JP6188836B2 - 少なくとも内部領域と駆動系統収容領域とを規定する胴体を備えた航空機 - Google Patents

Description

本発明は、少なくとも内部領域（ｉｎｔｅｒｉｏｒ ｒｅｇｉｏｎ）及び駆動系統収容領域（ｄｒｉｖｅ ｓｙｓｔｅｍ ａｃｃｏｍｍｏｄａｔｉｎｇ ｒｅｇｉｏｎ）を規定する胴体を備えた航空機に関し、この航空機は請求項１の特徴を含む。

航空機、特に回転翼航空機の胴体は、一般に、内部領域と、胴体の内部に配置された駆動系統収容領域と、を規定する。内部領域は通常、少なくとも操縦席を含み、乗客及び／又は貨物用のキャビンを更に含むことができる。駆動系統収容領域は通常、例えば、プロペラ、回転翼その他などの適切な推進ユニットに電力を提供するギアボックスなどの関連の電力配分装置に電力を提供することにより、航空機を駆動するために適合された１つ以上のエンジンを収容する。

典型的に、１つ以上のエンジンは、発電のために混合気を燃焼する、ディーゼルエンジン、ガスエンジン、ガスタービンなどの空気吸入推進エンジンとして実施される。運転時に、このような空気吸入推進エンジンはいずれも、これらのエンジンが十分かつ満足のいくように機能するように、燃料と混合された新鮮な空気、理想的には冷気を必要とする。

しかし、このような空気吸入推進エンジンはいずれも運転時に電力だけでなく熱も発生するが、この熱はそのオーバヒートを防止するためにエンジンから放散させなければならず、これは航空機全体の性能、安全性、及び信頼性のために非常に重要なものである。通常、このような放散は、関連のエンジンを冷却するオイルを冷却する空気を使用して実行される。これに対応するオイルから空気への熱伝達は、しばしば、関連のエンジンによって機械的に推進される１つ以上のオイルクーラ、十分な冷却能を備えたギアボックス又は電気エンジンにより実行される。

後者の場合には、ギアボックス及び／又は電気エンジンも、通常、同様にオイルに伝達される熱を発生し、そのオイルは１つ以上の適切なオイルクーラを通る空気流によって伝達された熱を放散する。しかし、航空機内では一般にスペース及び容積が限られているので、エンジン及びオイルクーラ並びにその他の冷却装置、空気取入口、及び／又は加熱或いは放熱表面は、一般に、比較的互いに接近して位置決めされ、その結果、それにもかかわらず、互いに熱的に影響を及ぼす可能性がある。

より具体的には、すべての航空機は、現在、オイルクーラ及び／又はその他の冷却装置を使用しており、その結果、これらのオイルクーラ及び／又は冷却装置のために妥当な作業環境を提供しなければならず、そこで代表的に発生された熱から得られる熱気が周囲の環境空気に理想的に伝達される。オイルクーラ及び／又は冷却装置から来るこのような熱気は、それぞれの航空機上で必ず実現又は提供されるわけではない以下の発生源の１つを有する可能性がある。
・エンジンオイルの冷却
・メインギアボックスの表面
・メインギアボックスオイルの冷却
・エンジンの始動機／発電機
・その他の電気エンジン
・エンジン又はメインギアボックス上に装着された補助ギアボックス
・基礎となる動的システム（例えば、回転斜板）を作動させるための油圧ポンプ、及び／又は
・空調システムの熱交換器

オイルクーラ及び／又は冷却装置から来る熱気が、上述の空気吸入推進エンジン内での燃焼のために燃料と混合される新鮮な空気を温める場合、その結果得られる空気温度は新鮮な空気の元の空気温度より高くなり、それにより、一般にエンジン性能が低減されることになる。これは主に、空気吸入推進エンジンの対応する新鮮空気取入口の上流に位置する航空機の一領域内で排出される。

従って、このような混合を回避するために、エンジン動作又はオイル冷却及び／又は空調目的のために使用される航空機の新鮮空気取入口は航空機の前面に理想的に位置し、これに対応するオイルクーラ、エンジン、及びその他の補助装置から放出された熱気は航空機の後部で理想的に排出される。従って、再注入は回避することができ、増幅のための圧力下での使用を可能にすることができる。しかし、これは、一般に航空機の限られたスペース、重量、アーキテクチャなどのために、単純に遂行できる作業ではない。

米国特許出願第２００９／０１３４２７６号という文献には、内部エアダクトチャネル（ｉｎｔｅｒｉｏｒ ａｉｒ ｄｕｃｔ ｃｈａｎｎｅｌ）を形成するために互いに間隔を開けて配置された関連の防火壁装置（ｆｉｒｅｗａｌｌ ａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ）の２つの別個の壁面によって分離された２つの区画を備えた航空機が記載されている。これらの２つの壁面間では、例えば、ギアボックスを収容する第１の区画を密閉する２つの壁面のうちの少なくとも第１の壁面を冷却するための新鮮空気流がダクトで送られる。その結果として、第１の区画も冷却される。更に、この新鮮空気流は、どちらも第２の区画内に配置されているターボシャフトエンジン（ｔｕｒｂｏｓｈａｆｔ ｅｎｇｉｎｅ）のガスタービン排気管（ｇａｓ ｔｕｒｂｉｎｅ ｅｘｈａｕｓｔ）内のそれぞれのガスタービン排気管温度を低減するために、２つの壁面のうちの第２の壁面を通過する関連のエアダクトを介してガスタービン排気管内にダクトで送られる。しかし、この防火壁装置は、上記のように使用可能なスペースがすでに限られている航空機の１つのエリア内に設置するために比較的大きいスペースを必要とする。

米国特許第４２１６９２４号という文献には、ヘリコプタの境界層のそれぞれのエネルギを増加することにより運転時に発生する抵抗を低減するために排気ノズル及び排気口を含む低抵抗・キャノピが設けられたヘリコプタの形の航空機が記載されている。このヘリコプタには、ヘリコプタのエンジン及びその潤滑油を冷却するために適合された冷却構造物が設けられている。しかし、このヘリコプタの運転時にエンジン及び／又は潤滑油、代表的に対応するオイルクーラによって発生されたもの以外の熱空気流、例えば、ヘリコプタのメインギアボックス領域などの不都合な温かい前面位置決め領域（ｕｐｆｒｏｎｔ ｐｏｓｉｔｉｏｎｅｄ ｒｅｇｉｏｎ）内で発生された熱空気流の管理については記載されていない。換言すれば、このような熱空気流を不都合な前面位置決め領域からヘリコプタの好都合な機尾領域（ａｆｔ ｒｅｇｉｏｎ）にダクトで送る方法については記載されていない。

その他の従来技術の文献について考慮した。欧州特許出願第２５３５２７４号という文献には、１対の補助動力推力ユニット（ＡＰＴＵ）を収納するテールコーンを備えた定期旅客機が記載されている。このＡＰＴＵは、テールコーン・セクション内に互いに対して平行に隣接して装着される。図３の実施形態には、下方に方向付けされた側方エッジ領域を有する概ねＵ字形のプレート構造物の形で、ＡＰＴＵ間に位置決めされた防火壁プレートが設けられている。上部フレーム部材は、概ね防火壁プレートの中心に取り付けることができる。

