(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
空気から酸素を選択的に除去して酸素濃度が低下した防爆ガスを生成し、これを燃料タンクまたは燃料系統機器に充填する機能を有した防爆ガス発生ユニットと、ガスタービンの形態を有しその発生動力によって空気を圧縮し、これを前記防爆ガス発生ユニットの上流側からフィルタを介して当該防爆ガス発生ユニットに供給する空気供給ユニットと、飛行状況として機体降下を検出する第一の検出手段を設け、この第一の検出手段で得た情報に基づき、機体が本格的に降下運動に入る前から空気供給ユニットの作動の制御を行う制御装置とを有することを特徴とした、航空機用防爆システム。
【請求項２】
飛行状況として燃料タンクの燃料残料を検出する第二の検出手段を設け、この第二の検出手段で得た情報に基づき、機体が本格的に降下運動に入る前から空気供給ユニットの作動の制御を行うことを特徴とした請求項１記載の航空機用防爆システム。
【請求項３】
空気供給ユニットが飛行用エンジンの起動や空調の空気供給のために搭載される補助動力装置であることを特徴とした請求項１または２記載の航空機用防爆システム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機（固定翼機のみならず回転翼機も含む）の防爆システムに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
航空機では飛行中の落雷や機内静電気火花などにより、燃料に着火し火災が発生すると重大な事故に至るという危険がある。そこで、近年航空機の燃料タンク内に空気の窒素濃度を高め酸素濃度を低下させた防爆ガス（窒素富化ガス）を充填し、着火源があっても爆発しない防爆システムが運用され始めている。この空気から防爆ガスを生成するには、酸素分子と窒素分子で吸着係数の異なる吸着剤を用いる方法と、酸素分子と窒素分子で透過係数の異なる選択透過膜を用いる方法がある。また防爆ガスの組成については、酸素濃度を９％以下（空気では約２０％）にすれば爆発に至る可能性が急激に減少するという過去の経験から、９％以下で設定される場合が多い。そして防爆ガスの元になる空気は、メインエンジンからの抽気として得ていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、航空機全般において、着陸降下時は地上の突起物との接触などによる火災発生の危険が高まるのであり、最も防爆システムへの要求が高まるときであるといえる。
【０００４】
ところが、従来のようなものであると航空機に要求される運用によっては、その降下時に防爆機能が失われるという問題が発生する。以下に理由を述べる。
【０００５】
燃料タンク内圧は、タンク内への水分等の混入防止と、タンク内圧によるタンク壁応力の低減のため、外気圧より数ｋＰａ〜１０ｋＰａの高い圧力で追従して保持されるようになっている。
【０００６】
一方、機体が急降下すると外気圧は急上昇する。特に燃料の残量が少なく燃料タンクに空間が大きい場合、外気の圧力上昇に追従して大量の防爆ガスを注入する必要が生じる。ところが。防爆ガスの元になる空気は、メインエンジンからの抽気として得ているため、急激な供給量の増加には対応できない。
【０００７】
その上機体を降下させるため、メインエンジンは出力が絞られた状態になっており、抽気量を増加することがさらに難しくなる。
【０００８】
この結果、急降下時には防爆ガスの供給が追いつかないため、外気をそのまま燃料タンクに注入するという運用もとられており燃料タンク内の酸素濃度が上昇するという状況が生じてしまう。
【０００９】
従って、上述のような防爆システムでは、最も防爆システムへの要求が高まる降下時に、タンク内の酸素濃度が上昇し爆発の危険が高まってしまうということになり、真に役立つシステムとはいえないという課題があった。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
