JP6419437B2 - 航空機のエンジンパイロンおよび航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機のエンジンパイロンおよび航空機に関する。

航空機のエンジンは、パイロンを介して主翼に支持される。
パイロンの内側には、主翼の内部に貯留される燃料をエンジンに供給する燃料配管が設けられる（例えば、特許文献１）。また、エンジンからの抽気を機内の空調装置等に供給する配管、エンジンにより圧力が与えられる作動油を油圧機構に供給する油圧配管、各種の電気配線などもパイロンの内側に設けられる。
ここで、燃料配管から燃料が漏れたり、油圧配管から作動油が漏れると、それらが気化し、抽気配管により加熱されて発火するリスクがある。また、燃料や作動油が気化した可燃蒸気が、電気配線のコネクタのショートにより生じたスパークによって引火されるリスクがある。
このため、可燃蒸気が存在するパイロン内を換気し、エアと共に可燃蒸気を排出するとともに、漏れた燃料や作動油をドレインからパイロン外に排出することにより、パイロンにおける発火、引火を防止している。

特表２０１３−５４０９４１号公報

パイロンのドレインおよび換気の構造は、燃料配管等を通じて機体に火災を生じさせない重要な役割を持つため欠かせないものであり、その構造は、従来踏襲されてきた。
つまり、パイロンにエアを出入りさせるための２つの換気ダクトと、漏れた燃料や作動油を排出するドレインとがパイロンに設けられる。
本発明は、パイロンに設けられるドレインおよび換気の構造を見直すことにより、パイロンにおける発火・引火防止を担保しながら、航空機において至上命題である重量低減、飛行性能向上をも図ることができる航空機のエンジンパイロンおよび航空機を提供することを目的とする。

本発明は、航空機のエンジンを主翼に支持するために用いられるエンジンパイロンであって、エンジンパイロンは、パイロン本体と、パイロン本体を覆うパイロンフェアリングと、を備えており、かつ、エンジンパイロンは、エンジンパイロンにおける所定の領域に設けられる配管から漏れた可燃液体を、領域内から外気へと排出する第１ドレインと、領域内を外気に連通させる換気通路と、を備えることを特徴とする。そして、パイロン本体が、主翼の前桁から前方へと突出する上側パイロンおよび下側パイロンを少なくとも備えており、換気通路が、上側パイロンおよび上側パイロンを覆うパイロンフェアリングに設けられることを、さらなる特徴とする。
なお、以下ではエンジンパイロンを単にパイロンということがある。

本発明によれば、第１ドレインを換気通路として兼用することができる。換気は２つの換気通路があれば成立するので、第１ドレインおよび換気通路の２つの換気通路により、パイロンにおける所定領域を確実に換気し、エアと共に可燃蒸気を確実に排出することができる。
第１ドレインを換気通路として兼用すると、換気を成立させるための２つの換気通路のうちの一方の形成を省略することができる。
したがって、換気通路を形成するために必要なダクト、およびダクトに併設される部材や装置の分、機体の重量低減を実現できる。
加えて、換気通路の数が減ると、換気通路の外気に臨む開口による空気抵抗が減少するので、パイロンの空力性能が良好となり、航空機の飛行性能向上に寄与できる。

本発明によれば、換気通路および第１ドレインにより、可燃液体および可燃蒸気を外気へと確実に排出することができるので、パイロンの所定領域における発火・引火を確実に防止できる。
しかも、第１ドレインが換気通路としても兼用されることにより、航空機の重量低減、飛行性能向上をも図ることができる。

