JP5037572B2 - 補助動力装置およびその入口ダクト - Google Patents

Description

本発明は、航空機に搭載された補助動力装置の入口ダクトに関する。

補助動力装置（ＡＰＵ）は、航空機に用いられ、航空機が飛行していないとき、またはある状況下では飛行中に動力を供給する。補助動力装置は、通常、航空機のテールコーンに配置された比較的小さいガスタービンエンジンを有する。

換気扉が開かれると、ガスタービンエンジン、特に、圧縮セクションからの高レベルの騒音が入口ダクトから発生する。これは、航空機が地上にあり、補助動力装置が作動しているときに特に問題となる。

補助動力装置の入口ダクトは、入口端部を備え、入口端部から出口端部まで延びている。ダクト内には少なくとも１つのスプリッタが配設されており、このスプリッタは、入口ダクトの内部を複数の流路に分割するように、入口端部と出口端部との間に延びている。

本発明の上記特徴および他の特徴は、以下の発明を実施するための形態および添付の図面から明らかになる。図面の簡単な説明を以下に記載する。

航空機に搭載された補助動力装置の入口ダクトの位置を示す図。 補助動力装置の空気ダクトの断面図。 本発明の特徴部分を示す斜視図。 空気ダクトの断面図。 図３のアッセンブリの一部の断面図。 ハウジングに対するスプリッタの取付部分を示す断面図。 図３のアッセンブリの他の一部の断面図。 ハウジングに対する他のスプリッタの取付部分を示す断面図。

図１は、テールコーンに補助動力装置用の入口ドア２２を有する航空機２０を図示している。周知のように、補助動力装置（ＡＰＵ）は、作動時に空気を要する。他方、補助動力装置が作動していないときは、入口ドア２２は、航空機２０全体に対する抗力を最小にするために閉鎖されることが望ましい。

図２は、作動機構２４を有する入口ドア２２を示しており、このドアは、入口ダクト２６につながっている。概略的に示したように、入口ダクト２６によって、補助動力装置３２に空気が供給される。

入口ダクト２６の内側面および金属製のハウジング３０の内側にはハニカム吸音材２８が配設されている。図２を参照すると、空気流が、スプリッタ３４，４０によって、作動時の騒音を低減させるように複数の流路へと分流される（図３Ａ，３Ｂ参照）。スプリッタ３４，４０は、作動時の騒音を低減させるだけでなく、ダクトの壁部を補強し構造を強固にする。ダクト壁部は、過度の圧力に曝されるため、（以下に示すように側壁を接続する）スプリッタによって補強して圧力に抵抗する。さらに、スプリッタは、入口流を整流し、下流に位置するガスタービンエンジンの圧縮機へと続く流れのひずみを低下させる。

図３Ａに示すように、ダクト２６は、第１および第２のスプリッタ３４，４０を有し、このスプリッタ３４，４０により、空気流が独立した４つの流路へと分流される。図３Ｂから分かるように、第１のスプリッタ３４によって、空気流が流路Ａ，Ｄに分流される。
さらに、第２のスプリッタ４０によって、流路Ａは、流路Ｂ，Ｃに分割され、流路Ｄは、流路Ｅ，Ｆに分割される。流路の大きさやスプリッタ間の関係は、特定の作動騒音を減少させるように設計される。その際、特定の騒音に対処するためにスプリッタを設計する必要がある。これに応じて、当業者であれば、どのようにスプリッタを設計すればいいか理解されるであろう。

図３Ａ，３Ｂに図示されているように、第１のスプリッタ３４は、入口ダクト２６の全長に亘って延びており、他方、第２のスプリッタ４０は、第１のスプリッタよりも短い距離に亘って延びている。特に図３Ｂから分かるように、入口ダクト２６は、入口端部１００および出口端部１０２を有する本体部によって画定される。第１のスプリッタ３４は、入口端部１００から出口端部１０２まで全体的に延在してもよく、他方、第２のスプリッタ４０は、入口端部１００から出口端部１０２までの距離の一部に亘って延在してもよい。

図３Ａ，３Ｂでは、第１および第２のスプリッタ３４，４０を実質的に矩形の部材として概略的に図示している。実際には、スプリッタは、図４〜図７に示すような形状を有する。図４，５は、第１のスプリッタ３４の側部における取付部分を示しており、該側部は、図３Ｂの平面に実質的に面する側の部分である。図５は、ハニカム材２８に取付けられた第１のスプリッタ３４の両側面の一方の側を図示している。同様に、図６，７は、第２のスプリッタ４０を図示している。

図４は、中央の第１のスプリッタ３４の断面図である。金属隔壁６０は、両側にハニカム材６２を有し、外側にフェルト材６６などの外側吸音層を有している。第１のスプリッタ３４の上端部には、エンドキャップ６８が取り付けられている。

