JP6616580B2 - 航空機の安全装置 - Google Patents
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Description
本発明は、燃料タンクの防爆のために用いられる航空機の安全装置に関する。
航空機の燃料を貯留する燃料タンクとしての主翼の防爆を図るため、主翼の内部に窒素ガスを封入したり（特許文献１）、絶縁性のキャップを備えた耐雷ファスナ（特許文献２）を主翼に用いることが行われている。
主翼の内部には、外気に通じる通気路が設けられる。この通気路を介して行われる通気により、外気圧と主翼内部の圧力とがバランスされる。
その通気路内、および外気に臨む通気口の付近には、気化した燃料蒸気と空気とが混合した可燃ガスが存在する。この可燃ガスに被雷時や空港火災時に着火した場合、火炎が通気路を通じて燃料タンク内へと突入することを防止する必要がある。
さらに、通気口に火炎が保持された場合、その火炎から主翼のスキンを通じて伝搬した熱により燃料タンク内の燃料が加熱され、燃料タンク内で燃料が発火することを防止する必要もある。
その通気路内、および外気に臨む通気口の付近には、気化した燃料蒸気と空気とが混合した可燃ガスが存在する。この可燃ガスに被雷時や空港火災時に着火した場合、火炎が通気路を通じて燃料タンク内へと突入することを防止する必要がある。
さらに、通気口に火炎が保持された場合、その火炎から主翼のスキンを通じて伝搬した熱により燃料タンク内の燃料が加熱され、燃料タンク内で燃料が発火することを防止する必要もある。
本発明は、可燃ガスに着火したとしても、燃料タンクの爆発を確実に防止することができる航空機の安全装置を提供することを目的とする。
本発明は、航空機の燃料を貯留する燃料タンクを防爆するための安全装置であって、燃料タンクの内部と機外とを連通させる通気路の一部として通気路の機外側の末端の付近に配置され、機外から燃料タンクの内部へと通気路を介して火炎が伝搬することを阻止する火炎伝搬阻止部と、火炎伝搬阻止部よりも機外側に配置され、火炎から燃料タンク内の燃料への伝熱を抑制する伝熱抑制部とを備えることを特徴とする。
本発明によれば、可燃ガスに着火された際に、通気路を介して生じうる逆火を火炎伝搬阻止部により阻止することができる。
さらに、火炎伝搬阻止部よりも機外側で保炎されたとしても、伝熱抑制部により、火炎から燃料タンク内の燃料への伝熱が抑制されるので、燃料タンク内の燃料が発火点にまで加熱されて発火することを免れることができる。
さらに、火炎伝搬阻止部よりも機外側で保炎されたとしても、伝熱抑制部により、火炎から燃料タンク内の燃料への伝熱が抑制されるので、燃料タンク内の燃料が発火点にまで加熱されて発火することを免れることができる。
本発明における伝熱抑制部は、火炎の熱を相転移により吸熱する吸熱材を備えることができる。その吸熱材は、通気路の周方向の略全体に亘り配置されることが好ましい。
また、本発明における伝熱抑制部は、通気路の末端から火炎伝搬阻止部に至るまでの区間に亘り通気路の一部を形成する内周部と、前記区間に亘り内周部を外側から包囲する外周部とを備えることができる。内周部および外周部の間に間隙が形成されることにより、内周部と外周部との間の伝熱を抑制する断熱性が与えられる。
間隙は、大気圧に対して減圧された密閉空間であることが好ましい。
また、本発明における伝熱抑制部は、通気路の末端から火炎伝搬阻止部に至るまでの区間に亘り通気路の一部を形成する内周部と、前記区間に亘り内周部を外側から包囲する外周部とを備えることができる。内周部および外周部の間に間隙が形成されることにより、内周部と外周部との間の伝熱を抑制する断熱性が与えられる。
間隙は、大気圧に対して減圧された密閉空間であることが好ましい。
本発明の航空機は、上述した安全装置を備えることを特徴とする。
その航空機の主翼の翼端に位置するサージタンクに、通気路の機外側の末端を形成するダクトが設けられていることが好ましい。
その航空機の主翼の翼端に位置するサージタンクに、通気路の機外側の末端を形成するダクトが設けられていることが好ましい。
本発明によれば、可燃ガスに着火したとしても、伝熱抑制部により、燃料タンクの爆発を確実に防止することができる。
以下、添付図面を参照しながら、航空機の燃料タンクを防爆するために用いられる安全装置について説明する。
［第１実施形態］
航空機のエンジンに供給される燃料（ジェット燃料）は、図１（ａ）に示すように、主翼１０および胴体１１（中央翼）から構成された燃料タンク１２内に貯留される。
