JP2009101990A - 氷結防止装置用電力分配構造 - Google Patents

Abstract

【課題】複数の系統交替ユニット間に副生散逸電力を効果的に配分しながら、装置重量を最小に保つようにした氷結防止装置用電力分配構造を提供する。
【解決手段】氷結防止装置は氷の付着し易い輸送手段の前縁表面に近接して位置決めされる複数の解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃと、解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃから離して輸送手段内部に配置される、少なくとも２個の氷結防止電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂと、輸送手段内部にあってワイヤ重量を最適化する方法で氷結防止装置全域に系統電流を分配するように、電力を独立したフィーダ・ワイヤ束１２８ａ、１２８ｂ、１２８ｃを通して各電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂ、１１６ａ−１１６ｃに供給する、電力分配ユニットから離して配置する電力調整ポイント１２６とを備える。
【選択図】図３

Description

本発明は数個の交替可能なユニットに副生電力を配分しながら、ワイヤ重量を最小に保持する航空機の氷結防止装置用電力分配構造に関する。

動力飛行方法を採用した時代の早い段階から航空機はある飛行条件のもとで翼およびストラットのような重要な構成要素の表面に付着する氷に悩まされてきた。点検不能の氷の堆積は場合により航空機に余分の重量を負わせ、飛行上受け入れできないような状態に陥るまで各翼の翼断面を変化させる可能性がある。飛行条件のもとで航空機構成要素の表面に付着する氷の堆積に立ち向かうため開発された一般に認められた３つの解決方法がある。これらの解決方法は熱解氷法、化学的解氷法および機械的解氷法を含む。

熱解氷法の場合、翼先端、（すなわち、氷が付着する、航空機装備品の先端は航空機全体に流れる空気と衝突し、この気流が停滞する箇所を有する。）が堆積した氷と構成要素との間の固着力を緩めるため加熱される。一度緩んでしまえば、氷を航空機を通過する気流でその表面から吹き飛ばすことができる。

熱解氷法による解決方法は構成要素の先端域内部に、あるいは構成要素の表層構造に組み込むように加熱要素を配置する必要がある。この加熱要素は、典型的には航空機エンジンで駆動する、１個ないしそれ以上の熱発生源から得る電気エネルギによって暖める。この電気エネルギは氷の形成または堆積を防ぐのに十分な熱を与えるため間欠的または連続して供給する。熱解氷装置用の加熱要素の一例は、ジアマティに発行された米国特許第5,351,918号明細書に説明される。この明細書の開示は参照してここにその全体を取り入れる。

航空機のエンジン吸入口（またはナセル）に適合する、符号１０で示す、従来技術による熱解氷装置が本出願の図２に示される。この熱解氷装置１０は航空機胴体１４に配置したコントローラ１２を備える。このコントローラ１２は２本の通信チャネル（チャネルＡおよびチャネルＢ）を有し、それぞれの通信線２０ａ、２０ｂを介してエンジン・ナセル１８内部に置かれた複数の電力分配ユニット１６ａ−１６ｃと交信することができる。特に、コントローラ１２は氷を取り除くため電力分配ユニット１６ａ−１６ｃからエンジン・ナセル１８の周縁または先端２４に埋め込まれた加熱セグメント２２ａ−２２ｃに送るエネルギの供給を制御するように構成され、適応される。

電力分配ユニット１６ａ−１６ｃは航空機胴体１４内部に配置した調整ポイント２６から電力を受け取る。特に、３相交流が調整ポイント２６から１本の主電力ケーブル２８を介して電力分配ユニット１６ａ−１６ｃに分配される。この例では、主電力ケーブル２８は調整ポイント２６から胴体１４、航空機翼３０およびパイロン３２を経てエンジン・ナセル１８内部またはその近くに置かれた連結ボックス３４まで約２４．３８m（８０ft）延びている。補助電力ケーブル３８ａ−３８ｃ（この例では、平均長さ約２．３４m（７．６７ft））は連結ボックス３４から電力分配ユニット１６ａ−１６ｃまで延びる。

主電力ケーブル２８は３相交流を運ぶため、３本の電力輸送ワイヤおよび１本の中立ワイヤを有する、各線が分離した４線式ワイヤを備える。これらのワイヤの重量は熱解氷装置１０の全重量を支配する主な要因で、この種の装置を設計し、最適化する際には考慮すべき重要な要因である。

