JP6674740B2 - バーストディスク装置および航空機 - Google Patents
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Description
そこで、本発明は、バーストディスクを着雷の衝撃から保護する部材を提供することを目的とする。
本発明の航空機のバーストディスク装置において、圧力開放路は、当該圧力開放路の孔軸に対して交差する方向に沿った1つ以上の衝立を有するラビリンス経路であることが好ましい。
確率は低いながら、絶縁性部材を介して圧力開放路の末端へと着雷したとしても、雷の放電ギャップに絶縁性部材が介在し、絶縁性部材の表面に沿って沿面放電を生じることで、着雷に伴う衝撃波のエネルギーが周囲の導体に散逸する。
その場合も、やはり、雷の衝撃波が圧力開放路の内側に直接的には入り込まないので、着雷の衝撃波からバーストディスクを保護することができる。
ここで、絶縁性部材は、圧力開放路の末端の周囲や圧力開放路の内周に位置する導体を雷に対して覆っている。覆われる導体と絶縁性部材とは接触していなくてもよい。
絶縁性部材としては、絶縁性の樹脂材料や繊維強化樹脂から形成された成形体を用いることができる。また、成形体と導体との間に絶縁性のシーラントを介在させる場合は、そのシーラントも絶縁性部材に含めることができる。
絶縁破壊を避けるように、絶縁性部材の厚みを適宜に設定することが好ましい。
本発明によれば、雷の衝撃波がラビリンス経路を進むうちに減衰されるので、設定圧力を超える圧力がバーストディスクに作用するのを避けることができる。
〔第1実施形態〕
図1(a)に示す本実施形態の航空機1は、燃料タンクとしての主翼10を備えている。
主翼10は、スキン、リブ、およびスパーを備えたボックス構造であり、内部に燃料が貯留される。
主翼10の内部は、燃料を貯留する単一または複数の燃料室100を含む複数の区画に区分されている。主翼10の内部には、各区画と外気との換気を図る図示しないベンチレーション系統が装備されている。ベンチレーション系統により主翼10の内部と外部との圧力がバランスされる。
パネル11Aは、スキン11と同様、アルミニウム合金や、炭素繊維を含む繊維強化樹脂等から形成されている。パネル11Aの表面は周囲のスキン11の表面と面一に形成されている。
パネル11Aの裏側には、バーストディスク装置20が設置される空間が用意されている。当該空間には燃料が貯留されていない。
パネル11Aは、図1(b)に示すように、外周部に配置される複数のファスナ12により、周囲のスキン11に着脱可能に設けられている。
パネル11Aの中央部には、パネル11Aを厚み方向に貫通するパネル開口110が形成されている。
パネル開口110を介して、主翼10の内部(燃料室100)と主翼10の外部とが連通している。
バーストディスク21の平面中心と、パネル開口110の平面中心とはほぼ一致する。
支持筒22のフランジ222は、パネル開口110の周縁に沿ってパネル11Aの裏側に配置されており、絶縁層24を介して、図示しないファスナによりパネル11Aと締結される。それによってパネル開口110と支持筒22の内側とが連続する。
バーストディスク21、支持筒22、およびスクリーン23は、一体に組み付けられている。
この圧力開放路200は、燃料室100を内包するスキン11に比べて強度が低い部分として配置されるバーストディスク21により塞がれており、主翼10の内圧増加によりバーストディスク21が設定圧力で破損することにより開通する。
圧力開放路200およびバーストディスク21は、主翼10の過加圧を防止するため、ベンチレーション系統に不全が生じて主翼10の内圧が増加した際に発動する安全機構を構成している。
本実施形態では、パネル開口110の周縁部(内周縁)が圧力開放路200の末端201に相当し、パネル11Aが末端201の周囲に位置する部材に相当する。
絶縁性部材31は、支持筒22の内側に配置される円筒状の筒部311と、筒部311の下端に形成された円環状のフランジ312とを一体に備えている。絶縁性部材31の全体が絶縁材料から形成されている。
絶縁性部材31の材料としては、絶縁性の樹脂材料や、強化繊維として絶縁性の繊維(例えばガラス繊維)を含む繊維強化樹脂を用いることができる。
フランジ312は、パネル開口110の周囲に形成されたパネル11Aの凹部11Bに配置されている。フランジ312の表面とパネル11Aの表面とは面一に配置されている。
絶縁性部材31は、パネル開口110および支持筒22に同心に配置されるとともに、フランジ312を貫通する図示しないファスナによりパネル11Aおよび支持筒22と一体に組み付けられている。