ここで、飛行高度に応じて航空機の周囲の外気圧が変化しても、外気圧と燃料タンク１２の内圧との差圧により燃料タンク１２に過大な圧力が加わることを避ける必要がある。また、エンジンにより消費された燃料タンク１２内の燃料の体積減少分、燃料タンク１２内に空気を取り入れ、燃料の供給を継続する必要もある。
そのため、燃料タンク１２に、内部と外部とを通気させる通気路２０を設けることにより、外気圧と内圧とのバランスを図っている。
［第１実施形態］
航空機のエンジンに供給される燃料（ジェット燃料）は、図１（ａ）に示すように、主翼１０および胴体１１（中央翼）から構成された燃料タンク１２内に貯留される。
ここで、飛行高度に応じて航空機の周囲の外気圧が変化しても、外気圧と燃料タンク１２の内圧との差圧により燃料タンク１２に過大な圧力が加わることを避ける必要がある。また、エンジンにより消費された燃料タンク１２内の燃料の体積減少分、燃料タンク１２内に空気を取り入れ、燃料の供給を継続する必要もある。
そのため、燃料タンク１２に、内部と外部とを通気させる通気路２０を設けることにより、外気圧と内圧とのバランスを図っている。
〔主翼のタンク構成〕
燃料タンク１２は、隔壁１２１によってインナータンク１３とアウタータンク１４とに区分される。
インナータンク１３およびアウタータンク１４に貯留される燃料は、図示しない燃料ポンプによりエンジンへと送られる。燃料ポンプは、インナータンク１３およびアウタータンク１４の双方にそれぞれ設けることができる。あるいは、タンク間で燃料を移送する機構が設けられている場合は、いずれか一方のタンクにだけ燃料ポンプを設けることができる。
燃料タンク１２は、隔壁１２１によってインナータンク１３とアウタータンク１４とに区分される。
インナータンク１３およびアウタータンク１４に貯留される燃料は、図示しない燃料ポンプによりエンジンへと送られる。燃料ポンプは、インナータンク１３およびアウタータンク１４の双方にそれぞれ設けることができる。あるいは、タンク間で燃料を移送する機構が設けられている場合は、いずれか一方のタンクにだけ燃料ポンプを設けることができる。
インナータンク１３は、胴体１１から、左右の主翼１０（一方のみを図示）の基端側にかけて設けられる。
アウタータンク１４は、隔壁１２１を介してインナータンク１３に隣接し、主翼１０の先端の近傍にまで延在する。主翼１０の先端（翼端）には、サージタンク１５が設けられる。
アウタータンク１４およびサージタンク１５は、左右の主翼１０にそれぞれ設けられる。
アウタータンク１４は、隔壁１２１を介してインナータンク１３に隣接し、主翼１０の先端の近傍にまで延在する。主翼１０の先端（翼端）には、サージタンク１５が設けられる。
アウタータンク１４およびサージタンク１５は、左右の主翼１０にそれぞれ設けられる。
サージタンク１５は、隔壁１２２を介してアウタータンク１４に隣接する。
サージタンク１５は、インナータンク１３またはアウタータンク１４から通気路２０に過渡的に入り込んだ燃料を受け止めて機外に漏れ出ないようにする。普段は、サージタンク１５の内部空間には燃料が貯留されていない。
サージタンク１５は、インナータンク１３またはアウタータンク１４から通気路２０に過渡的に入り込んだ燃料を受け止めて機外に漏れ出ないようにする。普段は、サージタンク１５の内部空間には燃料が貯留されていない。
〔通気路〕
通気路２０は、インナータンク１３から、アウタータンク１４を経由して、サージタンク１５に至るまで、主翼１０の長手方向に延びている。
通気路２０は、通常の配管を用いて構成することができるほか、スキンの裏面に主翼１０の長手方向に沿って平行に設けられるストリンガを用いて構成することもできる。具体的に、隣り合うストリンガとストリンガとの間に位置する空間を燃料タンク１２内の貯留空間と仕切ることで、それらのストリンガの間に通気路２０を形成することができる。
通気路２０は、インナータンク１３から、アウタータンク１４を経由して、サージタンク１５に至るまで、主翼１０の長手方向に延びている。
通気路２０は、通常の配管を用いて構成することができるほか、スキンの裏面に主翼１０の長手方向に沿って平行に設けられるストリンガを用いて構成することもできる。具体的に、隣り合うストリンガとストリンガとの間に位置する空間を燃料タンク１２内の貯留空間と仕切ることで、それらのストリンガの間に通気路２０を形成することができる。
通気路２０は、アウタータンク１４の内部に通じる通気口２２と、インナータンク１３の内部に通じる通気口２３と、サージタンク１５に設置されて外気に通じる通気ダクト２１とを備えている。
通気路２０は、左右の主翼１０の各々に左右対称に設けられており、インナータンク１３には、左側の通気路２０の通気口２３と、右側の通気路２０の通気口２３とが配置される。
