JP6585699B2 - 密閉手段を含んだ航空機タービンエンジンに設置される加圧空気を供給するためのシステム - Google Patents

Description

本発明は、航空機タービンエンジンの分野に関し、より詳細には、かかるタービンエンジンに設けられる加圧空気を供給するためのシステム、特に、タービンエンジンの圧縮器から収集された加圧空気を航空機の燃料タンクに供給するためのシステムの分野全般に関する。

本発明は、例えばターボジェットエンジンやターボプロップエンジンなど、任意のタイプの航空機タービンエンジンに適用されうる。より優先的には、本発明は、２軸式ターボファンエンジンに適用されうる。

より詳細には、本発明は、航空機タービンエンジンに設置される加圧空気を供給するためのシステムと、かかる加圧空気を供給するためのシステムを組み立てる方法に関する。

航空機タービンエンジンの一般的分野では、様々な作業のために、通常は冷却されてから使用される高温の加圧空気の収集を行うことが知られている。作業としては例えば、翼の除氷運転の実行や、上昇段階での航空機の客室などの空調用途、航空機の燃料タンクへの加圧空気の供給などもある。

特に、航空機の燃料タンクは、燃料分圧を低下させるために加圧空気が供給される必要がある。この燃料とは実際には通常ケロシンである。タンク内およびその近傍の燃料蒸気の存在を減少させることによって、燃料自己着火のリスクを低減することが可能になる。

この目的のために、航空機のタービンエンジン圧縮器、例えば低圧または高圧圧縮器から高温の加圧空気を収集することが知られている。収集された空気が高温なのは、収集が行われる圧縮器段における空気が高圧であることに起因する。

図１は、回転軸Ｔを中心に回転する例示的なターボファンエンジン１０の、概略的な軸方向の半断面図である。このターボファンエンジン１０で、高温の加圧空気を燃料タンクに供給するために、圧縮器段からの高温加圧空気の収集が行われる。

ターボジェットエンジン１０は、その内部における気体の流れ方向Ｆの上流から下流に向かって、ファン１１、圧縮器１２、燃焼室１３およびタービン１４を含む。このターボジェット１０は、航空機の翼の下または航空機の胴体の後部に適当な手段によって取り付けられるよう意図されている。

ファン１１は、複数のファンブレード１１ａを含んでいる。これらのファンブレード１１ａはその径方向内側の端部が、ターボジェット１０のファンディスク１１ｂの周縁部に取り付けられ、ファンディスク１１ｂ自体はターボジェット１０のシャフト（図示せず）の上流端に取り付けられる。ファンブレード１１ａは、ナセル１５の上流端に取り付けられたファンケーシングによって外部から取り囲まれている。ナセル１５はほぼ円筒形であり、下流に向かってターボジェット１０の圧縮器１２、燃焼室１３およびタービン１４へと、それらの周囲に延びる。

このナセル１５によって、ターボジェット１０に入る空気流１６の流路形成が可能になる。この空気流のうち、主流または１次空気を形成する部分１６ａは、圧縮器１２を通り抜け、次いで燃料と混合され燃焼室１３で燃焼されてから、タービン１４のロータブレードに動力をもたらし圧縮器１２およびファン１１のシャフトを回転させるために、タービン１４に噴射される。

ターボジェット１０に入る空気流１６のうち、バイパス流または２次空気を形成する他の部分１６ｂは、ターボジェット１０の本体の外周における、ナセル・カバー１５によって囲まれた中間ケーシング１７、次いで出口ファンダクト１８（ＯＦＤ）の内部を流れ、タービン１４から放出された燃焼ガスからもたらされる推力に、追加の推力を供給する。このバイパス流からの低温の空気は、通常は熱交換器を使用して、例えば高温の油または空気の回路などを冷却するために使用されうる。

中間ケーシング１７は、それぞれ内側、外側の２つの同軸円筒フェルール１８、１９を含む。フェルール１８と１９は、径方向のアームまたはブレード２０によって互いに連結される。

さらに、出口ファンダクト１８は、ほぼ円筒形の内壁２２を含み、内壁２２は、「補助機器アーム」とも呼ばれる少なくとも１つの管状の径方向アーム２３を介して同軸の内部ケーシング２１に接続される。アーム２３の内部には、流体導管や電気ケーブルなどの補助機器が通っている。出口ファンダクト１８の上流端は、中間ケーシング１７の外側フェルール１９の下流端に取り付けられ、出口ファンダクト１８の下流端は、ナセルのノズル（図示せず）の上流端に取り付けられる。

さらに、図１には、ファン領域または区画ＺＦも示されている。ファン領域ＺＦは、ナセル・カバー１５と、バイパス流の流れを外部から画定する要素１７および１８との間に含まれる。内部ケーシング２１によって形成される区画は、コア領域ＺＣと呼ばれ、補助機器アーム２３によってファン領域ＺＦに接続される。

本出願人が開発した一実施形態では、ターボジェット１０が取り付けられた飛行機の燃料タンクの加圧を確保するために、圧縮器１２の段１２ａからの、図１の矢印の経路Ｐによって概略的に示されている高温の加圧空気の収集回路が設けられる。具体的には、燃料タンク内で必要な圧力を確保するために、圧縮器１２の段１２ａで高温の加圧空気の収集が行われる。この段１２ａにアクセスするには、高圧空間３３（ほぼ加圧室と見なしうる）を横切る収集管３２（図２Ａおよび図２Ｂに示されている）を製造することが必要となる。高圧空間３３もまた、ターボジェット１０での他の空気収集目的に使用されうる。高圧空間３３内の圧力は、高温空気の収集が行われる段１２ａの下流に位置する、圧縮器１２の段１２ｂの圧力である。

収集管３２は、高温高圧空気の収集回路の管路に結合されるように設けられる。この高温高圧空気の収集回路は、コア区画ＺＣをファン区画ＺＦに接続するために、図１の矢印付きの経路Ｐで示されているように補助機器アーム２３の内部を通る。そして、この高温加圧空気収集回路は、いったんファン区画ＺＦ内に入ると、図１の矢印付きの経路Ｐのループによって概略的に示されているように、非常に長い管路を形成する。これにより、ターボジェット１０を飛行機の構造体に連結するパイロンに高温加圧空気収集回路を接続する前に、加圧空気を冷却するため、その高温空気収集回路とファン区画ＺＦの周囲空気との間の熱交換面を増大させることが可能になる。

