JP4897830B2 - 航空機のための気流により駆動するよう構成したラムエアタービンおよびエネルギー変換器を有する非常用電源ユニット - Google Patents

Description

本発明は、気流によって駆動することができるラムエアタービンおよび非常事態において航空機に搭載された油圧系統および／または電気系統の最低限の機能を維持する非常用電源ユニットであって、エネルギー変換器はラムエアタービンにより駆動することができ、非常用電源ユニットを選択的にスタンバイモードまたは動作モードに切り替えることができる非常用電源ユニットに関する。

いわゆるラムエアタービンは現在全ての大型旅客機で少なくとも１個は使用されている。ラムエアタービンは、緊急非常事態、例えば全電源ユニットの故障発生において搭載した油圧系統の機能を少なくとも部分的に維持する働きをすることにより、急降下するときに最低限の航空機の操縦性を保障する。ラムエアタービンは右側のエアロフォイル（翼）の下側で着陸用フラップレールカバー（流線形である）の内部に配置するのが望ましい。

ラムエアタービンの既知の実施例は小さな放射状プロペラをもち、該プロペラは緊急非常事態において着陸用フラップレールカバー外部の長い片持ちレバー上で転回して振り出し、これにより飛来する外気に晒される。飛来する外気は放射状プロペラを高速に回転させ、回動可能に連結したアーム内に配置したかさ歯車およびシャフトを通して小さな油圧ポンプを駆動し、搭載の油圧系統の必要最小限の圧力を維持する。

既知のラムエアタービンの機械設計は、しかし、とても複雑であって、放射状プロペラの回転運動を、多くのメンテナンスを必要とし故障の危険性を増大する機械伝動ユニットを用いて、着陸用フラップレールカバーの内部に位置する油圧ポンプに伝達しなければならない。さらに、もし急劇に放射状プロペラを回転させた場合、突然気流に放射状プロペラを晒すことになり、結果として相当な負荷がかかり故障の危険性が増大する。着陸用フラップレールカバーに一体化するのとは異なる設置場所におくことは唯一の可能性であるが、放射状のプロペラのために相当な量の問題を含む。さらに着陸用フラップレールカバーは既知のラムエアタービンに適合するために大規模なものにしなくてはならなく、結果として空力特性において非対称となり、空力特性損失に耐えつつ完璧な直線飛行を保証するために適切な制御、ガイドおよび表面の調節を用いて非対称を補償しなければならない。空力特性損失は、次に燃料消費の増大をもたらす。最終的にラムエアタービンの油圧ポンプから始まるラインを、エアロフォイル（翼）全体を通って航空機の油圧ノードにいたるまで配管しなければならず、当該ラインは、通常主翼ボックスの下部に設置するため、全システムの重量および故障危険性がさらに増大する。

本発明の目的は、同等の出力をもちつつ簡単な機械的構造の非常用電源ユニットを得ること、および加えてエアロフォイル（翼）の下側の着陸用フラップレールカバー内に一体化することで、全航空機構造内で他の設置場所の選択肢を提案することにある。

この目的は、請求項１の特徴を有する装置によって得られる。

少なくともラムエアタービンを、流路を形成するケーシングによってほぼ同心状に包囲し、エネルギー変換器を駆動軸により直接ラムエアタービンに連結するので、スタンバイモードと動作モードとの間で切り替えるとき、ラムエアタービンの空間的位置はほぼ不変のままとなり、気流を少なくとも１個のエア流入口を通してラムエアタービンに送給することができ、この結果、一方では、故障しがちな回動アーム内において多くのメンテナンスを必要とするかさ歯車を必要としない簡単な機械構造となる。他方では、回動アームがないにより、本発明による非常用電源ユニットをあるスペース節約方法で、例えば着陸用フラップレールカバーの内部に一体化することができることにより、燃料消費の増加に耐えつつ空気力学的非対称を複雑な方法で補償しなければならない着陸用フラップレールカバーの体積と空気力学的非対称を小さくすることができ、燃料消費を削減することができる。さらに、回動アームなしでほぼカプセル化した構造により、着陸用フラップレールカバー内部のユニットから分離して、本発明による非常用電源ユニットを全航空機構造内の多くの設置場所に一体化することができることにより、対応する搭載システムへ接続する所要のラインを短縮化することができる。さらにその上、本発明による非常用電源ユニットを駆動するとき、どんなショックにも、例えば放射状のプロペラの場合においてプロペラ翼に損傷を与えるかもしれない急激に飛来する外気による急な機械的負荷に対してラムエアタービンを晒さないことにより、動作信頼性および全体的なフェイルセーフが増大する。

