吐出温度）の低下の関数として、燃
料タンク４６に対する燃料の流量を減少させ、残余をポ
ンプ４８の入口へ送るように計画されている。こうして
炉過器の氷結を防止するに必要な分だけの過剰燃料がポ
ンプへ循環させられ、こうしてポンプの温度上昇効果を
累進的にする。第４図は、油の冷却及び氷結防止に独得
の利点を持つ別の実施例の燃料送出し及び制御装置１０
０を示す。
前の実施例と同じく、タンク４６からの燃料が導管６０
を介して正容積形ポンプ４８へ送出される。高圧の燃料
がポンプから燃料／油熱交換器１０へ流れると共に、導
管１０４，ＩＱ６を介して分流弁１０Ｍこも流れる。分
流弁は燃料制御装置５６に組込んでもよいが、説明を簡
単にする為、第４図では別個になっている。加熱された
油が溜め８２から導管１０９を介して熱交換器へ流れ、
冷却された油が導管１１１を介して機関へ戻る。加圧燃
料の少なくとも一部分が、燃料／油熱交換器１０２及び
炉過器５４を通って、燃料制御装置５６へ流れ、そこで
計量弁６０が、導管１１０を介して機関へ送られる燃料
の流量を制御する。
を介して正容積形ポンプ４８へ送出される。高圧の燃料
がポンプから燃料／油熱交換器１０へ流れると共に、導
管１０４，ＩＱ６を介して分流弁１０Ｍこも流れる。分
流弁は燃料制御装置５６に組込んでもよいが、説明を簡
単にする為、第４図では別個になっている。加熱された
油が溜め８２から導管１０９を介して熱交換器へ流れ、
冷却された油が導管１１１を介して機関へ戻る。加圧燃
料の少なくとも一部分が、燃料／油熱交換器１０２及び
炉過器５４を通って、燃料制御装置５６へ流れ、そこで
計量弁６０が、導管１１０を介して機関へ送られる燃料
の流量を制御する。
前の実施例と同じく、感知用導管７６，７７を介して感
知した計量弁６０の前後の差圧に応じて、圧力調整用／
ゞィパス弁７０が、ポンプ４８からの加圧燃料の過剰分
を、導管１１２，１１４を介して燃料タンク４６へバイ
パスするようになっている。然し、前の実施例の場合と
異なり、この過剰分の流れは「熱交換器１０２及び燃料
炉過器５４の上流側（導管１０４）及び下流側（導管１
０６）の両方から流れを受取るようになっている独得の
分流弁１０８を通らなければならない。分流弁の作用は
ト機関の巡航用及び下降用動力設定値に対応する様な、
ポンプ吐出圧力の中間範囲で、バイパス燃料の一部分を
熱交換器及び燃料炉過器に通し、こうして翼面から熱を
効果的に散逸させることが出来る様な飛行状態で、機関
油の熱負荷の一部分を燃料タンク４６で散逸出来るよう
にすることである。離陸時及びアィドリング時の動力設
定値に対応する高い及び低いポンプ吐出圧力では、分流
弁が過剰の燃料の全部を熱交換器より先の所から燃料タ
ンクへ戻し、この時燃料タンクは、ポンプの仕事並びに
バイパス燃料の絞り作用による少量の熱入力のみに対す
る熱流しとして作用する。詳しく言うと、分流弁１０８
が、ばね荷重の弁１１８を収容したハウジング１１６を
持っている。
知した計量弁６０の前後の差圧に応じて、圧力調整用／
ゞィパス弁７０が、ポンプ４８からの加圧燃料の過剰分
を、導管１１２，１１４を介して燃料タンク４６へバイ
パスするようになっている。然し、前の実施例の場合と
異なり、この過剰分の流れは「熱交換器１０２及び燃料
炉過器５４の上流側（導管１０４）及び下流側（導管１
０６）の両方から流れを受取るようになっている独得の
分流弁１０８を通らなければならない。分流弁の作用は
ト機関の巡航用及び下降用動力設定値に対応する様な、
ポンプ吐出圧力の中間範囲で、バイパス燃料の一部分を