それに加えて、フランジ312から立ち上がる絶縁性部材31の筒部311により、支持筒22の内周部の所定範囲が覆われている(図2)。筒部311の高さは、フランジ312の径方向の寸法よりも大きい。
懸念されるのは、バーストディスク21に通じる圧力開放路200の末端201に雷9が着雷した場合である。
本実施形態の絶縁性部材31は、圧力開放路200の末端201をなすパネル開口110の周縁部への着雷を抑制するために、パネル開口110の周縁部を含む所定範囲を覆っている。雷9は、絶縁性部材31よりも導体であるパネル11Aに対して着雷し易く、絶縁性部材31には着雷し難い。
したがって、多くの場合は、絶縁性部材31の周囲(位置P1)に雷9が到達(着雷)し、雷9の電流がパネル11Aの表面に沿って流れ(実線矢印)、スキン11の面内方向に拡散される。この場合は、雷9の着地点が、雷9から見て入口となる、圧力開放路200の末端201からある程度離れていて、着雷に伴う強い衝撃波が圧力開放路200の内側に直接的には入らないので、設定圧力を超える程の大きな圧力がバーストディスク21には作用しない。
その場合、雷9の到達目標点としては、パネル11Aの表面を覆うフランジ312上の位置P2と、支持筒22の内周面を覆う筒部311の内周面上の位置P3とに代表される。
ここで、雷9(91)とパネル11Aの表面との間の放電ギャップGには、絶縁性部材31のフランジ312が介在しているので、雷91はフランジ312の表面上(位置P2)に着雷し、フランジ312に沿って沿面放電9CDを生ずる(破線矢印を参照)。図3(b)は、圧力開放路200の平面中央部に向かった図示しない雷の先端がフランジ312の周方向の複数の箇所(位置P2)に分岐するように着雷して沿面放電9CDを生じる様子を示している。
沿面放電9CDは、詳細な図示を省略するが細かい枝分かれ状を呈し、フランジ312の周囲に位置する導電性のパネル11Aに向けてフランジ312を幅方向外側へと横断する。そして、パネル11Aから周囲のスキン11へと導体を経由して拡散される。位置P2から、フランジ312の周囲に位置する導体(パネル11A)までの距離L1が沿面放電距離に相当する。
そのため、設定圧力を超えて破損に至るほどの大きな圧力がバーストディスク21には及ばないので、バーストディスク21の破損を免れる。
それに基づいて、本実施形態では、支持筒22の内周部における所定の範囲を絶縁性部材31(その筒部311)により覆うとともに、筒部311の高さをフランジ312の径方向の寸法よりも大きく設定している。それによって、筒部311の内周面に着雷した位置P3から、筒部311よりも上方に位置する導体(支持筒22)までの沿面放電距離L2を上記の沿面放電距離L1に対して大きく確保することで(L1<L2)、バーストディスク21に通じる圧力開放路200の内周部で沿面放電9CDが生じることを回避している。
したがって、主翼10の過加圧を防止するバーストディスク21の機能を維持するとともに、バーストディスク21の破損した箇所から燃料が漏れて着火する事故等を生じさせることもなく、航空機の安全性を向上させることができる。
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。
これ以降、第1実施形態と相違する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。
第2実施形態のバーストディスク装置20は、バーストディスク21と、支持筒22と、図示を省略するスクリーン(図2の23を参照)と、第1実施形態(図2)の絶縁性部材31に代わる絶縁性のリングカバー32とを備えている。
リングカバー32は、圧力開放路200の末端201であるパネル開口110の周縁部からそれよりも外周側の位置まで、パネル11Aの表面の所定範囲を覆っており、主翼10の外部に露出している。
本実施形態のリングカバー32の内径D1は、パネル開口110の内径D2よりも小さく設定されており、リングカバー32はパネル開口110の周縁部に対して径方向内側に突出している。
リングカバー32の周囲に着雷すると、雷の電流がパネル11Aの表面に沿って流れ、スキン11の面内方向に拡散される。
そして、確率は低いながらも、リングカバー32の表面に着雷した場合も、リングカバー32の表面に沿って、リングカバー32の周囲のパネル11Aに向けて沿面放電9CDを生じ、パネル11Aから周囲のスキン11へと雷電流が導体を経由して拡散される。
