Fire protection wall of aircraft, pylon, and aircraft

本発明は、航空機のエンジンを翼に取り付けるパイロンに取り付けられる防火壁に関する。

航空機のターボファン式のエンジンは、翼に対し、パイロン・ストラットと称される構造部材を介して取り付けられている（例えば、特許文献１）。

図５に示すように、パイロン・ストラット１は、翼２の下面に、飛行方向の前方ｘに向けて延びるように設けられている。 エンジン４は、パイロン・ストラット１の下面に、前部のファン部４ａが前部エンジンマウント５により取り付けられ、後部のコア部４ｂが後部エンジンマウント６により取り付けられている。 エンジン４は筒状のナセル７に覆われており、このナセル７は開閉構造を有し、左右に開くことで、内部に収容されるエンジン４やその補機類の保守、点検を可能にしている。 パイロン・ストラット１は、エンジン４を懸架するのに加えて、燃料供給配管、電気的配線類が航空機の本体からエンジン４までの通過する経路としての役割を果たす。

航空機の安全性の向上のために、エンジンと航空機の本体間を、防火ゾーンにより分離することはよく知られている。 一般に、防火ゾーンはエンジン４とパイロン・ストラット１の間の隔壁である防火壁により区画される。 パイロン・ストラット１は、通常、内部に補剛材が設けられた箱型構造を有しているので、その外壁が防火壁の一部として機能することもあるし、また、パイロン・ストラット１に別体の防火壁を固定することもある。 したがって、例えば電気的配線がパイロン・ストラット１を通過することもあり、この場合でも起こり得る火炎のあらゆる延焼を当該防火壁が防ぐことが望まれる。

特許文献２は、パイロン・ストラットが機能する防火壁に雌型コネクタが固定される電気コネクタ・アセンブリについて、エンジンとパイロン・ストラットの連結箇所のかさばり容積や重量の大幅な増加なしに、パイロン・ストラットへのエンジンの可逆的な固定ならびに防火機能を確保する提案を行っている。 特許文献２は、コネクタ・アセンブリの雄型コネクタ及び雌型コネクタに耐火シーラントからなる防火コアを設けることで、火炎がコネクタ・アセンブリを通過するのを防止している。

耐火シーラントは、特許文献２のコネクタ・アセンブリに限らず、必要に応じて空孔が形成される防火壁を火炎が通過しないように、空孔を埋めるのに有効である。
例えば、上述のように、ナセルを開いて内部を容易に保守・点検するためには、防火壁となる部分を着脱可能とする必要があり、当該防火壁の接続部をファスナで固定している。 この場合、当然、ファスナを貫通する孔が必要になる。 このファスナ孔を火炎が通過しないようにするためには、ファスナの貫通孔を含めた接続部に耐火シーラントを施工すればよい。 ところが、耐火シーラントは、塗布してから乾燥、硬化するまでに長時間要する場合があり、整備に費やす時間が浪費される。
本発明は、このような課題に基づいてなされたもので、着脱するための接続部分に耐火シーラントを用いることなく、火炎が当該貫通孔を通過することを防止できる防火壁、パイロンおよび航空機を提供することを目的とする。

かかる目的のもと、本発明の防火壁は、航空機のエンジンの周囲に配置されるものである。
この防火壁は、エンジンの周囲の部材に固定される第１部材と、第１部材にファスナにより着脱可能に接続される第２部材と、第１部材と第２部材の接続部に対応して、防火ゾーンの内側に設けられる防火チャンバと、を備えることを特徴としている。
本発明の防火壁は、ファスナ孔が存在しうる第１部材と第２部材の接続部に対応して、防火ゾーンの内側に防火チャンバを設けるので、仮に防火ゾーンの中で火炎が生じたとしても、火炎が接続部に到達するのを防ぐことができる。

本発明における防火チャンバは、少なくとも２つの形態を含む。
１つ目は、防火チャンバの内部に火炎が進入しないように、閉じた系をなしている形態である。 この形態によれば、防火チャンバ内に火炎が進入することができないので、接続部に火炎が到達する可能性がない。
２つ目は、防火チャンバに、外部に連通する通路を備える形態である。 この形態でも、通路が、接続部からずれた方向を向いていれば、接続部に火炎が到達するのを防止することができる。

