(57)【要約】  本発明は、通気孔(１４)を備えた少なくとも１つの空気通路(１２)からなり、上記の通気孔を通って、上記の通路(１２)の上流に入り、換気すべき区域に向けその下流から出てゆく新鮮な空気で航空機内の少なくとも１つの密閉区域(１１)を換気するようになされている装置に関する。本発明は、上記の空気通路(１２)の横断面が、航空機の速度と高度とに基づいて調節自在であり、そのため、上記の装置には、流体制御(１８)の作用のもとに弾性的に変形できて上記の通路の横断面を変えることができるメンブレン(１９)を備える。【選択図】    図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
通気孔(１４)を備えた、少なくとも１つの空気通路(１２)からなり、この通路(１２)の上流に、上記の空気通路(１２)を通って入り、航空機内の換気すべき少なくとも１つの密閉区域(１１)に向けて通路(１２)の下流から出てゆく新鮮な空気で上記の密閉区域を換気するようになされた換気用の空気取り込み装置(１)であって、
上記通路の横断面を変化させる制御可能な遮断手段を備えるものであって、
上記の制御可能な遮断手段が流体制御(１８)の作用のもとに、弾性的に変形して、上記通路の横断面を航空機の速度と高度とにより変える少なくとも１つのメンブレン(１９)を備えることを特徴とするもの。
【請求項２】
請求項１に記載の装置であって、上記の流体制御(１８)が制御可能な加圧流体源(２５)からなることを特徴とするもの。
【請求項３】
請求項１に記載の装置であって、上記の流体制御(１８)が空気の全圧力を上記の航空機にかけることを特徴とするもの。
【請求項４】
請求項３に記載の装置であって、上記の流体制御(１８)がリンク・パイプ(３２)からなり、その上流端(３３)が上記の全圧力を受け、その下流端(３４)は上記のメンブレンと連通することからなることを特徴とするもの。
【請求項５】
請求項４に記載の装置であって、上記のリンク・パイプ(３２)の上流端(３３)が、上記の通路に到る通気孔(１４)の取り込み端(１６Ｅ)で上記の全圧力を受け、上記のパイプの下流端(３４)が流体密状に、上記のメンブレンに設けられた連通孔(３５)を通過することを特徴とするもの。
【請求項６】
請求項１から請求項５までのいずれか１項に記載の装置であって、
上記のメンブレン(１９)が支持体(２１)に取り付けられており、この支持体(２１)と共にメンブレン(１９)が可変内部容積(２３)を形成し、そしてこの支持体(２１)が上記の通路(１２)を形成する側壁(１６)に固定して追加されていることを特徴とするもの。
【請求項７】
請求項１から請求項６までのいずれか１項に記載の装置であって、
上記の通路(１２)が、対になって対向する側壁(１６)によって形成された矩形の横断面を有し、上記の通路の主側壁の１つ(１６Ａ)が弾性的に変形するメンブレン(１９)からなり、このメンブレン(１９)が、上記の横断面が最大の時、上記の通路(１２)から除去され、上記の横断面が最小の時、上記の通路を部分的に遮断することを特徴とするもの。
【請求項８】
請求項４あるいは請求項５に記載の装置であって、
上記のメンブレンが(１９)の弾性変形が軸方向に案内され、上記のリンク・パイプ(３２)が上記メンブレンのガイドの役目をなし、上記のメンブレンの中央部に直交して嵌入することを特徴とするもの。
【請求項９】
請求項１から請求項８のいずれか１項に記載の装置であって、
上記の弾性的に変形するメンブレンが円形あるいは四角形であることを特徴とするもの。
【請求項１０】
請求項１から請求項９のいずれか１項に記載の装置であって、
少なくとも部分的に上記の弾性的に変形可能なメンブレン(１９)を覆う保護要素(３６)をも備えることを特徴とするもの。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、通気孔を備えた空気通路からなり、航空機のような乗り物での１つ以上の密閉区域を換気するようになされた換気用空気取り込み装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
そのような換気用空気取り込み装置は、装置の誤作動あるいは周囲の事故の危険を回避するため、密閉区域を確実に連続して換気する必要がある、可燃性あるいは爆発性タイプの感熱装置および/または危険な周囲の環境を含む密閉区域で空気を入れ替えるため、上記のような換気用空気取り込み装置が航空分野で広く使用されていることは既知である。
【０００３】