熱交換器及び燃料炉過器に通し、こうして翼面から熱を
効果的に散逸させることが出来る様な飛行状態で、機関
油の熱負荷の一部分を燃料タンク４６で散逸出来るよう
にすることである。離陸時及びアィドリング時の動力設
定値に対応する高い及び低いポンプ吐出圧力では、分流
弁が過剰の燃料の全部を熱交換器より先の所から燃料タ
ンクへ戻し、この時燃料タンクは、ポンプの仕事並びに
バイパス燃料の絞り作用による少量の熱入力のみに対す
る熱流しとして作用する。詳しく言うと、分流弁１０８
が、ばね荷重の弁１１８を収容したハウジング１１６を
持っている。
導管１０４，１０６が夫々閉口１２０，１２２を介して
ハウジング１１６の内部と蓮適する。
ハウジング１１６の内部と蓮適する。
溝孔１２４，１２６が関口１２０，１２２と協働して、
導管１０４，ＩＤ６から分流弁の高圧室１２８へ燃料を
通す可変面積オリフィスを形成する。これらの閉口及び
溝孔は、弁１１８が後方（第４図で左）に一杯に変位し
た時、並びに前方に一杯に変位した時、閉口１２２が実
質的に閉じ、開□１２０が開くように配置されている。
弁１１８が中間位置にある時、夫々のオリフィスが導管
１０４，１０６からの流れを、（ポンプの吐出口におけ
る）燃料の圧力レベルの関数として、つまり、機関の推
力レベル（動力設定値）の関数として、分ける。ポンプ
吐出圧力が低い時、ばね１３０が肩１２９に力を加えて
弁を右側へ押しつけ、この為、ポンプ吐出圧力を感知す
る上流側の閉口ｉ２川ま開いているが、下流側の開□１
２２は実質的に閉じる。
導管１０４，ＩＤ６から分流弁の高圧室１２８へ燃料を
通す可変面積オリフィスを形成する。これらの閉口及び
溝孔は、弁１１８が後方（第４図で左）に一杯に変位し
た時、並びに前方に一杯に変位した時、閉口１２２が実
質的に閉じ、開□１２０が開くように配置されている。
弁１１８が中間位置にある時、夫々のオリフィスが導管
１０４，１０６からの流れを、（ポンプの吐出口におけ
る）燃料の圧力レベルの関数として、つまり、機関の推
力レベル（動力設定値）の関数として、分ける。ポンプ
吐出圧力が低い時、ばね１３０が肩１２９に力を加えて
弁を右側へ押しつけ、この為、ポンプ吐出圧力を感知す
る上流側の閉口ｉ２川ま開いているが、下流側の開□１
２２は実質的に閉じる。
導管１３１は、燃料タンク４６の低い圧力と蓮通した単
なる感知配管である。
なる感知配管である。
第５図にバイパス流量比（これは上流側の閉口１２０を
通る流量と導管１１４を通る全バイパス流量との比と定
義する）をポンプ吐出圧力の関数として示してあるが、
この図から、主燃料ポンプの吐出圧力が高い時並びに低
い時、過剰の流量の略全部が閉口１２０を通ることが判
る。機関の動力設定値の増加に伴なつてポンプの吐出圧
力が上昇すると、（弁の面１３２に対する燃料の圧力の
為）弁１１８が左へ強制的に動かされ、関口１２０を通
る流量を減らすと共に開ロー２２を開き、この為、バイ
パス流量比が減少する。弁が完全に左へ移動すると、開
ロー２２はランド１３４によって実質的にふさがれ、全
部の過剰流量が再び開ロー２０を通る。閉口及び溝孔の
形は、機関の条件に応じて、ポンプ吐出圧力の関数とし
て所望のバイパス流量比が得られるように定めることが
出来る。この方式は、分流弁がバイパス弁７０への流れ
を閉鎖することが絶対になく、導管１０４，１０６を含
む２つの流路の面積比を変えるだけであるから、信頼性
がある。この方式を使うと、ポンプ吐出圧力（並びに流
量）が高い時及び低い時に、基本的には、計量された流