本発明による非常用電源ユニットのある有利な一実施形態において、エネルギー変換器は、油圧ポンプおよび／または発電機を有する。この結果、航空機に搭載された油圧系統および／または電気系統のシステムが少なくとも基本機能を維持するための非常用電源を随意的に提供することができる。

さらに有利な実施形態によれば、ラムエアタービンに少なくとも１個のスクリュープロペラを形成する。このコンパクト設計によって、スクリュープロペラをより容易に流路内に一体化できる。スクリュープロペラの効率は、さらに、既存の多重ブレード放射状プロペラに匹敵する。さらにその上、気流のエネルギーをさらにより効率的に使用できるように、それぞれ異なるピッチを有するスクリュープロペラを、駆動軸上に順次に配置できる。スクリュープロペラは、また、個々の気流の流速に対しより効率的に適応することを可能にするために、調節可能なピッチ角を備えたロータブレードを有するものとすることができる。さらに、付加的な継手（クラッチ）を駆動軸に設けることができ、ラムエアタービンを磨耗減少して無負荷状態下の所要速度まで回転数を上げることができ、所要速度に達したときのみエネルギー変換器を連結してラムエアタービンに連結することができるようにする。

有利な実施形態によれば、エネルギー変換器を、ラムエアタービンに一体部分とする。これにより、ラムエアタービンとエネルギー変換器を連結する駆動軸なしで済ますことができ、それによって構造的経費を節減できる。この場合におけるエネルギー変換器は、例えば油圧ポンプの形式とし、同時にラムエアタービンのハブを形成するようにする。

本発明による非常用電源ユニットの他の有利な実施形態において、好適にはＹ字状に配置した少なくとも２個のエアチャネルを通して気流を流路へ送給することができるようにする。空力特性において好ましくない乱流端縁を形成する、個別のエア流入口の有効流路断面積（さもなくば総流路面積）を、結果として減少させることができ、非常用電源ユニットをより簡単に、例えば着陸用フラップレールカバーなどの空気力学的な航空機構造に一体化できる。この状況は、とくに主翼ボックスまたは胴体機首部の領域に非常用電源ユニットを一体化するときに重要である。

本発明による非常用電源ユニットの他の実施形態によれば、少なくとも１個の遮断部材により流路内の気流を制御可能にする。非常用電源ユニットがスタンバイモードにあるときに遮断部材が完全に閉じていることにより、気流はラムエアタービンに届かず、したがってこのラムエアタービンからエネルギー変換器への運動エネルギーの供給はない。もし、非常用電源ユニットを例えば着陸用フラップレールカバーに一体化したならば、遮断部材を着陸用フラップレールカバーの旋回可能部として、着陸用フラップレールカバーの他の構成部品とともに形成することができ、スタンバイモードにおいて遮断部材は内蔵され、空気力学的に滑らかな外側輪郭を形成する。非常用電源ユニットを動作モードに切り替えるために、例えば完全な電源ユニット故障および同様なものを伴う航空機の緊急非常事態の間、遮断部材あるいは、非常用電源ユニットを着陸用フラップレールカバーに一体化するなら旋回可能カバー部を、流路内の気流が最大限の力に達しラムエアタービンがその最大出力をエネルギー変換器に送るまで、段階的に開放する。段階的な制御フラップの開放によって、ラムエアタービンに急激に動圧がかかることなく、滑らかな始動が保証される。一般的に言えば１個またはは複数個の遮断部材は、また代案として、スライド弁、バタフライ弁、および異なる方法で動作する弁で形成することができる。