通気路２０は、左右の主翼１０の各々に左右対称に設けられており、インナータンク１３には、左側の通気路２０の通気口２３と、右側の通気路２０の通気口２３とが配置される。
通気路２０により、インナータンク１３およびアウタータンク１４の各々の内部空間が外気に通じる。そして、外気圧と各タンクの内圧との差圧に応じて、外気が各タンク内へと流入する、あるいは、各タンク内のガスが機外へと流出することによって、外気圧と各タンクの内圧とが均圧される。
ここで、通気路２０内には、インナータンク１３およびアウタータンク１４に貯留される燃料が気化した燃料蒸気（例えば、ヘキサン）と、空気とが混合した可燃ガスが流れる。
したがって、機体の被雷により主翼１０に大電流が流れ、ファスナが設けられた箇所などで放電したり、空港の建物火災や他の航空機の火災によって火炎や火花が主翼１０の周囲に及んだりすると、スパークや火花等を着火源として、通気ダクト２１の付近に存在する可燃ガスが着火するおそれがある。
そのため、通気路２０は、可燃ガスへの着火により生じた火炎Ｆに対して燃料タンク１２を防爆する安全装置３０を備える。
したがって、機体の被雷により主翼１０に大電流が流れ、ファスナが設けられた箇所などで放電したり、空港の建物火災や他の航空機の火災によって火炎や火花が主翼１０の周囲に及んだりすると、スパークや火花等を着火源として、通気ダクト２１の付近に存在する可燃ガスが着火するおそれがある。
そのため、通気路２０は、可燃ガスへの着火により生じた火炎Ｆに対して燃料タンク１２を防爆する安全装置３０を備える。
図１（ｂ）および図２に示すように、通気路２０の末端部を構成する通気ダクト２１は、主翼１０の下側のスキン１６に組み付けられたベース部材１６１に設けられている。
ベース部材１６１は、スキン１６に形成された開口１６０の周縁部に設けられている。
スキン１６およびベース部材１６１は、アルミニウム合金、ステンレス鋼などの金属材料、あるいは繊維強化樹脂から形成される。
ベース部材１６１は、スキン１６に形成された開口１６０の周縁部に設けられている。
スキン１６およびベース部材１６１は、アルミニウム合金、ステンレス鋼などの金属材料、あるいは繊維強化樹脂から形成される。
通気ダクト２１は、ベース部材１６１の裏側に立ち上がり、安全装置３０の下端に接続される。
通気ダクト２１の下端に位置する通気口２１Ａは、ベース部材１６１を貫通して機外に開放されており、外気に臨む。通気口２１Ａは、通気路２０の機外側の末端に相当する。
通気ダクト２１の下端に位置する通気口２１Ａは、ベース部材１６１を貫通して機外に開放されており、外気に臨む。通気口２１Ａは、通気路２０の機外側の末端に相当する。
〔安全装置〕
安全装置３０は、着火により生じた火炎Ｆが燃料タンク１２内へと伝搬することを阻止する火炎伝搬阻止部３１（フレームアレスタ）と、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料へと熱が伝搬するのを抑制する伝熱抑制部３２とを備える。
火炎伝搬阻止部３１は、通気路２０の一部として通気口２１Ａの付近に配置されている。
伝熱抑制部３２は、火炎伝搬阻止部３１よりも機外側に配置されている。
火炎伝搬阻止部３１および伝熱抑制部３２は、いずれも通気路２０に組み込まれている。
安全装置３０は、着火により生じた火炎Ｆが燃料タンク１２内へと伝搬することを阻止する火炎伝搬阻止部３１（フレームアレスタ）と、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料へと熱が伝搬するのを抑制する伝熱抑制部３２とを備える。
火炎伝搬阻止部３１は、通気路２０の一部として通気口２１Ａの付近に配置されている。
伝熱抑制部３２は、火炎伝搬阻止部３１よりも機外側に配置されている。
火炎伝搬阻止部３１および伝熱抑制部３２は、いずれも通気路２０に組み込まれている。
〔火炎伝搬阻止部〕
火炎伝搬阻止部３１は、火炎Ｆが燃料タンク１２内へと突き抜けることを阻止する阻止部本体３３と、阻止部本体３３の外周を包囲するケース３４とを備える。
火炎伝搬阻止部３１は、火炎Ｆが燃料タンク１２内へと突き抜けることを阻止する阻止部本体３３と、阻止部本体３３の外周を包囲するケース３４とを備える。
阻止部本体３３には、火炎Ｆを形成する可燃ガスに固有な上限値が与えられる隙間が形成されており、阻止部本体３３は、隙間を通過しようとする火炎Ｆの熱を吸収する。それによって火炎Ｆのエネルギが減少されるので、阻止部本体３３よりも先に火炎Ｆが伝搬することが阻止される。
阻止部本体３３には、想定される可燃ガスの温度および圧力に応じて、適切な隙間の寸法および熱容量が設定される。
阻止部本体３３は、隙間を通じたガスの出入りを許容する。
