特許 6661369 航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート、航空機のダクト構造、および航空機

(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】6661369

(24)【登録日】2020年2月14日

(45)【発行日】2020年3月11日

(54)【発明の名称】航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート、航空機のダクト構造、および航空機

(51)【国際特許分類】

   B64C 1/00 20060101AFI20200227BHJP

   B64D 13/02 20060101ALI20200227BHJP

   B64D 15/04 20060101ALI20200227BHJP

   F02C 6/08 20060101ALI20200227BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20200227BHJP

【ＦＩ】

   B64C1/00 A

   B64D13/02

   B64D15/04

   F02C6/08

   F02C7/00 B

【請求項の数】14

【全頁数】21

(21)【出願番号】特願2015-253773(P2015-253773)

(22)【出願日】2015年12月25日

(65)【公開番号】特開2017-114401(P2017-114401A)

(43)【公開日】2017年6月29日

【審査請求日】2018年12月21日

(73)【特許権者】

【識別番号】508208007

【氏名又は名称】三菱航空機株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】100100077

【弁理士】

【氏名又は名称】大場 充

(74)【代理人】

【識別番号】100136010

【弁理士】

【氏名又は名称】堀川 美夕紀

(74)【代理人】

【識別番号】100130030

【弁理士】

【氏名又は名称】大竹 夕香子

(74)【代理人】

【識別番号】100203046

【弁理士】

【氏名又は名称】山下 聖子

(72)【発明者】

【氏名】原 伸英

(72)【発明者】

【氏名】鈴田 忠彦

(72)【発明者】

【氏名】工藤 秀行

(72)【発明者】

【氏名】小田 拓央

(72)【発明者】

【氏名】梅本 俊行

【審査官】 長谷井 雅昭

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許出願公開第２０１５／０２６７８４６（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 実開昭５９−００８１９８（ＪＰ，Ｕ）

【文献】 特開２００３−１７６９２３（ＪＰ，Ａ）

【文献】 国際公開第２０１３／１０８７９６（ＷＯ，Ａ１）

【文献】 実開昭６０−１４９５８５（ＪＰ，Ｕ）

【文献】 実開昭５８−１５３７８５（ＪＰ，Ｕ）

【文献】 特開平０８−１８３５９０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 実開昭５１−１３０１５３（ＪＰ，Ｕ）

【文献】 実開昭５９−０６２６００（ＪＰ，Ｕ）

【文献】 韓国公開特許第１０−２０１５−００１９６５８（ＫＲ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｃ １／００

Ｂ６４Ｄ １３／０２

Ｂ６４Ｄ １５／０４

Ｆ０２Ｃ ６／０８

Ｆ０２Ｃ ７／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

航空機の構造部材を貫通し、前記構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられたフランジと、前記フランジが締結される前記構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、
前記挟入シートにおける複数の位置に与えられる締結部材がそれぞれ挿入される挿入孔の近傍に配置される第１部分と、
前記第１部分同士の間で延在する第２部分と、を一体に備え、
前記第１部分は、締結の荷重を受け持ち、
前記第２部分は、前記第１部分よりも熱伝導率が低い、
ことを特徴とする航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項2】

前記第１部分は、円筒形に形成され、その内周部が前記挿入孔の内壁をなしている、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項3】

前記第２部分は、空隙を含んで構成されている、
ことを特徴とする請求項１または２に記載の航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項4】

前記第２部分は、フェルトからシート状に形成されている、
ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項5】

前記第１部分および前記第２部分よりも内周側で前記フランジの全周に亘り連続しており、前記フランジおよび前記構造部材に密着されるシール部を備える、
ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項6】

航空機の構造部材を貫通し、前記構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられたフランジと、前記フランジが締結される前記構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、
前記挟入シートにおける複数の位置に与えられる締結部材がそれぞれ挿入される挿入孔の近傍に配置され、締結の荷重を受け持つ第１部分と、
前記挿入孔よりも内周側で前記フランジの全周に亘り連続しており、前記フランジおよび前記構造部材に密着されるシール部と、を備え、
前記第１部分は、前記シール部の外周縁から径方向外側へと突出しており、
前記第１部分同士の間は、空隙である、
ことを特徴とする航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項7】

航空機の構造部材を貫通し、前記構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられたフランジと、前記フランジが締結される前記構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、
前記挟入シートにおける複数の位置に与えられる締結部材がそれぞれ挿入される挿入孔の周囲に配置され、締結の荷重を受け持つ中実部材と、
断面多角形状のセルの集合からなり、前記中実部材同士の間で延在するハニカム構造と、を含んで構成されている、
ことを特徴とする航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項8】

航空機の構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられて前記ダクトを前記構造部材に保持する保持部と、前記保持部が締結される前記構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、
前記挟入シートにおける１以上の位置に与えられる締結部材が挿入される挿入孔の近傍に配置される第１部分と、
前記第１部分の周囲に配置される第２部分と、を一体に備え、
前記第１部分は、締結の荷重を受け持ち、
前記第２部分は、前記第１部分よりも熱伝導率が低い、
ことを特徴とする航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項9】

航空機の構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられて前記ダクトを航空機の構造部材に保持する保持部と、前記保持部が締結される前記構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、
前記挟入シートにおける１以上の位置に与えられる締結部材が挿入される挿入孔の周囲に配置され、締結の荷重を受け持つ中実部材と、
断面多角形状のセルの集合からなり、前記中実部材の周囲に配置されるハニカム構造と、を含んで構成されている、
ことを特徴とする航空機の高温ダクトと構造部材との挟入シート。

【請求項10】

航空機の構造部材を貫通し、前記構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトと、
前記ダクトに用いられる請求項１から９のいずれか一項に記載の挟入シートと、を備え、
前記ダクトは、
前記ダクトの外周部から前記構造部材に向けて延在して前記構造部材に締結される締結部を備え、
前記締結部は、
前記構造部材において前記締結部が締結される先端部と、
前記先端部から前記ダクトの軸方向に離れた位置で前記ダクトの前記外周部に連なる基端部と、を有する、
ことを特徴とする航空機のダクト構造。

