JP2018090113A - 航空機用のファイアシール構造および航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】火炎から遮蔽する部材を付加する必要なく、ファイアシール性能を向上させることができるとともに、整備の負担を軽減することも可能な航空機用のファイアシール構造を提供すること。【解決手段】航空機１の防火区域５の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造２０は、防火区域５を区画するアクセスパネル７と、アクセスパネル７に形成された吸気口６に通じ、アクセスパネル７と共に防火区域５を区画する吸気ダクト３０との取り合い箇所において、吸気ダクト３０のフランジ３１に備えられる第１部材２１と、吸気口６の周囲で第１部材２１に対向し、アクセスパネル７のアクセスパネル７に備えられる第２部材２２と、を有する。いずれも耐火材から構成された第１部材２１および第２部材２２により、吸気ダクト３０とアクセスパネル７との間にラビリンス状の間隙２３が形成されている。【選択図】図３

Description

本発明は、航空機の防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造に関する。

航空機のエンジン本体や補助動力装置等、火炎が発生しうる発火源の周りには防火区域が定められており、防火区域の内側で発生した火炎が防火区域の外側へと出るのを防ぐことが要求される。
例えば、エンジンのナセルの内側には、エンジン本体（エンジンコア）から発せられた火炎を留める防火区域が定められている。

エンジン本体から発火した際に、エンジンナセルとパイロンとの間の隙間を火炎が突き抜けて外部へと吹き出すのを防ぐ必要がある。そのため、弾性シールを用いて、エンジンナセルとパイロンとの間の隙間を封止している（特許文献１）。

特開２０１４−１４１２０２

シリコーンゴム等のゴム材料が用いられている弾性シールは、ステンレス鋼等の金属材料と比べれば耐火性に劣るため、火炎の突き抜けを防ぐファイアシール性能には改善の余地がある。火炎に曝されることで弾性シールと相手部材との密着性が低下し、いずれ弾性シールが焼失することでファイアシール性能が失われるまでの時間を遅らせるために、弾性シールを火炎から遮蔽する部材が必要となれば、ファイアシール構造の重量が増加してしまう。
また、弾性シールは、接触する部材との摩擦により摩耗するので、シールの点検や交換が欠かせない。

以上より、本発明は、火炎から遮蔽する部材を付加する必要なく、ファイアシール性能を向上させることができるとともに、整備の負担を軽減することも可能な航空機用のファイアシール構造および航空機を提供することを目的とする。

本発明は、航空機の防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造であって、防火区域を区画するパネルと、パネルに形成された開口に通じ、パネルと共に防火区域を区画するダクトとの取り合い箇所において、ダクトに備えられる第１部と、開口の周囲で第１部に対向し、パネルに備えられる第２部と、を有し、いずれも耐火材から構成された第１部および第２部により、ダクトとパネルとの間にラビリンス状の間隙が形成されていることを特徴とする。

本発明のファイアシール構造において、第１部および第２部は、開口を全周に亘り囲むように配置され、ラビリンス状の間隙は、第１部および第２部の全周に亘り形成されていることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、パネルは、開口である第１開口が形成され第１開口の周縁に沿って第２部が備えられたアクセスパネルと、アクセスパネルに対応する第２開口が形成された本体パネルと、を備え、アクセスパネルは、第２開口の周縁部に、第２開口を開閉可能に設けられていることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、第２部によって第１開口の周縁部が補強されていることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、パネルは、航空機の補助動力装置を収容するテールコーンを構成し、ダクトは、補助動力装置による開口を通じた吸気に用いられることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、第１部は、ダクトからパネルに向けて突出する第１壁を有し、第２部は、開口の径方向において第１壁とは異なる位置でパネルからダクトに向けて突出する第２壁を有し、第１壁および第２壁により、ダクトおよびパネルの間にラビリンス状の間隙が形成されていることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、第１部は、径方向において対向する一対のフランジと、一対のフランジを連結するウェブとを備えたチャンネル状の部材であり、一対のフランジである一対の第１壁と、一対の第１壁の間に位置する第２壁と、を含む少なくとも３つの壁によってラビリンス状の間隙が形成されていることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、第２部は、径方向において対向する一対のフランジと、一対のフランジを連結するウェブとを備えたチャンネル状の部材であり、一対のフランジである一対の第２壁と、一対の第２壁の間に位置する第１壁と、を含む少なくとも３つの壁によってラビリンス状の間隙が形成されていることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、第１部および第２部はいずれも、径方向において対向する一対のフランジと、一対のフランジを連結するウェブとを備えたチャンネル状の部材であり、第１部の一対のフランジである一対の第１壁と、第２部の一対のフランジである一対の第２壁とは、互い違いに配置されていることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、ラビリンス状の間隙は、第１部および第２部のいずれか一方に設けられた閉塞部材により、開口の径方向内側で塞がれていることが好ましい。