阻止部本体３３には、想定される可燃ガスの温度および圧力に応じて、適切な隙間の寸法および熱容量が設定される。
阻止部本体３３は、隙間を通じたガスの出入りを許容する。
阻止部本体３３としては、瞬間的な火炎Ｆの突き抜け（逆火）を阻止する消炎素子として知られる種々のタイプ、例えば、クリンプリボンタイプ、金網を重ねたメッシュタイプ、平行板タイプ、多孔板タイプなどを用いることができる。これらのいずれのタイプも耐火性を有する金属から形成される。金属粒子を焼結することにより阻止部本体３３を形成することも可能である。
クリンプリボンタイプは、細かなクリンプ（折りひだ）を付けた金属リボンと平坦なリボンとを重ねたものを同心円状に配置したもので、横断面には三角状の多数の隙間が密集して配置される。クリンプリボンタイプは、ガスの圧力損失が比較的小さい上、火炎Ｆの突き抜けを阻止する性能が高く、さらに、火炎圧力による衝撃に耐える十分な強度を有するといった利点を有する。
ケース３４は、阻止部本体３３の外周を覆う筒部３５と、筒部３５の下端に位置するフランジ３６とを有する。筒部３５およびフランジ３６は、耐火性を有する金属から一体に形成される。
筒部３５の上端は、サージタンク１５の内部空間を介して通気路２０の本体と接続される。
筒部３５の上端は、サージタンク１５の内部空間を介して通気路２０の本体と接続される。
〔伝熱抑制部〕
火炎Ｆは、火炎伝搬阻止部３１により吸熱されることで消失する場合もあるし、可燃ガスが通気路２０を介して供給されることで保炎の条件が整い、火炎伝搬阻止部３１よりも下側（外気側）でそのまま保持される（保炎）場合もある。
その火炎Ｆの熱がスキン１６を介して伝導することにより燃料タンク１２内の燃料の温度が上昇したとしても、その温度が発火点に達しないうちに、機内の乗客および乗員が機外へと脱出するために必要な時間を確保しなくてはならない。脱出に要する時間は、例えば、数十秒間〜数分間である。その時間を確保するために、伝熱抑制部３２により、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料への伝熱を抑制している。
火炎Ｆは、火炎伝搬阻止部３１により吸熱されることで消失する場合もあるし、可燃ガスが通気路２０を介して供給されることで保炎の条件が整い、火炎伝搬阻止部３１よりも下側（外気側）でそのまま保持される（保炎）場合もある。
その火炎Ｆの熱がスキン１６を介して伝導することにより燃料タンク１２内の燃料の温度が上昇したとしても、その温度が発火点に達しないうちに、機内の乗客および乗員が機外へと脱出するために必要な時間を確保しなくてはならない。脱出に要する時間は、例えば、数十秒間〜数分間である。その時間を確保するために、伝熱抑制部３２により、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料への伝熱を抑制している。
伝熱抑制部３２は、火炎伝搬阻止部３１よりも機外側で、火炎伝搬阻止部３１を支持する支持体３７と、支持体３７に設けられた吸熱材３８とを備える。
支持体３７は、通気路２０の一部を構成している。
支持体３７は、通気路２０の一部を構成している。
支持体３７は、筒部３７１と、筒部３７１の上端に位置する上フランジ３７２と、筒部３７１の下端に位置する下フランジ３７３と、上フランジ３７２および下フランジ３７３を連結するリブ３７４とを備えている。
支持体３７は、例えばアルミニウム合金等の金属材料から形成することができる。
支持体３７は、例えばアルミニウム合金等の金属材料から形成することができる。
上フランジ３７２は、火炎伝搬阻止部３１のフランジ３６と突き合わせられて固定される。
下フランジ３７３は、ベース部材１６１の裏側に固定される。
筒部３７１の内側には、通気ダクト２１の上端が挿入される。本実施形態の筒部３７１は上方にいくほど拡径されている。
下フランジ３７３は、ベース部材１６１の裏側に固定される。
筒部３７１の内側には、通気ダクト２１の上端が挿入される。本実施形態の筒部３７１は上方にいくほど拡径されている。
吸熱材３８は、筒部３７１の外周部に設けられている。リブ３７４を避けながら筒部３７１の周方向の略全体に亘り吸熱材３８が設けられることが好ましい。
吸熱材３８は、常温では固相であり、火炎Ｆにより熱が加えられることで融解することによって液相へと転移する。
融解時の潜熱に基づいて、吸熱材３８は、吸熱材３８に加えられる火炎Ｆの熱を吸熱する。吸熱材３８により吸熱される分だけ、火炎Ｆから燃料タンク１２への伝熱が抑制される。
吸熱材３８を筒部３７１の内周部に設けることもできる。
吸熱材３８は、常温では固相であり、火炎Ｆにより熱が加えられることで融解することによって液相へと転移する。