説明のため、矢印付きの経路Ｐのループが２次流の真上に描かれているが、このループはファン区画ＺＦの中に留まっていることを理解されたい。さらに、このループは全体が描かれていない。矢印付きの経路Ｐの終点となる点線は、ループが描かれていない経路上で継続することを意味し、この経路は、航空機に加圧空気を供給するために冷却回路がファン区画ＺＦから出る出口点に通じる。

図２Ａおよび２Ｂは、図１の圧縮器１２、具体的には高圧空間３３に囲まれた圧縮器１２の連続する一対の段１２ａと段１２ｂにおける、部分拡大図である。高圧空間３３は、下流の収集ポート３１を介して下流側の段１２ｂと連通している。例えば、この連続する一対の段は、圧縮器の第３の段と第４の段に対応する。図２Ａおよび２Ｂはそれぞれ、高温加圧空気の収集回路がその設計動作にある状況と、その回路が収集管３２の破断により偶発的に高圧空間３３に連通している状況に対応する。

圧縮器１２は、高温の加圧空気を燃料タンクに供給するが、上流高温加圧空気収集ポート３０と、上述の下流高温加圧空気収集ポート３１を含む。上流収集ポート３０は、圧縮器１２の一対の段のうちの上流側の段１２ａに関連付けられ、下流収集ポート３１は、圧縮器１２の下流側の段１２ｂに関連付けられ、上流収集ポート３０の下流に位置する。上流収集ポート３０で収集される高温空気の温度は、例えば３００℃未満であり、下流収集ポート３１で収集される高温空気の温度は、例えば４００℃未満である。さらに、上流収集ポート３０は、例えば圧縮器１２の第二段１２ａのところに位置し、下流収集ポート３１は、例えば圧縮器１２の第４の段１２ｂのところに位置する。

圧縮器１２から収集される高温の加圧空気は、少なくとも２つのタイプの加圧空気供給、特に、圧縮器１２の段１２ａの上流収集ポート３０を介した燃料タンクへの供給と、それとは別の、圧縮器１２の段１２ｂの下流収集ポート３１を介した除氷空気供給や客室加圧空気供給などの高温空気供給とに使用されうる。

したがってそのために、上流収集ポート３０に結合された高温の加圧空気収集管３２と、下流収集ポート３１に結合された高圧空間３３とが設けられ、収集管３２は管部分３２ａに沿って高圧空間３３を通過する。収集管３２は、矢印３４に沿ってタンク用の加圧空気を運ぶ。同様に、高圧空間３３は、流体ダクト３６を介して、矢印３５に沿って別のタイプの供給用の加圧空気を運ぶ（例えば除氷用や客室の加圧用など）。

しかしながら、圧縮器１２のこの高温加圧空気収集回路について特定されている主要な劣化事例は、収集管３２の破断に関係しており、その破断の結果、圧縮器１２の下流側の段１２ｂからの過度に高い温度の空気で燃料タンクが加圧され、それが燃料自己着火のリスクを招く。

実際に、圧縮器１２の高温空気収集回路の設計動作状態の構成を示す図２Ａを参照すると、高圧空間３３に位置する空気と、上流収集ポート３０からもたらされ収集管３２に含まれる空気は、混じり合わない。したがって、収集管３２を通過する高温の加圧空気は、高圧空間３３のそれより高温の空気によって加熱されることはほとんどない。

これに対して、圧縮器１２の高温の空気収集回路の劣化の構成を示す図２Ｂを参照すると、高圧空間３３に近い部分３２ａで破断することによって収集管１２が損傷を受ける。この場合、高圧空間３３に含まれる空気と、圧縮器１２の上流側の段１２ａの上流収集ポート３０からの収集管３２を通過する低温の空気との間で、混合が生じる。このようにして、矢印３７に沿って圧縮器１２の下流側の段１２ｂから出る過度に高い温度の空気が、図１の矢印付きの経路Ｐで描かれた高温の加圧空気収集回路によって燃料タンクに運ばれる。この過度に高い温度の空気は、タンク内の燃料自己着火のリスクを招く。一例として、ターボジェットを飛行機の構造体に連結するパイロンの入口における、収集回路から送られる高温空気については、温度２３２℃を超えないことが要求されうる。

したがって、過度に高い温度の空気が加圧のため燃料タンクに送り込まれるのを避けるために、圧縮器１２の高温加圧空気収集回路に保護システムを設ける必要がある。

その解決策が、本出願人により、特にセンサまたは制御弁の使用に基づいて設計されているが、その解決策は完全に満足のいくものではないと判明しており、いくつかの欠点を含んでいる。具体的には、かかる解決策は、技術的な実現可能性、高コスト、さらにはその解決策実施の複雑さの点で困難を有しうる。

したがって、タービンエンジンの圧縮器段などの航空機タービンエンジンの一部分に属する、例えば燃料タンクに供給するよう意図されている加圧空気の収集管への、高圧空間などに含まれる過度に高い温度の加圧空気の流入を防止または制限する代替解決策を提供する必要がある。このような必要性は特に、収集管が損傷を受けた場合、具体的には破断した場合に存在する。

つまり、かかる収集管を介して高温の加圧空気が供給される燃料タンク内の温度上昇を、収集管が損傷を受けた場合、具体的には破断した場合に防止または少なくとも制限可能なようにする必要がある。

さらに実施が簡単で、重量およびサイズの増大が最小限に抑えられる解決策を提供する必要がある。

本発明の目的は、本出願人の従来の設計に関連する上述の必要性および欠点を少なくとも部分的に克服することである。

したがって、本発明の目的は、その態様の１つによると、航空機タービンエンジン向けの加圧空気を供給するためのシステムにおいて、前記航空機タービンエンジンの圧縮空気を収集するための部分から収集された加圧空気を前記航空機の圧縮空気を使用するための部分に供給するよう構成されるシステムであって、
前記航空機タービンエンジンの前記圧縮空気収集部分のケーシングに形成された加圧空気を収集するためのポートと、
前記圧縮空気を使用するための部分に向けた前記収集された加圧空気の収集および搬送を可能にするために、前記収集ポートに結合される収集部材と、
前記タービンエンジンの一区画のケーシングに形成された前記収集部材の貫通ポートにおいて、このケーシングが前記圧縮空気を収集するための部分の前記ケーシングに対して小刻みに動きやすくなっており、前記収集部材がこの小刻みな動きの間の前記貫通ポートに対する移動の自由を有した状態で通過する貫通ポートと、
前記圧縮空気を収集するための部分の前記ケーシングと前記タービンエンジンの前記区画の前記ケーシングとの間に位置し、前記収集された加圧空気の圧力よりも高い圧力の加圧空気を含んだ前記収集部材が通過する高圧空間とを含み、
前記収集部材が破断した場合に前記高圧空間から前記収集部材へ加圧空気が流入するのを防止するための密閉手段を含み、前記密閉手段が、ほぼ密閉された分離点を、前記高圧空間と前記区画に連通し前記収集部材の周囲に設けられた自由空間との間に形成するように、前記圧縮空気を収集するための部分の前記ケーシングと前記区画の前記ケーシングとのほぼ間に位置することを特徴とするシステムである。