本発明の航空機は、上述のファイアシール構造を備えることを特徴とする。

本発明におけるファイアシール構造によれば、防火区域を共に区画するダクトとパネルとの取り合い箇所に、第１部および第２部によるラビリンス状の間隙が介在することにより、防火区域内の火炎が防火区域の外側へと出るのを防ぐことができる。曲がりくねっているラビリンス状（迷路状）の間隙に、迷路の入口から火炎が入り込んだとしても、火炎の直進性に基づいて、火炎の進行が、ラビリンス状の間隙を形成する壁によって阻止される。
ここで、第１部および第２部はいずれも、ゴム材料と比べて火炎に対する耐久性に優れた金属等の耐火材から構成されており、火炎に曝される状況下、所定時間に亘り、第１部と第２部との間にラビリンス状の間隙が維持される。そのため、防火区域内で発生した火炎が防火区域の外側に出るのを所定時間に亘って防ぐことができる。

本発明のファイアシール構造によれば、第１部および第２部のそれ自体が所定時間に亘り火炎に耐え、ラビリンス状の間隙が維持されている限りファイアシール性能が十分に確保されるため、火炎から第１部および第２部を遮蔽する部材を付加することなく、ファイアシール性能を向上させることができる。第１部および第２部を遮蔽する部材が必要ないため、航空機において重要な、機体重量の低減にも寄与することができる。
なお、充填された部材間をシールするシーラント材料は、ゴム材料と耐火特性が近似しているため、ゴムシールと同様、耐火要求への適合が単体では困難であり、火炎から遮蔽する部材の付加が必要となって重量増に繋がる。つまり、ゴムシールの他、シーラントの充填に対しても、本発明の耐火材ラビリンスシールは優位な耐火性能を有する。

さらに、本発明のファイアシール構造においては、第１部と第２部とがラビリンス状の間隙をなして非接触であるため、弾性シールを用いる場合とは違って摩耗によるファイアシール性能の低下が生じず、寿命が長い。したがって、ファイアシールに要する整備の負担を軽減することができる。

ところで、金属材料から構成された弾性シールを用いるならば、所定時間に亘り焼失を免れるとは言え、ゴム材料よりも弾性率が大きい金属材料の弾性シールを十分に弾性変形させることで、火炎に曝される状況下にあっても封止に必要な反発力を安定して得るためには、構造補強等が必要となるため、重量の増加に繋がる。
しかも、火炎の突き抜けを防ぐために弾性シールを用いる場合には、弾性変形時の形状や反発力、表面との密着性等に関し、火炎に曝される状況を想定した十分な検証が求められる。

本発明のファイアシール構造は、火炎の突き抜けを防ぐために、吸気や排気等に用いられるダクトとパネルとの間を閉塞することなく、第１部および第２部によってラビリンス状の間隙を形成するものであり、航空法規の規定する耐火材によりラビリンス状の間隙が形成されている限り、ダクトとパネルとの間が確実に閉塞されることを検証するための膨大な試験等を必要としない。

第１実施形態に係る航空機のテールコーンの内部構造および防火区域を示す模式図である。 図１に示すテールコーンを下方から示す斜視図である。 アクセスパネルの開口と、その開口を通じて吸気するＡＰＵの吸気ダクトと、ファイアシール構造とを示す斜視図である。 吸気ダクトとアクセスパネルとの取り合い箇所を模式的に示す断面図である。一点鎖線は、締結位置の例を示す。 （ａ）および（ｂ）はそれぞれ、第１実施形態の変形例を模式的に示す断面図である。 （ａ）および（ｂ）はそれぞれ、第１実施形態の変形例を模式的に示す断面図である。 第１実施形態の他の変形例を模式的に示す断面図である。 吸気口の径方向内側でラビリンス状の間隙の端部を封止するシール部材を備えたファイアシール構造を模式的に示す断面図である。

以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について説明する。
以下に示す実施形態では、発火源として補助動力装置（ＡＰＵ：Auxiliary Power Unit）を想定して定められた防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造について説明する。

〔第１実施形態〕
図１に示す航空機１の後端部には、補助動力装置３（以下、ＡＰＵ）が備えられている。
航空機１の胴体の後端に連続するテールコーン４は、ＡＰＵ３の排気口３Ａが位置する末端に向かうにつれて次第に縮径しており、内側に、ＡＰＵ３の本体３Ｂと、排気ノズル３Ｃと、吸気ダクト３０と、ＡＰＵ３の補機や計器、配管等とを収容する。テールコーン４の内部と、それよりも前方の胴体内部とは、隔壁４Ａによって仕切られている。さらに、テールコーン４の内部が、壁４Ｂによって前側と後側とに仕切られている。

ＡＰＵ３から発火した場合に備えて、ＡＰＵ３の周りには防火区域５が定められており、防火区域５の外側へと火炎が出るのを防ぐことが要求される。
防火区域５は、図１に二点鎖線で示すように、隔壁４Ａと壁４Ｂとの間であって、ＡＰＵ本体３Ｂおよび吸気ダクト３０の周りの空間に相当する。

