(57)【要約】      （修正有）【課題】費用効率が高くかつ軽量なエンジンストラットの構造的完全性を保護するためのシステムおよび方法を提供する。【解決手段】エンジンストラット２００の構造的完全性を保護するためのシステムは、第１の監視装置３０２と、第２の監視装置３０４と、第１の監視装置および第２の監視装置に通信可能に結合されるコントローラ３６０とを含む。第１の監視装置は、タービンエンジン１１８と航空機１００の機体とを結合するエンジンストラットの近傍に取り付けられる。第２の監視装置は、第１の監視装置の近傍に取り付けられる。第１の監視装置および第２の監視装置はそれぞれ、タービンエンジンの動作中のエンジンケース１５２の溶け落ちを示すトリガー温度に達した場合に機能停止するように構成される。コントローラは、第１の監視装置および第２の監視装置の両方の機能停止の場合にタービンエンジンの動作パラメータを自動的に減少させるように構成される。【選択図】図１
2017165395.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンストラット（２００）の構造的完全性を保護するためのシステム（３００）であって、
タービンエンジン（１１８）と航空機（１００）の機体（１０２）とを結合するエンジンストラット（２００）の近傍に取り付けられた第１の監視装置（３０２）と、
前記第１の監視装置（３０２）の近傍に取り付けられた第２の監視装置（３０４）であって、前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）がそれぞれ、前記タービンエンジン（１１８）の動作中のエンジンケース（１５２）の溶け落ちを示すトリガー温度に達した場合に機能停止するように構成されている、第２の監視装置（３０４）と、
前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）に通信可能に結合されたコントローラ（３６０）であって、前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の両方の機能停止の場合に前記タービンエンジン（１１８）の動作パラメータ（１７０）を自動的に減少させるように構成されたコントローラ（３６０）と、
を備えるシステム（３００）。
【請求項２】
前記動作パラメータ（１７０）が、エンジン推力（１７２）であり、前記コントローラ（３６０）が、前記エンジン推力（１７２）を非アイドリング推力設定値に減少させるように構成されている、
請求項１に記載のシステム（３００）。
【請求項３】
前記コントローラ（３６０）が、前記第２の監視装置（３０４）が前記第１の監視装置（３０２）の機能停止から所定の時間以内に機能停止した場合にのみ前記タービンエンジン（１１８）の前記動作パラメータ（１７０）を減少させるように構成されている、
請求項１または２に記載のシステム（３００）。
【請求項４】
前記コントローラ（３６０）に通信可能に結合されたインジケータ（３６４）をさらに含み、
前記コントローラ（３６０）が、前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の一方のみが機能停止したか否かを判定するように構成されており、第１の監視装置（３０２）および第２の監視装置（３０４）の一方のみが機能停止した場合に、前記コントローラ（３６０）が、前記インジケータ（３６４）に前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の一方のみの機能停止の表示を生成させるように構成されている、
請求項１から３のいずれか一項に記載のシステム（３００）。
【請求項５】
前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方が、前記コントローラ（３６０）に結合された両端を有する電気的導通回路（３０６）を備え、前記電気的導通回路（３０６）が、導電体（３１２）および温度ヒューズ（３１４）の一方を備え、
前記コントローラ（３６０）が、前記電気的導通回路（３０６）に電流を連続的に流すように構成されており、
前記コントローラ（３６０）が、前記電気的導通回路（３０６）を通る電流の流れの停止と、前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方の機能停止に対応する前記電気的導通回路（３０６）の遮断とを相関させる、
請求項１から４のいずれか一項に記載のシステム（３００）。
【請求項６】
前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方が、前記コントローラ（３６０）に通信可能に結合された圧力スイッチに動作可能に結合された、ガスを含むハウジング（３２０）を有するセンサ管（３１８）を備え、
前記コントローラ（３６０）が、前記トリガー温度への前記ハウジング（３２０）および前記ガスの少なくとも一方の加熱中の前記圧力スイッチの駆動を検出するように構成されており、
前記圧力スイッチの前記駆動が、前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方の機能停止に対応する、
請求項１から５のいずれか一項に記載のシステム（３００）。
【請求項７】
前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方が、
前記エンジンストラット（２００）の下面、および
前記タービンエンジン（１１８）の燃焼器ケース（１５８）
の一方に取り付けられている、請求項１から６のいずれか一項に記載のシステム（３００）。
【請求項８】
エンジンストラット（２００）の構造的完全性を保護するための方法であって、
航空機（１００）の機体（１０２）にエンジンストラット（２００）によって結合されたタービンエンジン（１１８）を動作させるステップと、
前記エンジンストラット（２００）の近傍に取り付けられ、かつコントローラ（３６０）に通信可能に結合された第１の監視装置（３０２）および第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方の温度を上昇させるステップと、
前記タービンエンジン（１１８）のエンジンケース（１５２）の溶け落ちを示すトリガー温度に達した場合に前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方を機能停止させるステップと、
前記コントローラ（３６０）を使用して、前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方が機能停止したか否かを判定するステップと、
前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の両方が機能停止した場合に、前記コントローラ（３６０）を使用して前記タービンエンジン（１１８）の動作パラメータ（１７０）を減少させるステップと
を含む方法。
【請求項９】
前記動作パラメータ（１７０）を減少させる前記ステップが、エンジン推力を減少させるステップを含み、前記エンジン推力（１７２）を減少させる前記ステップが、前記エンジン推力（１７２）を非アイドリング推力設定値に減少させるステップを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の少なくとも一方が機能停止したか否かを判定する前記ステップが、
前記コントローラ（３６０）を使用して、前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の一方のみが機能停止したことを判定するステップ、および
前記コントローラ（３６０）を使用して、インジケータ（３６４）に前記第１の監視装置（３０２）および前記第２の監視装置（３０４）の一方のみの機能停止の表示を生成させるステップ
を含む、請求項８または９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、一般に航空機構造に関し、より詳細には、エンジンストラットの構造的完全性を保護するためのシステムおよび方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のガスタービンエンジンは、一般的に、圧縮機、燃焼器、およびタービンの構成を含む。圧縮機は、吸気口から空気を受け入れ、燃焼器への供給のために空気を加圧する。燃焼器では、燃料が、空気に噴射されて点火され、数千度の温度を有する過熱した高圧の空気−燃料混合気がもたされる。過熱したガスは、燃焼器からタービンに移動し、タービンは、燃焼ガスを膨張させてエンジン推力を発生させる。
【０００３】
商用航空機のガスタービンエンジンは、一般的に、エンジンストラットを用いて翼または胴体に取り付けられる。例えば、エンジンストラットは、翼の下面から延在してもよく、タービンエンジンのエンジンコアに結合されてもよい。エンジンストラットは、高いスラスト荷重を翼に伝達する一方で、高いｇ荷重および高い空力荷重下で比較的大きな質量のエンジンを支持することが可能でなければならない。加えて、エンジンストラットは、燃焼器から発し得る過熱ガスの噴出によって燃焼器ケースに形成される孔として説明され得る、燃焼器ケースの溶け落ち（burn-through）の場合にその荷重支持能力を保持しなければならない。
【０００４】
現在のエンジンストラットは、溶け落ちの場合にその構造的完全性を保持するように設計されている。しかしながら、タービンエンジンの設計の傾向は、次第により高い圧力およびより高い温度のものになってきている。将来のエンジンの設計のこのような圧力および温度の上昇は、エンジンストラットの能力を超え得る溶け落ちのリスクをもたらす。１つの可能な解決策は、高温材料を組み込むことによってエンジンストラットの耐熱能力を増大させることである。残念ながら、このような手法は、エンジンストラットの費用および構造質量を大幅に増加させ得る。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
以上から分かるように、当該技術分野では、費用効率が高くかつ軽量なエンジンストラットの構造的完全性を保護するためのシステムおよび方法が必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