本発明によれば、収集部材が破断した場合でも、特に燃料自己着火のリスクを招きうる過度に高い温度の加圧空気の導入の可能性を伴わずに、たとえば、タービンエンジンの圧縮器段などからの加圧空気の収集部材を介した、航空機の燃料タンクなどの航空機部分への加圧空気の供給を可能にできる。さらに、本発明は、高温加圧空気収集部材が配置されうる環境に適合した、その高温加圧空気収集部材を保護するための簡単でコンパクトな解決策を提供できる。

本発明による加圧空気を供給するためのシステムは、個別に、または技術的に可能な任意の組合せに従って、以下の特徴の１つまたは複数をさらに含みうる。

収集部材は、有利には収集管で構成される。同様に、後述する保護部材は、有利には保護管で構成される。したがって、この収集部材は、保護管の内側に位置する内管を構成し、保護管は収集部材に対して外管を構成しうる。具体的には、保護管は、加圧空気を収集するためのポートに収集管を取り付けるためのロックナットを構成しうる。

前記供給システムは、前記収集部材が結合される航空機の少なくとも１つの燃料タンクに加圧空気を供給するための装置を含みうる。

航空機タービンエンジンの圧縮空気を収集するための部分は、タービンエンジンの圧縮器段、特に高圧圧縮器で構成されうる。具体的には、収集部材は、タービンエンジンの圧縮器の上流側の段の収集ポートに結合され、高圧空間は圧縮器の上流側の段の圧力よりも高い圧縮器の下流側の段の圧力を有しうる。

収集部材は、高温の加圧空気の管路に結合されうる。この高温の加圧空気の管路は、タービンエンジンの補助機器アームの内部に位置し、タービンエンジンのコア区画とファン区画を接続する。

前記密閉手段は、前記貫通ポートの中の前記収集部材の周囲に前記貫通ポートに対する移動の自由を有しながら配設される第一密閉部品を含みうる。前記第一密閉部品は、前記圧縮空気を収集するための部分の前記ケーシングに、結合箇所での前記高圧空間からの大きな空気漏れを防止するよう密閉結合によって連結される。

一方、前記密閉結合は、球面部分を形成する外側環状表面を備えた第二密閉部品によって形成されうる。前記第一密閉部品は、前記第二密閉部品に密閉した形でヒンジ式に取り付けられるように、前記球面部分との円形の接触線を形成する内側円筒表面を備えた自由端を有しうる。

代替形態として、球面部分を形成する外側環状表面を備えるかかる第二密閉部品を設けなくてもよい。具体的には、収集ポートを形成する後述するボスの周面に球面部分を形成してもよい。

前記システムはさらに、前記収集部材が通過する保持カバーを含みうる。前記保持カバーは、前記タービンエンジンの前記区画の前記ケーシングに取り付けられ、前記ケーシングに対する前記密閉手段の移動の自由を可能にしながら前記ケーシングと前記密閉手段とを密閉式に連結するように配置される。

前記第一密閉部品はスライド式リードスルー・プレート（sliding lead-through）を含みうる。前記スライド式リードスルー・プレートは、前記保持カバーの対応する平面部分にその上を滑る可能性を有しながら当接可能な平面部分を有し、前記第一密閉部品の移動の自由が、前記平面部分に平行な平面内で、この平面に対する垂直の移動を防止しながら実現される。

前記収集ポートは、前記圧縮空気を収集するための部分の前記ケーシング上のボスによって形成されうる。前記ボスの内側表面は、前記収集ポートの前記ボスへの前記収集部材の取り付けを可能にするために、前記収集部材の第一端部の外側表面のねじ山と協働するように構成されたタップ穴によって形成される。

一方、第二密閉部品はほぼ環状のシール座金としてもよい。前記第二密閉部品は、前記圧縮空気を収集するための部分の前記ケーシングの前記ボスに取り付けられうる。前記第二密閉部品は、前記収集部材を挿入するための貫通口を含みうる。

前記供給システムはさらに、収集部材、特に収集部材の第一外側ボスと、第二密閉部品との間に配置されるクランプ・ジョイントを含みうる。

かかるクランプ・ジョイントは、特に、ロックの有無にかかわらず、ほぼ環状のばね座金で構成されうる。例えば、このばね座金は、例えば、「ベルビル（Belleville）」タイプの座金または一重コイルばね歯付ロックワッシャ（single coil spring toothed lock washer）から選択されうる。

収集部材はさらに、第一外側ボスから一定の距離隔てて位置する第二外側ボスを含みうる。収集部材の、第一外側ボスと第二外側ボスの間に位置する部分が、機械的に弱い領域すなわち機械的に脆い領域を構成するようになっており、このことは、収集部材が破断した（すなわち割れた）場合に好都合である。

収集部材の第二外側ボスにより、例えば収集部材および/または第一密閉部品が破断した場合など、漏れが生じた場合に、加圧空気の流量を制限（または校正）することも可能になりうる。この場合、第二外側ボスは、スライド式クロッシング・プレート（sliding crossing plate）が延びる第一密閉部品の端部の外側ボスにほぼ面した収集部材上に形成されうる。したがって、収集部材の第二外側ボスと第一密閉部品の外側ボスは、それらの間に、漏れの場合に加圧空気流量を制限する流路を画定できる。

前記収集部材の周囲に少なくとも部分的な外殻を形成する保護部材が、前記収集部材と前記第一密閉部品の間に位置しうる。前記保護部材は、その内部に前記収集部材が少なくとも部分的に入るための挿入空洞を含みうる。前記収集部材が前記収集ポートの前記ボスに取り付けられると、前記保護部材が前記第二密閉部品に当接するように配置される。