ワイヤ重量は規格ＭＩＬ−Ｗ−５０８８Ｌを用いて確定する。特に、図２に示す典型的な氷結防止装置では、３相の系統電流は６７アンペアである。温度２５°Ｃ、高度７６２０m（２５，０００ft）で航行する場合、ＭＩＬ−Ｗ−５０８８Ｌに従ってワイヤ重量を軽減するとき、さらには７５％利用（主電力ケーブル２８の４本のワイヤのうち、３本だけが電力を運ぶ。）状態で供給する電力供給装置はＡＷ８ワイヤの条件に結論を譲る。本例では、主電力ケーブル２８は約８．３４kg（１８．４lb）の重さのある、長さ２４．３８m（８０ft）の３相ＡＷＧ８ワイヤを備える。これは従来技術の装置のワイヤ重量の９５％を占めており、重要である。

図２に示されるような熱解氷装置の設計上の配慮として追加すべきことは系統交替ユニットである、電力分配ユニットの重量と、電力分配ユニットからの副生電力散逸とがある。この過大な重量および副生電力散逸の双方は典型的な熱解氷装置が持つ望ましくない特性である。この副生電力の散逸では電力分配ユニットが余分に重量を負担しなければならない、大きいヒートシンクを必要とする。さらに、ヒートシンクはより高度の高い航行では著しく効果を損なう。図２に示す典型的な従来技術の熱解氷装置における系統交替ユニット（すなわち、２チャネル・コントローラ１２ａ−１２ｃおよび電力分配ユニット１６ａ−１６ｃ）は合わせて約３５．８３kg（７９lb）の重さがある。この例のエンジン・ナセルに付属させる各電力分配ユニットに合わせて算定した場合、散逸すべき副生電力は約５６ワットになる。

図２に例示した従来技術の熱解氷装置に設計の不備がある場合には、電力を送る主電力ケーブルのワイヤ重量を最小に保ち、系統交替ユニットの温度上昇を最小に保つ方法で副生散逸電力を系統交替ユニットに効果的に配分するように、航空機用熱解氷装置を設計することが有益である。

本発明は従来技術の熱解氷装置の不備を克服するに当たり、幾つかの系統交替ユニット間に副生散逸電力を効果的に配分しながら、装置重量（ワイヤ重量および系統交替ユニット重量）を最小に保つようにした氷結防止装置用電力分配構造を提供する。さらに、航空機胴体内部に氷結防止電力分配機能を配置する、本発明の新規な電力分配構造を利用することで、エンジン・ナセルに付属させる電力分配ユニットと比べて副生電力散逸を減少し、氷結防止装置での大量の無駄な電力散逸をスペースが制限され、空気がより希薄である、エンジン・ナセルから、環境が副生電力散逸を生じるように、より伝導性のある航空機胴体内部に移動する。

本発明は氷結防止用電子機器に副生散逸電力を効果的に配分しながら、氷結防止装置、特に装置重量（すなわち、ワイヤおよび電子機器重量）を最小に保持する、航空機のような輸送手段用氷結防止装置と共に使用する、新規で、かつ、有用な電力分配構造に関する。

本発明の一実施例では、氷結防止装置は氷の付着し易い前縁表面に近接して位置決めされる複数の解氷電力分配ユニットを備える。このような表面は、たとえばエンジン吸入口、翼、ストラット、スタビライザ、ロータおよびプロペラを含む。この氷結防止装置はさらに解氷電力分配ユニットから離して輸送手段内部に配置する、少なくとも２個の氷結防止電力分配ユニットを備える。これらの系統交替ユニットは統合コントローラを有し、ユニット故障の発生では、冗長性を与える。

副生電力散逸は氷の付着し易い前縁表面に近接して配置するよりも輸送手段内部に氷結防止電力分配機能を配置することで、最適化される。さらに、非空調環境内に置く電力分配ユニット／系統交替ユニットから空調環境内に置く系統交替ユニットへと氷結防止電力分配機能を移動することで、副生電力がより効果的に散逸する。

本発明の氷結防止装置は、さらに電力分配ユニットから離して輸送手段内部に配置する電力調整ポイントを備える。電力は、この電力調整ポイントから、独立したフィーダ・ワイヤ束を通して電力分配ユニットまたは系統交替ユニットに供給される。系統電流は５本の電力供給ワイヤを独立した３本のフィーダ・ワイヤ束に分ける、ワイヤ重量を最適化する方法で氷結防止装置全域に分配される。

