JP7160580B2 - 航空機および航空機の整備方法 - Google Patents
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Description
本発明の発明者は、排気が曲がって機体表面に張り付く要因として、排気に旋回成分が含まれていることに想到し、これを解析により確かめた。
上記の新たな知見に基づいて想到された本発明の第1の航空機は、航空機の装備品に備えられたダクトを流れ、規定の温度よりも温度が高い高温気体を機外へと排出する排気口と、機外への排出に先立ち、高温気体の流れに含まれる旋回成分を低減させる旋回低減部と、を機体に備えることを特徴とする。
本発明の航空機において、旋回低減部は、高温気体の流路を高温気体の流れに沿って分割する仕切であることが好ましい。
本発明の第2の航空機は、航空機の装備品に備えられたダクトを流れ、規定の温度よりも温度が高い高温気体を機外へと排出する排気口と、航空機の機体において排気口に隣接した領域の表面を被覆可能であり、断熱性を有した断熱部材と、断熱部材を機体に着脱自在に装着可能な装着部と、を備えることを特徴とする。
本発明の航空機において、装着部と断熱部材とは、永久磁石を用いて装着可能であることが好ましい。
本発明の航空機において、機体における排気口の周囲の領域は、強化繊維を含む繊維強化樹脂材料を用いて構成されていることが好ましい。
つまり、本発明は、航空機の装備品に備えられたダクトを流れ、規定の温度よりも温度が高い高温気体を機外へと排出する排気口を機体に備えた航空機を整備する方法であって、機体において排気口に隣接した領域の表面を覆うように、断熱性を有した断熱部材を機体に装着した状態で、装備品の作動を伴う整備を行うことを特徴とする。
〔第1実施形態〕
図1(a)に示す航空機1は、胴体11と、主翼12と、胴体11の下部11Aを覆うフェアリング3(belly fairing)とを含む機体10と、機体10に搭載された種々の装備品とを備えている。
胴体下部11Aには、複数の装備品が設けられている。それらの装備品の一つとして、航空機の空調システムを構成する空調装置2がある。空調システムは、機内の与圧、換気、および冷暖房の空調機能全般を担う。
空調装置2は、冗長性を確保するために2つあり、一方の空調装置2が胴体下部11Aの左側に設けられ、他方の空調装置2が胴体下部11Aの右側に設けられている(図3(a)参照)。
本実施形態のフェアリング3は、軽量化のため、ガラス繊維を含む繊維強化樹脂材料(GFRP:glass fiber reinforced plastics)から構成されている。
本実施形態のファン22は、プロペラファンであり、筒状のケーシング221(図3(a))の内側に配置されている。図3(a)に示す矢印は、ファン22の回転する向きを示している。
排気口3Bから機外へ排出された排気の流れが、機外で曲がりフェアリング表面3Aへ張り付くように流れることを、機体10(フェアリング3)への排気の「張り付き」と称する。このような排気の張り付きにより、排気の熱がフェアリング3に熱的な影響を及ぼすことを防ぐ必要がある。
排気ダクト21から排出される排気の流れには、ファン22の回転によって与えられた旋回成分が含まれている。なお、ファン22が存在しない場合でも、排気と何らかの部材との干渉により、排気の流れに旋回成分が含まれることがあり得る。
本実施形態において排気ダクト21から排出される排気の流れには、ファン22の回転によって与えられた旋回成分が含まれている。
高温気体張り付き対策構造20は、排気ダクト21と、排気ダクト21を流れる排気を機外へと排出する排気口3Bと、排気の張り付きの要因となる排気の旋回成分を低減させる旋回低減部としての仕切24とを備えている。
図1(b)に示す高温気体張り付き対策構造20は、排気ダクト21に備わる仕切24により、排気に含まれる旋回成分を排気口3Bから機外への排出に先立ち、低減させる。
排気ダクト21は、ステンレス鋼等の金属材料から構成されている。特に、CRES(Corrosion REsistant Steel)と呼ばれる耐腐食鋼が好適である。
