JP6735217B2 - 航空機用のファイアシール構造および航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造に関する。

航空機のエンジン本体や補助動力装置等、火炎が発生しうる発火源の周りには防火区域が定められており、防火区域の内側で発生した火炎が防火区域の外側へと出るのを防ぐことが要求される。
例えば、エンジンのナセルの内側には、エンジン本体（エンジンコア）から発せられた火炎を留める防火区域が定められている。

エンジン本体から発火した際に、エンジンナセルとパイロンとの間の隙間を火炎が突き抜けて外部へと吹き出すのを防ぐ必要がある。そのため、弾性シールを用いて、エンジンナセルとパイロンとの間の隙間を封止している（特許文献１）。

特開２０１４−１４１２０２

エンジンナセルと、エンジンナセルを主翼に支持するパイロンとは、着陸時の荷重や、飛行中の空力荷重、振動等の外力が加えられることで、相対的に大きく動く。そのため、エンジンナセルとパイロンとの取り合い箇所に設けられるファイアシールとして、一般に、弾性変形量を大きく確保でき、相対変位が大きくても封止した状態を維持可能なゴムシールが採用される。

しかし、シリコーンゴム等が用いられているゴムシールは、ステンレス鋼等の金属材料と比べれば耐火性に劣るため、火炎の突き抜けを防ぐファイアシール性能には改善の余地がある。火炎に曝されることでゴムシールの弾性力が低下し、いずれゴムシールが焼失することでファイアシール性能が失われるまでの時間を遅らせるために、ゴムシールを火炎から遮蔽する部材が必要となれば、ファイアシール構造の重量が増加してしまう。

ここで、金属材料から構成された弾性シールを用いるならば、所定時間に亘り焼失を免れるものの、ゴム材料よりも弾性率が大きい金属材料の弾性シールにより大きな弾性変形量を得るのが難しいので、金属材料の弾性シールは、相対変位の大きい部材間のファイアシールには不向きである。また、金属材料の弾性シールは、ゴム材料のシール程には表面に追従しないので、表面との密着性に劣る。
さらに、弾性シール全般に言えることとして、接触する部材との摩擦により摩耗するので、寿命が短い。

以上より、本発明は、相対的な変位が大きい部材同士の間にも適用可能であって、火炎から遮蔽する部材を付加する必要なく、ファイアシール性能を向上させることができるとともに、整備の負担を軽減することも可能な航空機用のファイアシール構造および航空機を提供することを目的とする。

本発明は、航空機の防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造であって、以下を特徴とする。
防火区域を区画する第１区画部材に備えられた壁と、第１区画部材と共に防火区域を区画する第２区画部材に備えられた壁とからなる複数の壁を備えている。
複数の壁により、第１区画部材と第２区画部材との間にラビリンス状の間隙が形成されている。
複数の壁のいずれも、耐火材から構成され、かつ、第１区画部材と第２区画部材とが相対的に動いていない静止時に、壁の先端部が他の部材とは非接触である。
複数の壁のうちの一部の壁は、バネとして機能するバネ壁であり、静止時において、対向する部材に複数の壁の中で最も近接している。

上記のファイアシール構造は、第１区画部材と第２区画部材とが近接する向きに相対的に動いた時に、バネ壁は、対向する部材に接触して弾性変形し、他の壁は、対向する部材に接触しないことを特徴とする。

また、本発明は、航空機の防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造であって、以下を特徴とする。
防火区域を区画する第１区画部材に備えられた壁と、第１区画部材と共に防火区域を区画する第２区画部材に備えられた壁とからなる複数の壁を備えている。
複数の壁により、第１区画部材と第２区画部材との間にラビリンス状の間隙が形成されている。
複数の壁のいずれも、耐火材からバネとして機能するように構成されたバネ壁であり、かつ、第１区画部材と第２区画部材とが相対的に動いていない静止時に、壁の先端部が対向する部材とは非接触である。
第１区画部材と第２区画部材とが近接する向きに相対的に動いた時に、バネ壁は、対向する部材に接触して弾性変形する。

本発明のファイアシール構造において、バネ壁は、複数のスリットが形成されている櫛歯状の２以上の板バネが重ねられた積層体であり、２以上の板バネのうちの一の板バネのスリットは、他の板バネのスリット間の部位により塞がれていることが好ましい。

本発明のファイアシール構造において、複数の壁には、２以上のバネ壁が含まれていることが好ましい。

本発明の航空機用のファイアシール構造において、第１区画部材は、航空機のエンジンを支持するパイロンであり、第２区画部材は、エンジンの本体を包囲するナセルであることが好ましい。

本発明の航空機用のファイアシール構造において、ラビリンス状の間隙は、壁および対向する部材のいずれか一方に設けられた閉塞部材により塞がれていることが好ましい。

本発明の航空機は、上述のファイアシール構造を備えることを特徴とする。

本発明のファイアシール構造によれば、防火区域を共に区画する第１区画部材と第２区画部材との取り合い箇所に、複数の壁がラビリンス状の間隙を形成するように配置されているため、ラビリンス状（迷路状）の間隙に、迷路の入口から火炎が入り込んだとしても、火炎の直進性に基づいて、火炎の進行が壁によって阻止される。
ラビリンス状の間隙を形成する複数の壁のうちの一部の壁、あるいは全ての壁は、相対変位が大きい時に対向部材と接触して弾性変形して変位を吸収する。

ラビリンス状の間隙を形成する複数の壁はいずれも、ゴム材料と比べて火炎に対する耐久性に優れた金属等の耐火材から構成されており、火炎に曝される状況下、所定時間に亘り、第１区画部材と第２区画部材との間に存在する。そのため、火炎から複数の壁を遮蔽する部材を付加することなく、防火区域内の火炎が防火区域の外側に出るのを所定時間に亘って防ぐことができる。

相対変位が大きいためバネ壁が弾性変形する時を除いて、ファイアシール構造の壁は、対向する部材と非接触であるため、摩耗が少ない。摩耗したとしても壁が相互にオーバーラップする状態が維持されていればファイアシール性能の低下が生じないので、寿命が長い。

