JP2011111158A - 航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】励起回路および測定回路に頼ることなく、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴の存在を迅速に検出する。
【解決手段】航空機（１）は、胴体（２）および検出デバイス（１０）を具備する。検出デバイス（１０）は、閾値より大きい特徴的な寸法を有する過冷却された液滴（２０）が凝固することにより生成される氷の存在を検出する。検出デバイス（１０）は、液滴（２０）が集積される第１の優先的な部分（１５）を備え、該第１の優先的な部分（１５）は、胴体（２）内部から視認可能に配置される。
【選択図】図１

Description

本発明は航空機に関する。

航空機の翼および／または操縦翼面に氷が形成されると、航空機の空気力学的特性が損なわれうるし、場合によっては、操縦が極めて困難になることさえある。

通常氷は、航空機が水滴を含む空気中を飛行する際に、飛行機の翼および／または操縦翼面に形成される。これらの水滴は、摂氏零度よりも低い温度においても液体のままであったもので、過冷却された水滴として広く知られている。

過冷却された水滴は、航空機の翼および／または操縦翼面に接触して凝固する傾向があり、それにより過冷却された氷の層が航空機の翼および／または操縦翼面に形成されるようになる。

所与の閾値、例えば５０マイクロメートルよりも小さい直径を有する過冷却された水滴と遭遇しても、通常航空機に深刻なリスクを与えることはない。

これは、空気の流れを乱す航空機の翼および／または操縦翼面の存在と、閾値直径よりも小さい水滴は、ほとんど運動量を有していないため、その大部分が航空機の翼／操縦翼面に衝突することなく通り過ぎる傾向があるという事実とによるものである。閾値直径よりも小さい水滴のうち、実際に翼および／または操縦翼面の前縁に接触するものはごく一部であることが観測されている。

翼および／または操縦翼面の前縁に形成される氷を除去するために、航空機は氷検出デバイスおよび除氷デバイスを備えている。

一方、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴は、より大きな慣性を有しているために、航空機の翼および／または操縦翼面と空気との間の相互作用によっても大きく乱されることなく進路に沿って移動する。

結果として、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴は、航空機の翼および／または操縦翼面に衝突する傾向がある。そのため、前縁以外に、翼および／または操縦翼面の一部にも氷が形成されることになり、航空機が危険にさらされる。

閾値直径よりも大きい過冷却された水滴が原因となって生成される氷を検出するための検出デバイスは、米国特許第６２６９３２０号明細書に開示されたものなどがあり、公知である。

この検出デバイスは、胴体に固定されたケーシングと、ケーシングの空洞内に収容されたセンサ（とくに振動部材）と、センサの振動周波数を測定するための測定要素とを概ね具備している。

また、検出デバイスは、空気流の入口と、該検出デバイスにおける空気流の方向に関してセンサの上流に位置する出口とを有するように、ケーシング内に形成された導管を具備している。

導管を通った空気流は、センサ周りに渦を発生させる。閾値直径よりも小さい過冷却された水滴は、ほとんど運動量を有していないために、この渦を通り抜けることができず、その結果として、水滴の大部分はセンサに接触しない。一方、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴は、十分な運動量を有しているので、渦を通り抜けてセンサに衝突し、センサ上に氷を形成する。形成された氷によって、センサの固有振動数が変化し、その変化が測定要素によって検出される。

別の例の検出デバイスが、米国特許公開第２００２／０１５８７６８号公報に開示されている。この検出デバイスは、氷に反応する第１および第２のプローブと、第１および第２のプローブをそれぞれ励起する励起回路と、第１および第２のプローブの固有振動周波数を測定する測定デバイスとを具備している。

この検出デバイスは、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴が第１のプローブに衝突し、その一方で閾値直径よりも小さく、ほとんど運動量を有しない水滴は逸れて第１のプローブに衝突しないように構成されている。

また、検出デバイスは、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴と、閾値直径よりも小さい過冷却された水滴との両方が、第２のプローブに衝突して第２のプローブに氷を形成するように構成されている。

第１および第２の励起回路は、第１および第２のプローブをそれぞれ励起する。測定デバイスは、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴の衝突により氷が形成される第１のプローブの第１の固有振動周波数を測定する。また、測定デバイスは、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴と、閾値直径よりも小さい過冷却された水滴との両方が衝突することによって氷が形成される、第２のプローブの第２の固有振動周波数を測定する。