融解時の潜熱に基づいて、吸熱材３８は、吸熱材３８に加えられる火炎Ｆの熱を吸熱する。吸熱材３８により吸熱される分だけ、火炎Ｆから燃料タンク１２への伝熱が抑制される。
吸熱材３８を筒部３７１の内周部に設けることもできる。
吸熱材３８により火炎Ｆから燃料タンク１２への伝熱を抑制する目的を十分に達するために、火炎Ｆの温度域に融点を有し、融解に必要な単位質量あたりの熱量（吸熱熱量）が大きい適宜な材料を吸熱材３８に用いることができる。例えば、エリスリトール（Ｃ４Ｈ１０Ｏ４）を例示することができる。その他にも、蓄熱材として用いられる公知の材料を吸熱材３８に用いることができる。
吸熱材３８は、そういった材料を用いて成形されたものであってもよいし、そういった材料が用いられた、形状が定まらないあるいは安定していない状態のものがバッグ３８１に封入されたものであってもよい。本実施形態では、バッグ３８１に封入されたシート状の吸熱材３８を用いている。
吸熱材３８は、そういった材料を用いて成形されたものであってもよいし、そういった材料が用いられた、形状が定まらないあるいは安定していない状態のものがバッグ３８１に封入されたものであってもよい。本実施形態では、バッグ３８１に封入されたシート状の吸熱材３８を用いている。
さらには、耐火材（例えば、発泡コンクリート）と、耐火材に含ませた水とによって吸熱材３８を構成することもできる。その場合も、火炎Ｆにより熱せられて水が気化する際の潜熱に基づいて、火炎Ｆの熱を吸熱することができる。
吸熱材３８の厚みは、機外への脱出に必要な時間を考慮して定めることができる。燃料タンク１２内の燃料の温度上昇を遅らせ、機外への脱出に必要な時間を長く確保するためには、吸熱材３８の厚みを増し、吸熱材３８により吸熱される熱量を大きく確保するとよい。
〔本実施形態の作用効果〕
以上で説明した本実施形態の安全装置３０によれば、通気路２０の内部またはその周辺に存在する可燃ガスに着火された際に、通気路２０を通じて生じうる逆火を火炎伝搬阻止部３１により阻止することができる。
この火炎伝搬阻止部３１によれば、逆火による火炎の突入により貯留燃料が燃焼することで燃料タンク１２の内圧が急激に上がり、燃料タンク１２が爆発することを未然に防止することができる。
以上で説明した本実施形態の安全装置３０によれば、通気路２０の内部またはその周辺に存在する可燃ガスに着火された際に、通気路２０を通じて生じうる逆火を火炎伝搬阻止部３１により阻止することができる。
この火炎伝搬阻止部３１によれば、逆火による火炎の突入により貯留燃料が燃焼することで燃料タンク１２の内圧が急激に上がり、燃料タンク１２が爆発することを未然に防止することができる。
その後、火炎Ｆが消炎されることなく、火炎伝搬阻止部３１よりも機外側に保炎されたとする。その場合、引き続き、火炎伝搬阻止部３１により燃料タンク１２内への火炎の伝搬が阻止される。
それに加えて、火炎Ｆの熱が伝搬することで燃料が発火することをも阻止する必要がある。
火炎Ｆが保持される通気ダクト２１および支持体３７は、燃料を貯留していないサージタンク１５のスキン１６に組み付けられたベース部材１６１に設けられているので、火炎Ｆの熱が通気ダクト２１や支持体３７を介してベース部材１６１およびその周囲に伝導しただけでは燃料の温度は上昇しない。
しかし、火炎Ｆが保持された状態が続くと、燃料が貯留されたアウタータンク１４およびインナータンク１３に対応するスキン１６上の領域にまで火炎Ｆの熱が伝導し、スキン１６により加熱されることで燃料の温度が上昇する。
それに加えて、火炎Ｆの熱が伝搬することで燃料が発火することをも阻止する必要がある。
火炎Ｆが保持される通気ダクト２１および支持体３７は、燃料を貯留していないサージタンク１５のスキン１６に組み付けられたベース部材１６１に設けられているので、火炎Ｆの熱が通気ダクト２１や支持体３７を介してベース部材１６１およびその周囲に伝導しただけでは燃料の温度は上昇しない。
しかし、火炎Ｆが保持された状態が続くと、燃料が貯留されたアウタータンク１４およびインナータンク１３に対応するスキン１６上の領域にまで火炎Ｆの熱が伝導し、スキン１６により加熱されることで燃料の温度が上昇する。
そこで、本実施形態では、火炎Ｆにより熱せられる伝熱抑制部３２の吸熱材３８によって火炎Ｆの熱を吸熱する。火炎Ｆの熱は、吸熱材３８が固相から液相へと融解するために使われる（吸熱作用）。つまり、吸熱材３８が融解する間は吸熱材３８の温度が上昇しない。
吸熱材３８が融解するために使われる熱量の分だけ火炎Ｆが吸熱されることにより、火炎Ｆの熱がスキン１６を介してタンク１３，１４内の燃料へと伝熱することが抑制される。
