(57)【要約】  本発明は、可動プレート(１８)の外面(１８Ａ)と内面との間の流体連通のための手段(２３)により制御される可動プレート(１８)を備える装置(１)に関し、前記手段が、前記外面(１８Ａ)の限定下流領域(２４)の少なくとも近くに配置され、航空機が巡航速度で飛行中には高圧下にあり、前記高圧を前記内面の延長領域(２６)に伝達することが可能である。【選択図】    図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
外気流(Ｆ)を取り込む吸気孔(１２)を有する少なくとも１つの通気管路(１１)と、前記管路(１１)と関連する制御可能である可動プレート(１８)と前記制御可能な可動プレート(１８)を制御するための手段とを有する閉塞手段とを備え、前記航空機の換気されるべき領域(１０)へ最小の空気流量を向かわせることが可能である最小断面積と、最大の空気流量を前記領域(１０)へ向かわせることが可能である最大断面積との間で前記通気管路(１１)の断面積を可動プレートが可変にし、前記プレート(１８)が、前記外気流(Ｆ)に曝される外側部(１８Ａ)と前記通気管路(１１)に向けられる内側部(１８Ｂ)とを備え、前記プレート(１８)の上流端部(１８Ｄ)は、前記吸気孔(１２)の上流縁部(１２Ａ)の付近で前記管路(１１)に接続し、前記プレート(１８)の下流端部(１８Ｃ)は前記通気管路(１１)の断面で移動するよう自由である、航空機用の吸気装置であって、
前記航空機が巡航飛行の際は、前記吸気孔(１２)の下流縁部(１２Ｂ)が、前記外側部(１８Ａ)の限定下流領域(２４)に高圧を生じさせることが可能であることと、
前記制御手段が、可動プレート(１８)の前記外側部(１８Ａ)と内側部(１８Ｂ)との間に流体連通手段を備え、この流体連通手段が前記外側部(１８Ａ)の前記限定下流領域(２４)の少なくとも近くに配置されており、前記高圧を前記内側部(１８Ｂ)の延長領域(２６)に伝達することが可能であることと、
を特徴とする装置。
【請求項２】
前記流体連通手段が、少なくとも１つの通路をプレート(１８)の前記外側部(１８Ａ)と前記内側部(１８Ｂ)との間に配置されることを特徴とする、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記流体連通手段の各通路が、前記可動プレート(１８)に設けられた開口部(２３)を備えることを特徴とする、請求項２に記載の装置。
【請求項４】
前記通気管路(１１)が、対向する下方壁部(１４)と上方壁部(１５)と２つの対向する側壁(１６)とを備え、
前記流体連通手段の各通路が、前記通気管路(１１)の側壁(１６)の１つに配置されるくぼみ(２３Ｂ)を備えることを特徴とする、請求項２に記載の装置。
【請求項５】
前記通気管路(１１)が、対向する下方壁部(１４)と上方壁部(１５)と２つの対向する側壁(１６)とを備え、
前記流体連通手段の各通路が、前記通気管路(１１)の側壁(１６)の１つと、前記可動プレート(１８)の対向する側縁部(１８Ｅ)との間に形成される隙間(２３Ｃ)であることを特徴とする、請求項２に記載の装置。
【請求項６】
前記通気管路(１１)が、対向している少なくとも１つの下方壁部(１４)および１つの上方壁部(１５)により囲まれており、
前記可動プレート(１８)により覆われる空洞部(１７)が、前記通気管路(１１)の下方壁部(１４)の前記延長領域(２６)に沿って配置されていることを特徴とする、請求項１から５のいずれかに記載の装置。
【請求項７】
前記通気管路(１１)が、前記最大断面積に対応する前記プレート(１８)の位置を示すことを可能にする少なくとも１つの下側台部(２０)と、前記最小断面積に対応する前記プレート(１８)の位置を示すことを可能にする少なくとも１つの上側台部(２１)とを備えることを特徴とする、請求項１から６のいずれかに記載の装置。
【請求項８】
前記プレート(１８)が、通気管路(１１)の下側台部(２０)に自発当接する弾性ブレードにより形成されることを特徴とする、請求項７に記載の装置。
【請求項９】
前記流体連通手段が、前記プレート(１８)に配置される複数の通路(２３)を備え、これらの通路(２３)が、前記通気管路(１１)の前記断面に対して実質的に平行である少なくとも１つの線上に配置されることを特徴とする、請求項１から８のいずれかに記載の装置。
【請求項１０】