本発明のエンジンパイロンは、換気通路が、パイロンフェアリングの側面において外気に開放される換気口と、換気口に接続されて領域内を延びるチューブと、を有することが好ましい。
換気口から取り込まれた外気は、チューブを通じて領域内へと流入する。そしてチューブの先端から第１ドレインに向けて流動する。気流に応じて換気口をエアが出入りする。
換気通路がチューブを含んで構成されていると、万が一、エンジン等から上がった火炎が換気口に入り込んでも、チューブ内で火炎の伝搬が抑制される。また、低温の外気により冷却されたチューブにより火炎のエネルギが奪われることによっても火炎の伝搬を抑制することができる。
そのため、換気口には必ずしもフレームアレスタ等の火炎阻止部材を設置する必要がない。

本発明のエンジンパイロンでは、換気口が、領域の後端側に位置し、チューブが、領域内を前方に向けて延びていることが好ましい。
そうすると、チューブの長さを確保できるので、チューブによる火炎の伝搬抑制能力を向上させることができる。
上記構成を採用する場合、第１ドレインが領域の後端側に位置していると、チューブの先端から領域内に流入した外気を領域内の全体に亘り流動させることができるので、換気能力を向上させることができる。
上記の構成とは逆に、換気口が、領域の前端側に位置し、チューブが、領域内を後方に向けて延びていてもよく、それによって同様の効果が得られる。

本発明のエンジンパイロンは、可燃液体を領域内から外気へと排出する第２ドレインを備えることが好ましい。
そうすると、第１ドレインと、第２ドレインとの双方によって可燃液体を捕捉できるので、機体の姿勢によらず、可燃液体を外気へとより確実に排出することができる。
機体がとりうる広範な姿勢に対応するため、第１ドレインと第２ドレインとは前後方向に離間していることが好ましい。例えば、第１ドレインを領域の後端側に配置し、第２ドレインを領域の前端側に配置するとよい。

本発明では、エンジンおよびエンジンの周囲を含む防火区画と、領域との間に、領域に設けられた配管が通過しない、領域とは独立した独立区画を備えることが好ましい。
そうすると、エンジンから出火して、エンジンの防火区画を火炎が突き抜けた場合でも、独立区画に火炎を留めることができるので、可燃液体の配管が設けられたパイロンの所定領域に火炎が及び配管を介して機体に延焼することを阻止できる。

本発明の航空機は、上述のエンジンパイロンを備えることを特徴とする。
それにより、上述と同様の作用および効果を享受できる。

本発明によれば、パイロンにおける発火・引火防止を担保しながら、航空機において至上命題である重量低減、飛行性能向上をも図ることができる。

本発明の第１実施形態に係る航空機のターボファンエンジンおよびエンジンパイロンの概略の構成を示す模式図である。 （ａ）は、上側パイロンとパイロンフェアリングとにより形成されるケースに収容される燃料配管等を模式的に示す断面模式図である。（ｂ）は、換気口の断面図である。 （ａ）はパイロンの上面図であり、（ｂ）はパイロンの側面図である。 パイロンにおける換気構造を説明するための図である。 本発明の第２実施形態に係る航空機のターボファンエンジンおよびエンジンパイロンの概略の構成を示す模式図である。 （ａ）はパイロンの上面図であり、（ｂ）はパイロンの側面図である。 本発明の変形例を示し、（ａ）はパイロンの側面図であり、（ｂ）は換気口を示す図である。

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。
〔第１実施形態〕
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（下面のみを二点鎖線で示す）の下側にパイロン２０を介して支持される。
主翼１１の内部は、燃料タンクとして用いられており、燃料が貯留される。貯留された燃料は、パイロン２０の内側に通された燃料配管によりターボファンエンジン１０へと供給される。

ターボファンエンジン１０は、エンジン本体１２と、エンジン本体１２よりも前方に配置されるファン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の内側に配置される図示しないコアカウルとを備える。

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。
エンジン本体１２には、燃料制御装置、点火装置、発電機、複数の熱交換器などのエンジン補機、および補機に付随する配管や配線、センサやバルブ、アクチュエータ等が装備される。
エンジン本体１２と、補機類が配置されるエンジン本体１２の周囲とを含む区画（コアカウルの内側）は、火災発生を検知すると消火剤を噴射するなどの適切な処置がとられる防火区画に該当する。