以上より、本発明のファイアシール構造によれば、相対的な変位が大きい部材同士の間にも適用可能であって、火炎から遮蔽する部材を付加する必要なく、ファイアシール性能を向上させることができるとともに、整備の負担を軽減することもできる。

本発明の実施形態に係る航空機のエンジンを側方から模式的に示す図である。 図１のII−II線断面図である。 図２の一部を拡大し、エンジンパイロンとエンジンナセルとの取り合い箇所に位置するファイアシール構造を模式的に示す断面図である。 図３に示すファイアシール構造を構成するバネ壁の一例を示す斜視図である。 パイロンとナセルとが、相対的に動いていない静止時（ａ）、離れる向きに動いた時（ｂ）、近接する向きに動いた時（ｃ）のそれぞれにおけるファイアシール構造の状態を示す図である。 （ａ）は、バネ壁の変形例を示す断面図であり、（ｂ）および（ｃ）は、種々の部材を組み合わせて構成されたファイアシール構造の変形例を示す断面図である。 （ａ）〜（ｃ）は、複数のバネ壁を備えたファイアシール構造の変形例を示す断面図である。 ラビリンス状の間隙の一端を封止するシール部材を備えたファイアシール構造を示す断面図である。 （ａ）および（ｂ）はそれぞれ、本発明の変形例を示す断面図である。 （ａ）は、参考例のファイアシール構造を示す断面図である。（ｂ）は、従来例である弾性体のファイアシールを示す断面図である。

以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について説明する。
図１および図２に示す航空機のエンジン１は、パイロン２により、図示しない主翼に支持される。
エンジン１は、例えばターボファンエンジンの場合、ファン３（図１）と、エンジン１の本体であるエンジンコア(圧縮機や燃焼室)４（図２）と、ファン３およびエンジンコア４を包囲する筒状のエンジンナセル５とを備えている。
パイロン２は、構造部材であるパイロン本体２Ａと、パイロン本体２Ａを覆うパイロンフェアリング２Ｂとを備えている。図１は、パイロン２における前側の部位のみを示しており、それよりも後側の部位の図示は省略されている。

エンジンナセル５は、図１に示すように、ファン３へと空気を取り入れるエアインレット５Ａと、エアインレット５Ａの後端に連なるファンカウル５Ｂと、ファンカウル５Ｂの後端に連なるスラストリバーサーカウル５Ｃとを含んで構成されている。
ファンカウル５Ｂによりファン３が包囲され、スラストリバーサーカウル５Ｃによりエンジンコア４が包囲されている。

ファン３により後方に向けて吹き出される空気の流れは、スラストリバーサーカウル５Ｃの内部に形成された流路５Ｄ（図２）と、エンジンコア４の内側とに分配される。
スラストリバーサーカウル５Ｃは、空気流を外部へと排出させることで逆推力装置として機能する。

スラストリバーサーカウル（Thrust Reverser Cowl）５Ｃは、エンジンコア４の外周部との間に防火区域６を形成しているカウル部５０１と、少なくとも一部が可動であってカウル部５０１の内側を流れる空気流を外部へと排出させる逆噴射機能を有する逆推力動作部５０２とを有している。逆推力動作部５０２は、逆噴射時に前後方向にスライドする機構、あるいは、逆噴射時に開くドアを有している。

防火区域６は、エンジンコア４から発火した場合に備えて設定されており、図２にドットのパターンで示すように、カウル部５０１およびパイロン２とエンジンコア４との間に形成される領域である。本実施形態における防火区域６の外周側は、パイロン本体２Ａ（第１区画部材）とカウル部５０１（第２区画部材）とによって区画されている。カウル部５０１の内周部であるインナー５０１Ａは、耐火材料を用いて構成されている。
ファン３から後方へと噴出するエアは、カウル部５０１のインナー５０１Ａとアウター５０１Ｂとの間の流路５Ｄを流れる。インナー５０１Ａとアウター５０１Ｂとの間は、装備品２４等の機器が配置されるスペースである上部と、左右のカウルの結合構造や配管等の配置スペースである下部を除いて空洞であり、それによって流路５Ｄの断面積が大きく確保されている。

防火区域６よりも内周側にあるエンジンコア４は、パイロン本体２Ａの主要な構造部材である箱型の部材２０に設置されているとともに、カウル部５０１やファン３とも機械的に結合されている。
なお、部材２０の下側には、熱交換器等の装備品２４が取り付けられている。

スラストリバーサーカウル５Ｃは、右側の部材Ｒと左側の部材Ｌとに分割されている。部材Ｒ，Ｌの上端部はそれぞれ、パイロン本体２Ａの部材２０に軸支されている。部材Ｒ，Ｌは、ヒンジ部７を中心として回動されることで、エンジン１の内部を開閉可能に構成されている。部材Ｒ，Ｌを開くと、エンジンコア４が露出する。

さて、パイロン本体２Ａに備えられた部材２１と、スラストリバーサーカウル５Ｃとの間を通じて防火区域６の外側へと火炎が出るのを防ぐため、エンジン１にはファイアシール構造１０が備えられている。
「ファイアシール」は、防火区域６内の火炎が防火区域６の外側へと出るのを防ぐことを意味するものとする。
ファイアシール構造１０は、パイロン２の右側におけるパイロン本体２Ａと部材Ｒとの取り合い箇所と、パイロン２の左側におけるパイロン本体２Ａと部材Ｌとの取り合い箇所とにそれぞれ設けられている。

図３に示すように、ファイアシール構造１０は、パイロン本体２Ａの主要な部材２０に、部材２２を介して設けられた部材２１（以下、パイロン部材）と、スラストリバーサーカウル５Ｃに備えられた部材５１（以下、ナセル部材）との間に介在している。
パイロン部材２１およびナセル部材５１は、いずれも、防火区域６（図１）の境界において、例えば、６Ａで示す境界の区間に沿うように、図３の紙面と直交する方向に延在している。
これらのパイロン部材２１およびナセル部材５１は、図３に示すように、上下方向に沿って起立した姿勢で、パイロン２の幅方向Ｄ１（左右方向）に所定の間隔をおいて平行に配置されている。
なお、パイロン部材２１とナセル部材５１とが必ずしも平行に配置されている必要はない。
防火区域６の境界において、区間６Ａよりも後方にもファイアシール構造１０を設置することが可能である。また、左右のスラストリバーサーカウル５Ｃ（Ｌ，Ｒ）の結合箇所において前後方向に沿うようにファイアシール構造１０を設置することも可能である。さらにはカウル部５０１の前端部で周方向に沿ってファイアシール構造１０を設置することも可能である。