以上のような課題を解決するために、まずメインエンジンと別個にガスタービンを起動させることにより防爆ガスを生成するための圧縮空気の供給を行うという手段をとる。すなわち、空気から酸素を選択的に除去して酸素濃度が低下した防爆ガスを生成し、これを燃料タンクまたは燃料系統機器に充填する機能を有した防爆ガス発生ユニットと、ガスタービンの形態を有しその発生動力によって空気を圧縮し、これを前記防爆ガス発生ユニットの上流側からフィルタを介して当該防爆ガス発生ユニットに供給する空気供給ユニットと、飛行状況に応じて機体が本格的に降下運動に入る前から前記空気供給ユニットの作動を制御する制御装置とを有することを特徴とした。これによってメインエンジンの出力が絞られているときにもガスタービンを用いて十分な防爆ガスを供給することが可能となる。
【００１１】
また、飛行が手動操縦の場合は、操縦桿や各種操縦機器の動きを第一の検出手段で検知し機体が降下姿勢にはいる前からガスタービンの起動を開始させるような、また、飛行が自動操縦の場合は第一の検出手段で得た航行情報に基づき降下が開始される前にガスタービンの起動を開始させるような航空機用防爆システムを設けるという手段をとることが有効である。これによって機体が降下し燃料タンク外の気圧が上がるために、燃料タンク内の気圧を上昇させなければならなくなる直前から必要量の防爆ガスを燃料タンクに供給することができる。これによって防爆ガスの供給の時間的遅れを極力減らすためことが可能となる。
【００１２】
さらに、燃料タンクの燃料残量を第二の検出手段により検知し、ガスタービンの制御を行うような航空機用防爆システムを設けるという手段も有効である。これによって燃料タンク内の残量から、燃料タンク内の空間の体積を割り出し自動的に燃料タンク内に防爆ガスを供給することが可能となる。
【００１３】
またガスタービンは、従来から飛行用エンジンの起動や空調の空気供給の為に航空機に搭載されている補助動力装置(Auxiliary  Power  Unit)を利用することが効率的である。これによって機体装備品を増加させずに、必要量の防爆ガスを得ることができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の一実施形態を、図１を参照して説明する。
【００１５】
本システムは空気供給ユニット部とその部分の制御部、防爆ガス供給ユニット部、燃料タンク部からなる。
【００１６】
空気供給ユニット部は、空気取り入れ部分たるメインエンジン２、補助動力装置１１と分割流量制御バルブ３、切替バルブ１３、逆止弁５、１４、フィルタ６からなる。補助動力装置１１はガスタービンの形態を有するものである。そして、メインエンジン２と分割流量制御バルブ３と逆止弁５とフィルタ６とはダクトによって連通され、また補助動力装置１１と切替バルブ１３と逆止弁１４とフィルタ６も同様にダクトによって連通されているという構造を有している。
【００１７】
次に空気供給ユニットの制御部分は、操縦桿ポジションセンサ１５、フライトコントロールコンピュータ１６、燃料タンク９に設けられた残燃料検知センサ１８、防爆システム制御装置１７からなる。、それらは空気供給ユニット部に電気的に接続された構造を有している。
【００１８】
即ち、第一の検出手段たる操縦桿ポジションセンサ１５とフライトコントロールコンピュータ１６からの電気信号は、防爆システム制御装置１７に入り、各バルブ類への制御信号とともに、地上でのメインエンジン２の始動やメインエンジン２停止時の空調のための空気供給や電力供給のために設けられた空気供給ユニット部を構成する補助動力装置１１に起動、停止の電気信号の指示を与える。
【００１９】
次に第二の検出手段たる残燃料検知センサ１８からの電気信号も防爆システム制御装置１７に入り、補助動力装置１１に同様の指示を与える。
【００２０】
防爆ガス供給ユニット部は、選択透過膜７と、この選択透過膜７を装備した分離容器８からなり、それらはダクトで連通されている。
【００２１】
そして燃料タンク部は燃料タンク９とそれに設けられたイグジットバルブ１０からなる。
【００２２】
これらのユニット相互の関係をまず概観する。機外の空気は空気供給ユニットの制御部分からの信号が空気供給ユニット部に伝わることにより機内に取り入れられて圧縮空気となり、防爆ガス供給ユニット部を経て防爆ガスとなり燃料タンク部に供給される。そして過剰の防爆ガスはイグジットバルブ１０から排出されるという過程をたどる。
【００２３】
次に以上の過程を詳述する。通常航行時においては、機体１のメインエンジン２内で圧縮された空気の一部は抽気として取り出される。抽気は分割流量制御バルブ３で空調装置４に供給される分と防爆ガス供給ユニット部に供給される分に分割される。防爆ガス供給ユニット部に供給される空気は、逆止弁５を通り、フィルタ６で選択透過膜７を汚染する物質等が除去される。以上の過程が空気供給ユニット部で行われる。そしてその清浄化された空気は、防爆ガス供給ユニット部を構成する選択透過膜７を装備した分離容器８に供給される。