【請求項11】

航空機の構造部材を貫通し、前記構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトと、
前記ダクトに用いられる請求項１から９のいずれか一項に記載の挟入シートと、を備え、
前記ダクトは、
前記構造部材に締結されるフランジと、
前記ダクトの内周部よりも内側で、前記流体の流れ方向において前記フランジの上流側と下流側とに亘り延在する環状の壁体と、を備え、
前記壁体は、
前記フランジよりも上流側で前記内周部に連なる上流部と、
前記フランジよりも下流側で前記内周部に連なる下流部と、を有し、
前記壁体と前記内周部との間には、密閉された間隙が存在する、
ことを特徴とする航空機のダクト構造。

【請求項12】

航空機の構造部材を貫通し、前記構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトと、
前記ダクトに用いられる請求項１から９のいずれか一項に記載の挟入シートと、を備え、
前記ダクトは、
前記構造部材に締結されるフランジと、
前記流体の流れ方向において前記フランジの上流側と下流側とに亘り延在する環状の壁体と、を備え、
前記壁体は、
前記フランジよりも上流側および下流側の一方における前記ダクトの内周部に片持ち支持され、
前記フランジよりも上流側および下流側の他方において前記ダクトに包囲されることなく開放されている、
ことを特徴とする航空機のダクト構造。

【請求項13】

請求項１から９のいずれか一項に記載の挟入シートと、
前記構造部材と、
前記ダクトと、を備える、
ことを特徴とする航空機。

【請求項14】

請求項１０から１２のいずれか一項に記載のダクト構造と、
前記構造部材と、を備える、
ことを特徴とする航空機。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、抽気等の高温流体が流れるダクトと航空機の構造部材との締結部に用いられるシート、高温流体が流れる航空機のダクト、および航空機に関する。

【背景技術】

【0002】

航空機のエンジンや補助動力装置からの抽気は、機体に配設された抽気ダクトを流れて空調装置や防氷装置等に供給される（特許文献１）。
抽気ダクトは、所定の経路を取り回され、経路の途上に位置する隔壁等の構造部材を貫通している。抽気ダクトが構造部材を貫通する箇所では、抽気ダクトに備えられたフランジと、抽気ダクトが通される構造部材の孔の周縁部とがリベット等により締結される。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0003】

【特許文献1】特開２０１２−０４６１５１号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

抽気ダクトのフランジと構造部材とが締結される箇所では、ダクト内を流れる高温の抽気の熱がフランジから構造部材へと伝導する。
本発明は、ダクトから構造部材への熱伝導を抑制することにより、構造部材の温度を許容温度以下に維持することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0005】

本発明は、航空機の構造部材を貫通し、構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられたフランジと、フランジが締結される構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、挟入シートにおける複数の位置に与えられる締結部材がそれぞれ挿入される挿入孔の近傍に配置される第１部分と、第１部分同士の間で延在する第２部分と、を一体に備える。
第１部分は、締結の荷重を受け持ち、第２部分は、第１部分よりも熱伝導率が低い。

【0006】

本発明によれば、締結の荷重を受け持つために剛性が必要な第１部分を締結部材が挿入される挿入孔の近傍に配置し、それ以外の第２部分を第１部分よりも熱伝導率の低い材料から形成することにより、挟入シート全体としての熱伝導率を下げてダクトのフランジと構造部材との間に十分な熱抵抗を与えることが可能となる。

【0007】

本発明の第１部分は、円筒形に形成され、その内周部が挿入孔の内壁をなしていることが好ましい。
本発明の挟入シートの第２部分は、空隙を含んで構成されていることが好ましい。

【0008】

本発明の挟入シートの第２部分は、フェルトからシート状に形成されていることが好ましい。

【0009】

本発明において、第２部分の空隙が樹脂等により塞がれていることにより、フランジと構造部材との間が封止されていると、気密が要求される締結箇所にも本発明の挟入シートを用いることができる。

【0010】

本発明の挟入シートは、フランジの全周に亘り連続しており、第１部分よりも内周側でフランジおよび構造部材に密着される第３部分を備えることが好ましい。この挟入シートを気密が要求される締結箇所にも用いることができる。

【0011】

本発明は、航空機の構造部材を貫通し、構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられたフランジと、フランジが締結される構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、挟入シートにおける複数の位置に与えられる締結部材がそれぞれ挿入される挿入孔の周囲に配置され、締結の荷重を受け持つ中実部材と、断面多角形状のセルの集合からなり、中実部材同士の間で延在するハニカム構造と、を含んで構成されていることを特徴とする。

【0012】

本発明によれば、ハニカム構造により、締結の荷重に耐える剛性を確保しつつ中空部を得ることができるので、中空部により熱伝導率を下げてフランジと構造部材との間に十分な熱抵抗を与えることが可能となる。

【0013】

本発明の挟入シートは、第１部分および第２部分よりも内周側でフランジの全周に亘り連続し、フランジおよび構造部材に密着されるシール部を備えることが好ましい。
本発明によれば、シール部により、挟入シートに封止機能を与えることができる。

【0014】

また、本発明は、航空機の構造部材を貫通し、構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられたフランジと、フランジが締結される構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、挟入シートにおける複数の位置に与えられる締結部材がそれぞれ挿入される挿入孔の近傍に配置され、締結の荷重を受け持つ第１部分と、挿入孔よりも内周側でフランジの全周に亘り連続しており、フランジおよび構造部材に密着されるシール部と、を備え、第１部分は、シール部の外周縁から径方向外側へと突出しており、第１部分同士の間は、空隙であることを特徴とする。
本発明の挟入シートは、締結の荷重を受け持つ第１部分と、挿入孔よりも内周側でフランジおよび構造部材に密着する環状のシール部とから構成されており、シール部よりも外周側では、フランジと構造部材との間に、第１部分同士の間を含む空隙が存在する。
本発明によれば、第１部分により締結の荷重を受け持ち、第１部分同士の間を延在するシール部によりフランジと構造部材との間を封止しつつ、フランジおよび構造部材の間に存在する空隙により、フランジと構造部材との間に十分な熱抵抗を与えることが可能となる。