それは、特に、飛行機のジェット・エンジンのナセル(nacelle)と、外側ファン・ケースとコンプレッサとの間にある環状密閉空間あるいは区域に多数の機械的および/または電気装置が設けられている場合である。通常は全て外側ケースの周囲に固定され、よって、密閉区域に位置する、例えば、ＦＡＤＥＣ(全エンジン電子制御装置)、ギアボックス、エンジン・オイル・タンク、流体構成要素等の装置は、通気孔を通って上記の空気取り込み装置に入り、ナセルに設けられた通路を通過して、上記通路から出て行く際に密閉区域に放散される外側空気によって換気される。これらの装置は、上記の空間から出て行くオイルあるいはその他の蒸気同様、上記の空気通路によって放散される外側の新鮮な空気によって換気され、上記の装置が正確に作動することを確実にする助けとなる。
【０００４】
当該密閉区域において単位時間当たりの適切な空気の一新率を課する、現在の規定を満足するため、上記の空気取り込み装置の空気通路は、所定の横断面を有していて、この横断面により、十分な量の空気が通路内で循環でき、その通路の出口で、換気すべき装置を含む密閉区域内の空気が確実に一新される。
【０００５】
然し、冷却すべき装置および排出すべき蒸気は既知の空気取り込み装置によっては最適には換気されない。
【０００６】
実際、所定の横断面を備えた通路の上流に通気孔を通って入り、その下流から出てゆく外気は、航空機が移動段階、離陸段階あるいは待機段階、よって低速にある時は、装置を正しく換気するのに十分であるが、他方、航空機が最大速度および最大高度で巡航段階にある時は、空気取り込み装置の通路から換気すべき区域に向けて出てゆく空気の量あるいは流量は大きすぎる。これは、装置が冷却され過ぎ、上記の巡航高度では外気の温度は非常に低いので、もっと冷却されることを意味し、これにより誤作動がおき得る。更に、測定により、この飛行段階では、上記の空気取り込み装置の通路を介して密閉区域で循環する空気は必要より２倍も多く一新され、特に、ＦＡＤＥＣは過剰に冷却され、その満足行く作動には不利となる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明の目的は、これらの欠点を解消することであり、ジェット・エンジンの上方にあるものであるが、また、飛行機(流線形胴体の下部)の照明区域あるいは中央区域のような密閉区域、あるいは一般には、乗り物内の多少なりとも密閉されていて、感熱性であって、空気の一新が必要とされる如何なる区域をも確実に最適に換気できるデザインの空気取り込み装置に関する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的で、換気用の空気取り込み装置は、通気孔を備えた少なくとも１つの空気通路からなり、上記通路の上流に上記の通気孔を通って入り、その下流から、換気すべき区域に向けて出てゆく新鮮な空気で航空機内の少なくとも１つの密閉区域を換気するようになされている。この空気取り込み装置は制御可能な遮断手段を備え、この遮断手段は上記通路の横断面を変えることができるものであって、本発明によれば、上記の制御可能な遮断手段は、流体制御の作用のもとに弾性変形可能な少なくとも１つのメンブレン(薄膜)からなり、上記通路の横断面は上記の航空機の速度および高度に従って変化することを特徴とする。
【発明の効果】
【０００９】
よって、本発明では、空気取り込み装置の通路の横断面積は、変形可能な遮断手段によって変えることができ、密閉区域に入って行く空気の流量は、飛行機の飛行段階により変更でき、よって、当該装置は最適に換気できる。
【００１０】
例えば、飛行機が(最大速度および高度で)巡航中、上記の空気取り込み装置の通路の横断面は、装置を適度に換気し、よってその過剰な冷却が回避されるように変形可能な遮断手段の作用によって減少させるのが望ましい。然し、飛行機が、(低速の)移動する段階あるいは離陸段階にある時は、通路の横断面は変形可能な遮断手段を取除くことにより最大に開いていて、最大量の空気が循環し、密閉区域に位置する装置が適切に換気される。
【００１１】
よって、本発明では、換気用空気取り込み装置によって取り込まれる空気の量は各飛行段階に適合せられていて、換気による、航空機の性能レベルに対する悪影響を減少させる。
【００１２】
更に、遮断手段を実施するのは簡単であるから、通路内でメンブレンを容積に合わせて変形すると、通路の横断面を変えることができる。
【００１３】
例えば、上記のメンブレンは支持体に取り付けられており、この支持体と共にメンブレンは可変内部容積を形成し、上記の支持体は上記の通路を形成する側壁に固定して追加されている。
【００１４】