エンジンストラットに関連する上で指摘した必要性は、具体的には、エンジンストラットの構造的完全性を保護するためのシステムを提供する本開示によって対処および軽減される。本システムは、第１の監視装置と、第２の監視装置と、第１の監視装置および第２の監視装置に通信可能に結合されるコントローラとを含んでもよい。第１の監視装置は、タービンエンジンと航空機の機体とを結合するエンジンストラットの近傍に取り付けられてもよい。第２の監視装置は、第１の監視装置の近傍に取り付けられてもよい。第１の監視装置および第２の監視装置はそれぞれ、エンジンケースの溶け落ちを示すトリガー温度（triggering temperature）に達した場合に機能停止する（fail）ように構成されてもよい。コントローラは、第１の監視装置および第２の監視装置の両方の機能停止（failure）の場合にタービンエンジンの動作パラメータを自動的に減少させるように構成されてもよい。
【０００７】
さらなる実施形態において、第１の監視装置は、タービンエンジンと航空機の翼とを結合するエンジンストラットの近傍に取り付けられてもよい。第１の監視装置および第２の監視装置はそれぞれ、タービンエンジンの動作中の燃焼器ケースの溶け落ちを示すトリガー温度に達した場合に機能停止するように構成されてもよい。コントローラは、第１の監視装置および第２の監視装置の両方の機能停止の場合にタービンエンジンのエンジン推力を自動的に減少させてもよい。
【０００８】
さらに開示されるのは、エンジンストラットの構造的完全性を保護するための方法である。本方法は、航空機の機体にエンジンストラットによって結合されるタービンエンジンを動作させるステップを含んでもよい。加えて、本方法は、エンジンストラットの近傍に取り付けられ、かつコントローラに通信可能に結合される第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方の温度を上昇させるステップを含んでもよい。また、本方法は、トリガー温度に達した場合に第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方を機能停止させるステップを含んでもよい。さらに、本方法は、コントローラを使用して、第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が機能停止したか否かを判定し、第１の監視装置および第２の監視装置の両方が機能停止した場合、コントローラを使用してタービンエンジンの動作パラメータを減少させるステップを含んでもよい。
【０００９】
これまで述べてきた特徴、機能、および利点は、本開示の様々な実施形態において単独で達成されてもよいし、あるいは、さらに他の実施形態では組み合わされてもよい。なお、これらのさらなる詳細は、以下の説明および以下の図面を参照して理解され得る。
本開示のこれらおよび他の特徴は、図面を参照することでより明らかになる。なお、同じ数字は、全体を通して同じ部分を示している。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】エンジンケースの溶け落ちの場合にエンジンストラットの構造的完全性を保護するためのシステムであって、トリガー温度を上回る加熱に起因する第１の監視装置および第２の監視装置の両方の機能停止の場合にエンジン動作パラメータを減少させるように構成されるコントローラに通信可能に結合され、かつタービンエンジンの近傍に取り付けられる第１の監視装置および第２の監視装置を含むシステムの例のブロック図である。
【図２】１対のタービンエンジンを含む航空機であって、１対のタービンエンジンがそれぞれ、本開示のシステムを組み込んだエンジンストラットによって翼に結合された航空機の例の斜視図である。
【図３】エンジンストラットを使用して翼に取り付けられたタービンエンジンの例の側面図である。
【図４】図３のタービンエンジンの正面図である。
【図５】図４の線５に沿ったタービンエンジンの断面図であり、タービンエンジンのエンジンケースに取り付けられたエンジンストラットを示している。
【図６】図５の線６に沿ったエンジンストラットの下面の平面図であり、エンジンストラットの下面に取り付けられた第１の監視装置および第２の監視装置の例を示しており、第１の監視装置および第２の監視装置はそれぞれ、コントローラに対する電気的導通回路を形成する導電体として構成されている。
【図７】第１の監視装置および第２の監視装置であって、それぞれ、エンジンストラットの下面に取り付けられた温度ヒューズとして構成された第１の監視装置および第２の監視装置の例であり、第１の監視装置および第２の監視装置のそれぞれは、コントローラに対する電気的導通回路を形成している。
【図８】第１の監視装置および第２の監視装置であって、それぞれ、コントローラに通信可能に結合された圧力スイッチを有するガス充填センサ管として構成された第１の監視装置および第２の監視装置の例である。
【図９】センサ管の端部の拡大図であり、通常の閉位置にある圧力スイッチの例を示している。
【図１０】トリガー温度へのセンサ管の加熱に起因する、内圧の上昇の結果として空気圧駆動されて開位置にある、図９の圧力スイッチの拡大図である。
【図１１】ハウジング内のガスの内圧に起因して通常の開位置にある圧力スイッチのさらなる例の拡大図である。
【図１２】局所的にハウジングをトリガー温度に加熱する高温ガスの噴出によって溶け落ちたハウジングの開口を通るガスの漏れに起因する、内圧の損失の結果として閉位置にある図１１の圧力スイッチの拡大図である。
【図１３】２対の第１の監視装置および第２の監視装置であって、それぞれ、真っ直ぐな形状を有し、かつコントローラに対する電気的導通回路を形成する２対の第１の監視装置および第２の監視装置のさらなる例の平面図である。
【図１４】蛇行状に構成された第１の監視装置および第２の監視装置の例である。
【図１５】第１の監視装置および第２の監視装置であって、それぞれループとして構成された第１の監視装置および第２の監視装置の例である。
【図１６】第１の監視装置および第２の監視装置であって、それぞれ、エンジンストラットの前方エンジンマウントおよび後方エンジンマウントに重なるループとして構成された第１の監視装置および第２の監視装置の例である。
【図１７】エンジンストラットの前端でファンケースに取り付けられ、かつエンジンストラットの後端でエンジンケースに取り付けられたエンジンストラットを示す、タービンエンジンの断面図である。
【図１８】図１７の線１８に沿ったエンジンコアの上部外面の平面図であり、互いに平行な第１の監視装置および第２の監視装置であって、それぞれ、真っ直ぐな形状を有し、燃焼器ケースの外部に取り付けられた第１の監視装置および第２の監視装置の例を示している。
【図１９】蛇行状に構成され、かつ燃焼器ケースの外部に取り付けられた第１の監視装置および第２の監視装置のさらなる例の平面図である。
【図２０】ループとして構成され、かつ燃焼器ケースの外部に取り付けられた第１の監視装置および第２の監視装置のさらなる例の平面図である。
【図２１】図２０の線２１に沿った、エンジンコアおよびエンジンストラットの断面図であり、エンジンストラットの下面の直下への第１の監視装置および第２の監視装置の配置を示している。
【図２２】エンジンストラットの構造的完全性を保護する方法に含まれ得る１つ以上の動作を有するフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
次に図面（図示は本開示の様々な実施形態を示すためのものである）を参照すると、図１に示されているのは、ガスタービンエンジン１１８のエンジンケース１５２の溶け落ちの場合などにエンジンストラット２００の構造的完全性を保護するためのシステム３００の例である。エンジンストラット２００は、タービンエンジン１１８と航空機１００の機体１０２とを結合する。例えば、エンジンストラット２００は、タービンエンジン１１８と航空機１００の翼１１４、胴体１０４、または垂直尾翼１１０とを結合してもよい。しかしながら、エンジンストラット２００は、タービンエンジン１１８と、航空機１００の機体１０２の様々な箇所の任意の１つとを結合するように構成されてもよい。
【００１２】
実施形態において、システム３００は、タービンエンジン１１８に関連する高温事象の発生を検知するための２つ以上の監視装置３０２、３０４（図１）を含む。高温事象は、高温ガスの噴出（例えば、過熱した空気／燃料混合気の噴出）によってエンジンケース１５２に形成された貫通孔またはエンジンケース１５２が溶融した貫通孔として説明され得る、エンジンケース１５２（図１）の溶け落ち（図示せず）であってもよい。一例において、溶け落ちは、燃焼器１４２の内部の高温および高圧に起因してエンジンコア１３６の燃焼器ケース１５８に発生し得る。孔は、エンジンケース１５２の内部からエンジンケース１５２の外部まで延び得る。しかしながら、溶け落ちは、エンジンケース１５２の他の領域（燃焼器１４２の上流に配置される高圧圧縮機ケース１５６（図５）および／または燃焼器１４２の下流に配置される高圧タービンケース１６０など）にも発生し得る。
【００１３】
一例において、システム３００は、タービンエンジン１１８の近傍に取り付けられる第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４を含んでもよい。第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４はそれぞれ、タービンエンジン１１８の動作中の、エンジンケース１５２（例えば、燃焼器ケース１５８）の溶け落ちを示すトリガー温度に達した場合に機能停止するように構成される。トリガー温度は、タービンエンジン１１８の通常（例えば、非溶け落ち）動作中の、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の箇所におけるエンジンケース１５２および／またはエンジンストラット２００の通常温度よりも高い。以下でより詳細に説明されるように、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、エンジンケース１５２の高リスク領域（機体１０２に面するおよび／またはエンジンストラット２００に面する、燃焼器ケース１５８（図５）の領域または四半分の近傍など）に配置される。第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４はそれぞれ、エンジンケース１５２の構造健全性の連続表示を提供する監視回路として機能してもよい。この関連で、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、エンジンの予定通りの（例えば、非溶け落ち）動作中に発生する通常加熱を上回るエンジンケース１５２および／またはエンジンストラット２００の局所的な過度の加熱を監視してもよい。