パイロン２０は、主翼１１に設けられる一次構造部材であるパイロン本体２１と、パイロン本体２１を空力的に整形するパイロンフェアリング２２（整形覆い）とを備える。
パイロン本体２１は、全体の概略の形状が断面矩形の箱状である構造体であり、複数の部材から構成される。パイロン本体２１は、主翼１１よりも前方の位置から、主翼１１の下面に亘って延出する。

パイロン本体２１は、主翼１１の前桁から前方へと突出する上側パイロン２３および下側パイロン２４と、主翼１１の下側に設けられる後方上側パイロン２５および後方下側パイロン２６とを備える。これら２３〜２６は各々、パイロン本体２１において、要求される機能が異なる領域に該当する。
なお、パイロン本体２１の領域分けは、本実施形態に限らず、任意に構成することができる。

上側パイロン２３および下側パイロン２４は、前端の位置が後端よりも高くなるように、水平方向に対して傾斜して配置される。
パイロンフェアリング２２は、上側パイロン２３の主翼１１よりも前側を上方から覆い、主翼１１の前桁の位置まで延在する。

上側パイロン２３と、パイロンフェアリング２２とにより、図２（ａ）に模式的に示すように、配管や配線を収容する配管・配線ケース２３０が構成される。配管・配線ケース２３０と後方上側パイロン２５とは、隔壁２３１により分けられている。
配管・配線ケース２３０内の下部には、燃料配管２７、油圧配管２８、および抽気配管２９が設けられる。また、配管・配線ケース２３０内の上部には、ＦＡＤＥＣ（Full Authority Digital Engine Control）により使用される複数の電気配線３０が設けられる。

燃料配管２７は、上述のように、主翼１１の内部に貯留された燃料をエンジン本体１２に供給する。
油圧配管２８は、エンジン本体１２により作られる圧力を燃料ポンプや、動翼のアクチュエータ等に供給するもので、供給ラインおよび戻りラインを含んで複数本が設けられる。
抽気配管２９は、エンジン本体１２から取り出された抽気を機体の空調装置、エンジンの防氷装置等の利用先へと供給する。高温・高圧の抽気が流れる抽気配管２９は、樹脂部材で被覆することによって表面温度が下げられている。但し、抽気配管２９を構成する配管同士の接続部では、樹脂部材が設けられずに、高温の表面が露出する。

ここで、配管・配線ケース２３０内では、燃料配管２７の接続部などから燃料が漏れたり、油圧配管２８の接続部などから作動油が漏れたりするおそれがある。これらの燃料や作動油のことを総称して可燃液体と称する。
加えて、配管・配線ケース２３０内には、接続部の表面が高温となる抽気配管２９、および電気配線の電気コネクタ（図示しない）といった発火・引火の原因となる要素（発火源と称する）が存在する。
そうすると、可燃液体が気化し、気化した可燃蒸気が抽気配管２９により加熱されることで発火したり、電気コネクタのショートにより生じたスパークによって引火されると、燃料配管２７等を通じて機体の火災に発展しかねない。
そのため、配管・配線ケース２３０内の発火・引火は厳禁であり、それを確実に防止することが要求される。そのためにパイロン２０に採用される構造については後述する。

なお、難燃性の作動油が使用されていても、温度や漏れ量によっては引火・発火するリスクがある。
本明細書における可燃液体は、燃焼性を問わず、引火・発火する可能性がある液体を意味する。

上側パイロン２３の下方に位置する下側パイロン２４は、断面矩形の箱状に形成される。下側パイロン２４の内側は、前端に位置する前端領域２４１と、前端領域２４１よりも後方に位置する防火領域２４２とに分けられる。
配管・配線ケース２３０内に設けられる配管２７〜２９や配線３０は、前端領域２４１を通り、エンジン本体１２の各ポートに接続される。