量しか熱交換器及び炉過器を通らず、油の所定の温度（
熱負荷）に対して燃料の温度上昇を最大にすることが出
来るので、燃料炉過器の氷結防止は一番よくなる。
通る流量と導管１１４を通る全バイパス流量との比と定
義する）をポンプ吐出圧力の関数として示してあるが、
この図から、主燃料ポンプの吐出圧力が高い時並びに低
い時、過剰の流量の略全部が閉口１２０を通ることが判
る。機関の動力設定値の増加に伴なつてポンプの吐出圧
力が上昇すると、（弁の面１３２に対する燃料の圧力の
為）弁１１８が左へ強制的に動かされ、関口１２０を通
る流量を減らすと共に開ロー２２を開き、この為、バイ
パス流量比が減少する。弁が完全に左へ移動すると、開
ロー２２はランド１３４によって実質的にふさがれ、全
部の過剰流量が再び開ロー２０を通る。閉口及び溝孔の
形は、機関の条件に応じて、ポンプ吐出圧力の関数とし
て所望のバイパス流量比が得られるように定めることが
出来る。この方式は、分流弁がバイパス弁７０への流れ
を閉鎖することが絶対になく、導管１０４，１０６を含
む２つの流路の面積比を変えるだけであるから、信頼性
がある。この方式を使うと、ポンプ吐出圧力（並びに流
量）が高い時及び低い時に、基本的には、計量された流
量しか熱交換器及び炉過器を通らず、油の所定の温度（
熱負荷）に対して燃料の温度上昇を最大にすることが出
来るので、燃料炉過器の氷結防止は一番よくなる。
この状態では、機関の潤滑油の熱が燃料タンク４６に行
かない。機関の巡航及び下降用動力設定値に対応する中
間のポンプ圧力レベルでは、調整された量の燃料が機関
の熱交換器１０２の下流側から分流弁１０８に入れるよ
うになり、そこで上流側の燃料と混ざり、バイパス弁７
０へ流れて燃料タンク４６に戻るが、これは理論的には
第２図の場合と似ている。分流弁は、計量された燃料が
、熱流しとしては、所要の油の冷却を行なうのに不十分
である状態で、機関潤滑油の熱の一部分を燃料タンク４
６に戻すことが出来るようにする。離陸時のように動力
設定値が非常に大きく、ポンプの吐出圧力が最高である
時、分流弁は再び熱交換器より上流側の流れだけを燃料
タンクヘバイパス出来るようにする。その考えの根本は
、航空機の燃料タンクが典型的には翼の中にあって、飛
行中に周囲の空気が翼の上を流れることによって、タン
クに戻された燃料の熱を散逸出来るようにするが、動力
設定値を大きくするのは、翼の上を流れる空気量が最小
である離陸時であって、従って、熱伝達能力が小さいか
ら、燃料タンクの過熱をさげる為に、ポンプから吐出さ
れた流量の内の過剰分は、熱交換器の上流側から取出す
、と云うことである。然し、タンクの過熱が重大な問題
にならなければ、分流弁のこの特徴を省略しても、この
発明の趣旨を没することにはならない。以上説明した様
に、複雑な温度弁に頼らずに、燃料と油の熱交換及び氷
結防止の条件を最適に流す信頼性のある燃料送出し及び
制御装置が提供された。
かない。機関の巡航及び下降用動力設定値に対応する中
間のポンプ圧力レベルでは、調整された量の燃料が機関
の熱交換器１０２の下流側から分流弁１０８に入れるよ
うになり、そこで上流側の燃料と混ざり、バイパス弁７
０へ流れて燃料タンク４６に戻るが、これは理論的には
第２図の場合と似ている。分流弁は、計量された燃料が
、熱流しとしては、所要の油の冷却を行なうのに不十分
である状態で、機関潤滑油の熱の一部分を燃料タンク４
６に戻すことが出来るようにする。離陸時のように動力
設定値が非常に大きく、ポンプの吐出圧力が最高である
時、分流弁は再び熱交換器より上流側の流れだけを燃料