本実施形態では、テールコーン４が、ＡＰＵ本体３Ｂを包囲する本体部コーン４１と、排気ノズル３Ｃを包囲するノズル部コーン４２とに分割されており、防火区域５は本体部コーン４１により包囲されている。
本体部コーン４１は、金属材料や繊維強化樹脂等の適宜な材料を用いて形成されている。
テールコーン４が、コーン４１，４２に分割されることなく一体に形成されていてもよい。

本体部コーン４１の下部には、図２に示すように、ＡＰＵ３に外気を吸入するための吸気口６（第１開口）が、本体部コーン４１を板厚方向に貫通して形成されている。この吸気口６に通じる吸気ダクト３０（図３）が、本体部コーン４１の内側に配置されている。
なお、吸気口６は、本体部コーン４１の下部以外の箇所、例えば左右いずれかの側壁に形成されている場合もあり、その場合は吸気ダクト３０が横向きに配置される。
本実施形態の吸気口６は、略矩形状に形成されているが、吸気口６の形状は、これに限らず、円形や楕円形であってもよい。
本体部コーン４１には、外部からの異物等が吸気口６に入るのを防ぐメッシュ６Ａが取り付けられている。異物侵入防止のためのメッシュが取り付けられる部材は、本体部コーン４１には限らず、同様のメッシュを例えば吸気ダクト３０に取り付けることもできる。
以下では、吸気口６の中心および吸気口６の周縁部６０１を結ぶ方向のことを径方向Ｄ１と言うものとする。

テールコーン４内の整備のため、本体部コーン４１において、吸気口６と、その周囲を含む所定の領域は、取り外し可能なアクセスパネル７（図２、図４）として構成されている。
本実施形態では、アクセスパネル７よりも前側の領域も、取り外し可能なアクセスパネル８として構成されている。アクセスパネル７，８は、テールコーン４の形状に倣って湾曲している。

本体部コーン４１の本体パネル４１１には、アクセスパネル７に対応するパネル開口９（第２開口）が形成されている。アクセスパネル７が取り外されると、アクセスパネル８の後端とノズル部コーン４２の前端との間にパネル開口９が開放される。
アクセスパネル７は、パネル開口９の周縁部に、パネル開口９を開閉可能に設けられている。
パネル開口９の周縁部は、図２および図４に示すように、補強材１０，１１により補強されている。補強材１０（図２、図４）は、本体パネル４１１に締結されている。補強材１１（図２）は、アクセスパネル７とアクセスパネル８とに跨るようにアクセスパネル７，８に締結されている。

図３および図４に示すように、アクセスパネル７に形成されている吸気口６の周縁部６０１に沿って補強枠板１２が配置されている。補強枠板１２が、メッシュ６Ａを取り囲むフレーム６Ｂと共にアクセスパネル７にリベットまたはファスナで締結されることにより、吸気口６の周縁部６０１が補強されるとともに、アクセスパネル７にメッシュ６Ａが取り付けられる。

テールコーン４の内部を整備する作業に必要なスペースや、テールコーン４内の装備品の位置等を考慮し、アクセスパネル７，８により開閉される領域を適宜に設定することができる。アクセスパネル７とアクセスパネル８とを一体に構成することもできる。

さて、吸気ダクト３０とアクセスパネル７との取り合い箇所において、防火区域５の外側へと火炎が出るのを防ぐため、本体部コーン４１にはファイアシール構造２０が備えられている。吸気ダクト３０は、アクセスパネル７と共に防火区域５を区画している。
「ファイアシール」は、防火区域５の内側で発生した火炎が防火区域５の外側に出るのを防ぐことを意味するものとする。
図３に示すように、ファイアシール構造２０は、吸気ダクト３０の吸気口６側の端部（下端部）に形成されたフランジ３１と、アクセスパネル７との間に介在している。

まず、吸気ダクト３０の構成を説明する。
吸気ダクト３０は、ＡＰＵ本体３Ｂ（図１）へと外気を吸入する経路をなす周壁３２と、周壁３２の下端で径方向外側に突出するフランジ３１とを備えており、ＡＰＵ３本体３Ｂに設けられている。周壁３２の内部の図示および説明は省略する。
周壁３２の下端により囲まれたダクト開口３３は、アクセスパネル７を貫通する吸気口６と同様の形状で同等の大きさに形成されることが好ましい。外気をスムーズに吸入するため、周壁３２は、下端よりも上端が後方に位置するように傾斜していることが好ましい。
フランジ３１は、アクセスパネル７の裏面との間に所定の間隔をおいて、アクセスパネル７に沿って延在している。

ファイアシール構造２０は、吸気ダクト３０に備えられた第１部材２１（第１部）と、アクセスパネル７に備えられた第２部材２２（第２部）とを有している。
第１部材２１および第２部材２２は、いずれも耐火材から構成されており、これら第１部材２１および第２部材２２により、吸気ダクト３０とアクセスパネル７との間にラビリンス状の間隙であるラビリンス間隙２３が形成されている。