前端領域２４１には、発火源となる配管２７〜２９の継手や配線３０の電気コネクタを設けないことで、前端領域２４１における発火・引火を防いでいる。そのため、前端領域２４１に換気構造を設けることは不要である。前端領域２４１には、配管から多量の可燃液体が漏れた場合に過大な圧力が作用して下側パイロン２４が破損することのないように、図示しないドレインが設けられる。

防火領域２４２は、隔壁２４３により、前端領域２４１とは隔てられる。また、下側パイロン２４の側壁や図示しない隔壁により、防火領域２４２は、配管・配線ケース２３０、後方上側パイロン２５、および後方下側パイロン２６に対しても隔てられる。
防火領域２４２には、燃え易い部材、例えば配管や配線は設けられていない。

エンジン本体１２から出火して、エンジン本体１２の防火区画を火炎が突き抜けた場合でも、下側パイロン２４の大部分を占める防火領域２４２の存在により、可燃蒸気および発火源が存在する配管・配線ケース２３０内に火炎が及ぶリスクを抑えられる。
防火領域２４２には、配管・配線ケース２３０内に設けられた配管２７〜２９や配線３０が通っておらず、防火領域２４２は配管・配線ケース２３０内とは独立した区画であるため、エンジン本体１２から上がった火炎を配管・配線ケース２３０内に到達させることなく、自らの区画に留める。これにより、エンジン本体１２から配管・配線ケース２３０内の配管、配線を介して主翼１１に延焼することが阻止される。

後方上側パイロン２５は、主翼１１の下面に沿って設けられる。
後方下側パイロン２６は、後方上側パイロン２５の下側に設けられ、エンジン本体１２の排気ノズルの後方に位置する。

以下、配管・配線ケース２３０内における発火・引火を防止する構造について説明する。
可燃蒸気および発火源が存在する配管・配線ケース２３０内の発火・引火を防止するためには、漏れた可燃液体を配管・配線ケース２３０外に排出することと、換気を行うことでエアと共に可燃蒸気を配管・配線ケース２３０外に排出することが要請される。

まず、可燃液体を排出する構成および作用について説明する。
図３に示すように、上側パイロン２３の後端部には、可燃液体を排出する第１ドレインＲ１が設けられる。
第１ドレインＲ１は、上側パイロン２３の後端部に位置する第１ドレイン口３１と、第１ドレイン口３１に接続される第１ドレイン配管３２とを有する。
第１ドレイン配管３２は、後方上側パイロン２５を通って後方下側パイロン２６の後端まで取り回される。
燃料配管２７や油圧配管２８から漏れた可燃液体は、上側パイロン２３が傾斜しているため、上側パイロン２３の後端側に溜まり、第１ドレイン口３１に流入する。そして、可燃液体は、第１ドレイン配管３２を通り、第１ドレイン配管３２の後端に位置する第１出口３３から外気へと排出される。

航空機の姿勢が水平の状態となる駐機時または上空巡行時、機首上げ姿勢をとる上昇時、あるいはある角度までの機首下げの姿勢をとる飛行時には、上述の第１ドレインＲ１により、可燃液体がパイロン２０外に排出される。

ところで、エンジンや機体にトラブルが生じたときなどに行う非常降下時に、急激に高度を下げるために、航空機が機首をかなり下げた姿勢をとることがある。その場合に、エンジン部品などの破片がぶつかることによって配管が破損していると、可燃液体が配管から流れ出して上側パイロン２３の前端側に溜まる。
その可燃液体を排出するために、上側パイロン２３の前端部には、第２ドレインＲ２が設けられる。この第２ドレインＲ２により、非常降下時にも可燃液体をパイロン２０の外部に排出することができる。