国際特許出願第９３１６２８０号という文献には、定期旅客機の補助動力ユニットが記載されている。エダクタは、高速度ガスの流れを受け入れる環状ミキサ・ノズルを含む。ハウジングは、第１の環状プレナムと、このプレナムから排出空気を受け入れる第２のノズルと、を規定する。

国際特許出願第０３０３７７１５号という文献には、定期旅客機上の補助動力ユニット設置のための受動的冷却システムが記載されている。このシステムはナセル内に収納された補助動力ユニットを含む。オイルクーラは、ナセル内に別々に収容される。

更に、上記の航空機では、すべての対応する機尾領域には通常、熱空気流から機尾領域を保護するために一般に航空機上で使用される比較的重い熱保護層が設けられる。その上、このような航空機は、しばしば、主エンジン排気管及び／又は補助装置によって生成される二次的な高温排気ガスによる高温ガス再注入を被りやすい。

従って、本発明の一目的は、改良された熱気管理及び放散システムを備えた新しい航空機を提供することである。

この目的は、少なくとも内部領域と駆動系統収容領域とを規定する胴体を備えた航空機によって解決され、この航空機は請求項１の特徴を含む。

より具体的には、本発明により、少なくとも内部領域と駆動系統収容領域とを規定する胴体を備えた航空機が提供される。駆動系統収容領域は、胴体の内部に配置され、少なくとも１つの関連の防火壁装置によって規定された少なくとも１つの防火ゾーン（ｆｉｒｅ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｚｏｎｅ）を含む。少なくとも１つの防火ゾーンは、少なくとも１つの関連の防火壁装置が少なくとも１つのエンジンと胴体の内部領域との間の耐火分離部（ｆｉｒｅ−ｒｅｓｉｓｔａｎｔ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ）を規定するように、少なくとも１つの関連の防火壁装置内に少なくとも１つのエンジンを収容する。少なくとも１つの関連の防火壁装置は、少なくとも１つのエンジンの発熱とは無関係に航空機の運転時に発生された熱空気流をダクトで送るための少なくとも１つのエアダクトを含む。

本発明の一態様により、少なくとも１つのエンジンは空気吸入推進エンジンであり、航空機には、エンジンを航空機の残部から分離し、空気吸入推進エンジンの火災の場合に胴体の少なくとも１つの内部領域を保護するために、少なくとも１つの関連の防火壁装置が設けられる。空気吸入推進エンジンを備えたすべての航空機は、一般に、安全規制により、航空機に一体化された適切な防火壁装置を含むことに留意されたい。

好ましくは、少なくとも１つの防火壁装置は、消火剤の必要量を可能な限り低減するために優先的に可能な限り小型かつ軽量な１つ以上の防火壁を含む。しかし、これらは、少なくとも１つのエンジン及び／又は対応するエンジン補助設備のために必要な冷却性能を提供するために好ましくは依然として十分大きいものである。

有利なことに、１つ以上の防火壁は、少なくとも１つのエンジンの周り中に位置決めされ、従って、航空機の残部を保護する。回転翼航空機の場合、少なくとも１つのエンジン、詳細には、少なくとも１つの主エンジンは、通常、回転翼航空機の前進飛行方向において回転翼航空機のそれぞれの主回転翼及びメインギアボックスの後に配置される。従って、この領域は熱気に強い衝撃を与えるために設計されているので、運転時にこの主エンジンの領域内の熱気を排出することは好都合なことである。例えば、この領域には、通常、適切な熱防護部が設けられ、主エンジンの新鮮空気取入口などから十分に間隔を開けて配置される。これとは対照的に、上述のオイルクーラ及びその他の冷却装置は、通常、少なくとも本質的に、回転翼航空機の前進飛行方向に見て少なくとも１つの主エンジンの上流に、即ち、回転翼航空機の前部領域に位置決めされる。従って、これらのオイルクーラ及びその他の冷却装置によって発生された熱気は、通常、前部領域で、即ち、主エンジンの新鮮空気取入口の上流で排出されるであろう。

しかし、すでに上記で説明したように、熱気は主エンジンに入り、その全体的な性能の低減をもたらすので、新鮮空気取入口の前面で熱気を排出することは重大な性能問題をもたらすものである。その結果として、主エンジン、より一般的に、すべての空気吸入推進エンジンは、このような熱気又はそれ自体の排出熱気及び／又はガスを再吸い込みすることについて敏感であるので、本発明の基本原理は、新鮮な冷気用の吸気領域を熱気用の排気領域から分割するために構成された構造物を提供することにあり、吸気領域は好ましくは航空機の前部部分に配置され、排気領域は好ましくは航空機の機尾領域に配置される。従って、空気吸入推進エンジン、ブロア、ファンなどの新鮮な冷気を必要とするすべての部分は空気吸入推進エンジンの前面でこの新鮮な冷気を受け入れ、生成されたすべての熱気はエンジンの後の好ましくは最も遠い機尾領域で排出されることになる。

本発明により、防火壁の少なくとも１つには１つ以上のエアダクトが設けられ、これらのエアダクトは、好ましくは防火壁の少なくとも１つに一体化され、好ましくは航空機の関連のカウリングの下に収集された熱気を航空機の機尾に、主エンジン自体によって発生された熱気が排出される領域に誘導するために、駆動系統収容領域内に位置するオイルクーラ及びその他の冷却装置などの補助装置によって生成されたすべての熱気を優先的に収集するために適合される。１つ以上のエアダクトは、完全に一体化されたダクト、即ち、例えば、質量流量、耐熱性などに関して、それぞれの発熱装置の需要に合わせて優先的に適合された形状及び断面を備えた、防火壁のうちの１つ以上の一体部分にすることができるか、或いは、１つ以上の別々のホース及び／又はダクトを収容するために適合された１つ以上の防火壁内の構造設備にすることもできる。

本発明の一態様により、多数の発熱装置から発生された熱気が収集される。この収集された熱気は熱気の質量流を増大し、これは数キログラム／秒というかなり大きい質量流になる可能性があり、例えば、所与の主エンジン排気管の近くに位置する航空機の各部分を保護するために有利に使用することができる。好ましくは、この熱気の質量流は、主エンジン排気管から来る主エンジン排気ガスを保護すべき各部分に近づけないように、このような部分の付近で排出される。

より具体的には、熱気の保護層は、好ましくは、すべてのエンジン近接ゾーンが保護されるように、保護すべき各部分上で発生される。使用される主エンジン（複数も可）次第で、主エンジン排気ガスは５００〜７００℃の温度に達する可能性があり、これは、一般に航空機の各部分にぶつかる場合及び特に保護すべき各部分にぶつかる場合のいずれでも不都合であることに留意されたい。対照的に、熱気の質量流、従って、本発明の熱気の保護層は、任意の構造物／カウリング及び／又は金属又はファイバのウェザリングが耐えられる温度を有することになる。