前記保護部材は、前記収集部材の前記第一端部に取り付けられる第一端部を含みうる。前記保護部材の前記第一端部は特に、前記収集部材の前記第一端部の前記外側表面のねじ山と協働するように構成されたタップ部分を含む。前記保護部材はさらに、前記収集部材と前記第一密閉部品から一定の距離隔てて位置する第二自由端を含みうる。

保護部材の完全性は、その保護部材が第二自由端をその周囲の各要素と接触しない状態で含み、第一密閉部品が前記第二密閉部品に当接し、保護部材には当接しないことによって確保されうる。その結果、保護部材は応力を受けず、破断することがない。具体的には、保護部材は、その第二端部と収集部材との間に隙間を形成するように、供給システムに配置されうる。したがって、この第二端部に機械的な偏りが生じない。

収集部材の第一端部の外側表面のねじ山と、圧縮空気を収集するための部分のケーシングのボスの内側表面のタップ穴と、保護部材の第一端部のタップ部分は、互いに保持し合うことから、供給システムの機械的に弱い領域を構成せず、破断しえない。したがって、収集部材および／または保護部材が破断した場合であっても、ねじ山とタップ穴とタップ部分の間の組立は保たれる。

一方、前記保護部材の前記第一端部は、前記収集部材を前記収集ポートの前記ボスに取り付けるためのロックナットを構成するために、前記第二密閉部品に当接し、前記収集部材の前記第一端部にねじ込まれうる。

最後に、本発明の目的は、その態様のうちのもう一つの態様によると、前記で定義したような、加圧空気を供給するためのシステムを組み立てる方法であって、
ａ）前記第二密閉部品を、前記圧縮空気を収集するための部分の前記ケーシングの前記ボスに当接して配置するステップと、
ｂ）前記第一密閉部品を前記第二密閉部品と密閉式に係合して配置するステップと、
ｃ）特に、前記保護部材の前記タップ部分を、前記収集部材の前記第一端部の前記外側表面の前記ねじ山にねじ込むことによって、前記保護部材を前記収集部材に取り付けるステップと、
ｄ）前記保護部材と前記収集部材によって形成された前記組立体を、前記収集ポートに取り付けるステップにおいて、特に、前記保護部材が前記第二密閉部品に接触するまで、前記収集部材の前記第一端部の前記外側表面の前記ねじ山を、前記ボスの前記内側表面の前記タップ穴にねじ込むことによって行うステップと、
ｅ）場合により、前記組立体を一体化するために、前記保護部材を前記収集部材にもう一度締め付けるステップとを含む方法である。

したがって、タービンエンジンへの保護部材の取り付けが、保護部材が予め取り付けられている収集部材によって行われる。この収集部材は、保護部材と収集部材の同時取り付けを可能にする特定の工具を有しているとみなされうる。

本発明による加圧空気を供給するためのシステムおよびその組み立て方法は、個別に、または他の特徴との技術的に可能な任意の組合せに従って、前記で説明した特徴のいずれかを含みうる。

本発明については、その非限定的な例示的実施形態の以下の詳細な説明を、添付図面の概略部分図を検討しながら読めば、よりよく理解できよう。

圧縮器段から高温加圧空気の収集が行われる例示的な航空機ターボジェットを示す軸方向の半断面図である。 高温加圧空気収集回路が設計動作状態にある場合の、図１のターボジェットの圧縮器における部分拡大図である。 高温加圧空気収集回路が劣化した場合の、図１のターボジェットの圧縮器における部分拡大図である。 本発明による加圧空気を供給するためのシステムの第一例示的実施形態を示す軸方向の部分断面図である。 図３の加圧空気を供給するためのシステムを組み立てる方法のステップを示す軸方向の部分断面図である。 図３の加圧空気を供給するためのシステムを組み立てる方法のステップを示す軸方向の部分断面図である。 図３の加圧空気を供給するためのシステムを組み立てる方法のステップを示す軸方向の部分断面図である。 図３の加圧空気を供給するためのシステムを組み立てる方法のステップを示す軸方向の部分断面図である。 本発明による加圧空気を供給するためのシステムの第二例示的実施形態を示す軸方向の部分断面図である。 図５の例の代替実施形態を示す軸方向の部分断面図である。

各図を通して、同一の参照符号は、同一または類似の要素を示しうる。

さらに、各図に示される種々の部品は、図をより理解しやすくするために、必ずしも均一の縮尺で描かれていない。

尚、この説明の全体を通して、上流および下流という用語は、タービンエンジン１０の気体の通常の主流方向Ｆ（上流から下流へ）に対して判断される。一方、タービンエンジン１０の径方向の対称軸は、タービンエンジン１０の軸Ｔと呼ばれる。タービンエンジン１０の軸方向はタービンの回転軸に対応し、タービンエンジン１０の軸Ｔの方向でもある。タービンエンジン１０の径方向は、タービンエンジン１０の軸Ｔに垂直な方向である。さらに、特に断らない限り、軸方向の、径方向の、軸方向におよび径方向にという形容詞および副詞は、上述の軸方向および径方向に関して使用される。さらに、特に断らない限り、内側および外側という用語は、径方向に対して、一要素の内側部分が同じ要素の外側部分よりもタービンエンジン１０の軸Ｔに近くなるように使用される。

図１、２Ａおよび２Ｂについては、本発明の技術的背景に関する部分で既に説明した。

図３および５を参照すると、本発明による加圧空気を供給するためのシステム１の第一および第二例示的実施形態の軸方向の部分断面図がそれぞれ示されている。図４Ａ、４Ｂ、４Ｃおよび４Ｄは、図３の加圧空気を供給するためのシステムを組み立てる方法の４つのステップを示す軸方向の部分断面図である。

これらの実施例全体にわたって、航空機タービンエンジン１０は、図１を参照して説明したタービンエンジンのようなものでありうるとみなされ、したがって図１を参照して説明した各要素については、この詳細な説明で繰り返して説明しない。ただし、タービンエンジン１０は別のタイプのものであってもよく、特に２軸式ターボファンエンジンに対応しうる。

一方、以下に説明する各例示的実施形態について、本発明による供給システム内を流れる高温の加圧空気は、燃料タンクを加圧して燃料自己着火のリスクを回避するために、航空機の少なくとも１つの燃料タンクに供給するためのものとみなされる。