第２ドレインＲ２は、上側パイロン２３の前端部に位置する第２ドレイン口３５と、第２ドレイン口３５に接続される第２ドレイン配管３６と、第２ドレイン配管３６に接続されるドレイン配管３７（図１）とを有する。
第２ドレイン配管３６は、前端領域２４１を通り、エンジン本体１２の外周へと取り回される。そして、エンジン本体１２の下方からナセル１４の外側に連通する他のドレイン配管３７に接続される。

非常降下時に上側パイロン２３の前端側に溜まった可燃液体は、第２ドレイン口３５に流入する。そして、可燃液体は、第２ドレイン配管３６およびドレイン配管３７を通り、ドレイン配管３７の下端に位置する第２出口３８から外気へと排出される。第２出口３８（図１）はナセル１４の外周に露出する。

なお、配管から漏れた可燃液体が第１ドレインＲ１および第２ドレインＲ２のいずれを通って排出されるのかは、機体の姿勢の他に、可燃液体が漏れた位置や、配管・配線ケース２３０内で滞留する状態にも依存し、第１ドレインＲ１および第２ドレインＲ２の双方により可燃液体が排出される場合もある。
例えば、上側パイロン２３の前端で可燃液体が漏れたり、上側パイロン２３の後端で可燃液体が漏れれば、漏れた量の少なくとも一部が、機体の姿勢にかかわらず、漏れた位置の近くのドレイン口（３１または３５）から排出される。
また、漏れた可燃液体は、配管・配線ケース２３０内に位置する部材の凹凸により、必ずしも全量が上側パイロン２３の前端側または後端側に流れるとは限らないので、第１ドレインＲ１および第２ドレインＲ２の双方から可燃液体が排出されうる。
以上のように、２つのドレインＲ１，Ｒ２によって可燃液体が捕捉されるので、可燃液体を外気へと確実に排出することができる。

次に、可燃蒸気を換気する構成および作用について説明する。
配管・配線ケース２３０内の換気は、飛行時に航空機の周囲に生じる気流を利用して行われる。
本実施形態では、ケース２３０内に連通し、外気に開放された換気通路４０が上側パイロン２３および上側パイロン２３を覆うパイロンフェアリング２２に設けられる。
換気通路４０は、図２（ｂ）に示すように、ケース２３０内に連通するダクト４１と、ダクト４１の外気側に位置する換気口４２とを有する。
換気口４２は、パイロンフェアリング２２に形成された貫通孔２２Ｈと、上側パイロン２３に形成された貫通孔２３Ｈと、パイロンフェアリング２２と上側パイロン２３との間の隙間を封止するシール部材４２Ｓとを含んで構成されている。貫通孔２２Ｈ，２３Ｈの径は同じである。この換気口４２は、前後方向において、第１ドレイン口３１と第２ドレイン口３５との間に位置しており、例えば数ｃｍ程度の大きさに形成される。

ここで、パイロンの換気構造の典型例としては、パイロンフェアリング２２に、いわゆるＮＡＣＡスクープ（図４に二点鎖線で示す）を有する換気通路が設けられる。そして、より後方の位置に、もう一つの換気通路が設けられることにより、２つの換気通路が用意される。
しかし、本実施形態では１つの換気通路４０だけしか設けられておらず、第１ドレイン口３１および第２ドレイン口３５を換気通路としても兼用する。

図４に示すように、換気通路４０により配管・配線ケース２３０内にエアが取り込まれると、配管・配線ケース２３０内においてエアが流動し、圧力分布に応じて、第１ドレインＲ１、第２ドレインＲ２の一方または両方を介してエアが排出される。このエアの流れに伴って、配管・配線ケース２３０内に存在する可燃蒸気が外気へと排出される。
図４に示す例では、換気通路４０が換気の入口であり、第１ドレインＲ１および第２ドレインＲ２が換気の出口である。但し、外気の圧力変動などにより、換気の入口と出口との関係が、換気通路４０、第１ドレインＲ１、および第２ドレインＲ２の三者の間で任意に変わることもある。例えば、第２ドレインＲ１が換気の入口となり、換気通路４０および第１ドレインＲ１が換気の出口となることもあり得る。

