JP2002114199A - 航空機用防爆システム - Google Patents
航空機用防爆システムInfo
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Abstract
空気供給ユニットとして用いていた。そして機体降下時
には必要となる防爆ガスの量は増大するにも関わらず、
メインエンジンの出力が絞られているため、十分な量の
防爆ガスを生成することができなかった。そのため燃料
タンク内の酸素濃度が上昇し、爆発の危険が高まってし
まうという課題があった。 【解決手段】防爆システムの空気供給ユニットとしてメ
インエンジン2とは別のガスタービンたる補助動力装置
11を利用するという手段をとる。すなわち操縦桿ポジ
ションセンサ15,フライトコントロールコンピュータ
16,残燃料検知センサ18からの信号を得た防爆シス
テム制御装置17を通して補助動力装置11の起動、停
止等の制御をなすことによってメインエンジン2の出力
が絞られた状態でも十分な量の防爆ガスを生成すること
ができることとなった。
Description
のみならず回転翼機も含む)の防爆システムに関するも
のである。
花などにより、燃料に着火し火災が発生すると重大な事
故に至るという危険がある。そこで、近年航空機の燃料
タンク内に空気の窒素濃度を高め酸素濃度を低下させた
防爆ガス(窒素富化ガス)を充填し、着火源があっても
爆発しない防爆システムが運用され始めている。この空
気から防爆ガスを生成するには、酸素分子と窒素分子で
吸着係数の異なる吸着剤を用いる方法と、酸素分子と窒
素分子で透過係数の異なる選択透過膜を用いる方法があ
る。また防爆ガスの組成については、酸素濃度を9%以
下(空気では約20%)にすれば爆発に至る可能性が急
激に減少するという過去の経験から、9%以下で設定さ
れる場合が多い。そして防爆ガスの元になる空気は、メ
インエンジンからの抽気として得ていた。
において、着陸降下時は地上の突起物との接触などによ
る火災発生の危険が高まるのであり、最も防爆システム
への要求が高まるときであるといえる。
機に要求される運用によっては、その降下時に防爆機能
が失われるという問題が発生する。以下に理由を述べ
る。
混入防止と、タンク内圧によるタンク壁応力の低減のた
め、外気圧より数kPa〜10kPaの高い圧力で追従
して保持されるようになっている。
する。特に燃料の残量が少なく燃料タンクに空間が大き
い場合、外気の圧力上昇に追従して大量の防爆ガスを注
入する必要が生じる。ところが。防爆ガスの元になる空
気は、メインエンジンからの抽気として得ているため、
急激な供給量の増加には対応できない。
ジンは出力が絞られた状態になっており、抽気量を増加
することがさらに難しくなる。
追いつかないため、外気をそのまま燃料タンクに注入す
るという運用もとられており燃料タンク内の酸素濃度が
上昇するという状況が生じてしまう。
最も防爆システムへの要求が高まる降下時に、タンク内
の酸素濃度が上昇し爆発の危険が高まってしまうという
ことになり、真に役立つシステムとはいえないという課
題があった。
するために、まずメインエンジンと別個にガスタービン
を起動させることにより防爆ガスを生成するための圧縮
空気の供給を行うという手段をとる。これによってメイ
ンエンジンの出力が絞られているときにもガスタービン
を用いて十分な防爆ガスを供給することが可能となる。
各種操縦機器の動きを第一の検出手段で検知し機体が降
下姿勢にはいる前からガスタービンの起動を開始させる
ような、また、飛行が自動操縦の場合は第一の検出手段
で得た航行情報に基づき降下が開始される前にガスター
ビンの起動を開始させるような航空機用防爆システムを
設けるという手段をとることが有効である。これによっ
て機体が降下し燃料タンク外の気圧が上がるために、燃
料タンク内の気圧を上昇させなければならなくなる直前
から必要量の防爆ガスを燃料タンクに供給することがで
きる。これによって防爆ガスの供給の時間的遅れを極力
減らすためことが可能となる。
出手段により検知し、ガスタービンの制御を行うような
航空機用防爆システムを設けるという手段も有効であ
る。これによって燃料タンク内の残量から、燃料タンク
内の空間の体積を割り出し自動的に燃料タンク内に防爆
ガスを供給することが可能となる。
ジンの起動や空調の空気供給の為に航空機に搭載されて
いる補助動力装置(Auxiliary Power Unit)を利用する
ことが効率的である。これによって機体装備品を増加さ
せずに、必要量の防爆ガスを得ることができる。