前記通気管路(１１)が長方形の断面を有することと、前記プレート(１８)の幅が、前記管路(１１)の前記断面に少なくとも概ね対応することを特徴とする、請求項１から９のいずれかに記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、吸気孔を有する通気管路を備える航空機用の吸気装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
この種の吸気装置は、材料の不具合または周囲の事故の危険性を回避するために継続的な換気が必要とされる、熱に弱い材料および／または引火性または爆発性のような危険な環境を含む包囲された領域において、空気の入れ替え目的で航空分野において広く使用されていることが公知である。
【０００３】
これはより詳細には、航空機ターボジェットの格納器とブロワおよびコンプレッサの外側ケースとの間の環状の包囲領域に設けられる多数の機械および／または電気装置に関する。このような装置、たとえばＦＡＤＥＣ(全自動デジタル制御)、アクセサリギアボックス、エンジンオイルタンク、流体部品等の一般に外側ケースの周囲に固定されており、そのため包囲領域内に位置する装置は、通気孔を通り装置内に入って格納器に設けられる管路を通り、管路出口で包囲領域内に広がる外気により換気される。これらの装置ならびにこの領域から拡散するオイル蒸気等は、空気管を通り拡散する新鮮な外気により換気され、その良好な作動を確実にする。
【０００４】
対応する包囲領域内で換気が行われるべきおおよその時間を規定する有効な規制に従うために、装置の通気管路は、十分な量の空気を管路内で循環させ、その出口で装置の包囲領域内の空気が入れ替えられて換気が行われるために、予め定められた断面積を有する。
【０００５】
しかし、所定の断面積の空気管に入る外気の量は具体的には航空機の速度に関連するパラメータおよびその高度によるため、装置を冷却し蒸気が放出されるように最適な換気を行うことは難しい。
【０００６】
実際に、装置の所定の断面の管路内の吸気孔を通って上流から入り下流から出る外気は、航空機の地上走行時または離陸時、または待機時でも、つまり低速および低高度にある時は、正常に換気を行うのに十分であるのに対して、航空機が最大の速度および高度で巡航飛行の際には、装置の管路から換気されるべき領域へ出る空気流量は大きすぎてしまう。このような飛行段階では、装置の管路を通り包囲領域内を循環する空気は必要とされる量の二倍の量が入れ替えられてしまうことが測定により観察されている。また、包囲領域に入る空気により抵抗が生じ、航空機の速度低下が起こり、その結果前記エンジンの燃料消費が増加してしまう。
【０００７】
このような短所を克服するため、文献ＷＯ２００６／０６７２９６およびＷＯ２００６／０６７２９９は、前記通気管路に関連する制御可能である可動部材と前記航空機の操縦士により自発的に作動される、または有利には自動的に作動される前記可動部材を制御するための手段とを有する閉塞手段を備える吸気装置を記載している。後者の場合では、前記制御手段は、空気により前記航空機に加わる全体の圧力を受けるとともに、前記制御可能可動部材に接続されている容量可変タンク(シリンダ／ピストン、ブラダ、ベローズ等のアセンブリ)を備える。しかし、圧力は局所的に安定的ではないため、このようなシステムは最適ではない。さらに、このような制御手段はその環境に対して重量が大きく、振動または不均衡現象が生じる傾向にあり、アセンブリに補強が必要となることにより前記吸気装置は著しく重くなってしまう。現在、航空機の燃料消費を抑えるため、より軽量のシステムを設計することが求められている。
【０００８】
したがって、このような短所を克服するために、文献ＦＲ０７／０２９５６は、前記通気管路と関連する制御可能である弾性ブレードと、前記通気管路に対して横方向に配置される空気力学的外形により形成され、前記弾性ブレードの端部に固定され、管路を横断する外気流の作用の元で支持強度を生じさせることが可能である弾性ブレード制御手段とを有する閉塞手段とを備える吸気装置を開示している。しかし、主に高速の空気流および外形部に加わる高い圧力の結果として、弾性ブレードとの固定部の高さをも含めて外形構造に微小のクラックが生じる可能性があり、これは前記装置の寿命および効率を著しく減少させてしまうことになり得る。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】国際公開２００６−０６７２９６号公報
【特許文献２】国際公開２００６−０６７２９９号公報