有利なことに、この熱気の質量流の排出により、具体的には境界層において、航空機に沿った表面近接空気流のプラスの影響を達成することができる。より具体的には、回転翼航空機では、対応するカウリング及び尾部支材領域内の境界層は一般に低エネルギを有し、これは、表面形状及び飛行条件次第で、境界層はがれに至る可能性がある。このはがれは次に「尾部振動（ｔａｉｌ−ｓｈａｋｅ）」と呼ばれる現象に至り、非常に不都合なものである。この熱気の質量流により、この境界層は、尾部振動リスクの低減に至る追加のエネルギによって発火させられる。更に、航空機の抵抗はそれによって低減される。更に、熱気の質量流を排出するために対応する２次排気ノズルについて選択された形状次第で、この熱気の質量流は特定の量の推力をもたらすことにもなり、これは効率的な前進飛行に有用である可能性がある。

好ましい一実施形態により、少なくとも１つのエアダクトは少なくとも１つの関連の防火壁装置に一体化される。

従って、任意の発熱装置によって生成された熱気は、航空機の好都合な領域に容易に方向付けることができる。有利なことに、一体化されたエアダクトは少なくとも本質的に重量中立（ｗｅｉｇｈｔ ｎｅｕｔｒａｌ）であり、少なくとも１つの関連の防火壁装置の一体部分であるので、いかなる追加の重量も持ち込まれず必要とされないことを意味する。更に、少なくとも１つのエアダクトを少なくとも１つの関連の防火壁装置に一体化することにより、より小さい容積の発火危険区域を設けることができ、従って、火災を消すために必要な消火剤の必要量が低減される。

本発明の一態様により、一体化されたエアダクトは、例えば、回転翼航空機内の駆動系統収容領域のメインギアボックス・ゾーンなど、専用の冷却装置を持たず、一体化されたエアダクトを取り囲む高温領域に関する吸引力を起こす、いわゆるヴェンチュリ効果を有利に使用する。それにより、強制対流によりホバリング条件中に回転翼航空機内の駆動系統収容領域の改良された冷却性能を達成することができる。

更に好ましい一実施形態により、運転時に熱空気流を発生する少なくとも１つのギアボックス及び／又は少なくとも１つの補助装置が提供される。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つのエンジンは、運転時に１次熱空気流（ｐｒｉｍａｒｙ ｈｏｔ ａｉｒ ｆｌｏｗ）を発生する空気吸入推進エンジンである。この１次熱空気流は熱空気流とは無関係にダクトで送られる。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つの関連の防火壁装置は、第１のエンジンを収容する第１の防火ゾーンと、第２のエンジンを収容する第２の防火ゾーンと、を規定する。少なくとも１つのエアダクトは第１及び第２の防火ゾーンの間に配置される。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つの関連の防火壁装置は、第１及び第２の防火ゾーンの間のコンポーネント受け入れ区画（ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ ｒｅｃｅｉｖｉｎｇ ｃｏｍｐａｒｔｍｅｎｔ）を規定する。

更に好ましい一実施形態により、駆動系統収容領域は胴体の上部デッキ領域（ｕｐｐｅｒ ｄｅｃｋ ｒｅｇｉｏｎ）を規定する。上部デッキ領域は、上部胴体側面に隣接して胴体の内部に配置される。

更に好ましい一実施形態により、航空機は、少なくとも１つのエンジンに駆動式に結合された少なくとも１つの主回転翼を備えた回転翼航空機として実現される。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つの逆トルク装置が提供される。逆トルク装置は関連のドライブシャフトに駆動式に結合される。関連のドライブシャフトは少なくとも部分的にコンポーネント受け入れ区画に受け入れられる。

更に好ましい一実施形態により、胴体は尾部支材を規定し、運転時に少なくとも１つのエンジンによって発生された１次熱空気流を排出するために少なくとも１つの１次排気ノズル（ｐｒｉｍａｒｙ ｅｘｈａｕｓｔ ｎｏｚｚｌｅ）が設けられる。少なくとも１つのエアダクトには、運転時に熱空気流を排出するために少なくとも１つの補助排気ノズル（ａｕｘｉｌｉａｒｙ ｅｘｈａｕｓｔ ｎｏｚｚｌｅ）が設けられる。少なくとも１つの補助排気ノズルは、少なくとも部分的に少なくとも１つの１次排気ノズルと尾部支材との間に配置される。

有利なことに、少なくとも１つのエアダクトはいくつかの発熱装置から熱気を収集し、それを航空機の特定の好都合な機尾領域で排出する。異なる発熱装置が異なる温度の熱気を発生するので、収集された熱気の全体的な温度はおおよそ１２０℃未満になり、従って、最高温の個別熱空気流の最高温度より低くなる。更に、収集された熱気は航空機の機尾配置領域で排出されるので、比較的かなり上流に有利に位置決めされた少なくとも１つのエンジンの新鮮空気取入口は排出された熱気を再吸い込みせず、その結果、電力損失を有利に防止することができる。また、この新鮮空気取入口の位置決めは、有利なことに、例えば、ギアボックス・オイルクーラ、エンジン・オイルクーラなどの任意の補助装置によって排出される高温ガスを再吸い込みするリスクを少なくとも低減することになる。

更に好ましい一実施形態により、胴体は尾部支材を規定し、熱空気流は運転時に尾部支材を通って排出される。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つのエアダクトには、運転時にそれを通って熱空気流が排出される少なくとも１つの排気ノズルが設けられる。少なくとも１つの排気ノズルは、排出された熱空気流を少なくとも部分的に胴体に沿って方向付けるために適合される。

従って、航空機の機尾領域は、より高温の主排気ガスが機尾領域において胴体にぶつかるのを有利に回避する、排出された熱空気流によって保護される。更に、機尾領域を保護する排出された熱空気流により、１次排気空気流（ｐｒｉｍａｒｙ ｅｘｈａｕｓｔ ａｉｒ ｆｌｏｗ）、代表的に運転時に少なくとも１つのエンジンによって発生された１次熱空気流を排出するために設けられた少なくとも１つの１次排気ノズルはあまり上反りにならない可能性があり、従来の航空機と比較して航空機の縦軸に平行により多くの１次熱空気流を方向付けることができ、従って、エンジン性能損失の低減並びに高温ガス再注入のリスクの更なる低減をもたらすことを意味する。

更に好ましい一実施形態により、１次排気空気流、代表的に運転時に少なくとも１つのエンジンによって発生される１次熱空気流を排出するために少なくとも１つの１次排気ノズルが設けられる。少なくとも１つのエアダクトには、運転時に熱空気流を排出するための少なくとも１つの補助排気ノズルが設けられる。少なくとも１つの補助排気ノズルは少なくとも部分的に少なくとも１つの１次排気ノズルに一体化される。

従って、熱空気流は運転時に１次排気空気流の方向を有利に変更することができ、その結果、飛行中に再吸い込みのリスクが低減される。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つのエアダクトは、熱空気流をダクトで送るための少なくとも１つの熱気ホースを収容する。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つのエアダクトは熱的に絶縁された材料を含む。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つの関連の防火壁装置は、第１のエンジンを収容する第１の防火ゾーンと、第２のエンジンを収容する第２の防火ゾーンと、を規定する。少なくとも１つのエアダクトは、第１の防火ゾーン内に配置された第１のエアダクトと、第２の防火ゾーン内に配置された第２のエアダクトと、を含む。