本発明は、エンジンを支持するパイロン・ストラットと、パイロン・ストラットに固定される防火壁と、エンジンを覆い、開閉可能に設けられるナセルと、ナセルに取り付けられる耐火シールと、を備える航空機のパイロン、または、このパイロンを備える航空機において、防火壁を、パイロン・ストラットに固定される第１部材と、第１部材にファスナにより着脱可能に接続され、ナセルが閉じていると、耐火シールに接する第２部材と、第１部材と第２部材の接続部に対応して設けられる防火チャンバと、を備えるものにできる。

本発明の防火壁によれば、ファスナ孔が存在しうる第１部材と第２部材の接続部に対応して、防火ゾーンの内側に防火チャンバを設けるので、仮に防火ゾーンの中で火炎が生じたとしても、火炎が接続部に到達するのを防ぐことができる。

本実施形態における防火壁が適用されるパイロン・ストラット及びその周囲を示す図である。

本実施形態の防火壁を示し、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のIIａ−IIａ矢視断面図である。

本実施形態の防火壁の変形例を示し、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のIIIａ−IIIａ矢視断面図である。

本実施形態の防火壁の機能を説明する図である。

航空機の翼及びエンジンを示す側面図である。

以下、この発明に係る防火壁を、パイロン６０に取り付けられる例に基づいて説明する。
図１に示すように、本実施形態のパイロン６０は、ターボファン式のエンジン２０を支持して、航空機の翼１０に取り付けられている。 パイロン６０は、パイロン・ストラット１１及びナセル２３を含んで構成されている。
パイロン・ストラット１１は、翼１０の下面に、飛行方向の前方ｘに向けて延びるように設けられている。 パイロン・ストラット１１は、前後方向に直交する断面における形状が例えば台形で、後方から前方に行くに従いその断面積が漸次縮小している。

エンジン２０は、飛行方向の前方ｘに設けられるファン部２０ａと、ファン部２０ａの後方に設けられるエンジンコア部２０ｂと、を備えている。 ファン部２０ａは、断面円形のシュラウド２１内にファンを内蔵している。 また、エンジンコア部２０ｂは、ファン部２０ａよりも小径な円筒状のハウジング２２内に収容されているとともに、ファンを駆動するための機構を備えている。 なお、以下の説明における前・後は、航空機の飛行方向を基準にして特定されるものとする。

エンジン２０は、パイロン・ストラット１１の下面に、ファン部２０ａが前部エンジンマウント３０により取り付けられ、エンジンコア部２０ｂが後部エンジンマウント４０により取り付けられている。
そして、エンジン２０およびパイロン・ストラット１１は、筒状のナセル２３内に収容されている。 ナセル２３は開閉構造を有しており、左右に開くことで、内部に収容されるエンジン２０の保守、点検作業を可能にしている。

前部エンジンマウント３０は、ボルト等の結合手段により、上面３０ａがパイロン・ストラット１１の下面に固定され、下面３０ｂがエンジン２０のファン部２０ａのシュラウド２１に固定されている。

後部エンジンマウント４０は、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロン・ストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材４２とから形成されている。
ここで、エンジン側マウント部材４１は、ボルト等の結合手段により、その下面４１ａがエンジン２０のエンジンコア部２０ｂのハウジング２２の上面に固定されている。
また、エンジン側マウント部材４１の上部には、補強ロッド４５の一端４５ａが連結されている。 この補強ロッド４５は、他端４５ｂが、エンジン２０のエンジンコア部２０ｂとファン部２０ａとの連結部近傍に連結されている。 これにより、補強ロッド４５は、エンジン２０の前部側の支持を補強する。