「耐火材」は、法規等に基づいて要求される所定の耐火時間に亘り継続して火炎に曝されたとしても、過度な変形や、焼失および滅失を免れるのに足りる十分な耐火性を有するものをいうものとする。
例えば、耐腐食鋼（ステンレス鋼、ＣＲＥＳ）、アルミニウム合金、チタン合金、強化繊維としてガラス繊維や炭素繊維を含む繊維強化樹脂（Fiber Reinforced Plastics）、無機物の焼結体、石膏ボード、ハニカムサンドイッチパネル等である耐火材、その他、航空法規が規定する耐火試験に適合した材料から第１部材２１および第２部材２２を構成することができる。こうした耐火材から、必要な耐火時間に亘り火炎に耐えるのに足りる肉厚で第１部材２１および第２部材２２を形成すればよい。
上記に例示した他にも、強度確保に必要な剛性を備えた適宜な耐火材から第１部材２１および第２部材２２を構成することができる。
ファイアシール構造２０は、少なくとも所定の耐火時間に亘りラビリンス間隙２３を維持することで、防火区域５内の火炎が、第１部材２１と第２部との間を突き抜けて防火区域５の外側へと吹き出すのを防ぐ。

図３および図４に示すように、第１部材２１は、吸気ダクト３０のフランジ３１の下側の面に配置されている。第２部材２２は、吸気口６の周囲で第１部材２１に対向している。
これら第１部材２１および第２部材２２は、補強枠板１２よりも外周に位置し、第１部材２１はフランジ３１に締結され、第２部材２２はアクセスパネル７に締結されている。
第１部材２１および第２部材２２のいずれも、吸気口６の周縁部６０１に沿って、吸気口６を全周に亘り囲むように配置されている。これら第１部材２１および第２部材２２の間に、全周に亘りラビリンス間隙２３が形成されている。

図３および図４を参照し、ラビリンス間隙２３について具体的に説明する。
第１部材２１は、吸気口６の径方向Ｄ１において対向する一対のフランジ２１１，２１２と、一対のフランジ２１１，２１２を連結するウェブ２１３とを備えたチャンネル状（断面略Ｃ字状）の部材である。第１部材２１は、吸気口６の周縁部６０１に沿って環状に形成されている。
フランジ２１１，２１２は、吸気ダクト３０のフランジ３１からアクセスパネル７に向けて突出している。これらフランジ２１１，２１２のことを以下では「第１壁」と称する。

第２部材２２は、アクセスパネル７からフランジ３１に向けて突出した第２壁２２１を含んで断面略Ｉ字状に形成されており、吸気口６の周縁部６０１に沿って環状に形成されている。
第２壁２２１は、径方向Ｄ１において第１壁２１１，２１２とは異なる位置、具体的には、第１壁２１１，２１２の間に位置している。
なお、チャンネル形状の第１部材２１に代えて、断面略Ｉ字状あるいは断面Ｌ字状に形成された２つの第１部材を用いることもできる。

本実施形態の第１壁２１１，２１２および第２壁２２１はそれぞれ、フランジ３１またはアクセスパネル７に対してほぼ垂直に起立しているが、これらが、フランジ３１およびアクセスパネル７に対して傾斜するように起立していてもよい。

第１壁２１１，２１２の各々の先端とアクセスパネル７との間、そして第２壁２２１の先端と第１部材２１のウェブ２１３との間にはそれぞれ、隙間Ｃ（クリアランス）が存在している。つまり、第１部材２１と第２部材２２とは接触していない。
図４に示すように、アクセスパネル７が本体パネル４１１から取り外されると、吸気ダクト３０に残される第１部材２１に対して、アクセスパネル７に備えられた第２部材２２が分離される。
なお、着脱可能なファスナによりメッシュ６Ａのフレーム６Ｂがアクセスパネル７に締結されている場合には、アクセスパネル７の全体ではなく、吸気口６に対応するメッシュ６Ａおよびフレーム６Ｂを取り外して吸気口６を開放させることもできる。この場合は、第２部材２２が第１部材２１と共にアクセスパネル７に残される。

空力荷重や振動等の外力による吸気ダクト３０とアクセスパネル７との相対的な変位や、アクセスパネル７を本体パネル４１１から取り外す際の第１部材２１に対する第２部材２２の軌跡等に基づいて、第１部材２１と第２部材２２との干渉を避ける必要がある。第１部材２１と第２部材２２とが干渉しないように、さらに、火炎の突き抜けをより確実に防ぐように、隙間Ｃの寸法や、第１壁２１１，２１２と第２壁２２１とが上下方向にオーバーラップする寸法、第１壁２１１、第２壁２２１、および第１壁２１２の隣り合うもの同士の間隔等について適宜に定めることができる。