更に好ましい一実施形態により、少なくとも１つのエアダクトは、運転時に熱空気流を少なくとも１つの防火ゾーンから分離する関連のエアダクト壁面によって規定される。

更に好ましい一実施形態により、関連のエアダクト壁面は、運転時に熱空気流を胴体から分離する少なくとも１つのエアダクト壁面を含む。

一例として、添付図面に関連して、本発明の好ましい諸実施形態について以下の説明で概説する。これらの添付図面では、同一の又は同一機能のコンポーネント及び要素は、同一の参照番号及び文字によって示されており、その結果として、以下の説明では一回だけ説明する。

本発明により少なくとも内部領域と防火壁装置を備えた駆動系統収容領域とを規定する胴体を備えた航空機の概略側面図を示している。 図１の防火壁装置を備えた駆動系統収容領域の概略上面図を示している。 図２の防火壁装置を備えた駆動系統収容領域の概略背面斜視図を示している。 図２及び図３の防火壁装置を備えた駆動系統収容領域の概略図を示している。 図１の防火壁装置の斜視図を示している。 第１の実施形態による図５の装置の断面図を示している。 第２の実施形態による図５の装置の断面図を示している。 第３の実施形態による図５の装置の断面図を示している。 第４の実施形態による図５の装置の断面図を示している。 第５の実施形態による図５の装置の断面図を示している。 第６の実施形態による図５の装置の断面図を示している。 第７の実施形態による図５の装置の斜視図を示している。 第８の実施形態による図５の装置の斜視図を示している。 第９の実施形態による図５の装置の斜視図を示している。 代替の一実施形態による図２の装置の概略上面図を示している。 図１５の装置の概略背面斜視図を示している。 変形例による図２及び図１５の装置の概略図を示している。 本発明の一実施形態による一体化された１次及び２次排気ノズルの概略図を示している。

図１は、本発明の一態様により少なくとも内部領域２ａと駆動系統収容領域１ｆとを規定する胴体２を含む航空機１を示している。航空機１は、回転翼航空機として、特に、ヘリコプタとして模範的に実施される。従って、航空機１は、単純かつ明瞭にするために、以下「ヘリコプタ１」ともいう。しかし、本発明はヘリコプタに限定されず、本発明により少なくとも内部領域と駆動系統収容領域とを規定する胴体を有するその他の航空機にも同様に適用できることに留意されたい。

例示的に、胴体２は航空機１の外面１ｇと少なくとも１つの尾部支材２ｂとを更に規定するが、その上、操縦席並びに客室及び／又は貨物室を規定することもできる。しかし、図面を単純かつ明瞭にするために、このような操縦席、客室、及び貨物室は、より詳細に示し、説明されていない。

ヘリコプタ１は、例示的に、運転中に揚力及び前進又は後退推力を提供するための少なくとも１つの主回転翼１ａを含む。少なくとも１つの主回転翼１ａは、好ましくは少なくとも１つのエンジン５に駆動式に結合され、優先的に多羽根回転翼として実施される。後者は、関連の回転翼取り付け部１ｄで回転翼シャフト１ｅに装着された複数の回転翼羽根１ｂ、１ｃを模範的に含み、この回転翼シャフトはヘリコプタ１の運転時に関連のロータ軸を回って回転する。好ましくは、回転翼シャフト１ｅはヘリコプタ１のメインギアボックス４に駆動式に接続され、このメインギアボックスも好ましくは少なくとも１つのエンジン５に駆動式に接続され、どちらも優先的に駆動系統収容領域１ｆ内に配置される。

本発明の一態様により、少なくとも１つのエンジン５はヘリコプタ１の主エンジンを実現し、従って、単純かつ明瞭にするために、以下「主エンジン５」ともいう。好ましくは、この主エンジン５は、例えば、ディーゼルエンジン、ガスエンジン、ガスタービンなどの空気吸入推進エンジンとして実施される。しかし、本発明は単に例示及び説明のために記載されているヘリコプタの主エンジンのこのような実現例に限定されず、少なくとも１つのエンジン５は、主エンジンの代わりに、例えば、補助エンジンも実現できることに留意されたい。

好ましくは、運転時に主エンジン５によって発生される１次熱気（図２の７）を排出するために少なくとも１つの１次排気ノズル６が設けられる。この少なくとも１つの１次排気ノズルは例示的に尾部支材２ａの付近に位置する。

更に、ヘリコプタ１は、運転中に逆トルクを提供するように、即ち、偏揺れに関してヘリコプタ１のバランスを取るために少なくとも１つの主回転翼１ａの回転によって引き起こされたトルクに逆らうように構成された１つ以上の逆トルク装置を含むことができる。一例として、尾部回転翼（ｔａｉｌ ｒｏｔｏｒ）３ａを備えた逆トルク装置３は尾部支材２ａで実施されたフィン２ｃの領域に設けられ、この尾部支材には、例えば、胴体２によって実施されるか又は胴体２に取り付けられた水平安定板、バンパ、及び／又は尾翼を更に設けることができる。

すでに上記で説明したように、胴体２は、好ましくは胴体２の内部に配置された駆動系統収容領域１ｆを規定する。より具体的には、駆動系統収容領域１ｆは、その上部胴体側面２ｄに隣接して胴体２の内部に配置された、胴体２の上部デッキ領域を規定する。例示的に、上部胴体側面２ｄは、複数の回転翼羽根１ｂ、１ｃに面する胴体２の側面である。従って、単純かつ明瞭にするために、駆動系統収容領域１ｆは、以下「上部デッキ領域１ｆ」ともいう。

本発明の一態様により、上部デッキ領域１ｆは、少なくとも１つの防火壁装置１０によって規定された少なくとも１つの防火ゾーン１１を含む。この少なくとも１つの防火ゾーン１１は、好ましくは、少なくとも１つの防火壁装置１０が主エンジン５と胴体２の内部領域２ａとの間の耐火分離部を規定するように、少なくとも１つの防火壁装置１０内に主エンジン５を収容する。従って、少なくとも１つの防火壁装置１０は、少なくとも１つの防火ゾーン１１の範囲を定める複数の好ましくは相互接続された防火壁１０ａ、１０ｂ、１０ｃ（及び図２の１０ｄ）を含む。一例として、ヘリコプタ１の前進飛行方向に見て、防火壁１０ａは前部防火壁を規定し、防火壁１０ｂは後部防火壁を規定し、防火壁１０ｃは下部防火壁を規定し、図２の防火壁１０ｄは中央防火壁を規定する。

図２は、上部胴体側面２ｄ上の平面図で見て、少なくとも１つの防火壁装置１０を規定する上部デッキ領域１ｆ及び尾部支材２ｂを規定する胴体２と、主エンジン５と、を有する、図１のヘリコプタ１の１つのセクションを示している。本発明により、少なくとも１つの防火壁装置１０は、主エンジン５の発熱とは無関係にヘリコプタ１の運転時に発生された補助熱気１４をダクトで送るための少なくとも１つのエアダクト１２を含む。従って、単純かつ明瞭にするために、少なくとも１つのエアダクト１２は、以下「熱気ダクト１２」ともいう。

好ましくは、熱気ダクト１２は、少なくとも１つの防火壁装置１０に一体化され、即ち、その一体部分として実現される。更に、熱気ダクト１２は優先的に熱的に絶縁された材料を含む。その上、熱気ダクト１２は、好ましくはトンネル形又は側溝形であり、上部胴体側面２ｄに隣接して配置される。