本発明の好ましい実施例では、氷結防止装置は航空機内部で使用するのに特に適しており、航空機のエンジン・ナセル内部に配置する、複数の解氷電力分配ユニットを備える。氷結防止装置は、さらにエンジン・ナセルから離して配置する統合コントローラを有する、少なくとも２個の氷結防止電力分配ユニットと、電力を各電力分配ユニットに供給する、電力分配ユニットから離して航空機の胴体内部に配置する電力調整ポイントとを備える。

この電力分配ユニットはエンジン・ナセルと組み合わせる加熱装置と動作可能に接続する。特に、解氷電力分配ユニットはエンジン・ナセルの解氷域に組み合わせ、氷結防止電力分配ユニットはエンジン・ナセルの氷結防止域に組み合わせる。

ワイヤ重量を最適化する方法で氷結防止装置全域に対して系統電流を分配するように、電力調整ポイントから、独立した３本のフィーダ・ワイヤ束を通して電力分配ユニットまたは系統交替ユニットに３相交流電力が供給される。これらの手段は２個の氷結防止電力分配ユニットのうちの１個に割り当てる結ぶ第１のフィーダ・ワイヤ束と、２個の氷結防止電力分配ユニットのうちの他の１個に割り当てる第２のフィーダ・ワイヤ束と、複数の解氷電力分配ユニットに割り当てる第３のフィーダ・ワイヤ束とを備える。

本発明は、また航空機の氷結防止装置に対して電力を分配する、新規で、かつ、有用な方法に関する。この方法は航空機の胴体内にある電力調整ポイントを使用可能にし、電力調整ポイントから、第１のフィーダ・ワイヤ束を通して氷の付着し易い航空機の前縁表面に近接して配置する、複数の解氷電力分配ユニットにかけて電力を供給し、電力調整ポイントから、独立したそれぞれのフィーダ・ワイヤ束を通して解氷電力分配ユニットから離して航空機の胴体内に配置する、少なくとも２個の氷結防止電力分配ユニットにかけて電力を供給する過程を含む。

本発明の氷結防止装置のこれらの、そして他の特徴および利点ならびにそれを使用する方法は幾つかの図面と共に採り上げる本発明の好ましい実施例の実施可能な以下の説明から当業者に容易に明らかになる。

同様な符号が図示の主題の類似する構造的特徴ないし態様を表わす図面を参照すると、図１に符号１００で示す、本発明の好ましい実施例に従って構成される氷結防止装置用電力分配構造が示される。本発明の電力分配構造１００は、図１に示されるように、航空機５０のエンジン・ナセル１８の前縁と組み合わせる氷結防止装置に特に適する。しかしながら、この構造は、これに限られないが、翼、ストラット、スタビライザ、ロータおよびプロペラを含む、他の航空機構成要素表面の氷結防止のために使用してもよい。この装置がある条件のもとで氷の付着し易い重要な要素表面を有する船舶と組み合わせる氷結防止装置でも使用できることは予め見通す。

図３を参照すると、氷結防止装置１００の電力分配構造は図２に示される基準氷結防止装置のものと次の点で異なる。これは氷結防止電力分配機能を非空調環境から空調環境に移動する方法で幾つかの系統交替ユニット間に副生散逸電力を効果的に配分させながら、装置重量（すなわち、ワイヤおよび系統交替ユニット重量）を最適化できる点である。特に、氷結防止装置１００は３個の解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃと、２個の氷結防止電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂとを有する５個の系統交替ユニットを備える。

解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃはエンジン・ナセル１８の前縁２４に近接してエンジン・ナセルと組み合わせ、あるいは内部に配置される。２個の氷結防止電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂはエンジン・ナセル１８から離して航空機５０の胴体１４内部に配置される。この解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃと氷結防止電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂとはエンジン・ナセルの外周に周方向に間隔をおいて並ぶ３個の加熱セグメント１２２ａ−１２２ｃと動作可能に接続している。

