JP2010525235A - 輸送手段、特に航空機用の吸気装置 - Google Patents

Abstract

本発明の装置は、空気通路(10)に設けられた空気力学的表面(流線型)(20)により制御され、この空気通路(10)を流通する外気流(Ｆ)の作用のもとで揚力(Ｐ)を発生できる上記の空気通路(10)を封鎖するための可動手段を含んでいる。
【選択図】 図３

Description

本発明は、吸気口を備えた空気通路からなる、輸送手段、特に航空機用の吸気装置に関する。

そのような吸気装置は航空機分野、特にこれに限るものではないが、装置の誤作動あるいは周囲の物の事故の危険を回避するため連続的に換気すべき、可燃性あるいは爆発性タイプの感温装置および／または周囲の危険物を含む制限領域での空気の一新のため広く使用されていることはよく知られている。

これは、特に、航空機のターボジェット・エンジンのナセルと、外側ファン・ケースとコンプレッサ・ケーシングとの間に多数の機械的および／あるいは電気装置が設けられている場合である。ｆａｄｅｃ(全ディジタル式エンジン制御装置)、付属品リレー・ボックス(連結箱) (ギア・ボックス)、エンジン・オイル・タンクなどに代表される装置、例えば、全てが一般的に外側ケーシングの周囲に固定され、よって制限領域に存在する流体構成要素のようなこれらの装置は外気で換気され、この外気は上記の装置に吸気口を通って入り上記のナセルに形成された通路に沿って流れて通路を去る際、上記の制限領域に広がる。これらの装置およびこの領域から発散されるどの油あるいはその他の蒸気も空気の通路によって広がる外側の新鮮な空気と換気され、それらの正確な操作を確実にすることに寄与する。

適切な制限領域は単位時間当たり適切な量の一新された空気を有することを必要とするという現在の規則を満足するため、上記の装置の空気通路が、十分な空気をこの通路を通って流し、その通路から出てゆく際、換気を必要とする装置を含む制限領域の空気を一新させ得る前もって設定された横断面を有する。

然し、前もって設定された横断面の空気通路に入る外気の量は、特に、航空機の速度と高度とに連携するパラメータに依存するので、冷却する必要がある装置および排出する必要のある蒸気を最適に換気するのは困難である。

問題は吸気口の上流を介して上記の装置の前もって設定された横断面の通路に侵入し、この通路の下流から出てゆく外気は、航空機が地上走行中、離陸体勢あるいは待機体勢にあり、それ故低速である場合はそれらの装置を正確に換気するに足る量であるが、他方、航空機が最大速度・最大高度で巡航飛行中換気する必要のある領域に向けて装置の通路を出てゆく空気の流量は遥かに大きいということである。この飛行段階では、測定の結果、装置の通路を通って制限領域で循環している空気は要求されるごとに２度更新されることがわかっている。更に、制限領域内に侵入する空気が抗力を生じ、この抗力が航空機を失速させ、よって上記のエンジンの燃料消費が増加する。

これらの不都合を解消するため、文献ＷＯ ２００６／０６７２９６およびＷＯ ２００６／０６７２９９は制御可能な可動要素を備え、上記の空気通路と連携する遮断手段と、上記の航空機のパイロットにより意図的にあるいは望ましくは自動的に作動される上記の可動要素の制御手段とからなる吸気装置を記載する。後者の場合、上記の制御手段は、航空機がそれにより移動している流体により航空機に課される全圧力を受け、上記の制御可能な可動要素に連結されている可変容積レゼバー、シリンダ／ピストン・アセンブリ、ブラダ(袋)、ベローズ等からなる。然し、圧力は局部的には安定していないので、このシステムは最適ではない。加えて、この制御手段はその環境に対して扱いにくく、全体を強化することを必要とする振動あるいは不均衡現象を生じ、よって、かなりな重荷を上記の吸気装置に課する。そこで航空機の燃料消費を制限するため、航空機の設計者はより軽量のシステムを創ろうとしている。

ＷＯ ２００６／０６７２９６ ＷＯ ２００６／０６７２９９

本発明の目的はこれらの不都合部分に対する解決策を提供することであり、本発明は吸気装置に関し、その設計により、ターボジェット・エンジンに対して上記のもののようである、飛行機の照明領域あるいは胴体領域(腹部フェアリング)、もっと一般的には、空気の一新が望まれる輸送機のいずれかの幾分囲まれ、感温領域である、制限領域の最適換気ができる。