本発明の一態様により、主エンジン５は第１及び第２の主エンジン５ａ、５ｂによって実現される。後者は好ましくはどちらも、それぞれの新鮮空気流９の吸気のための関連の主エンジン空気取入口８と、１次熱気７を排出するための１次排気ノズル６と、が設けられた空気吸入推進エンジンとして実現される。より具体的には、第１の主エンジン５ａには例示的に第１の空気取入口８ａと第１の１次排気ノズル６ａとが設けられ、第２の主エンジン５ｂには第２の空気取入口８ｂと第２の１次排気ノズル６ｂとが設けられる。

第１の１次排気ノズル６ａは好ましくは尾部支材２ｂの付近の胴体２上に配置される。この第１の１次排気ノズル６ａの中央軸６ｃは、尾部支材２ｂの縦軸を表す胴体２の垂直中央平面２ｅに対する傾斜角６ｄを規定する。この傾斜角６ｄは、少なくとも従来の構成と比較して低減され、優先的に３０°より大きくはなく、例示的におおよそ１５°になる。より具体的には、傾斜角６ｄは、１次排気空気流７ａが第１の１次排気ノズル６ａを介して、同様に第２の１次排気ノズル６ｂを介して排出される方向を規定する。第２の１次排気ノズル６ｂは好ましくは同様に配置され、垂直中央平面２ｅに対して軸対称に構成される。

本発明の一態様により、第１及び第２の主エンジン５ａ、５ｂは少なくとも１つの防火壁装置１０内に収容される。より具体的には、少なくとも１つの防火壁装置１０は好ましくは、第１の主エンジン５ａが収容される第１の防火ゾーン１１ａと、第２の主エンジン５ｂが収容される第２の防火ゾーン１１ｂと、を規定する。第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂは好ましくは防火壁１０ａ、１０ｂ、１０ｃ、１０ｄによって実施され、中央防火壁１０ｄは少なくとも１つの防火壁装置１０を第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂに分割する。第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂの間には、補助熱気１４をダクトで送るための熱気ダクト１２が優先的に配置される。この補助熱気１４は好ましくは、第１及び第２の主エンジン５ａ、５ｂによって発生された１次熱気７とは無関係にダクトで送られる。

一実施形態では、補助熱気１４は少なくとも部分的にメインギアボックス４によって発生され、例示的に第１及び第２の追加熱気ダクト１２ａ、１２ｂが設けられた熱気ダクト１２を介して補助空気排気ノズル１３に向かってダクトで送られる。一例として、第１の追加熱気ダクト１２ａには補助熱空気流１４ａを排出するための第１の補助空気排気ノズル１３ａが設けられ、第２の追加熱気ダクト１２ｂには補助熱空気流１４ａを排出するための第２の補助空気排気ノズル１３ｂが設けられる。補助空気排気ノズル１３は好ましくは、圧力損失を最小限にするために対応する排出速度に合わせて適合された断面を備えた任意の形状を含む。

本発明の一態様により、補助空気排気ノズル１３ａ、１３ｂのうちの少なくとも１つは少なくとも部分的に１次排気ノズル６ａ、６ｂのうちの関連するノズルと尾部支材２ｂとの間に配置される。好ましくは、補助空気排気ノズル１３ａ、１３ｂは、吸引効果を引き起こすために低空力圧力の領域内に位置し、このため、ヘリコプタ１の前進飛行条件中に冷却性能を改善する。

例示的に、補助空気排気ノズル１３ａは１次排気ノズル６ａと尾部支材２ｂとの間に配置され、補助空気排気ノズル１３ｂは１次排気ノズル６ｂと尾部支材２ｂとの間に配置される。好ましくは、運転時にそれを通って補助熱空気流１４ａが排出される、補助空気排気ノズル１３ａ、１３ｂのうちの少なくとも１つは、尾部支材保護空気流１４ｂを引き起こすために、少なくとも部分的に胴体２に沿って、特に尾部支材２ｂに沿って、排出された補助熱空気流１４ａを方向付けるために適合される。

航空機１の運転時には、後者が例えば矢印１５で示されている横向き飛行方向に飛行している場合、周囲の空気流１６が発生し、その空気流は矢印７ｂで示されているように尾部支材２ｂとは反対の方向に第１の１次排気ノズル６ａを介して排出される１次排気空気流７ａの方向を変更し、第２の１次排気ノズル６ｂを介して排出される１次排気空気流７ａは矢印７ｃで示されているように尾部支材２ｂに向かって方向を変更される。簡潔かつ単純にするために、矢印７ｂ、７ｃは、以下「偏向１次熱空気流」７ｂ、７ｃという。

偏向１次熱空気流７ｂはヘリコプタ１から流れ去り、従って、後者の基礎構造物に影響を及ぼさない。これとは対照的に、偏向１次熱空気流７ｃは尾部支材２ｂに向かって流れ、通常、ゾーン１７内の尾部支材２ｂを加熱することになり、偏向１次熱空気流７ｃの比較的高い温度により少なくとも潜在的に尾部支材２ｂの基礎構造物に影響を及ぼす可能性がある。しかし、尾部支材保護空気流１４ｂは、後者に押し付けられ、それと混合されることにより、偏向１次熱空気流７ｃを打ち消し、その結果、偏向１次熱空気流７ｃの温度より低いおおよそ１２０℃の温度で、混合された空気流のみがゾーン１７内の尾部支材２ｂにぶつかる。

尾部支材２ｂは一般に偶発事象の場合にその機能が故障してはならない構造物を規定するので、尾部支材２ｂがゾーン１７内に繊維強化プラスチックを含む場合、尾部支材保護空気流１４ｂの発生は特に有利であることに留意されたい。更に、尾部支材保護空気流１４ｂは空力境界層のエネルギを増加するので、補助空気排気ノズル１３ａ、１３ｂの設計次第で、尾部支材保護空気流１４ｂもゾーン１７内の抵抗の低減並びにヘリコプタ１の全体的な抵抗の低減をもたらすことに留意されたい。これは一般に「アクティブ境界層処理（ａｃｔｉｖｅ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ ｔｒｅａｔｍｅｎｔ）」として知られている。これにより、基礎となる尾部振動リスクを低減することができる。

図３は、胴体２の内部の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂを規定する少なくとも１つの防火壁装置１０を更に示し、１次排気空気流７ａに関する補助熱空気流１４ａの独立ダクト系統を更に示すために、図２に関連して上記で説明した構成による図１のヘリコプタ１の上部デッキ領域１ｆを示している。その上、第１及び第２の１次排気ノズル６ａ、６ｂ及び補助空気排気ノズル１３ａ、１３ｂ並びに互いに間隔を開けて配置された胴体２の異なる領域にある主エンジン空気取入口８ａ、８ｂの模範的な配置が示されている。最後に、運転時に１次排気空気流７ａだけでなく補助熱空気流１４ａも偏向する、模範的な主回転翼吹き下ろしも矢印１８で示されている。

図４は、本発明の好ましい一実施形態により、本発明の上部デッキ領域１ｆ内に設けられた可能で好ましい発熱補助装置を概略的に示すために、図２及び図３に関連して上記で説明した構成による図１のヘリコプタ１の上部デッキ領域１ｆを示している。上記のように、上部デッキ領域１ｆは好ましくは、熱気ダクト１２と、第１及び第２の主エンジン５ａ、５ｂが配置されている第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂと、を規定する、少なくとも１つの防火壁装置１０を含む。