【0015】

本発明は、航空機の構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられてダクトを構造部材に保持する保持部と、保持部が締結される構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、挟入シートにおける１以上の位置に与えられる締結部材が挿入される挿入孔の近傍に配置される第１部分と、第１部分の周囲に配置される第２部分と、を一体に備え、第１部分は、締結の荷重を受け持ち、第２部分は、第１部分よりも熱伝導率が低いことを特徴とする。

【0016】

本発明は、航空機の構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトに備えられてダクトを構造部材に保持する保持部と、保持部が締結される構造部材との間に挟み込まれる挟入シートであって、挟入シートにおける１以上の位置に与えられる締結部材が挿入される挿入孔の周囲に配置され、締結の荷重を受け持つ中実部材と、断面多角形状のセルの集合からなり、中実部材の周囲に配置されるハニカム構造と、を含んで構成されていることを特徴とする。

【0017】

本発明のダクト構造は、航空機の構造部材を貫通し、構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトと、ダクトに用いられる上述の挟入シートと、を備え、ダクトは、ダクトの外周部から構造部材に向けて延在して構造部材に締結される締結部を備え、締結部は、構造部材において締結部が締結される先端部と、先端部からダクトの軸方向に離れた位置でダクトの外周部に連なる基端部と、を有することを特徴とする。

【0018】

本発明によれば、ダクトに備えられた締結部により、フランジと比べて長い熱伝導経路を得ることができるので、構造部材への熱伝導を十分に抑制することができる。

【0019】

本発明のダクト構造は、航空機の構造部材を貫通し、構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトと、ダクトに用いられる上述の挟入シートと、を備え、ダクトは、構造部材に締結されるフランジと、ダクトの内周部よりも内側で、流体の流れ方向においてフランジの上流側と下流側とに亘り延在する環状の壁体と、を備え、壁体は、フランジよりも上流側で内周部に連なる上流部と、フランジよりも下流側で内周部に連なる下流部と、を有し、壁体と内周部との間には、密閉された間隙が存在することを特徴とする。

【0020】

本発明によれば、壁体とダクトの内周部との間の間隙が断熱層として働くことにより、ダクトを流れる高温流体の熱が壁体およびダクトの外壁を通ってフランジに到達するので、ダクトと構造部材との間に十分な熱抵抗を与えることができる。

【0021】

本発明のダクト構造は、航空機の構造部材を貫通し、構造部材の許容温度よりも高温の流体が内側を流れるダクトと、ダクトに用いられる上述の挟入シートと、を備え、ダクトは、構造部材に締結されるフランジと、流体の流れ方向においてフランジの上流側と下流側とに亘り延在する環状の壁体と、を備え、壁体は、フランジよりも上流側および下流側の一方におけるダクトの内周部に片持ち支持され、フランジよりも上流側および下流側の他方においてダクトの外部に開放されていることを特徴とする。

【0022】

本発明によれば、ダクトを流れる高温流体の熱が壁体およびダクトの外壁を通ってフランジに到達するので、ダクトと構造部材との間に十分な熱抵抗を与えることができる。

【0023】

本発明の航空機は、上述した挟入シートと、構造部材と、ダクトと、を備えることを特徴とする。

【0024】

本発明の航空機は、上述したダクト構造と、構造部材と、を備えることを特徴とする。

【発明の効果】

【0025】

本発明によれば、ダクトから構造部材への熱伝導を抑制することにより、構造部材の温度を許容温度以下に維持することができる。

【図面の簡単な説明】

【0026】

【図1】第１実施形態に係る航空機の後胴後部を模式的に示す縦断面図である。

【図2】図１に示す隔壁を抽気ダクトが貫通する箇所（IIで示す部分）を示す拡大図である。

【図3】隔壁と抽気ダクトのフランジとの締結に用いられる挟入シートを示す平面図である。

【図4】図３のIV線で破断して展開した断面図である。

【図5】圧力隔壁と抽気ダクトのフランジとの締結に用いられる挟入シートを示す平面図である。

【図6】図６のVII線で破断して展開した断面図である。

【図7】図１に示す圧力隔壁を抽気ダクトが貫通する箇所（VIIで示す部分）を示す拡大図である。

【図8】（ａ）および（ｂ）は、挟入シートの他の変形例を示す図である。

【図9】（ａ）〜（ｃ）は、挟入シートの他の変形例を示す図である。

【図10】第２実施形態に係る抽気ダクトを示す縦断面図である。

【図11】第３実施形態に係る抽気ダクトを示す縦断面図である。

【図12】第４実施形態に係る抽気ダクトを示す縦断面図である。

【図13】本発明の変形例に係る挟入シートを示す模式図である。

【発明を実施するための形態】

【0027】

以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について説明する。
〔第１実施形態〕
図１に示す航空機１の胴体２は、機首側に位置する図示しない前胴と、尾翼側に位置する後胴３とを備えている。後胴３には垂直尾翼４が設けられている。
航空機１の機体は、胴体２や垂直尾翼４の他に、図示しない主翼および水平尾翼を備えている。機体を構成する構造部材は、アルミニウム合金等や繊維強化樹脂等の比強度が大きい材料から形成されている。

【0028】

後胴３の内側には、圧力隔壁５が設けられている。圧力隔壁５は、それよりも前方に位置するキャビン、カーゴ、フライトデッキ等の与圧区画Ａ１と、それよりも後方の非与圧区画Ａ２とを区画している。
後胴３の後部は、後端に向かうにつれて次第に細くなるように形成されており、後胴３の後端にはテールコーン６が設けられている。テールコーン６の内側には、主として駐機中に航空機１の動力源として用いる補助動力装置９（ＡＰＵ；Auxiliary Power Unit）が収容されている。
後胴３内の非与圧区画Ａ２と、テールコーン６内のＡＰＵ室Ａ３とは、隔壁７によって隔てられている。非与圧区画Ａ２には、種々の装備品１９（１つだけ示す）が配置されている。