このため、本発明によれば、輸送機、特に航空機用の吸気装置は、吸気口を備え、この吸気口を通って、上流端で空気通路に侵入する外気流を流出させる少なくとも1つの空気通路からなる。この吸気装置は、上記の空気通路と連携する制御可能な可動要素を備えた遮断手段と、上記の輸送機の速度に従って上記の通路の横断面積を、換気すべき上記の制限領域に向けて最小量の空気を流す最小横断面積と上記の制限領域に向けて最大量の空気を流す最大横断面積との間で変化させるように上記の制御可能な可動要素を制御するための制御手段とからなるものであって、上記の制御手段が上記の空気通路に配置され、上記の空気通路を通過する外気流の作用のもとで揚力を生じることができる空気力学的表面から形成されることを特徴とする。

よって、上記の揚力は上記の通路を通過する外気流の速度(よって上記の輸送機の速度)に比例するので、本発明は輸送機の速度に従って自動的である遮断手段を得ることができ、この遮断手段により上記の通路の横断面積を変え、航空機の飛行段階に従って、制限領域に侵入する空気の流量を修正し、よって当該装置に最大限の換気をさせることができる。

例えば、航空機が(最大速度および最大高度)で巡航飛行中、上記の通路の横断面積を自動的に減少して装置の換気量を妥当なものにし、よって制限領域において吸収される空気によってナセル全体に生じる抗力の量を制限するのが望ましい。その反対に、航空機が(低速で)地上走行中あるいは離陸体勢にある際、上記の通路の横断面は、上記の遮断手段の可動要素を後退させることにより自動的に最大に開き、最大量の空気が上記の通路を通って循環し、制限領域に位置する装置を適切に換気できる。

よって、更に、本発明により、吸気装置によって流出される空気の量は各飛行段階に合わせて整合せられ、よって換気により航空機の性能に課せられる不利益を減少する。

上記の空気力学的表面は上記の通路に対し横断して位置するプロフィール片により形成されるのが好ましい。このような空力学的プロフィール片は上記の吸気口に向けられた先縁と上記の制限領域に向けられた後縁とからなる。

勿論、上記の空気通路内では、上記の空気力学的表面はその性能が最大となる位置に配置される。こうして、上記の吸気口と上記の空気通路との形状と寸法とを含む色々のパラメータとにより、上記の空気力学的表面は上記の吸気口に近くあるいは上記の空気通路内で幾分より深くあるいは浅く位置させてもよい。

更にまた、上記の空気力学的表面の性能を環境に合うよう整合できるように、この空気力学的表面のプロフィールの曲率が上記の制御手段の作用を高揚させるため自動的に調節できるのが望ましい。例えば、上記の空気力学的表面の後縁は異なる膨張係数を持つ２つ材料から作製し、一種のバイメタル片を形成する。そうすると航空機の場合上記の空気力学的表面のプロフィールの曲率を強調できることになり、よって空気流の温度が落ちる場合もそれにより生じる揚力を増加する、即ち上記の航空機が高度を得るようなどである。航空機が巡航飛行中に最大曲率と最大揚力とを得ることができる。

更にまた、上記の制御可能な可動要素は上記の空気通路の壁を自然に押圧する弾性ブレード(平たい板)から形成してもよく、この弾性ブレードはその一端を介して上記の通路に固定され、上記の空気力学的表面はこの弾性ブレードの他端に固定される。

よって、上記の弾性ブレードが上記の空気力学的表面により生じる揚力の作用により押圧されている上記の通路の壁から弾性的に離間すると、その通路の断面積は減少し、減少した量の換気用空気が環状制限領域に向けて流れ、その一方、通路の壁に押圧されると、その際通路の断面積は最大となり、最大量の換気用空気が上記の制限領域に流れる。

勿論、そのような上記の通路の横断面積の減少は輸送機の速度に依存し、その横断面積が最小になって、最小量の換気用空気が流れるようにしてもよい。この最小横断面積に対応する上記の弾性ブレードの位置をマークキングするための停止具があるのが好ましい。

上記通路に固定された弾性ブレードの端は上記吸気口近くに配置するのが好ましい。

上記の空気通路は矩形の横断面を有するのが望ましく、すると上記の弾性ブレードの幅は上記の矩形の幅に対応する。

本発明にかかる吸気装置(記号Ａにより表されている)を備えたターボジェット・エンジンのナセルの部分略断面図である。 換気を必要とする種々の装置を示す上記ターボジェット・エンジンの、図１のII-II線に対応する端部断面図である。 本発明にかかる遮断手段の一実施態様を示す長手方向拡大断面図である。 図３のIV矢視図である。 本発明にかかる吸気装置の空気力学的表面の異なる位置を示す図３相当図である。 図６Ａと図６Ｂは温度を関数とする空気力学的表面のプロフィールの曲率の変化を示す図である。 本発明にかかる遮断手段の代替実施態様を示す長手方向拡大断面図である。