【００１４】
システム３００は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４に通信可能に結合されるコントローラ３６０を含む。コントローラ３６０は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４が機能停止したか否かを判定してもよい。第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の両方が機能停止した場合、コントローラ３６０は、タービンエンジン１１８の動作パラメータ１７０を自動的に減少させる。例えば、コントローラ３６０は、エンジンストラット２００の構造的完全性を保つ手段としてエンジンストラット２００の温度の低下をもたらす仕方でエンジン推力１７２、燃焼器温度１７４、および／または燃焼器圧力１７６を自動的に減少させてもよい。「自動的な」または「自動的に」によって、本出願との関連において、コントローラ３６０が、運航乗務員または他のオペレータからの手動入力なしにタービンエンジン１１８の動作パラメータ１７０を減少させ得ることが意味される。
【００１５】
システム３００は、コントローラ３６０によって実行される設定値とは異なる設定値に動作パラメータ１７０を微調整するためにコントローラ３６０の手動オーバーライドを可能にしてもよい。他の例では、コントローラ３６０は、運航乗務員による手動オーバーライドを許可し得ない全自動デジタルエンジンコントローラ３６０（FADEC362:full authority digital engine controller（図１））などの電子エンジン制御システムであってもよい。しかしながら、コントローラ３６０は、単にエンジンストラット２００が対応し得る限界温度に達する程度にタービンエンジン１１８の動作パラメータ１７０（例えば、推力設定値）を減少させてもよい。システム３００は、必要に応じてタービンエンジン１１８を完全停止させる能力を運航乗務員に与えるように構成されてもよい。システム３００は、好適には、複雑な温度検出論理を回避する。そうでなければ、複雑な温度検出論理は、温度監視ならびにタービンエンジン１１８（例えば、エンジンケース１５２）およびエンジンストラット２００を含む機体１０２の様々な異なる箇所からの連続的な温度データ入力を必要とする。
【００１６】
図２は、本明細書に開示されているシステム３００（図１）の１つ以上の例を組み込み得る航空機１００の斜視図である。航空機１００は、胴体１０４および胴体１０４から外側に延在する１対の翼１１４を含む。航空機１００は、１対のタービンエンジン１１８であって、それぞれ、エンジンストラット２００によって翼１１４に結合される１対のタービンエンジン１１８を含んでもよい。航空機１００は、胴体１０４の前端に操縦室１０６を、胴体１０４の後端に尾部１０８を含んでもよい。尾部１０８は、１つ以上の水平尾翼１１２および垂直尾翼１１０を含んでもよい。本開示のシステム３００および方法は、図２に示されているようなチューブアンドウイング航空機（tube-and-wing aircraft）１００との関連で説明されているが、システム３００および方法は、１つ以上のタービンエンジン１１８を有する、任意の種類の航空機（固定翼航空機および回転翼航空機を含む）において実施されてもよい。加えて、本開示のシステム３００および方法は、任意の種類の民間航空機、商用航空機、および／または軍用航空機（これらに限定されないが）において実施されてもよい。
【００１７】
図３は、エンジンストラット２００を使用して翼１１４に取り付けられたタービンエンジン１１８の高バイパスターボファン構成の例の側面図である。図４は、図３のターボファンエンジンの正面図である。図示の例において、エンジンストラット２００は、翼１１４の下方かつ翼１１４の概ね前方にタービンエンジン１１８を配置する。大気は、ファンカウル１３０によって画成された吸気口に入る。吸気の一部分は、圧縮され、燃料が噴射されて点火され、これによりコアノズル１５０からの放出前に膨張を起こす。吸気の残りの部分は、ファンノズル１３４からの放出前にファンロータ１２４（図５）によって後方に加速される。コアノズル１５０およびファンノズル１３４からの複合放出が、エンジン推力１７２（図１）を発生させる。
【００１８】
図５は、エンジンストラット２００を使用してタービンエンジン１１８を航空機翼１１４に取り付けるための取付構成の例を示す、タービンエンジン１１８の断面図である。エンジンストラット２００は、エンジンストラット２００の主な荷重支持構造として説明され得る主要部２０８を含んでもよい。取付構成は、１つ以上の斜材２０２を含んでもよく、１つ以上の斜材２０２はそれぞれ、エンジンストラット２００の下部後端と、翼桁１１６に構造的に結合され得る翼取付具（図示せず）との間に延在してもよい。加えて、取付構成は、エンジンストラット２００の上部と、翼桁１１６に同様に構造的に結合され得る翼取付具（図示せず）との間に延在する１つ以上の上部リンク２０４を含んでもよい。
【００１９】
エンジンストラット２００の主要部２０８は、タービンエンジン１１８がエンジンストラット２００に取り付けられる箇所として形作られる１つ以上のエンジンマウントを含んでもよい。エンジンマウントは、１つ以上の前方エンジンマウント２１０および１つ以上の後方エンジンマウント２１２を含んでもよい。図示の例において、前方エンジンマウント２１０および後方エンジンマウント２１２はそれぞれ、エンジンコア１３６のエンジンケース１５２に機械的に取り付けられてもよい。
【００２０】
図３〜図４に関して上で言及したように、エンジンコア１３６は、ファンカウル１３０およびファンノズル１３４によって囲まれてもよい。大気は、ファンカウル１３０によって画成された取入口１２２に吸い込まれてもよい。ファンカウル１３０は、ファンケース１２６内で回転し得るファンロータ１２４を取り囲んでもよい。ファンカウル１３０およびファンケース１２６は、半径方向に突出するベーン１２８によってエンジンコア１３６において支持されてもよい。吸気の一部分は、エンジンコア１３６に吸い込まれ、低圧圧縮機１３８および高圧圧縮機１４０であって、それぞれ低圧圧縮機ケース１５４および高圧圧縮機ケース１５６内に収容される低圧圧縮機１３８および高圧圧縮機１４０によって圧縮されてもよい。加圧空気は、燃焼器ケース１５８によって包囲されてもよい燃焼器１４２に供給されてもよい。
【００２１】
燃焼器１４２は、燃焼器ケース１５８に貫入していてもよい１つ以上の燃料噴射器１４４を含んでもよい。燃料噴射器１４４は、空気−燃料混合気を形成するために圧縮空気に燃料を噴霧してもよく、また、空気−燃料混合気が点火されることにより、燃焼器１４２の内部の圧力および温度の比較的大きな上昇がもたらされてもよい。空気−燃料混合気の点火は、燃焼器１４２から、高圧タービン１４６および低圧タービン１４８であって、それぞれ高圧タービンケース１６０および低圧タービンケース１６２内に収容された高圧タービン１４６および低圧タービン１４８に流れてもよい過熱空気（例えば、燃焼ガス）を発生させてもよい。タービン１４６、１４８は、コアノズル１５０からの放出前にタービン排気ケース１６４の内部で燃焼ガスを膨張させてもよい。また、タービン１４６、１４８は、エンジン推力１７２を増大させる目的で、ファンダクト１３２を通ってファンノズル１３４から外に出る吸気の残りの部分を加速させるためにファンロータ１２４を回転させてもよい。
【００２２】
引き続き図５を参照すると、図示の例において、エンジンストラット２００は、エンジンケース１５２に沿って、タービンエンジン１１８の長手方向軸線１２０と平行な方向に延在してもよい。エンジンストラット２００は、少なくとも部分的に燃焼器ケース１５８に重なっていてもよいし、非接触関係で燃焼器ケース１５８の上方に延在してもよい。しかしながら、エンジンストラット２００はまた、エンジンケース１５２の他の部分に重なっていてもよい。例えば、エンジンストラット２００は、高圧圧縮機ケース１５６および低圧圧縮機ケース１５４に重なっていてもよい。図５において、前方エンジンマウント２１０は、低圧圧縮機ケース１５４でエンジンコア１３６に結合されてもよい。また、エンジンストラット２００は、高圧タービンケース１６０および低圧タービンケース１６２に重なっていてもよい。図示の例において、後方エンジンマウント２１２は、高圧タービンケース１６０でエンジンコア１３６に結合されてもよい。理解され得るように、エンジンストラット２００は、エンジンコア１３６の任意の部分に沿って延在してもよく、また、様々な箇所の任意の１つでエンジンコア１３６に結合されてもよく、図に示され、本明細書で説明されている取付点に限定されない。
【００２３】
図６は、エンジンストラット２００の下面２０６に取り付けられるか、またはこれに沿って配置される第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例を示す、エンジンストラット２００の下面２０６の平面図である。さらに示されているのは、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４がそれぞれ通信可能に結合されてもよいコントローラ３６０の図表示である。第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４はそれぞれ、１対の電気的導通回路３０６を形成するためにコントローラ３６０に結合される両端を有してもよい。上に示したように、コントローラ３６０は、電子エンジンコントローラ３６０（例えば、ＦＡＤＥＣ３６２）であってもよい。実施形態において、コントローラ３６０は、タービンエンジン１１８（図１）が動作している場合は常に、コントローラ３６０が、電気的導通回路３０６のそれぞれ（例えば、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４）に導入するための電流を発生させ得るように構成されてもよい。実施形態において、システム３００は、航空機１００を発進させるための要件として電気的導通回路３０６のそれぞれ（例えば、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４）の導通が確認されなければならないように構成されてもよい。