本実施形態では、換気通路４０、第１ドレインＲ１、および第２ドレインＲ２の３つが換気の出入口として用意されるので、例えば、２つの換気通路だけ、あるいは１つの換気通路と、１つのドレインだけが用意される場合と比べて、換気の入口から出口に向かうエアの流動をより十分に生じさせることができる。
本実施形態のように換気通路として使える開口が３つあると、より広い飛行条件、気圧条件に対応して、換気の入口から出口に向かう圧力勾配を確保し、エアの流動を十分に生じさせて換気することができる。
加えて、第１ドレインＲ１、第２ドレインＲ２の一方から可燃液体が排出されている最中にも、他方のドレインと換気通路４０により換気を確保することができるので、可燃液体の排出を待つことなく、可燃蒸気を迅速に排出することができる。

上述のように、第１ドレインＲ１および第２ドレインＲ２を換気通路としても兼用することにより、配管・配線ケース２３０内を十分に換気することができるので、換気通路４０に対応する換気通路（例えば図４の二点鎖線で示す換気通路）の形成を省略することができる。
したがって、換気通路を形成するために必要なダクト、およびダクトに併設される部材や装置の分、機体の重量低減、およびコスト低減を実現できる。

さらに、換気通路の数が減ると、換気口による空気抵抗が減少するので、パイロン２０の空力性能が良好となり、航空機の飛行性能向上に寄与できる。

以上で説明したように、本実施形態によれば、換気通路４０、および第１、第２ドレインＲ１，Ｒ２により、可燃液体および可燃蒸気をパイロン２０の外部に確実に排出することができるので、パイロン２０における発火・引火を確実に防止できる。
しかも、第１、第２ドレインＲ１，Ｒ２が換気通路としても兼用されることにより、航空機の重量低減、飛行性能向上をも図ることができる。

第１、第２ドレインＲ１，Ｒ２の形態や位置は、配管から漏れた可燃液体を模擬した液体を流し、排出状況を確認する試験などによって任意に定めることができる。
また、換気通路４０の形態や位置は、フライトエンベロープ（飛行包絡線）を用いる解析に基づいて換気状況を推定することなどによって任意に定めることができる。

また、第１、第２ドレインＲ１，Ｒ２の取り回し経路は、重量低減の観点からできるだけ短くなるように、配管の設置スペースも考慮して定められる。

上記実施形態では、第１ドレイン配管３２が用いられることにより、第１ドレイン口３１からケース２３０外に排出された可燃液体を、パイロン２０やエンジン補機、エンジン本体１２の周囲のコアカウルに付着させることなく、エンジンの後方まで導いて排出することができる。
また、第２ドレイン配管３６が用いられることにより、第２ドレイン口３５からケース２３０外に排出された可燃液体を、やはり、パイロン２０やエンジン補機、エンジン本体１２の周囲のコアカウルに付着させることなく、エンジンの下方まで導いて排出することができる。
但し、第１、第２ドレイン口３１，３５の位置やエンジンの部材のレイアウトなどによっては、可燃液体を第１、第２ドレイン口３１，３５から直接排出させても、可燃液体の付着を防止する必要がなかったり、あるいはそれを許容できる場合もある。
したがって、本発明において、ドレイン配管３２，３６，３７は必須ではない。

〔第２実施形態〕
次に、図５および図６を参照して本発明の第２実施形態について説明する。
第２実施形態では、第１実施形態との相違点を中心に説明する。第１実施形態と同様の構成には同じ符号を付している。
図５に示すように、第２実施形態のエンジンパイロン２０は、第１実施形態では設けられていた第２ドレインＲ２（図１）を備えていない。
したがって、配管・配線ケース２３０に流体が出入り可能な出入口としては、換気通路４０および第１ドレインＲ１の２つだけが設けられている。
本実施形態においても、換気通路と対となる換気専用の通路は省略されており、第１ドレインＲ１が換気通路として兼用される。それによって第１実施形態と同様の効果を得ることができる。