好ましくは、加熱セグメント１２２ａ−１２２ｃはエンジン・ナセル１８の周縁の内部に埋め込む加熱パッドまたはマットの形態である。３個の加熱セグメント１２２ａ−１２２ｃは、好ましくは複数の区域に分割する。たとえば、各セグメントは同じセグメント内に最初の２区域を氷結防止用の複数の加熱要素に割り当て、残りの３区域を解氷用の複数の加熱要素に割り当て、合わせて５区域を備えるようにする。好ましくは、各区域は３個の加熱要素を備える。

当業者は加熱要素の数、形状、大きさおよび位置がエンジンの構成に応じて変えることができることを容易に理解する。代表的な解氷加熱要素は米国特許第5,351,918号明細書に開示される。この明細書の開示は参照してここに取り入れる。

氷結防止装置１００の氷結防止電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂはエンジン・ナセル１８の前縁表面２４の氷結防止区域にある加熱要素と組み合わせ、一方、解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃは氷結防止区域よりも下流のエンジン・ナセル１８の前縁表面２４の解氷区域にある加熱要素と組み合わせる。当業者は氷結防止区域が解氷区域よりも電力消費の高い領域であることを容易に理解する。すなわち、氷結防止区域では、加熱要素がその区域のエンジン構成要素表面に堆積する氷の付着を防ぐのに役立つ。一方、解氷区域では、それらの区域のエンジン構成要素表面に付着した氷がエンジン・ナセル全体に流れる空気によってその表面から剥がれるので、加熱要素で消費する電力が少ない。

好ましくは、電力および副生電力散逸を装置全域に均一に分配する努力の中で各セグメント内の１区域だけある指定時間に限り導通する。しかしながら、不必要な実験を行うまでもなく、氷結防止装置は１個のセグメント内で１区域よりも多くの区域を導通させ、効率よく運転するように構成できることは予め見通す。さらに、不必要な実験を行うまでもなく、氷結防止装置は１個のセグメント内で１区域あるいは２区域のどちらかを導通させ、効率よく運転するように構成することも可能である。

各氷結防止電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂは統合コントローラとヒートシンクとを備える。氷結防止電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂの統合コントローラは５個の電力分配ユニットからエンジン・ナセルの外周縁に埋め込まれた加熱セグメント１２２ａ−１２２ｃへのエネルギ供給を制御するように構成される。解氷電力分配ユニットの制御は通信線１２０ａ、１２０ｂによって達成される。氷結防止電力分配ユニットのヒートシンクは航空機５０の胴体１４内部の副生電力散逸に応じて構成される。

氷結防止装置１００の電力分配構造は、さらに５個の系統交替ユニットに電力を供給する、航空機５０の胴体１４内部に配置した電力調整ポイント１２６を備える。特に、電力調整ポイント１２６から５個の系統交替ユニットに対して３相交流電力を３本の独立した４線式フィーダ・ワイヤ束１２８ａ、１２８ｂ、１２８ｃを通して供給する。フィーダ・ワイヤ束１２８ａ、１２８ｂ、１２８ｃが３相交流電力を運ぶので、それぞれ１本の束は４線式ワイヤで構成している。これらは、たとえば、図４に示されるように、３本の電力供給ワイヤ１３０ａ、１３０ｂ、１３０ｃと、１本の中立ワイヤ１３０ｄとを備える。当業者は、ここに説明される各区域が３要素を有する、セグメント毎に分けた加熱要素の配置では、同じ区域内の各加熱要素が異なる電力相で駆動されると理解すべきである。

当業者は４線式フィーダ・ワイヤ束の幾何学的形態（たとえば、Ｙ字またはデルタ形）が装置の設計条件に応じて変更できることを容易に理解する。しかしながら、Ｙ字形は航空機用途ではデルタ形よりもより好ましい。

図２に示される従来技術の熱解氷装置１０で使用される単一の主電力ケーブル２８と比べてワイヤ重量軽減値（ＭＩＬ−Ｗ−５０８８Ｌ）は５個の系統交替ユニットの電力供給ワイヤを３本の独立した４線式ワイヤ束１２８ａ、１２８ｂ、１２８ｃに分けることで、著しく小さくなり、図３の氷結防止装置用のワイヤ重量を減少させることができる。この従来技術に優る利点は、これに限られない具体例によって下記に詳しく説明される。さらに、下記に述べる具体例での寸法はいずれにしても本開示の範囲を限定するように受け止めるべきでない。