そのため、保炎された状態が続いたとしても、少なくとも、機内の乗客および乗員が機外へと脱出するために必要な時間が経過するまでの間は、アウタータンク１４およびインナータンク１３内の燃料の温度が発火点よりも低い温度に維持される。
吸熱材３８が融解するために使われる熱量の分だけ火炎Ｆが吸熱されることにより、火炎Ｆの熱がスキン１６を介してタンク１３，１４内の燃料へと伝熱することが抑制される。
そのため、保炎された状態が続いたとしても、少なくとも、機内の乗客および乗員が機外へと脱出するために必要な時間が経過するまでの間は、アウタータンク１４およびインナータンク１３内の燃料の温度が発火点よりも低い温度に維持される。
以上より、本実施形態の安全装置３０によれば、可燃ガスに着火されたとしても、火炎Ｆの伝搬阻止と、火炎Ｆの吸熱により、燃料タンク１２の防爆を確実に図ることができる。
本実施形態の吸熱材３８は、火炎Ｆにより加熱されることで液相となっても、そのままバッグ３８１内に留められる。その後、冷えて固相へと戻った吸熱材３８を再び利用することができる。
吸熱材３８は、火炎伝搬阻止部３１よりも機外側に保持された火炎Ｆの熱が十分に加えられる適宜な箇所に配置することができる。
図３に示す例では、支持体３７の筒部３７１が、内周部３７Ａと外周部３７Ｂとからなる二重管構造となっており、内周部３７Ａと外周部３７Ｂとの間に全周に亘り形成された間隙Ｓに、吸熱材３８が配置されている。
間隙Ｓは、内周部３７Ａおよび外周部３７Ｂの下端で閉塞されている。上端が閉塞されていてもよい。
図３に示す例でも、融解して液相となった吸熱材３８が間隙Ｓ内に留められるので、固相に戻った吸熱材３８を再び利用することができる。
図３に示す例では、支持体３７の筒部３７１が、内周部３７Ａと外周部３７Ｂとからなる二重管構造となっており、内周部３７Ａと外周部３７Ｂとの間に全周に亘り形成された間隙Ｓに、吸熱材３８が配置されている。
間隙Ｓは、内周部３７Ａおよび外周部３７Ｂの下端で閉塞されている。上端が閉塞されていてもよい。
図３に示す例でも、融解して液相となった吸熱材３８が間隙Ｓ内に留められるので、固相に戻った吸熱材３８を再び利用することができる。
また、図４に示すように、通気ダクト２１やベース部材１６１に吸熱材３８を設置することもできる。
この例より、吸熱材３８を支持するために支持体３７は必ずしも必要ではなく、火炎伝搬阻止部３１よりも機外側に位置する適宜な部材に吸熱材３８を設置することができる。
支持体３７、通気ダクト２１、およびベース部材１６１のうちから選択した１つ以上に吸熱材３８を設置することにより、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料への伝熱を抑制できるので、機外への脱出に必要な時間を確保することができる。
この例より、吸熱材３８を支持するために支持体３７は必ずしも必要ではなく、火炎伝搬阻止部３１よりも機外側に位置する適宜な部材に吸熱材３８を設置することができる。
支持体３７、通気ダクト２１、およびベース部材１６１のうちから選択した１つ以上に吸熱材３８を設置することにより、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料への伝熱を抑制できるので、機外への脱出に必要な時間を確保することができる。
〔第２実施形態〕
次に、図５を参照し、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実施形態とは相違する事項を中心に説明する。第１実施形態と同様の構成には同じ符号を付している。
第２実施形態に係る安全装置４０は、火炎伝搬阻止部３１と、伝熱抑制部４２とを備えている。
次に、図５を参照し、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実施形態とは相違する事項を中心に説明する。第１実施形態と同様の構成には同じ符号を付している。
第２実施形態に係る安全装置４０は、火炎伝搬阻止部３１と、伝熱抑制部４２とを備えている。
第２実施形態の伝熱抑制部４２は、第１実施形態の伝熱抑制部３２と同様に、火炎伝搬阻止部３１よりも機外側で保炎されたとしても、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料へと熱が伝搬することを抑制する。
そのために、伝熱抑制部４２は、火炎伝搬阻止部３１を支持する内周部４２Ａと、内周部４２Ａを外側から包囲する外周部４２Ｂとからなる二重管構造を備えている。
内周部４２Ａは、通気路２０の一部を構成している。
内周部４２Ａおよび外周部４２Ｂは、通気路２０の末端である通気口２１Ａから火炎伝搬阻止部３１に至るまでの区間に亘り、通気路２０を構成する支持体３７および通気ダクト２１に設けられている。