本発明の一態様により、第１及び第２の主エンジン５ａ、５ｂのそれぞれは、好ましくは一体化された始動機／発電機ユニット２１ａ、２１ｂを有し、そのユニットは運転時にその一体化された電気エンジンを冷却するために新鮮な空気を必要とする。従って、それぞれのこのような始動機／発電機ユニット２１ａ、２１ｂは運転時に熱空気流２３ｃを発生することになり、この熱空気流は放散させなければならず、従って、熱気ダクト１２に移送される。これは好ましくは、図面を単純かつ明瞭にするために示されていない関連のエアダクトを介して達成される。更に、第１及び第２の主エンジン５ａ、５ｂのそれぞれの関連のエンジンオイルは、対応するエンジン５ａ、５ｂの運転時に加熱され、エンジン装着ブロワ１９ａ、１９ｂを使用して関連のエンジンオイルを冷却する関連の熱交換器２０ａ、２０ｂにより冷却される。好ましくは、エンジン装着ブロワ１９ａ、１９ｂは適切なダクト２０ｃ、２０ｄを介して関連の熱交換器２０ａ、２０ｂに熱気を移送し、それは次に点線矢印２３ｄで示されるように熱気ダクト１２に移送される。これも好ましくは、図面を単純かつ明瞭にするために示されていない関連のエアダクトを介して達成される。

熱気ダクト１２は、メインギアボックス４の領域から来る熱気のみならず、例えば、油圧ポンプなど、図１のヘリコプタ１の運転に必要な補助装置を推進するため並びに尾部回転翼ドライブシャフト（図５の３ｂ）を推進するために適合された補助ギアボックス４ｅから来る熱気を更に収集する。メインギアボックス４は好ましくは、金属ハウジング４ａ内に収容されているが、図面を単純かつ明瞭にするためにより詳細に示されていない内部部分を含む。メインギアボックス４の内部部分及び／又は内部オイルによって発生された熱４ｄは、金属ハウジング４ａを介して上部デッキ領域１ｆに放散される。

好ましくは、少なくともメインギアボックス４は関連のブロワ４ｂ並びに関連のメインギアボックスオイル熱交換器４ｃを含む。ブロワ４ｂは熱交換器４ｃを通る空気流を引き起こすために適合され、次にその熱交換器はブロワ４ｂと共同で熱空気流２３ｂを引き起こす。後者は好ましくは適切な熱気エゼクタ装置２４により熱気ダクト１２に移送され、ブロワ４ｂからの空気流は好ましくは例示されているように関連のダクトを介して熱交換器４ｃに移送される。

熱気エゼクタ装置２４は、運転時に発生するいわゆる「ヴェンチュリ効果」を増加するために有利に使用することができる。より具体的には、すべての機械駆動のブロワ４ｂ、１９ａ、１９ｂ、２１ａ、２１ｂなどは主エンジン５ａ、５ｂによって永続的に駆動されるので、これらは上部デッキ領域１ｆのすべての領域で強制流と周囲の環境空気に対する追加の吸引効果を引き起こすことになる。これは一般に「エゼクタ効果」又は「ヴェンチュリ効果」と呼ばれ、ヘリコプタ１が低速又は失速状態の飛行条件にある場合の利点である。従って、本発明は、専用の強制冷却なしで上部デッキ領域１ｆの領域内の空気流の改善を可能にする。

しかし、上記の発熱補助装置は模範的な発熱装置に過ぎず、その他の発熱装置も同様に上部デッキ領域１ｆ内に配置できることに留意されたい。例えば、コンデンサともいう空調冷媒熱交換器２２は、外部ラム空気２２ａを使用して所与の空調システムの冷媒を冷却し、それにより熱空気流２３ａを引き起こすために設けることができる。

図５は、図１〜図４の熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。上記のように、防火壁装置１０は、第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂを規定する、前部、後部、下部、及び中央防火壁１０ａ、１０ｂ、１０ｃ、１０ｄを含む。

本発明の一態様により、防火壁装置１０は第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂの間のコンポーネント受け入れ区画２５を規定する。このコンポーネント受け入れ区画２５は例示的に、ゲート式に防火壁装置１０を横断するように、下部防火壁１０ｃによって実施される。

好ましくは、コンポーネント受け入れ区画２５は、少なくとも部分的にドライブシャフト３ｂを受け入れるために実施される。一例として、ドライブシャフト３ｂは図１の逆トルク装置３に駆動式に結合され、即ち、それは図１のメインギアボックス４を図１の尾部回転翼３ａに駆動式に結合する。しかし、コンポーネント受け入れ区画２５は、ドライブシャフト３ｂとともに又はその代わりにその他のコンポーネントも受け入れることができる。

本発明の一態様により、コンポーネント受け入れ区画２５は熱気ダクト１２から間隔を開けて配置され、その熱気ダクトは例示的に少なくともおおよそＵ字形である。より具体的には、熱気ダクト１２は好ましくは、図１のヘリコプタ１の前進飛行方向に見て、防火壁装置１０の全長にわたって延びており、優先的に中央防火壁１０ｄによりコンポーネント受け入れ区画２５から間隔を開けて配置される。

好ましくは、熱気ダクト１２は、運転時に補助熱気１４、代表的に補助熱空気流１４ａを第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂから分離する、関連のエアダクト壁面１２ｃ、１２ｄ、１２ｅによって規定される。例示的に、壁面１２ｃは下部エアダクト壁面を規定し、壁面１２ｄは左側（ｂｏａｒｄ ｓｉｄｅ）エアダクト壁面を規定し、壁面１２ｅは右側（ｓｔａｒｂｏａｒｄ ｓｉｄｅ）エアダクト壁面を規定する。左側及び右側エアダクト壁面１２ｄ、１２ｅには好ましくは、それを通って、例えば、図４の始動機／発電機ユニット２１ａ、２１ｂからの熱空気流２３ｃ及び図４の熱交換器２０ａ、２０ｂからの熱空気流２３ｄが熱気ダクト１２に入る、適切な入口開口部１２ｆが設けられる。

熱気ダクト１２は防火壁装置１０の一体部分として示され、即ち、完全に防火壁装置１０に一体化されることに留意されたい。従って、熱気ダクト１２を実現するために追加のスペースは全く不要である。

図６は、図１〜図４のヘリコプタ１の外面１ｇの下で図１〜図４の胴体２の内部に示されている、図５の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。防火壁装置１０は、図４の熱交換器２０ａ、２０ｂ及び始動機／発電機ユニット２１ａ、２１ｂを含む主エンジン５ａ、５ｂとともに示されており、これらは、補助熱気１４、代表的に熱気ダクト１２内の補助熱空気流１４ａを第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂから本発明により分離することを更に示すために概略的に表されている。また、図６は、少なくとも部分的に図５のドライブシャフト３ｂを収容し、中央防火壁１０ｄにより熱気ダクト１２から間隔を開けて配置されるコンポーネント受け入れ区画２５を更に示している。