さらに、本実施形態は、換気通路４０の構造に特徴を有する。
換気通路４０は、図６（ａ）（ｂ）に示すように、外気に開放された換気口４２と、換気口４２に接続されるチューブ４３とを有する。
換気口４２は、パイロンフェアリング２２の側面に設けられる。
チューブ４３は、図６（ａ）にパイロンフェアリング２２を破断して示すように、配管・配線ケース２３０内を前方に向けて延びている。チューブ４３の先端は、配管・配線ケース２３０の前端付近に位置する。

換気口４２から取り込まれた外気は、チューブ４３を通じて配管・配線ケース２３０内へと流入する。そしてチューブ４３の先端から第１ドレインＲ１の第１ドレイン口３１に向けて流動する（チューブ４３先端の矢印参照）。

本実施形態のように換気通路４０がチューブ４３を含んで構成されていると、駐機中の機外火災やエンジン１０からの出火により生じた火炎が換気口４２に入り込んでも、チューブ４３内で火炎の伝搬が抑制される。また、チューブ４３が低温の外気により冷却されるので、チューブ４３により火炎のエネルギが奪われることによっても火炎の伝搬を抑制することができる。

しかも、チューブ４３は、配管・配線ケース２３０の後端側に位置する換気口４２から配管・配線ケース２３０内を前方に向けて延びているので、火炎の伝搬抑制能力を十分に確保するのに足りるチューブ４３の長さを確保することができる。

なお、第１実施形態においても、チューブ４３を含んで換気通路４０を構成することができる。

図７に示すように、換気口４２は、配管・配線ケース２３０の前端側に位置していてもよい。図７に示す換気口４２にはチューブ４３（図６）が接続されていない。
その場合、換気口４２の前方から換気口４２の正面にまで延在する遮蔽板４４を設けることが好ましい。遮蔽板４４とパイロンフェアリング２２との間の通気は可能である。
遮蔽板４４により、ターボファンエンジン１０から上がった火炎が換気口４２に入り込むのを妨げることができる。

上記の他、換気通路、ドレインの位置や形態は種々に改変することができる。
換気対象の領域内を外気に連通させることができる限り、換気通路は、上記各実施形態における位置よりも後方に設けられていてもよい。

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。

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
２０ パイロン
２１ パイロン本体
２２ パイロンフェアリング
２３ 上側パイロン
２４ 下側パイロン
２５ 後方上側パイロン
２６ 後方下側パイロン
２７ 燃料配管
２８ 油圧配管
２９ 抽気配管
３０ 電気配線
３１ 第１ドレイン口
３２ 第１ドレイン配管
３３ 第１出口
３５ 第２ドレイン口
３６ 第２ドレイン配管
３７ ドレイン配管
３８ 第２出口
４０ 換気通路
４１ ダクト
４２ 換気口
４３ チューブ
２３０ 配管・配線ケース（所定の領域）
２４３ 隔壁
２４１ 前端領域
２４２ 防火領域（独立区画）
Ｒ１ 第１ドレイン
Ｒ２ 第２ドレイン

Claims (17)

