JP6317946B2 - 航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機のターボファンエンジンに関する。

航空機のターボファンエンジンは、エンジンが作る動力により回転されるファンを備える。ターボファンエンジンを作動させると、エンジン本体と、ナセルの内側のバイパス流路とにエアが分配される。そして、バイパス流路を通り抜けたエアと、エンジン本体のノズルから吐出されたエアとが合流し、後方へと噴出する。その噴出流の反作用として推力を得る。
ターボファンエンジンには、燃料供給を電子的に制御する燃料制御装置と、点火プラグへの給電を電子的に制御する点火制御装置とが装備される（例えば、特許文献１）。
これらの制御装置による制御の下、点火プラグにスパークを生じさせて燃料と圧縮空気との混合気に着火することによってエンジンが点火される。

点火プラブには、イグニッションコイルを含む点火制御装置により生成された高電圧がイグナイタケーブル（ハイテンションケーブル）により供給される。
点火プラグはエンジンの燃焼室に設けられており、点火制御装置は点火プラグよりも前方、例えばファンケースの外周に設けられる。
点火プラグおよび点火制御装置を結ぶイグナイタケーブルは、バイパス流路の下部領域に通される。バイパス流路の上下の領域はそれぞれ、エンジン補機類が設置される艤装スペースとして用いられる。

特開２００６−２８３６２１号公報

エンジン本体の径が大きい、あるいは地上高制限によりナセルの径を拡大できないなどの理由により、ナセルとコアカウルとの間の間隔が狭い場合がある。その場合に、バイパス流路の上下の領域の各々の周方向の寸法（幅）を抑え、必要な推力に見合う流路断面積を確保することにより、必要な推力を低燃費で確保し、逆噴射による着陸時の制動力をも十分に確保することが要請される。

しかしながら、艤装スペースの幅を狭くし過ぎると、下側の艤装スペースに、イグナイタケーブルと、他の配線、配管を通すためのスペースが不足する。
そこで、本発明は、ナセルとコアカウルとの間が狭いことに起因して、配線、配管を通すスペースが不足した場合であっても、配線、配管の取り回し経路を適所に設定して必要な推力を低燃費で得ることができ、併せて着陸時の制動力をも十分に確保することができる航空機を提供することを目的とする。

本発明は、エンジン本体およびファンを有するターボファンエンジンを備える航空機であって、ターボファンエンジンは、機体にパイロンを介して支持され、エンジンの点火プラグと、点火プラグへの給電を制御する点火制御装置との間に介在するイグナイタケーブルが、パイロンの内側に通されるとともに、点火制御装置はファンのケースの上部に設置される、ことを特徴とする。
パイロンは、機体に設けられる一次構造部材であり、典型的には箱状に構成されるパイロン本体と、パイロン本体を覆う整形覆い（フェアリング）とを有する。
ここで、パイロン本体の内部は、「パイロンの内側」に該当する。また、パイロン本体の外側であっても整形覆いの内側であれば、「パイロンの内側」に該当するものとする。

本発明の航空機は、ファンから流出するエアを熱源とし、エンジン本体に用いられるエンジンオイルを冷却する熱交換器であるエンジンオイルクーラと、ファンから流出するエアを熱源とし、エンジン本体からの抽気を冷却する熱交換器であるプリクーラと、を備え、エンジンオイルクーラおよびプリクーラが、パイロンとエンジン本体との間に配置されるように構成することもできる。

ナセルとコアカウルとの間の間隔が狭い場合であっても、艤装スペースとなるバイパス流路の上下の領域の周方向の寸法（幅）を抑えることで必要な推力を低燃費で確保し、着陸時の制動力をも十分に確保することが要請される中で、必要な配管、配線のすべてを艤装スペースおよびパイロンの内側に収めることができる。
したがって、艤装スペースの幅を必要最小限に抑えることによる低燃費化を敢行し、併せて制動力も十分に確保することができる。
また、ファンのケースの上部に点火制御装置が設置されていると、パイロンの内側に通されたイグナイタケーブルをパイロンの前端の近くで点火制御装置に接続することができるので、イグナイタケーブルの長さを抑え、航空機の重量減、燃費向上に寄与することができる。

本発明の実施形態に係る航空機のターボファンエンジン（左側エンジン）の概略の構造を示す模式図である。 ターボファンエンジンが備える一部のエンジン補機を示すブロック図である。 図１のIII−III線断面図である。 バイパス流路の上艤装スペースを示す平面模式図である。 バイパス流路の下艤装スペースを示す平面模式図である。