タンクヘバイパス出来るようにする。その考えの根本は
、航空機の燃料タンクが典型的には翼の中にあって、飛
行中に周囲の空気が翼の上を流れることによって、タン
クに戻された燃料の熱を散逸出来るようにするが、動力
設定値を大きくするのは、翼の上を流れる空気量が最小
である離陸時であって、従って、熱伝達能力が小さいか
ら、燃料タンクの過熱をさげる為に、ポンプから吐出さ
れた流量の内の過剰分は、熱交換器の上流側から取出す
、と云うことである。然し、タンクの過熱が重大な問題
にならなければ、分流弁のこの特徴を省略しても、この
発明の趣旨を没することにはならない。以上説明した様
に、複雑な温度弁に頼らずに、燃料と油の熱交換及び氷
結防止の条件を最適に流す信頼性のある燃料送出し及び
制御装置が提供された。
更に、冷却を必要とする航空機の付属機器に対する別の
熱交換器１３６（破線で示す）を利用することが出来る
。第６図乃至第８図には、機関の種々の区域の条件に合
わせて、機関の潤滑油を選択的に冷却出来るようにする
幾つかの方式が示されている。
熱交換器１３６（破線で示す）を利用することが出来る
。第６図乃至第８図には、機関の種々の区域の条件に合
わせて、機関の潤滑油を選択的に冷却出来るようにする
幾つかの方式が示されている。
典型例として、ファン減速歯車箱を持つガスタービン機
関では、歯車箱が相当の馬力を伝達し、この為、大形の
歯車を必要とし、歯車の荷重も大きくなる。典型的には
、歯車の上乗せ分（バルクの油の温度より高い温度上昇
）は１２００Ｆ程度である。これは機関の他の歯車装置
の安全値よりかなり高い。歯車材料の限界温度（例えば
３０００Ｆ）をこえないようにする為には、バルクの油
を予想される最高の温度上昇（今の場合は歯車箱）に見
合った温度（これは他の場合の許容値よりかなり低い）
まで冷却することが必要であるのが普通である。例えば
、減速歯車の油供給源は１８００Ｆでなければならない
が、機関の主たる油供給源は大体３０００Ｆでよい、と
云うことがある。機関用の全部の油を低い方の値まで冷
却しなければならないとしたら、十分な熱流し（低温燃
料）が利用出来ないから、相当の困難がある。この解決
策として、２つの油系統を選択的に冷却し、機関の主た
る油は、減速歯車箱に供給される油よりも高い温度で使
う。第６図に示す系では、例えば第４図の熱交換器１０
２の代りに、熱交換器１３６，１３８を燃料の流れに対
して直列に配置する。
関では、歯車箱が相当の馬力を伝達し、この為、大形の
歯車を必要とし、歯車の荷重も大きくなる。典型的には
、歯車の上乗せ分（バルクの油の温度より高い温度上昇
）は１２００Ｆ程度である。これは機関の他の歯車装置
の安全値よりかなり高い。歯車材料の限界温度（例えば
３０００Ｆ）をこえないようにする為には、バルクの油
を予想される最高の温度上昇（今の場合は歯車箱）に見
合った温度（これは他の場合の許容値よりかなり低い）
まで冷却することが必要であるのが普通である。例えば
、減速歯車の油供給源は１８００Ｆでなければならない
が、機関の主たる油供給源は大体３０００Ｆでよい、と
云うことがある。機関用の全部の油を低い方の値まで冷
却しなければならないとしたら、十分な熱流し（低温燃
料）が利用出来ないから、相当の困難がある。この解決
策として、２つの油系統を選択的に冷却し、機関の主た
る油は、減速歯車箱に供給される油よりも高い温度で使
う。第６図に示す系では、例えば第４図の熱交換器１０
２の代りに、熱交換器１３６，１３８を燃料の流れに対
して直列に配置する。