さらに、供給システム１は、図１を参照して説明したように、タービンエンジン１０の圧縮器１２、特に高圧圧縮器の上流側の段１２ａからの高温加圧空気の収集管３２を含むとみなされる。収集管３２は高圧空間３３を通過し、高圧空間３３の圧力は圧縮器１２の下流側の段１２ｂの圧力であり、その圧力は圧縮器１２の上流側の段１２ａの圧力よりも高い。さらに、以下に説明する供給システム１の密閉手段の目的は、特に、この収集管３２の破断の結果生じる故障事例を克服することである。

当然ながら、以上の選択内容は限定的ではない。具体的には、供給システム１を、加圧空気をタービンエンジン１０の別の部分で収集可能なように設けることも、航空機の燃料タンク以外の部分に供給可能にすることもでき、例えば除氷運転のためや、上昇段階での航空機の客室などの空調用途のためなどにも使用できる。

図３に、本発明による加圧空気を供給するためのシステム１の第一例示的実施形態が部分的に示されている。

システム１は、圧縮器１２のケーシング１２ｃに形成された加圧空気を収集するためのポート３０を含む。

さらに、圧縮器１２の上流側の段１２ａから加圧空気を収集して航空機燃料タンクに向けて搬送することを可能にするために、収集ポート３０に、収集管３２（内側管）が結合されている。

さらに、加圧空気を供給するためのシステム１は、収集管３２の貫通ポート３８を含む。貫通ポート３８は、タービンエンジン１０のコア区画ＺＣのケーシング３９に形成されている。このケーシング３９は、圧縮器１２のケーシング１２ｃに対して小刻みに動きやすくなっている。この「小刻みな動き」という表現は、具体的には、圧縮器１２のケーシング１２ｃに対するコア区画ＺＣのケーシング３９の相対的な移動を意味する。この移動は、両ケーシングが受ける機械的応力および膨張によって引き起こされる。例えば、圧縮器１２のケーシング１２ｃは、コア区画ＺＣのケーシング３９よりも高い温度にさらされうる。さらに、タービンエンジン１０の動作中、タービンによって生じる推力およびトルクは、各ケーシングの一時的な変形をもたらし、その変形にケーシング間の小刻みな相対的移動が伴う。
収集ポート３０と貫通ポート３８は、収集管３２の軸に対応する同一の軸にほぼ沿って延びているが、こういった相対的移動の結果として、動作時にその位置がわずかにずれることがある。両方のケーシング１２ｃと３９との間の角度だけでなく、両方のポート３０と３８との間の距離もわずかに変動しうる。こういった理由から、収集管３２は、ケーシング１２ｃの収集ポート３０に取り付けられる。したがって収集管３２はポート３０の動きに追従するが、この小刻みな動きの間ケーシング３９に接触しないように、貫通ポート３８に対する移動の自由を有した状態で、その貫通ポート３８を通過することが望ましい。収集管３２がケーシング３９に当接していると、実際に、その管の破断を生じさせる恐れのある応力が管に発生する。

さらに、収集管３２は、収集管部分３２ａに沿って高圧空間３３を通過する。高圧空間３３は、圧縮器１２のケーシング１２ｃとコア区画ＺＣのケーシング３９との間に位置する。

高圧空間３３は、圧縮器１２の上流側段１２ａから収集された加圧空気よりも高い圧力の空気を含む。

本発明によると、加圧空気を供給するためのシステム１は、収集管３２が破断した場合に高圧空間３３から収集管３２へ加圧空気が流入するのを防止するために、密閉手段２を含む。この密閉手段２は、ほぼ密閉された分離点を、コア区画ＺＣと連通し収集管３２の周囲に設けられた自由空間４０と高圧空間３３との間に形成するように、圧縮器１２のケーシング１２ｃとコア区画ＺＣのケーシング３９とのほぼ間に位置する。前記自由空間４０は、収集管３２の機械的に弱い領域Ｚｆに沿って広がっている。

さらに、スライド式リードスルー２（「ヨーヨー」と呼ばれることもある）としての第一密閉部品が、貫通ポート３８に対する移動の自由を有しながら、その貫通ポート３８の中の収集管３２の周囲に配設される。このスライド式リードスルー２は、圧縮器１２のケーシング１２ｃに、結合箇所での高圧空間３３からの大きな空気漏れを防止するように密閉結合によって連結される。

この密閉結合は、第二密閉部品５によって形成される。第二密閉部品５は、収集管３２を通過させるための貫通口５ａを含む。この第２密閉部品５は、球面部分を形成する外側環状表面を備えたシール座金の形状を有する。スライド式リードスルー２は、シール座金５に密閉した形でヒンジ式に取り付けられるように、この球面部分との円形の接触線を形成する内側円筒表面を備えた自由端２ｃを有する。こうしてスライド式リードスルー２を第二密閉部品５にヒンジ式に取り付けることによって、圧縮器１２のケーシング１２ｃに対してコア区画ＺＣのケーシング３９が相対的に動いているとき、具体的には、両ケーシング間の角度および／または距離が期せずして変動したときに、これらの密閉部品に応力が生じないようにすることが可能になる。実際には、スライド式リードスルー２は、ケーシング３９と一体化している表面上を、この表面に対して垂直なままスライドするよう、すなわち局所的に滑るよう意図されている。

一方、システム１はさらに、収集管３２が通過する保持カバー３を含む。保持カバー３は、タービンエンジン１０のコア区画ＺＣのケーシング３９に取り付けられ、ケーシング３９に対するスライド式リードスルー２の移動の自由を可能にしながら、ケーシング３９とスライド式リードスルー２とを密閉式に連結するように配置される。保持カバー３は、収集管３２を挿入するための第二貫通ポート３ａを含む。

スライド式リードスルー２は、スライド式リードスルー・プレート２ａをさらに含み、このスライド式リードスルー・プレート２ａは、保持カバー３の対応する平面部分に、その上を滑る可能性を有しながら当接可能な平面部分を有する。スライド式リードスルー２の移動の自由は、その平面部分に平行な平面内で、この平面に対する垂直の移動を防止しながら実現される。したがって、スライド式リードスルー・プレート２ａは、コア区画ＺＣのケーシング３９と、収集管３２を挿入するための第一貫通ポート２ｂとに接して配設される。