以下、添付図面を参照し、本発明の実施形態について説明する。
本発明の実施形態に係る航空機は、図１に示すターボファンエンジン１０を備える。
ターボファンエンジン１０は、主翼１１の下側にパイロン４０を介して支持される。

ターボファンエンジン１０は、エンジン本体１２と、ファン１３と、ターボファンエンジン１０の外殻を構成するナセル１４と、ナセル１４の内側に設けられるコアカウル１５とを備える。

エンジン本体１２は、構成要素の図示を省略するが、低圧圧縮機と、高圧圧縮機と、燃焼室と、高圧タービンと、低圧タービンとを備える。これらの構成要素は、エンジンケース１２１内に収容される。エンジン本体１２により作られるジェット流は、排気ノズル１２２から噴出する。

エンジン本体１２には、図２に一例を示すように、燃料制御装置１９、点火プラグ３１（複数個）および点火制御装置３２を含む点火装置３０、発電機２０、エンジンオイルクーラ４３、プリクーラ４４などのエンジン補機が設けられる。

燃料制御装置１９は、燃料ポンプおよび複数のバルブを有しており、エンジン本体１２に供給される燃料の流量を電子的に制御する。
点火装置３０は、燃焼室に位置する点火プラグ３１と、点火プラグ３１への給電を電子的に制御する点火制御装置３２とを有する。
点火制御装置３２は、イグニッションコイル３３およびエキサイタ３４を含む。イグニッションコイル３３により生成された高電圧は、エキサイタ３４によりさらに昇圧される。
点火制御装置３２は、図１に示すように、アースをとる目的などからファン１３のケース１３１の外周に設置されており、イグナイタケーブル３５を介して点火プラグ３１へと高電圧を印加する。冗長性確保のため、２本のイグナイタケーブル３５（１本のみを図示）が用いられる。
イグナイタケーブル３５は、周囲に配置される電線への電磁干渉を避けるために、他の電線とは所定の距離だけ離して配線される。また、イグナイタケーブル３５から発せられる熱がこもらないように、配管、配線を含む他の構造物に対して所定の距離だけ離して配線される。
燃料制御装置１９および点火制御装置３２による制御の下、点火プラグ３１にスパークを生じさせて燃料と圧縮空気との混合気に着火すると、エンジン本体１２が点火される。

また、エンジン本体１２には、エンジン補機の動作を制御することにより、安全、燃費の観点から最適な性能が得られるようにエンジン本体１２を制御するＦＡＤＥＣ２１（Full Authority Digital Engine Control）も設けられる。
ＦＡＤＥＣ２１は、パイロットにより操作されるスラストレバーのレバー位置、およびターボファンエンジン１０に用意されたモードに基づいて、燃料制御装置１９および点火制御装置３２に指令を出すことにより推力を調整する。

図１に戻り、ファン１３は、エンジン本体１２よりも前方に配置され、エンジン本体１２の高圧タービンまたは低圧タービンの回転力が伝達されることで回転される。
ナセル１４は、前端に位置するエアインレット１６と、エアインレット１６に連続するカウル１７とを備える。カウル１７は、図示を省略するが、第１カウルと、第１カウルの後側に連続する第２カウルとを備える。第２カウルは、逆推力装置の作動時に後方へとスライドされる。
ナセル１４の径に関しては、地上の砂塵や異物を巻き上げることでファン１３の破損を避けるためにナセル１４の下部と地上との間に規定以上の高さを確保する要求と、重量増を避けるために主脚を長くすることが難しいことから、ナセル１４の径の上限が定まる。

コアカウル１５は、ファン１３の後側でエンジン本体１２を覆う。
エアインレット１６からナセル１４の内側に取り込まれたエアは、ファン１３により後方へと吐出されると、エンジンケース１２１内のエンジン本体１２に供給される流れと、コアカウル１５およびナセル１４（カウル１７）の間のバイパス流路１８を通り抜ける流れ（ファン流）とに分配される。
そして、バイパス流路１８からさらに後方へと向かうファン流と、排気ノズル１２２から吐出されたジェット流とが合流し、後方へと噴出する。

上述の逆推力装置は、ファン流をブロックして、カウル１７の隙間（第１カウルと第２カウルとの間）から前方へと噴射することにより、着陸時に航空機を制動する。

上述したナセル１４およびコアカウル１５はいずれも、図３に示すように、上部（１２時位置）と下部（６時位置）で前後方向に沿って分割された形態をしている。
例えば、ナセル１４は、右側部１４Ｒと、左側部１４Ｌとを備える。これら右側部１４Ｒおよび左側部１４Ｌは、上部に位置する図示しないヒンジ部でパイロン４０に支持されており、整備の際に、ヒンジ部を中心として外側に回動される。
コアカウル１５の右側部１５Ｒおよび左側部１５Ｌも同様に構成される。