さらに他の有利な非常用電源ユニットの実施形態において、１個またはは複数個の遮断部材を機械的および／または電気的に遠隔制御により制御できる。このことは、非常事態において航空機の乗員による非常用電源ユニットの信頼性の高い動作、すなわち、操作が他の搭載システムの機能から全く独立して動作することを保障する。

他の非常用電源ユニットの有利な実施形態を追加の請求項に記載する。

図面においてどちらの場合にも同一構成要素には同一参照符号を付して示す。

図１は非常用電源ユニットの略断面図である。

本発明による非常用電源ユニットは、とくに、エネルギー変換器４に駆動軸３によって直接すなわちトランスミッション要素の介在なしに連結したラムエアタービン２を備え、これら要素は、流路６を形成するためのケーシング５によりほぼ同軸状に包囲する。

ケーシング５または流路６は、好適には円形断面のジオメトリ（幾何学的構成）であるが、少なくとも一部においては楕円形、卵形または矩形断面のジオメトリにすることもできる。ケーシング５は、例えば、ほぼラムエアタービン２をほぼ同軸状に包囲する、チューブ、可撓性チューブ等を使って形成することができる。

駆動軸３は、随意的に、図示しない任意のをクラッチ有するものとすることができる。ラムエアタービン２は、結果として無負荷状態において、ラムエアタービン２が要求速度に達するまでは、ほとんど摩耗なく回転数をあげることができ、その後エネルギー変換器にクラッチにより連結する。

図示の実施形態においては、図示しない非常用電源ユニット１を、航空機の翼７の下側における、いわゆる着陸用フラップレールカバー８内に配置する。閉鎖状態を点線で示す遮断部材１１を、翼の前縁１０の領域にあるエア流入口９に設ける。遮断部材１１は、例えば制御フラップとして形成するが、この遮断部材１１を、矢印方向１３で示すように回動ポイント１２において回動可能に保持する。遮断部材１１は、好適には、流路６を通って流れ、外部から非常用電源ユニットに流入する気流１４の流量を無段階的に変化させることができる。

遮断部材１１は、さらに、代案的に、スライド弁、バタフライ弁、ピンチ弁、もしくは異なるまたは同様の方法で動く弁として形成してもよい。流路６の有効流路断面積を、好適にはゼロから最大値まで遮断部材１１により無段階的に可変にすることが重大な要素である。遮断部材１１は、好適には純粋な機械的方法で遠隔制御により操作できるようにし、航空機の乗員が、非常用電源ユニット１を電気系統および／または油圧系統の搭載システムとは独立して作動させる、すなわち緊急非常事態において、非常用電源ユニットをスタンバイモードから動作モードに切り替えることができるようにする。遮断部材１１は、代案として、電気的および／または油圧的な遠隔制御により操作できるよう形成することができる。

遮断部材１１が実線で示す開放位置にあるとき、気流１４は流路６に入ることができ、非常用電源ユニットは動作モードである。動作モードにおいて気流１１は高速で流路６を通過し、ラムエアタービン２を回転させる。つぎに、このラムエアタービンは駆動軸３によりエネルギー変換器４を駆動する。他方、スタンバイモードでは、制御フラップとして形成した遮断部材１１は点線で示す閉鎖位置をとり、翼の前縁１０に対して外部から流れ当たる気流１４はラムエアタービン２に達しない。非常用電源ユニット１のスタンバイモードと動作モードとの切り替えは急激に行われないようにするのが望ましい。遮断部材１１は、非常事態において、航空機の乗員が、または自動的に、むしろ段階的に開放し、ラムエアタービンには即座に全気流１４を受けることなく、緩やかにのみ要求速度に達するようにする。

ラムエアタービン２は、好適にはいわゆるスクリュープロペラを有するものとする。スクリュープロペラは、とくに、より簡単に流路６に一体化できるとともに、多重ブレードによる放射状プロペラに匹敵する効率を有するという利点がある。代案として、より一層効率的に気流１４のエネルギーを利用することを可能にするために、それぞれ異なるピッチをもつ複数個のスクリュープロペラを駆動軸３に配置することができる。スクリュープロペラは、さらに、ピッチ角を調節可能に形成することもできる。

