特許 6044140 航空機エンジンの燃料供給装置

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6044140

(24)【登録日】2016年11月25日

(45)【発行日】2016年12月14日

(54)【発明の名称】航空機エンジンの燃料供給装置

(51)【国際特許分類】

   B64D 37/00 20060101AFI20161206BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20161206BHJP

   F02C 7/22 20060101ALI20161206BHJP

   F02C 7/236 20060101ALI20161206BHJP

   F02C 9/28 20060101ALI20161206BHJP

   F02C 9/46 20060101ALI20161206BHJP

【ＦＩ】

   B64D37/00

   F02C7/00 F

   F02C7/22 Z

   F02C7/236

   F02C9/28 A

   F02C9/46

【請求項の数】3

【全頁数】10

(21)【出願番号】特願2012-152587(P2012-152587)

(22)【出願日】2012年7月6日

(65)【公開番号】特開2014-15083(P2014-15083A)

(43)【公開日】2014年1月30日

【審査請求日】2015年5月27日

(73)【特許権者】

【識別番号】000000099

【氏名又は名称】株式会社ＩＨＩ

(74)【代理人】

【識別番号】100083806

【弁理士】

【氏名又は名称】三好 秀和

(74)【代理人】

【識別番号】100100712

【弁理士】

【氏名又は名称】岩▲崎▼ 幸邦

(74)【代理人】

【識別番号】100101247

【弁理士】

【氏名又は名称】高橋 俊一

(74)【代理人】

【識別番号】100095500

【弁理士】

【氏名又は名称】伊藤 正和

(74)【代理人】

【識別番号】100098327

【弁理士】

【氏名又は名称】高松 俊雄

(72)【発明者】

【氏名】森岡 典子

【審査官】 志水 裕司

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許出願公開第２００７／０１３０９１１（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 米国特許第０４０７５８３３（ＵＳ，Ａ）

【文献】 米国特許第０３６２７２３９（ＵＳ，Ａ）

【文献】 米国特許第０４４４１１５６（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特表２０１０−５０６７９５（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２０１０／００４４５１５（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２００３−２２６２９５（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開昭６０−１３５６３０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００９−０６７３８７（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｄ ３７／００ − ３７／３４

Ｆ０２Ｃ １／００ − ９／５８

Ｆ２３Ｒ ３／００ − ７／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

航空機の胴体側でブーストした燃料タンクの燃料を、前記航空機の機体に取り付けたエンジンナセル内のエンジンに、遠心ポンプ及びギアポンプで昇圧して供給する航空機エンジンの燃料供給装置において、
前記遠心ポンプ及び前記ギアポンプが前記胴体側に配置されて、前記燃料タンクの燃料のブーストが前記遠心ポンプによって行われると共に、前記遠心ポンプ及び前記ギアポンプが前記胴体側の電動モータにより回転駆動される、
ことを特徴とする航空機エンジンの燃料供給装置。

【請求項2】

前記燃料タンクと、前記遠心ポンプ、前記ギアポンプ及び前記電動モータの胴体側ユニットとが、複数の前記エンジンに対応して複数組設けられており、各組の前記胴体側ユニットには、前記遠心ポンプによるブースト後の燃料の供給先を他の前記胴体側ユニットの前記ギアポンプとの間で切り替え、又は、前記ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を他の前記胴体側ユニットに対応する前記エンジンとの間で切り替える供給先切替手段がそれぞれ設けられていることを特徴とする請求項１記載の航空機エンジンの燃料供給装置。

【請求項3】

予備の前記胴体側ユニットがさらに少なくとも１組設けられており、該予備の胴体側ユニットは、燃料の供給元を前記各燃料タンクのいずれかに選択的に切り替える供給元切替手段をさらに有していて、前記予備の胴体側ユニットの前記供給先切替手段は、前記ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を、前記各組の前記胴体側ユニットにそれぞれ対応する各エンジンの間で切り替えることを特徴とする請求項２記載の航空機エンジンの燃料供給装置。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、航空機のエンジンに対して燃料を供給する装置に関する。