【００２４】
選択透過膜７は、窒素ガスに比べ酸素ガスを数倍透過しやすい特性を有しており、この膜に生じるそれぞれの分圧差に透過係数を乗じた量が透過する結果、選択透過膜７を透過した後の酸素濃度は約２０％から３０〜４０％に高められる。一方、選択透過膜７を透過しなかった空気は、窒素濃度が高められる。その結果、酸素濃度は９％以下になり、防爆ガスとして燃料タンク９に供給される。燃料タンク９にはイグジットバルブ１０が装備され、外気圧より数ｋＰａ（１ｐｓｉ）程度以上の圧力になれば、このバルブから燃料タンク９内のガスを噴出させ、タンク内圧を適正圧力に維持する。
【００２５】
以上が通常航行時の過程であるが、つぎに降下時の過程について説明する。
【００２６】
機体が本格的に降下運動に入る前から、操縦桿ポジションセンサ１５とフライトコントロールコンピュータ１６からの電気信号は防爆システム制御装置１７に入り、その防爆システム制御装置１７からの信号により補助動力装置１１が始動する。この補助動力装置１１から供給される空気は、切替バルブ１３を介して、空調装置４と防爆ガス供給ユニット部に供給される。防爆ガス供給ユニット部に供給される空気は、逆止弁１４を通り、フィルタ６手前でメインエンジン２からの抽気と合流する。その後はメインエンジン２からの抽気と同様の過程をたどり防爆ガスが燃料タンク９に供給される。
【００２７】
これよって、たとへ航空機１の降下時でメインエンジン２の出力が絞られた状態であっても、必要量の防爆ガスを供給でき、燃料タンク９内の酸素濃度の上昇を防止することができ、爆発の危険性を低下させることができるという効果が生じることとなる。
【００２８】
また航行状況に関わらず、燃料タンク９の残燃料の減少により燃料タンク９内の空間が広がってきた場合には、燃料タンク９に取り付けた残燃料検知センサ１８からの電気信号は防爆システム制御装置１７にはいり、ここで判断された結果、各バルブ類への制御信号とともに、補助動力装置１１にも起動、停止信号の指示が与えられる。この結果常に燃料タンク９内の防爆ガスの圧力を必要な一定圧に保つことができることになる。
【００２９】
その他、各部の具体的構成は、上記実施形態に限られるものではなく、選択透過膜を用いたタイプでなく吸着方式による防爆ガス生成タイプなど本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変形が可能である。
【００３０】
【発明の効果】
本発明は、メインエンジンとは別個のガスタービンを防爆システムの空気供給ユニットとして用いることによって、機体降下時などのメインエンジンの出力が絞られているときにも防爆ガス発生ユニットに十分な空気を供給することができるという効果が生じる。
【００３１】
また、飛行が手動操縦の場合は、機体降下を検出するために設けられた操縦桿や各種操縦機器の動きを検知するセンサから得た情報に基づき機体が降下する前から空気供給ユニットたるガスタービンの起動、停止等の制御を行うため、防爆ガス供給の時間的遅れを極力減らすことができるという効果が生じる。また、飛行が自動操縦の場合には航行情報から機体の降下を予知して機体が降下する前からガスタービンの制御を行い同様の効果を得ることができる。
【００３２】
さらに、燃料タンクの残量を検出するセンサを設け、このセンサからの情報にもとずいて燃料タンク内の空間の体積を把握しガスタービンの起動、停止等の制御を行うことによって、防爆ガス供給を自動的に行うことができるという効果も生じる。
【００３３】
また、新たな空気供給ユニットとして用いるガスタービンは、従来から航空機に搭載されている補助動力装置であるため、航空機に新たな機器を追加する必要もなく防爆ガスを得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本実施形態の概略的な構成図。
【符号の説明】
１・・・航空機
９・・・燃料タンク
１１・・・補助動力装置
１５・・・操縦桿ポジションセンサ
１６・・・フライトコントロールコンピュータ
１７・・・防爆システム制御装置
１８・・・残燃料検知センサ
【図１】
0004277437.tif 000002