(57)【要約】【課題】高信頼性で、ターボジェットにかかる静的および動的な応力を考慮に入れる切り離しシステムを提供する。【解決手段】ファン１０を切り離すためのシステムであって、ターボジェットは、軸受支持体２６、３０によりターボジェットの静止構造体２８にそれぞれが接続された軸受６、８に設けられた可動ファン軸４を含み、軸受支持体は、前記ターボジェットの通常動作中、ファンの回転により発生する力を伝達するように働く機械的リンク３２、３４を介して、ターボジェットの静止構造体に固定され、機械的リンクは、リンクを分断できる爆薬を含み、爆薬は、ターボジェットの機械的応力を測定するための手段４４と、ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動をシミュレートするコンピュータモデル４６とに基づいて、全自動ディジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）コンピュータ４０により制御される。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボジェットのファン（１０）を切り離すための切り離しシステムであって、前記ターボジェットが、軸受支持体（２６、３０）により前記ターボジェットの静止構造体（２８）にそれぞれが接続された軸受（６、８）に設けられた可動ファン軸（４）を含み、前記軸受支持体が、前記ターボジェットの通常動作中、前記ファンの回転により発生する力を伝達するように働く機械的リンク（３２、３４）を介して、前記ターボジェットの前記静止構造体に固定され、前記機械的リンクが、前記リンクを分断できる爆薬を含み、前記爆薬が、前記ターボジェットの機械的応力を測定するための手段（４４）と、前記ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動をシミュレートするコンピュータモデル（４６）とに基づいて、全自動ディジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）コンピュータ（４０）により制御される、切り離しシステム。
【請求項２】
前記挙動のモデルと、前記ターボジェットの機械的応力の前記測定とに基づいた、前記ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動の表示を獲得するために、前記測定手段（４４）に接続されたコンピュータ（４６）を含み、前記コンピュータが、前記ターボジェットの前記静的、動的、および熱力学的挙動に基づいて前記リンクを分断させるために、前記ＦＡＤＥＣコンピュータ（４０）に接続される、請求項１に記載の切り離しシステム。
【請求項３】
前記爆薬のそれぞれが、前記機械的リンクに一体形成された起爆装置（３８）を含む、請求項１または２に記載の切り離しシステム。
【請求項４】
前記起爆装置（３８）が、電気的に制御される、請求項３に記載の切り離しシステム。
【請求項５】
前記起爆装置（３８）が、光学的に制御される、請求項３に記載の切り離しシステム。
【請求項６】
前記爆薬が、爆発性粉末である、請求項１から５のいずれか一項に記載の切り離しシステム。
【請求項７】
前記爆薬が、加圧下の気体のカプセルである、請求項１から５のいずれか一項に記載の切り離しシステム。
【請求項８】
エンジンの機械的応力を測定するための前記手段（４４）が、圧力センサ、温度センサ、変位センサ、および振動センサのうち１つ以上のセンサを含む、請求項１から７のいずれか一項に記載の切り離しシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的に、ファンをターボジェットに固定するためのシステムに関する。詳細には、本発明は、ファン支持体に大きな力がかかった場合に、ファンをターボジェットから切り離すためのシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
飛行中、ターボジェットは、ファンを介して空気を受ける。ファンは、ターボジェットからの推力に寄与するこの空気を圧縮する働きをする。ファンは、前記圧縮を行う複数のブレードを含み、駆動軸を介してタービンにより回転する。駆動軸は、ターボジェットの静止部分に接続された軸受に設けられる。
【０００３】
ブレードの損失などの過酷な状況下では、高いレベルの不均衡が生じる。このような不均衡が生じると、周期的な荷重および振動が発生し、ファン駆動軸を支持する軸受がターボジェットの静止部分と連通しているため、ダメージを受ける危険性が著しく高い。
【０００４】