スライド式リードスルー２は、収集管３２とタービンエンジン１０のコア区画ＺＣのケーシング３９との間に、相対的に移動に取り付けられる。具体的には、スライド式リードスルー２は、保持カバー３に対して滑ることを許容しつつ、その保持カバー３に当接するように取り付けられる。さらに、スライド式リードスルー・プレート２ａと、ケーシング３９に当接する保持カバー３の内部環状肩との間に、隙間Ｊが設けられる。したがって、保持カバー３によって、スライド式リードスルー２をケーシング３９に対して軸方向に保持することが可能になる。しかしながら、ケーシング３９の外側表面とスライド式リードスルー・プレート２ａとの間には、図３には示されていない小さな隙間が設けられている。これは、保持カバー３とケーシング３９との間にこのプレート２ａが挟み込まれるのを回避するためである。高圧空間３３の圧力は、コア区画ＺＣの圧力よりも高く、したがってスライド式リードスルー２を外側に向かって押し出すので、プレート２ａは保持カバー３に押し付けられる。これでプレート２ａとケーシング３９とは接触しなくなる。

収集ポート３０は、ケーシング１２ｃのボス３０ａによって形成されている。このボスは開口を有する。この開口は、ケーシング１２ｃを通過し、収集管３２の軸に対応するポート軸に沿って延びる。ボスの開口を画定する内側表面Ｓｉは、収集管３２の第一端部３２ｂの外側表面Ｓｅのねじピッチ３２ｃと協働するタップ穴３０ｂによって形成される。このように、ボス３０ａへの収集管３２の取り付けは、タップ穴３０ｂにねじピッチ３２ｃをねじ込むことによって可能になる。

シール座金５は、圧縮器１２のケーシング１２ｃのボス３０ａに取り付けられる。

さらに、図３のこの第一実施例では、密閉手段は、収集管３２の周囲に部分的な外殻を形成する保護管４（外側管）も含む。

保護管４は、収集管３２とスライド式リードスルー２の間に位置する。保護管４は、その内部に収集管３２が部分的に入るための挿入空洞４ａを含む。

さらに、この図３および図４Ｂ〜４Ｄから分かるように、保護管４は、収集管３２の第一端部３２ｂに取り付けられる第一端部４ｂを含む。

保護管４のこの第一端部４ｂは、収集管３２の第一端部３２ｂの外側表面Ｓｅのねじ山３２ｃと協働するタップ部分４ｄ（ロックナット）を含む。

さらに保護管４は、スライド式リードスルー２から径方向に一定の距離を隔てて位置しており、収集管３２から径方向に一定の距離隔てて位置する第二自由端４ｃを含んでいる。したがって、圧縮器１２のケーシング１２ｃに対してコア区画ＺＣのケーシング３９が相対的に動いている間、保護管４は、スライド式リードスルー２と軸方向に整列しなくなるが、通常スライド式リードスルー２には接触しない。さらに、収集管３２は、わずかな撓みを強制する応力を受けても、通常は第二端部４ｃに接触しない。したがって、保護管４の完全性は、特にこの第二自由端４ｃによって確保される。保護管４は応力を受けず、したがって破断しえない。

一方、図３から分かるように、保護管４の第一端部４ｂは、接触面での一定の密閉性を確保するように、シール座金５と接触している。

内側の収集管３２が破断した場合、矢印Ｒ１で示されている漏れ加圧空気が、コア区画ＺＣに向かって抜ける。同様に、スライド式リードスルー２が破断した場合、矢印Ｒ２で示されている漏れ加圧空気が、コア区画ＺＣに向かって抜けるが、収集管３２内部の、燃料タンクを加圧するための回路には向かわない。

次に、図４Ａ〜４Ｄを参照して、図３の第一実施例の加圧空気を供給するためのシステム１を組み立てる方法のステップについて説明する。

図４Ａに示されている第一ステップａ）および第二ステップｂ）で、シール座金５を圧縮器１２のケーシング１２ｃのボス３０ａ上に配置してから、スライド式リードスルー２をシール座金５と密閉式に係合して配置することによって、シール座金５とスライド式リードスルー２がそれぞれタービンエンジン１０に導入される。

一方、図４Ｂに示されているように、ロックナットを形成する保護管４が、ステップｃ）で、収集管３２の第一端部３２ｂの外側表面Ｓｅのネジ山３２ｃと保護管４のタップ部分４ｄとの協働によって、図４Ｂに示されている矢印Ｆ１に従って前進することによって収集管にねじ込まれる。

図４Ｃに示されているように、このとき、互いにねじ込まれた保護管４と収集管３２とによって形成された組立体が得られる。

次に、図４Ｄに示されているように、ステップｄ）に従って、収集管３２のねじ山３２ｃを収集ポート３０のボス３０ａの内側表面Ｓｉのタップ穴３０ｂにねじ込むことにより、この組立体が、矢印Ｆ２に沿った回転で矢印Ｆ３に従って前進することで、タービンエンジン１０に導入される。このねじ込みはこうして、保護管４がシール座金５に接触するまで進められる。

最後に、ステップｅ）で、組立体を一体化するために、ロックナットを形成する保護管（４）が収集管３２にもう一度締め付けられる。

図５に、本発明による加圧空気を供給するためのシステム１の第二実施例が部分的に示されている。

この第二実施例では、図３を参照して説明した要素と共通する要素の説明は繰り返さない。

この第二実施例で、図３を参照して説明した第一実施例と基本的に異なる点は、加圧空気を収集するためのポート３０に収集管３２を取り付ける手段が、ロックナットを含んでいないところである。これにより保護管４なしで済ますことが可能になる。

具体的には、シール座金５とスライド式リードスルー２によって密閉手段が形成される。

ただし、この実施例では、供給システム１はまた、収集管３２の第一外側ボス３２ｄとシール座金５との間に配置される、ほぼ環状のばねクランプ・ジョイント６を含む。

このクランプ・ジョイント６は、例えば、「ベルビル」タイプの座金または一重コイルばね歯付ロックワッシャから選択されうる。

一方、収集管３２はさらに、その端の近くに第二外側ボス３２ｅを含む。この第二外側ボス３２ｅのところで、収集管３２は、コア区画ＺＣ内において、図１の矢印の経路Ｐで示されている高温加圧空気を収集するための回路の管路（図示せず）に結合される。収集管３２をコア区画ＺＣで前記管路に結合すると、その収集管３２に応力が生じる。その結果、動作時に管３２が破断する（すなわち割れる）リスクが完全に排除されえない。外側ボス３２ｅは、第一外側ボス３２ｄから一定の距離を隔てて位置している。第１外側ボス３２ｄと第２外側ボス３２ｅとの間に位置する収集管３２の部分が、機械的に弱い領域Ｚｆ、すなわち機械的に脆い領域を構成する。このことは、収集管３２が破断した場合に好都合である。