エンジン補機、およびエンジン補機に付随する配管や配線、センサやバルブ、アクチュエータ等（以下、補機類）は、エンジンケース１２１とコアカウル１５との間の防火区画や、いずれも断面円弧状をした右側部１４Ｒ，１５Ｒと左側部１４Ｌ，１５Ｌとの間にそれぞれ形成される艤装スペースＳ１，Ｓ２、およびパイロン本体４１内に配置される。
艤装スペースＳ１，Ｓ２は、コアカウル１５の前端から後端まで連続して形成される。

バイパス流路１８の上部領域は、補機類が配置される上艤装スペースＳ１として用いられる。また、バイパス流路１８の下部領域は、補機類が配置される下艤装スペースＳ２として用いられる。
これらの上艤装スペースＳ１または下艤装スペースＳ２に補機類を集めて設置することで、ファン流が補機により妨げられる領域をバイパス流路１８の上部領域および下部領域に限定する。

本実施形態では、ナセル１４の径に対するエンジン本体１２の径の比率が大きく、また、地上高制限によりナセル１４の径を拡大できないため、ナセル１４の内周とコアカウル１５の外周との間の間隔が狭い。このため、バイパス流路１８の径方向の寸法（高さ）が小さい。
そのようにバイパス流路１８が径方向に狭くても、必要な推力に見合う流路断面積を確保するために、補機類が配置される艤装スペースＳ１，Ｓ２の周方向の寸法（幅）は、できるだけ狭く設定される。
上艤装スペースＳ１の幅と下艤装スペースＳ２の幅とが同じである必要はないが、艤装スペースＳ１，Ｓ２のいずれの幅も必要最小限に設定されることが好ましい。

さて、ターボファンエンジン１０を主翼１１に支持するために用いられるパイロン４０は、図１に示すように、一次構造部材であるパイロン本体４１と、パイロン本体４１を覆う整形覆い４２（フェアリング）とを備える。
パイロン本体４１は、断面矩形の箱状に形成され、前後に延出する。
パイロン本体４１の下部は、図３に示すように上艤装スペースＳ１に臨む。
ここで、パイロン本体４１は、上艤装スペースＳ１付近を流れるファン流に対して抵抗となるので、必要な推力を得るために、周方向の寸法（幅）ができるだけ狭く設定される。
パイロン本体４１の幅は、上艤装スペースＳ１の幅と同じでも相違していてもよく、必要最小限に設定されることが好ましい。

パイロン本体の内部に、エンジンオイルクーラ４３、あるいはプリクーラ４４などの補機が配置される場合があるが、本実施形態のパイロン本体４１の内部には、幅の狭さゆえ、補機を配置できるほどの容積がない。
本実施形態において、エンジンオイルクーラ４３およびプリクーラ４４は、パイロン本体４１の下側に吊り下げられる（図１）。
そうすると、図４に示すように、エンジンオイルクーラ４３およびプリクーラ４４が上艤装スペースＳ１に配置される。
エンジンオイルクーラ４３は、ファン流を熱源（冷熱源）とし、エンジン本体１２に用いられるエンジンオイルを冷却するものであり、プレートフィンタイプの本体４３１と、吸気ダクト４３２と、排気ダクト４３３とを有する。
プリクーラ４４は、ファン流を熱源（冷熱源）とし、機内空調等に利用するためにエンジン本体１２からの抽気を冷却するものであり、プレートフィンタイプの本体４４１と、吸気ダクト４４２と、排気ダクト４４３とを有する。
エンジンオイルクーラ４３により多くのファン流を取り込み、エンジン本体１２の安定動作を確保するために、エンジンオイルクーラ４３は、プリクーラ４４よりも前方に配置される。

上艤装スペースＳ１は、ナセル１４の形状に対応して、前後方向中央における幅Ｗ２が前後両端における幅Ｗ１よりも広い。
また、上艤装スペースＳ１は、前後方向中央における高さ（図４の紙面に直交する方向の寸法）が前後両端における高さよりも高い。これは、図１に示すように、エンジン本体１２が縮径していることに対応する。
上述のように、ナセル１４とコアカウル１５との間の間隔が狭いことに起因して、上艤装スペースＳ１は狭いものの、上艤装スペースＳ１の前後中央およびその付近において、エンジンオイルクーラ４３およびプリクーラ４４を設置可能な容積が確保される。