支持体31は、フェアリング3から裏側に立ち上がり、排気ダクト21の下端21A側の外周部を包囲する壁31Aを有している。壁31Aの内側の空間に、排気ダクト21の下端21A側が配置されている。
支持体31も、排気ダクト21と同様に、ステンレス鋼等の金属材料から構成されている。
支持体31の上端部には、図1(b)に示すように、排気ダクト21の外周部を支持する環状の弾性体32が設けられている。
本実施形態の排気口3Bの内側には、排気ダクト21からの排気の流れに抵抗を与える部材が存在していない。そのため、排気ダクト21から流出した排気の流れに圧力損失を与えることなく、排気を機外へと排出させることができる。
図4(a)は、排気ダクト21の内部に備わる仕切24を示す。
仕切24は、排気の流れに沿って、図4(a)に示すように、排気ダクト21の内側の排気の流路を複数の区画A1~A4に分割する。図4(a)に示すように、仕切24は、排気の流路の断面中心部Xから排気ダクト21の内壁まで排気ダクト21の径方向に沿って配置される4つの板状の壁241~244を有している。壁241~244は、十字状の横断面を呈し、排気ダクト21の軸線方向に沿って連続している。排気の旋回成分を低減させ、流れの断面中心に関して対称に整流するため、壁241~244が、断面中心部Xに関して回転対称に配置されていることが好ましい。
仕切24の壁241~244は、一体に構成されていても、別体であってもよい。別体の場合は、壁241~244を締結や溶接、ろう付け等の適宜な方法で一体化することができる。
そして、排気ダクト21の内壁21Wに、仕切24を締結や溶接、ろう付け等の適宜な方法により接合することができる。
仕切部材240は、図4(c)に示すように、図4(a)と同様の形態の仕切部24´と、仕切部24´を包囲する周壁24Cとを有している。図4(c)に示すように、仕切部24´と周壁24Cとが一体に構成されていてもよいし、図示を省略するが、別体の仕切部24´と周壁24Cとが一体化されていてもよい。
この壁28も、排気ダクト21を流れる排気の旋回成分に干渉して低減させることができるため、旋回低減部として機能する。
なお、壁28と比べ、図5(b)に示すように流路を仕切っている壁261の方が、排気の旋回成分を低減させる効果が高い。
ここで、排気の流路の範囲を周方向に狭めると、旋回成分の低減に寄与する。そのため、図5(b)あるいは図5(c)に示す形態と比べ、図5(a)の仕切25や本実施形態の仕切24のように、断面中心部Xから放射状に延びた壁を含んで旋回低減部が構成されている方が有利である。
旋回成分の低減効果と圧力損失とを考慮すれば、仕切24等の旋回低減部の径Dと長さLについて、L/D>1であることが望ましい。
本実施形態の仕切24によれば、比較的小さい接触面積で、排気の流路を周方向に4分割し、断面中心部Xに関して回転対称な区画A1~A4を形成することができるので、排気の旋回成分を効率よく安定して低減させることができる。
例えば、図6(a)に示すように、排気ダクト21の下端に仕切部材240が接続されていてもよいし、図6(b)に示すように、ファン22と排気ダクト21との間に仕切部材240が設置されていてもよい。
また、排気の流路全体として、複数の旋回低減部を設けることもできる。例えば、排気ダクト21の内側に、ダクト21の長さ方向に間隔をおいて2つの仕切24を設置することができる。
それに対して、排気の流れに沿って配置される本実施形態の仕切24等の旋回低減部によれば、排気の圧力損失を抑えつつ、排気に含まれる旋回成分を十分に低減させることができる。
しかしながら、駐機中、地上走行中、あるいは離着陸時に地上に近い高度を飛行中は、地上からの熱の輻射もあって、排気口3Bから機外へと排出された排気が、周囲の大気によって必ずしも十分に冷却されないため、機体10に備わる旋回低減部により排気の旋回成分を低減させ、機体表面への排気の張り付きを防いで、機体10から離れた向きへと排気を安定して排出させることの意義が大きい。酷暑の地域を含む各地への運航が想定される航空機1にあっては、厳しい熱の条件に対応できることが重要な意義を持つ。