【0029】

補助動力装置９から取り出される高温高圧の抽気は、抽気ダクト１０を通じて、圧力隔壁５よりも前方に設置された図示しない空調装置や防氷装置等へと供給される。抽気ダクト１０は、隔壁７および圧力隔壁５を貫通し、前方へと取り回される。
抽気ダクト１０の他にも、隔壁７や圧力隔壁５を貫通する他のダクトや電線等の部材が存在するが、それらの図示は省略する。

【0030】

まず、図２を参照し、抽気ダクト１０が隔壁７を貫通する箇所について説明する。
隔壁７は、隔壁パネル７１と、隔壁パネル７１を補強する複数の図示しないリブとを備えている。
隔壁パネル７１には、厚み方向に貫通する貫通孔７０が形成されている。貫通孔７０に抽気ダクト１０が通される。
隔壁パネル７１は、アルミニウム合金等の金属材料から形成されている。あるいは、炭素繊維等を強化繊維として含む繊維強化樹脂から形成することも許容される。隔壁パネル７１の厚みは、例えば数ｍｍである。

【0031】

抽気ダクト１０は、円筒状のダクト本体１１と、ダクト本体１１の外周部１１Ａから径方向外側に突出し、隔壁パネル７１に締結されるフランジ１２を備えている。フランジ１２は円環状に形成されている。
ダクト本体１１およびフランジ１２は、ステンレス鋼等の金属材料から形成されている。
ダクト本体１１の外周部は、フェルト等の図示しない断熱材により覆われている。

【0032】

抽気ダクト１０は、図２に示すように、複数の配管が連結されることで構成されている。連結される配管の各々のダクト本体１１の端部に備えられているフランジ１２，１２同士は、突き当てられてリベット１３により締結されている。

【0033】

ダクト本体１１の径に対して、貫通孔７０の孔径は少し大きく設定されている。ダクト本体１１の外周部１１Ａと貫通孔７０の内周縁との間には隙間があいている。

【0034】

互いに突き当てられたフランジ１２，１２は、隔壁パネル７１の円形状の貫通孔７０の周囲７０Ａに、周方向の複数の位置でリベット１３により締結されている。リベット１３は、突き当てられたフランジ１２，１２と隔壁パネル７１とを貫通している。
フランジ１２の端面と隔壁パネル７１の表面との間には、挟入シート２０が挟み込まれている。

【0035】

以下、気密が要求されない締結箇所に好ましく用いることができる挟入シート２０について説明する。
挟入シート２０は、図３に示すように、円環状に形成されている。挟入シート２０には、リベット１３（図２）がそれぞれ挿入される複数の挿入孔２０１が形成されている。
挟入シート２０は、例えば、１ｍｍ〜数ｍｍの厚みに形成することができる。

【0036】

抽気ダクト１０の内側には、隔壁パネル７１の許容温度よりも高温の抽気が流れている。その抽気の熱が抽気ダクト１０の周壁からフランジ１２へと伝導し、フランジ１２から挟入シート２０へと伝導する。さらに挟入シート２０およびリベット１３を介して隔壁パネル７１に熱伝導することにより、隔壁パネル７１の許容温度を超えてしまうことを未然に防ぐ必要がある。
隔壁パネル７１への局所的な熱の集中を避けるため、隔壁パネル７１の板厚を増して熱容量を大きくすることは、燃費等の観点より重量に制約のある航空機１では難しい。後述する圧力パネル５１（図５）に関しても同様である。

【0037】

挟入シート２０は、隔壁パネル７１を許容温度以下に維持するために足りる熱抵抗（thermal resistance）をフランジ１２と隔壁パネル７１との間に与える。フランジ１２と隔壁パネル７１との間に大きな熱抵抗を与えて熱伝導を確実に抑制するため、フランジ１２の端面と隔壁パネル７１の表面とが対向している締結領域の全体に亘り、挟入シート２０が配置されることが好ましい。

【0038】

一般に、高温流体が流れるダクトのフランジと部材との間には、ジョイントシート等と称されるシートが配置される。かかるシートは、例えば、フッ素系樹脂材料に無機物の粒子を混入し、圧延および焼成することによって形成されている。そういったシートは、フランジを介して熱伝導した高温流体の熱に耐えることのできる耐熱性を備えている。

【0039】

ところで、グラスウールやウレタンフォーム等をはじめとする種々の断熱材により、フランジ１２から隔壁パネル７１への熱伝導を抑制することができるが、そういった柔軟な素材により、フランジ１２と隔壁パネル７１との間に安定した締付圧力を得ることは難しい。
フランジ１２と隔壁パネル７１との間に配置される挟入シート２０としては、低い熱伝導率もさることながら、締結の荷重を受け持ち、所定の締付圧力で締め付けるための剛性が要求される。加熱下における長期的な応力緩和が小さく、締付圧力が長期に亘り維持されることも必要である。
また、挟入シート２０には、フランジ１２の端面と隔壁パネル７１の表面とのなじみを良くして締結座面を安定させ、締結部材の緩みを防ぐといった、ジョイントシートと同様の役割も要求される。

【0040】

フランジ１２と隔壁パネル７１との間に熱抵抗を与え、かつ、締結の荷重に耐える剛性を確保するため、挟入シート２０は、物性の異なる２種類の部分２１，２２を備えている。
挟入シート２０は、締結の荷重を受け持つ複数の第１部分２１と、それらの第１部分２１の間で延在する第２部分２２とを一体に備え、全体としてシート状に形成されている。