【００２４】
上に示したように、実施形態において、コントローラ３６０は、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４が機能停止したか否かを判定し、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の両方が機能停止した場合、コントローラ３６０は、タービンエンジン１１８（図１）の動作パラメータ１７０（図１）を自動的に減少させる。一部の例において、コントローラ３６０は、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４を通る電流の流れ３０８の停止と、当該箇所の溶け落ちの結果としてエンジンケース１５２（図１）から放出される高温ガス（図示せず）の噴出による第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４の加熱の結果としての第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４の電気的導通の遮断とを相関させてもよい。この関連で、第１の監視装置３０２を通る電流の流れ３０８の停止は、第１の監視装置３０２の機能停止に対応し得る（例えば、第１の監視装置３０２の機能停止として説明され得る）。同じく、第２の監視装置３０４を通る電流の流れ３０８の停止は、第２の監視装置３０４の機能停止に対応してもよい。
【００２５】
上で言及したように、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４はそれぞれ、トリガー温度に達した場合に個別に機能停止するように構成されてもよい。タービンエンジン１１８の動作中にトリガー温度に達したことは、エンジンケース１５２（例えば、燃焼器ケース１５８）の溶け落ちを示し得る。この関連で、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、予定通りのエンジン動作中に当該箇所に発生する通常加熱を上回るエンジンストラット２００の局所的な過度の加熱を監視するための手段を提供し得る。一例において、トリガー温度は、最大推力での予定通りのエンジン動作中の燃焼器温度１７４（図１）より高くなくてもよい。トリガー温度は、エンジンストラット２００の材料の溶融温度（例えば、高強度鋼の場合は約２７００Ｆ、チタンＴｉ−６Ａｌ−４Ｖの場合は約３０００Ｆ）より低くてもよい。
【００２６】
第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の両方が機能停止したと判定した場合、コントローラ３６０は、エンジン動作パラメータ１７０（図１）を自動的に減少させる。例えば、コントローラ３６０は、エンジン推力１７２（図１）を減少させてもよい。あるいはまたはさらに、コントローラ３６０は、燃焼器１４２（図５）の内部の燃焼器圧力１７６（図１）の低下を遂行してもよい。燃焼器圧力１７６のこのような低下は、エンジン推力１７２の対応する減少を伴う燃焼器１４２への燃料流量の減少に起因してもよい。別の例において、コントローラ３６０は、エンジン推力１７２を減少させることなどによって、燃焼器温度１７４の低下を遂行してもよい。この関連で、コントローラ３６０は、燃焼器出口／タービン入口（例えば、タービンエンジンのステーションＴ４（station T4））の温度に対応し得る、タービンエンジン１１８のＴ４レーティング（T4 rating）を減少させることによって動作パラメータ１７０を減少させるように構成されてもよい。好適には、Ｔ４レーティングに関係する動作パラメータ１７０を減少させることは、エンジン推力１７２が、エンジンストラット２００が飛行の残りの局面の間にわたってタービンエンジン１１８を支持するのに必要な荷重支持能力を保持することを可能にするのに必要なレベルまでしか減少されないようにタービンエンジン１１８が外部条件に適応することを可能にしてもよい。
【００２７】
コントローラ３６０は、好ましくは、タービンエンジン１１８が、完全に停止しないようにまたは抑制されてアイドリングするように、一方ではその代わりに、タービンエンジン１１８が減少された量のエンジン推力１７２を発生させることを可能にする一方で他の航空機システムを支えるために油圧、空気圧動力、および／または電力を発生させ続ける非アイドリング推力設定値に抑制されるように動作パラメータ１７０（例えば、エンジン推力１７２）を減少させるよう構成される。例えば、タービンエンジン１１８は、飛行操縦翼面の油圧駆動を支えるいくらかの量の油圧を発生させる、および／またはタービンエンジン１１８がアビオニクスなどの様々な電気システムを支える電力を発生させ続けることを可能にする非アイドリングレベルで動作し続けてもよい。コントローラ３６０は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の両方の機能停止によって作動された場合にタービンエンジン１１８の完全停止を回避してもよいが、システム３００は、運航乗務員によるエンジンの完全停止を可能にしてもよい。
【００２８】
コントローラ３６０は、操縦室１０６（図２）に配置されてもよい推力レバー（図示せず）の１つ以上の推力レベル設定値の減少によってエンジン推力１７２（図１）を減少させるように構成されてもよい。エンジン推力１７２は、エンジンストラット２００の温度が限界温度にまたは限界温度未満に維持されるような非アイドリング推力設定値に減少されてもよい。一部の例において、限界温度は、エンジンストラット２００に取り付けられ、かつコントローラ３６０に結合される１つ以上の温度センサ（例えば、熱電対（図示せず））によって測定されてもよい。限界温度は、エンジンストラット２００が形成される材料に基づいてもよい。例えば、エンジン推力１７２は、限界温度が、温度であって、それ未満においてエンジンストラット２００の材料がその室温強度の少なくとも５０パーセントを保持する温度であるレベルに減少されてもよい。別の例において、限界温度は、温度であって、それ未満においてエンジンストラット２００の材料が室温でその降伏強度の少なくとも７０パーセントを保持する温度であってもよい。
【００２９】
一部の例において、コントローラ３６０は、第２の監視装置３０４が、第１の監視装置の機能停止から比較的短い期間内に機能停止した場合にのみタービンエンジン１１８の動作パラメータ１７０を減少させてもよい。例えば、コントローラ３６０は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４が互いに最大で１０秒以内に機能停止した場合にのみ動作パラメータ１７０を減少させてもよい。より好ましくは、コントローラ３６０は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４が互いに１秒以内に機能停止した場合にのみ動作パラメータ１７０を減少させるように構成されてもよい。第２の監視装置３０４の機能停止から比較的短い時間以内の第１の監視装置３０２の機能停止は、エンジンケース１５２の溶け落ち以外の理由（例えば、コントローラ３６０と監視装置３０２、３０４の一方との不完全な（例えば、電気的）接続など）に起因する第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の一方のみの機能停止の場合の誤警報を回避し得る。
【００３０】
コントローラ３６０は、エンジンストラット２００がその荷重支持能力を保持することが可能な限界温度までエンジンストラット２００の温度の低下をもたらすレベルに、少なくとも影響を受けるエンジンの推力設定値を減少させるように構成されてもよい。複数エンジン航空機１００の場合、コントローラ３６０は、機能停止した第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４を有するエンジンとして規定され得る、少なくとも影響を受けるエンジンの推力設定値を減少させるように構成されてもよい。コントローラ３６０は、随意に、非対称推力状態を回避するためにすべてのエンジン（例えば、ツインエンジン航空機１００の両方のエンジン）のエンジン推力１７２を等しく減少させるように構成されてもよい。一部の例において、コントローラ３６０は、操縦室１０６の推力レバーを小さい推力設定値に物理的に移動させるように構成されてもよい。
【００３１】
簡単に図１を参照すると、一部の例において、システム３００は、コントローラ３６０に通信可能に結合されてもよいインジケータ３６４（例えば、警告ランプおよび／または警告ベル（図示せず））を含んでもよい。コントローラ３６０が第１の監視装置３０２または第２の監視装置３０４の一方のみ（両方ではなく）が機能停止したと判定した状況で、コントローラ３６０は、インジケータ３６４に機能停止の表示を生成させてもよい。例えば、操縦室１０６内のインジケータ３６４は、運航乗務員がタービンエンジン１１８の動作特性（例えば、燃焼器温度１７４、燃焼器圧力１７６、排気ガス温度、燃料流量など）をより厳重に監視し得るように運航乗務員に機能停止を警告してもよい。インジケータ３６４は、光るまたは点滅する警告灯などによって視覚表示を生成するように構成されてもよい。このような警告灯は、計器パネルおよび／もしくはガラスディスプレイに含まれてもよいし、操縦室１０６の別の箇所に配置されてもよい。他の例において、インジケータ３６４は、機能停止の発生を示し、他の情報（エンジンの識別表示（例えば、ツインエンジン航空機１００の左エンジンまたは右エンジン）、燃焼器１４２の現在の温度（Ｔ４）および／または圧力、機能停止の開始時刻、ならびに他の情報など）を含む、英数字によるデジタル表示を提供してもよい。
【００３２】
さらなる例において、インジケータ３６４は、機能停止の聴覚表示（ブザー音、ビープ音、連続音、予め録音した音声メッセージ、または他の聴覚表示など）を提供するように構成されたスピーカであってもよい。あるいはまたはさらに、インジケータ３６４は、機能停止の触覚表示を提供するように構成されてもよい。例えば、インジケータ３６４は、操縦室１０６の振動する運航乗務員シートおよび／または振動する操縦コラムもしくは操縦桿を備えてもよい。監視装置３０２、３０４の一方の機能停止または監視装置３０２、３０４の両方の機能停止を含む機能停止状況のすべてにおいて、このような機能停止は、飛行データレコーダなどに航空機動作履歴として自動的にログ記録されてもよい。さらにまたはあるいは、このような機能停止情報は、航空会社整備員などの地上作業員（ground-based entity）に伝達されてもよく、これにより、彼らは、航空機１００がその所期の目的地に到着した場合にまたはその後の計画された整備点検中に、影響を受けるエンジンの検査を準備し得る。監視装置３０２、３０４の一方のみの機能停止の場合、コントローラ３６０は、機能停止の表示を生成させる一方で、動作パラメータ１７０を減少させることなくタービンエンジン１１８を動作させ続けてもよい。この関連で、監視装置３０２、３０４の一方のみの機能停止は、コントローラ３６０が、タービンエンジン１１８が機能停止前と同じエンジン推力１７２、燃焼器温度１７４、および／または燃焼器圧力１７６で動作し続けることを可能にすることをもたらしてもよい。