本発明によれば、スタンバイモードから動作モードに切り替えるとき、駆動軸３の空間的位置の変化またはラムエアタービン２とエネルギー変換器４との間における力の流れ方向に何ら変化も生じない。本発明による非常用電源ユニットのスタンバイモードと動作モードとの間で切り替わるとき、ラムエアタービン２、駆動軸３、ならびにエネルギー変換器４の位置が何ら変化しないことにより、様々な設置上の選択肢を得る。

エネルギー変換器４は、例えば油圧ポンプおよび／または発電機とすることができる。緊急非常事態すなわち電源ユニットが全面的に故障した場合において、航空機搭載の油圧系統に、この油圧ポンプを用いて、航空機の制御可能性を保証するのに十分な油圧を供給することができる。この結果、航空機の基本操縦性を維持し、例えば滑空時に制御された緊急着陸を実行できる。

ラムエアタービン２を通って流れた後、気流１４は翼７の下側に同様に配置したエア流出口１５を経て流路６から抜け出る。図１に示した実施形態において、エア流出口１５もまた、非常用電源ユニットがスタンバイモードであるときに遮断部材１６によって閉鎖し、空力特性を損なうのを回避することができる。しかし、エア流出口１５の前方における付加的遮断部材１６を設けるのは、非常用電源ユニット１の基本機能にとって必須ではない。

図２は２個のエア流入口とエア流出口を有する流路の代替的な変更実施形態を示す。

ラムエアタービン２を、駆動軸３によりエネルギー変換器４に連結し、図示の実施形態においてはこの場合もやはり翼７の下方における着陸用フラップレールカバー８に一体化する。ラムエアタービン２を、流路６を形成するケーシング５によりほぼ同心状に包囲する。しかし、図１の実施形態とは異なり、流路６は２個のエア流入口１７，１８を有し、これら２個のエア流入口をほぼＹ字状に合流させて流路６を形成する。流路６またはラムエアタービン２を通り過ぎた後、気流１４はそれからエア流出口１９，２０を通って外気に戻る。

対応する遮断部材２１，２２をエア流入口１７，１８の領域にそれぞれ設け、図示の実施形態においては遮断部材をバタフライ弁で形成する。流路６内の気流１４は、好適には、バタフライ弁によってゼロから最大値まで無段階に調節できるようにする。この結果、非常事態においてラムエアタービンはほとんど磨耗することなく、ゆっくりと起動することができる。バタフライ弁が完全に開いて初めて、ラムエアタービンは気流１４を全体的に受け、最大出力をエネルギー変換器４に伝える。遮断部材２１，２２またはバタフライ弁は、手動および／または電気的に遠隔制御で操作することができる。随意的な遮断部材２３，２４をエア流出口１９，２０に追加し、これらもまた図示の実施形態においてはバタフライ弁として形成する。遮断部材２３，２４もまた、機械的および電気的な遠隔制御により操作することができ、非常用電源ユニット１がスタンバイモードであるときに、空力特性を改善するために着陸用フラップレールカバー８の外側輪郭をほぼ閉じた輪郭にすることを保証する作用を主に行う。

図２の構造的な変更の利点は、とくに、流路６の断面全体を外部に連通させる必要がない点である。代わりに、ほぼＹ字状に配置した２個の流入路２５，２６が、ラムエアタービン２の直前で合流して（主）流路６を形成する。流路６は、それに呼応して、再びＹ字状にエネルギー変換器の領域で２個のエア流出路２７，２８に分岐させる。図示の実施形態において、エア流入路２５，２６およびエア流出路２７，２８は、いずれの場合も流路６の断面に比べておおよそ半分の有効流路断面積を有することにより、これらを空力特性を損なうことを少なくして、航空機構造に一体化することができる。したがって、本発明による非常用電源ユニットは、より高い融通性を有して、また構造上の状況や境界条件からの独立して、航空機構造に一体化できる。２個のフローコーン２９，３０を、さらに空力特性をさらに改善するためにエア流入口１７，１８およびエア流出口１９，２０の領域に付加的に配置する。フローコーン２９，３０は、随意に可変断面積のものとすることができる。図２による構造上の変更によれば、それ故に例えば航空機の胴体機首の領域またはウィングボックスの領域に簡単に一体化することができる。