下艤装スペースＳ２も、上艤装スペースＳ１と同様、前後両端と比べて前後方向中央において容積が大きい形態に形成される。
下艤装スペースＳ２には、図５に示すように、複数のチューブ３６および複数のケーブル３７（電線）が通される。図５は、これらのチューブ３６およびケーブル３７を簡略して模式的に示している。また、これらのチューブ３６およびケーブル３７は、下艤装スペースＳ２において高さ方向の位置をずらして配置される。これは、パイロン本体４１内に配置されるチューブおよびケーブル（後述）についても同様である。

チューブ３６は、エンジン本体１２からの抽気を防氷装置（図示しない）へと送り込む。
防氷装置により、エアインレット１６付近への氷の付着が防止される。冗長性を確保するために２本のチューブ３６が用意される。
これらのチューブ３６は、エンジン本体１２の下の方に設けられた抽気ポートに接続されている。抽気ポートから防氷装置へとエンジン抽気を高温のまま送り込むため、各チューブ３６は、下艤装スペースＳ２を通すことにより、なるべく短い距離で取り回される。

ケーブル３７は、ＦＡＤＥＣ２１に電力を供給する。冗長性確保のため、２本のケーブル３７が用意される。ケーブル３７は、航空機が備える電源装置（発電機２０を含む）あるいは航空機に接続される外部電源装置から、ファン１３のケース１３１の外周に設置されたＦＡＤＥＣ２１へと給電する。

旅客機に採用される種々のエンジンでは一様に、下艤装スペースＳ２にイグナイタケーブル３５が通される。
しかし、上述のように下艤装スペースＳ２は狭く、チューブ３６およびケーブル３７によって下艤装スペースＳ２の大部分が占められるため、下艤装スペースＳ２にはイグナイタケーブル３５などの他の配線、配管を通す余地がない。
ここで、イグナイタケーブル３５は、上述したように、周囲に配置される電線や構造物に対して所定の距離だけ離して配線する必要があるので、ＦＡＤＥＣ２１の電源ケーブル３７よりも広い場所を必要とする。
そのため、ＦＡＤＥＣ２１の電源ケーブル３７に代えて、イグナイタケーブル３５を下艤装スペースＳ２に配置することはできない。
また、防氷装置に接続されたチューブ３６は、防氷性能を十分に得るため、下艤装スペースＳ２に通す必要があるので、チューブ３６に代えて、イグナイタケーブル３５を下艤装スペースＳ２に配置することもできない。
以上より、チューブ３６およびケーブル３７をイグナイタケーブル３５よりも優先し、下艤装スペースＳ２には、チューブ３６およびケーブル３７だけを通す。

そして、イグナイタケーブル３５を取り回す経路を別の場所に求めるが、上艤装スペースＳ１には、パイロン本体４１に吊り下げられたエンジンオイルクーラ４３およびプリクーラ４４が存在する。このため、上艤装スペースＳ１にも、イグナイタケーブル３５を通すことができない。
そこで、イグナイタケーブル３５を取り回す経路をパイロン本体４１の内部に求める（図１および図３）。
パイロン本体４１の内部には、補機を収容できるほどの容積がなく、艤装スペースＳ１，Ｓ２以上に狭いものの、イグナイタケーブル３５を通すことが可能な空きスペースが存在する。

パイロン本体４１の内部には、イグナイタケーブル３５と、他のチューブやケーブルとが通される。
パイロン本体４１の内部に通されるチューブは、例えば、燃料配管、油圧配管などである。逆推力装置を作動させるための油圧配管もパイロン本体４１内に通される。
パイロン本体４１の内部に通されるケーブルは、例えば、ＦＡＤＥＣ２１とアビオニクスとの間で信号を送受信するための信号ケーブル、発電機２０や各種バルブに対するセンシングや動作制御のために使われる信号ケーブルなどである。
イグナイタケーブル３５は、パイロン本体４１内で他のケーブルや構造物に対して所定の距離だけ離して配置されており、電磁干渉が抑制されている。

下艤装スペースＳ１を通すことが定石であるイグナイタケーブル３５をはじめとして、ターボファンエンジン１０に必要な種々の配管、配線は、いずれも取り回し経路が概ね定まっている。それは、航空機の開発においては、一つの要素が技術的にひとたび確立されれば、それを変更せずに踏襲するためである。
その状況を打破して、本実施形態ではパイロン本体４１の内部にイグナイタケーブル３５を通している。このようにイグナイタケーブル３５の取り回し経路を変更しても、下艤装スペースＳ２にイグナイタケーブル３５を通す場合と同様の点火性能が得られることを確認している。