【特許文献３】フランス特許出願０７／０２９５６号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明の目的は、このような短所を克服することであり、本発明は、ターボジェットに関連して先に述べたような包囲領域の、また航空機の軽量領域またはベリーフェアリング、または一般に空気の入れ替えが所望される航空機における概ね閉鎖されているとともに熱に対して弱い領域において最適の換気を行い得る設計の吸気装置に関する。
【００１１】
このため、本発明によれば、航空機用の吸気装置は、外気流を取り込む吸気孔を有する少なくとも１つの通気管路と、前記管路と関連する制御可能である可動プレートと前記制御可能な可動プレートを制御するための手段とを有する閉塞手段とを備え、前記航空機の換気されるべき領域へ最小の空気流量を向かわせることが可能である最小断面積と、最大の空気流量を前記領域へ向かわせることが可能である最大断面積との間で可動プレートが前記管路の断面積を可変にし、前記プレートが、前記空気流にさらされる外側部と、前記管路に向けられる内側部とを備え、前記プレートの上流端部は、前記吸気孔の上流縁部の付近で前記管路に接続し、前記プレートの下流端部は前記管路の断面を移動するよう自由である装置であって、以下を特徴とする。
−  前記航空機が巡航飛行の際は、前記吸気孔の下流縁部が前記外側部の限定される下流領域に高圧を生じさせることが可能であり、
−  前記制御手段が、可動プレートの前記外側部と内側部との間に流体連通手段を備え、これが前記外側部の前記の限定下流領域の少なくとも近くに配置されており、前記高圧を前記内側部の延長領域に伝達することが可能である。
【００１２】
実際に、前記プレートの外側部が、航空機の巡航飛行時(すなわち高速および高高度)には、吸気孔の下流縁部(すなわち先端)の付近に高圧の限定的な下流領域があり、より低い圧力の上流領域が前記孔の上流縁部の付近にあるようにすることが可能であることを出願人は発見した。その一方で、航空機が離陸、待機または地上走行段階(すなわち低速および低高度)にある際には、限定下流領域の圧力は大きく減少し、上流領域では実質的に上昇する。
【００１３】
したがって本発明によれば、航空機の巡航飛行中は、プレートの内側部の延長領域の圧力を高圧の限定下流領域の圧力に少なくとも部分的に流体連通手段が調整を可能にし、これによりプレートが移動され、前記管路の断面が部分的に閉塞されることになる。反対に、離陸、待機または地上走行段階では、限定下流領域(これにより延長領域も)の高さでの低い圧力は、前記プレートを移動させない。また、特に離陸段階では、可動プレートの外側部の上流領域の高い圧力は、前記プレートの位置を前記管路の断面の開放部が最大である位置に維持するのに役立つ。
【００１４】
その際、自動閉塞手段が吸気孔の高さでの圧力(したがって航空機の速度および高度)によって、前記管路の断面積を変更し、航空機の飛行状況に応じて包囲領域に入る空気流量を変更し、したがって装置を最適に換気することが可能である。
【００１５】
たとえば、航空機の巡航飛行(高速および高高度)では、前記管路の断面積は有利にかつ自動的に縮小され、これにより装置を合理的に換気し、包囲領域に吸収された空気による格納器全体に対する抗力を抑える。反対に、航空機が地上走行中の時、または離陸段階(低速度および低高度)にある場合には、管路の断面は前記閉塞手段の可動プレートを除去することにより自動的に最大に開放され、その際最大量の空気を管路内で循環させ、包囲領域にある装置を適切に換気する。
【００１６】
さらに、本発明によれば、吸気装置により取り込まれる空気の量は、各飛行状況に適合され、換気による航空機性能の不利な条件を最小限に抑える。
【００１７】
また、前記流体連通手段は好適には、１つまたはそれ以上の通路をプレートの前記外側部と前記内側部との間に備え、これにより延長領域の圧力を航空機の巡航飛行時における限定下流領域の圧力に部分的に調整することを可能にする。このような通路はたとえば、可動プレートに直接設けられる開口部(円形開口部、くぼみ)、管路の側壁に設けられるくぼみ、管路の側壁と可動プレートの側縁部との間の隙間、またはこれらの組み合わせであることも可能である。
【００１８】
さらに、前記通気管路が少なくとも１つの下方壁部および１つの上方壁部により囲まれるため、前記可動プレートに覆われる空洞部が有利には前記通気管路の下方壁部に、前記拡張領域に沿って設けられることが可能である。
【００１９】