上記の通路は、対になって対向する側壁によって形成される矩形の横断面を有し、上記の通路の主側壁の１つは上記の変形可能な遮断手段からなり、上記の横断面が最大の時、上記の遮断手段は上記の通路から取除かれ、上記の横断面が最小の時、上記の通路を部分的に遮断する。
【００１５】
上記の流体制御は、上記の変形可能な遮断手段にパイプで連結された制御可能な加圧流体源からなる。然し、特に望ましい実施例では、上記の流体制御は自動的で、この流体制御は、これがその中で移動する流体の全圧力(あるいは遮断圧力)を上記の航空機にかける。この場合、上記の流体制御はリンク・パイプからなり、その上流端は全圧力を受け取り、その下流端は上記の変形可能な遮断手段と連通している。よって、これによりメンブレンの膨張を直接的且つ独立して自動的に確実に制御する。
【００１６】
上記のリンク・パイプの上流端は、上記の通路に至る通気孔の入り口端で全圧力を受け取り、そのパイプの下流端は、上記のメンブレンに設けられた連通孔を流体密状に通過する。
【００１７】
上記のメンブレンの弾性変形は軸方向に案内され、上記のリンク・パイプは上記のメンブレン用のガイドの役目をし、上記のメンブレンの中央に直交して嵌入せられている。よって、メンブレンの変形は対称で均一である。
【００１８】
上記の弾性的に変形可能なメンブレンは、例えば、円形、四辺形、矩形であるのが好ましい。
【００１９】
さらに、上記の空気取り込み装置は、また、通気孔に位置し、少なくとも部分的に変形可能な遮断手段を覆う保護要素を備える。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
添付の図面の図により、本発明がどのように実施されるかが良く理解される。これらの図において、同一の符号は同一の要素を示す。
【００２１】
図１中、矩形Ａにより囲まれた、本発明の換気用空気の取り込み装置１がジェット・エンジンのような、飛行機のエンジン３のナセル２に設けられている。図１で線描されているように、ナセル２は、通常、空気をエンジンに供給するための前方空気取り込み部４と、ファン８の外側ケーシング７とエンジンのコンプレサとを囲む中央部５と、燃焼室とタービンとを囲む後部６とからなり、この後部６からノズル９とそのそのコーン(円錐部)の外側ケーシングが出ている。
【００２２】
装置１０の種々の機械的および／または電気装置あるいはアイテムが、ファンとコンプレッサとの外側ケーシング７に、即ち、エンジン３のナセル２と外側ケーシング７との間の密閉環状スペースあるいは区域で加えられている。図２では、この区域１１に配置されている装置の幾つか、即ち、ＦＡＤＥＣ １０Ａ、ギアボックス１０Ｂおよびエンジン・オイル・タンク１０Ｃとが記号で示されている。
【００２３】
装置１０を適切な温度帯に維持し、それらを正確に作動させるため、ナセル２の前部４の頂部に位置し、このため、前部４の構造壁に形成され、密閉区域１１と外側の空気とを連通させる空気通路１２からなる、換気用空気取り込み装置１によって、確実に、この密閉区域１１における空気が一新される。このため、通路１２はその上流に空気孔１４と、その下流には、上記のナセルの中央部５に開く、上記のスペースに連結されたディフューザ１５とを有する。
【００２４】
換気を最適にするため、空気通路１２はナセルの部分４の外面に対し僅かに傾斜していて、エンジンの長手軸方向に前向けられており、外側の新鮮な空気を最大に取り込んで、通路に向け、そして、図２の矢印Ｆによって示されているように、環状密閉区域１１の両側の２つのディフューザ１５を介して接線方向に排気する。
【００２５】
図３に示されている装置１の通路１２の全般的輪郭は僅かにテーパーし、即ち、その接線方向の通気孔１４の後で集中した後、ディフューザ１５に向け幾分拡散し、側壁１６により形成されたその横断面は、この実施例では、特に、図４によって示されているように矩形である。
【００２６】
通路１２のこの横断面は調節自在になされているのが望ましく、このため、換気用の空気取り込み装置１は流体制御１８を備えた変形可能な遮断手段１７からなる。この横断面を変えることにより、密閉区域１１への換気用空気の量および流れは、飛行機の速度と高度により減少あるいは増加させることができる。
【００２７】
図３から図５に示されている実施例では、変形可能な遮断手段１７は、弾性的に変形する円形メンブレン１９によって形成され、内部容積２３をメンブレン１９との間に形成する窪みもった硬性支持体２１の平らな円形縁２２にその周囲２０が載置されている。次いで、この窪んだ支持体２１とそのメンブレン１９とは、このために、通路の底壁１６Ａに設けられた円形開口部１６Ｃの対応する環状縁１６Ｂに対し、ネジのような連結要素２４によって、通路の頂壁１６Ｄと、これに対応する通気孔１４の頂壁１６Ｅとの間の連結とほぼ並行になるよう固定される。この地点での、テーパーした輪郭を持つ通路１２の横断面は小さい。