ファイアシール構造１０は、少なくとも所定の耐火時間に亘り、防火区域６内の火炎が、パイロン部材２１とナセル部材５１との間を下から上に向けて（Ｄ２方向）突き抜け、防火区域６の外側へと吹き出すのを防ぐ。
ファイアシール構造１０は、パイロン部材２１に備えられたバネ壁１１と、ナセル部材５１に備えられたチャンネル部材１２とを有している。
バネ壁１１およびチャンネル部材１２は、いずれも耐火材から構成されており、パイロン部材２１およびナセル部材５１と同様に、図３の紙面と直交する方向に延在している。バネ壁１１およびチャンネル部材１２は、それぞれ、紙面直交方向に隙間なく連結された複数の部材から構成されていてもよいし、それぞれが一体に形成されていてもよい。
図３に示す構成とは逆に、パイロン部材２１にチャンネル部材１２が備えられ、ナセル部材５１にバネ壁１１が備えられていてもよい。

スラストリバーサーカウル５Ｃの部材Ｒが開かれると、部材Ｒの動きにチャンネル部材１２が追従する。このとき、パイロン本体２Ａに残されるバネ壁１１と、チャンネル部材１２とが分離される。

パイロン部材２１とナセル部材５１との間には、パイロン部材２１からナセル部材５１に向けて突出するバネ壁１１と、バネ壁１１を間に受け入れるチャンネル部材１２の一対のフランジ壁１２１，１２２とにより、ラビリンス状の間隙であるラビリンス間隙１３が形成されている。
チャンネル部材１２は、一対のフランジ壁１２１，１２２と、フランジ壁１２１，１２２を連結するウェブ１２３とを備えたチャンネル状（断面略Ｃ字状）の部材である。
フランジ壁１２１，１２２は、ナセル部材５１に締結されているウェブ１２３からパイロン部材２１に向けて突出しており、フランジ壁１２１，１２２の各々の先端部がパイロン部材２１に対向している。
なお、チャンネル部材１２に代えて、断面Ｉ字状あるいは断面Ｌ字状に形成された２つの部材をナセル部材５１に設置することもできる。この場合も、フランジ壁１２１，１２２と同様、パイロン部材２１に向けて突出する２つの壁をナセル部材５１に備えることができる。

バネ壁１１と、フランジ壁１２１，１２２とは、パイロン部材２１とナセル部材５１との間をＤ２方向に沿って火炎Ｆが進行する方向に対して直交する向きに、互い違いに突出している。これらフランジ壁１２１、バネ壁１１、およびフランジ壁１２２により、火炎Ｆが進行する方向に対して蛇行するラビリンス間隙１３が形成されている。
曲がりくねったラビリンス（迷路）状の間隙１３に、迷路の入口、つまり、下側（内周側）に位置するフランジ壁１２１の先端とパイロン部材２１との間から火炎Ｆが入り込んだとしても、火炎Ｆは直進し、曲がらないので、火炎Ｆの進行がバネ壁１１やフランジ壁１２２によって阻止される。

上述したように、バネ壁１１およびチャンネル部材１２は耐火材から構成されている。
「耐火材」は、法規等に基づいて要求される所定の耐火時間に亘り継続して火炎に曝されたとしても、過度な変形や、焼失および滅失を免れるのに足りる十分な耐火性を有するものをいうものとする。
例えば、耐腐食鋼（ステンレス鋼、ＣＲＥＳ）、アルミニウム合金、チタン合金、強化繊維としてガラス繊維や炭素繊維を含む繊維強化樹脂（Fiber Reinforced Plastics）、無機物の焼結体、石膏ボード、ハニカムサンドイッチパネル等である耐火材、その他、航空法規が規定する耐火試験に適合した材料から、バネ壁１１およびチャンネル部材１２を構成することができる。
その他にも、耐火性を有しており、強度確保に必要な剛性を備えた適宜な材を耐火材として用いることができる。
こうした耐火材から、必要な耐火時間に亘り火炎に耐えるのに足りる肉厚でチャンネル部材１２を形成することができる。バネ壁１１は、耐火材から、必要な耐火時間に亘り火炎に耐え、かつ、バネとして機能するように、適切な形状や肉厚で形成することができる。バネ壁１１に用いる耐火材として、弾性限および疲労限が十分に大きいバネ鋼が好適である。

ところで、パイロン本体２Ａと、パイロン本体２Ａにヒンジ部７により支持されているスラストリバーサーカウル５Ｃとは、着陸時の荷重や、飛行中の空力荷重、振動等の外力が加えられることで、相対的に大きく動く。
パイロン本体２Ａとスラストリバーサーカウル５Ｃとが相対的に大きく動いたとしても、パイロン本体２Ａに備えられた部材と、スラストリバーサーカウル５Ｃに備えられた部材との干渉による破損を避ける必要がある。
そこで、ファイアシール構造１０は、ラビリンス間隙１３を形成する複数の壁１２１，１１，１２２のうちの一部の壁であるバネ壁１１が、バネとして機能するように構成されている。そのバネ壁１１は、パイロン本体２Ａとスラストリバーサーカウル５Ｃとが相対的に動いていない静止時において、全ての壁１２１，１１，１２２の中で、先端部が対向する部材に最も近接している。
パイロン本体２Ａとスラストリバーサーカウル５Ｃとが近接する向きに相対的に大きく動くと、バネ壁１１が、対向する部材であるチャンネル部材１２のウェブ１２３に接触して弾性変形する一方、他の壁であるフランジ壁１２１，１２２は、対向する部材であるパイロン部材２１に接触しない。

