JP2006009798A - 流量制御装置、エンジンシステム、および流量制御方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 関連するシステムを加熱または冷却するために流体流動を制限するための装置を提供する。
【解決手段】 本発明は、屈曲可能な部分を含む流量制御部材を有するハウジングを含む。流量制御部材は、ハウジング内の圧力状態に自動的に反応し、流体流動の方向および量に基づいて開閉し、いかなる機械または電気機械の制御構成要素を含むものではない。屈曲可能な部分は、たとえば回旋状の部分を含み得る。流量制御部材は、関連するシステムの動作モードの間には開いた位置にあり、システムの別の動作モードでは閉じた位置にある。
【選択図】 図１

Description

発明の分野
本発明は流量制御に関し、より特定的に動的な温度環境における流量制御に関する。

発明の背景
ある種類のジェットエンジンにおいて、エンジン電子制御（ＥＥＣ）装置は、異常に高い率で故障する。これらのＥＥＣの故障は、典型的な飛行の旋回において生じる熱サイクルによってもたらされる。

現在、ＥＥＣは、ジェットエンジンがオフのときに地上で自然対流によって冷却される。地上にいる間に、離陸時、電源起動時、または上昇飛行の際に、エンジンがオンのときに、冷却空気は、エンジン入口で生成される低い圧力によって、ＥＥＣを通ってエンジンに引き込まれる。高度にあるときに、冷却空気の流れは、圧力の変化のためにエンジン入口からＥＥＣに流れる。したがって、典型的なＥＥＣは、単一の飛行においてマイナス６０℃からプラス９５℃の温度範囲を経験し得る。これらの動作温度における極端な違いのために、ＥＥＣ内の電子構成要素の熱膨張および収縮が生じることにより、熱疲労および故障がもたらされる。故障が生じたときに、エンジンは停止され得る。空中において、これは重要であり、航空機は最寄の飛行場に着陸しなければならない。地上では、エンジンが停止されなければならず、エンジンの保守が行なわれなければならない。これらの双方の運転停止の状況では、保証のために、航空会社およびエンジン／航空機の製造業者の双方にとって非常に費用がかかる。飛行中の運転停止は、典型的に、航空機が目的地以外の空港に着陸しなければならず、かつ予備の航空機を呼ばれなければならず、または乗客のために別の形態の輸送機が手配されるために、何千ドルという費用がかかる。また航空機のすべての乗員の旅行計画に悪影響を及ぼすことに関連する測り知れない費用がかかる。

地上でのエンジン停止が生じた事態では、問題を解決しようとして出発が遅れる。これは、ＥＥＣが取替えられなければならない場合に非常に費用がかかるおそれがある。また、保守を行なう、または新しい航空機を探すためにかかる時間も、乗客の遅延にかかる測り知れない費用に加えて、航空会社にも多額の費用がかかる。

したがって、たとえば航空機のＥＥＣ装置を含むさまざまな機械で起こる可能性のある熱サイクルの量を減らす必要がある。

発明の概要
本発明は、関連するシステムを加熱または冷却するために流体流動を制限するための装置を提供する。本発明は、流体流動の方向および量に基づいて開閉するヒンジなし弁を含み、いかなる機械または電気機械の制御構成要素を含むものではない。

一実施例において、この装置は、ハウジングと、ハウジングに結合されたフラッパドアとを含み、フラッパドアは屈曲可能な部分を有する。フラッパドアは、関連するシステムの或る動作モードの間に開いた位置にあり、システムの他の動作モードでは閉じた位置にある。第２の位置において、フラッパドアはハウジングを通した物質の流れを封鎖する。

本発明の一局面において、この装置は、航空機のエンジン電子制御（ＥＥＣ）装置に結合される。第２のノズルはＥＥＣ装置に接続され、第１のノズルは冷却ダクトに接続される。冷却ダクトはエンジンの入口に接続される。

本発明の別の局面において、フラッパドアは、地上での航空機の動作、離陸および上昇飛行のエンジン動作の間に１つの位置にあり、高度でのおよび巡航のエンジン動作の間に別の位置にある。

本発明の好ましいおよび代替の実施例が以下の図面を参照して以下で詳細に説明される。

発明の詳細な説明
本発明は、流量制御アセンブリに関する。このような実施例を完全に理解するために、本発明のある実施例の多くの特定の詳細が以下の説明および図１から７で述べられる。しかしながら、当業者は、本発明が追加の実施例を有し得ること、または本発明が以下の説明に記載された複数の詳細なしに実施され得ることを理解するであろう。