単一の油タンク又は油溜め１４０からの冷めた油が２つ
の別個の潤滑系１４２，１４４に油を供給する。系１４
２が前述の減速歯車箱であると仮定すると、冷めた油が
ポンプ１４６により、導管１４８を介して熱交換器１３
６へ圧送される。熱交換器１３６は利用し得る最も低温
の燃料を受取るから、導管１５０から出てゆく油は、装
置全体の中で最も低温の油である。この低温の油が歯車
箱１４２を潤滑し、その後導管１５２によって取出され
る。他方の冷めた油がポンプ１５４（これはポンプ１４
６と組合せになっていてよい）によって、導管１５６を
介して第２の潤滑系１４４へ圧送される。この後、潤滑
系１４４から取出された油が、歯車箱１４２から取出さ
れた油と混ぜられ、掃気ポンプ１５８により、導管１６
０（これは装置全体の内で最も高温の油を通す）を介し
て、機関の熱交換器１３８へ圧送される。
の別個の潤滑系１４２，１４４に油を供給する。系１４
２が前述の減速歯車箱であると仮定すると、冷めた油が
ポンプ１４６により、導管１４８を介して熱交換器１３
６へ圧送される。熱交換器１３６は利用し得る最も低温
の燃料を受取るから、導管１５０から出てゆく油は、装
置全体の中で最も低温の油である。この低温の油が歯車
箱１４２を潤滑し、その後導管１５２によって取出され
る。他方の冷めた油がポンプ１５４（これはポンプ１４
６と組合せになっていてよい）によって、導管１５６を
介して第２の潤滑系１４４へ圧送される。この後、潤滑
系１４４から取出された油が、歯車箱１４２から取出さ
れた油と混ぜられ、掃気ポンプ１５８により、導管１６
０（これは装置全体の内で最も高温の油を通す）を介し
て、機関の熱交換器１３８へ圧送される。
こ）で加熱された油が冷却され、導管１６２を介して油
タンク又は溜め１４０へ戻され、以下このサイクルを繰
返す。第９図には、種々の部分を通る時の油及び燃料の
温度変化をグラフで示している。第７図に示す別の実施
例では、大体前の実施例と同じように、油が第１の熱交
換器１３６及びファン減速歯車箱１４２を通り、装置内
で油が最も低温になるのは導管１５０である。
タンク又は溜め１４０へ戻され、以下このサイクルを繰
返す。第９図には、種々の部分を通る時の油及び燃料の
温度変化をグラフで示している。第７図に示す別の実施
例では、大体前の実施例と同じように、油が第１の熱交
換器１３６及びファン減速歯車箱１４２を通り、装置内
で油が最も低温になるのは導管１５０である。
この後、導管１６４及び橋気ポンプ１６６を介して、油
が油タンク１４０に戻される。油タンクの温度にある他
方の油が導管１６８，１７０を介して潤滑系１４４及び
熱交換器１３８に直列に通され、導管１７２及び掃気ポ
ンプ１７４（これはポンプ１６６と一体であってよい〉
を介して、油タンクに戻される。この代りに、第８図に
示す様に、機関潤滑系１４４に対する冷却回路は、機関
潤滑系が熱交換器１３８の下流側に釆るようにしてもよ
い。
が油タンク１４０に戻される。油タンクの温度にある他
方の油が導管１６８，１７０を介して潤滑系１４４及び
熱交換器１３８に直列に通され、導管１７２及び掃気ポ
ンプ１７４（これはポンプ１６６と一体であってよい〉
を介して、油タンクに戻される。この代りに、第８図に
示す様に、機関潤滑系１４４に対する冷却回路は、機関
潤滑系が熱交換器１３８の下流側に釆るようにしてもよ
い。
即ち、回路は、流れに対して直列に、ポンプ１５４によ
つて油が吸出される油タンク１４０、導管１７６、熱交
換器１３８、導管１７８、機関潤滑系１４４、導管１８
０及び掃気ポンプ１８２を含み、油を油タンクに戻す。