バネ壁１１の構成を具体的に説明する。
図３に示すように、バネ壁１１は、締結部１１Ａと、中間部１１Ｂと、先端部１１Ｃとを有している。バネ壁１１は、ラビリンス間隙１３を形成する壁を構成しており、板バネである。
締結部１１Ａは、パイロン部材２１の外側の面に配置され、パイロン部材２１および部材２２に締結されている。
中間部１１Ｂは、締結部１１Ａからパイロン部材２１に対して傾斜した向きに延びている。
先端部１１Ｃは、中間部１１Ｂに連続し、チャンネル部材１２のウェブ１２３に対向している。先端部１１Ｃには、ウェブ１２３に向けて、凸状に湾曲した面が形成されている。

パイロン本体２Ａとスラストリバーサーカウル５Ｃとが近接する向きに相対的に大きく動くと、バネ壁１１の先端部１１Ｃがウェブ１２３の表面に接触し、バネ壁１１はウェブ１２３とパイロン部材２１との間に圧縮されて弾性変形する。

バネ壁１１として、図４に示すように、スリットが形成されている複数の板バネ１１１，１１２の積層体１１´を採用することができる。この板バネ積層体１１´は、いずれも複数のスリットが形成されている櫛歯状の複数の（ここでは２枚の）板バネ１１１，１１２が重ね合わせられたものである。スリットＳ１，Ｓ２は、積層体１１´の先端部１１Ｃおよび中間部１１Ｂの全体に亘り形成されている。
板バネ１１１と板バネ１１２とは、板バネ１１１のスリットＳ１の位置と、板バネ１１２の隣り合うスリットＳ２，Ｓ２間の部位の位置とが対応するように重ねられている。
そのため、スリットＳ１が板バネ１１２により塞がれ、スリットＳ２が板バネ１１２により塞がれるので、板バネ積層体１１´は、バネ壁１１と同様に、ラビリンス間隙１３を形成する「壁」を構成する。
なお、複数の板バネ積層体１１´を連結し、ファイアシール構造１０の設置区間の全長に亘り設置することができる。

櫛歯状に形成されている板バネ１１１，１１２はそれぞれ、スリットの形成されていない板バネと比べて小さい力で、隣り合うスリット間に位置する細い部位１１０が個別に弾性変形可能である。板バネ積層体１１´の先端部１１Ｃがウェブ１２３の表面に接触した際に、各部位１１０は、パイロン部材２１とナセル部材５１との間の間隔寸法に応じた変形量で個別にスムーズに弾性変形する。

上記の板バネ積層体１１´によれば、細い部位１１０が個別に弾性変形可能であるため、パイロン本体２Ａとスラストリバーサーカウル５Ｃとが、ファイアシール構造１０の延在している方向に離間した各部の相対変位量が異なる状態で相対的に大きく動いた時でも、接触するウェブ１２３の表面への良好な追従性を得ることができる。そのため、板バネ積層体１１´により、パイロン部材２１とナセル部材５１との間の火炎の経路を封止またはほぼ封止することができるので、火炎の通過を阻止する効果が高い。

但し、フランジ壁１２１、バネ壁１１、およびフランジ壁１２２が、パイロン部材２１とナセル部材５１との間を直進する火炎に対向する向きに配置されていることにより、所定の耐火時間に亘って防火区域６の外側への火炎の突き抜けを防ぐのに足りるファイアシール性能を確保することができるので、ウェブ１２３との接触時にバネ壁１１がウェブ１２３の表面に必ずしも密着している必要はない。
バネ壁１１として、上記の板バネ積層体１１´には限らず、金属板を折り曲げて形成された典型的な板バネを用いることが可能である。

以下、図５（ａ）〜（ｃ）を参照し、パイロン本体２Ａとスラストリバーサーカウル５Ｃとが相対的に大きく動いた時の部材同士の干渉を避けつつ、火炎の突き抜けを防ぐために必要な構成および作用について説明する。
図５（ａ）は、パイロン２とスラストリバーサーカウル５Ｃとが相対的に動いていない静止時におけるファイアシール構造１０の状態を示している。静止時は、例えば、駐機時である。
この静止時において、フランジ壁１２１，１２２の各々の先端部１２１Ｃ，１２２Ｃとパイロン部材２１の表面との間には、クリアランスＣ１が存在し、バネ壁１１の先端部１１Ｃとチャンネル部材１２のウェブ１２３の表面との間には、クリアランスＣ２が存在する。
クリアランスＣ１，Ｃ２が存在しているため、ラビリンス間隙１３を形成する壁１２１，１１，１２２のいずれも、先端部が対向部材に接触していない（非接触）。

クリアランスＣ１とクリアランスＣ２との間には、以下に示す関係が成り立つ。
Ｃ１ ＞ Ｃ２
つまり、バネ壁１１は、全ての壁１２１，１１，１２２の中で、先端部が対向する部材に最も近接している。

図５（ａ）に示す静止時（図５（ａ））において、バネ壁１１とフランジ壁１２１（または１２２）とは、パイロン２の幅方向Ｄ１に寸法Ｗだけオーバーラップしている。この寸法Ｗは、想定されるパイロン部材２１とナセル部材５１との最大の変位量、例えば着陸時の変位量よりも大きく確保されている。

そのため、図５（ｂ）に示すように、パイロン部材２１とナセル部材５１とが離れる向きに、想定される最大の変位量でパイロン２とスラストリバーサーカウル５Ｃとが幅方向Ｄ１に相対的に動いた時でも、バネ壁１１とフランジ壁１２１（または１２２）とが寸法Ｗ´でオーバーラップしている。このとき、フランジ壁１２１、バネ壁１１、およびフランジ壁１２２により、パイロン部材２１とナセル部材５１との間にラビリンス状の間隙１３が維持されているので、静止時（図５（ａ））と同様、ラビリンス間隙１３の入口１３１に火炎が入ったとしても、直進する火炎の進行方向の前方に位置するバネ壁１１とフランジ壁１２２とによって火炎の進行を阻止することができる。
なお、パイロン部材２１とナセル部材５１とが上下方向（Ｄ２）に相対変位した時にバネ壁１１とフランジ壁１２１，１２２とが干渉しないように、例えば、バネ壁１１と、バネ壁１１に近いフランジ壁１２１との間に、上下方向（Ｄ２）のクリアランスＣ３が設定されている。