本発明から利益を得ることのできる機械の例としては、図１に示されたようなエンジンシステム２０がある。エンジンシステム２０は、ジェットエンジン２４、エンジン電子制御（ＥＥＣ）装置２６、弁２８および冷却ダクト３０を含み、このすべては、カウリング３２によって囲まれたエンジン室３４内に装着される。一実施例において、ＥＥＣ装置２６はエンジン２４の上部に装着される。弁２８は、ＥＥＣ装置２６の冷却入口ポート（図示せず）に接続される。冷却ダクト３０は、弁２８に結合され、エンジン２４の空気取入口の端部における静圧孔３６に延在する。

弁２８は、以下により完全に記載されるように、或る動作モードの間に冷却空気がＥＥＣ装置２６を通って流れるようにし、他の動作モードの間に冷却空気の流れを制限する。

第１の動作モードにおいて、（たとえば離陸前の地上で）ＥＥＣ装置２６がオンにされ、エンジン２４がオフにされ、ＥＥＣ装置２６の自然対流が生じる。ＥＥＣ装置２６によって生成された熱によって、加熱された空気がＥＥＣ装置２６の煙突３８を通過するようにすることで、空気を冷却ダクト３０および弁２８を通して引き込む。第２の動作モードにおいて、エンジン２４は動作しており、ダクト３０のノズル端部で、空気を煙突３８に吸込ませ、それがＥＥＣ装置２６を通過して弁２８へ行き、ダクト３０のポート３６から出るようにさせる圧力レベルを生成する。第２の動作モードは、たとえば、地上でのアイドリング、地上滑走、離陸および上昇飛行を含む。

第３の動作モードにおいて、航空機は、高度にあるか、または巡航モードである。この動作モードにおいて、エンジン２４の取り入れ口での圧力の蓄積によって、空気はダクト３０を通って弁２８に押し込まれ、弁２８を封鎖させて、冷却空気がＥＥＣ装置２６を通過するのを防ぐ。

図２から５は、弁２８の一実施例のさまざまな図を示している。図２および３に示されるように、弁２８はハウジング４０を含む。ハウジング４０は、側面または、ハウジング４０の向かい合った側に装着されたサイドパネル４４を有する、各々の端部でノズル５０を含む。サイドパネル４４は、好ましくは保守要員が内部の構成要素の視覚分析を行なうことを可能にする透明な窓である。パネル４４は、不透明の材料、もしくは高強度の強化ガラス、ポリカーボネート、ポリフェニル等の透明な材料、またはレーデル（Radel）（登録商標）、ウルタン（Ultan）（登録商標）、もしくはレキサン（登録商標）等の熱抵
抗特性を有する他の透明な材料等であり得る。パネル４４は、中間に装着されたガスケットを有するボルト機構によってハウジング４０の側面に装着され得、またはシリコーンもしくは他の結合剤で予めコーティングされて、ハウジング４０の側面に結合される。パネル４４は、永続的な壁の構造によって取って代わられ得、またはハウジング４０と一体化され得る。

本発明は従来のヒンジを含まないために、弁２８は高い振動レベルのために生じる疲労の影響を受けにくい。

図４は、ハウジング４０の断面図を示している。ノズル５０は、冷却ダクト３０（図１）を受ける。ノズル５０は内部チャンバ５２へ向かって直径を拡大する。弁２８の第２の端部には、フランジ５６と、内部チャンバ５２およびフランジ５６内の開口の間に位置するテーパチャンバ５８とがある。フランジ５６は、ボルトまたは他の固定機構のいずれかによって、ＥＥＣ装置２６の空気取入口（図示せず）に固定される。内部ハウジング５２の上方部分は、曲線状の壁によって形成される。内部空洞５２の底部部分は、実質的に平坦な基部によって形成される。空洞の壁５２は、ノズル５０およびテーパ空洞５８を接続する。

内部ハウジング５２内に装着されているのはフラッパ６６である。一実施例において、フラッパ６６が実質的にＵ字形であり、屈曲可能な部分７０に結合された第１のフラッパ部分６８を含む。この実施例において、屈曲可能な部分７０は回旋状の装置を含む。屈曲可能な部分７０は、基礎部分７４に取り付けられ、基礎部分７４はストッパ部分７６に接続される。屈曲可能な部分７０によって、フラッパ部分６８が、内部空洞５２の基部に取り付けられるストッパ部分７６とテーパ空洞５８との間で動くことができることにより、内部空洞５２およびテーパ空洞５８の間で気流が塞がれる。基礎部分７４は、固定法またはボルト機構によって、内部空洞５２の基礎壁に取り付けられる。