1. 航空機のエンジンを主翼に支持するために用いられるエンジンパイロンであって、
   前記エンジンパイロンは、パイロン本体と、前記パイロン本体を覆うパイロンフェアリングと、を備えており、かつ、
   前記エンジンパイロンは、
   前記エンジンパイロンにおける所定の領域に設けられる配管から漏れた可燃液体を、前記領域内から外気へと排出する第１ドレインと、
   前記領域内を外気に連通させる換気通路と、を備えるとともに、
   前記パイロン本体は、前記主翼の前桁から前方へと突出する上側パイロンおよび下側パイロンを少なくとも備えており、
   前記換気通路が、前記上側パイロンおよび前記上側パイロンを覆う前記パイロンフェアリングに設けられる、
   ことを特徴とする航空機のエンジンパイロン。
2. 前記換気通路は、
   前記パイロンフェアリングの側面において外気に開放される換気口と、
   前記換気口に接続されて前記領域内を延びるチューブと、を有する、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機のエンジンパイロン。
3. 前記換気口は、前記領域の後端側に位置し、
   前記チューブは、前記領域内を前方に向けて延びている、
   ことを特徴とする請求項２に記載の航空機のエンジンパイロン。
4. 前記可燃液体を前記領域内から外気へと排出する第２ドレインを備える、
   ことを特徴とする請求項１または３に記載の航空機のエンジンパイロン。
5. 前記エンジンおよび前記エンジンの周囲を含む防火区画と、前記領域との間に、
   前記領域に設けられた前記配管が通過しない、前記領域とは独立した独立区画を備える、
   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のエンジンパイロン。
6. 請求項１から５のいずれか一項に記載の前記エンジンパイロンを備える、
   ことを特徴とする航空機。
7. 航空機のエンジンを主翼に支持するために用いられるエンジンパイロンであって、
   前記エンジンパイロンは、パイロン本体と、前記パイロン本体を覆うパイロンフェアリングと、を備えており、かつ、
   前記エンジンパイロンは、
   前記エンジンパイロンにおける所定の領域に設けられる配管から漏れた可燃液体を、前記領域内から外気へと排出する第１ドレインと、
   前記領域内を外気に連通させる換気通路と、を備えるとともに、
   前記換気通路は、
   前記パイロンフェアリングの側面において外気に開放される換気口と、
   前記換気口に接続されて前記領域内を延びるチューブと、を有する、
   ことを特徴とする航空機のエンジンパイロン。
8. 前記換気口は、前記領域の後端側に位置し、
   前記チューブは、前記領域内を前方に向けて延びている、
   ことを特徴とする請求項７に記載の航空機のエンジンパイロン。
9. 前記所定の領域は、前記パイロンフェアリングおよび前記上側パイロンによって区画される、
   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のエンジンパイロン。
10. 前記所定の領域は、配管・配線ケースとして用いられる、
    ことを特徴とする請求項９に記載の航空機のエンジンパイロン。
11. 前記上側パイロンおよび前記下側パイロンは、前端の位置が後端よりも高くなるように、水平方向に対して傾斜して配置される、
    ことを特徴とする請求項１から５に記載の航空機のエンジンパイロン。
12. 前記第１ドレインは、前記上側パイロンの後端部に設けられる、
    ことを特徴とする請求項１１に記載の航空機のエンジンパイロン。
13. 前記第１ドレインは、前記上側パイロンの前記後端部に位置する第１ドレイン口と、前記第１ドレイン口に接続される第１ドレイン配管とを有し、
    前記可燃液体の少なくとも一部は、前記第１ドレイン配管の後端に位置する第１出口から外気へと排出される、
    ことを特徴とする請求項１２に記載の航空機のエンジンパイロン。
14. 前記第２ドレインは、前記上側パイロンの前端部に設けられる、
    ことを特徴とする請求項４に記載の航空機のエンジンパイロン。
15. 前記第２ドレインは、前記上側パイロンの前記前端部に位置する第２ドレイン口と、前記第２ドレイン口に接続される第２ドレイン配管と、を少なくとも備える、
    ことを特徴とする請求項１４に記載の航空機のエンジンパイロン。
16. 前記第２ドレインは、前記第２ドレイン配管に接続される追加のドレイン配管をさらに備え、
    前記可燃液体の少なくとも一部は、前記追加のドレイン配管の下端に位置する第２出口から外気へと排出される、
    ことを特徴とする請求項１５に記載の航空機のエンジンパイロン。
17. 請求項７から１６のいずれか一項に記載の前記エンジンパイロンを備える、
    ことを特徴とする航空機。

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