そこで、図7(a)に示すように、支持体31に低温空気の導入部31Bを設けるとともに、支持体31の内側に排気ダクト21から排気が噴出するように排気ダクト21の長さを短く設定するとよい。そうすると、支持体31の内側よりも圧力が大きい空間5の空気が導入部31Bを通じて支持体31の内側に導入される。排気ダクト21が断熱材23により覆われているため、空間5の空気の温度を低く保ち、排気の温度よりも低い温度の空気を空間5から導入部31Bを通じて支持体31の内側に導入することができる。
排気ダクト21からの排気は、支持体31の内側で、それよりも低温の空気と接触、混合することで温度が下げられてから、排気口3Bを通じて機外へと排出されることとなる。したがって、機外で排気がフェアリング表面3Aに近接したとしても、排気の熱による熱的な影響がフェアリング3に及ぶのを避けることができる。
その他、図7(b)に示す例のように、支持体31の壁に導入部としての孔31Cを形成することもできる。
図8は、第1実施形態の旋回低減部に係る変形例を示す。
上記の第1実施形態では、排気ダクト21に仕切24(図1(b))が備えられているのに対し、図8に示す例では、旋回低減部としての仕切34が、フェアリング3に設けられた筒体33に備えられている。筒体33は、フェアリング3に固定された支持体35によりフェアリング3に支持されている。
仕切34は、図8に示す例では、筒体33の内側に、筒体33の上端から所定の長さで、排気の流れに沿って延びている。これに限らず、旋回成分の低減効果と排気の圧力損失を考慮して、仕切34を筒体33における適宜な位置に、適宜な長さで設けることができる。その他、仕切34の壁の数や配置等を含め、仕切34の具体的な構成は、第1実施形態と同様にして適宜に定めることができる。
なお、継手36の変形、および排気ダクト21や筒体33に対する組付公差内の継手36の変位により排気ダクト21と筒体33との間の相対変位が許容される限りにおいて、継手36が必ずしも蛇腹状に形成されている必要はない。
図8に示す例においても、図7(a)に示す構成と同様に、例えば継手36と筒体33との間に、空間5から筒体33の内側へ空間5の空気を導入する導入部を設け、筒体33の内側に導入された低温の空気により排気の温度を下げるといった、さらなる高温気体張り付き対策を採用することもできる。
金網状部材37は、上述の第1実施形態の高温気体張り付き対策構造20(図1(b))にも採用することができる。その場合、仕切24の脱落を防止する金網状部材37を排気ダクト21に設けてもよい。
次に、図9を参照して本発明の第2実施形態に係る航空機4について説明する。航空機4は、第1実施形態とは異なる観点から、機体10への高温気体の張り付き対策を講じる。図9(a)および(b)には、航空機4の胴体下部11A(図1(a))を覆うフェアリング3の一部を示している。
第2実施形態の説明において、第1実施形態と同様の構成要素には同じ符号を付している。
第2実施形態の高温気体張り付き対策は、第1実施形態の旋回低減部と併用しないで単独で用いることができる。勿論、第2実施形態の高温気体張り付き対策と、第1実施形態の高温気体張り付き対策とを併用することも可能である。そうすると、高温排気による機体への熱影響をより確実に避けることが可能となる。
断熱部材41は、排気の熱からフェアリング3を保護するために必要な所定の範囲に亘り、フェアリング表面3Aを覆っている。
図9(a)に示す右舷側の排気口3Bに対応する断熱部材41は、二点鎖線の矢印で示す排気の向きを想定し、排気がフェアリング3に近接して流れる範囲に亘り、フェアリング表面3Aに沿って配置される。なお、ここで示す排気の向きは一例に過ぎない。排気の向きの解析に基づいて、断熱部材41により覆われるフェアリング表面3Aの範囲を設定することができる。
断熱シート411として、フェアリング3を許容温度以下に維持するために必要な断熱性を有した公知の構造のシート材を用いることができる。断熱シート411は、高温の排気が機体に接触するのを防止することができる限り、入手が容易な汎用の断熱シートであってよい。例えば、3M社の「Damping Aluminum Foam Sheet 4014」を採用することができる。この製品は、ポリウレタンフォームとアルミニウムの裏張りとを含んで構成されており、その熱伝導率は0.069 W/(m・℃)であり、密度は、1/4インチ厚の場合で1.32kg/m2である。