【背景技術】

【0002】

航空機の推進装置として使用されるガスタービンエンジンにおいては、エンジンの燃料ポンプが機体の燃料タンクから吸引した燃料を昇圧し、さらに、燃料コントロール部が必要な流量、圧力に調整して、エンジンに燃料を供給する。エンジンの燃料ポンプは一般に、燃料コントロール部に高圧の燃料を供給するギアポンプと、ギアポンプ入口の燃料圧力を昇圧する低圧ポンプ（遠心ポンプ）によって構成される。現在の航空機では一般に、エンジンの動力が補機駆動用ギアボックスを介して燃料ポンプに伝達され、この動力によって燃料ポンプが回転される。したがって、燃料ポンプはエンジンの補機としてエンジン外周上に取り付けられる。これらのポンプ類や燃料コントロール部と配管等で、エンジン側の燃料システムが構成されている。

【0003】

一方、燃料タンクは多くの場合、航空機の翼に設けられる。翼からエンジン側の燃料ポンプに必要な圧力で燃料を供給するには、低圧ポンプ（遠心ポンプ）の吸い込み性能の限界から来る供給圧不足を補うための燃料システムが機体側にも必要となる。機体側の燃料システムは、翼の燃料タンクの他に、一般的に胴体に搭載されるブーストポンプとその駆動源である電動モータ、さらに、燃料タンクとブーストポンプを接続する配管等で構成される。

【0004】

ところで、エンジン側の燃料システムでは、燃料ポンプが補機駆動用ギアボックスを介してエンジン軸から入力される動力を駆動源としていることから、エンジンの回転数に依存して燃料ポンプの回転数が変化する。ギアポンプのような定容積型ポンプの場合は、ポンプが吐出する流量がエンジンの回転数によって決まるため、エンジンの燃焼器が必要とする燃料に対して余剰となる燃料が発生する。そこで、専用の電動モータにより燃料ポンプとしてのギアポンプを回転させる提案も行われている（例えば、特許文献１）。ギアポンプを電動モータにより回転させれば、エンジンの回転数に依存せずにギアポンプの回転数をコントロールすることができる。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0005】

【特許文献1】米国特許第７５４０１４１号明細書

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0006】

しかし、上述したように燃料ポンプとしてのギアポンプを専用の電動モータで回転させる場合であっても、ギアポンプ（燃料ポンプ）がエンジン側に設けられることに変わりはない。このため、低圧ポンプ（遠心ポンプ）の吸い込み性能の限界から来る供給圧不足を補う必要性は相変わらず残り、機体（例えば胴体）側にはやはりブーストポンプを設けなければならない。

【0007】

このような背景から、エンジン側のギアポンプ（燃料ポンプ）を電動モータにより回転させる場合でも、機体側のブーストポンプを削減することは困難である。このように、エンジン側と機体側とにそれぞれポンプ（エンジン側の燃料ポンプ、機体側のブーストポンプ）をそれぞれ設けると、航空機の重量が増加して燃費等に影響を与え、また、燃料供給系の構造が複雑化してしまう。

【0008】

本発明の目的は、全体での装置規模を縮減できる航空機エンジンの燃料供給装置を提供することにある。

【課題を解決するための手段】

【0009】

本発明は、上述したエンジン側の燃料システムにおけるギアポンプの駆動源を電動モータとする提案に着目してなされたもので、上記目的を達成するため、請求項１に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置は、
航空機の胴体側でブーストした燃料タンクの燃料を、前記航空機の機体に取り付けたエンジンナセル内のエンジンに、遠心ポンプ及びギアポンプで昇圧して供給する航空機エンジンの燃料供給装置において、
前記遠心ポンプ及び前記ギアポンプが前記胴体側に配置されて、前記燃料タンクの燃料のブーストが前記遠心ポンプによって行われると共に、前記遠心ポンプ及び前記ギアポンプが前記胴体側の電動モータにより回転駆動される、
ことを特徴とする。