【0041】

第１部分２１は、リベット１３（図２）の軸１３１が挿入される挿入孔２０１の近傍に、挿入孔２０１と同じ数だけ存在している。
第１部分２１は、図４に示すように、挟入シート２０の厚み分の高さの円筒状に形成されており、内側にリベット１３が挿入される。第１部分２１の内周部が挿入孔２０１の内壁をなしている。
本実施形態の第１部分２１は、挿入孔２０１の全周に亘り連続して形成されているが、挿入孔２０１の周方向に間欠的に形成されることも許容される。
締結の荷重を確実に受け持てるように、第１部分２１の内径および外径が適切に設定される。
第１部分２１は、抽気の熱に耐えることのできる耐熱性と、リベット１３による締結の荷重を受け持つことのできる剛性とを備えた適宜な材料から構成することができる。

【0042】

本実施形態の第１部分２１は、ＰＴＦＥ（ポリテトラフルオロエチレン)等のフッ素系樹脂材料にアルミナ粒子等の無機物粒子を混入し、圧延および焼成することで形成されている。例えば、ニチアス社のクリンシル（登録商標）を第１部分２１の素材として用いることができる。加熱下におけるクリープ変形を防ぐため、樹脂材料に無機物粒子を加えている。
抽気の熱への耐熱性、挟入シート２０の重量、および締結座面の安定の観点より、適宜な樹脂材料を主成分として含む材料から第１部分２１を形成することが好ましい。
但し、第１部分２１の一部に金属材料を含むことも許容される。
第１部分２１は、無機系材料の耐熱繊維を用いて形成することもできる。

【0043】

第２部分２２は、複数の第１部分２１を互いに分離しないように繋ぎ留め、挟入シート２０の形状を円環状に保つ役割を有している。
例えば、円環状の第２部分２２に、第１部分２１の外径よりも小さい下孔をあけておき、下孔に第１部分２１を打ち込むことにより、第１部分２１と第２部分とを一体化することができる。
第２部分２２には、各リベット１３による締結の荷重を受け持つための剛性は必要ない。
そのため、第２部分２２は、抽気の熱への耐熱性を備え、かつ、隔壁パネル７１を許容温度以下に維持するために十分な熱抵抗を与えることが可能な低い熱伝導率を有する材料から形成することができる。

【0044】

本実施形態の第２部分２２は、羊毛等の獣毛繊維や合成樹脂の繊維を縮絨させたフェルトから形成されている。フェルト繊維同士の間には空隙が存在している。
第２部分２２は、ガラス繊維をニードリング処理により絡み合わせたグラスフェルトから形成することもできる。グラスフェルトのガラス繊維同士の間にも空隙が存在している。
第２部分２２の熱伝導率は、例えば、0.1Ｗ／(ｍ・Ｋ)以下である。第２部分２２の熱伝導率は、第１部分２１の熱伝導率よりも低い。

【0045】

その他、無機系材料（例えばシリカ）の多孔体を用いて第２部分２２を形成することができる。その多孔体には、多数の微小な空隙が含まれている。第２部分２２には、締結の荷重を受け持つ剛性および締め付けに必要な弾性が要求されない。そのため、例えばシリカゲル等の剛直な素材であっても、それを包み込む保持体により形状が保持されることで複数の第１部分２１を繋ぎ留めており、かつ熱伝導率が第１部分２１よりも低い限りにおいて、第２部分２２に用いることができる。第２部分２２については、熱伝導率が低いことを主眼として、材料を自由に選択可能である。

【0046】

以下、上述の挟入シート２０に代えて、ダクト１０のフランジ１２と隔壁パネル７１との間に挟み入れることができる挟入シート３０について説明する。

【0047】

挟入シート３０は、隔壁パネル７１を許容温度以下に維持するために足りる熱抵抗をフランジ１２と隔壁パネル７１との間に与える。フランジ１２と隔壁パネル７１との間に大きな熱抵抗を与えて熱伝導を確実に抑制するため、フランジ１２の端面と隔壁パネル７１の表面とが対向している締結領域の全体に亘り、挟入シート３０が配置されることが好ましい。

【0048】

フランジ１２と隔壁パネル７１との間に配置される挟入シート３０としては、低い熱伝導率もさることながら、所定の締付圧力で締め付けるための剛性が要求される。
さらに、与圧区画Ａ１内の気密を保持する必要上、フランジ１２と隔壁パネル７１との間の隙間を挟入シート３０により封止することも要求される。

【0049】

十分な熱抵抗を与えつつ、上記の要求を満たすため、挟入シート３０は、図５および図６に示すように、挟入シート３０の表裏両面をそれぞれ形成する２つの面材３１，３２と、それらの面材３１，３２を支持するハニカムコア３３とを備えている。
挟入シート３０は、ハニカムコア３３を厚み方向の両側から面材３１，３２により挟んだハニカムコアサンドイッチパネルとなっている。
挟入シート３０には、リベット１５がそれぞれ挿入される複数の挿入孔３０１が形成されている。

【0050】

ハニカムコア３３は、断面多角形状のセル３３１の集合からなるハニカム構造であり、面材３１，３２と同等の平面寸法に形成されている。
ハニカムコア３３に形成された各セル３３１は空隙を内包している。
ハニカムコア３３および面材３１，３２は、抽気の熱に耐えることのできる耐熱性と、リベット１５による締結の荷重を受け持つことのできる剛性とを備えた適宜な材料から構成することができる。上述の挟入シート２０の第１部分２１に用いられる材料と同じ材料から構成することも可能である。
ハニカムコア３３および面材３１，３２は、同じ材料から形成することもできるし、異なる材料から形成することもできる。

【0051】

ハニカムコア３３および面材３１，３２は、全体として、リベット１５による締結の荷重を受け持つ。
また、ハニカムコア３３のセル３３１内（中空部）に存在する空気により、挟入シート３０の全体の熱伝導率は、ハニカムコア３３および面材３１，３２に用いられる材料の熱伝導率よりも低い。
挟入シート３０の全体の熱伝導率は、例えば、0.1Ｗ／(ｍ・Ｋ)以下である。