支持壁412は、断熱シート411の周縁部に沿って環状に形成することができる。
ここで、断熱部材41は、航空機1の例えば定期点検等の整備の際、必要に応じてフェアリング3に装着される。断熱部材41をフェアリング3に装着した状態で、空調装置2の作動を伴う整備を行うとよい。整備の際に、最大の推力を得るためエンジン出力を最大にした場合のように、空調装置2への抽気の流量および温度が上昇し、それに伴い空調装置2の排気の温度が大幅に上昇したとしても、排気口3Bに隣接した範囲のフェアリング表面3Aを覆う断熱部材41によりフェアリング3に熱的な影響が及ぶのを避けることができる。
そのため、断熱部材41はフェアリング3に着脱自在に装着される。そして、装着部42に装着された状態の断熱部材41とフェアリング表面3Aとの間には、断熱層として機能する間隙43が存在することが好ましい。支持壁412が環状に形成されていると、支持壁412と、フェアリング表面3Aと、断熱シート411との内側に、外部との間で空気の出入りがない断熱層を形成することができる。
断熱層の内部の対流による伝熱を抑えるため、空気の流動を妨げる適宜な部材を断熱部材41とフェアリング表面3Aとの間に配置するとよい。例えば、物品の緩衝用の紙片や樹脂片を断熱部材41とフェアリング表面3Aとの間に散在して配置することができる。
本実施形態では、フェアリング3に設けられた装着部42を、永久磁石を用いて構成するとともに、支持壁412に磁性材料から形成された部材を与えるか、あるいは、支持壁412自体を磁性材料から形成する。
装着部42は、フェアリング3において、例えば図9(a)に破線で示すように、支持壁412に対応する複数の箇所に設けられる。
本発明において機体表面に張り付くことへの対策が必要な高温気体は、空調装置2の排気ダクト21を通り機外へと排出されるものに限らず、航空機の他の装備品に備えられたダクトを通り機外へと排出されるものであってもよい。また、機外へ排出された高温気体の熱からの保護が必要な機体の部材は、ベリーフェアリング3には限らず、機外へ高温気体を排出する排出口に隣接した適宜な部材であってよい。
2 空調装置(装備品)
3 フェアリング(機体)
3A フェアリング表面
3B 排気口
5 空間
10 機体
11 胴体
11A 胴体下部
12 主翼
20,20L,20R 高温気体張り付き対策構造
21 排気ダクト(ダクト)
21A 下端
21U,21D ダクト部
21W 内壁
22 ファン
23 断熱材
24~27 仕切(旋回低減部)
24´ 仕切部
24C 周壁
28 壁(旋回低減部)
28A 先端
30 高温気体張り付き対策構造
31 支持体
31A 壁
31B 導入部
31C 孔
32 弾性体
33 筒体
34 仕切(旋回低減部)
35 支持体
36 継手(接続用部材)
37 金網状部材(離脱防止部)
41 断熱部材
42 装着部
43 間隙
240 仕切部材
241~244 壁
251~256 壁
261 壁
271,272 壁
411 断熱シート(シート材)
412 支持壁
221 ケーシング
A1~A4 区画
P アクセスパネル
X 断面中心部
Claims (14)
- 航空機であって、
前記航空機の装備品に備えられたダクトを流れ、規定の温度よりも温度が高い高温気体を機外へと排出する排気口と、
前記機外への排出に先立ち、前記高温気体の流れに含まれる旋回成分を低減させる旋回低減部と、を機体に備え、
前記旋回低減部は、前記高温気体の流路を前記高温気体の流れに沿って分割する仕切であり、
前記仕切は、前記流路の断面中心部に関して回転対称に形成され、かつ、前記断面中心部から放射状に延びている、
ことを特徴とする航空機。 - 前記仕切は、
略十字状の断面形状を呈する壁を含んで形成されている、
請求項1に記載の航空機。 - 前記旋回低減部は、前記ダクトに備わる、
請求項1または2に記載の航空機。 - 前記ダクトおよび前記排気口と共に前記高温気体の流路を形成する筒体をさらに備え、
前記旋回低減部は、前記筒体に備わる、