【００２８】
この変形可能な遮断手段１７の流体制御１８は、この実施例では、矩形で示され、パイプ等２６によって、窪んだ硬性支持体２１の中央に設けられた連通孔２７に流体密に連結された制御可能な加圧流体源２５によって供される。
【００２９】
図３から図５において、メンブレン１９は、通路の底壁１６Ａと合致した非作動のフラットな位置にあり、通路１２の横断面は最大であって、装置１０を含む、換気すべき区域１１に向けて最大量の空気を流す。そのようなメンブレン１９の形態は、特に、航空機の速度が低い、特に、巡航段階あるいは離陸段階では望く、よって、密閉区域での空気の一新は単位時間当たり数回保証される。
【００３０】
図６と図７では、加圧源２５の作用の基に、気体等の流体がパイプ２６を介して遮断手段１７の内部容積２３に入り、弾性的に変形するメンブレン１９を膨張させる。このメンブレン１９は、その頂点が通路の頂壁１６Ｄに接触するまでほぼ半円球の形態をとる。よって、特に、図７に見られるように、この膨張位置では、入ってくる外側の空気が通気孔１４を通過できるようになされている通路１２の矩形の横断面は、減少し、この場合は、図４に比べて、膨張したメンブレン１９の半円形断面によって減少しているので、最小である。このように、通路１２を通過する空気の量は、制限され、最小であり、これは、少ない換気用空気量が密閉区域１１に拡散され、こうして、メンブレンの膨張によって、航空機が高い高度および高速度で巡航している時、当該装置１０の過剰な冷却が防がれることを意味する。
【００３１】
勿論、区域１１に拡散される空気量は、上記の通路の１２の横断面を変形する効果のある、遮断手段のメンブレン１９の膨張に、この目的で、作用することにより２つの最小および最大値の間で調整される。
【００３２】
図８から図１０に示されている装置１の遮断手段１７の変形例は、硬性支持体２１および弾性的に変形するメンブレン１９は矩形である点で実施例と異なっている。よって、支持体２１は平らな底部３１を備えた矩形皿３０の形態をなし、メンブレンは支持体の対応する平らな円周縁２２に載置されていて、支持体と共に可変の内部容積２３を形成する。支持体２１とメンブレン１９とからなるアセンブリは、横断面もやはり矩形である、通路の底壁１６Ａに螺子で上記と同じ場所に固定されている。支持体２１の平らな底３１に設けられている連通孔２７により内部容積２３がパイプ２６を介して加圧流体源２５と連通している。
【００３３】
矩形メンブレン１９を介して通路１２の横断面を変えるための、変形可能な遮断手段１７の操作は勿論図３から図７の前記実施例に類似する。図８および図９には膨張したメンブレン１９の位置が一点鎖線で示されている。
【００３４】
図１１および図１２に示されている装置１の好ましい変形例では、遮断手段１７は前記のものと類似であり、平らな底３１を有する矩形支持体２１(あるいは皿３０)と弾性的に変形可能なメンブレン１９とからなる。支持体２１とメンブレン１９とからなるアセンブリは矩形の横断面の通路１２に同様に配置されている。然し、メンブレンに作用する流体制御１８は、その中でそれが移動する流体の全圧力を飛行機にかけ、加圧流体源２５の代わりに、パイロット・チューブに類似するリンク・パイプ３２からなる。その上流端３３は、外側空気と直接に接触し、その下流端３４は、支持体とメンブレンとのアセンブリの内部容積２３に開いている。
【００３５】
特に、パイプ３２は壁１６Ａと１６Ｄとを通って通路を横断している。その上流端３３は、通気孔１４を部分的に形成し、装置１の前縁を構成する、通路の頂部の丸い縁１６Ｅの中空スペース１６Ｆに位置する。少なくとも１つの全圧孔１６Ｈが上縁１６Ｅの壁に設けられており、パイプの上流端３３が外側の環境(空気)と連通し、パイプの下流端３４は流体密状に、メンブレン１９に設けられ、内部容積２３に開いている孔３５を通過する。
【００３６】
よって、弾性的に変形可能なメンブレン１９はの膨張は、圧力孔１６Ｈでの全圧力により、パイプ３２と遮断手段１７の内部容積２３とを介して自動的である。よって、通路の横断面が自動的に独立して調節される。例えば、航空機が（離陸あるいは移動時の）最小速度にあると、パイプ３２内の全圧は低く、メンブレン１９は殆どあるいは全く膨張せず、装置１の通路１２内の空気通路の横断面は最大あるいはそれに近くなり、密閉区域１１の装置１０の適切な換気をする。
【００３７】
然し、航空機が、最大速度に近づく巡航飛行中にあると、通気孔１６Ｈと内部容積２３によるパイプ３２内の全圧力は高く、通路１２内でメンブレンを膨張させると、同時に、通路１２の横断面を減少させる。よって、密閉区域１１に拡散される空気の流量が少なくなり、装置１０の過剰な冷却を防止し、許容可能な換気を確実にする。