図５（ｃ）は、パイロン部材２１とナセル部材５１とが近接する向きに、想定される最大の変位量でパイロン２とスラストリバーサーカウル５Ｃとが相対的に幅方向Ｄ１に動いた時のファイアシール構造１０の状態を示している。
この状態では、パイロン部材２１とナセル部材５１とが、クリアランスＣ２（図５（ａ））を超える変位量で相対変位しているため、バネ壁１１の先端部１１Ｃがウェブ１２３に接触し、パイロン部材２１とナセル部材５１との間にバネ壁１１が圧縮されて弾性変形する。

図５（ｃ）に示す状態においても、フランジ壁１２１、バネ壁１１、およびフランジ壁１２２が、パイロン部材２１とナセル部材５１との間に、互いにオーバーラップして、火炎に対向する向きで配置されている。そのため、隙間Ｓに火炎が入ったとしても、その火炎の進行を阻止することができる。

仮に、図１０（ａ）に示すように、バネ壁が含まれていない３つの壁９１〜９３によりラビリンス間隙９０を形成することで、ファイアシールを図るものとする。
その場合、相対変位が大きい時に、壁９１〜９３と、それぞれが対向する部材とが干渉しないように静止時におけるクリアランスＣ２´およびＣ１´を設定し、かつ、パイロン部材２１とナセル部材５１とが離れる向きに変位した時にもオーバーラップしている状態を維持できるようにオーバーラップの寸法Ｗを確保する。
バネ壁を備えていない図１０（ａ）の構成によると、弾性変形による変位吸収が望めない分、ファイアシール構造１０と比べて大きなクリアランスＣ１´，Ｃ２´が必要となり、構造が大型化する。
本実施形態のファイアシール構造１０のように、ラビリンス間隙１３を形成する複数の壁１２１，１１，１２２のうちの一部が、他の壁に先んじて対向部材に接触するバネ壁１１であると、パイロン部材２１とナセル部材５１との相対変位の一部をバネ壁１１の弾性変形により吸収できるので、構造の小型化を図り、機体重量の低減に寄与することができる。

ところで、相対変位が大きい部材同士の間を封止するためには、一般に、弾性変形量を大きく確保できるゴムシールが採用される。
図１０（ｂ）に示す例では、ゴムシール９５によりパイロン部材２１とナセル部材５１との間を封止している。
ゴムシール９５は、パイロン部材２１とナセル部材５１との間の寸法に応じた変形量で弾性変形する。ゴムシール９５は、パイロン部材２１とナセル部材５１とのそれぞれの表面に密着し、パイロン部材２１とナセル部材５１との間の間隙を塞いでいるが、火炎に曝されると溶融あるいは焼失して火炎の突き抜けを許すリスクがある。

ゴムシール９５とは異なり、ファイアシール構造１０のバネ壁１１およびチャンネル部材１２は、いずれも耐火材から構成されており、火炎に曝される状況下、必要な耐火時間に亘り、パイロン部材２１とナセル部材５１との間に存在する。これらのバネ壁１１およびチャンネル部材１２により火炎の進行が阻止されるため、防火区域６内で発生した火炎が防火区域６の外側に出るのを耐火時間に亘って防ぐことができる。

ファイアシール構造１０によれば、バネ壁１１およびチャンネル部材１２自体が、ゴム材料から構成された弾性シールと比べて長時間に亘り火炎に耐え、それらバネ壁１１およびチャンネル部材１２が存在している限りファイアシール性能が十分に確保されるため、火炎からバネ壁１１およびチャンネル部材１２を遮蔽する部材を付加することなく、ファイアシール性能を向上させることができる。そのため、機体重量の低減にも寄与することができる。

ここで、金属材料から構成されていてバネ壁１１およびチャンネル部材１２と同等の耐火性を有する金属弾性シールを用いることも考えられるが、大きな弾性変形量を得るのが難しいので、金属材料の弾性シールは、相対変位の大きい部材間のファイアシールには不向きである。また、金属材料の弾性シールをパイロン部材２１とナセル部材５１との間に十分に加圧し、火炎に曝される状況下にあっても密着に必要な反発力を安定して得ることは難しい。

火炎の突き抜けを防ぐためにゴムシール９５（図１０（ｂ））や金属弾性シール等の弾性シールを用いる場合には、弾性変形時のシールの形状や反発力、パイロン部材２１およびナセル部材５１のそれぞれの表面との密着性等に関し、火炎に曝される状況を想定した十分な検証が必要となる。
それに対し、ファイアシール構造１０は、パイロン部材２１とナセル部材５１との間に、複数の壁１２１，１１，１２２をラビリンス間隙１３を形成するように配置することで、火炎の突き抜けを防いでいるので、パイロン部材２１とナセル部材５１との間が確実に閉塞されることを検証するための膨大な試験等が必要ない。ファイアシール構造１０によれば、所定の耐火時間に亘り、放射される火炎に曝される状況にファイアシール構造１０を置く試験により、ファイアシール性能が保持されていることを実証するだけで足りる。そのため、ファイアシール性能が確保されているファイアシール構造１０を短い開発期間により提供することができる。

さらに、パイロン本体２Ａとスラストリバーサーカウル５Ｃとの相対的な動きが大きい時を除いては、ファイアシール構造１０の壁は、対向する部材と非接触であるため、摩耗が少ない。部材の表面に常時接触する弾性シールを用いる場合は、相対変位が繰り返されることで弾性シールが顕著に摩耗するので、頻繁な交換が必要となる。それに対し、ファイアシール構造１０は、摩耗したとしても壁１２１，１１，１２２が相互にオーバーラップする状態が維持されていればファイアシール性能が低下しないので、寿命が長い。そのため、ファイアシール性能の維持に必要な点検や交換等の負担を軽減することができる。ファイアシール構造１０によれば、航空機のライフサイクルに相当する期間に亘るメンテナンスフリーの実現も可能となる。