添付図面の図により本発明がどのように実施されるかが容易に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１において矩形(Ａ)により表されている、本発明による吸気装置(１)は飛行機(図示略)に取り付けられるエンジンのナセル(２)に設けられている。図１および図２に略示されているように、ナセル(２)は、通常のように、エンジンに空気を供給するための吸気前部(３)と、ファン(６)とエンジン・コンプレサと燃焼室との外側ケーシング(５)を囲む中間部(４)と、タービンとからなり、このタービンからジェット管(７)とその円錐部の外側ケーシングが突出している。

装置(８)の色々の機械的および／または電気装置あるいはアイテムがファンとコンプレッサとの外側ケーシング(５)に、即ち、ナセル(２)とエンジンの外側ケーシング(５)との間の環状制限領域(９)において、装着されている。図２はこの領域(９)に見られる装置(８)の幾つか、即ちｆａｄｅｃ(８Ａ)と、付属リレー・ボックス(８Ｂ)とエンジンオイル・タンク(８Ｃ)とを象徴的に描いている。

この制限領域(９)の空気は吸気装置(１)により一新されて装置(８)を適切温度範囲に保ち、正確に作動させる。上記の吸気装置(１)はナセル(２)の前部の上方に位置し、このため、ナセル(２)の前部の構造壁に創られ、外気を上記の制限領域(９)に連通させる空気通路(10)からなる。そうするため、通路(10)は上流に吸気口(11)を、そして上記の領域(９)に対し下流に拡散器(ディフーザ)(12)を有し、この拡散器(12)はナセル(２)の中央部(４)に開口する。

空気通路(10)はナセル(２)の前部の外表面に対し僅かに傾斜し、エンジンの長手方向軸に向け下流方向に向けられており、最も良く新鮮な外気を通路(10)に沿って流出させて導き、そして環状制限領域(９)の２つの側で、図２中矢印(ｆ)により示されているように２の出口のある拡散器(12)を介して接線方向に排出する。

図３、５および７に描写されている例では、吸気装置(１)の通路(10)の全体的プロフィール(輪郭)は僅かに広がる、即ちその接線方向の吸気口(11)の下流で凝集し、拡散器(12)に向けて幾分広がっており、その横断面は矩形になっている。上記通路(10)は下壁(14)と、上壁(15)と２つの側壁(16)・(17)とから形成されている。

本発明によれば、通路(10)の横断面積は、飛行機の速度に従って、制限領域(９)に向けて通路(10)を流通する換気用空気の流量を制御できる空気力学的に制御される遮断手段により調節自在になされている。

図３および図４に図示されている実施例では、上記の遮断手段は矩形形状の弾性ブレード(18)からなり、その一端は、例えば螺子(19)を使って吸気口(11)近くに固定されており、その幅(ｌ)は通路(10)の幅(Ｌ)より僅かに狭い。上記の弾性ブレード(18)は上記の通路(10)に収容され、その下壁(14)を自然に押圧する。

螺子(19)の対向端である弾性ブレード(18)の内端では、その内端部分を超えた状態で、空気力学的プロフィール片(20)を保持する取付具(21)を介して上記空気力学的プロフィール(20)を保有しているる。

上記の空気力学的プロフィール片(20)は上記の通路(10)の内側にあり、それに対して横断方向に伸びていて、吸気口(11)に向けられた先縁(22)と、拡散器(12)に向けられている後縁(23)と、上壁(15)に対面している外弧面(24)と、下壁(14)に対面している内弧面(25)とを有する。

よって、ナセル(２)を保有する飛行機が移動すると、(矢印Ｆにより表されている)空気流が吸気口(11)を通って通路(10)に侵入する。この結果、この空気流(Ｆ)は上記の空気力学的プロフィール片(20)に与えられる揚力(Ｐ)を生じ、この揚力(Ｐ)が、弾性ブレード(18)に固有の弾性に抗してこのブレード(18)を下壁(14)から遠ざけ、上壁(15)に近づけようとする。

よって、弾性ブレード(18)はシャッターとして作用する。

弾性ブレード(18)の遮断方向への変形は揚力(Ｐ)が大きければ、即ち飛行機の速度が大きければ大きいほどより大きくなることは明らかである。

上記通路(10)が弾性ブレード(18)により遮断され得る最大範囲は、例えば、下壁(14)を通過し、通路(10)に対する対向面と協働できるフック(鉤)からなる停止具(26)により設定される。