このような危険性に対して何らかの保護を与えるために、一般的に、高いレベルの力がかかった場合に、ターボジェットの静止部分からファンを切り離すことができる切り離しシステムを使用することができる。この解決方法は、一連のリンクによりファンの駆動軸を支持することからなり、一連のリンクは、所定の負荷がかかると分断して、ファンとその駆動軸がターボジェットの静止部分から切り離されるように、適切に配置され較正される。リンクは、ずれや曲げで分断するように寸法付けされた、ねじおよびナットの形態で与えられる。
【０００５】
しかしながら、このような切り離しシステムには多くの欠点がある。特に、ファン駆動軸の不均衡から発生する径方向の力を直接伝達することによりリンクが分断されることを意味し、言い換えれば、リンクが分断する正確な瞬間に関する確実性がほとんどないことになる。切り離し負荷を計算するために、多数のパラメータ（特に、ターボジェットにかかる静的および動的な力）を考慮する必要があり、これらのパラメータは、動作中とターボジェットの寿命にわたって変動する。このように変動するパラメータは、切り離し負荷を較正するさい、従来の切り離しシステムでは考慮に入れられない。さらに、飛行中の状況によっては、ファンを切り離さずに、ターボジェットからの推力を低減して、切り離し負荷より下の状態を維持することが好ましい場合もある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
そこで、本発明の目的は、リンクの分断の瞬間に関するあらゆる不確実性を取り除くことができる、ターボジェットのファンを切り離すことに関する高信頼性のシステムを提供することにより、上述した欠点を軽減することである。また、本発明の目的は、ターボジェットの危機的な動作を予測し、さらには回避するために、ターボジェットにかかる静的および動的な応力を考慮に入れる切り離しシステムを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記目的を達成するために、本発明により、ターボジェットのファンを切り離すための切り離しシステムであって、ターボジェットは、軸受支持体によりターボジェットの静止構造体にそれぞれが接続された軸受に設けられた可動ファン軸を含み、この軸受支持体は、ターボジェットの通常動作中、ファンの回転により発生する力を伝達するように働く機械的リンクを介して、ターボジェットの静止構造体に固定され、機械的リンクは、リンクを分断できる爆薬を含み、爆薬は、ターボジェットの機械的応力を測定するための手段と、ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動をシミュレートするコンピュータモデルとに基づいて、全自動ディジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）コンピュータにより制御されるシステムが提供される。
【０００８】
好適には、切り離しシステムは、挙動のモデルと、ターボジェットの機械的応力の測定とに基づいた、ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動の表示を獲得するために、測定手段に接続されたコンピュータをさらに含み、このコンピュータは、ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動に基づいてリンクを分断させるために、ＦＡＤＥＣコンピュータに接続される。したがって、このコンピュータにより、さまざまな動作段階の間、ターボジェットの影響を受けやすい部品にかかる応力レベルを決定し、リアルタイムでこのデータをＦＡＤＥＣコンピュータに転送することができる。
【０００９】
その結果、ターボジェットファンは、予め較正された負荷下では切り離されず、適切な測定からの情報と、ターボジェットの動作に特有のデータとに基づいて、飛行機のＦＡＤＥＣコンピュータにより起爆される装薬を爆発させることにより切り離される。したがって、リンクを分断するための装薬の起爆の瞬間に関するあらゆる不確実性がなくなる。
【００１０】
各爆薬は、機械的リンクに一体化されたものであってよい電気的または光学的に制御された起爆装置を有する。爆薬は、爆発性粉末または加圧下の気体からなるカプセルを基にしたものであってよい。
【００１１】
エンジンにかかる機械的応力を測定するための手段は、以下のセンサ、すなわち、圧力センサ、温度センサ、変位センサ、および振動センサのうちの少なくとも１つのセンサを含む。
【００１２】
本発明の他の特徴および利点は、発明を制限する特徴をもたない本発明の実施形態を示す添付の図面を参照する、以下の記載から明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
最初に、ターボジェットの一部の縦断面を示す図１を参照する。
【００１４】