図７は、図６の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。しかし、本発明の一態様により、熱気ダクト１２はここでは、熱気ダクト１２を個別チャネルに分割する内壁１２ｇを更に含む。一例として、内壁１２ｇはＸ字形構成で示され、それにより熱気ダクト１２を４つの個別チャネルに分割する。しかし、内壁１２ｇのその他の配置及び構成も可能である。

図８は、図６の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。しかし、本発明の一態様により、熱気ダクト１２はここでは、下に、即ち、コンポーネント受け入れ区画２５の下に位置し、熱気ダクト１２をコンポーネント受け入れ区画２５から分離する上部エアダクト壁面１２ｈが設けられる。この構成では、上部エアダクト壁面１２ｈは、例示的にコンポーネント受け入れ区画２５内に配置される図５のドライブシャフト３ｂを不要な熱負荷から保護するために必要である。

図９は、図６の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。しかし、本発明の一態様により、熱気ダクト１２はここでは、少なくともおおよそＴ字形であり、その左側及び右側エアダクト壁面１２ｄ、１２ｅのそれぞれは中央防火壁１０ｄによりコンポーネント受け入れ区画２５に向かって延びており、その結果、その中央防火壁は二重になっている。従って、下部エアダクト壁面１２ｃはここでは熱気ダクト１２をコンポーネント受け入れ区画２５から分離する。この構成では、下部エアダクト壁面１２ｃは、例示的にコンポーネント受け入れ区画２５内に配置される図５のドライブシャフト３ｂを不要な熱負荷から保護する。

図１０は、図６の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。しかし、本発明の一態様により、熱気ダクト１２にはここでは、図５により熱気ダクト１２に入る図４の始動機／発電機ユニット２１ａ、２１ｂからの熱空気流２３ｃ及び図４の熱交換器２０ａ、２０ｂからの熱空気流２３ｄが図１〜図４のヘリコプタ１の外面１ｇから分離されるように、図８の上部エアダクト壁面１２ｈが設けられる。

図１１は、図６の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。しかし、本発明の一態様により、熱気ダクト１２はここでは、第１の防火ゾーン１１ａ内に配置された第１のエアダクト１２及び第２の防火ゾーン１１ｂ内に配置された第２のエアダクト１２として実現される。一例としてのみ、第１及び第２のエアダクト１２は、コンポーネント受け入れ区画２５の横にそれぞれ１つずつ、下部防火壁１０ｃ上に配置される。

図１２は、図５の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。しかし、本発明の一態様により、熱気ダクト１２はここでは、補助熱空気流１４ａを排気のための所定の位置に移送できるように、熱気ダクト１２を延長するように適合されたエアダクト延長部（ａｉｒ ｄｕｃｔ ｅｘｔｅｎｓｉｏｎ）２６を装備している。エアダクト延長部２６は、例えば、少なくとも部分的に図２及び図３の第１及び第２の追加熱気ダクト１２ａ、１２ｂを実現するために使用することができる。

図１３は、図５の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。しかし、本発明の一態様により、熱気ダクト１２はここでは、シェルの形で実施され、図５に関連して上記で説明したように防火壁装置１０の全長にわたって延びていない。従って、熱気ダクト１２は、一例として入口開口部１２ｆが実施される模範的な前部エアダクト壁面１２ｉによってその縦伸びの範囲が定められる。

図１４は、図５の第１及び第２の防火ゾーン１１ａ、１１ｂ並びに熱気ダクト１２を備えた防火壁装置１０を示している。しかし、本発明の一態様により、熱気ダクト１２はここでは、熱気１４、代表的に熱空気流１４ａをダクトで送るために、少なくとも１つ、例示的に６つの熱気ホース２７ａ、２７ｂ、２７ｃを収容する。一例として、熱気ホース２７ｂは熱気ダクト１２内で図４の始動機／発電機ユニット２１ａ、２１ｂからの熱空気流２３ｃをダクトで送るために設けられ、熱気ホース２７ｃは熱気ダクト１２内で図４の熱交換器２０ａ、２０ｂからの熱空気流２３ｄをダクトで送るために設けられる。

図１５は、関連の第１及び第２の１次排気ノズル６ａ、６ｂを備えた第１及び第２の主エンジン５ａ、５ｂを有し、上部胴体側面２ｄ上の平面図で見て、即ち、尾部支材２ｂの上側２ｆ上で、少なくとも１つの防火壁装置１０を規定する上部デッキ領域１ｆと尾部支材２ｂとを規定する胴体２を有する、図１のヘリコプタ１の１つのセクションを備えた図２の構成を示している。しかし、図２の構成とは対照的に、防火壁装置１０にはここでは、図１２のエアダクト延長部２６を有する熱気ダクト１２が設けられ、そのエアダクト延長部には、図２の２つの補助空気排気ノズル１３ａ、１３ｂの代わりに単一の補助空気排気ノズル１３が設けられる。

好ましくは、この単一の補助空気排気ノズル１３は、少なくともおおよそヘリコプタ１の垂直中央平面２ｅ上に配置され、優先的に第１及び第２の１次排気ノズル６ａ、６ｂの間の中心に配置される。更に、この単一の補助空気排気ノズル１３は好ましくは、尾部支材２ｂの上側２ｆの方向に熱空気流１４ａを排出する。

図１６は、尾部支材２ｂの上側２ｆの方向に排出される熱空気流１４ａを更に示すために、図１５に関連して上記で説明した構成により図１のヘリコプタ１の上部デッキ領域１ｆを示している。

図１７は、胴体２及び尾部支材２ｂを備えた図１のヘリコプタ１の概略背面図を示している。後者は好ましくは、関連のドライブシャフト・フェアリング３ｃによって優先的に覆われる、図５のドライブシャフト３ｂを担持するために実施される。

本発明の一態様により、熱空気流１４ａはここでは運転時に尾部支材２ｂを通って排出される。より具体的には、熱空気流１４ａは好ましくは、ドライブシャフト・フェアリング３ｃと尾部支材２ｂとの間の領域で排出される。

図１８は、１次排気空気流７ａを排出するために設けられた、これ以前の図の１つの１次排気ノズル６ａ、６ｂを示している。本発明の一態様により、補助空気排気ノズル１３ａ、１３ｂはここでは、少なくとも部分的に対応する１次排気ノズル６ａ、６ｂに一体化される。

上記の説明は本質的に防火壁装置の種々の構成を説明しており、所与の構成は主に熱気ダクト１２の形式及び形状及び／又は排気ノズル６、１３の配置次第であることに留意されたい。しかし、種々の構成は特定用途向けに容易に組み合わせるか及び／又は変更することができることに留意されたい。従って、上記の種々の構成又はその要素のすべての組み合わせは同様に本発明の一部であることが企図されている。

Claims (18)