現在好ましい実施例において、フラッパ６６はごくわずかなヒステリシスを与え、かつ極限の温度で動作することができる材料から形成される。一実施例において、弁の材料は、多層のシリコンで処理された繊維ガラスクロス等のシリコンでコーティングされた繊維ガラス材料である。フラッパ６６の部分は、異なるレベルの柔軟性を示す。たとえば、屈曲可能な部分７０は、ストッパ部分７６および基礎部分７４がより高い度合いの剛性を必要とする一方で、或るレベルの柔軟性を有さなければならない。樹脂等のさまざまな硬化剤は、より高度の剛性を与えるために、フラッパ６６の部分に追加され得る。フラッパ６６は、シリコーンでコーティングされた長い繊維ガラス板を互いに積み重ね、板を金型に置き、かつ板を、所望のフラッパ６６を形成するための圧力および温度の下で硬化させることによって製造され得る。板は、成形の前または後で切断され得る。屈曲可能な部分７０およびフラッパ部分６８の重量は、フラッパ部分６８が動作の適切なときに開閉するように調整される。

図４は、上述の航空機の第１のおよび第２の動作モードの間のフラッパ６６の適切な位置を示している。すなわち、フラッパ部分６８は開いているか、またはストッパ部分７６の上に載置していることにより、気流が弁２８を通っていずれかの方向に通過することができるようにする。

図５は、航空機の第３の動作モードの間のフラッパ部分６８の位置を示している。図６は、完全に開いた位置におけるフラッパ６６を示している。図７は中立位置におけるフラッパ６６を示している。図５で最もよく示されるように、第３の動作モードで、ノズル５０によって受けられるしきい値量の気流によって、フラッパ部分６８が閉じた位置に押しやられる。一実施例において、フラッパ部分６８は、適切な量の空気を捕えるまたは解放
するために、端部で空気力学的に曲げられるため、必要な時に開閉される。フラッパ部分６８は、さまざまな動作モードの間に、ハウジング４０を通した圧力差に応じて自動的に有利に動くことが認識されるであろう。したがって、従来のヒンジをつけた弁とは異なり、フラッパ部分６８の位置を制御するための制御機構は必要とされない。

フラッパ６６は、フェイルセーフ位置が開いた位置に来るように内部チャンバ５２内部に装着され得る。したがって、フラッパ６６が故障したとしても、弁装置２８を通した気流は好ましくは塞がれない。

本発明の好ましいおよび代替の実施例が、上述のように示され記載されてきたが、本発明の精神および範囲から逸脱することなく多くの変更を行なうことができる。したがって、本発明の範囲は、これらの好ましいおよび代替の実施例の開示によって制限されない。むしろ、本発明は、別掲の特許請求の範囲を参照することによって完全に決定されるべきである。

本発明の一実施例に従って形成されたエンジンシステムの例示の部分側面図である。 本発明の一実施例に従って形成された例示の弁の上面図である。 図２に示された弁の正面図である。 ある動作段階における図２および３に示された弁の側方切断図である。 図４で示した動作段階とは異なる動作段階における図２および３に示された弁の側方切断図である。 本発明の一実施例に従ったある動作モードの間の弁の位置を示す図である。 本発明の一実施例に従った、図６に示した動作モードとは異なる動作モードの間の弁の位置を示す図である。

符号の説明

２０ エンジンシステム、２４ ジェットエンジン、２６ エンジン電子制御（ＥＥＣ）装置、２８ 弁、３０ 冷却ダクト、４０ ハウジング、５０ ノズル、５２ 内部チャンバ、５６ フランジ、５８ テーパチャンバ、６６ フラッパ、７０ 屈曲可能な部分、７６ ストッパ部分。

Claims (19)