【0052】

挟入シート３０は、多数の空隙を含んで構成されているので、一般的なジョイントシートと比べて重量を低減することができる。

【0053】

挟入シート３０によれば、ハニカム構造により、締結の荷重に耐える剛性を確保しつつ中空部を得ているので、一般的なジョイントシートよりも熱伝導率を下げてフランジ１２と隔壁パネル７１との間に十分な熱抵抗を与えることが可能となる。それによって隔壁パネル７１を許容温度以下に維持することができる。

【0054】

締付圧力が高い場合は、剛性を高めるため、第１部分２１と同様の材料から形成された中実部材を挿入孔３０１の周囲に配置することもできる。

【0055】

次に、図７を参照し、抽気ダクト１０が圧力隔壁５を貫通する箇所について説明する。
圧力隔壁５は、圧力パネル５１と、圧力パネル５１を補強する複数の図示しないリブとを備えている。
圧力パネル５１には、厚み方向に貫通し、抽気ダクト１０が通される貫通孔５０が形成されている。圧力パネル５１は、アルミニウム合金等の金属材料から形成されている。貫通孔５０は、抽気ダクト１０の配管外周部の径よりも少し大きい孔径に設定されている。

【0056】

抽気ダクト１０は、ダクト本体１１の外周部１１Ａから径方向外側に突出し、圧力パネル５１に締結される円環状のフランジ１４を備えている。フランジ１４は、ダクト本体１１と同様にステンレス鋼等の金属材料から形成されている。
抽気ダクト１０を構成する配管の各々のダクト本体１１の端部に備えられているフランジ１４，１４同士は、突き当てられてリベット１５により締結されている。

【0057】

互いに突き当てられたフランジ１４，１４は、圧力パネル５１の貫通孔５０の周囲５０Ａに、周方向の複数の位置でリベット１５により締結されている。リベット１５は、突き当てられたフランジ１４，１４と圧力パネル５１とを貫通している。
フランジ１４の端面と圧力パネル５１の表面との間には、挟入シート２７が挟み込まれている。

【0058】

以下、気密が要求される締結箇所に好ましく用いることができる挟入シート２７について説明する。
図７に示す挟入シート２７は、上述した挟入シート２０（図３）の第２部分２２のフェルトに樹脂を含浸させて硬化させたものである。樹脂によって第２部分２２のガラス繊維の隙間が塞がれるので、挟入シート２７には封止機能が与えられている。
なお、この挟入シート２７をフランジ１２と隔壁パネル７１との締結箇所に用いることもできる。

【0059】

本実施形態によれば、挟入シート２０（または３０）および挟入シート２７により、抽気の熱に耐える耐熱性と、締結の荷重に見合う剛性とを備えつつ、締結箇所を通じた熱伝導を十分に抑制することができる。そのため、いずれも航空機１の一次構造部材である圧力隔壁５と隔壁７とをそれぞれに許容される温度以下に収めることができる。

【0060】

本実施形態の挟入シート２０（または３０），２７は、いずれも多数の空隙を含んで構成されていることにより、抽気ダクト１０のフランジ１２，１４から構造部材への熱伝導を十分に抑制することができる。
かかる熱対策は、構造部材の板厚を変える必要がないので、航空機１の重量の制約の観点より意義が大きい。

【0061】

図８（ａ）は、挟入シート２０（図３）の構成に加えて、環状の領域である第３部分２３を備える挟入シート４０を示す。
挟入シート４０は、上述した挟入シート２０に備えられた第１部分２１および第２部分２２と、第１部分２１および第２部分２２よりも内周側でフランジの全周に亘り連続しており、フランジおよび構造部材に密着される第３部分２３（シール部）とを一体に備えている。挟入シート４０は、第３部分２３により、封止機能を具備している。
第３部分２３は、第１部分２１と同様のフッ素系樹脂材料から形成することができる。上述したクリンシルを第３部分２３にも用いることができる。
第１部分２１と第２部分２２とは、上述したように、第２部分２２にあけた下孔に第１部分２１を打ち込むことにより、一体化することができる。それと同様に、第２部分２２の内径を第３部分２３の外径よりも小さくしておき、第２部分の内側に第３部分２３を打ち込むことにより、第２部分２２と第３部分２３とを一体化することができる。

【0062】

挟入シート４０をフランジ１４と圧力パネル５１との間（図７）に介装すると、抽気ダクト１０のフランジ１４と圧力パネル５１との間に、第３部分２３がフランジ１４および圧力パネル５１に密着する。そのため、第３部分２３によってフランジ１４と圧力パネル５１との間が封止される。

【0063】

また、図８（ｂ）に示す例のように、環状のシール部４０１と、シール部４０１の外周部に連なる複数の第１部分２１とから、封止機能を有する挟入シート４５を構成することもできる。
各第１部分２１は、図７に示すフランジ１４と圧力パネル５１とを締結するリベット１５がそれぞれ挿入される挿入孔２０１の近傍に配置される。
シール部４０１は、挿入孔２０１よりも内周側でフランジ１４の全周に亘り連続しており、フランジ１４および圧力パネル５１に密着される。シール部４０１により第１部分２１同士が繋ぎ留められるとともに、フランジ１４と圧力パネル５１との間が封止される。
第１部分２１はそれぞれ、シール部４０１の外周縁から径方向外側へと突出している。
図８（ｂ）に示す挟入シート４５がフランジ１４と圧力パネル５１との間に配置されると、シール部４０１よりも外周側では、フランジ１４と圧力パネル５１との間に、第１部分２１同士の間を含む空隙が形成される。
挟入シート４５によれば、第１部分２１により締結の荷重を受け持ち、第１部分２１同士の間を延在するシール部４０１によりフランジ１４と圧力パネル５１との間を封止しつつ、フランジ１４および圧力パネル５１の間に存在する空隙により、フランジ１４と圧力パネル５１との間に十分な熱抵抗を与えることが可能となる。