したがって、リングカバー32の周囲に位置するパネル11Aに着雷する場合も、リングカバー32に着雷する場合も、着雷に伴う強い衝撃波が圧力開放路200の内側に直接的には入らないので、バーストディスク21の破損を免れる。
しかも、本実施形態では、リングカバー32がパネル開口110の周縁部に対して内側に突出しており、支持筒22の内周面上の位置P3が雷から見てリングカバー32の影となっている。そのため、位置P3への着雷を回避することができている。
図7(a)に示す絶縁性部材33は、パネル開口110の周縁部よりも内側に配置されるとともに、主翼10の外部に露出する円環状の部材である。
絶縁性部材33は、図7(b)に示すように、パネル11Aに形成された段差11Cに配置されていてもよい。
図7(a)〜(c)にそれぞれ示す構成のいずれによっても、圧力開放路200の末端201の内周縁(パネル開口110の周縁部)に沿って絶縁性部材(33,34)が配置されていることで、圧力開放路200の末端201への着雷が抑制されるので、バーストディスク21が破損する確率を引き下げることができる。
次に、図8を参照し、本発明の第3実施形態について説明する。
第3実施形態のバーストディスク装置40は、絶縁性部材31のフランジ312の表面に導電性を有する導電層41が形成されていることを除いて、第1実施形態のバーストディスク装置20(図2)と同様である。
導電層41は、金属、カーボン等の粒子を含む塗膜や、蒸着膜等であり、導電性を有する。導電層41の体積抵抗率は、例えば、数十kΩ・cm〜数MΩ・cmである。
導電層41は、上記の表面抵抗率より、雷9を誘引しない。
そのため、飛行中の空気や雨滴との摩擦により絶縁性部材31に帯電した電荷を導電層41を介して機体へと移動、拡散させることができる。それによって絶縁性部材31に帯電した電荷による静電気放電を防ぐことができる。
導電層41に、雷9を誘引することなく静電気を逃がすことが可能な適宜な電気抵抗(体積抵抗率や表面抵抗率)を与えることができる。
次に、図9を参照し、本発明の第4実施形態について説明する。
第4実施形態のバーストディスク装置50は、図9(a)に示すように、バーストディスク21と、バーストディスク21を支持する支持筒22とを備えている。
支持筒22は、バーストディスク21により塞がれて主翼10の外部に通じる圧力開放路200を構成している。
衝立51Aおよび衝立51Bは、支持筒22の内周面の直径方向の一方側と他方側とのそれぞれに互い違いに配置されており、図9(b)に示すように、いずれも略半円形に形成されている。
したがって、本実施形態によっても、設定圧力を超える圧力がバーストディスク21に作用するのを避けることができる。
例えば、第1実施形態(図2)の絶縁性部材31の筒部311の内周面に衝立51A,51Bを形成することもできる。
本発明のバーストディスク装置は、パネル11Aにではなくスキン11の本体に設置されていてもよい。
また、本発明のバーストディスク装置は、主翼10の下面に限らず、主翼10の任意の箇所に設置することができる。
9 雷
9CD 沿面放電
10 主翼
11 スキン
11A パネル
11B 凹部
12 ファスナ
20 バーストディスク装置
21 バーストディスク
22 支持筒
23 スクリーン
24 絶縁層
31 絶縁性部材
32 リングカバー(絶縁性部材)
33 絶縁性部材
34 被膜(絶縁性部材)
40 バーストディスク装置
41 導電層
50 バーストディスク装置
100 燃料室
110 パネル開口
200 圧力開放路
201 末端
221 筒部
222 フランジ
311 筒部
312 フランジ
51A,51B 衝立
D1 内径
D2 内径
L1 沿面放電距離
L2 沿面放電距離
P1〜P4 位置
θ 入射角
Claims (13)
- 航空機の主翼の過加圧を防止するために前記主翼の内部に設置されるバーストディスクと、
前記バーストディスクにより塞がれ、前記主翼の外部に通じる圧力開放路と、
前記圧力開放路の末端の内周縁に沿って配置され、前記主翼の外部に露出する絶縁性部材と、を備える、
ことを特徴とする航空機のバーストディスク装置。 - 前記絶縁性部材は、炭素繊維を含まないで絶縁性の樹脂材料からなる、あるいは、絶縁性の繊維を含む繊維強化樹脂を用いて形成されている、
請求項1に記載の航空機のバーストディスク装置。 - 前記絶縁性部材は、
前記末端の周囲に位置する部材の表面と、前記圧力開放路の内周部とのうち、少なくとも一方において、所定範囲を覆っている、
ことを特徴とする請求項1または2に記載の航空機のバーストディスク装置。 - 前記バーストディスクを支持し、前記圧力開放路の一部を構成する支持筒と、