図４を参照し、ファイアシール構造２０によるファイアシールの作用について説明する。
火炎は、防火区域５の内側から外側に向けて、フランジ３１とアクセスパネル７との間を通過しようとする。ここで、第１壁２１１、第２壁２２１、および第１壁２１２は、フランジ３１とアクセスパネル７との間を径方向Ｄ１にほぼ沿って火炎が進行する方向に対して直交する向きに、互い違いに突出している。これらの３つの壁２１１，２２１，２１２により、火炎が進行する方向に対して蛇行するラビリンス間隙２３が形成されている。そのため、曲がりくねったラビリンス（迷路）状の間隙２３に、迷路の入口、つまり、径方向Ｄ１外側に位置する第１壁２１１の先端とアクセスパネル７との間から火炎Ｆが入り込んだとしても、火炎Ｆの直進する性質に基づいて火炎Ｆは曲がらないので、火炎Ｆの進行が、第２壁２２１や第１壁２１２によって阻止される。
つまり、ラビリンス間隙２３により、フランジ３１とアクセスパネル７との間を通じて防火区域５の内側から外側へと火炎Ｆが進行するのを防ぐことができる。

第１部材２１および第２部材２２はいずれも耐火材から構成されており、火炎に曝される状況下、必要な耐火時間に亘り、第１部材２１と第２部材２２との間にラビリンス間隙２３を維持する。そのため、ファイアシール構造２０によれば、防火区域５内で発生した火炎が防火区域５の外側に出るのを耐火時間に亘って防ぐことができる。
ファイアシール構造２０によれば、第１部材２１および第２部材２２自体が、ゴム材料から構成された弾性シールと比べて長時間に亘り火炎に耐え、ラビリンス間隙２３が維持されている限りファイアシール性能が十分に確保されるため、火炎から第１部材２１および第２部材２２を遮蔽する部材を付加することなく、ファイアシール性能を向上させることができる。そのため、機体重量の低減にも寄与することができる。

ここで、金属材料から構成されていて第１部材２１および第２部材２２と同等の耐火性を有する金属弾性シールによりフランジ３１とアクセスパネル７との間の隙間を閉塞することで火炎の突き抜けを防ぐとすれば、ゴム材料から構成された弾性シールを用いる場合と比べて、火炎に曝された際に弾性シールが溶融、焼失するまでの時間を遅らせることができる。
しかしながら、ゴム材料から構成された弾性シールよりも弾性率の高い金属弾性シールをフランジ３１とアクセスパネル７との間に十分に加圧し、火炎に曝される状況下にあっても封止に必要な反発力を安定して得ることは、重量増加に繋がるゴムシール周辺の構造補強なくしては実現が難しい。
しかも、火炎の突き抜けを防ぐために弾性シールを用いる場合には、弾性変形時の弾性シールの形状や反発力、フランジ３１およびアクセスパネル７のそれぞれの表面との密着性等に関し、火炎に曝される状況を想定した十分な検証が必要となる。

ファイアシール構造２０によれば、弾性シールにより火炎の突き抜けを防ぐ場合と比べて、フランジ３１とアクセスパネル７との間が確実に閉塞されることを検証するための膨大な試験等の負担を大幅に軽減できる。航空法規の規定する耐火材によりラビリンス間隙２３が形成されている限り、所定の耐火時間に亘り、放射される火炎に曝される状況にファイアシール構造２０を置く試験によって、ファイアシール性能が保持されていることを実証するだけで足りる。そのため、ファイアシール性能が確保されているファイアシール構造２０を短い開発期間により供給することができる。

さらに、第１部材２１と第２部材２２とが非接触であるため、ファイアシール構造２０は、弾性シールが用いられる場合とは違って摩耗によるファイアシール性能の低下が生じず、寿命が長い。したがって、ファイアシール性能の確保に必要な点検や交換等の負担を軽減することができる。ファイアシール構造２０によれば、航空機のライフサイクルに相当する期間に亘るメンテナンスフリーの実現も可能となる。

ファイアシール構造２０は、吸気ダクト３０とアクセスパネル７との取り合い箇所を火炎が突き抜けて防火区域５の外側へと吹き出すのを防ぐために、フランジ３１とアクセスパネル７との間を閉塞することなく、第１部材２１および第２部材２２によってラビリンス間隙２３を形成する。第１部材２１と第２部材２２とは非接触であり、分離可能であるため、第１部材２１が備えられた吸気ダクト３０に対して、第２部材２２が備えられたアクセスパネル７を取り外すことができる。つまり、ファイアシール構造２０は、取り外し可能なアクセスパネル７にも適合する。
なお、本実施形態では、ファスナを取り外すことにより全周に亘り本体パネル４１１から取り外しが可能なアクセスパネルを例示するが、本体パネル４１１に対してヒンジ部を中心に回動されることでパネル開口９を開閉可能なアクセスパネル（アクセス扉）にもファイアシール構造２０を適用することができる。

〔第１実施形態の変形例〕
第１実施形態では、図４に示すように、２つの壁２１１，２１２を有する第１部材２１と、１つの壁２２１を有する第２部材２２とによってラビリンス間隙２３が形成されているが、これに限らず、適宜な形態の第１部材および第２部材によってラビリンス間隙２３を構成することができる。