【００３３】
図６を再び参照すると、図示されているのは、導電体３１２として構成され、かつエンジンストラット２００の下面２０６に配置された第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例である。導電体３１２のそれぞれの両端は、コントローラ３６０に通信可能に結合されてもよい。導電体３１２のそれぞれは、エンジンケース１５２（図１）の溶け落ちの場合の高温ガスの噴出などによって局所的にトリガー温度に加熱された場合に局所的に溶融するまたは切断されるように構成された材料から形成されてもよい。タービンエンジン１１８の動作中、コントローラ３６０は、導電体３１２のそれぞれに導入するための電流を発生させるように構成されてもよい。一部の例において、コントローラ３６０は、導電体３１２を通る電流の流れ３０８の停止と、高温ガスの噴出による導電体３１２の切断の結果として発生し得る導電体３１２の導通の遮断とを相関させてもよい。
【００３４】
図６に示されている例において、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、タービンエンジン１１８の動作パラメータ１７０（例えば、エンジン推力１７２）の不必要な減少をもたらす、単一点での機能停止の可能性および誤警報の潜在性を回避するために互いに比較的近接近して配置されてもよい。一例において、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の長さに沿ってすべての点で約３インチ未満の最大間隔をあけて互いに接触せずに近接近して配置されてもよい。好ましい実施形態において、間隔は、約１インチ未満であってもよい。
【００３５】
加えて、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４は、真っ直ぐな形状３３８に構成されてもよい。図示の例において、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、タービンエンジン１１８の長手方向軸線１２０と概ね平行な方向に沿って延在してもよい。加えて、第１の監視装置３０２は、第２の監視装置３０４とほぼ平行（例えば、±３０度）に配置されてもよい。しかしながら、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、真っ直ぐな形状３３８以外の形状で設けられてもよく、様々な異なる方向のいずれか１つに向けて配置されてもよい。第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、好ましくは、本明細書に開示されている実施形態のすべてにおいて、ほぼ同じ構成、形状、および／またはサイズ（例えば、同じ長さおよび／またはエンジンストラット２００および／またはエンジンケース１５２の同じ領域の被覆）を有するが、第１の監視装置３０２は、第２の監視装置３０４とは異なる構成、形状、および／またはサイズで設けられてもよい。
【００３６】
図７は、温度ヒューズ３１４として構成され、かつエンジンストラット２００の下面２０６に取り付けられた第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例である。温度ヒューズ３１４のそれぞれは、上で説明したように、温度ヒューズ３１４のそれぞれに流すための電流を発生させ得るコントローラ３６０に対する電気的導通回路３０６を形成する。温度ヒューズ３１４のそれぞれは、温度ヒューズ３１４の長さに沿って任意の箇所に配置される少なくとも１つの溶解可能部分３１６を含んでもよい。一部の例において、温度ヒューズ３１４は、温度ヒューズ３１４の長さに沿って間隔をあけて配置される多数の溶解可能部分３１６を含んでもよい。導電体３１２の実施形態の上で説明した機能と同様に、温度ヒューズ３１４の溶解可能部分３１６は、局所的にトリガー温度に加熱された場合に溶解するように構成されてもよい。コントローラ３６０は、温度ヒューズ３１４を通る電流の流れ３０８の停止と溶解可能部分３１６の溶融とを相関させてもよい。第１の監視装置３０２または第２の監視装置３０４が温度ヒューズ３１４として構成される実施形態の場合、温度ヒューズ３１４を通る電流の流れ３０８の上記の停止は、監視装置３０２、３０４の機能停止に対応し得る（例えば、監視装置３０２、３０４の機能停止として説明され得る）。
【００３７】
図８は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４であって、それぞれ、ガス充填センサ管３１８として構成された第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例である。センサ管３１８のそれぞれは、ヘリウムなどの不活性ガス３２２を含む封止されたハウジング３２０を含んでもよい。一部の例において、センサ管３１８は、トリガー温度に加熱された場合に水素ガスを放出するように構成された金属水素化物コア３２４を含んでもよい。センサ管３１８は、圧力スイッチ３２６に動作可能に結合されてもよく、圧力スイッチ３２６は、図示の例では、センサ管３１８の両端の一方に配置されてもよい。
【００３８】
図９〜図１０を参照すると、図示されているのは、圧力スイッチ３２６の例を示す、センサ管３１８の端部である。図９は、通常の閉位置３３４にある圧力スイッチ３２６を示している。圧力スイッチ３２６は、コントローラ３６０に結合されてもよい電気端子３１０を含んでもよい。加えて、圧力スイッチ３２６は、内部スライドブリッジ３２８を含んでもよい。図９の例において、スライドブリッジ３２８は、電気端子３１０を相互接続する閉位置３３４にあり、これにより、コントローラ３６０によって導入される電流３０８が圧力スイッチ３２６の両側にある電気端子３１０間に流れ得るように電気的導通回路３０６を形成している。
【００３９】
図１０を参照すると、図示されているのは、空気圧駆動されて開位置３３６にある、図９の圧力スイッチ３２６である。ハウジング３２０が、溶け落ち事象中の高温ガス（図示せず）の噴出などによってトリガー温度に加熱された場合、ハウジング３２０内に封入されたガス３２２（例えば、ヘリウムおよび放出水素ガス）が、センサ管３１８内の内圧３３２を上昇させ得る。内圧３３２の上昇は、圧力スイッチ３２６の空気圧駆動をもたらし、その際、スライドブリッジ３２８が、図９の閉位置３３４から図１０の開位置３３６に移動し得る。開位置３３６への圧力スイッチ３２６の駆動は、電気的導通を遮断し、コントローラ３６０は、圧力スイッチ３２６を通る電流の流れ３０８を停止させる。コントローラ３６０は、コントローラ３６０への電流の流れ３０８の停止に起因しておよび第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の機能停止に対応して閉位置３３４から開位置３３６への圧力スイッチ３２６の駆動を検出し得る。
【００４０】
図１１〜図１２は、圧力スイッチのさらなる例を示している。図１１は、通常の開位置３３６にある圧力スイッチを示しており、スライドブリッジ３２８は、ハウジング３２０内に封入されたガス３２２の内圧に起因して電気端子３１０から離間されている。圧力スイッチ３２６は、ガス３２２の内圧によって圧縮され得る１つ以上のばね３２９を含んでもよい。ガス３２２の内圧は、電気端子３１０からブリッジ３２８を引き離し、これにより、開位置３３６にある圧力スイッチ３２６の両側にある電気端子３１０間の電流（図示せず）の流れを防止し得る。
【００４１】
図１２は、ハウジング３２０内のガス３２２の内圧の損失の結果として閉位置３３４にある図１１の圧力スイッチ３２６を示している。ガス３２２の内圧の損失は、ばね３２９が、圧力スイッチ３２６の両側にある電気端子３１０にブリッジ３２８を接触させることを可能にする。ガス３２２の内圧の損失は、タービンエンジン（図示せず）の溶け落ち事象中にエンジンケース（図示せず）から発する高温ガス３３１の１つ以上の噴出によって溶け落ち得るハウジング３２０の１つ以上の開口３３３を通るガス３２２の漏れに起因し得る。例えば、高温ガス３３１の噴出は、局所的にハウジング３２０を、ハウジング材料の溶融温度であってもよいトリガー温度に加熱し、これにより、ガス３２２が漏れ得る開口３３３をハウジング３２０に形成し得る。好適には、図１１〜図１２の圧力スイッチ３２６の例は、高温ガスの噴出による溶融貫通に耐えるようにハウジング３２０を構成する必要性を回避し得る。
【００４２】
理解され得るように、圧力スイッチ３２６は、様々な異なる構成のいずれか１つで設けられてもよく、図９〜図１２に示されている構成に限定されない。加えて、センサ管３１８は、金属水素化物コア３２４を備えることなく設けられてもよく、その代わりに、圧力スイッチ３２６を空気圧駆動する不活性ガス３２２の膨張に依拠してもよい。
【００４３】
図１３は、２対の第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４を含む、本開示のシステム３００のさらなる例の平面図であり、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の端部はそれぞれ、上で説明したようにコントローラ３６０（図示せず）に通信可能に結合されてもよい。図示の例において、各対の第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、互いに近接近して配置され、互いに平行に配置されている。これらの対は、エンジンストラット２００の下面２０６の長手方向中心線（図示せず）の両側に配置されている。この関連で、各対の第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、エンジンストラット２００の下面２０６の、それぞれの側で溶け落ち事象を検出するために配置されてもよい。第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４はそれぞれ、真っ直ぐな形状３３８を有し、互いに平行に配置されたものとして示されているが、監視装置３０２、３０４は、様々な異なる形状および構成の任意の１つで設けられてもよい。