図３を参照すると、４線式フィーダ・ワイヤ束１２８ａ（長さ約２１．３３m（７０ft））は３相交流電力を電力調整ポイント１２６から氷結防止電力分配ユニット１１２ａに供給し、４線式フィーダ・ワイヤ束１２８ｂ（長さ約２１．３３m（７０ft））は３相交流電力を電力調整ポイント１２６から第２の氷結防止電力分配ユニット１１２ｂに供給し、４線式フィーダ・ワイヤ束１２８ｃ（長さ約２４．８３m（８０ft））は３相交流電力を電力調整ポイント１２６から複数の解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃに供給する。

特に、フィーダ・ワイヤ束１２８ｃはエンジン・ナセル１８に組み合わせた連結ボックス１３４にかけて引く。個別の２次フィーダ・ワイヤ束１３８ａ−１３８ｃ（平均長さ約２．３４m（７．６７ft））は連結ボックス１３４から３個の解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃに延びる。これに類似した方法で３本の４線式の束（長さ約３．０５m（１０ft）を導く管１４８は氷結防止電力分配ユニット１１２ａからエンジン・ナセル１８内部の加熱セグメント１２２ａ−１２２ｃに延びており、一方、３本の４線式の束（長さ約３．０５m（１０ft））を導く管１５８は氷結防止電力分配ユニット１１２ｂからエンジン・ナセル１８内部の加熱セグメント１２２ａ−１２２ｃに延びる。

上述したように、熱解氷装置１０の単一の主電力ケーブル２８と比べて電力供給ワイヤを３本の独立した４線式ワイヤ束１２８ａ−１２８ｃに分ける方法で重量を軽減することができる。この重量の軽減は、以下に説明するように、供給ワイヤのワイヤ標準寸法を変える（すなわち、大きい直径のワイヤからより小さい直径のワイヤに変更する）ことにより生じる。さらに、とりわけ３相交流電力供給ワイヤ束１２８ａ−１２８ｃの全導体数が依然として４本（３本の電流輸送ワイヤおよび１本の中立ワイヤ）であるので、氷結防止装置１００内の各供給ワイヤ束の電流容量は従来技術の氷結防止装置１０で使用した単一の主電力ケーブル２８の電流容量の約１／３になる。

氷結防止装置１００の２個の氷結防止電力分配ユニットが、それぞれ総装置電力の約１／３を供給し、氷結防止装置１００の全ての解氷電力分配ユニットが総装置電力の約１／３を集合して供給するので、主要な３本の４線式ワイヤ束１２８ａ−１２８ｃに６７アンペアの系統電流を割り当てることができる。この電流容量の変化によりワイヤ標準寸法を変更することで、装置の全ワイヤ重量を減少する機会を設計者に与えることが可能になる。さらに、本出願の発明者は供給ワイヤ束１２８ａ−１２８ｃのいずれか１本で＋６ないしそれ以上のＡＷＧワイヤ標準寸法の変更が可能で、ワイヤ重量の軽減で装置をより軽くできると認識している。

特に、仮に、３本の供給ワイヤ束に流れる電流が２０アンペア、２２アンペアおよび２５アンペアであるとすれば、ＡＷＧ＋６の変更により氷結防止電力分配ユニットまたは解氷電力分配ユニットの少なくとも１個と組む電力供給ワイヤに適切な値を得ることができる。さらに、温度２５°Ｃ、高度７６２０m（２５，０００ft）で航行する場合、ＭＩＬ−Ｗ−５０８８Ｌに従って７５％利用の電力供給装置において電力供給ワイヤ重量の軽減を図るとすれば、次の代表的な供給ワイヤ条件に結論を譲る。すなわち、フィーダ・ワイヤ束１２８ａに割り当てるＡＷＧ１２ワイヤは電力調整ポイント１２６から氷結防止電力分配ユニット１１２ａまで引く。フィーダ・ワイヤ束１２８ｂに割り当てるＡＷＧ１４ワイヤは電力調整ポイント１２６から氷結防止電力分配ユニット１１２ｂまで引く。フィーダ・ワイヤ束１２８ｃに割り当てるＡＷＧ１２ワイヤは電力調整ポイント１２６から解氷電力分配ユニット１１６ａ−１１６ｃ用の連結ボックス１３４まで引く。