1. 少なくとも内部領域（２ａ）と駆動系統収容領域（１ｆ）とを規定する胴体（２）を備えた航空機（１）であって、
   前記駆動系統収容領域（１ｆ）が、前記胴体（２）の内部に配置され、少なくとも１つの関連の防火壁装置（１０）によって規定された少なくとも１つの防火ゾーン（１１）を含み、前記少なくとも１つの防火ゾーン（１１）が、前記少なくとも１つの関連の防火壁装置（１０）が少なくとも１つのエンジン（５）と前記胴体（２）の前記内部領域（２ａ）との間の耐火分離部を規定するように、前記少なくとも１つの関連の防火壁装置（１０）内に前記少なくとも１つのエンジン（５）を収容し、
   前記航空機（１）が、前記少なくとも１つのエンジン（５）とは異なり、熱空気流（１４ａ）を発生する少なくとも１つの発熱補助装置（４ｃ、２０ａ、２０ｂ、２１ａ、２１ｂ、２２）を有する回転翼航空機であり、
   前記航空機（１）が、少なくとも１つの補助排気ノズル（１３、１３ａ、１３ｂ）を有し、
   前記航空機（１）の運転時に発生された前記熱空気流（１４ａ）が前記少なくとも１つのエンジン（５）によって発生された熱とは無関係に少なくとも１つのエアダクト（１２）を通ってダクトで送られるように、少なくとも１つの関連の防火壁装置（１０）が、前記発熱補助装置（４ｃ、２０ａ、２０ｂ、２１ａ、２１ｂ、２２）と少なくとも１つの補助排気ノズル（１３、１３ａ、１３ｂ）との間に配置された少なくとも１つのエアダクト（１２）を含むことを特徴とする、航空機（１）。
2. 前記少なくとも１つのエアダクト（１２）が前記少なくとも１つの関連の防火壁装置（１０）に一体化されることを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
3. 前記発熱補助装置（４ｃ、２０ａ、２０ｂ、２１ａ、２１ｂ、２２）が、前記航空機（１）の運転中に前記熱空気流（１４ａ）を発生する少なくとも１つのギアボックス（４、４ｅ）及び／又は少なくとも１つの交換器（４ｃ、２０ａ、２０ｂ、２２）及び／又はユニット（２１ａ、２１ｂ）であることを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
4. 前記少なくとも１つのエンジン（５）が、空気吸入推進エンジン（５ａ、５ｂ）であり、前記空気吸入推進エンジン（５ａ、５ｂ）によって運転時に発生された前記熱が、１次熱空気流（７ａ）であり、前記１次熱空気流（７ａ）が、前記エアダクト（１２）を通ってダクトで送られる前記熱空気流（１４ａ）とは無関係にダクトで送られることを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
5. 前記少なくとも１つの関連の防火壁装置（１０）が、第１のエンジン（５ａ）を収容する第１の防火ゾーン（１１ａ）と、第２のエンジン（５ｂ）を収容する第２の防火ゾーン（１１ｂ）と、を規定し、前記少なくとも１つのエアダクト（１２）が、前記第１及び第２の防火ゾーン（１１ａ、１１ｂ）の間に配置されることを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
6. 前記少なくとも１つの関連の防火壁装置（１０）が、前記第１及び第２の防火ゾーン（１１ａ、１１ｂ）の間のコンポーネント受け入れ区画（２５）を規定することを特徴とする、請求項５に記載の航空機（１）。
7. 前記駆動系統収容領域（１ｆ）が、前記胴体（２）の上部デッキ領域（１ｆ）を規定し、前記上部デッキ領域（１ｆ）が、上部胴体側面（２ｄ）に隣接して前記胴体（２）の内部に配置されることを特徴とする、請求項６に記載の航空機（１）。
8. 前記航空機（１）が、少なくとも１つの逆トルク装置（３）を有し、前記逆トルク装置（３）が、少なくとも部分的に前記コンポーネント受け入れ区画（２５）内に受け入れられる関連のドライブシャフト（３ｂ）によって関連のドライブシャフト（３ｂ）に駆動式に結合されることを特徴とする、請求項６に記載の航空機（１）。
9. 前記航空機（１）が、少なくとも１つの逆トルク装置（３）を有し、前記逆トルク装置（３）が、関連のドライブシャフト（３ｂ）に駆動式に結合され、前記関連のドライブシャフト（３ｂ）が、少なくとも部分的に前記コンポーネント受け入れ区画（２５）内に受け入れられることを特徴とする、請求項８に記載の航空機（１）。
10. 前記胴体（２）が、尾部支材（２ｂ）を規定し、前記胴体（２）が、運転時に前記少なくとも１つのエンジン（５）によって発生された１次熱空気流（７ａ）を排出するために少なくとも１つの１次排気ノズル（６）も規定し、前記少なくとも１つのエアダクト（１２）には運転時に前記熱空気流（１４ａ）を排出するための少なくとも１つの補助排気ノズル（１３）が設けられ、前記少なくとも１つの補助排気ノズル（１３）が、少なくとも部分的に前記航空機（１）の縦軸に平行に前記少なくとも１つの１次排気ノズル（６）と前記尾部支材（２ｂ）との間に配置されることを特徴とする、請求項８に記載の航空機（１）。
11. 前記胴体（２）が、尾部支材（２ｂ）を規定し、前記熱空気流（１４ａ）が、運転時に前記尾部支材（２ｂ）を通って排出されることを特徴とする、請求項８に記載の航空機（１）。
12. 前記少なくとも１つのエアダクト（１２）には、運転時にそれを通って前記熱空気流（１４ａ）が排出される少なくとも１つの排気ノズル（１３）が設けられ、前記少なくとも１つの排気ノズル（１３）が、排出された熱空気流（１４ａ、１４ｂ）を少なくとも部分的に前記胴体（２）に沿って方向付けるために適合されることを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
13. 運転時に前記少なくとも１つのエンジン（５）によって発生される１次熱空気流（７ａ）を排出するために少なくとも１つの１次排気ノズル（６）が設けられ、前記少なくとも１つのエアダクト（１２）には、運転時に前記熱空気流（１４ａ）を排出するための少なくとも１つの補助排気ノズル（１３）が設けられ、前記少なくとも１つの補助排気ノズル（１３）が、少なくとも部分的に前記少なくとも１つの１次排気ノズル（６）に一体化されることを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
14. 前記少なくとも１つのエアダクト（１２）が、前記熱空気流（１４ａ）をダクトで送るための少なくとも１つの熱気ホース（２７ａ、２７ｂ、２７ｃ）を収容することを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
15. 前記少なくとも１つのエアダクト（１２）が、熱的に絶縁された材料を含むことを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
16. 前記少なくとも１つの関連の防火壁装置（１０）が、第１のエンジン（５ａ）を収容する第１の防火ゾーン（１１ａ）と、第２のエンジン（５ｂ）を収容する第２の防火ゾーン（１１ｂ）と、を規定し、前記少なくとも１つのエアダクト（１２）が、前記第１の防火ゾーン（１１ａ）内に配置された第１のエアダクト（１２）と、前記第２の防火ゾーン（１１ｂ）内に配置された第２のエアダクト（１２）と、を含むことを特徴とする、請求項１に記載の航空機（１）。
17. 前記少なくとも１つのエアダクト（１２）が、運転時に前記熱空気流（１４ａ）を前記少なくとも１つの防火ゾーン（１１）から分離する関連のエアダクト壁面（１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｈ、１２ｉ）によって規定される、請求項１に記載の航空機（１）。
18. 前記関連のエアダクト壁面（１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｈ、１２ｉ）が、運転時に前記熱空気流（１４ａ）を前記胴体（２）から分離する少なくとも１つのエアダクト壁面（１２ｈ）を含むことを特徴とする、請求項１７に記載の航空機（１）。
    

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