【0010】

請求項１に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置によれば、ギアポンプと遠心ポンプを電動モータにより回転駆動させることとしたので、エンジン側の補機駆動用ギアボックスに搭載する必要がなく、胴体側ユニットとして胴体に配置することができる。これにより、遠心ポンプとギアポンプをエンジンによる振動の影響を多く受けるエンジン外周上でなく、振動の影響が少ない胴体に配置することができる。このため、燃料供給装置としての耐久性を高めることができる。加えて、耐震補強部材の削減により機体重量の軽量化も図ることができる。

【0011】

また、エンジンによりギアポンプを回転駆動させるよりも、それらの回転数をエンジンの回転数に依存せずにコントロールすることができ、さらに、燃料供給系の全体構成を簡略化することができる。即ち、従来のように、機体側にブースト系の昇圧手段を、エンジン側に低圧系（遠心ポンプ）及び高圧系（ギアポンプ）の昇圧手段を、それぞれ配置する必要をなくし、昇圧手段の構成を簡略化して装置規模を縮減し、重量の低減と信頼性の向上とを図ることができる。

【0012】

また、請求項２に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置は、請求項１に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置において、前記燃料タンクと、前記遠心ポンプ、前記ギアポンプ及び前記電動モータの胴体側ユニットとが、複数の前記エンジンに対応して複数組設けられており、各組の前記胴体側ユニットには、前記遠心ポンプによるブースト後の燃料の供給先を他の前記胴体側ユニットの前記ギアポンプとの間で切り替え、又は、前記ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を他の前記胴体側ユニットに対応する前記エンジンとの間で切り替える供給先切替手段がそれぞれ設けられていることを特徴とする。

【0013】

請求項２に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置によれば、請求項１に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置において、複数存在する胴体側ユニットの１つが故障した場合や、複数存在するエンジンの１つが故障した場合に、特定の燃料タンクの燃料が集中的に消費されるのを回避する燃料供給経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。

【0014】

さらに、請求項３に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置は、請求項２に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置において、予備の前記胴体側ユニットがさらに少なくとも１組設けられており、該予備の胴体側ユニットは、燃料の供給元を前記各燃料タンクのいずれかに選択的に切り替える供給元切替手段をさらに有していて、前記予備の胴体側ユニットの前記供給先切替手段は、前記ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を、前記各組の前記胴体側ユニットにそれぞれ対応する各エンジンの間で切り替えることを特徴とする。

【0015】

請求項３に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置によれば、請求項２に記載した本発明の航空機エンジンの燃料供給装置において、複数存在する胴体側ユニットの１つが故障した場合に、故障した胴体側ユニットが燃料供給を受けていた燃料タンクの燃料を予備の胴体側ユニットで昇圧して、故障した胴体側ユニットに代わって対応するエンジンに引き続き供給する経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。

【発明の効果】

【0016】

本発明によれば、航空機エンジンの燃料供給装置の全体での装置規模を縮減することができる。

【図面の簡単な説明】

【0017】

【図1】本発明の第１実施形態に係る航空機エンジンの燃料供給装置を示す説明図である。

【図2】本発明の第２実施形態に係る航空機エンジンの燃料供給装置を示す説明図である。

【図3】本発明の第３実施形態に係る航空機エンジンの燃料供給装置を示す説明図である。

【図4】一般的な航空機エンジンの燃料供給装置を示す説明図である。

【発明を実施するための形態】

【0018】

以下、本発明の実施形態について図面を参照しながら説明する。

【0019】

〔第１実施形態〕
図１の説明図に示す第１実施形態の燃料供給装置１（航空機エンジンの燃料供給装置に相当）は、航空機Ａの左右の翼１０ａ，１０ｂにパイロン（図示せず）を介して連結したエンジンナセル２０ａ，２０ｂ内のガスタービンエンジン（以下、「エンジン」と略記する。）２１ａ，２１ｂに燃料を供給するものである。そして、燃料供給装置１は、左右の各エンジン２１ａ，２１ｂに対応する燃料タンク１１ａ，１１ｂと左右の胴体側ユニット３０ａ，３０ｂを有している。