【００４４】
図１４は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４であって、それぞれ、蛇行形状３４０に構成された第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例である。蛇行形状３４０は、局所的な溶け落ち事象を検出するためにエンジンストラット２００の下面２０６に沿って面積を増大させてもよい。第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４のそれぞれの両端は、上で説明した仕方でコントローラ３６０（図示せず）に通信可能に結合されてもよい。加えて、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の少なくとも一部分は、荷重に弱いエンジンマウント２１０、２１２の近傍での溶け落ちの検出を容易にするためにエンジンストラット２００の前方エンジンマウント２１０および／または後方エンジンマウント２１２に重なっていてもよい。この関連で、エンジンマウント２１０、２１２は、マウント２１０、２１２とエンジンケース１５２との間に監視装置３０２、３０４を取り付けるための空間を設けるように構成されてもよい。
【００４５】
図１５は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４であって、それぞれループ３５０として構成され、かつ一方がもう一方の入れ子にされた第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例である。上に示したように、ループ３５０のそれぞれの両端は、１対の電気的導通回路３０６を形成するようにコントローラ３６０（図示せず）に通信可能に結合されてもよい。図１５は、エンジンストラット２００の下面２０６に取り付けられ、かつ前方エンジンマウント２１０と後方エンジンマウント２１２との間に延びるループ３５０を示している。図１６は、入れ子ループ３５０として構成され、かつエンジンストラット２００の下面２０６の前方エンジンマウント２１０および後方エンジンマウント２１２に重なっている第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例である。理解され得るように、本明細書に開示されている例のすべてにおいて、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、様々な異なるサイズ、形状、および構成（これらに限定されないが）の任意の１つで設けられてもよい。さらに、図は、互いに近接近して配置された単一の第１の監視装置３０２および単一の第２の監視装置３０４を示しているが、システム３００は、エンジンストラット２００の異なる箇所に取り付けられたおよび／または以下でより詳細に説明されるようにエンジンケース１５２の異なる箇所に取り付けられた１対以上の監視装置３０２、３０４（例えば、図１５）を含んでもよい。
【００４６】
図１７は、ファンケース１２６に取り付けられた、エンジンストラット２００の前方エンジンマウント２１０を示す、タービンエンジン１１８の断面図である。上に示したように、ファンケース１２６は、ファンロータ１２４を囲んでもよい。エンジンストラット２００の後方エンジンマウント２１２は、図５に示されている配置と同様にエンジンケース１５２に取り付けられたものとして示されている。図１７に示されている配置によって、エンジンストラット２００の下面２０６の前方部分は、図５に示されている配置よりも大きな距離だけエンジンケース１５２から離間されることになる。図５および図１５に示されているエンジンストラット構成が、本開示のシステム３００が実施され得るエンジンストラット２００の幅広い種類の異なるサイズ、形状、および構成のうちの２つを代表していることに留意すべきである。
【００４７】
図１８は、図１７のエンジンコア１３６の上面の平面図であり、エンジンケース１５２に取り付けられた第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例を示している。図示の例において、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４のそれぞれは、真っ直ぐな形状３３８を有し、互いに平行に近接して取り付けられている。第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４のそれぞれの両端は、上で説明したように、電気的導通回路３０６を形成するようにコントローラ３６０（図示せず）に通信可能に結合されてもよい。好ましくは、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の少なくとも一部分は、エンジンコア１３６の燃焼器ケース１５８に沿って延在する。
【００４８】
図１９は、上で説明した図１４の配置と同様の蛇行形状３４０に構成された第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例を示している。本明細書に示されている例のすべてにおいて、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、エンジンケース１５２の任意の部分にわたって延在してもよく、図に示されている配置に限定されない。例えば、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４はそれぞれ、燃焼器ケース１５８ならびに高圧圧縮機ケース１５６の少なくとも一部分および／または高圧タービンケース１６０の少なくとも一部分に重なっていてもよい。
【００４９】
図２０は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４であって、それぞれ、ループ３５０として構成され、かつエンジンケース１５２の外部に取り付けられた第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の例の平面図である。上に示したように、多数の監視装置ループ３５０は、溶け落ち事象の発生を監視および検出するためにエンジンケース１５２上に取り付けられてもよい。またさらに、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の異なる構成が、同じ表面上で組み合わされてもよい。例えば、図２０には示されていないが、真っ直ぐな形状３３８の第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４が、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の入れ子ループ３５０の中心に配置されてもよい。
【００５０】
図２１は、エンジンストラット２００の下面２０６の直下への第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の配置の例を示す、エンジンコア１３６およびエンジンストラット２００の断面図である。上に示したように、本明細書に開示されている例のすべてにおいて、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４は、好ましくは燃焼器ケース１５８に面してエンジンストラット２００に取り付けられてもよい。図６〜図１６に示されているように、任意の数の、監視装置の対（例えば、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４）が、エンジンストラット２００の任意の箇所に、好ましくは、エンジンケース１５２に面する、エンジンストラット２００の下面２０６に取り付けられてもよい。さらにまたはあるいは、任意の数の、監視装置の対が、エンジンケース１５２の任意の箇所に、好ましくは、エンジンストラット２００に面するおよび／またはエンジンストラット２００の近傍に位置する、燃焼器ケース１５８の近傍の箇所に取り付けられてもよい。
【００５１】
図２２は、エンジンケース１５２の溶け落ちの場合などにエンジンストラット２００の構造的完全性を保護する方法４００に含まれ得る１つ以上の動作を有するフローチャートである。方法４００のステップ４０２は、タービンエンジン１１８を動作させるステップを含んでもよい。上に示したように、取入口１２２に吸い込まれる大気が、図５に示されているような燃焼器１４２に移動する前に１つ以上の圧縮機によって圧縮されてもよい。燃料が、圧縮空気に噴射または噴霧されて、点火されてもよく、これにより、燃焼器１４２の内部の圧力および温度の大幅な上昇がもたらされてもよい。結果として生じる過熱した燃焼ガスは、燃焼ガスがコアノズル１５０からの放出前に膨張し得るタービンに移動されてもよい。
【００５２】
方法４００のステップ４０４は、タービンエンジン１１８の動作中のエンジンケース１５２の溶け落ちの場合に発生し得るような、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４の温度を上昇させるステップを含んでもよい。上に示したように、溶け落ちは、燃焼器１４２の比較的高い圧力および温度に起因して燃焼器ケース１５８で発生し得る。しかしながら、溶け落ちは、燃焼器１４２の下流などの、エンジンケース１５２の他の箇所でも発生し得る。例えば、溶け落ちは、エンジンコア１３６のタービン部に入る比較的高温の燃焼ガスに起因して高圧タービンケース１６０への入口で発生し得る。
【００５３】
方法４００のステップ４０６は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４のそれぞれがトリガー温度に達したことに反応して第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４を機能停止させるステップを含んでもよい。上で言及したように、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４は、エンジンストラット２００がタービンエンジン１１８の予定通りの（例えば、非溶け落ち）動作中に受け得る通常温度を上回るトリガー温度に加熱された場合に機能停止するように構成されてもよい。一例において、トリガー温度は、エンジンストラット２００の材料の溶融温度より低くてもよく、上で説明した限界温度より高くてもよい。