当業者であれば、広義に見たこの発明の範囲内で前述の
実施例に種々の変更を加えることが出来ることは言うま
でもない。
つて油が吸出される油タンク１４０、導管１７６、熱交
換器１３８、導管１７８、機関潤滑系１４４、導管１８
０及び掃気ポンプ１８２を含み、油を油タンクに戻す。
当業者であれば、広義に見たこの発明の範囲内で前述の
実施例に種々の変更を加えることが出来ることは言うま
でもない。
例えば、この発明をターボファン機関に用いた場合につ
いて説明したが、ファンがあってもなくても、任意のガ
スタービン機関に等しく適用し得る。更に、図示の実施
例は２つの区域（又は２つの回路）の油を冷却する場合
であるが、この発明は、追加の熱交換器及び配管を用い
ることにより、油を３つ以上の温度レベルへ冷却する場
合にも用いることが出来る。
いて説明したが、ファンがあってもなくても、任意のガ
スタービン機関に等しく適用し得る。更に、図示の実施
例は２つの区域（又は２つの回路）の油を冷却する場合
であるが、この発明は、追加の熱交換器及び配管を用い
ることにより、油を３つ以上の温度レベルへ冷却する場
合にも用いることが出来る。
第１図はこの発明の燃料送出し及び制御装置をガスター
ビン機関と組合せて示す略図、第２図は別の熱交換器を
随意選択によって加えた別の実施例の略図、第３図は温
度弁を用いたこの発明の更に別の実施例の略図、第４図
は分流弁を用いたこの発明の実施例の略図、第５図は第
４図の分流弁のバイパス流量比をポンプ吐出圧力の関数
として示すグラフ、第６図乃至第８図は選択的に油の冷
却を行なうようにした、第４図の燃料送出し及び制御装
置の一部分の幾つかの例の略図、第９図は第６図の燃料
送出し及び制御装置の種々の部分に於ける油及び燃料の
温度レベルを示すグラフである。 主な符号の説明、１０：ガスタービン機関、４６：燃料
タンク、４８：燃料ポンプ、５６：燃料制御装置、６０
：計量弁６０，７０：バイパス弁、８０：熱交換手段。 下主亘２上三９Ｊ ｔ三百コ 口重４ モ三百日 モ三亘己 モ…目７ モ三宮日 王三百日
ビン機関と組合せて示す略図、第２図は別の熱交換器を
随意選択によって加えた別の実施例の略図、第３図は温
度弁を用いたこの発明の更に別の実施例の略図、第４図
は分流弁を用いたこの発明の実施例の略図、第５図は第
４図の分流弁のバイパス流量比をポンプ吐出圧力の関数
として示すグラフ、第６図乃至第８図は選択的に油の冷
却を行なうようにした、第４図の燃料送出し及び制御装
置の一部分の幾つかの例の略図、第９図は第６図の燃料
送出し及び制御装置の種々の部分に於ける油及び燃料の
温度レベルを示すグラフである。 主な符号の説明、１０：ガスタービン機関、４６：燃料
タンク、４８：燃料ポンプ、５６：燃料制御装置、６０
：計量弁６０，７０：バイパス弁、８０：熱交換手段。 下主亘２上三９Ｊ ｔ三百コ 口重４ モ三百日 モ三亘己 モ…目７ モ三宮日 王三百日
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ガスタービン機関及び燃料貯蔵槽に用いる燃料送出
し及び制御装置に於て、燃料貯蔵槽と連通していて該貯
蔵槽から燃料を取出して加圧するポンプ手段と、該ポン
プ手段とその下流側に連通していてポンプ手段から燃料
を受取ると共に、機関に対する燃料の流量計画を定める
計量手段を含む燃料制御装置と、計量された燃料のすべ
てを受取るようになつていると共にガスタービン機関と
も連通して該機関から高温機関油を受取り、高温機関油