請求項1から3のいずれか一項に記載の航空機。 - 前記ダクトと前記筒体とが接続用部材を用いて接続されている、
請求項4に記載の航空機。 - 前記旋回低減部を前記排気口側から受け止め可能な離脱防止部を前記機体または前記ダクトに備える、
請求項1から5のいずれか一項に記載の航空機。 - 前記機体において前記排気口に隣接した領域の表面を被覆可能であり、断熱性を有した断熱部材と、
前記断熱部材を前記機体に着脱自在に装着可能な装着部と、を備え、
前記断熱部材は、前記装備品の作動を伴う前記航空機の整備を実施するにあたり前記機体に装着され、前記整備が終わると前記機体から取り外される、
請求項1から6のいずれか一項に記載の航空機。 - 航空機であって、
前記航空機の装備品に備えられたダクトを流れ、規定の温度よりも温度が高い高温気体を機外へと排出する排気口と、
前記航空機の機体において前記排気口に隣接した領域の表面を被覆可能であり、断熱性を有した断熱部材と、
前記断熱部材を前記機体に着脱自在に装着可能な装着部と、を備え、
前記断熱部材は、断熱性を有したシート材と、前記シート材に設けられて、前記シート材と前記機体の表面との間に前記高温気体が流入するのを防ぐ支持壁と、を有し、
前記断熱部材は、前記装備品の作動を伴う前記航空機の整備を実施するにあたり前記機体に装着され、前記整備が終わると前記機体から取り外される、
ことを特徴とする航空機。 - 前記装着部と前記断熱部材とは、永久磁石を用いて装着可能である、
請求項8に記載の航空機。 - 前記装着部は、前記機体の表面に沿って平坦に形成されている、
請求項8または9に記載の航空機。 - 前記機体における前記排気口の周囲の領域は、強化繊維を含む繊維強化樹脂材料を用いて構成されている、
請求項1から10のいずれか一項に記載の航空機。 - 前記装備品は、機内を空調する空調装置である、
請求項1から11のいずれか一項に記載の航空機。 - 前記装備品は、前記機体の表面を形成するフェアリングにより覆われる胴体の下部に設置され、
前記排気口は、前記フェアリングに設けられている、
請求項1から12のいずれか一項に記載の航空機。 - 航空機の装備品に備えられたダクトを流れ、規定の温度よりも温度が高い高温気体を機外へと排出する排気口を機体に備えた航空機を整備する方法であって、
前記機体において前記排気口に隣接した領域の表面を覆うように、断熱性を有した断熱部材を前記機体に装着した状態で、前記装備品の作動を伴う整備を行うのであって、
前記断熱部材は、断熱性を有したシート材と、前記シート材に設けられて、前記シート材と前記機体の表面との間に前記高温気体が流入するのを防ぐ支持壁と、を有する、
ことを特徴とする航空機の整備方法。
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Citations (4)
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---|---|---|---|---|
JP2009507179A (ja) | 2005-08-01 | 2009-02-19 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | 赤外線抑制システム |
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Patent Citations (4)
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---|---|---|---|---|
JP2009507179A (ja) | 2005-08-01 | 2009-02-19 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | 赤外線抑制システム |
CN106573682A (zh) | 2014-08-20 | 2017-04-19 | 庞巴迪公司 | 用于飞机高温排气的致动出口门 |
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