前記支持筒のフランジと前記主翼のスキンの一部であるパネルの内面との間に配置される絶縁層と、を備える、
請求項1から3のいずれか一項に記載の航空機のバーストディスク装置。 - 前記バーストディスクを支持し、前記圧力開放路の一部を構成する支持筒を備え、
前記支持筒の径は、前記バーストディスクを支持する上端に向かうにつれて次第に拡大している、
請求項1から4のいずれか一項に記載の航空機のバーストディスク装置。 - 前記バーストディスクを支持し、前記圧力開放路の一部を構成する支持筒を備え、
前記絶縁性部材は、前記支持筒の内側に配置される筒部と、
前記末端の周囲に位置する部材の表面において、前記末端の内周縁に対して、径方向外側に延在するフランジ部と、を有する、
請求項1から5のいずれか一項に記載の航空機のバーストディスク装置。 - 前記筒部の高さが、前記フランジ部の径方向の寸法よりも大きい、
請求項6に記載の航空機のバーストディスク装置。 - 前記絶縁性部材は、
前記末端の内周縁に対して、径方向内側に突出している、
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バーストディスク装置。 - 前記絶縁性部材は、
前記圧力開放路の前記末端において前記径方向内側に突出している、
請求項8に記載の航空機のバーストディスク装置。 - 前記圧力開放路は、
当該圧力開放路の孔軸に対して交差する方向に沿った1つ以上の衝立を有するラビリンス経路である、
ことを特徴とする請求項1から9のいずれか一項に記載の航空機のバーストディスク装置。 - 請求項1から10のいずれか一項に記載のバーストディスク装置を備える、
ことを特徴とする航空機。 - 航空機の主翼の過加圧を防止するために前記主翼の内部に設置されるバーストディスクを着雷から保護するための部材であって、
前記バーストディスクにより塞がれ、前記主翼の外部に通じる圧力開放路の末端の内周縁に沿って配置され、前記主翼の外部に露出し、絶縁性を有する、
ことを特徴とするバーストディスク保護用の絶縁性部材。 - 燃料を貯留する装置の過加圧を防止するために前記装置の内部に設置されるバーストディスクと、
前記バーストディスクにより塞がれ、前記装置の外部に通じる圧力開放路と、
前記圧力開放路の末端の内周縁に沿って配置され、前記装置の外部に露出する絶縁性部材と、を備える、
ことを特徴とするバーストディスク装置。
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Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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GB201303611D0 (en) * | 2013-02-28 | 2013-04-17 | Airbus Operations Ltd | Aircraft fuel tank arrangement |
DE102015115621A1 (de) * | 2015-09-16 | 2017-03-16 | Brilex Gesellschaft für Explosionsschutz mbH | Berstscheibe mit Wärmeisolierung |
GB2567444B (en) * | 2017-10-11 | 2021-07-14 | Amsafe Bridport Ltd | Compartmental barrier with burst-out discs |
US11655030B2 (en) | 2020-06-29 | 2023-05-23 | Hdt Expeditionary Systems, Inc. | Inflatable impact attenuator for parachuted items |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2544820A (en) * | 1949-05-19 | 1951-03-13 | Northrop Aircraft Inc | Fuel tank vent valve |
US3199812A (en) * | 1963-12-18 | 1965-08-10 | Lockheed Aircraft Corp | Lightning protective vapor vent |
JPS60116493U (ja) * | 1984-01-17 | 1985-08-06 | 三菱重工業株式会社 | 減圧装置 |