第１の固有振動周波数と第２の固有振動周波数との比から、航空機が移動している空気中における過冷却された水滴の存在を断定することができる。

米国特許第６２６９３２０号明細書 米国特許公開第２００２／０１５８７６８号公報

上記検出デバイスは、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴の衝突によって氷が形成される、センサの固有周波数の測定結果に基づいたものである。つまり、これらのセンサにおいては、センサを励起するための励起回路およびセンサの固有周波数を測定するための測定回路が要求されることを意味する。

上記励起回路および測定回路に頼ることなく、閾値直径よりも大きい過冷却された水滴の存在を迅速に検出することが可能な検出デバイスを備えた、航空機に対する需要が当業界において存在している。

本発明の目的は、上記要求を安価な手段で容易に満足するように構成された航空機を提供することである。

本発明に従って、請求項１に記載の航空機が提供される。
１番目の発明によれば、航空機（１）であって、胴体（２）と、閾値よりも大きい特徴的な第１の寸法を有する、第１の過冷却された液滴（２０）が凝固することによって生じる氷の存在を検出する、検出デバイス（１０）とを具備し、前記検出デバイス（１０）は、前記第１の液滴（２０）が集積される優先的な第１の部分（１５）を備え、前記第１の部分（１５）は、前記胴体（２）内部から視認可能に配置され、前記検出デバイス（１０）は、前記閾値よりも小さい特徴的な第２の寸法を有する、第２の過冷却された液滴（２２）が集積される優先的な第２の部分（１７）を備え、前記第２の部分（１７）は、前記第１の部分（１５）とは識別されて前記胴体（２）の内部から視認可能に配置され、前記検出デバイス（１０）は、前記第１の液滴（２０）および前記第２の液滴（２２）が掃くように流れる表面（１１）を含む本体（１３）をさらに具備し、前記本体（１３）の前記表面（１１）は、前記第１の部分（１５）および第２の部分（１７）を形成し、前記第２の部分（１７）は、前記航空機（１）の通常の移動方向において、前記第１の部分（１５）の前方に配置される航空機において、前記第１の部分（１５）は、互いに区別される第１および第２の平面にそれぞれ延在する、第１の閉曲線（３０）と第２の閉曲線（３１）との間に囲まれており、第２の部分（１７）は、前記第１の部分（１５）に対向する側において、前記第１および第２の平面と区別される第３の平面に延在する第３の閉曲線（３２）によって囲まれている。

２番目の発明によれば、１番目の発明において、前記検出デバイス（１０）が、前記表面（１１）に形成される第３の部分（１６）を備え、前記第３の部分（１６）が、前記第１の寸法と前記第２の寸法との間の特徴的な第３の寸法を有する、第３の過冷却された液滴（２１）が集積される部分を形成し、前記第３の部分（１６）が、前記第１の部分（１５）と前記第２の部分（１７）との間に配置されている。

３番目の発明によれば、１番目または２番目の発明において、前記第１、第２および第３の閉曲線（３０，３１，３２）がそれぞれ、共通の第１の軸線（Ａ）上にそれぞれ中心を有する第１、第２および第３の円である。

４番目の発明によれば、１〜３番目の発明のいずれかにおいて、前記表面（１１）が、第１、第２および第３の部分（１５，１６，１７）を形成する、少なくとも球面部分を有している。

５番目の発明によれば、１〜４番目の発明のいずれかにおいて、前記検出デバイス（１０）が、前記本体（１３）を加熱する手段を具備している。

６番目の発明によれば、５番目の発明において、前記本体（１３）が金属から構成されている。
７番目の発明によれば、１〜５番目の発明のいずれかにおいて、前記本体（１３）が複合材料から構成されている。

８番目の発明によれば、１〜７番目の発明のいずれかにおいて、前記胴体（２）から突出して、前記胴体（２）に相対する端部において前記本体（１３）を支持する、支持部材（１４）を具備している。

９番目の発明によれば、１〜８番目の発明のいずれかにおいて、航空機がヘリコプタである。
１０番目の発明によれば、３〜９番目の発明のいずれかにおいて、前記本体（１３）が、前記航空機（１）の通常の移動方向に平行な第２の対称の軸線（Ｂ)を有し、前記第１の軸線（Ａ）と前記第２の軸線（Ｂ）とが互いに対して傾斜している。

本発明に従う航空機、とくにヘリコプタの斜視図である。 明瞭化のために幾つかの部品を省略した、図１のヘリコプタの拡大した平面図である。 図１および図２のヘリコプタの氷検出デバイスの構成部品の平面図である。 図１および図２のヘリコプタの氷検出デバイスの構成部品の側面図である。 図３および図４の構成部品を９０度回転させた図である。 図３および図４の構成部品を９０度回転させた図である。