図１では、パイロン・ストラット１１とエンジンコア部２０ｂの間に隙間２７が描かれているが、エンジンの補機類、例えばプリクーラ（Pre-Cooler）、エンジン用オイルクーラ等、比較的大型な補機類が搭載されるスペースとして利用される。 このスペースを区画する壁は、スペース下部にエンジンコア部２０ｂが配置されているため、エンジン火災時等に外部へ火炎が漏れ出ないように防火壁として機能する必要がある。
本実施形態のパイロン６０は、パイロン・ストラット１１とナセル２３の間をシールすることで、火炎がナセル２３の外へ噴き出すのを防止する構造を有している。 この構造は、図４に示すように、ナセル２３を閉じたときに、ナセル２３に取り付けられる耐火シール２５を、パイロン・ストラット１１に取り付けられる防火壁５０が押しつぶすことで構成される。 なお、本実施形態では、パイロン・ストラット１１とナセル２３の間の一部に設けられる耐火構造について説明するが、例えば、図１に符号５０で示すように、ナセル２３で覆われるパイロン内部の複数の箇所に設けられる。

防火壁５０は、図２及び図４に示すように、第１部材５１と第２部材５５から構成される。 第１部材５１と第２部材５５は、ファスナＦにより着脱可能に締結される。 ファスナＦの頭部は、図２（ｂ）に示すように、第２部材５５から突出していてもよく、また、第２部材５５から突出しないよう皿状であってもよい。
なお、図４に示される火炎Ａは、パイロン・ストラット１１の下方に設けられるエンジン２０を主な火元とするが、防火壁５０は火炎Ａがナセル２３の外へ漏れ出るのを防ぐ。

第１部材５１は、防火壁５０の第２部材５５をパイロン・ストラット１１に取り付けるための部材として機能する。
第１部材５１は、パイロン・ストラット１１にファスナＦにより締結される接合片５１ａと、第２部材５５にファスナＦにより接合される接合片５１ｂと、接合片５１ａと接合片５１ｂを繋ぐ連結片５１ｃと、を備えており、接合片５１ａ、接合片５１ｂ、及び、連結片５１ｃは、縦断面がＺ字状をなしている。

接合片５１ｂと連結片５１ｃで形成されるコーナ部の内側には、シール片５１ｄ及びシール片５１ｅが設けられている。 シール片５１ｄは接合片５１ｂと所定の間隔を隔てた位置に配置され、一端が連結片５１ｃに接合されている。 また、シール片５１ｅは連結片５１ｃと所定の間隔を隔てた位置に配置され、一端が接合片５１ｂに接合されている。 シール片５１ｄは単純な偏平状の板材からなるが、シール片５１ｅは中心近傍で屈曲した部から先端までがバネとして機能する。 シール片５１ｅの先端もＬ字状に屈曲しており、屈曲により突となった先端５１ｆがシール片５１ｄに接触している。
なお、シール片５１ｅは接合片５１ｂに接合する以外に、シール片５１ｅを下方から支持するための部材を第２部材５５から突出するように設け、接合することもできる。

第１部材５１は、幅方向の両側に一対の側壁５１ｇを備えている。 一対の側壁５１ｇは、各々、接合片５１ａ、接合片５１ｂ、連結片５１ｃ、及び、シール片５１ｄの幅方向の縁面に接合される。 これにより、接合片５１ｂ、連結片５１ｃ、シール片５１ｄ、及び、シール片５１ｅと、一対の側壁５１ｇは、内部が閉じられた系をなす防火チャンバ５２を構成する。 なお、シール片５１ｅには一対の側壁５１ｇは接合されていないので、シール片５１ｅはバネ材として機能する。

第２部材５５は、偏平なパネルの形態をなしており、長手方向の上端近傍が、ファスナＦにより第１部材５１の接合片５１ｂに接合される。 したがって、第２部材５５及び接合片５１ｂのファスナＦにより締結される部分には、当該部の表裏を貫通するファスナ孔ＴＨが形成される。 本実施形態の防火壁５０は、このファスナ孔ＴＨから火炎を外側に漏らさないことに加えて、耐火シール２５と協働して、火炎をナセル２３の外側に漏らさないことを目的としている。 第２部材５５は、保守、点検の際、エンジン２０やその補機類へのアクセスを容易にするために、ファスナＦにより締結を解いて、第１部材５１から取り外しが可能となっている。
なお、シール片５１ｅは、側壁５１ｇの幅方向に延接されており、シール片５１ｅの先端はＬ字状に屈曲しており、屈曲により突となった先端５１ｆが側壁５１ｇに接触している。