【0020】

左右の燃料タンク１１ａ，１１ｂは、左右の各翼１０ａ，１０ｂにそれぞれ設けられている。左右の各胴体側ユニット３０ａ，３０ｂは、翼１０ａ，１０ｂの付け根に近い胴体３０に設けられた低圧ポンプ３１ａ，３１ｂ、ギアポンプ３２ａ，３２ｂ、及び、電動モータ３３ａ，３３ｂを有している。

【0021】

低圧ポンプ３１ａ，３１ｂ（請求項中の遠心ポンプに相当）及びギアポンプ３２ａ，３２ｂは、電動モータ３３ａ，３３ｂによってそれぞれ回転駆動される。低圧ポンプ３１ａ，３１ｂは、燃料タンク１１ａ，１１ｂの燃料をブーストし、ギアポンプ３２ａ，３２ｂは、ブーストされた燃料を昇圧して対応する左右のエンジン２１ａ，２１ｂにそれぞれ供給する。

【0022】

低圧ポンプ３１ａには、ギアポンプ３２ａへの配管３４ａと共にギアポンプ３２ｂへの配管３５ａが接続されており、低圧ポンプ３１ｂにも、ギアポンプ３２ｂへの配管３４ｂと共にギアポンプ３２ａへの配管３５ｂが接続されている。ギアポンプ３２ａへの配管３４ａ及び配管３５ｂと、ギアポンプ３２ｂへの配管３４ｂ及び配管３５ａは、それぞれ合流している。配管３５ａ，３５ｂにはクロスフィード弁（開閉弁）３６ｂ，３６ａが介設されている。

【0023】

ギアポンプ３２ａ及びエンジン２１ａを接続する配管３７ａと、ギアポンプ３２ｂ及びエンジン２１ｂを接続する配管３７ｂには、遮断弁３８ａ，３８ｂがそれぞれ介設されている。

【0024】

以上のように構成された第１実施形態の燃料供給装置１では、通常時は、クロスフィード弁３６ａ，３６ｂが閉弁され、遮断弁３８ａ，３８ｂが開弁される。そして、燃料タンク１１ａの燃料が低圧ポンプ３１ａでブーストされ、さらに、配管３４ａを介してギアポンプ３２ａに供給された燃料が昇圧されて、左エンジン２１ａに供給される。

【0025】

同様に、燃料タンク１１ｂの燃料が低圧ポンプ３１ｂでブーストされ、さらに、配管３４ｂを介してギアポンプ３２ｂに供給された燃料が昇圧されて、右エンジン２１ｂに供給される。

【0026】

なお、右エンジン２１ｂが故障し左エンジン２１ａのみが稼働される場合は、左翼１０ａの燃料タンク１１ａの燃料だけが消費されて重量バランスが崩れないように、クロスフィード弁３６ａが開弁されて、右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂの燃料も低圧ポンプ３１ｂによるブースト後に配管３５ａを介してギアポンプ３２ａに供給される。

【0027】

同様に、左エンジン２１ａが故障し右エンジン２１ｂのみが稼働される場合は、右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂの燃料だけが消費されて重量バランスが崩れないように、クロスフィード弁３６ｂが開弁されて、左翼１０ａの燃料タンク１１ａの燃料も低圧ポンプ３１ａによるブースト後に配管３５ａを介してギアポンプ３２ｂに供給される。

【0028】

上述した第１実施形態の燃料供給装置１では、配管３５ａ，３４ｂ及びクロスフィード弁（開閉弁）３６ａ，３６ｂが、請求項中の、低圧ポンプによるブースト後の燃料の供給先を他の胴体側ユニットのギアポンプとの間で切り替える供給先切替手段を構成している。

【0029】

〔第２実施形態〕
図２の説明図に示す第２実施形態の燃料供給装置１ａ（航空機エンジンの燃料供給装置に相当）は、第１実施形態の燃料供給装置１の配管３５ａ，３５ｂ及びクロスフィード弁（開閉弁）３６ａ，３６ｂを省略している。