この第一ボス３２ｄおよび第二ボス３２ｅは、図３の実施例の収集管３２上にも存在する。これらのボスによって、機械的に弱い領域Ｚｆを画定することが可能になる。異常に強い機械的な偏りが生じた場合、この領域Ｚｆで収集管３２の割れが起こりうる。

一方、第二外側ボス３２ｅにより、例えば収集管３２および／またはスライド式リードスルー２が破断した場合など、漏れが生じた場合に加圧空気の流量を校正することも可能になる。これを行うために、図５に示されているように、この第二外側ボス３２ｅは、スライド式リードスルー・プレート２ａが延びるスライド式リードスルー２の端部の外側ボス２ｄにほぼ面した収集管３２上に形成される。これらの２つのボス３２ｅおよび３２ｄは、それらの間に、漏れの場合に加圧空気を制限する流路を画定する。図３の実施例では、第２ボス３２ｅと保護管４の自由端４ｃとの間に類似の制限流路が形成されている。図４Ｃに示されているように、収集管３２に対する保護管４の位置を設定することによって、この制限流路の空気流の断面が組立体において調整されうる。

収集管３２の機械的に弱い領域Ｚｆを取り囲む空間は、もはや高圧空間３３の圧力ではなく、収集管３２の内部に存在する圧力よりも低い圧力、すなわちコア区画ＺＣの圧力になっている。

収集管３２またはスライド式リードスルー２が破断した場合、すなわち割れた場合、漏れた加圧空気はコア区画ＺＣに向かって抜けるが、収集管３２を加圧するための回路に抜けて燃料タンクに向かうことはない。

以上より、上述した各実施形態において、本発明による加圧空気を供給するためのシステム１の密閉手段によって、高圧空間３３に含まれる加圧空気が、漏れが発生した場合に、収集管３２の内部を燃料タンクに向かって流れないようにすることが確実に可能となる。その結果、漏れは、燃料タンクを加圧するための回路ではなく、コア区画ＺＣに放出される。

さらに、図３の実施例などによる保護管４の存在、または図５の実施例などによるスライド式リードスルー２および密閉部品５の特定の配置により、漏れの場合の加圧空気流量を校正すること、したがって収集管の故障の場合に、圧縮器１２の効率ロスを制限して、燃料消費率（ＳＦＣ）の損失を抑えることが可能になりうる。

当然ながら、本発明は説明した実施例に限定されない。本発明には、当業者により様々な変更が行われうる。

具体的には、図３、４Ａ、４Ｄおよび５を参照して説明した上述の実施例では、シール座金５が球面部分を形成する外側環状表面を含む。この球状部分は、同一の球体の表面に含まれる。しかしながら、本発明の一代替実施形態、例えば図６に示されているような図５の例の代替実施形態によれば、かかるシール座金５を設けることなく、収集ポート３０を形成するボス３０ａの周面に球状部分を直接形成することが可能になりうる。

「１つを含む」という表現は、特に明記しない限り、「少なくとも１つを含む」と同義であると理解されたい。

１ 供給システム
２ 密閉手段、スライド式リードスルー
２ａ スライド式リードスルー・プレート
２ｂ 第一貫通ポート
２ｃ 第一密閉手段２の自由端
３ 保持カバー
３ａ 保持カバーの第二貫通ポート
４ 保護管
４ａ 保護管の挿入空洞
４ｂ 保護管の第一端部
４ｃ 保護管の第二自由端
４ｄ 保護管のタップ部分
５ シール座金
５ａ 第二密閉部品の貫通口
６ クランプ・ジョイント
１０ ターボエンジン
１１ ファン
１１ａ ファンブレード
１１ｂ ファンディスク
１２ 圧縮器
１２ａ 圧縮器の上流側の段
１２ｂ 圧縮器の下流側の段
１２ｃ 圧縮器のケーシング
１３ 燃焼室
１４ タービン
１５ ナセル
１６ 空気流
１６ａ １次空気流
１６ｂ ２次空気流
１７ 中間ケーシング
１８ 出口ファンダクト、中間ケーシングの内側フェルール
１９ 中間ケーシングの外側フェルール
２０ ブレード配列
２１ 内部ケーシング
２２ 出口ファンダクトの内壁
２３ 補助機器アーム
３０ 上流収集ポート
３０ａ 圧縮器のケーシングのボス
３０ｂ タップ穴
３１ 下流収集ポート
３２ 収集管
３２ａ 収集管の管部分
３２ｂ 収集管の第一端部
３２ｃ 収集管の外側表面のねじピッチ
３２ｄ 収集管の第一外側ボス
３２ｅ 収集管の第二外側ボス
３３ 高圧空間
３６ 流体ダクト
３８ 収集管の貫通ポート
３９ コア区画のケーシング
４０ 収集管の周囲の自由空間
ＺＦ ファン領域
ＺＣ コア領域
Ｚｆ 収集管の機械的に弱い領域
Ｓｉ ボスの開口を画定する内側表面
Ｓｅ 収集管の第一端部の外側表面

Claims (11)