【００５４】
方法４００のステップ４０８は、コントローラ３６０を使用して、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４が機能停止したか否かを判定するステップを含んでもよい。上で言及したように、実施形態において、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４はそれぞれ、コントローラ３６０が、タービンエンジン１１８が動作している場合は常に電流３０８を連続的に導入し得る電気的導通回路３０６として設けられてもよい。このような実施形態において、電気的導通回路３０６が機能停止したか否かを判定するステップは、電気的導通回路３０６を通る電流３０８の停止と、第１の監視装置３０２の機能停止および／または第２の監視装置３０４の機能停止に対応し得る（例えば、このような機能停止として説明され得る）電気的導通回路３０６の遮断とを相関させるステップを含んでもよい。上で言及したように、電気的導通回路３０６の機能停止は、電気的導通回路３０６の切断をもたらし、その結果電流の流れ３０８を停止させ得るエンジンケース１５２の溶け落ちに起因し得る。
【００５５】
電気的導通回路３０６が導電体３１２（図６）である実施形態の場合、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４が機能停止したか否かを判定するステップは、コントローラ３６０を使用して、導電体３１２を通る電流３０８の停止を相関させるステップを含んでもよい。導電体３１２を通る電流３０８の停止は、エンジンケース１５２の溶け落ちから発する高温ガスの噴出による導電体３１２の切断の結果であり得る。高温ガスの噴出は、局所的に導電体３１２をトリガー温度にまたはトリガー温度より上に加熱し、これにより、導電体３１２の局所的な溶融および切断をもたらし得る。この関連で、導電体３１２を通る電流３０８の停止は、導電体３１２によって具現される第１の監視装置３０２または第２の監視装置３０４の機能停止に対応し得る。
【００５６】
電気的導通回路３０６が少なくとも１つの溶解可能部分３１６を有する温度ヒューズ３１４（図７）である実施形態の場合、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４が機能停止した否かを判定するステップは、コントローラ３６０を使用して、温度ヒューズ３１４を通る電流３０８の停止と溶解可能部分３１６の溶融とを相関させるステップを含んでもよい。溶解可能部分３１６は、エンジンケース１５２から発する高温ガスの噴出によって溶融され得る。上で言及したように、溶解可能部分３１６の溶融は、温度ヒューズ３１４によって具現される第１の監視装置３０２または第２の監視装置３０４の機能停止に対応し得る。
【００５７】
電気的導通回路３０６が上で説明したような圧力スイッチ３２６を有するガス充填センサ管３１８（例えば、図８〜図１０）である実施形態の場合、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４が機能停止した否かを判定するステップは、コントローラ３６０を使用して、センサ管３１８内のガス３２２の内圧３３２の上昇によって発生し得る圧力スイッチ３２６の空気圧駆動を検出するステップを含んでもよい。上で言及したように、センサ管３１８内の内圧３３２の上昇は、エンジンケース１５２の溶け落ちに起因して熱３３０が加わることによって発生し得る。閉位置３３４（図９）から開位置３３６（図１０）への圧力スイッチ３２６の駆動は、圧力スイッチ３２６とコントローラ３６０との間の電気的導通回路３０６を遮断し得る。電流の流れ３０８の結果として生じる停止は、センサ管３１８によって具現される第１の監視装置３０２または第２の監視装置３０４の機能停止に対応し得る。
【００５８】
図１１〜図１２に示されている別の実施形態において、圧力スイッチ３２６の駆動は、センサ管３１８内のガス３２２の内圧の低下または損失によって発生し得る。センサ管３１８内のガス３２２の内圧の低下または損失は、ハウジング３２０の１つ以上の箇所に形成される開口３３３の結果であり得る。このような開口３３３は、高温ガス３３１（図１２）の噴出によってハウジングが溶融したものであり得、不活性ガス３２２がハウジング３２０から漏れることを可能にし、ばね３２９が、スライドブリッジ３２８を通常の開位置３３６（図１１）から閉位置３３４（図１２）に動かし、圧力スイッチ３２６の両側の端子３１０を相互接続させることをもたらす。ブリッジ３２８による端子３１０の相互接続は、圧力スイッチ３２６を通る電流３０８の流れを可能にし、その結果、コントローラ３６０によって検出され得る閉じた電気的導通回路３０６を形成し得る。これに反応して、コントローラ３６０は、タービンエンジン１１８の動作パラメータ１７０を減少させ得る。
【００５９】
方法４００の一部の例において、第１の監視装置３０２および／または第２の監視装置３０４が機能停止したか否かを判定するステップ４０８は、コントローラ３６０を使用して、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の一方のみが機能停止したことを判定するステップを含んでもよい。このような状況において、本方法は、コントローラ３６０を使用して、インジケータ３６４（図１）に第１の監視装置３０２または第２の監視装置３０４のいずれかの機能停止の表示を生成させるステップを含んでもよい。コントローラ３６０は、運航乗務員が、影響を受けるエンジンの動作をより厳重に監視するように運航乗務員に警告する手段としてインジケータ３６４に表示を生成させてもよい。コントローラ３６０は、タービンエンジン１１８がエンジン推力１７２などの動作パラメータ１７０を減少させることなく動作を継続することを可能にしてもよい。
【００６０】
インジケータ３６４に第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の機能停止を示させるステップは、運航乗務員などのために機能停止の視覚表示、聴覚表示、および／または触覚表示を生成させるステップを含んでもよい。この関連で、表示は、警告灯、警告音、および／または運航乗務員シート、操縦コラム、もしくは操縦室１０６の別の物体などの警告振動を用いて航空機１００の操縦室１０６で生成されてもよい。本方法は、フライトデータレコーダに機能停止の発生を記録することおよび／または上で言及したように航空会社整備員などの地上作業員に機能停止の発生を伝達することをさらに含んでもよい。
【００６１】
本方法４００のステップ４１０は、第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の両方が機能停止した場合に、コントローラ３６０を使用してタービンエンジン１１８の動作パラメータ１７０を減少させるステップを含んでもよい。上で言及したように、コントローラ３６０は、第２の監視装置３０４が第１の監視装置３０２の機能停止から所定のまたは比較的短い時間以内に機能停止した場合にのみ動作パラメータ１７０を減少させるように構成されてもよい。例えば、コントローラは、第２の監視装置３０４が第１の監視装置３０２の機能停止から１秒以内に機能停止した場合にのみ動作パラメータ１７０を減少させてもよい。このような仕組みは、誤警報を回避し得る。そうでなければ、非溶け落ち事象（コントローラ３６０と監視装置３０２、３０４の一方との不完全な接続（監視装置３０２、３０４を通る電流の流れ３０８の停止をもたらし、その後、溶け落ちに起因してその後に（例えば、１秒以上の後に）残りの監視装置の機能停止をもたらす））など）による、監視装置３０２、３０４の一方の検知された機能停止の結果として、誤警報が発生し得る。
【００６２】
第１の監視装置３０２および第２の監視装置３０４の両方が機能停止した場合、本方法は、エンジン推力１７２を非アイドリング推力設定値に減少させるステップを含んでもよい。例えば、エンジン推力１７２は、エンジンストラット２００（例えば、エンジンケース１５２に最も近いエンジンストラット２００の部分）の温度がエンジンストラット２００の材料がその室温強度の特定のパーセンテージを保持する限界温度未満にまたはこのような限界温度に低下するレベルに減少されてもよい。実施形態において、コントローラ３６０は、エンジンストラット２００の温度がエンジンストラット２００の材料の強度がその室温降伏強度の少なくとも７０パーセントとなる温度未満に低下するレベルにエンジン推力１７２を自動的に減少させてもよい。この関連で、エンジン推力１７２は、飛行の残りの間にわたってエンジンストラット２００の荷重支持能力を保つのに必要な程度に制限されてもよい。エンジン推力１７２を減少させることに代えてまたはこれに加えて、動作パラメータ１７０を減少させるステップは、エンジンストラット２００が限界温度未満の温度または限界温度の温度に低下するレベルに燃焼器圧力１７６を低下させるステップおよび／または燃焼器温度１７４を低下させるステップを含んでもよい。
さらに、本開示は、以下の項に係る実施形態を含む。
【００６３】
項１．エンジンストラットの構造的完全性を保護するためのシステムであって、タービンエンジンと航空機の機体とを結合するエンジンストラットの近傍に取り付けられた第１の監視装置と、第１の監視装置の近傍に取り付けられた第２の監視装置であって、第１の監視装置および第２の監視装置がそれぞれ、タービンエンジンの動作中のエンジンケースの溶け落ちを示すトリガー温度に達した場合に機能停止するように構成されている第２の監視装置と、第１の監視装置および第２の監視装置に通信可能に結合されたコントローラであって、第１の監視装置および第２の監視装置の両方の機能停止の場合にタービンエンジンの動作パラメータを自動的に減少させるように構成されたコントローラとを備えるシステム。
【００６４】
項２．動作パラメータが、エンジン推力である、項１に記載のシステム。
【００６５】
項３．コントローラが、エンジン推力を非アイドリング推力設定値に減少させるように構成されている、項２に記載のシステム。
【００６６】