US5077018A (en) * | 1987-06-12 | 1991-12-31 | Westinghouse Electric Corp. | Vented safety vessel with acoustic trap for rarefaction waves |
FR2617568B1 (fr) * | 1987-07-02 | 1989-10-20 | Aerospatiale | Tube pour la circulation d'un fluide inflammable, et tuyauterie realisee a partir de tels tubes |
BRPI0621801A2 (pt) * | 2006-06-22 | 2011-12-20 | Airbus Espa A S L | sistema de isolamento de corrente para sistemas de fluidos |
GB0710269D0 (en) * | 2007-05-30 | 2007-07-11 | Airbus Uk Ltd | Overpressure protection for an aircraft fuel tank system |
JP5155833B2 (ja) * | 2008-12-01 | 2013-03-06 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の燃料タンク |
JP5210925B2 (ja) * | 2009-02-27 | 2013-06-12 | 三菱重工業株式会社 | 燃料タンクの発火防止構造 |
PT2650210T (pt) * | 2009-04-17 | 2018-05-10 | 3M Innovative Properties Co | Lâmina de proteção contra raios com discriminador modelado |
GB0915363D0 (en) * | 2009-09-04 | 2009-10-07 | Airbus Operations Ltd | An aircraft fuel tank system |
JP5529624B2 (ja) * | 2010-05-17 | 2014-06-25 | 三菱航空機株式会社 | 開口部の閉塞部材 |
JP2012006528A (ja) * | 2010-06-28 | 2012-01-12 | Fuji Heavy Ind Ltd | 航空機の機体構造用積層複合材料及び航空機の機体構造 |
WO2012045028A1 (en) | 2010-09-30 | 2012-04-05 | General Electric Company | Dual fuel aircraft system and method for operating same |
US8783280B2 (en) * | 2011-07-19 | 2014-07-22 | II S. Elwood Yandle | Modular hydraulic hammer reduction system for railroad tank cars |
GB201202545D0 (en) * | 2012-02-14 | 2012-03-28 | Airbus Uk Ltd | Aircraft fuel tank vent protector |
WO2014105335A1 (en) * | 2012-12-28 | 2014-07-03 | General Electric Company | Aircraft and a retrofit cryogenic fuel system |
FR3000700B1 (fr) * | 2013-01-10 | 2015-02-27 | Herakles | Revetement anti-foudre |
GB201303611D0 (en) * | 2013-02-28 | 2013-04-17 | Airbus Operations Ltd | Aircraft fuel tank arrangement |
GB2515278A (en) * | 2013-06-12 | 2014-12-24 | Airbus Operations Ltd | Aircraft fuel vent pipe |
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