好適には、前記通気管路は、前記最大断面積に対応する前記プレートの位置を示すことが可能である少なくとも１つの下側台部と、前記最小断面積に対応する前記プレートの位置を示すことが可能である少なくとも１つの上側台部とを備えることが可能である。このような下側および上側の台部は、前記管路の断面のそれぞれ最大および最小開放位置でプレートを安定させ、振動を制限することを可能にする。
【００２０】
また、前記プレートは、通気管路の下側台部に自然に当たる、たとえば膨張する弾性ブレードにより形成されることが可能である。
【００２１】
前記流体連通手段が、前記プレートに設けられる(たとえば円形の開口部の)複数の通路を備える場合は、この通路は前記通気管路の断面に対して実質的に平行である少なくとも１つの線上に配置されることが可能である。このような通路の１つは、さらに有利には、前記弾性ブレードが自然に台部に当たりこれにより前記管路の断面の最大開放位置で安定させる際に、前記通気管路の前記下側台部により閉塞されることが可能である。
【００２２】
また、前記通気管路は長方形の断面を有することができ、前記プレートの幅は前記管路の前記断面の幅に少なくとも概ね対応することが可能である。
【００２３】
添付の図面にて本発明の実施形態がより詳しく説明される。図中、同一の符号は同一の部材を示している。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明に係る吸気装置が設けられているターボジェット格納器の概略的な部分斜視図である。
【図２】図１の格納器の概略的な部分断面図である。
【図３】換気される別の装置を備える前記ターボジェット格納器の図２のII−II線に沿った正面断面図である。
【図４】本発明に係る図１の吸気装置の例示的な実施形態の概略的な斜視図である。
【図５】図４の吸気装置の長手方向の部分断面図である。
【図６】図５の吸気装置の通路の１つの実施形態を示している。
【図７】図５の吸気装置の通路の別の実施形態を示している。
【図８】図５の矢印IVに沿った図であり、本発明に係る装置のさらに別の実施形態を示している。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
図１および図２に示される本発明による吸気装置１は、航空機(図示せず)に搭載されるエンジンの格納器２内に設けられている。
【００２６】
図１から図３に概略的に示されている通り、格納器は通常、エンジンに空気を供給するための吸気用前部分３と、エンジンのブロワ６およびコンプレッサの外側ケース５を囲む中間部分４と、燃焼室およびタービンを囲む後部分７とを備え、後部分７からノズル８の外側ケースおよびそのコーンが突出している。
【００２７】
異なる装置または機械および／または電気装置９が、ブロワ６およびコンプレッサの外側ケース５に、すなわち格納器２とエンジンの外側ケース５との間の環状の包囲領域１０に配置される。図２はその領域１０に設けられるいくつかの装置９、すなわちＦＡＤＥＣ９Ａと、アクセサリギアボックス９Ｂと、エンジンオイルタンク９Ｃとを象徴的に示している。
【００２８】
装置９を適切な温度範囲に維持し良好な作動を可能にするために、このような包囲された領域１０の空気の入れ替えは、格納器２の下流部分の上部に配置される吸気装置１により行われ、そのために、吸気装置１は格納器２の前部分の構造壁部に設けられ、外気を包囲領域１０に連通させる通気管路１１を備えている。このために、管路１１は上流に吸気孔１２を有し、下流に前記領域１０と関連し、格納器２の中間部分４に開口するディフューザ１３を有する。
【００２９】
通気管路１１は、格納器２の前部分の外面に対してわずかに傾斜しており、下流へ向かってエンジンの長手方向軸線Ｘ−Ｘに向けられ、これにより新鮮な外気の吸入および管路１１への供給、および図３の矢印ｆにより示される、続いての環状包囲領域１０の両側での二重出口ディフューザ１３からの接線方向の放出を良好にする。
【００３０】
図４および図５に示される例では、装置１の管路１１の外形はわずかに展開する。すなわち、その接線方向の吸気孔１２の下流で収束するが、ディフューザ１３の方向でわずかに逸れ、その断面は長方形である。管路１１は、下方壁部１４と上方壁部１５と２つの対向する側壁１６とにより囲まれている。
【００３１】
本発明によれば、通気管路１１の断面積は、通気孔１２の高さの局部的な圧力により制御される閉塞手段により調節可能にされており、管路１１内で循環しディフューザ１３へ向かう空気流量を調整することが可能である。
【００３２】