項４．コントローラが、第２の監視装置が第１の監視装置の機能停止から所定の時間以内に機能停止した場合にのみタービンエンジンの動作パラメータを減少させるように構成されている、項１に記載のシステム。
【００６７】
項５．コントローラに通信可能に結合されたインジケータをさらに含み、コントローラが、第１の監視装置および第２の監視装置の一方のみが機能停止したか否かを判定するように構成されており、第１の監視装置および第２の監視装置の一方のみが機能停止した場合に、コントローラが、インジケータに第１の監視装置および第２の監視装置の一方のみの機能停止の表示を生成させるように構成されている、項１に記載のシステム。
【００６８】
項６．第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が、コントローラに結合された両端を有する電気的導通回路を備え、コントローラが、電気的導通回路に電流を連続的に流すように構成されており、コントローラが、電気的導通回路を通る電流の流れの停止と、第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方の機能停止に対応する電気的導通回路の遮断とを相関させる、項１に記載のシステム。
【００６９】
項７．電気的導通回路が、導電体および温度ヒューズの一方を備える、項５に記載のシステム。
【００７０】
項８．第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が、コントローラに通信可能に結合された圧力スイッチに動作可能に結合された、ガスを含むハウジングを有するセンサ管を備え、コントローラが、トリガー温度へのハウジングおよびガスの少なくとも一方の加熱中の圧力スイッチの駆動を検出するように構成されており、圧力スイッチの駆動が、第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方の機能停止に対応する、項５に記載のシステム。
【００７１】
項９．第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が、エンジンストラットの下面およびタービンエンジンの燃焼器ケースの一方に取り付けられている、項１に記載のシステム。
【００７２】
項１０．タービンエンジンが、翼および胴体の一方にエンジンストラットによって結合されている、項１に記載のシステム。
【００７３】
項１１．エンジンストラットの構造的完全性を保護するためのシステムであって、タービンエンジンと航空機の翼とを結合するエンジンストラットの近傍に取り付けられた第１の監視装置と、第１の監視装置の近傍に取り付けられた第２の監視装置であって、第１の監視装置および第２の監視装置がそれぞれ、タービンエンジンの動作中の燃焼器ケースの溶け落ちを示すトリガー温度に達した場合に機能停止するように構成されている第２の監視装置と、第１の監視装置および第２の監視装置に通信可能に結合されたコントローラであって、第１の監視装置および第２の監視装置の両方の機能停止の場合にタービンエンジンのエンジン推力を自動的に減少させるように構成されたコントローラとを備えるシステム。
【００７４】
項１２．エンジンストラットの構造的完全性を保護するための方法であって、航空機の機体にエンジンストラットによって結合されたタービンエンジンを動作させるステップと、エンジンストラットの近傍に取り付けられ、かつコントローラに通信可能に結合された第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方の温度を上昇させるステップと、タービンエンジンのエンジンケースの溶け落ちを示すトリガー温度に達した場合に第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方を機能停止させるステップと、コントローラを使用して、第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が機能停止したか否かを判定するステップと、第１の監視装置および第２の監視装置の両方が機能停止した場合に、コントローラを使用してタービンエンジンの動作パラメータを減少させるステップとを含む方法。
【００７５】
項１３．動作パラメータを減少させるステップが、エンジン推力を減少させるステップを含む、項１２に記載の方法。
【００７６】
項１４．エンジン推力を減少させるステップが、エンジン推力を非アイドリング推力設定値に減少させるステップを含む、項１３に記載の方法。
【００７７】
項１５．動作パラメータを減少させるステップが、第２の監視装置が第１の監視装置の機能停止から１秒以内に機能停止した場合にのみ動作パラメータを減少させるステップを含む、項１２に記載の方法。
【００７８】
項１６．第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が機能停止したか否かを判定するステップが、コントローラを使用して第１の監視装置および第２の監視装置の一方のみが機能停止したことを判定するステップおよびコントローラを使用してインジケータに第１の監視装置および第２の監視装置の一方のみの機能停止の表示を生成させるステップを含む、項１２に記載の方法。
【００７９】
項１７．インジケータに第１の監視装置および第２の監視装置の一方のみの機能停止の表示を生成させるステップが、視覚表示、聴覚表示、および触覚表示の少なくとも１つを生成させるステップを含む、項１６に記載の方法。
【００８０】
項１８．第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が、コントローラに通信可能に結合された電気的導通回路を備え、第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が機能停止したか否かを判定するステップが、コントローラを使用して、電気的導通回路を通る電流の停止と、第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方の機能停止に対応する電気的導通回路の遮断とを相関させるステップを含む、項１２に記載の方法。
【００８１】
項１９．電気的導通回路が、導電体および温度ヒューズの一方を備える、項１８に記載の方法。
【００８２】
項２０．第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が、コントローラに通信可能に結合された圧力スイッチに動作可能に結合されたガス充填センサ管を備え、第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方が機能停止したか否かを判定するステップが、コントローラを使用して、トリガー温度へのセンサ管の加熱に反応するおよび第１の監視装置および第２の監視装置の少なくとも一方の機能停止に対応する圧力スイッチの駆動を検出する、項１２に記載の方法。
【００８３】
本開示のさらなる修正例および改善例は当業者に明らかになり得る。したがって、本明細書に説明され、示されている部分の特定の組み合わせは、本開示の特定の実施形態のみを示すことを意図したものであり、本開示の精神および範囲内の代替的な実施形態または装置の限定としての役割を果たすことを意図したものではない。
【符号の説明】
【００８４】
１００  航空機
１０２  機体
１０４  胴体
１０６  操縦室
１０８  尾部
１１０  垂直尾翼
１１２  水平尾翼
１１４  翼
１１６  翼桁
１１８  タービンエンジン
１２０  長手方向軸線
１２２  取入口
１２４  ファンロータ
１２６  ファンケース
１２８  ベーン
１３０  ファンカウル
１３２  ファンダクト
１３４  ファンノズル
１３６  エンジンコア
１３８  低圧圧縮機
１４０  高圧圧縮機
１４２  燃焼器
１４４  燃料噴射器
１４６  高圧タービン
１４８  低圧タービン
１５０  コアノズル
１５２  エンジンケース
１５４  低圧圧縮機ケース
１５６  高圧圧縮機ケース
１５８  燃焼器ケース
１６０  高圧タービンケース
１６２  低圧タービンケース
１６４  タービン排気ケース
１７０  動作パラメータ
１７２  エンジン推力
１７４  燃焼器温度
１７６  燃焼器圧力
２００  エンジンストラット
２０２  斜材
２０４  上部リンク
２０６  下面
２０８  主要部
２１０  前方エンジンマウント
２１２  後方エンジンマウント
３００  システム
３０２、３０４  監視装置
３０６  電気的導通回路
３０８  電流の流れ
３１０  電気端子
３１２  導電体
３１４  温度ヒューズ
３１６  溶解可能部分
３１８  ガス充填センサ管
３２０  ハウジング
３２２  不活性ガス
３２４  金属水素化物コア
３２６  圧力スイッチ
３２８  内部スライドブリッジ
３２９  ばね
３３０  熱
３３１  高温ガス
３３２  内圧
３３３  開口
３３４  閉位置
３３６  開位置
３３８  真っ直ぐな形状
３４０  蛇行形状
３５０  ループ
３６０  コントローラ
３６２  ＦＡＤＥＣ
３６４  インジケータ
【図１】
2017165395.tif 000003
【図２】
2017165395.tif 000004
【図３】
2017165395.tif 000005
【図４】
2017165395.tif 000006
【図５】
2017165395.tif 000007
【図６】
2017165395.tif 000008
【図７】
2017165395.tif 000009
【図８】
2017165395.tif 000010
【図９】
2017165395.tif 000011
【図１０】
2017165395.tif 000012
【図１１】
2017165395.tif 000013
【図１２】
2017165395.tif 000014
【図１３】
2017165395.tif 000015
【図１４】
2017165395.tif 000016
【図１５】
2017165395.tif 000017
【図１６】
2017165395.tif 000018
【図１７】
2017165395.tif 000019
【図１８】
2017165395.tif 000020
【図１９】
2017165395.tif 000021
【図２０】
2017165395.tif 000022
【図２１】
2017165395.tif 000023
【図２２】
2017165395.tif 000024
【外国語明細書】
2017165395000001.pdf