1. 航空機タービンエンジン（１０）向けの加圧空気を供給するためのシステム（１）において、前記航空機タービンエンジン（１０）の圧縮空気を収集するための部分（１２）から収集された加圧空気を前記航空機の圧縮空気を使用するための部分に供給するように構成されるシステムであって、
   前記航空機タービンエンジン（１０）の前記圧縮空気収集部分（１２）のケーシング（１２ｃ）に形成された、加圧空気を収集するためのポート（３０）と、
   前記圧縮空気を使用するための部分に向けて前記収集された加圧空気の収集および搬送をするための、前記収集ポート（３０）に結合される収集部材（３２）と、
   前記タービンエンジン（１０）の区画（ＺＣ）のケーシング（３９）に形成された前記収集部材（３２）の貫通ポート（３８）において、前記ケーシング（３９）が、前記圧縮空気を収集するための部分（１２）の前記ケーシング（１２ｃ）に対して小刻みに動きやすくなっており、前記収集部材（３２）がこの小刻みな動きの間の前記貫通ポート（３８）に対する移動の自由を有した状態で通過する貫通ポート（３８）と、
   前記圧縮空気を収集するための部分（１２）の前記ケーシング（１２ｃ）と前記区画（ＺＣ）の前記ケーシング（３９）との間に位置し、前記収集された加圧空気の圧力よりも高い圧力の加圧空気を含み、前記収集部材（３２）が通過する高圧空間（３３）とを有し、
   前記収集部材（３２）が破断した場合に前記高圧空間（３３）から前記収集部材（３２）へ加圧空気が流入するのを防止するための密閉手段（２）を有し、ほぼ密閉された分離点を、前記区画（ＺＣ）に連通し前記収集部材（３２）の周囲に設けられた自由空間（４０）と前記高圧空間（３３）との間に形成するように、前記密閉手段（２）が前記圧縮空気を収集するための部分（１２）の前記ケーシング（１２ｃ）と前記区画（ＺＣ）の前記ケーシング（３９）との間に位置することを特徴とするシステム。
2. 前記密閉手段が、前記貫通ポート（３８）の中の前記収集部材（３２）の周囲に、前記貫通ポート（３８）に対する移動の自由を有しながら配設される第一密閉部品（２）を含み、
   前記第一密閉部品（２）が、前記圧縮空気を収集するための部分（１２）の前記ケーシング（１２ｃ）に、結合箇所での前記高圧空間（３３）からの大きな空気漏れを防止するように密閉結合によって連結されていることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
3. 前記密閉結合が球面部分を形成する外側環状表面を備えた第二密閉部品（５）によって形成されており、
   前記第一密閉部品（２）が、前記第二密閉部品（５）に密閉した形でヒンジ式に取り付けられるように、前記球面部分との円形の接触線を形成する内側円筒表面を備えた自由端（２ｃ）を有することを特徴とする、請求項２に記載のシステム。
4. 前記収集部材（３２）が通過する保持カバー（３）を有し、
   前記保持カバー（３）が、前記タービンエンジン（１０）の前記区画（ＺＣ）の前記ケーシング（３９）に取り付けられ、前記ケーシング（３９）に対する前記密閉手段（２）の移動を許容しつつ、前記ケーシング（３９）と前記密閉手段（２）とを密閉式に連結するように配置されていることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のシステム。
5. 前記第一密閉部品（２）がスライド式リードスルー・プレート（２ａ）を有し、
   前記スライド式リードスルー・プレート（２ａ）が、前記保持カバー（３）の対応する平面部分に、その上を滑ることを許容しつつ当接可能な平面部分を有し、前記第一密閉部品（２）の移動が、前記平面部分に平行な平面内で、この平面に対する垂直の移動を防止しながら実現されていることを特徴とする、請求項２または３と組み合わせて採用される、請求項４に記載のシステム。
6. 前記収集ポート（３０）が、前記圧縮空気を収集するための部分（１２）の前記ケーシング（１２ｃ）上のボス（３０ａ）によって形成されており、
   前記ボス（３０ａ）の内側表面（Ｓｉ）が、前記収集ポート（３０）の前記ボス（３０ａ）への前記収集部材（３２）の取り付けを可能にするために、前記収集部材（３２）の第一端部（３２ｂ）の外側表面（Ｓｅ）のねじ山（３２ｃ）と協働するように構成されたタップ穴（３０ｂ）によって形成されてい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システム。
7. 前記第二密閉部品（５）が、前記圧縮空気を収集するための部分（１２）の前記ケーシング（１２ｃ）の前記ボス（３０ａ）に取り付けられ、前記収集部材（３２）を挿入するための貫通口（５ａ）を含むことを特徴とする、請求項３と組み合わせた、請求項６に記載のシステム。
8. 前記収集部材（３２）の周囲に少なくとも部分的な外殻を形成する保護部材（４）が前記収集部材（３２）と前記第一密閉部品（２）の間に位置しており、
   前記保護部材（４）が、その内部に前記収集部材（３２）が少なくとも部分的に入るための挿入空洞（４ａ）を含み、前記収集部材（３２）が前記収集ポート（３０）の前記ボス（３０ａ）に取り付けられると、前記保護部材（４）が前記第二密閉部品（５）に当接するように配置されることを特徴とする、請求項３と組み合わせた、請求項６または７に記載のシステム。
9. 前記保護部材（４）が、前記収集部材（３２）の前記第一端部（３２ｂ）に取り付けられる第一端部（４ｂ）を含み、
   前記保護部材（４）の前記第一端部（４ｂ）が特に、前記収集部材（３２）の前記第一端部（３２ｂ）の前記外側表面（Ｓｅ）のねじ山（３２ｃ）と協働するよう意図されたタップ部分（４ｄ）を含み、
   前記保護部材（４）が、前記収集部材（３２）および前記第一密閉部品（２）から一定の距離を隔てて位置する第二自由端（４ｃ）を含むことを特徴とする、請求項８に記載のシステム。
10. 前記保護部材（４）の前記第一端部（４ｂ）が、前記収集部材（３２）を前記収集ポート（３０）の前記ボス（３０ａ）に取り付けるためのロックナットを構成するために、前記第二密閉部品（５）に当接し、前記収集部材（３２）の前記第一端部（３２ｂ）にねじ込まれることを特徴とする、請求項９に記載のシステム。
11. 請求項７〜１０のいずれか一項に記載の、加圧空気を供給するためのシステム（１）を組み立てる方法であって、
    ａ）前記第二密閉部品（５）を、前記圧縮空気を収集するための部分（１２）の前記ケーシング（１２ｃ）の前記ボス（３０ａ）に当接して配置するステップと、
    ｂ）前記第一密閉部品（２）を、前記第二密閉部品（５）と密閉式に係合して配置するステップと、
    ｃ）前記収集部材（３２）の周囲に少なくとも部分的な外殻を形成する保護部材（４）の第一端部（４ｂ）に含まれるタップ部分（４ｄ）を、前記収集部材（３２）の前記第一端部（３２ｂ）の前記外側表面（Ｓｅ）の前記ねじ山（３２ｃ）にねじ込むことによって、前記保護部材（４）を前記収集部材（３２）に取り付けるステップと、
    ｄ）前記保護部材（４）および前記収集部材（３２）によって形成された前記組立体を、前記収集ポート（３０）に取り付けるステップにおいて、前記保護部材（４）が前記第二密閉部品（５）に接触するまで、前記収集部材（３２）の前記第一端部（３２ｂ）の前記外側表面（Ｓｅ）の前記ねじ山（３２ｃ）を、前記ボス（３０ａ）の前記内側表面（Ｓｉ）の前記タップ穴（３０ｂ）にねじ込むことによって行うステップと、
    ｅ）前記組立体を一体化するために、前記保護部材（４）を前記収集部材（３２）にもう一度締め付けるステップとを含む方法。

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