なお、パイロン部材２１とナセル部材５１との間の間隙を閉塞して火炎の突き抜けを防ぐために、耐火性を有するシーラント材料をパイロン部材２１とナセル部材５１との間に充填すると、固化したシーラントによりパイロン部材２１とナセル部材５１とが固定されるため、スラストリバーサーカウル５Ｃを開くためにパイロン部材２１とナセル部材５１とが分離することが必要なスラストリバーサーカウル５Ｃには適合しない。そもそも、相対変位する部材２１，５１にシーラントを追従させて、部材２１，５１間を閉塞された状態に維持することが難しい。

ファイアシール構造１０は、パイロン部材２１とナセル部材５１との間を閉塞することなく、パイロン部材２１とナセル部材５１との間に、ラビリンス間隙１３が形成されるように、パイロン部材２１に備えられたバネ壁１１と、ナセル部材５１に備えられたチャンネル部材１２とを配置する。それらのバネ壁１１とチャンネル部材１２とを分離可能であることにより、パイロン本体２Ａに支持されているスラストリバーサーカウル５Ｃをヒンジ部７を中心として開くことが可能となる。

上述したクリアランスＣ１，Ｃ２や、オーバーラップの寸法Ｗ、そしてフランジ壁１２１、バネ壁１１、およびフランジ壁１２２の隣り合うもの同士の間隔等は、パイロン本体２Ａとスラストリバーサーカウル５Ｃとの相対的な変位の大きさや、スラストリバーサーカウル５Ｃを回動させる際のバネ壁１１に対するチャンネル部材１２の軌跡、そして作動中のエンジンコア４が内側に存在する防火区域６の熱による部材の伸び等に基づいて、部材同士が干渉しないように適宜に定めることができる。

以下、本発明のファイアシール構造の変形例について説明する。
図６（ａ）に示すように、ラビリンス間隙１３を形成している複数の壁１２１，３１，１２２のうちバネとして機能するバネ壁３１は、パイロン部材２１に締結された部分壁３１Ａと、部分壁３１Ａの先端部に設けられた板バネ３１Ｂとを有している。
板バネ３１Ｂは、図６（ａ）に示す静止時において、対向するウェブ１２３と非接触であり、バネ壁３１は、壁１２１，３１，１２２の中で、対向する部分に最も近接している。
パイロン部材２１とナセル部材５１とが相対的に大きく動いた時に、バネ壁３１の板バネ３１Ｂは、ウェブ１２３に接触して弾性変形する。このとき、フランジ壁１２１，１２２はパイロン部材２１に接触しない。
図６（ａ）に示すように、一部に板バネ３１Ｂを含むバネ壁３１を備えたファイアシール構造によっても、相対的な動きが大きい時に部材同士が干渉することを避けることができ、互いにオーバーラップして火炎に対向するように壁１２１，３１，１２２が配置されていることにより、火炎の突き抜けを防ぐことができる。

本発明のファイアシール構造は、以下に示すように、種々の形態に構成することができる。
以下で説明する図６（ｂ）、（ｃ）、図７（ａ）〜（ｃ）にそれぞれ示される構成は、共通して、ラビリンス間隙１３を形成する複数の壁を備えており、それらの壁のうち少なくとも一部の壁が、バネとして機能するバネ壁である。
図６（ｂ）に示すファイアシール構造は、バネ壁１１と、２つのチャンネル部材１２，１４とを備えている。
バネ壁１１は、チャンネル部材１２およびチャンネル部材１４の外部に位置し、ナセル部材５１に設けられてパイロン部材２１に対向している。
チャンネル部材１２とチャンネル部材１４とは、それぞれのフランジを噛み合わせ、バネ壁１１と共にフランジ壁１２１，１２２およびフランジ壁１４１，１４２がラビリンス間隙１３を形成するように、向かい合わせに配置される。チャンネル部材１２はナセル部材５１に設けられ、チャンネル部材１４はパイロン部材２１に設けられている。
図６（ｂ）に示す構成においても、上記実施形態（図５）と同様、全ての壁１１，１４１，１２１，１４２，１２２の中で、バネ壁１１が、対向する部分に最も近接している。

本発明のファイアシール構造は、図６（ｃ）に示すように、ラビリンス間隙１３の入口１３１を形成する壁１５と、入口１３１から入り込んだ火炎が突き当たる壁１６との少なくとも２つの壁を備えていれば足りる。これらの壁１５，１６のうち、少なくとも一方の壁の一部または全部が板バネであることにより、バネとして機能すればよい。
パイロン部材２１とナセル部材５１との間に配置される壁の数を減らしても、クリアランスＣ１，Ｃ２の寸法や、壁のオーバーラップの寸法Ｗや、隣り合う壁の間隔の寸法等を適切に設定することで、軽量化を図りつつ、火炎の突き抜けを十分に防ぐことができる。

図７（ａ）に示すファイアシール構造は、２つのバネ壁１７，１８と、１つの断面Ｌ字状のアングル材１９とを備えている。
バネ壁１７，１８は隣り合っており、一方のバネ壁１７はナセル部材５１に設けられ、他方のバネ壁１８はパイロン部材２１に設けられている。バネ壁１７の中間部１７Ｂとバネ壁１８の中間部１８Ｂとは、互いに平行に延びている。
アングル材１９は、バネ壁１７，１８とラビリンス間隙１３を形成するように、ナセル部材５１に設けられている。ナセル部材５１からアングル材１９の壁１９１が起立している。
ラビリンス間隙１３を形成する複数の壁１９１，１８，１７のうちの一部の壁であるバネ壁１７，１８は、全ての壁１９１，１８，１７の中で、対向する部分に最も近接している。

図７（ｂ）に示すファイアシール構造は、上下対称に配置される２つのバネ壁１７，１８と、１つのアングル材１９とを備えている。バネ壁１７，１８は一体に形成されている。
バネ壁１７，１８のいずれも、ナセル部材５１に設けられた連結部１７８からパイロン部材２１に向けて立ち上がっている。
アングル材１９は、パイロン部材２１に設けられており、バネ壁１７，１８の間に、アングル材１９の壁１９１が位置している。
図７（ｂ）に示す例でも、バネ壁１７，１８が、全ての壁１８，１９１，１７の中で、対向する部分に最も近接している。