図５（ａ）に示すファイアシール構造５０は、吸気ダクト３０のフランジ３１に備えられる第１部材５１と、アクセスパネル７に備えられるチャンネル状（断面略Ｃ字状）の第２部材５２とを有している。
第２部材５２のフランジである一対の第２壁５２１，５２２の間に、第１部材５１の第１壁５１１が位置するように、第１部材５１をフランジ３１に設置し、第２部材５２をアクセスパネル７に設置することにより、第１部材５１と第２部材５２との間にラビリンス間隙２３を形成している。

防火区域５に臨んでいるラビリンス間隙２３の入口２３１に火炎Ｆが入ったとしても、直進する火炎Ｆの進行方向の前方に位置する第１壁５１１と第２壁５２２とによって火炎Ｆの進行を妨げることができる。

図６（ａ）に示す例では、いずれもチャンネル状の第１部材２１および第２部材５２を用いて、第１部材２１と第２部材５２との間にラビリンス状の間隙２３を形成している。
第１部材２１の一対の第１壁２１１，２１２と、第２部材５２の一対の第２壁５２１，５２２とは、互い違いに配置されている。なお、第２壁５２１，５２２の間に第１壁２１２が位置するように、第１部材２１と第２部材５２とが配置されていてもよい。
図６（ａ）に示す構成によれば、フランジ３１とアクセスパネル７との間に４つの壁５２１，２１１，５２２，２１２が存在するので、放射される火炎Ｆの突き抜けを抑止する効果が高い。

もっとも、本発明のファイアシール構造は、図６（ｂ）に示すように、ラビリンス間隙２３の入口２３１を形成する壁６２（第２部）と、入口２３１から入り込んだ火炎Ｆが突き当たる壁６１（第１部）との少なくとも２つを備えていれば足りる。壁６１よりも径方向Ｄ１内側に壁６２を配置することもできる。
隙間Ｃの寸法や、壁６１と壁６２とがオーバーラップする寸法や、火炎の進行方向における壁６１と壁６２との間隔等を適切に設定することで、壁の数を減らして軽量化を図りつつ、火炎Ｆの突き抜けを十分に防ぐことができる。

図５（ｂ）に、アクセスパネル７に備えられた第２部材５２が、その付近に位置する補強材を兼ねることで、機体重量の低減に寄与可能な変形例を示す。
この変形例では、第２部材５２によって吸気口６の周縁部６０１が補強されている。第２部材５２のウェブ５２３が、メッシュ６Ａのフレーム６Ｂと共にアクセスパネル７に締結されることで、吸気口６の周縁部６０１を補強するとともに、アクセスパネル７にメッシュ６Ａを取り付ける役割を担う。ウェブ５２３をアクセスパネル７に重ねて締結することにより、補強枠板１２と同等あるいはそれ以上に周縁部６０１の強度を確保できる。
つまり、第２部材５２が、図５（ａ）の補強枠板１２を兼ねており、第２部材５２により吸気口６の周縁部６０１の強度を確保できるので、補強枠板１２が必要ない。さらに、補強枠板１２の位置に第２部材５２を配置することができるため、図５（ａ）の構成と比べて第２部材５２を径方向Ｄ１内側に配置することができる。
以上より、補強枠板１２、および補強枠板１２をアクセスパネル７およびフレーム６Ｂに締結する部材が必要なく、しかも、第２部材５２を小径に形成することができるので、機体の重量を低減することもできる。

チャンネル状の第２部材５２（図５（ｂ））の代わりに、断面Ｌ字状や断面Ｉ字状の第２部材を用いて周縁部６０１を補強することもできる。そうした第２部材によってアクセスパネル７が裏側から支持されることで周縁部６０１が補強されることとなる。

上述した実施形態および変形例では、第１部材（２１，５１，６１）が吸気ダクト３０に設置され、第２部材（２２，５２，６２）がアクセスパネル７に設置されているが、重量低減を図る観点より、第１部材を吸気ダクト３０に一体成形し、第２部材をアクセスパネル７に一体成形することができる。
本発明のファイアシール構造において、第１部材が吸気ダクト３０に「備えられる」ことは、吸気ダクト３０に第１部材２１等が締結部材により設置されることの他に、吸気ダクト３０に第１部材２１等が一体成形されることも包含する。
同様に、第２部材がアクセスパネル７に「備えられる」ことは、アクセスパネル７に第２部材２２等が締結部材により設置されることの他に、アクセスパネル７に第２部材２２等が一体成形されることも包含する。