図４および図５に示される実施形態では、長方形の空洞部１７が管路１１の下方壁部１４に設けられている。この空洞部１７は、幅に関しては管路１１の幅に、長さに関しては吸気孔１２の上流縁部１２Ａから管路１１の内側のかなり深くまで延伸する。
【００３３】
管路１１の断面を閉塞するための手段は、その幅が通気管路１１の幅よりわずかに小さい長方形の膨張する弾性ブレード１８を備える。ブレード１８の上流端部１８Ｄは、たとえばねじ１９により、吸気孔１２の上流縁部１２Ａの付近で管路１１の下方壁部１４に固定される。それに対して、ブレード１８の下流端部１８Ｃは自由であり、通気管路１１の内側に位置する。また、弾性ブレード１８は空洞部１７を覆っている。
【００３４】
下側台部２０および上側台部２１が、たとえばねじ２２により空洞部１７の各側壁１６に固定され、これにより２つの下側台部２０は、上側台部２１と同様に、相互に対向する。
【００３５】
航空機の地上走行、離陸または待機時(したがって、低い高度および速度)には、弾性ブレード１８は側壁１６の各下側台部２０に自然に当たる。
【００３６】
図４および図５に示されるように、円形開口部２３のような通路が弾性ブレード１８に設けられる。このような円形の開口部２３は、航空機が巡航飛行して外圧が高くなっている際に吸気孔１２の下流縁部１２Ｂのわずかに上流のブレード１８の外側部１８Ａの限定下流領域２４でブレード１８の２つの幅に調節される。
【００３７】
実際に、格納器２を備える航空機が移動する際には、空気流(図５の矢印Ｆにより示される)が、吸気孔１２を通り通気管路１１に入る。航空機の飛行状況により２つの異なる圧力領域が生じ、これは先に述べた上流領域２５および限定下流領域２４であり、ブレード１８の外側部１８Ａに位置し、それぞれ吸気孔１２の上流縁部１２Ａおよび下流縁部１２Ｂの付近にあり、下流領域２４および上流領域２５の圧力は、航空機の飛行状況に応じて拮抗するよう変化する。
【００３８】
したがって、航空機の巡航飛行時には、限定下流領域２４の高い圧力は、開口部２３により空洞部１７へ伝達され、弾性ブレード１８の内側１８Ｂの延長領域２６に圧力を加える(図５の矢印Ｐにより示される)。圧力Ｐは、弾性ブレード１８をそれ自体の弾性に反して(自発的に載っていた)下側台部２０から離れるよう移動させ、上側台部２１へ接近させる傾向にある。弾性ブレード１８はその際に栓として作用する。
【００３９】
弾性ブレード１８の閉塞方向への変形は、圧力Ｐが高くなればなるほど大きくなることは明らかである。弾性ブレード１８による管路１１の最大の閉塞は、上側台部２１により確定されており、これは弾性ブレード１８を安定させ、振動を抑制するために、弾性ブレード１８の外側部と協働可能である。
【００４０】
したがって、管路１１内の空気流Ｆの通路断面積は、開口部２３の高さにおける圧力により、弾性ブレード１８が下側台部２０に当たっている最大値と上側台部２１により決定される最小値との間で変化することが可能である。
【００４１】
図６に示される実施形態では、弾性ブレード１８の複数の円形開口部２３は(図４および図５)、前記限定下流領域２４の付近で弾性ブレード１８の２つの側縁部の各々に設けられる円形のくぼみ２３Ａにより代替されている。
【００４２】
また、装置１の各上側台部２１(図４および図５)は、弾性ブレード１８が前記上側台部２１に当たっている際にくぼみ２３Ａを塞がないよう相互に十分に離間する２つの上側台部２１により代替されている。
【００４３】
さらに、図７に示される代替実施形態では、前記ブレード１８の外側部１８Ａと内側部１８Ｂとの間の通路を形成するくぼみ２３Ｂが、通気管路１１の各側壁１６に設けられており、これにより円形開口部２３(図５)の代わりとなっている。
【００４４】
図８の代替実施形態では、図５の円形開口部２３は、通気管路１１の側壁１６と側壁１６に対向する前記可動プレート１８の側縁部１８Ｅとの間に画定される隙間２３Ｃにより代替されている。
【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】
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【図８】
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【国際調査報告】
2012505098.tif 000011
2012505098.tif 000012
2012505098.tif 000013
2012505098.tif 000014
2012505098.tif 000015
2012505098.tif 000016