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" Moyens perfectionnés destinés à empêcher la formation de glace sur les aéronefs ".
La présente invention se rapporte à des moyens perfection- nés destinés à empêcher la formation de glace sur les aéronefs.
Les moteurs à combustion interne employés ordinairement sur les aéronefs doivent être refroidis, et on réalise le refroidisse- ment au moyen d'un courant d'air agissant ndirectement dans le cas de moteurs refroidis au moyen d'un liquide, cas où l'air s'écoule par ou à travers un radiateur dans lequel circule le liquide de refroidissement du moteur. Le refroidissement par l'air est direct dans le cas de moteurs refroidis par l'air, dans lesquels le courant d'air s'écoule entre les nervu- res de refroidissement que portent les cylindres du moteur.
Conformément à la présente invention, on a prévu dans un aéronef, la combinaison du système de refroidissement d'un mo- @ teur à combustion interne avec des moyens grâce auxquels l'air provient est envoyé à des parties de l'aéronef sur lesquelles de la glace peut se former.
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Les parties principalement exposées à la formation de glace sont les bords d'attaque des ailes, mais l'air chauffé provenait du système de refroidissement du moteur peut être amené à toute autre partie de l'aéronef où l'on peut en avoir besoin.
Dans le cas d'un moteur refroidi par un liquide, l'inven- tion, peut comprendre la combinaison de ce moteur avec un radiateur situé dans un passage d'air constitué par un tunnel d'air et communiquant avec des conduits qui sont formés sur les bords d'attaque des ailes ou dans d'autres parties et qui se terminent par des sorties, au bord de fuite de l'aile ou en d'autres endroits convenables.
De préférence, on pourvoit le passage d'air d'un orifice d'entrée divegeant vers l'intérieur de manière à transformer l'énergie cinétique du courant d'air en énergie sous pression et ce passage est pourvu en outre d'une sortie convergente destinée à transformer denouveau l'énergie sous pression en énergie cinétique, suivant les principes généralement adoptés actuellement pour ces passages d'air.
Dans le cas d'un moteur refroidi par l'air, on peut prévoir un passage/d'air comprenant un capuchon entourant les cylindres, des moyens pour l'admission de l'air à ce capuohon et un conduit dirigeant l'air chauffé à partir de ce capuchon jusqu'aux parties de l'aéronef où de la chaleur est nécessaire; ce passage d'air est aussi formé de préférence avec une entrée divergente et une sortie convergente, comme il a été indiqué plus haut.
Les dessins annexés représentent schématiquement un certain nombre d'exemples de mise en oeuvre de l'invention.
En ce qui concerne le mode d'exécution représenté par les figures 1, 2 et 3, la figure 1 est un plan d'un aéroplane,la figure 2 est une vue partielle d'une partie de la figure l,à @ plus grande échelle, et la figure 5 @ élévation latérale correspondant à la figure 2. Un autre exemple est représenté par les figures 4 et 5,la
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figure 5 étant un plan partiel d'un aéroplane et la figure 4 une vue latérale de la figure 5, et en ce qui concerne le troisième exemple, la figure 6 est une élévation de face d'un aéroplane et la figure 7 un plan de la figure 6.
Les flèches des dessins indiquent la direction de l'écoulement de l'air.
L'aéroplane représenté par les figures 1, 2 et 3 est pourvu de deux moteurs 9, refroidis par un liquide, qui sont supportés chacun dans une nacelle 10 sur l'aile 8.
Dans cet exemple on a prévu pour chaque moteur un seul radiateur 11 à travers lequel l'agent liquide de refroidissement du moteur circule, le radiateur étant situé dans un passage d'air à l'arrière d'un tunnel d'air 12 formé avec une ouverture 13 dans la partie supérieure de la nacelle . Ce tunnel d'air a une section transversale divergeant vers l'intérieur et communique avec des conduits 14,15 formés dans les bords d'attaque de l'aile par la paroi 16, conduits qui s'étendent vers l'arrière, par leurs extrémités jusqu'aux ouvertures 17 et 18 dans le bord de fuite de l'aile, et qui constituent une sortie convergente pour l'air. On remarquera que l'air chauffé par le radiateur est prélevé au tunnel, derrière le radiateur, en un point où l'air se trouve sous une légère pression et possède une vitesse minimum.
L'air chauffé passe ensuite par les conduits et est déchargé par les ouvertures 17 et 18.
Dans le cas d'un moteur refroidi par l'air, l'organisation peut être sensiblement la même que dans l'exemple qui vient d'être décrit. Un tunnel ou un capuchon ont été prévus pour entourer les cylindres et l'air chauffé par le moteur est pris au tunnel en un point, situé derrière le moteur, où l'air se trouve sous une légère pression et possède une feible vitesse, cet air étant amené aux conduits.
Dans l'exemple représenté par les figures 4 et 5, le moteur est porté à l'avant 20 de l'aéroplane et il est pourvu d'un seul radiateur 21 situé dans un tunnel d'air 22 au-dessous du moteur . Le tunnel d'air communique avec des conduits 23,24
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formés dans le bord d'abaque de l'aile, et le tunnel d'air 22 ainsi que les conduits sont formés de façon à constituer respectivement une entre divergente et une sortie convergente 25 pour l'air.
Sur les figures 6 et 7, le moteur est porté par l'avant 30 et il est pourvu de deux radiateurs 31 disposés dans l'aile 33, un de chaque côté du moteur.
Chaque radiateur est situé dans un tunnel d'air 32 présentant une ouverture d'entrée 34 au bord d'attaque de l'aile,et le tunnel d'air communique avec un conduit 35 s'étendant le lon; du bord d'attaque de l'aile. Dans cet exemple également, le tunnel d'air diverge vers l'intérieur, à l'entrée, en section transversale , et les conduits forment une sortie convergente pour l'air.