【0064】

第１実施形態において、リベット１３，１５のそれぞれに代えて、ボルトおよびナットを用いることにより、抽気ダクト１０のフランジ１２，１４を構造部材に着脱可能に締結することもできる。
そうすると、整備の際にボルトおよびナットを緩め、挟入シート２０，３０を容易に交換することができる。
整備の観点からは、図９（ａ）あるいは図９（ｂ）に示すように挟入シート２０がＣ字状に形成されているか、あるいは、図９（ｃ）に示すように、周方向において２以上に分割されていることが好ましい。挟入シート３０も同様である。
それに加えて、第１部分２１の内周側を欠損させ、その欠損箇所に連なる切欠２４が挟入シート２０の内周側に形成されている。
したがって、フランジ１２，１４と構造部材とを締結するボルトを取り外す必要なく、ボルトを緩めるだけで、挟入シート２０を径方向に抜き取ったり、当該隙間に径方向から差し込むことを容易に行うことができる。
なお、切欠２４が形成されていないとしても、挟入シート２０がＣ字状に形成されていたり、周方向において２以上に分割されていると、抽気ダクト１０を構成する配管の一部を取り外す必要がなく、単にボルトを取り外せばよいので、挟入シート２０の交換の便宜に寄与できる。

【0065】

図９（ａ）に示すように、Ｃ字状の挟入シート２０の両端２０５同士がシートの厚み方向に重なっていて、フランジ１２，１４の全周に亘り挟入シート２０が連続していることが好ましい。そうすると、フランジ１２，１４の全周に亘り均一な締付圧力が加えられる。
但し、図９（ｂ）に示すように、挟入シート２０が周方向の一部で少し欠損していることも許容される。
図９（ｃ）に示す２つの部品２０Ａ，２０Ｂは、隣り合う端部同士が重なっており、重なる領域２０２には、同じリベット１３が挿入される挿入孔２０１が形成されている。

【0066】

以上で説明した挟入シート２０等は、隔壁７や圧力隔壁５以外の構造部材、例えば、リブやストリンガ、フレームといった構造部材を抽気ダクト１０が貫通している箇所にも用いることができる。

【0067】

〔第２実施形態〕
次に、図１０（ａ）を参照し、本発明の第２実施形態について説明する。
第２実施形態は、構造部材に締結される抽気ダクト１０の締結部５００の構成に主な特徴を有する。

【0068】

抽気ダクト１０は、第１実施形態と同様に、航空機１の構造部材８を貫通しており、ダクト本体１１に備えられた締結部５００にて、リベット１５により構造部材８に締結されている。構造部材８は、例えば、隔壁７のパネル７１または圧力隔壁５のパネル５１である。

【0069】

第２実施形態の締結部５００は、リベット１５により構造部材８の締結領域８１に締結される箇所から抽気ダクト１０の径方向および軸方向（抽気の流れ方向）に離れた位置で、ダクト本体１１の外周部１１Ａから締結領域８１に向けて延在している。
締結部５００は、抽気ダクト１０の全周に亘り設けられている。
締結部５００は、外周部１１Ａに連なる基端部５０１から、締結領域８１に締結される先端部５０２に向かうにつれて次第に拡径するように形成されている。先端部５０２は、フランジ状に形成されている。

【0070】

締結部５００は、外周部１１Ａから径方向に沿って突出する典型的なフランジ１２（図２）と比べて、外周部１１Ａから締結領域８１までの熱伝導の経路（矢印で示す）が長いことにより、抽気ダクト１０と構造部材８との間に十分な熱抵抗を与えることができる。

【0071】

長い熱伝導経路を形成する締結部５００を備えることに加えて、第１実施形態の挟入シート２０，２７等を先端部５０２と締結領域８１との間に配置することにより、より十分な熱抵抗を抽気ダクト１０と構造部材８との間に与えることができる。以降の実施形態においても同様である。

【0072】

本実施形態の締結部５００は、滑らかに湾曲しつつ延在している。そのため、平面的に形成される場合と比べて熱伝導の経路が長く確保されるとともに、放熱面積が広く確保されている。
基端部５０１から先端部５０２までの熱伝導経路は、径方向よりも軸方向において長く確保されている。基端部５０１から先端部５０２までの径方向の距離は、フランジ１２（図２）の内端１２Ａから外端１２Ｂまでの距離と大きくは変わらないように設定されている。

【0073】

締結部５００は、必ずしも湾曲している必要はなく、直線区間の組み合わせにより構成することもできる。

【0074】

本実施形態において、図１０（ｂ）に示すように、締結部５００の表面から突出する複数のフィン５０３を形成すると、フィン５０３により、締結部５００を伝導する熱の放熱が図られるので好ましい。フィン５０３は、フランジとして、締結部５００の全周に亘り形成されていても良い。

【0075】

本実施形態によれば、フランジと比べて長い熱伝導経路を形成する締結部５００により、構造部材８への熱伝導を十分に抑制することができる。そのため、構造部材８の板厚を増すことなく、構造部材８の温度を許容される温度以下に収めることができる。

【0076】

〔第３実施形態〕
次に、図１１を参照し、本発明の第３実施形態について説明する。
第３実施形態の抽気ダクト１０は、第１実施形態と同様に、抽気ダクト１０に備えられたフランジ１４にて、リベット１５により構造部材８に締結されている。
第３実施形態の抽気ダクト１０は、ダクト本体１１の内周部１１Ｂに沿って、フランジ１４の上流側と下流側とに亘り延在する環状の壁体６０を備えている。壁体６０は、抽気ダクト１０の全周に亘り設けられている。

【0077】

壁体６０は、フランジ１４よりも上流側で内周部１１Ｂに連なる上流部６１と、フランジ１４よりも下流側で内周部１１Ｂに連なる下流部６２とを有している。上流部６１および下流部６２はそれぞれ溶接等により内周部１１Ｂに締結されており、壁体６０と内周部１１Ｂとの間には、密閉された間隙６３が形成されている。
抽気がスムーズに流れるように、上流部６１および下流部６２のいずれも内周部１１Ｂに滑らかに連続していることが好ましい。抽気の流路断面積は、壁体６０よりも上流側から下流側にかけて徐々に変化している。