故に、通路(10)を通る空気流Fに対する通路面積は、弾性ブレード(18)が下壁(14)に対して押圧される最大値と停止具(26)により決定される最小値との間で、飛行機の速度を関数として変化できる。

図５の実施例は、上記の空気力学的プロフィール片(20)の位置を除き、全ての面で図３と図４とのものと同様である。特に、この例では、上記の空気力学的プロフィール片は上記の通路(10)に位置するあいだは、図３に示されているように通路(10)内で比較的深く位置するよりむしろ吸気口(11)に対面して位置する。図３及び図５とは、通路(10)内での上記空気力学的プロフィール片(20)の位置が空気流(Ｆ)の特徴に適合するよう、それ故吸気口(11)と通路(10)の関数として最適にできることを示す。

図６Ａと図６Ｂとは空気力学的プロフィール片(20)を描写し、その後縁(23)は、異なる熱膨張係数を有する２枚の背中合わせのブレード(23A)と(23B)とからなる。よって、図６Ｂに示されているように、プロフィール片(20)の曲率は、外気流(Ｆ)の温度が下がるにつれて大きくなり、そこで、この曲率が航空機が巡航飛行中最大となることができる。

図７は上記実施例の代替実施形態を示し、ここでは弾性ブレード(18)は上壁(15)に固定されており、プロフィール片(20)の外輪は下壁(14)に向けられている。図３と図４との例では通路(10)は上方で遮断されているのに対し、この代替実施態様では下方で遮断されている。

１…吸気装置、９…制限領域、10…空気通路、11…吸気口、14・15…空気通路の壁、18…弾性ブレード、20…プロフィール片、22…先縁、23…後縁、26…停止具、ｌ…弾性ブレードの幅、Ｌ…通路の横断面の幅、Ｆ…外気流、Ｐ…揚力。

Claims (9)

1. 輸送機、特に航空機用の吸気装置(１)であって、吸気口(11)と、この吸気口(11)を通って、上流端で空気通路に侵入する外気流(Ｆ)を流出させる少なくとも一つの空気通路(10)を有し、この吸気装置は、前記空気通路(10)と連携する制御可能な可動要素を備えた遮断手段と、上述の輸送機の速度に従って上記の通路(10)の横断面積を、換気すべき上記の制限領域(９)に向けて最小量の空気を流す最小横断面積と上記の制限領域に向けて最大量の空気を流す最大横断面積との間で変化させるように上記の制御可能な可動要素を制御するための制御手段とを具備するものにおいて、
   上記の制御手段が、上記の空気通路(10)に配置され、上記の空気通路(10)を通過する外気流の作用のもとで揚力(Ｐ)を生じることができる空気力学的表面から形成されることを特徴とする吸気装置。
2. 上記の空気力学的表面が上記の空気通路(10)に対し横断して位置するプロフィール片(20)により形成されていることを特徴とする請求項１に記載の吸気装置。
3. 上記のプロフィール片(20)が上記の吸気口(11)に向けられた先縁(22)と上記の制限領域(９)に向けられた後縁(23)とからなることを特徴とする請求項２に記載の吸気装置。
4. 上記の空気力学的表面のプロフィールの曲率が上記の制御手段の作用を高揚するように自動的に調節自在であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の吸気装置。
5. 上記の曲率が温度に従って調節でき、外気流(Ｆ)の温度が下がるにつれて大きくなることを特徴とする請求項４に記載の吸気装置。
6. 上記の制御可能な可動要素が上記の空気通路(10)の壁(14・15)を自然に押圧する弾性ブレード(18)から形成され、この弾性ブレード(18)がその一端を介して上記の通路(10)に固定されており、上記の空気力学的表面が上記の弾性ブレード(18)の他端に固定されていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載の吸気装置。
7. 上記の空気通路(10)に固定されている上記弾性ブレード(18)の端が上記の吸気口(11)の近くに位置することを特徴とする請求項６に記載の吸気装置。
8. 上記の空気通路(10)が矩形の横断面を有し、上記の弾性ブレード(18)の幅(ｌ)が上記の通路(10)の上記横断面の幅(Ｌ)に対応することを特徴とする請求項６あるいは７に記載の吸気装置。
9. 上記の空気通路(10)の上記最小横断面積に対応する上記弾性ブレード(18)の位置をマークするための停止具(26)を備えることを特徴とする請求項１〜８のいずれか１項に記載の吸気装置。

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