【0030】

その代わりに、第２実施形態の燃料供給装置１ａは、ギアポンプ３２ａ，３２ｂと遮断弁３８ａ，３８ｂとの間で 配管３７ａ，３７ｂどうしを配管３９で接続し、また、遮断弁３８ａ，３８ｂとエンジン２１ａ，２１ｂとの間で配管３７ａ，３７ｂどうしを配管４０で接続している。さらに、配管３９，４０を配管４１で接続し、かつ、配管３９，４１の接続部分にクロスフィード弁（三方弁）４２を設けている。

【0031】

以上のように構成された第２実施形態の燃料供給装置１ａでは、通常時は、クロスフィード弁４２により配管３９，４０，４１が相互に遮断され、遮断弁３８ａ，３８ｂが開弁される。そして、燃料タンク１１ａの燃料が低圧ポンプ３１ａでブーストされ、さらに、配管３４ａを介してギアポンプ３２ａに供給された燃料が昇圧されて、左エンジン２１ａに供給される。

【0032】

同様に、燃料タンク１１ｂの燃料が低圧ポンプ３１ｂでブーストされ、さらに、配管３４ｂを介してギアポンプ３２ｂに供給された燃料が昇圧されて、右エンジン２１ｂに供給される。

【0033】

なお、右エンジン２１ｂが故障し左エンジン２１ａのみが稼働される場合は、左翼１０ａの燃料タンク１１ａの燃料だけが消費されて重量バランスが崩れないように、周期的に、クロスフィード弁４２により配管３９が開弁されると共に、遮断弁３８ｂが閉弁されて、右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂの燃料が低圧ポンプ３１ｂ、ギアポンプ３２ｂ、配管３９及び遮断弁３８ａ（開弁）を介して左エンジン２１ａに供給される。

【0034】

同様に、左エンジン２１ａが故障し右エンジン２１ｂのみが稼働される場合は、右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂの燃料だけが消費されて重量バランスが崩れないように、周期的に、クロスフィード弁４２により配管３９が開弁されると共に、遮断弁３８ａが閉弁されて、左翼１０ａの燃料タンク１１ａの燃料が低圧ポンプ３１ａ、ギアポンプ３２ａ、配管３９及び遮断弁３８ｂ（開弁）を介して右エンジン２１ｂに供給される。

【0035】

また、左の胴体側ユニット３０ａの低圧ポンプ３１ａやギアポンプ３２ａが故障した場合は、クロスフィード弁４２により配管３９の配管３７ｂ側と配管４１が連通されて、右の胴体側ユニット３０ｂでブースト及び昇圧された燃料が、ギアポンプ３２ｂから、右エンジン２１ｂと並行して、配管３９及び遮断弁３８ａ（開弁）を介して左エンジン２１ａにも供給される。

【0036】

同様に、右の胴体側ユニット３０ｂの低圧ポンプ３１ｂやギアポンプ３２ａが故障した場合は、クロスフィード弁４２により配管３９の配管３７ａ側と配管４１が連通されて、左の胴体側ユニット３０ａでブースト及び昇圧された燃料が、ギアポンプ３２ａから、左エンジン２１ａと並行して、配管３９及び遮断弁３８ｂ（開弁）を介して右エンジン２１ｂにも供給される。

【0037】

上述した第２実施形態の燃料供給装置１ａでは、遮断弁３８ａ，３８ｂ、配管３９，４０，４１及びクロスフィード弁（開閉弁）４２が、請求項中の、ギアポンプによる昇圧後の燃料の供給先を他の機体側ユニットに対応するエンジンとの間で切り替える供給先切替手段を構成している。

【0038】

〔第３実施形態〕
図３の説明図に示す第３実施形態の燃料供給装置１ｂ（航空機エンジンの燃料供給装置に相当）は、第２実施形態の燃料供給装置１ａに対して、予備の胴体側ユニット３０ｃを追加している。

【0039】

予備の胴体側ユニット３０ｃは、胴体３０に設けられた低圧ポンプ３１ｃ（請求項中の遠心ポンプに相当）、ギアポンプ３２ｃ、及び、電動モータ３３ｃを有している。ギアポンプ３２ｃは、クロスフィード弁（三方弁）４３により、燃料の供給元を左右の燃料タンク１１ａ，１１ｂのどちらかに切り替えることができる。また、ギアポンプ３２ｃで昇圧した燃料は、クロスフィード弁（三方弁）４４により、配管３７ａ，３７ｂにおける配管３９の接続点と遮断弁３８ａ，３８ｂとの間のどちらかに切り替えることができる。