1を参照して説明する。
分の制御部、防爆ガス供給ユニット部、燃料タンク部か
らなる。
たるメインエンジン2、補助動力装置11と分割流量制
御バルブ3、切替バルブ13、逆止弁5、14、フィル
タ6からなる。補助動力装置11はガスタービンの形態
を有するものである。そして、メインエンジン2と分割
流量制御バルブ3と逆止弁5とフィルタ6とはダクトに
よって連通され、また補助動力装置11と切替バルブ1
3と逆止弁14とフィルタ6も同様にダクトによって連
通されているという構造を有している。
桿ポジションセンサ15、フライトコントロールコンピ
ュータ16、燃料タンク9に設けられた残燃料検知セン
サ18、防爆システム制御装置17からなる。、それら
は空気供給ユニット部に電気的に接続された構造を有し
ている。
ンセンサ15とフライトコントロールコンピュータ16
からの電気信号は、防爆システム制御装置17に入り、
各バルブ類への制御信号とともに、地上でのメインエン
ジン2の始動やメインエンジン2停止時の空調のための
空気供給や電力供給のために設けられた空気供給ユニッ
ト部を構成する補助動力装置11に起動、停止の電気信
号の指示を与える。
18からの電気信号も防爆システム制御装置17に入
り、補助動力装置11に同様の指示を与える。
と、この選択透過膜7を装備した分離容器8からなり、
それらはダクトで連通されている。
に設けられたイグジットバルブ10からなる。
る。機外の空気は空気供給ユニットの制御部分からの信
号が空気供給ユニット部に伝わることにより機内に取り
入れられて圧縮空気となり、防爆ガス供給ユニット部を
経て防爆ガスとなり燃料タンク部に供給される。そして
過剰の防爆ガスはイグジットバルブ10から排出される
という過程をたどる。
おいては、機体1のメインエンジン2内で圧縮された空
気の一部は抽気として取り出される。抽気は分割流量制
御バルブ3で空調装置4に供給される分と防爆ガス供給
ユニット部に供給される分に分割される。防爆ガス供給
ユニット部に供給される空気は、逆止弁5を通り、フィ
ルタ6で選択透過膜7を汚染する物質等が除去される。
以上の過程が空気供給ユニット部で行われる。そしてそ
の清浄化された空気は、防爆ガス供給ユニット部を構成
する選択透過膜7を装備した分離容器8に供給される。
を数倍透過しやすい特性を有しており、この膜に生じる
それぞれの分圧差に透過係数を乗じた量が透過する結
果、選択透過膜7を透過した後の酸素濃度は約20%か
ら30〜40%に高められる。一方、選択透過膜7を透
過しなかった空気は、窒素濃度が高められる。その結
果、酸素濃度は9%以下になり、防爆ガスとして燃料タ
ンク9に供給される。燃料タンク9にはイグジットバル
ブ10が装備され、外気圧より数kPa(1psi)程
度以上の圧力になれば、このバルブから燃料タンク9内
のガスを噴出させ、タンク内圧を適正圧力に維持する。
降下時の過程について説明する。
縦桿ポジションセンサ15とフライトコントロールコン
ピュータ16からの電気信号は防爆システム制御装置1
7に入り、その防爆システム制御装置17からの信号に
より補助動力装置11が始動する。この補助動力装置1
1から供給される空気は、切替バルブ13を介して、空
調装置4と防爆ガス供給ユニット部に供給される。防爆
ガス供給ユニット部に供給される空気は、逆止弁14を
通り、フィルタ6手前でメインエンジン2からの抽気と
合流する。その後はメインエンジン2からの抽気と同様
の過程をたどり防爆ガスが燃料タンク9に供給される。
インエンジン2の出力が絞られた状態であっても、必要
量の防爆ガスを供給でき、燃料タンク9内の酸素濃度の
上昇を防止することができ、爆発の危険性を低下させる
ことができるという効果が生じることとなる。
残燃料の減少により燃料タンク9内の空間が広がってき
た場合には、燃料タンク9に取り付けた残燃料検知セン
サ18からの電気信号は防爆システム制御装置17には
いり、ここで判断された結果、各バルブ類への制御信号
とともに、補助動力装置11にも起動、停止信号の指示
が与えられる。この結果常に燃料タンク9内の防爆ガス
の圧力を必要な一定圧に保つことができることになる。
態に限られるものではなく、選択透過膜を用いたタイプ
でなく吸着方式による防爆ガス生成タイプなど本発明の
趣旨を逸脱しない範囲で種々変形が可能である。
スタービンを防爆システムの空気供給ユニットとして用
いることによって、機体降下時などのメインエンジンの
出力が絞られているときにも防爆ガス発生ユニットに十
分な空気を供給することができるという効果が生じる。