図７（ｃ）は、ラビリンス間隙１３を形成する複数の壁のいずれもバネ壁１７，１８である例を示している。パイロン部材２１とナセル部材５１との間に、バネ壁１７，１８以外の壁は存在しない。

図７（ａ）〜（ｃ）に示す複数のバネ壁１７，１８によれば、それぞれの先端に小さなクリアランスＣ２が設定されるため圧損大きくなり、仮に防火区域６と外部とに圧力差があった場合でも、防火区域６内で発生した可燃性ガスが流出するのを抑えることができる。

バネ壁１７の先端部におけるクリアランスＣ２と、バネ壁１８の先端部におけるクリアランスＣ２とが、厳密に同一である必要はない。図７（ａ）および（ｂ）に示すように、他の壁１９１が存在する場合は、バネ壁１７，１８の各々の先端部におけるクリアランスＣ２のいずれも、他の壁１９１のクリアランスＣ１よりも小さい。

上述した実施形態および変形例では、ラビリンス間隙１３を形成する壁が、パイロン部材２１とナセル部材５１とにそれぞれ設置されているが、重量低減を図る観点より、これらの壁をパイロン部材２１やナセル部材５１、あるいは、パイロン２を構成する他の部材やスラストリバーサーカウル５Ｃを構成する他の部材に一体成形することもできる。
本発明のファイアシール構造が有している壁が、防火区域６を区画する部材（パイロン本体２Ａ、スラストリバーサーカウル５Ｃ）に「備えられる」ことは、当該壁が、区画部材に締結部材等を用いて設置されることの他に、区画部材に一体成形されることも包含する。
例えば、図３に示すフランジ壁１２１，１２２が、ナセル部材５１から起立するようにナセル部材５１に一体成形されていると、締結部材が必要ないので、重量を低減することができる。

本発明のファイアシール構造におけるラビリンス間隙１３は、必要に応じて、図８に示すように、シール部材３２により封止することができる。そうすると、ラビリンス間隙１３を通じて防火区域６内の可燃性ガスが防火区域６の外側へと出るのを防ぐことができる。
図８に示すシール部材３２は、ラビリンス間隙１３の出口１３２、つまり、フランジ壁１２２の先端に位置する先端部１２２Ｃとパイロン部材２１との間で、圧縮されて弾性変形している。これによって、先端部１２２Ｃとパイロン部材２１との間が閉塞されている。図８ではシール部材３２がパイロン部材２１に設けられているが、先端部１２２Ｃにシール部材３２が設けられていてもよい。
シール部材３２は、バネ壁１１よりも弾性率が十分に小さいゴムシールであるため、バネ壁１１は、ウェブ１２３に接触した時に問題なく弾性変形する。

ラビリンス間隙１３にシール部材３２を配置すると、ラビリンス間隙１３を通じて可燃性ガスが漏出する可能性のある隣接区画への他の防火対策が必要ない。そのため、隣接する区画には着火源となるような可燃性装備品を搭載できないといった制約をなくし、機器の搭載に関して大きな自由度をもたらすことができる。
シール部材３２は火炎に直接曝されないため、シール部材３２を適宜な材料、典型的なゴム材料を用いて形成することができる場合がある。よって、摩耗によるシール交換が必要であったとしても、シール自体の費用を抑えることができ、経済的である。シール部材３２としては、図８に示すような中空のバルブ状のゴムシールに限らず、板バネ状のゴムシールを用いることができる。
シール部材３２には、火炎に耐える肉厚や、ラビリンス出口１３２を緊密に密封する反発力が必要ないため、フランジ壁１２２の先端とパイロン部材２１との間を塞ぐ目的に足りる厚みや長さのシール部材３２を用いることが好ましい。
なお、シール部材３２に代えて、ブラシのように、空気の流れに対して大きな抵抗を与える部材を用いることもできる。

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。

図９（ａ）は、エンジンの周りに設定された防火区域８を区画するパイロンフェアリング２Ｂと、スラストリバーサーカウル５Ｃとの取り合い箇所を通じた火炎の突き抜けを防ぐファイアシール構造６０を示している。ファイアシール構造６０は、パイロンフェアリング２Ｂとカウル部５０１との間に位置する複数の壁６１〜６３を備えており、壁６２はバネとして機能するバネ壁として構成されている。バネ壁６２は、パイロン本体２Ａに設けられたフィッティング２３に支持されている状態でパイロンフェアリング２Ｂに設けられている。なお、図９（ｂ）に示す例では、フィッティング２３がパイロンフェアリング２Ｂを支持している。図９（ｂ）に示す例において、パイロンフェアリング２Ｂにバネ壁６２を一体に形成することもできる。或いは、バネ壁６２は、フィッティング２３へのファスナ等による取付であろうが、パイロンフェアリング２Ｂへファスナ等により取り付ける構成であろうが、いずれでもよい。
パイロンフェアリング２Ｂとスラストリバーサーカウル５Ｃとが相対的に動いていない静止時において、ラビリンス状の間隙６４を形成する壁６１〜６３の中で、バネ壁６２が、対向する部分（チャンネル部材のウェブ６５）に最も近接している。

ここで、壁６３の先端部の周囲において、少なくとも干渉が懸念される範囲には、壁６３の先端部と対向する部材が存在しない。バネ壁６２は、先端部と対向する部材が存在する壁６１，６２に、壁６３を含めた中で、静止時において対向する部材に最も近接している点において、上記実施形態や変形例におけるバネ壁１１等と同様である。もし、壁６１の先端部の周囲にも、その先端部と対向する部材が存在しない場合にも、壁６１〜６３の中で、静止時においてバネ壁６１が対向部材に最も近接することに変わりない。

図９（ａ）および（ｂ）のいずれの構成においても、パイロンフェアリング２Ｂとスラストリバーサーカウル５Ｃとが近接する向きに相対的に大きく動いた時に、バネ壁６２は対向する部分に接触して弾性変形する。
壁６１〜６３が互いにオーバーラップして火炎に対向するように配置されていることにより、防火区域８の内側から外側へと火炎が突き抜けるのを防ぐことができる。