Lorsqu'on emploie un radiateur spécial pour refroidir l'huile du moteur, cet appareil refroidisseur de l'huile peut être situé également dans le passage d'air.
Des conduits de toute construction appropriée peuvent être utilisés dans l'ossature de l'aile et on comprendra que, la température de l'air du système de refroidissement du moteur n'étant pas excessivement élevée, aucune précaution spéciale n'est nécessaire en ce qui concerne cette température de l'air.
La présente invention se distingue sous ce rapport des systèmes connus jusqu'à présent dans lesquels les gaz d'échappement du moteur ont été employés pour empêcher la formation de glace.
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1. Dans un aéronef , la combinaison avec le système de refroidissement d'un moteur à combustion interne, de moyens grâce auxquels de l'air chauffé provenant de ce moteur est amené à des parties de l'aéronef exposées à la formation de glace.
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"Advanced means for preventing the formation of ice on aircraft".
The present invention relates to improved means for preventing the formation of ice on aircraft.
Internal combustion engines ordinarily employed in aircraft must be cooled, and the cooling is effected by means of a current of air acting directly in the case of engines cooled by means of a liquid, where air flows through or through a radiator in which the engine coolant circulates. Air cooling is direct in the case of air-cooled engines, in which the air stream flows between the cooling ribs carried by the cylinders of the engine.
In accordance with the present invention, provision has been made in an aircraft for the combination of the cooling system of an internal combustion engine with means by which the air comes is sent to parts of the aircraft on which to ice can form.
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The parts primarily exposed to ice formation are the leading edges of the wings, but the heated air from the engine cooling system can be brought to any other part of the aircraft where it may be needed.
In the case of an engine cooled by a liquid, the invention can comprise the combination of this engine with a radiator located in an air passage formed by an air tunnel and communicating with ducts which are formed. on the leading edges of the wings or in other parts and which terminate in exits, at the trailing edge of the wing or other suitable places.
Preferably, the air passage is provided with an inlet opening divinggeant inwards so as to convert the kinetic energy of the air stream into energy under pressure and this passage is further provided with an outlet convergent intended to convert new energy under pressure into kinetic energy, following the principles generally adopted at present for these air passages.
In the case of an air-cooled engine, an air passage may be provided comprising a cap surrounding the cylinders, means for the admission of air to this capuohon and a duct directing the heated air. from this cap to parts of the aircraft where heat is required; this air passage is also preferably formed with a divergent inlet and a converging outlet, as indicated above.
The accompanying drawings schematically show a number of examples of implementation of the invention.
With regard to the embodiment shown in Figures 1, 2 and 3, Figure 1 is a plan of an airplane, Figure 2 is a partial view of part of Figure 1, @ larger scale, and Figure 5 @ side elevation corresponding to Figure 2. Another example is shown in Figures 4 and 5, the
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Figure 5 being a partial plan of an airplane and Figure 4 a side view of Figure 5, and with regard to the third example, Figure 6 is a front elevation of an airplane and Figure 7 a plane of figure 6.
The arrows in the drawings indicate the direction of the air flow.
The airplane shown in Figures 1, 2 and 3 is provided with two engines 9, cooled by a liquid, which are each supported in a nacelle 10 on the wing 8.
In this example there is provided for each engine a single radiator 11 through which the liquid engine coolant circulates, the radiator being located in an air passage at the rear of an air tunnel 12 formed with an opening 13 in the upper part of the nacelle. This air tunnel has a transverse section diverging inwardly and communicates with ducts 14,15 formed in the leading edges of the wing by the wall 16, ducts which extend towards the rear, by their ends up to the openings 17 and 18 in the trailing edge of the wing, and which constitute a converging outlet for the air. It will be noted that the air heated by the radiator is taken from the tunnel, behind the radiator, at a point where the air is under a slight pressure and has a minimum speed.
The heated air then passes through the ducts and is discharged through openings 17 and 18.
In the case of an air-cooled engine, the organization can be substantially the same as in the example which has just been described. A tunnel or a cap has been provided to surround the cylinders and the air heated by the engine is taken from the tunnel at a point, behind the engine, where the air is under a slight pressure and has a slight speed, this air being supplied to the ducts.
In the example represented by Figures 4 and 5, the engine is carried at the front 20 of the airplane and it is provided with a single radiator 21 located in an air tunnel 22 below the engine. The air tunnel communicates with ducts 23,24
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formed in the abacus edge of the wing, and the air tunnel 22 as well as the ducts are formed so as to constitute respectively a divergent between and a convergent outlet 25 for the air.
In Figures 6 and 7, the engine is carried by the front 30 and it is provided with two radiators 31 arranged in the wing 33, one on each side of the engine.
Each radiator is located in an air tunnel 32 having an inlet opening 34 at the leading edge of the wing, and the air tunnel communicates with a duct 35 extending along it; from the leading edge of the wing. Also in this example, the air tunnel diverges inwardly at the inlet in cross section and the ducts form a converging outlet for the air.
When a special radiator is used to cool the engine oil, this oil cooler can also be located in the air passage.
Ducts of any suitable construction may be used in the wing frame and it will be understood that, since the temperature of the air in the engine cooling system is not excessively high, no special precautions are necessary in this respect. which concerns this air temperature.
The present invention differs in this respect from systems known heretofore in which engine exhaust gases have been employed to prevent the formation of ice.
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1. In an aircraft, the combination with the cooling system of an internal combustion engine, means by which heated air from that engine is supplied to parts of the aircraft exposed to ice formation.
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