図４に示すように、防火壁５０は、第１部材５１がパイロン・ストラット１１にファスナＦにより固定される。
航空機が運行している間はナセル２３が閉じられており（図中、「閉」）、この防火壁５０がナセル２３に取り付けられている耐火シール２５を押しつぶしている。 耐火シール２５は防火壁５０の幅方向に沿って延設されている。 したがって、エンジン２０などの火元から出火したとしても、火炎Ａはナセル２３よりも外側、つまり大気に噴出するのを防止できる。
保守、点検のためにナセル２３が開いているとき（図中、「開」）には、耐火シール２５が防火壁５０から離れるので、ナセル２３と防火壁５０の間のシール構造は解除される。 そして、第２部材５５を第１部材５１から取り外して、保守、点検作業が行なわれる。

以上の構成を備える防火壁５０の作用・効果について説明する。
エンジン２０からの火炎Ａが防火壁５０に向けて延びるものとする（図４）。 防火壁５０は、前述したように、第１部材５１と第２部材５５を繋ぎ合わせている接続部、特にファスナ孔ＴＨから火炎が漏れ出るのを防止できる。 つまり、接続部は、防火チャンバ５２に属しており、シール片５１ｄ，シール片５１ｅに火炎が達したとしても、シール片５１ｄとシール片５１ｅが接しているため、閉じた空間ＣＡに火炎が侵入することはできない。 したがって、当該接続部に火炎が達することもないので、防火壁５０より外側、つまりナセル２３よりも外側に火炎が漏れ出ることはない。

防火壁５０が備える防火チャンバ５２は、シール片５１ｅが、側壁５１ｇには固定されておらず、弾性変形できる。 したがって、防火壁５０が航空機の飛行に伴って振動、衝撃による荷重を受けたとしても、防火チャンバ５２はシール片５１ｅの部が弾性変形することで振動、衝撃を吸収する。 その結果、防火壁５０は、振動、衝撃に対する耐性が高い。

以上説明した防火壁５０は、シール片５１ｅがシール片５１ｄに接触しており、防火チャンバ５２の周囲が閉じられている。 このように防火チャンバ５２が閉じた系をなしていることは、火炎が漏れ出るのを防ぐには最も効果的であるが、本発明はこれに限定されない。
例えば、図３に示す防火チャンバ５３であっても、第１部材５１と第２部材５５の接続部へ火炎が到達するのを十分に阻止できる。 つまり、シール片５４がシール片５１ｄに接触することなく離れているためにシール片５４とシール片５１ｄの間に隙間Ｇがある。 しかし、この隙間Ｇは火炎の通路になり得るが、隙間Ｇは、図中、上下方向に沿って形成されており、ここを仮に火炎が通ったとしても接合片５１ｂに達することはできても、第１部材５１と第２部材５５の接続部に達するのは極めて困難である。 しかも、隙間Ｇが小さいことを考慮すれば、火炎が接続部に達することは想定できない。
以上のように、防火チャンバ５３は、火炎の通路になり得る隙間Ｇを備えていても、その通路の延長線上からずれて接続部が存在する。 このように隙間Ｇに基づく通路が接続部からずれた方向Ｄを向いていることで、火炎が外側に漏れ出るのを阻止できる。 なお、図３において、図２と同じ要素については同じ符号を付している。

以上、本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明はこれに限定されない。
防火壁５０は、パイロン・ストラット１１の下方に位置するものであるが、航空機のエンジンの周りであって、接続部からの火炎の侵入が危惧されるいかなる位置にも適用することができる。
また、防火チャンバ５２，５３は外観が直方体をなしているが、他の形態、例えば円筒、多角柱などであっても、閉じた系にするか、または、火炎の通路があったとしてもその方向が、接続部からずれた方向にむければ、火炎が外側に漏れ出るのを阻止できる。
これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

１ パイロン・ストラット２ 翼４ エンジン４ａ ファン部４ｂ コア部５ 前部エンジンマウント６ 後部エンジンマウント２０ａ ファン部２０ｂ エンジンコア部２１ シュラウド２２ ハウジング２７ 隙間３０ａ 上面３０ｂ 下面４１ａ 下面４５ａ 一端４５ｂ 他端ｘ 前方