図５は、第１のスプリッタ３４が側部において、どのようにハニカム材２８に取り付けられているかを示している。図示されているように、第１のスプリッタ３４の各側部においてねじ５０が上方に延びており、ハニカム材２８のねじ穴を通ってボルト４５がねじ５０へと延びて第１のスプリッタ３４を固定している。

図６を参照すると、第２のスプリッタ４０は、隔壁４２、ハニカム材４４、フェルト材からなる外側吸音層５４およびエンドキャップ４６を備えた同様の構造を有する。

第２のスプリッタ４０は、端部においてスプリッタ４０の側におけるねじ５０へと延びるボルト４５に取り付けられている。

図３Ａ，３Ｂに図示するように、第１および第２のスプリッタは、１つの向き（方向）をなして位置しているが、スプリッタは、互いに対して他の向きをなしていてもよく、また互いに対して他の相対的な長さを有していてもよい。

本発明の実施例について説明したが、当業者であれば、本発明の範囲から逸脱することなく、種々の修正がなされることを理解されるであろう。したがって、本発明の真の範囲を決定するために、以下の特許請求の範囲を検討されたい。

２０ 航空機
２２ 補助動力装置入口ドア
２４ 作動機構
２６ 入口ダクト
２８ ハニカム吸音材
３０ ハウジング
３２ 補助動力装置
３４ 第１のスプリッタ
４０ 第２のスプリッタ
４２ 隔壁
４４ ハニカム材
４５ ボルト
４６ エンドキャップ
５０ ねじ
５４ 外側吸音層
６０ 金属隔壁
６２ ハニカム材
６６ フェルト材
６８ エンドキャップ
１００ 入口端部
１０２ 出口端部

Claims (14)

1. 補助動力装置の入口ダクトであって、
   入口ダクトの本体部の上流端に位置するとともに、開位置と閉位置との間で枢動可能な入口ドアと、
   入口ダクト本体部内に配設された複数のスプリッタと、
   を備え、
   入口ダクト本体部は、入口端部から出口端部まで延び、
   複数のスプリッタは、入口ダクト本体部の内部を複数の流路に分割するように、入口ダクト本体部内で入口端部と出口端部との間に配設され、
   複数のスプリッタは、吸音材を含むことを特徴とする補助動力装置入口ダクト。
2. 第１のスプリッタが、入口端部と出口端部との間の距離の全長に亘って延在することを特徴とする請求項１に記載の入口ダクト。
3. 前記流路をさらに分割するように、第１のスプリッタと、入口ダクトの側壁との間において、第１のスプリッタの両側に第２のスプリッタが配設されることを特徴とする請求項２に記載の入口ダクト。
4. 第１のスプリッタは、吸音材によって囲まれた金属隔壁を含むことを特徴とする請求項２に記載の入口ダクト。
5. 前記吸音材は、スプリッタのハニカム材を含むことを特徴とする請求項４に記載の入口ダクト。
6. 第１のスプリッタは、外側のフェルト材層を含むことを特徴とする請求項５に記載の入口ダクト。
7. 入口ダクト本体部は、ハニカム材を含み、スプリッタは、入口ダクト本体部の少なくとも一方の側において前記ハニカム材に固定されることを特徴とする請求項１に記載の入口ダクト。
8. ガスタービンエンジンと、
   ガスタービンエンジンに空気を供給する空気ダクトと、
   を備え、
   空気ダクトは、
   入口端部から出口端部へと延びる本体部と、
   本体部の内部を複数の流路に分割するように、本体部内で入口端部と出口端部との間に配設される複数のスプリッタと、
   開位置と閉位置との間で枢動可能であり、空気ダクトへの空気流を制御する入口ドアと、
   を備え、
   複数のスプリッタは、吸音材を含むことを特徴とする補助動力装置。
9. 第１のスプリッタが、入口端部と出口端部との間の距離の全長に亘って延在することを特徴とする請求項８に記載の補助動力装置。
10. 前記流路をさらに分割するように、第１のスプリッタと、空気ダクト本体部の側壁との間において、第１のスプリッタの両側に第２のスプリッタが配設されることを特徴とする請求項９に記載の補助動力装置。
11. 第１のスプリッタは、吸音材によって囲まれた金属隔壁を含むことを特徴とする請求項９に記載の補助動力装置。
12. 前記吸音材は、スプリッタのハニカム材を含むことを特徴とする請求項１１に記載の補助動力装置。
13. 第１のスプリッタは、外側のフェルト材層を含むことを特徴とする請求項１２に記載の補助動力装置。
14. 空気ダクト本体部は、ハニカム材を含み、スプリッタは、本体部の少なくとも一方の側において前記ハニカム材に固定されることを特徴とする請求項８に記載の補助動力装置。

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