例えば、図５（ａ）に示されているように、アクセスパネル７の裏面に締結されている第２部材５２をアクセスパネル７に一体成形するものとすると、図７に示すように、アクセスパネル７から起立する壁５２１，５２２を有するように、第２部材５２がアクセスパネル７に一体成形される。例えば、繊維強化樹脂や金属材料を用いたアクセスパネル７の成形時に、第２部材５２を成形可能である。こうすると、ウェブ５２３（図５（ａ））や、締結部材が必要ない分、重量を低減することができる。
図４、図５（ｂ）、図６（ａ）、および図６（ｂ）にそれぞれ示す第２部材（２２，５２，６２）も、アクセスパネル７に一体成形することができる。
また、第１部材２１，４１，５１も、吸気ダクト３０のフランジ３１に一体成形することができる。

〔第２実施形態〕
次に、図８を参照し、本発明の第２実施形態について説明する。
第２実施形態のファイアシール構造８０は、ラビリンス間隙２３を吸気口６の径方向Ｄ１内側で塞ぐシール部材８１を備えている。
図８に示すように、第２部材５２の第２壁５２１，５２２のうち、径方向Ｄ１内側に位置する第２壁５２２に、ゴム材料を用いて形成されたシール部材８１が締結されている。このシール部材８１は、第２壁５２２の先端とフランジ３１との間の隙間（ラビリンス間隙２３の出口２３２）を塞いでいる。シール部材８１は、ラビリンス間隙２３の出口２３２を第１部材５１および第２部材５２の全周に亘り塞いでいる。

シール部材８１としては、図８に示すような板ばね状のもの、あるいは、中空のバルブシール等、ラビリンス出口２３２をなす部材同士の間で圧縮されて弾性変形する適宜な部材を用いることができる。

シール部材８１によりラビリンス出口２３２が閉塞されているため、吸気口６からの外気の吸入に伴って、ラビリンス間隙２３へと外気が入ったり、防火区域５内の空気（可燃性ガスを含む）がラビリンス間隙２３から出たりといった空気の出入りが生じるのを防ぐことができる。そのため、必要な吸気流量に対して適切に定められた吸気口６および吸気ダクト３０の圧力損失に基づいて、所定量の外気をＡＰＵ３へと吸入することができる。

防火区域５の内側から外側に向かう火炎Ｆの進行は、ラビリンス間隙２３をなす第１壁５１１および第２壁５２２により妨げられるため、シール部材８１は、火炎を防火区域５の外に出さないようにラビリンス出口２３２を閉塞している必要がない。
シール部材８１は火炎に直接曝されないため、シール部材８１には、第１部材５１および第２部材５２が備えている程の耐火性が必要ない。航空法規の防火要求の観点上、火炎の熱によるシール部材８１の変形や溶融は許容される。
したがって、シール部材８１は、ゴム材料の中では比較的耐火性が高いシリコーンゴム等よりも安価な、一般的なゴム材料を用いて形成することができる。

シール部材８１は、ラビリンス間隙２３を径方向Ｄ１内側で塞いで、ラビリンス間隙２３を通じた空気の出入りを抑えるものであれば十分であるため、火炎に耐える肉厚は必要ない。機体重量の低減を考慮し、第２壁５２２の先端とフランジ３１との間を塞ぐ目的に足りる厚みや幅のシール部材８１を用いることが好ましい。

シール部材８１に代えて、ブラシのように、ラビリンス間隙２３を通じた空気の出入りに対して大きな抵抗を与える部材を用いることもできる。第２壁５２２とフランジ３１との間に介在し、空気の流れに抵抗を与えるブラシのような部材も、ラビリンス出口２３２を塞ぐ本発明の閉塞部材に含まれるものとする。

シール部材８１は、第１部材５１および第２部材５２のいずれか一方に設けることができる。第１実施形態（図４）や変形例（図５（ａ）、図６（ａ）、図６（ｂ）、図７）のいずれの構成においても、シール部材８１を適用することができる。

仮に、ダクト３０が排気ダクトである場合にも、所定の排気量を実現するため、ラビリンス出口２３２をシール部材８１により塞ぐことが有効である。

上記以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

ＡＰＵ３の位置は、機体の後端部には限定されない。例えば、主翼の基端部付近に設置されるＡＰＵの周りの防火区域についても、本発明のファイアシール構造を適用することができる。
また、本発明のファイアシール構造は、ＡＰＵ３の周りに設定された防火区域５に限らず、航空機の他の防火区域にも適用することができる。
例えば、航空機のメインのエンジンの本体の周りに設定された、図示しない防火区域を区画するエンジンナセル（パネル）に形成された開口に通じる任意のダクト（吸気ダクトや排気ダクト等）と、エンジンナセルとの取り合い箇所に、本発明のファイアシール構造を適用することができる。「エンジンナセル」には、逆推力装置（スラストリバーサー）として構成されているものが含まれる。ターボファンエンジンの場合、ファンにより吸い込まれて後方へと噴出する空気の流路よりも内周側にダクトが位置し、そのダクトに通じる開口が当該流路に臨むように構成することができる。
エンジン本体の周りの防火区域に用いられるファイアシール構造にも、上述した変形例（図５〜図８）の構成を適用することができる。