【0078】

間隙６３が空気による断熱層として働くことにより、抽気ダクト１０内の抽気の熱は、熱伝導の経路を矢印で示すように、端部６１Ａ及び端部６２Ａからダクト本体１１の外壁を通ってフランジ１４へと到達する。
外壁１１０の外周部１１Ａに、図１０（ｂ）に示すフィン５０３と同様のフィンを設けると、そのフィンによって放熱が図られるので好ましい。

【0079】

本実施形態によれば、断熱層として働く間隙６３により抽気の熱が端部６１Ａ及び端部６２Ａからフランジ１４までストロークを長くして伝導するので、抽気ダクト１０と構造部材８との間に十分な熱抵抗を与えることができる。そのため、構造部材８の板厚を増すことなく、構造部材８の温度を許容される温度以下に収めることができる。
また、構造部材８の締結領域８１とフランジ１４との取り合いの寸法を変更することなく、抽気ダクト１０の内部の変更のみによって構造部材８の昇温に対処することができる。

【0080】

本実施形態の間隙６３内を減圧させることにより、間隙６３による断熱性能を高めることができる。
また、間隙６３内に適宜な断熱材を配置することも許容される。

【0081】

本実施形態において、抽気ダクト１０を流れる抽気が間隙６３へと漏れていないかどうかを感温センサにより検知し、漏れている場合には警報を発生すると好ましい。感温センサは、例えば、内周部１１Ｂに溶接された壁体６０の上流部６１の端部６１Ａおよび下流部６２の端部６２Ａに設けることができる。

【0082】

〔第４実施形態〕
次に、図１２を参照し、本発明の第４実施形態について説明する。
以下、第３実施形態と相違する事項を中心に説明する。
第４実施形態において、抽気ダクト１０に備えられている壁体６５は、フランジ１４よりも下流側では内周部１１Ｂよりも内側に位置し、フランジ１４よりも上流側では外壁１１０に包囲されることなく抽気ダクト１０の外部に開放されている。壁体６５の下流部を包囲する外壁１１０の端部に、構造部材８に締結されるフランジ１４が形成されている。

【0083】

下流側で内周部１１Ｂに片持ち支持される壁体６５をフランジ１４の付近で支持するため、外壁１１０と壁体６５とを連結する部材６６（図１２（ｂ）も参照）を設けることが好ましい。
壁体６５の上流側の端部６４は、フランジ１４から上流側に離れた位置にある外壁１１０のフランジ１７に締結されている。ここでは、壁体６５のフランジ状の端部６４と外壁１１０のフランジ１７とがリベット１５により締結されている。

【0084】

本実施形態においても、抽気の熱が矢印で示すように端部からフランジ１４までストロークを長くして伝導するので、抽気ダクト１０と構造部材８との間に十分な熱抵抗を与えることができる。
さらに、フランジ１４よりも下流側の外周部１１Ａにフィンを設けて放熱を図ることができる。

【0085】

上記以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施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。
本発明の挟入シートは、ダクトが構造部材を貫通する箇所の他にも、ダクトが構造部材に締結される任意の箇所に設けることができる。
例えば、図１３（ａ）に示すように、ダクト９１がクランプ状の保持具９２によって構造部材１８に保持されている場合には、保持具９２と構造部材１８との間に挟入シート２５を配置することができる。構造部材１８は、例えば、ストリンガやフレームである。
挟入シート２５は、図１３（ｂ）に示すように、ファスナ９３が挿入される構造部材１８の挿入孔２５０の周りに配置される第１部分２１と、第１部分２１の周囲に配置される第２部分２２とを備えている。
この挟入シート２５によっても、保持具９２から構造部材１８への熱伝導を抑制し、構造部材１８の温度を許容温度以下に維持することができる。
また、挟入シート２５に代えて、上述した挟入シート３０のようにハニカムコアおよび面材を備えたハニカムサンドイッチパネルである挟入シートや、上述した挟入シート２７，４０のように封止性能が与えられた挟入シートを用いることもできる。

【符号の説明】

【0086】

１ 航空機
２ 胴体
３ 後胴
４ 垂直尾翼
５ 圧力隔壁
６ テールコーン
７ 隔壁
８ 構造部材
９ 補助動力装置
１０ 抽気ダクト（高温ダクト）
１１ ダクト本体
１１Ａ 外周部
１１Ｂ 内周部
１２ フランジ
１２Ａ 内端
１２Ｂ 外端
１３，１５ リベット（締結部材）
１４ フランジ
１７ フランジ
１８ 構造部材
１９ 装備品
２０ 挟入シート
２０Ａ，２０Ｂ部品
２１ 第１部分
２２ 第２部分
２３ 第３部分（シール部）
２４ 切欠
２５ 挟入シート
２７ 挟入シート
３０ 挟入シート
３１，３２ 面材
３３ ハニカムコア
４０ 挟入シート
４５ 挟入シート
５０ 貫通孔
５０Ａ 周囲
５１ 圧力パネル
６０ 壁体
６１ 上流部
６１Ａ 端部
６２ 下流部
６２Ａ 端部
６３ 間隙
６４ 端部
６５ 壁体
６６ 部材
７０ 貫通孔
７０Ａ 周囲
７１ 隔壁パネル
８１ 締結領域
９１ ダクト
９２ 保持具
１１０ 外壁
１３１ 軸
２０１ 挿入孔
２０２ 領域
２５０ 挿入孔
３０１ 挿入孔
３３１ セル
４０１ シール部
５００ 締結部
５０１ 基端部
５０２ 先端部
５０３ フィン
Ａ１ 与圧区画
Ａ２ 非与圧区画
Ａ３ ＡＰＵ室

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】

【図13】