ターボジェットは、特に、低圧軸２と、より正確に言えば、前軸受６および後軸受８に設けられたファン駆動軸４により構成される。ファン駆動軸４は、前端部に、内側気流１４の入口と内側気流の周りにある外側気流１６の入口の前面に径方向に延在する複数のブレード１２が取り付けられたファン１０を保持する。内側気流１４において、ターボジェットは、低圧コンプレッサ１８と、その下流側に位置する高圧コンプレッサ２０とをさらに含む。ポンプ（図示せず）に接続された潤滑油ダクト２２および２４が、油を軸受６および８に注入する働きをする。
【００１５】
図２から分かるように、前軸受６は、ターボジェットの静止構造体２８の部分に接続される前軸受支持体２６により支持される。同様に、後軸受８は、同様に静止構造体２８に接続される後軸受支持体３０により支持される。前軸受支持体と後軸受支持体は、ねじ３２および３４にそれぞれ関連する機械的リンクを介して、ターボジェットの静止構造体２８に接続される。ターボジェットの通常動作中、これらの機械的リンクは、ファンの回転により発生する力を伝達する働きをする。
【００１６】
本発明において、静止構造体２８と、前軸受支持体２６および後軸受支持体３０との間にある機械的リンク３２および３４は、それぞれ切り離しシステムを含む。各切り離しシステムは、特に、対応するねじ３２または３４に形成されたキャビティ３６を含む。このキャビティに火工装薬が装填される。火工装薬は、知られているタイプの化学組成であり、例えば、爆発性粉末または爆発性気体の形態のものである。また、火工装薬は、起爆装置により爆発するようにされた加圧下の気体のカプセルであってもよい。爆薬の量は、対応するねじ３２、３４が確実に破断できる量である。火工装薬を爆発させるために、従来のタイプの電気的または光学的制御下にある起爆装置３８（または点火装置）が与えられる。起爆装置は、図２に示すように、対応するねじ３２、３４に直接一体形成されてよい。
【００１７】
爆薬の起爆装置３８は、電気的または光学的接続４２を介して全自動ディジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ：ｆｕｌｌ  ａｕｔｈｏｒｉｔｙ  ｄｉｇｉｔａｌ  ｅｎｇｉｎｅ  ｃｏｎｔｒｏｌ）により直接制御される。コンピュータ４０は、ターボジェットを管理することで、ターボジェットへの深刻なダメージを防止して飛行機の安全性を確保する働きをする、従来のタイプの電子ユニットである。本発明において、ＦＡＤＥＣコンピュータは、ターボジェットの静止構造体２８と、前軸受支持体２６および後軸受支持体３０との間にある機械的リンク３２、３４に取り付けられた爆薬の起爆装置３８を始動させる働きもする。これらの爆薬は、ターボジェットにかかる（静的および動的な）機械的応力を測定することと、ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動モデルとに基づいて起爆される。
【００１８】
静的および動的な応力は、さまざまな印加応力に最も影響を受けやすい、ターボジェットの部品上にある測定デバイス４４により測定される。例えば、このような応力に対して最も影響を受ける可能性のある部品は、軸受支持体２６および３０である。測定デバイスは、知られているタイプのセンサであり、これらは、前記部品のさまざまなターボジェット動作パラメータを測定し、特に、ファン１０の回転速度と、ターボジェット内の圧力および温度と、エンジンの静止部分に対するファンの相対変位と、エンジン構造体の振動とを測定する働きをする。図１および図２に、加速度計タイプのセンサ４４を例示的に示す。図１において、センサ４４は、エンジンの排気ケース上に配置され、図２において、センサ４４は、軸受支持体２６および３０上に配置される。センサは、従来技術のもの、またはマイクロテクノロジーのものであり、マイクロテクノロジーの場合は、単位面積当たりの情報量をより多く獲得できるという利点が得られる。
【００１９】
測定デバイス４４は、測定した応力の測定値をオンボードコンピュータ４６に送信する。接続４８は、センサがマイクロテクノロジーセンサである場合、ワイヤ接続またはワイヤレス接続である。コンピュータ４６の目的は、静的および動的な力に基づいて機械的に、さらに、測定デバイス４４により実行される応力測定と、ターボジェットの挙動モデルに基づいて熱力学的にターボジェットの挙動を表示することである。モデルは、ＦＡＤＥＣコンピュータ４０によりコンピュータ４６に（接続５０を介して）送信される測定された応力および熱力学的データに作用する。これは、ターボジェットの挙動を、機械的（静的および動的な力）と熱力学的の両方でシミュレートする働きをする。これは、解析タイプのものまたは有限要素タイプのものであってよい。解析モデリングは、実験データに基づいたモデリングか、ターボジェットの挙動に関して実行された計算から導き出されたモデリングに対応し、前記計算の結果は、解析形式に変えて使用される。有限要素モデリングは、２次元または３次元で実現することができる。ターボジェットの各要素は、変形負荷と関連付けされる。したがって、ターボジェットの動作状態（回転速度、推力、温度、圧力など）に関するデータに基づいて、モデルは、特に、ターボジェットのあらゆる動作状況下において、ターボジェットのそれぞれの影響を受けやすい要素、特に、ファン支持体にかかる静的および動的な力を計算する働きをする。