気流内で自由に回転する放射状プロペラを有する既知の非常システムに比べて、本発明による非常用電源ユニットは、プロペラを回転させるための複雑で故障しがちな回動アームを用いて放射状プロペラを気流内で回転させる必要性を伴わない。

図１に示した本発明による非常用電源ユニットの場合、ラムエアタービン２を回転し、また駆動軸３により直接連結したエネルギー変換器４を駆動するためには、遮断部材１１を開放するだけで十分である。既知の非常システムの場合放射状プロペラの回転機能を保証するために必要であった多くのメンテナンスを必要とする複雑で故障しがちなかさ歯車伝動を不要にすることができる。

本発明によれば、非常用電源ユニットは固定したままにし、すなわちどちらのモードにおいても着陸用フラップレールカバー８内または代替的な設置場所の領域に固定のものとする。非常用電源ユニット１がスタンバイモードから動作モードに切り替えるとき、駆動軸３の空間的位置を変化させるまたは駆動軸３の力の流れ方向を変化させることは、本発明によれば不要である。

さらに、その上、遮断部材１１，１６は、好適にはゆっくりとしてのみ開くので、非動作状態から動作モードに切り替わるときに、ラムエアタービン２は急激に全気流にさらされることはなく、これにより、例えば翼の一部の破損に起因して破損部分が胴体コンパートメントを貫通したとしても、ラムエアタービン２へのダメージを大きく回避することができる。

流路６をケーシング５の形状内に相当な程度にカプセル化したことにより、本発明による非常用電源ユニット１は、上述した着陸用フラップレールカバー８の領域への一体化とは別に、限られた空間条件で他の代替的な設置場所において航空機構造に一体化できる。

完全にカプセル化した一体設計とした本発明による非常用電源ユニットは、したがって、航空機構造において複数の設置場所を選択可能である。それ故に非常用電源ユニット１を、例えばウィングボックスの領域に一体化することができる。この目的のためには、最適なエア流入口およびこれに対応するエア流出口を、ウィングボックスの領域に図２による構上の変更例のために設けることのみ必要である。この設置場所の変更の場合において、エネルギー変換器４または油圧ポンプを、通常はウィングボックスの領域に設置する航空機の油圧システムの中央ノードに極めて近距離にある位置で接続できる。非常用電源ユニットを着陸用フラップレールカバー８に一体化させるまでは、エアロフォイル（翼）を複雑に通して油圧パイプを設置することは不可避であったが、ことことが解消される。非常用電源ユニット１の動作信頼性およびフェイルセーフ性は、さらに増加することができ、同時にこの特別な設置場所変更によって重量を削減できる。

非常用電源ユニット１を航空機の胴体機首や垂直尾翼面の領域に一体化することもまた考えられる。２個またはそれ以上の非常用電源ユニットを一体化させることも基本的には可能であり、例えば対称的に航空機の各翼の着陸用フラップレールカバーに一体化することができる。

航空機のエアロフォイル（翼）の下側における着陸用フラップレールカバーに一体化した、本発明による非常用電源ユニットの線図的断面図である。 流路の代替実施形態の断面を示す説明図である。

符号の説明

１ 非常用電源ユニット
２ ラムエアタービン
３ 駆動軸
４ エネルギー変換器
５ ケーシング
６ 流路
７ 翼
８ 着陸用フラップレールカバー
９ エア流入口
１０ エアロフォイル（翼）の前縁部
１１ 遮断部材（エア流入口側）
１２ 回動ポイント
１３ 方向矢印
１４ 気流
１５ エア流出口
１６ 遮断部材（エア流出口側）
１７ エア流出口
１８ エア流入口
１９ エア流出口
２０ エア流出口
２１ 遮断部材
２２ 遮断部材
２３ 遮断部材
２４ 遮断部材
２５ 流入路
２６ 流入路
２７ 流出路
２８ 流出路
２９ フローコーン
３０ フローコーン