1. システムに対する流体流動を制御するための流量制御装置であって、
   第１および第２の開口を有するハウジングと、
   前記ハウジング内に配置されたフラッパ部材とを含み、該フラッパ部材は、屈曲可能な部分を有する流量制御部材を含み、
   該流量制御部材は、前記システムの１つの動作モードの間に、前記ハウジングを通って流れることを可能にする開いた位置にあり、前記システムの別の動作モードにおいて、前記ハウジングを通って流れることを阻止する閉じた位置にある、流量制御装置。
2. 前記ハウジングの前記第１および第２の開口に結合された第１および第２のノズルをさらに含み、
   前記流量制御部材は、前記第１のおよび第２のノズルの間での材料の流れを封鎖するように構成される、請求項１に記載の流量制御装置。
3. 当該流量制御装置は、エンジン電子制御（ＥＥＣ）装置に結合される、請求項２に記載の流量制御装置。
4. 前記第２のノズルは前記ＥＥＣ装置に接続され、前記第１のノズルは冷却ダクトに接続される、請求項３に記載の流量制御装置。
5. 前記冷却ダクトは、エンジンの入口に接続される、請求項４に記載の流量制御装置。
6. 前記システムは航空エンジンであり、１つの動作モードは、地上での航空機の動作、離陸、および上昇エンジン動作のうちの少なくとも１つを含み、別の動作モードは、高度でのおよび巡航のエンジン動作のうちの少なくとも１つを含む、請求項１に記載の流量制御装置。
7. 前記屈曲可能な部分は回旋状の部分を含む、請求項１に記載の流量制御装置。
8. 前記ハウジングは、少なくとも１つの視覚窓を含む、請求項１に記載の流量制御装置。
9. エンジンと、
   空気ダクトと、
   該空気ダクトに結合された弁の構成要素と、
   該弁の構成要素に結合された電子エンジン制御（ＥＥＣ）装置とを含み、
   前記弁の構成要素は、屈曲可能な部分を有する流量制御部材を含み、該流量制御部材は、１つのエンジン動作モードの間に気流が前記ＥＥＣ装置を通るのを可能にする１つの位置と、別のエンジン動作モードの間に気流が前記ＥＥＣ装置を通るのを阻止する別の位置との間で可動である、エンジンシステム。
10. 前記弁の構成要素は、
    第１のおよび第２の開口を有するハウジングを含み、前記流量制御部材は前記ハウジング内に配置され、前記構成要素はさらに、
    前記第１および第２の開口それぞれに結合された第１および第２のノズルを含み、
    前記流量制御部材は、前記第１および第２のノズルの間で気流を塞ぐように構成される、請求項９に記載のエンジンシステム。
11. 前記第２ノズルは前記ＥＥＣ装置に接続され、前記第１のノズルは前記空気ダクトに接続される、請求項１０に記載のエンジンシステム。
12. 前記空気ダクトは前記エンジンの空気入口部分に接続される、請求項１１に記載のエンジンシステム。
13. 前記エンジンは航空機エンジンであり、１つの動作モードは、地上での航空機の動作、離陸、および上昇エンジン動作のうちの少なくとも１つを含み、別の動作モードは、高度でのおよび巡航のエンジン動作のうちの少なくとも１つを含む、請求項９に記載のエンジンシステム。
14. 前記弁の構成要素は、
    前記流量制御部材を含むためのハウジングと、
    該ハウジングに取り付けられた、前記流量制御部材を見るための１つ以上の視覚窓とをさらに含み、
    前記流量制御部材は前記ハウジングに接続される、請求項９に記載のエンジンシステム。
15. 前記視覚窓は、ポリカーボネートまたはポリフェニルの材料のうちの少なくとも１つを含む、請求項１４に記載のエンジンシステム。
16. 第１および第２の開口を有し、かつ内部に配置された流量制御部材を有するハウジングを与えるステップを含み、前記流量制御部材は屈曲可能な部分を含み、さらに、
    前記流量制御部材を、前記ハウジングを通って流れるのを可能にする１つの位置に屈曲可能に位置付けるために、前記ハウジング内で第１の圧力状態を生成するステップと、
    前記流量制御部材を、前記ハウジングを通って流れるのを阻止する別の位置に屈曲可能に位置付けるために、前記ハウジング内で第２の圧力状態を生成するステップとを含む、流量制御方法。
17. 前記屈曲可能な部分は回旋状の部分を含む、請求項１６に記載の流量制御方法。
18. １つの圧力状態は、地上での航空機の動作、離陸、および上昇エンジン動作のうちの少なくとも１つを含み、別の圧力状態は、高度でのおよび巡航のエンジン動作のうちの少なくとも１つを含む、請求項１６に記載の流量制御方法。
19. 前記ハウジングを与えるステップは、前記流量制御部材を見るための１つ以上の視覚窓を有するハウジングを与えるステップを含む、請求項１６に記載の流量制御方法。