【００２０】
コンピュータ４６は、接続５２を介して、ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動の表示を送信するように、ＦＡＤＥＣコンピュータ４０に接続される。したがって、デバイス４６により実行される測定に基づいて、コンピュータ４６は、生じる可能性のあるあらゆる不均衡を検出する働きをし、エンジンの設計時に予め確立した法則に基づいて（例えば、ファンブレードから損失した材料の割合に応じて）、このような不均衡の原因を解析し、ターボジェットにおける新しい負荷分布を予測し、臨界値に達したときと、それを軽減するために利用可能な手段とをＦＡＤＥＣコンピュータ４０に知らせる。このため、ＦＡＤＥＣコンピュータは、飛行機の瞬時および予測可能な要求が与えられて、ターボジェットの機能的状況が許容可能であれば、ターボジェットのパラメータ（例えば、推力）に直接作用するように飛行機のパイロットに知らせたり、切り離しを始動することなく制限された時間長さの間に超過する負荷の制限を許容したり、ターボジェットの機能的状況が許容できないと予測できれば、リンク３２および３４の爆薬を直接始動させたりすることができる。
【００２１】
測定した静的および動的な応力に基づいて、さらに、ターボジェットの静的、動的、および熱力学的挙動のモデリングに応じて、ＦＡＤＥＣコンピュータがリンクの分断を直接始動可能であることには、多数の利点がある。これにより、以下の困難な状況下にある危機的な方法でターボジェットを動作させることを予測することができ、さらには回避することができる。
【００２２】
すなわち、離陸時、ファンブレードの一部が損失した場合（例えば、鳥を吸い込んだ後）、安全面の理由から、ファンの切り離しを回避することが一般的に好ましい。このような状況において、本発明の切り離しシステムは、ターボジェットからの推力を若干低減させて臨界負荷より低く保つ必要性を、パイロットに知らせる働きをするが、従来の切り離しシステムは、すでにファンを切り離した段階にある。
【００２３】
または、あらゆる飛行状況下において、本発明の切り離しシステムは、その適応性（引き離しレベルの点とターボジェット制御作用の点）により、事態に応じてターボジェットからの推力を最適化することができる。したがって、飛行機が困難な状況におちいらないようにすることができる。
【００２４】
上記最適化の１つの方法は、ターボジェットの速度を切り離し負荷に対応する制限値より低い値に制限しながら、ファンを切り離さずに行う。ただし、この方法で飛行機が必要とする推力が十分である場合に限る。
【００２５】
上記最適化のもう１つの方法は、飛行機が必要とする推力に基づいて、ターボジェットを高速かつ高負荷に維持して、切り離しが通常起こる制限値をおそらく超えた値に維持することにより、引き続き維持の操作が必要になることを誤作動表示器がパイロットに知らせて、パイロットは、飛行機の重要な操縦を行うことができるようになる。
【００２６】
さらには、２基のエンジンを有する飛行機が両方のターボジェットのブレードを損失した場合（例えば、両方のジェットが鳥を吸い込むことにより）、従来の切り離しシステムを使用している場合、両方のターボジェットが切り離される事態になる場合があるが、本発明のシステムでは、飛行の困難な期間中、残余推力を最適化するために、第２のターボジェットのファンの切り離しを遅らせることができる、といった状況である。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】ターボジェットの部分縦断面図である。
【図２】本発明の切り離しシステムの略図である。
【符号の説明】
【００２８】
２  低圧軸
４  ファン駆動軸
６  前軸受
８  後軸受
１０  ファン
１２  ブレード
１４  内側気流
１６  外側気流
１８  低圧コンプレッサ
２０  高圧コンプレッサ
２２、２４  潤滑油ダクト
２６  前軸受支持体
２８  静止構造体
３０  後軸受支持体
３２、３４  機械的リンク
３６  キャビティ
３８  起爆装置
４０  ＦＡＤＥＣコンピュータ
４２  電気的または機械的接続
４４  測定デバイス
４６  オンボードコンピュータ
４８、５０、５２  接続
【図１】
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【図２】
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【外国語明細書】
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