【0040】

以上のように構成された第３実施形態の燃料供給装置１ｂでは、通常時や左右のどちらか一方のエンジン２１ａ，２１ｂの故障時は、第２実施形態の燃料供給装置１ａと同様にして燃料供給が行われ、予備の胴体側ユニット３０ｃは使用されない。

【0041】

また、左の胴体側ユニット３０ａの低圧ポンプ３１ａやギアポンプ３２ａが故障した場合は、クロスフィード弁４３により左翼１０ａの燃料タンク１１ａが予備の胴体側ユニット３０ｃの低圧ポンプ３１ｃに接続されると共に、クロスフィード弁４４によりギアポンプ３２ｃが配管３７ａに接続される。そして、予備の胴体側ユニット３０ｃでブースト及び昇圧された燃料が、ギアポンプ３２ｃからクロスフィード弁４４、配管３７ａ及び遮断弁３８ａ（開弁）を介して左エンジン２１ａに供給される。

【0042】

同様に、右の胴体側ユニット３０ｂの低圧ポンプ３１ｂやギアポンプ３２ａが故障した場合は、クロスフィード弁４３により右翼１０ｂの燃料タンク１１ｂが予備の胴体側ユニット３０ｃの低圧ポンプ３１ｃに接続されると共に、クロスフィード弁４４によりギアポンプ３２ｃが配管３７ｂに接続される。そして、予備の胴体側ユニット３０ｃでブースト及び昇圧された燃料が、ギアポンプ３２ｃからクロスフィード弁４４、配管３７ｂ及び遮断弁３８ｂ（開弁）を介して右エンジン２１ｂに供給される。

【0043】

以上に説明した第１乃至第３実施形態の燃料供給装置１，１ａ，１ｂでは、ギアポンプ３２ａ，３２ｂを、低圧ポンプ３１ａ，３１ｂと共通の電動モータ３３ａ，３３ｂにより回転駆動させることとしたので、胴体側ユニット３０ａ，３０ｂとして胴体３０に配置することができる。

【0044】

これにより、低圧ポンプ３１ａ，３１ｂとギアポンプ３２ａ，３２ｂを、エンジン２１ａ，２１ｂによる振動の影響を多く受けるエンジン外周上でなく振動の影響が少ない胴体３０に配置することができる。このため、燃料供給装置１，１ａ，１ｂとしての耐久性を高めることができる。加えて、耐震補強部材の削減により機体重量の軽量化も図ることができる。

【0045】

また、エンジン２１ａ，２１ｂによりギアポンプ３２ａ，３２ｂを回転駆動させるよりも、それらの回転数をエンジン２１ａ，２１ｂの回転数に依存せずにコントロールすることができる。

【0046】

さらに、エンジン２１ａ，２１ｂによりギアポンプ３２ａ，３２ｂを回転駆動させるよりも、燃料供給系の全体構成を簡略化することができる。

【0047】

即ち、図４の説明図に示す一般的な燃料供給装置１ｃのように、低圧ポンプ５１ａ，５１ｂとギアポンプ５２ａ，５２ｂをエンジン外周上に設けて、エンジン２１ａ，２１ｂにより補機駆動用ギアボックス５３ａ，５３ｂを介してギアポンプ５２ａ，５２ｂを回転駆動させる場合は、胴体３０側に別途、ブーストポンプ６１ａ，６１ｂとその回転駆動源としての電動モータ６２ａ，６２ｂを設ける必要がある。

【0048】

また、ギアポンプ５２ａ，５２ｂの回転数がエンジン２１ａ，２１ｂの回転数に依存することから、余剰の燃料をギアポンプ５２ａ，５２ｂの手前に還流させる燃料コントロール部（計量部）５４ａ，５４ｂをエンジン外周上に設ける必要がある。さらに、遮断弁５５ａ，５５ｂもエンジン外周上に設ける必要がある。