Claims (9)

1. 航空機の非常用電源ユニット（１）であって、
   気流（１４）により駆動するよう構成し、流路（６）を形成するケーシング（５）によりほぼ同心状に包囲したラムエアタービン（２）と、
   非常事態において航空機搭載の油圧系統および電気系統のうち少なくとも一方の機能を少なくとも部分的に維持するため、前記ラムエアタービン（２）によって駆動するよう構成し、また駆動軸（３）により直接前記ラムエアタービン（２）に連結したエネルギー変換器（４）と、
   前記航空機の非常用電源ユニット（１）を選択的にスタンバイモードまたは動作モードに切り替えるときに、前記ラムエアタービン（２）の空間的位置が不変となるように、ケーシング（５）内の適切な位置に前記ラムエアタービン（２）を設置する手段と、
   前記気流（１４）を前記ラムエアタービン（２）に送給することができる少なくとも１個のエア流入口（９；１７，１８）と、
   前記エア流入口（９；１７，１８）を閉鎖する少なくとも１個の遮断部材（１１；２１，２２）であって、前記航空機の非常用電源ユニット（１）のスタンバイモードにおいて空力特性を最適化するため航空機の外側輪郭に適合可能に構成した、該エア流入口（９；１７，１８）の遮断部材（１１；２１，２２）と、
   エア流出口（１５；１９，２０）と、
   を備えた該非常用電源ユニットにおいて、さらに、
   前記エア流出口（１５；１９，２０）を閉鎖する遮断部材（１６；２３，２４）であって、前記航空機の非常用電源ユニット（１）のスタンバイモードにおいて空力特性を最適化するため航空機の外側輪郭に適合可能に構成した、該エア流出口（１５；１９，２０）の遮断部材（１６；２３，２４）と、
   第１流入路（２５）と、及び
   第２流入路（２６）と
   を備え、前記第１及び第２の流入路（２５，２６）を前記流路（６）に合流させるとともに、前記第１及び第２の流入路（２５，２６）はそれぞれ前記流路（６）よりも小さい断面を有する構成とした
   ことを特徴とする航空機の非常用電源ユニット（１）。
2. 請求項１に記載の航空機の非常用電源ユニットにおいて、前記エネルギー変換器（４）は、油圧ポンプおよび発電機のうち少なくとも一方を有するものとしたことを特徴とする、航空機の非常用電源ユニット。
3. 請求項１または２に記載の航空機の非常用電源ユニットにおいて、前記エネルギー変換器（４）を、ラムエアタービン（２）一体の部分としたことを特徴とする、航空機の非常用電源ユニット。
4. 請求項１〜３に記載の航空機の非常用電源ユニットにおいて、前記第１及び第２の流入路（２５，２６）を、Ｙ字状に配置したことを特徴とする、航空機の非常用電源ユニット。
5. 請求項１〜４に記載の航空機の非常用電源ユニットにおいて、前記流路（６）内の前記気流（１４）を前記遮断部材（１１，１６；２１〜２４）により制御可能にしたことを特徴とする、航空機の非常用電源ユニット。
6. 請求項１〜５に記載の航空機の非常用電源ユニットにおいて、前記遮断部材（１１，１６；２１〜２４）を、機械的および／または電気的に遠隔制御により操作可能にしたことを特徴とした、航空機の非常用電源ユニット。
7. 請求項１〜６に記載の航空機の非常用電源ユニットにおいて、前記非常用電源ユニット（１）は、航空機翼の下方の着陸用フラップレールカバー（８）内に固定して一体化可能にしたことを特徴とする、航空機の非常用電源ユニット。
8. 請求項１〜７に記載の航空機の非常用電源ユニットにおいて、前記非常用電源ユニット（１）は、ウィングボックスの領域における航空機体内部に固定して一体化可能としたことを特徴とする、航空機の非常用電源ユニット。
9. 請求項１〜７に記載の航空機の非常用電源ユニットにおいて、前記非常用電源ユニット（１）は、航空機の胴体機首の領域に固定して込み込み可能としたことを特徴とする、航空機の非常用電源ユニット。

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