を燃料と熱交換する状態に保ち、その後低温にして機関
へ戻す第１の熱交換器と、機関の需要をこえる全ての燃
料を燃料貯蔵槽に戻すことにより、第１の熱交換器の入
口に入る燃料の温度を下げる手段とを有する燃料送出し
及び制御装置。 ２ 特許請求の範囲１に記載した燃料送出し及び制御装
置に於て、燃料温度を下げる手段がバイパス弁を含み、
計量手段より上流側の流量が機関が必要とする流量をこ
える時にはいつでも、バイパス弁が過剰の加圧燃料を燃
料貯蔵槽へ戻すようになつている燃料送出し及び制御装
置。 ３ 特許請求の範囲２に記載した燃料送出し及び制御装
置に於て、燃料制御装置及び第１の熱交換器の下流側に
燃焼器手段を持つ燃料送出し及び制御装置。 ４ 特許請求の範囲２に記載した燃料送出し及び制御装
置に於て、ポンプ手段の下流側に第２の熱交換器を持ち
、ポンプ手段から吐出された全ての燃料が前記第２の熱
交換器を通ると共に、計量された全ての燃料が第１の熱
交換器を通るようにした燃料送出し及び制御装置。 ５ 特許請求の範囲４に記載した燃料送出し及び制御装
置に於て、高温機関油が第２の熱交換器の次に第１の熱
交換器を通るようにした燃料送出し及び制御装置。 ６ 特許請求の範囲２に記載した燃料送出し及び制御装
置に於て、第２の熱交換器が、計量された燃料のうち過
剰の加圧燃料を受取るようにした燃料送出し及び制御装
置。 ７ 特許請求の範囲６に記載した燃料送出し及び制御装
置に於て、高温機関油が第２の熱交換器の次に第１の熱
交換器を通る燃料送出し及び制御装置。 ８ 特許請求の範囲２に記載した燃料送出し及び制御装
置に於て、計量手段に入る燃料から粒子状物質を濾過手
段を持つ燃料送出し及び制御装置。 ９ 特許請求の範囲４に記載した燃料送出し及び制御装
置に於て、濾過手段が第２の熱交換器と計量手段の間に
流れに対して直列に配置されている燃料送出し及び制御
装置。 １０ 特許請求の範囲２に記載した燃料送出し及び制御
装置に於て、第２の熱交換器を第１の熱交換器と燃料の
流れに対して直列に配置し、第１の油冷却回路を油供給
源、前記第１の熱交換器、第１の油潤滑系、及び油を油
供給源に戻す手段の順に油の流れを連通させるように設
け、第２の油冷却回路を、前記油供給源、前記第２の熱
交換器、第２の油潤滑系、及び前記油を油供給源に戻す
手段の順に油の流れを連通させるように設けてなる燃料
送出し及び制御装置。 １１ 特許請求の範囲２に記載した燃料送出し及び制御
装置に於て、第２の熱交換器を第１の熱交換器と燃料の
流れに対して直列に配置し、第１の油冷却回路を油供給
源、第１油潤滑系、前記第２の熱交換器、及び油を油供
給源に戻す手段の順に油の流れを連通させるように設け
、第２の油冷却回路を、前記油供給源、前記第１の熱交
換器、第２の油潤滑系、前記第２の熱交換器、及び前記
油を油供給源に戻す手段の順に油の流れを連通させるよ
うに設けてなる燃料送出し及び制御装置。 １２ 特許請求の範囲２に記載した燃料送出し及び制御
装置に於て、第２の熱交換器を第１の熱交換器と燃料の
流れに対して直列に配置し、第１の油冷却回路を油供給
源、前記第１の熱交換器、第１の油潤滑系、及び油を油
供給源に戻す手段の順に油の流れを連通させるように設
け、第２の油冷却回路を、前記油供給源、第２の油潤滑
系、前記第２の熱交換器、及び前記油を油供給源に戻す
手段の順に油の流れを連通させるように設けてなる燃料
送出し及び制御装置。 １３ ガスタービン機関及び燃料貯蔵槽に用いる燃料送
出し及び制御装置に於て、該貯蔵槽から燃料を取出して
加圧するポンプ手段と、このポンプ手段とはその下流側