内周部４２Ａおよび外周部４２Ｂの間に空気が内在する間隙Ｓが形成されることにより、伝熱抑制部４２に断熱性が与えられている。間隙Ｓは内周部４２Ａと外周部４２Ｂとの間に全周に亘り形成されている。
そのために、伝熱抑制部４２は、火炎伝搬阻止部３１を支持する内周部４２Ａと、内周部４２Ａを外側から包囲する外周部４２Ｂとからなる二重管構造を備えている。
内周部４２Ａは、通気路２０の一部を構成している。
内周部４２Ａおよび外周部４２Ｂは、通気路２０の末端である通気口２１Ａから火炎伝搬阻止部３１に至るまでの区間に亘り、通気路２０を構成する支持体３７および通気ダクト２１に設けられている。
内周部４２Ａおよび外周部４２Ｂの間に空気が内在する間隙Ｓが形成されることにより、伝熱抑制部４２に断熱性が与えられている。間隙Ｓは内周部４２Ａと外周部４２Ｂとの間に全周に亘り形成されている。
本実施形態では、間隙Ｓが大気に対して所定の真空度に減圧された密閉空間とされていることで、伝熱抑制部４２の断熱性が高められている。
内周部４２Ａおよび外周部４２Ｂを備えた支持体３７は、耐熱性が十分に高い金属材料（例えばステンレス鋼）から形成されることが好ましい。
内周部４２Ａおよび外周部４２Ｂを備えた支持体３７は、耐熱性が十分に高い金属材料（例えばステンレス鋼）から形成されることが好ましい。
通気ダクト２１や支持体３７に保持された火炎Ｆにより、伝熱抑制部４２の内周部４２Ａが直接的に熱せられても、間隙Ｓ内の空気の低い熱伝導率に基づく断熱作用により、火炎Ｆの熱が内周部４２Ａを超えてスキン１６へと伝熱することが抑制される。
そのため、少なくとも、機外へと脱出するために必要な時間が経過するまでの間は、アウタータンク１４およびインナータンク１３内の燃料の温度を発火点よりも低い温度に維持し、燃料の発火により燃料タンク１２が爆発することを未然に防止することができる。
そのため、少なくとも、機外へと脱出するために必要な時間が経過するまでの間は、アウタータンク１４およびインナータンク１３内の燃料の温度を発火点よりも低い温度に維持し、燃料の発火により燃料タンク１２が爆発することを未然に防止することができる。
間隙Ｓを所定の真空度にまで減圧する他に、空気よりも熱伝導率が低い二酸化炭素や炭化水素等のガスを間隙Ｓに充填したり、グラスウールや発泡ウレタン等の断熱材を間隙Ｓに配置することで、間隙Ｓの寸法が比較的大きい場合の間隙Ｓ内の気体の対流を防ぐことも、断熱性を高めるために有効である。
また、通気ダクト２１内の火炎Ｆから放射により熱が伝搬するのを抑制するため、例えば内周部４２Ａや間隙Ｓに、火炎Ｆから放射される熱を内側に向けて反射する熱反射部材（銅箔等）を設けたり、熱反射部材と同様に機能する鏡面加工を内周部４２Ａに施すことも有効である。
上述した第１実施形態の構成と第２実施形態の構成とを組み合わせることもできる。
例えば、第２実施形態の伝熱抑制部４２が、通気ダクト２１やベース部材１６１に設置される吸熱材３８（図４）を備えていると、断熱作用および吸熱作用に基づいて、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料への伝熱をより一層抑制することができる。
例えば、第２実施形態の伝熱抑制部４２が、通気ダクト２１やベース部材１６１に設置される吸熱材３８（図４）を備えていると、断熱作用および吸熱作用に基づいて、火炎Ｆから燃料タンク１２内の燃料への伝熱をより一層抑制することができる。
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。
本発明の安全装置は、水平方向や上方を向いた通気口の付近に設けることもできる。
また、本発明における通気路の配管、ダクトなどは、任意に構成することができる。上記各実施形態では、製造性や組立性を考慮して、火炎伝搬阻止部３１のケース３４、支持体３７、および通気ダクト２１が別体に構成されるが、これらを一体に形成することもできる。
本発明の安全装置は、水平方向や上方を向いた通気口の付近に設けることもできる。
また、本発明における通気路の配管、ダクトなどは、任意に構成することができる。上記各実施形態では、製造性や組立性を考慮して、火炎伝搬阻止部３１のケース３４、支持体３７、および通気ダクト２１が別体に構成されるが、これらを一体に形成することもできる。
本発明の安全装置は、窒素富化ガスを燃料タンク内に供給する防爆システムや、耐雷ファスナの採用による防爆構造と併用することもできる。
本発明の安全装置は、航空機の燃料タンクの防爆に限らず、各種のプラントや設備などの燃料タンクの防爆にも利用することができる。