２個の氷結防止電力分配ユニット（１１２ａ、１１２ｂ）および３個の解氷電力分配ユニット（１１６ａ−１１６ｃ）は全部を合わせて２９．９４kg（６６lb）の重さがある。したがって、この氷結防止装置１００の総重量（ワイヤおよび電子機器）は図２に示される基準装置構造の場合の４３．９９kg（９７lb）よりも軽い、約３７．６５kg（８３lb）である。これは従来技術の熱解氷装置に優る重さで１４％の減少をもたらす。

この２個の系統交替ユニットの追加（氷結防止電力分配ユニット１１２ａ、１１２ｂ）は図２に示される従来技術の熱解氷装置の４個の系統交替ユニットと対照的に５個の系統交替ユニット間に広く配分する電力散逸にも配慮する。また、多量の熱発生回路（たとえば、氷結防止電力配分機能と組み合わせる回路）はエンジン・ナセルの非空調環境から胴体内部の空調環境に移動し、熱を逃がすためにより余裕があり、より伝導性のある環境を生じる。本発明の氷結防止装置１００では、２個の氷結防止電力分配ユニットおよび解氷電力分配ユニットは、それぞれ６２ワットおよび１５ワットの副生電力を散逸しなければならない。これは図２の分配構造で散逸する場合に電力分配ユニット毎に散逸しなければならない、５６ワットの副生電力と同等である。したがって、本発明の電力分配構造を用いることで、エンジン・ナセルに付属させる電力分配ユニット毎の電力散逸を７６％だけ減少することができ、大量の無駄な電力散逸をスペースが制限され、空気が希薄であるエンジン・ナセルから、環境が副生電力散逸を生じるように、より伝導性のある航空機の胴体内部に移動する。

本発明は供給ワイヤおよびワイヤ束が特定の長さを有する、特定の引き回し手段を参照して説明したが、当業者は、この引き回し手段が本発明の代表的な実施例に過ぎないことを容易に認め、理解すべきであり、いかなる方法でも本開示の範囲を限定するように決して解釈すべきではない。

さらに、本発明の氷結防止装置が図示され、好ましい実施例を参照して説明されたが、当業者は添付の請求の範囲によって定義される本発明の本質と範囲とから離れることなく、変更および変形をなし得ることを容易に理解する。たとえば、本発明の電力分配構造はエンジン・ナセル用の氷結防止装置について説明されたが、当業者は同一の構造が、これに限られないが、翼、ストラット、スタビライザ、ロータおよびプロペラを含む、多様な航空機構成要素表面と組み合わせて利用する、氷結防止装置のワイヤ重量を最適化し、副生熱散逸を激しくするために利用できることを容易に理解すべきである。

図１は本発明の氷結防止装置が組み込まれる氷の付着し易い航空機の構成要素を示す、航空機の斜視図である。 図２は図１の航空機内の従来技術によるエンジン・ナセル解氷装置用の基準氷結防止装置の電力分配構造を示す模式図である。 図３は氷結防止装置用電子機器全域に副生電力を効果的に配分しながら、装置を最適化するように設計される、エンジン・ナセル内で使用する、本発明の好ましい実施例に従って構成される氷結防止装置の電力分配構造の模式図である。 図４は４線式フィーダ・ワイヤ束の断面図である。

符号の説明

１８… エンジン・ナセル
２４… 前縁表面
１１２ａ、１１２ｂ… 氷結防止電力分配ユニット
１１６ａ−１１６ｃ… 解氷電力分配ユニット
１２２ａ−１２２ｃ… 加熱セグメント
１２６… 電力調整ポイント
１２８ａ、１２８ｂ、１２８ｃ… フィーダ・ワイヤ束
１３４… 連結ボックス

Claims (18)