図９（ａ）および（ｂ）の如く、航空機外表面にファイアシール構造６０を設置した場合、機外には着火源がないとの前提で、法規等によって、可燃性ガス漏れは許容される場合がある。そうとすれば、上述のファイアシール構造１０（図２）では可燃性ガスの流出抑制のために図８に示すようなシール部材３２が必要になる場合があるのとは異なり、シール部材３２が不要となる。そのため、シール部材３２の分、コスト低減、重量低減、ラバーシール摩耗によるシール交換機会の減少等、整備性向上等をも達成できる。
但し、図９（ａ）や（ｂ）の構成に対しても、図８に示すようなシール部材３２を適用することにより、可燃性ガスの大気解放を確実に止めるようにすることが出来る。その為、法規改正等への対応も容易である。

本発明のファイアシール構造は、エンジン周りに設定された防火区域に限らず、航空機の他の防火区域にも適用することができる。
例えば、航空機の補助動力装置（ＡＰＵ：Auxiliary Power Unit）の周りに設定された、図示しない防火区域を区画する部材同士の取り合い箇所にも、本発明のファイアシール構造を適用することができる。

１ エンジン
２ パイロン
２Ａ パイロン本体（第１区画部材）
２Ｂ パイロンフェアリング（第１区画部材）
３ ファン
４ エンジンコア
５ エンジンナセル
５Ａ エアインレット
５Ｂ ファンカウル
５Ｃ スラストリバーサーカウル（第２区画部材）
５Ｄ 流路
６，８ 防火区域
７ ヒンジ部
１０ ファイアシール構造
１１ バネ壁
１１´ 板バネ積層体
１１Ａ 締結部
１１Ｂ 中間部
１１Ｃ 先端部
１２，１４ チャンネル部材
１３ ラビリンス間隙（ラビリンス状の間隙）
１５，１６ 壁
１７，１８ バネ壁
１７Ｂ，１８Ｂ 中間部
１９ アングル材
１９１ 壁
２０ 部材
２１ パイロン部材
２２ 部材
２３ フィッティング
２４ 装備品
３１ バネ壁
３１Ａ 部分壁
３１Ｂ 板バネ
３２ シール部材（閉塞部材）
５１ ナセル部材
６０ ファイアシール構造
６４ ラビリンス間隙
６２ バネ壁
６１，６３ 壁
６５ ウェブ
９０ ラビリンス間隙
９１〜９３ 壁
９５ ゴムシール
１１０ 部位
１１１，１１２ 板バネ
１２１，１２２ フランジ壁
１２１Ｃ，１２２Ｃ 先端部
１２３ ウェブ
１３１ 入口
１３２ 出口
１４１，１４２ フランジ壁
５０１ カウル部
５０１Ａ インナー
５０１Ｂ アウター
５０２ 逆推力動作部
Ｃ１，Ｃ２ クリアランス
Ｃ３ クリアランス
Ｄ１ 幅方向
Ｄ２ 上下方向
Ｆ 火炎
Ｒ，Ｌ 部材
Ｓ 隙間
Ｓ１，Ｓ２ スリット
Ｗ オーバーラップの寸法
Ｘ 距離
Ｘ０ 寸法

Claims (8)

1. 航空機の防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造であって、
   前記防火区域を区画する第１区画部材に備えられた壁と、前記第１区画部材と共に前記防火区域を区画する第２区画部材に備えられた壁とからなる複数の壁を備え、
   前記複数の壁により、前記第１区画部材と前記第２区画部材との間にラビリンス状の間隙が形成され、
   前記複数の壁のいずれも、耐火材から構成され、かつ、前記第１区画部材と前記第２区画部材とが相対的に動いていない静止時に、前記壁の先端部が他の部材とは非接触であり、
   前記複数の壁のうちの一部の壁は、バネとして機能するバネ壁であり、前記静止時において、対向する部材に前記複数の壁の中で最も近接している、
   ことを特徴とする航空機用のファイアシール構造。
2. 前記第１区画部材と前記第２区画部材とが近接する向きに相対的に動いた時に、
   前記バネ壁は、前記対向する部材に接触して弾性変形し、他の前記壁は、前記対向する部材に接触しない、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用のファイアシール構造。
3. 航空機の防火区域の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造であって、
   前記防火区域を区画する第１区画部材に備えられた壁と、前記第１区画部材と共に前記防火区域を区画する第２区画部材に備えられた壁とからなる複数の壁を備え、
   前記複数の壁により、前記第１区画部材と前記第２区画部材との間にラビリンス状の間隙が形成され、
   前記複数の壁のいずれも、耐火材からバネとして機能するように構成されたバネ壁であり、かつ、前記第１区画部材と前記第２区画部材とが相対的に動いていない静止時に、前記壁の先端部が対向する部材とは非接触であり、
   前記第１区画部材と前記第２区画部材とが近接する向きに相対的に動いた時に、
   前記バネ壁は、前記対向する部材に接触して弾性変形する、
   ことを特徴とする航空機用のファイアシール構造。
4. 前記バネ壁は、
   複数のスリットが形成されている櫛歯状の２以上の板バネが重ねられた積層体であり、
   前記２以上の板バネのうちの一の板バネの前記スリットは、他の前記板バネの前記スリット間の部位により塞がれている、
   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された航空機用のファイアシール構造。
5. 前記複数の壁には、２以上の前記バネ壁が含まれている、
   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用のファイアシール構造。
6. 前記第１区画部材は、航空機のエンジンを支持するパイロンであり、
   前記第２区画部材は、前記エンジンの本体を包囲するナセルである、
   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用のファイアシール構造。
7. 前記ラビリンス状の間隙は、
   前記壁および前記対向する部材のいずれか一方に設けられた閉塞部材により塞がれている、
   ことを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載の航空機用のファイアシール構造。
8. 請求項１から７のいずれか一項に記載のファイアシール構造を備える、
   ことを特徴とする航空機。

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