本発明の安全装置は、航空機の燃料タンクの防爆に限らず、各種のプラントや設備などの燃料タンクの防爆にも利用することができる。
１０ 主翼
１１ 胴体
１２ 燃料タンク
１３ インナータンク
１４ アウタータンク
１５ サージタンク
１６ スキン
２０ 通気路
２１ 通気ダクト（ダクト）
２１Ａ 通気口（通気路の機外側の末端）
２２ 通気口
２３ 通気口
３０ 安全装置
３１ 火炎伝搬阻止部
３２ 伝熱抑制部
３３ 阻止部本体
３４ ケース
３５ 筒部
３６ フランジ
３７ 支持体
３７Ａ 内周部
３７Ｂ 外周部
３８ 吸熱材
４０ 安全装置
４２ 伝熱抑制部
４２Ａ 内周部
４２Ｂ 外周部
１２１ 隔壁
１２２ 隔壁
１６０ 開口
１６１ ベース部材
３７１ 筒部
３７２ 上フランジ
３７３ 下フランジ
３７４ リブ
３８１ バッグ
Ｆ 火炎
Ｓ 間隙
１１ 胴体
１２ 燃料タンク
１３ インナータンク
１４ アウタータンク
１５ サージタンク
１６ スキン
２０ 通気路
２１ 通気ダクト（ダクト）
２１Ａ 通気口（通気路の機外側の末端）
２２ 通気口
２３ 通気口
３０ 安全装置
３１ 火炎伝搬阻止部
３２ 伝熱抑制部
３３ 阻止部本体
３４ ケース
３５ 筒部
３６ フランジ
３７ 支持体
３７Ａ 内周部
３７Ｂ 外周部
３８ 吸熱材
４０ 安全装置
４２ 伝熱抑制部
４２Ａ 内周部
４２Ｂ 外周部
１２１ 隔壁
１２２ 隔壁
１６０ 開口
１６１ ベース部材
３７１ 筒部
３７２ 上フランジ
３７３ 下フランジ
３７４ リブ
３８１ バッグ
Ｆ 火炎
Ｓ 間隙
Claims (12)
- 航空機の燃料を貯留する燃料タンクを防爆するための安全装置であって、
前記燃料タンクの内部と機外とを連通させる通気路の一部として前記通気路の機外側の末端の付近に配置され、機外から前記燃料タンクの内部へと前記通気路を介して火炎が伝搬することを阻止する火炎伝搬阻止部と、
前記火炎伝搬阻止部よりも機外側に配置され、前記火炎から前記燃料タンク内の前記燃料への伝熱を抑制する伝熱抑制部と、を備えるとともに、
前記伝熱抑制部は、
前記通気路の一部を形成する内周部と、
前記内周部を外側から包囲する外周部と、を備え、
前記内周部および前記外周部の間に間隙が形成されている、
ことを特徴とする航空機の安全装置。 - 前記間隙に、前記火炎の熱を吸熱する吸熱材が配置されている、
請求項１に記載の航空機の安全装置。 - 前記間隙に、断熱材が配置されている、
請求項１に記載の航空機の安全装置。 - 前記間隙は、
大気圧に対して減圧された密閉空間である、
請求項１に記載の航空機の安全装置。 - 前記間隙に、空気よりも熱伝導率が低いガスが充填されている、
請求項１に記載の航空機の安全装置。 - 航空機の燃料を貯留する燃料タンクを防爆するための安全装置であって、
前記燃料タンクの内部と機外とを連通させる通気路の一部として前記通気路の機外側の末端の付近に配置され、機外から前記燃料タンクの内部へと前記通気路を介して火炎が伝搬することを阻止する火炎伝搬阻止部と、
前記火炎伝搬阻止部よりも機外側に配置され、前記火炎から前記燃料タンク内の前記燃料への伝熱を抑制する伝熱抑制部と、を備えるとともに、
前記伝熱抑制部は、
前記通気路の末端から前記火炎伝搬阻止部に至るまでの区間に亘り前記通気路の一部を形成する内周部と、
前記区間に亘り前記内周部を外側から包囲する外周部と、を備え、
前記内周部および前記外周部の間に間隙が形成されることにより、前記内周部と前記外周部との間の伝熱を抑制する断熱性が与えられている、
ことを特徴とする航空機の安全装置。 - 前記間隙は、
大気圧に対して減圧された密閉空間である、
請求項６に記載の航空機の安全装置。 - 前記間隙に、前記火炎の熱を吸熱する吸熱材が配置されている、
請求項６に記載の航空機の安全装置。 - 前記間隙に、断熱材が配置されている、
請求項６に記載の航空機の安全装置。 - 前記間隙に、空気よりも熱伝導率が低いガスが充填されている、
請求項６に記載の航空機の安全装置。 - 請求項１から１０のいずれか一項に記載の安全装置を備える、
ことを特徴とする航空機。 - 前記通気路の前記末端を形成するダクトが、
主翼の翼端に位置するサージタンクに設けられている、
ことを特徴とする請求項１１に記載の航空機。
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- 2016-02-11 US US15/041,318 patent/US10293195B2/en active Active
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