A cooling system in an aircraft gas turbine engine includes a heat exchanger positioned within an annular nacelle space surrounding a bypass duct of the engine. The heat exchanger has a radial coolant passage extending between the bypass duct and ambient air surrounding the nacelle, and a flow passage extending substantially normal to the radial passage for direction of a fluid to be cooled therethrough. A configuration of this nature may assist in defining a no-flow length of the heat exchanger in a third direction normal to the other two mentioned directions, which may allow for improved performance within a given radial envelope.
Un système de refroidissement dans un moteur à turbine à gaz pour aéronef comprend un échangeur thermique positionné dans un espace de nacelle annulaire entourant un conduit de dérivation du moteur. Léchangeur thermique comporte un passage de liquide de refroidissement radial sétendant entre le conduit de dérivation et lair ambiant entourant la nacelle, et un passage découlement sétendant essentiellement perpendiculairement au passage radial pour diriger un fluide à refroidir à travers celui-ci. Une configuration de cette nature peut aider à définir une longueur sans écoulement de léchangeur thermique dans une troisième direction perpendiculaire aux deux autres directions mentionnées, ce qui peut permettre un rendement amélioré dans une enveloppe radiale donnée.
COOLER IN NACELLE WITH RADIAL COOLANT
SYSTEME DE REFROIDISSEMENT A CIRCULATION RADIALE DU FLUIDE DE REFROIDISSEMENT A L'INTERIEUR D'UNE NACELLE
21.11.2017
Patent
Elektronische Ressource
Englisch
Europäisches Patentamt | 2024
|Europäisches Patentamt | 2025
|COOLANT PASSAGE CONNECTION STRUCTURE AND COOLER SYSTEM
Europäisches Patentamt | 2017
|Coolant passage connection structure and cooler system
Europäisches Patentamt | 2018
|Connection member for coolant passages and cooler system
Europäisches Patentamt | 2019
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