に連通して、ポンプ手段から加圧燃料の少なくとも一部
を受取り、且つ燃料と熱交換関係に保たれる高温液体の
源と連通する第１の熱交換器と、この第１の熱交換器と
はその下流側に連通して第１熱交換器から加圧燃料の少
なくとも一部を受取り、且つ機関に対する燃料の流量計
画を定める計量手段を含む燃料制御装置と、前記第１の
熱交換器を通過する加圧燃料の前記部分から粒子状物質
を濾別する濾過手段と、計量手段より上流側の燃料の流
量が機関の需要をこえる時にはいつでも、機関の需要を
こえる加圧燃料を燃料貯蔵槽へ戻すように機関の燃料需
要に応じるバイパス弁と、前記第１の熱交換器及び濾過
手段より上流側の１箇所、並びに前記第１の熱交換器及
び濾過手段より下流側の別の１箇所の２箇所から過剰の
加圧燃料を受取ると共に、該燃料をバイパス弁を介して
吐出する分流弁とを設けた燃料送出し及び制御装置。 １４ 特許請求の範囲１３に記載した燃料送出し及び制
御装置に於て、前記上流側の１箇所から受取る燃料とバ
イパス弁を通過する燃料との比は、燃料貯蔵槽に伝達さ
れる熱量が燃料貯蔵槽で散逸し得る熱量に等しいか又は
それより少なく、濾過手段に入る燃料の温度が氷結防止
用の最低温度より高く維持されるようにバイパス弁を構
成してなる燃料送出し及び制御装置。 １５ 特許請求の範囲１４に記載した燃料送出し及び制
御装置に於て、前記下流側の別の１箇所から受取る燃料
の流量は、機関の離陸用並びに地上アイドリング用動力
設定値では実質的にゼロで、その中間の動力設定値では
正の値になるようにバイパス弁を構成してなる燃料送出
し及び制御装置。 １６ 特許請求の範囲１３に記載した燃料送出し及び制
御装置に於て、第２の熱交換器を設けて、過剰の加圧燃
料と冷却しようとする液体とを熱交換関係に維持するよ
うにした燃料送出し及び制御装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US596641 | 1975-07-17 | ||
| US05/596,641 US4041697A (en) | 1975-07-17 | 1975-07-17 | Oil cooling system for a gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5218514A JPS5218514A (en) | 1977-02-12 |
| JPS6032013B2 true JPS6032013B2 (ja) | 1985-07-25 |
Family
ID=24388098
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP51084044A Expired JPS6032013B2 (ja) | 1975-07-17 | 1976-07-16 | 燃料送出し及び制御装置 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4041697A (ja) |
| JP (1) | JPS6032013B2 (ja) |
| CA (1) | CA1092370A (ja) |
| DE (1) | DE2631748A1 (ja) |
| FR (1) | FR2318314A1 (ja) |
| GB (1) | GB1553847A (ja) |
| IT (1) | IT1062504B (ja) |
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