を検出するために設けられた操縦桿や各種操縦機器の動
きを検知するセンサから得た情報に基づき機体が降下す
る前から空気供給ユニットたるガスタービンの起動、停
止等の制御を行うため、防爆ガス供給の時間的遅れを極
力減らすことができるという効果が生じる。また、飛行
が自動操縦の場合には航行情報から機体の降下を予知し
て機体が降下する前からガスタービンの制御を行い同様
の効果を得ることができる。
サを設け、このセンサからの情報にもとずいて燃料タン
ク内の空間の体積を把握しガスタービンの起動、停止等
の制御を行うことによって、防爆ガス供給を自動的に行
うことができるという効果も生じる。
るガスタービンは、従来から航空機に搭載されている補
助動力装置であるため、航空機に新たな機器を追加する
必要もなく防爆ガスを得ることができる。
Claims (4)
- 【請求項1】空気から酸素を選択的に除去して酸素濃度
が低下した防爆ガスを生成し、これを燃料タンクまたは
燃料系統機器に充填する機能を有した防爆ガス発生ユニ
ットと、ガスタービンの形態を有しその発生動力によっ
て空気を圧縮し、これを前記防爆ガス発生ユニットに供
給する空気供給ユニットと、飛行状況に応じて前記空気
供給ユニットの作動を制御する制御装置とを有すること
を特徴とした、航空機用防爆システム。 - 【請求項2】飛行状況として機体降下を検出する第一の
検出手段を設け、この第一の検出手段で得た情報に基づ
き、空気供給ユニットの作動の制御を行うことを特徴と
した請求項1記載の航空機用防爆システム。 - 【請求項3】飛行状況として燃料タンクの燃料残料を検
出する第二の検出手段を設け、この第二の検出手段で得
た情報に基づき、空気供給ユニットの作動の制御を行う
ことを特徴とした請求項1または2記載の航空機用防爆
システム。 - 【請求項4】空気供給ユニットが飛行用エンジンの起動
や空調の空気供給のために搭載される補助動力装置であ
ることを特徴とした請求項1、2または3記載の航空機
用防爆システム。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2000308818A JP4277437B2 (ja) | 2000-10-10 | 2000-10-10 | 航空機用防爆システム |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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JP2000308818A JP4277437B2 (ja) | 2000-10-10 | 2000-10-10 | 航空機用防爆システム |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2002114199A true JP2002114199A (ja) | 2002-04-16 |
JP4277437B2 JP4277437B2 (ja) | 2009-06-10 |
Family
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Family Applications (1)
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---|---|
JP (1) | JP4277437B2 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2011063259A (ja) * | 2009-09-21 | 2011-03-31 | Hamilton Sundstrand Corp | 燃料タンク内のアレッジの生成方法および装置 |
JP2011105266A (ja) * | 2009-11-20 | 2011-06-02 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 防爆機能を備える航空機の燃料タンクおよびその防爆方法 |
-
2000
- 2000-10-10 JP JP2000308818A patent/JP4277437B2/ja not_active Expired - Fee Related
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---|---|
JP4277437B2 (ja) | 2009-06-10 |
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