1. ａ）氷の付着し易い輸送手段の前縁表面に近接して位置決めされる複数の解氷電力分配ユニットと、
   ｂ）前記解氷電力分配ユニットから離して設けられ、前記輸送手段内に配置される少なくとも２個の氷結防止電力分配ユニットと、
   ｃ）前記輸送手段内部にあってワイヤ重量を最適化する方法で氷結防止装置全域に系統電流を分配するように、電力を独立したフィーダ・ワイヤ束を通して前記各電力分配ユニットに供給する、前記電力分配ユニットから離して設けられた電力調整ポイントと、
   を備える輸送手段用氷結防止装置。
2. 前記電力分配ユニットが、氷の付着し易い輸送手段の前縁表面と組み合わせる加熱装置に動作可能に接続される請求項１に記載の氷結防止装置。
3. 前記各氷結防止電力分配ユニットが、統合コントローラを備える請求項１に記載の氷結防止装置。
4. 前記各氷結防止電力分配ユニットが、前記輸送手段内の副生電力散逸に適応した請求項１に記載の氷結防止装置。
5. 独立した前記フィーダ・ワイヤ束が、複数の解氷電力分配ユニットに割り当てる第１のフィーダ・ワイヤ束と、２個の氷結電力分配ユニットのうちの一の氷結電力分配ユニットに割り当てる第２のフィーダ・ワイヤ束と、２個の氷結電力分配ユニットのうちの他の氷結防止電力分配ユニットに割り当てる第３のフィーダ・ワイヤ束とを備える請求項１に記載の氷結防止装置。
6. ａ）航空機のエンジン・ナセル内部に位置決めされる複数の解氷電力分配ユニットと、
   ｂ）前記エンジン・ナセルから離して設けられる少なくとも２個の氷結防止電力分配ユニットと、
   ｃ）前記航空機の胴体内部にあって電力を前記電力分配ユニットに供給する、前記電力分配ユニットから離して設けられた電力調整ポイントと、
   を備える航空機用氷結防止装置。
7. 前記電力分配ユニットが、前記エンジン・ナセルと組み合わされる加熱装置に動作可能に接続される請求項６に記載の氷結防止装置。
8. 前記解氷電力分配ユニットが、前記エンジン・ナセルの解氷域に組み合わされる請求項７に記載の氷結防止装置。
9. 前記氷結防止電力分配ユニットが、前記エンジン・ナセルの氷結防止域に組み合わされる請求項７に記載の氷結防止装置。
10. 前記氷結防止電力分配ユニットが、前記電力調整ポイントから離して前記航空機内部に位置決めされる請求項６に記載の氷結防止装置。
11. 前記各氷結防止電力分配ユニットが、統合コントローラを備える請求項６に記載の氷結防止装置。
12. 前記各氷結防止電力分配ユニットが、前記航空機の胴体内の副生電力散逸に適応した請求項６に記載の氷結防止装置。
13. ワイヤ重量を最適化する方法で氷結防止装置全域に系統電流を分配するように、３相交流電力を前記電力調整ポイントから、独立した４線式フィーダ・ワイヤ束を通して前記電力分配ユニットに供給する請求項１１に記載の氷結防止装置。
14. 独立した前記４線式フィーダ・ワイヤ束が、複数の解氷電力分配ユニットに割り当てる第１のフィーダ・ワイヤ束と、２個の氷結電力分配ユニットのうちの一の氷結防止電力分配ユニットに割り当てる第２のフィーダ・ワイヤ束と、２個の氷結電力分配ユニットのうちの他の氷結防止電力分配ユニットに割り当てる第３のフィーダ・ワイヤ束とを備える請求項１３に記載の氷結防止装置。
15. 前記第１のフィーダ・ワイヤ束が、電力を前記複数の解氷電力分配ユニットに分配する連結ボックスに供給する請求項１４に記載の氷結防止装置。
16. ワイヤ重量を最適化する方法で航空機の氷結防止装置に対して電力を分配する方法であって、
    ａ）前記航空機の胴体内にある電力調整ポイントを使用可能にし、
    ｂ）前記電力調整ポイントから第１のフィーダ・ワイヤ束を通して氷の付着し易い前記航空機の前縁表面に近接して配置する、複数の解氷電力分配ユニットにかけて電力を供給し、
    ｃ）前記電力調整ポイントから、独立したそれぞれのフィーダ・ワイヤ束を通して前記解氷電力分配ユニットから離して前記航空機の胴体内に配置する、少なくとも２個の氷結防止電力分配ユニットにかけて電力を供給する、
    過程を含む電力分配方法。
17. さらに、前記航空機の胴体内の前記氷結防止電力分配ユニットから副生電力を散逸させる過程を含む請求項１６に記載の方法。
18. 前記第１のフィーダ・ワイヤ束を前記複数の解氷電力分配ユニットに電力を分配する、連結ボックスに対して方向づける過程を含む請求項１６に記載の方法。

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