【００３８】
図１３に示されている換気用空気の取り込み装置１は、遮断手段１７の弾性的に変形可能なメンブレン１９を保護する要素３６を備える。この要素３６は、通気孔１４の丸い底縁１６Ｇから、通路の幅を超えて、少なくともメンブレンの中央まで延びる可とう性薄板のみから形成されている。可とう性薄板の上流端３８は次いで螺子４０により丸い底縁１６Ｇに蝶番式に留められており、その下流端３９は自由でメンブレンの上に弾性的に載っている。よって、薄板３７は通路内に入ってくる外側の媒体からメンブレン１９を保護し、通路１２に入って来る空気の流れを最適にし、パイプからの圧力が止まると、その自然弾性作用のもとに、メンブレンを収縮位置に戻す。
【００３９】
図１１から図１３の図には、パイプ３２が通路１２を横断しているのが示されている。勿論、この場合、通路１２内での冷気の通路をパイプ３２が邪魔しないことがのぞましく、必要であれば、上記パイプ３２が上記の通路１２を迂回させるようにようにしてもよい。
【００４０】
然し、図１４と図１５に示されている装置１の変形例では、リンク・パイプ３２が上記の通路１２を通過するということを、弾性的に変形可能なメンブレン１９が収縮状態から膨張状態まであるいは膨張状態から収縮状態まで通過する際のそのガイドとして用いるのに利用できる。
【００４１】
このため、リンク・パイプ３２はメンブレン１９に対し直交し、その下流端３４はメンブレンの中央に連結されて、メンブレンに設けられた孔３５を通って内部容積２３に開いている。中間ベアリング４１はパイプの上流端３４をメンブレン１９に結合させる。パイプの上流端３３については、通路を形成する丸い上縁１６Ｅの対応壁に組み込まれている。よって、その膨張および収縮の間、弾性部材１９はほぼ対称で均一の形態を維持する。
【００４２】
勿論、飛行機の速度と高度により密閉区域１１での空気の一新のため通路１２の横断面を変化させることは、図１１および図１２に示されている実施例と類似である。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】本発明による、Ａで示されている換気用空気取り込み装置を備えたジェット・エンジンのナセルの一部の横断面を示す線図である。
【図２】換気すべき色々の装置を示す、ジェット・エンジンのナセルの図１のII−II線に沿う正面図の部分横断面図である。
【図３】最大量の換気用空気の取り込みができる、図１に示す装置の長手方向の拡大横断面図である。
【図４】図３のIV−IV線に沿う横断面図である。
【図５】図３のＦ矢視図である。
【図６】図３に類似し、最小量の換気用空気を取り込む装置の横断面図である。
【図７】図６のVII−VII線に沿う横断面図である。
【図８】上記の装置の変形例の長手方向の拡大横断面図である。
【図９】図８の装置のIX−IX線に沿う横断面図である。
【図１０】図８の装置でのＧ矢視図である。
【図１１】上記装置のもう１つの変形例の長手方向の拡大横断面図である。
【図１２】図１１のXII−XII線に沿う装置の横断面図である。
【図１３】保護要素を備えた、図１１に示された装置を示す拡大横断面図である。
【図１４】又、上記装置のもう１つの変形例の長手方向の拡大横断面図である。
【図１５】図１４のXV−XV線に沿う装置の横断面図である。
【符号の説明】
【００４４】
１…空気取り込み装置、１１…密閉区域、１２…空気通路、１４…通気孔、１６…側壁、１６Ａ…通路主側壁、１６Ｅ…空気孔の取り込み端、１８…流体制御、１９…メンブレン、２１…支持体、２３…可変内部容積、２５…加圧流体源、３２…リンク・パイプ、３３…リンク・パイプの上流端、３４…リンク・パイプの下流端、３５…連通孔、３６…保護要素。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2008524060.tif 000009
【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
2008524060.tif 000013
【図１２】
2008524060.tif 000014
【図１３】
2008524060.tif 000015
【図１４】
2008524060.tif 000016
【図１５】
2008524060.tif 000017
【国際調査報告】
2008524060.tif 000018
2008524060.tif 000019
2008524060.tif 000020
2008524060.tif 000021