【0049】

したがって、翼１０ａ，１０ｂや胴体３０側とエンジン外周上との双方に、燃料を昇圧供給する燃料ユニットをそれぞれ設けなければならず、燃料供給装置の全体として大型化、重量化してしまう。また、エンジン外周上の低圧ポンプ５１ａ，５１ｂとは別に、エンジン側への供給圧を確保するため、胴体３０側にブーストポンプ６１ａ，６１ｂが必要となり、ポンプ系の重複も発生してしまう。

【0050】

このような問題を、第１乃至第３実施形態の燃料供給装置１，１ａ，１ｂによれば、いずれも解消することができる。

【0051】

また、第１乃至第３実施形態の燃料供給装置１，１ａ，１ｂによれば、左右のエンジン２１ａ，２１ｂのどちらかが故障した場合に、左右のどちらか一方の燃料タンク１１ａ，１１ｂの燃料が集中的に消費されるのを回避する燃料供給経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。

【0052】

さらに、第２及び第３実施形態の燃料供給装置１ａ，１ｂによれば、左右の胴体側ユニット３０ａ，３０ｂのどちらかが故障した場合にも、左右のどちらか一方の燃料タンク１１ａ，１１ｂの燃料が集中的に消費されるのを回避する燃料供給経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。

【0053】

また、第３実施形態の燃料供給装置１ｂによれば、左右の胴体側ユニット３０ａ，３０ｂのどちらかが故障した場合に、故障した胴体側ユニット３０ａ，３０ｂが燃料供給を受けていた燃料タンク１１ａ，１１ｂの燃料を予備の機体側ユニット３０ｃで昇圧して、故障した胴体側ユニット３０ａ，３０ｂに代わって対応するエンジン２１ａ，２１ｂに引き続き供給する経路を、過度に構成を煩雑化させることなく確保することができる。なお、追加する予備の胴体側ユニット３０ｃは１組でなく複数組であってもよい。

【0054】

上述した第１乃至第３実施形態では、双発機を例に取り、左右の翼１０ａ，１０ｂのエンジン２１ａ，２１ｂに対する燃料供給装置１，１ａ，１ｂについて説明したが、本発明は、尾翼等の翼以外の部分にエンジンを配置した航空機にも適用可能である。その場合、胴体側ユニットの低圧ポンプ、ギアポンプ、電動モータは、尾翼に近い胴体部分に配置してもよい。即ち、胴体側ユニットは、燃料供給対象のエンジンの取付位置に応じてそれに近い胴体部分に配置することができる。

【0055】

また、本発明は、軍用機であるか民間機であるかや、旅客機であるか貨物機であるかに関係なく、推進装置としてのエンジンに燃料を供給する航空機に広く適用可能である。

【符号の説明】

【0056】

１，１ａ，１ｂ，１ｃ 燃料供給装置
１０ａ 左翼
１０ｂ 右翼
１１ａ，１１ｂ 燃料タンク
２０ａ，２０ｂ エンジンナセル
２１ａ 左エンジン
２１ｂ 右エンジン
３０ 胴体
３０ａ，３０ｂ，３０ｃ 胴体側ユニット
３１ａ，３１ｂ，３１ｃ，５１ａ，５１ｂ 低圧ポンプ（遠心ポンプ）
３２ａ，３２ｂ，３２ｃ，５２ａ，５２ｂ ギアポンプ
３３ａ，３３ｂ，３３ｃ，６２ａ，６２ｂ 電動モータ
３４ａ，３４ｂ，３５ａ，３５ｂ，３７ａ，３７ｂ，３９，４０，４１ 配管
３６ａ，３６ｂ，４２，４３，４４ クロスフィード弁
３８ａ，３８ｂ，５５ａ，５５ｂ 遮断弁
５３ａ，５３ｂ 補機駆動用ギアボックス
５４ａ，５４ｂ 燃料コントロール部（計量部）
６１ａ，６１ｂ ブーストポンプ
Ａ 航空機

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】