１ 航空機
３ 補助動力装置（ＡＰＵ）
３Ａ 排気口
３Ｂ ＡＰＵ本体
３Ｃ 排気ノズル
４ テールコーン
４Ａ 隔壁
４Ｂ 壁
５ 防火区域
６ 吸気口（開口、第１開口）
６Ａ メッシュ
６Ｂ フレーム
７ アクセスパネル
８ アクセスパネル
９ パネル開口（第２開口）
１０，１１ 補強材
１２ 補強枠板
２０ ファイアシール構造
２１ 第１部材（第１部）
２２ 第２部材（第２部）
２３ ラビリンス間隙
３０ 吸気ダクト
３１ フランジ
３２ 周壁
３３ ダクト開口
４１ 本体部コーン
４２ ノズル部コーン
５０ ファイアシール構造
５１ 第１部材（第１部）
５２ 第２部材（第２部）
６１ 壁（第１部）
６２ 壁（第２部）
８０ ファイアシール構造
８１ シール部材（閉塞部材）
２１１，２１２ 第１壁
２１３ ウェブ
２２１ 第２壁
２３１ 入口
２３２ 出口
４１１ 本体パネル
５１１ 第１壁
５２１，５２２ 第２壁
５２３ ウェブ
６０１ 周縁部
Ｃ 隙間
Ｄ１ 径方向
Ｆ 火炎

Claims (11)

1. 航空機の防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造であって、
   前記防火区域を区画するパネルと、前記パネルに形成された開口に通じ、前記パネルと共に前記防火区域を区画するダクトとの取り合い箇所において、前記ダクトに備えられる第１部と、
   前記開口の周囲で前記第１部に対向し、前記パネルに備えられる第２部と、を有し、
   いずれも耐火材から構成された前記第１部および前記第２部により、前記ダクトと前記パネルとの間にラビリンス状の間隙が形成されている、
   ことを特徴とする航空機用のファイアシール構造。
2. 前記第１部および前記第２部は、
   前記開口を全周に亘り囲むように配置され、
   前記ラビリンス状の間隙は、
   前記第１部および前記第２部の全周に亘り形成されている、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用のファイアシール構造。
3. 前記パネルは、
   前記開口である第１開口が形成され前記第１開口の周縁に沿って前記第２部が備えられたアクセスパネルと、
   前記アクセスパネルに対応する第２開口が形成された本体パネルと、を備え、
   前記アクセスパネルは、前記第２開口の周縁部に、前記第２開口を開閉可能に設けられている、
   ことを特徴とする請求項１または２に記載の航空機用のファイアシール構造。
4. 前記第２部によって前記開口の周縁部が補強されている、
   ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機用のファイアシール構造。
5. 前記パネルは、航空機の補助動力装置を収容するテールコーンを構成し、
   前記ダクトは、前記補助動力装置による前記開口を通じた吸気に用いられる、
   ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機用のファイアシール構造。
6. 前記第１部は、前記ダクトから前記パネルに向けて突出する第１壁を有し、
   前記第２部は、前記開口の径方向において前記第１壁とは異なる位置で前記パネルから前記ダクトに向けて突出する第２壁を有し、
   前記第１壁および前記第２壁により、前記ダクトおよび前記パネルの間に前記ラビリンス状の間隙が形成されている、
   ことを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載の航空機用のファイアシール構造。
7. 前記第１部は、
   前記径方向において対向する一対のフランジと、前記一対のフランジを連結するウェブとを備えたチャンネル状の部材であり、
   前記一対のフランジである一対の前記第１壁と、前記一対の第１壁の間に位置する前記第２壁と、を含む少なくとも３つの壁によって前記ラビリンス状の間隙が形成されている、
   ことを特徴とする請求項６に記載の航空機用のファイアシール構造。
8. 前記第２部は、
   前記径方向において対向する一対のフランジと、前記一対のフランジを連結するウェブとを備えたチャンネル状の部材であり、
   前記一対のフランジである一対の前記第２壁と、前記一対の第２壁の間に位置する前記第１壁と、を含む少なくとも３つの壁によって前記ラビリンス状の間隙が形成されている、
   ことを特徴とする請求項６に記載の航空機用のファイアシール構造。
9. 前記第１部および前記第２部はいずれも、
   前記径方向において対向する一対のフランジと、前記一対のフランジを連結するウェブとを備えたチャンネル状の部材であり、
   前記第１部の前記一対のフランジである一対の前記第１壁と、前記第２部の前記一対のフランジである一対の前記第２壁とは、互い違いに配置されている、
   ことを特徴とする請求項６に記載の航空機用のファイアシール構造。
10. 前記ラビリンス状の間隙は、
    前記第１部および前記第２部のいずれか一方に設けられた閉塞部材により、前記開口の径方向内側で塞がれている、
    ことを特徴とする請求項１から９のいずれか一項に記載の航空機用のファイアシール構造。
11. 請求項１から１０のいずれか一項に記載のファイアシール構造を備える、
    ことを特徴とする航空機。

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