イグナイタケーブル３５に接続される点火制御装置３２は、イグナイタケーブル３５がパイロン本体４１内に通されることに対応して、ファン１３のケース１３１の上部に設置されることが好ましい。
そうすると、パイロン本体４１の内部に通されたイグナイタケーブル３５をパイロン本体４１の前端の近くで、下方へと長く延出させることなく点火制御装置３２に接続することができる。それによってイグナイタケーブル３５の長さを抑え、航空機の重量減、燃費向上に寄与することができる。

本実施形態によれば、ナセル１４とコアカウル１５との間の間隔が狭いターボファンエンジン１０にあって、艤装スペースＳ１，Ｓ２の幅を抑えることで必要な推力を低燃費で確保し、逆噴射による着陸時の制動力をも十分に確保することが要請される中で、下艤装スペースＳ２には通すことができないイグナイタケーブル３５をパイロン４０内に通すことにより、必要な配管、配線のすべてを艤装スペースＳ１，Ｓ２およびパイロン本体４１内に収めることができる。
このように配管、配線の取り回し経路が確保されることで、艤装スペースＳ１，Ｓ２の幅を必要最小限に抑えることによる低燃費化を敢行し、併せて制動力も十分に確保することができる。

上述した以外にも、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。
例えば、パイロン本体４１の前端から後端まで、イグナイタケーブル３５がパイロン本体４１内に通されている必要はない。パイロン本体４１の前端側の下部に形成された開口からパイロン本体４１の内部にイグナイタケーブル３５を挿入し、パイロン本体４１の後端側の下部に形成された開口からパイロン本体４１の外部にイグナイタケーブル３５を取り出すこともできる。
つまり、本発明は、パイロンの長さ方向の一部においてのみ、イグナイタケーブルがパイロンの内側に通される構成をも包含する。

１０ ターボファンエンジン
１１ 主翼
１２ エンジン本体
１３ ファン
１４ ナセル
１４Ｌ，１５Ｌ 左側部
１４Ｒ，１５Ｒ 右側部
１５ コアカウル
１６ エアインレット
１７ カウル
１８ バイパス流路
１９ 燃料制御装置
２０ 発電機
２１ ＦＡＤＥＣ
３０ 点火装置
３１ 点火プラグ
３２ 点火制御装置
３３ イグニッションコイル
３４ エキサイタ
３５ イグナイタケーブル
３６ チューブ
３７ ケーブル（電源ケーブル）
４０ パイロン
４１ パイロン本体
４２ 整形覆い
４３ エンジンオイルクーラ
４４ プリクーラ
１２１ エンジンケース
１２２ 排気ノズル
１３１ ケース
Ｓ１ 上艤装スペース
Ｓ２ 下艤装スペース
Ｗ１，Ｗ２ 幅

Claims (6)

1. エンジン本体およびファンを有するターボファンエンジンを備える航空機であって、
   前記ターボファンエンジンは、機体にパイロンを介して支持され、
   前記エンジンの点火プラグと、前記点火プラグへの給電を制御する点火制御装置との間に介在するイグナイタケーブルは、前記パイロンの内側に通されるとともに、
   前記点火制御装置は、前記ファンのケースの上部に設置される、
   ことを特徴とする航空機。
2. 前記ファンから流出するエアを熱源とし、前記エンジン本体に用いられるエンジンオイルを冷却する熱交換器であるエンジンオイルクーラと、
   前記エアを熱源とし、前記エンジン本体からの抽気を冷却する熱交換器であるプリクーラと、を備え、
   前記エンジンオイルクーラおよび前記プリクーラは、前記パイロンと前記エンジン本体との間に配置される、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 前記パイロンは、パイロン本体と、前記パイロン本体を覆うフェアリングと、を有し、
   前記イグナイタケーブルの少なくとも一部は、前記パイロン本体の内部に通される、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
4. 前記パイロンは、パイロン本体と、前記パイロン本体を覆うフェアリングと、を有し、
   前記イグナイタケーブルは、前記フェアリングの内側に通される、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
5. 前記パイロンの内側には前記イグナイタケーブル以外の他のチューブまたはケーブルが通されており、
   前記イグナイタケーブルは、前記他のチューブまたはケーブルに対して所定の距離だけ離して配置されている、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
6. 前記点火プラグは、前記エンジン本体の燃焼室に位置する、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機。

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