添付図面を参照して、本発明の好適で非限定的な実施形態が例として説明される。
図１の符号１は、航空機、とくにヘリコプタを全体として示している。
ヘリコプタ１は、胴体２と、胴体２上部の主ロータ（図示せず）と、尾部ロータ（図示せず）とを具備している。
相対する端部において、胴体２は、機首３と、尾部ロータを支持する尾部梁（図示せず）とをそれぞれ具備している。

以下の説明において、「前方」、「上部」、「後方」、「下方」などの用語は、いかなる意味にも限定するものではなく、図１に示されるヘリコプタ１の通常の移動姿勢および方向について述べたものである。ここで、通常の移動姿勢および方向とは、胴体２の機首３が尾部梁に先行した状態でヘリコプタが水平方向に移動する場合のことである。

胴体２は、その前端部において操縦室４を形成している。
胴体２は、操縦室４の前方であって、機首３の後方に位置する２つの前窓５と、胴体２のそれぞれの側面７に二対の側窓６（図１において、これらのうち一対のみが示されている）とを具備している。

また、ヘリコプタ１は、所与の閾値よりも大きい特徴的な寸法、とくに直径を有する過冷却された液滴２０（図２および図６）が凝固して生成される氷の存在を検出する検出デバイス１０を具備している。より具体的には、液滴２０は、５０マイクロメートルを超える直径を有しており、これらによって形成された氷は、ヘリコプタ１の維持および／または操縦を困難にする。

検出デバイス１０は、液滴２０が優先的に集積される優先的な部分（preferential portion）１５を具備している。
優先的な部分１５を操縦室４内部から視認できるようにすると有利である。

このようにすると、操縦者および／または他の乗員は、液滴２０によって生成される氷の存在を視覚的に検知することができる。
換言すると、検出デバイスは、電子的構成要素を備えていないパッシブタイプである。

より具体的には、検出デバイス１０は、窓６の下方において胴体２の一方の側面７にボルト留めされたフランジ１２と、操縦室４から視認可能な本体１３と、フランジ１２に接続された第１の端部、および第１の端部の反対側において本体１３を支持する第２の端部を有するアーム１４とを概ね具備している（図１および図２）。

図示された例において、本体１３は球体で外表面１１を有し、過冷却された液滴２０，２１，２２を含む空気流が外表面１１を掃くように流れる。

より具体的には、過冷却された液滴２１の直径は３０マイクロメートル〜５０マイクロメートルであり、過冷却された液滴２２の直径は３０マイクロメートルよりも小さい。

外表面１１は、部分１５と、過冷却された液滴２１を優先的に集積するための優先的な部分１６と、過冷却された液滴２２を優先的に集積するための優先的な部分１７とを形成している。

ヘリコプタ１の通常の移動方向において、部分１７は、部分１６の前方に配置され、部分１６は、部分１５の前方に配置されている。

液滴２２はごく僅かな運動量しか有していないので、部分１７に定着して氷を形成する傾向がある。
液滴２１は、液滴２２よりも大きい運動量を有し、かつ液滴２０よりも小さい運動量を有するので、部分１７を通り過ぎて移動し、部分１６に定着して氷を形成する傾向がある。
液滴２０は、液滴２１，２２よりも大きい運動量を有するので、部分１６を通り過ぎて移動し、部分１５に定着して氷を形成する傾向がある。

部分１５は、円３０と、円３０の前方に位置する円３１との間に囲まれている。
部分１６は、円３１と、円３１の前方に位置する円３２との間に囲まれている。
部分１７は、その後部が円３２によって囲まれている。

円３０の面と円３１の面との間の距離は、円３１の面と円３２の面との間の距離よりも大きい。
換言すると、円３０，３１，３２は、本体１３の部分１５，１６，１７を表している。
また、円３０，３１，３２は、それぞれ平行でオフセット平面に延在している。

円３０，３１，３２の各中心は、軸線Ａに沿って位置している。ヘリコプタ１の通常の移動方向に平行で、ヘリコプタ１に対する空気流の方向に一致する本体１３の軸線Ｂに対して、軸線Ａは傾斜している。
図３および図４に示されるように、軸線Ａおよび軸線Ｂは、本体１３の中心で交わっている。

円３０，３１，３２の中心を含む軸線Ａの一部は、アーム１４と軸線Ｂとの間に延在し（図３）、かつ軸線Ｂの上方に延在している（図４）。

図５は、軸線Ａに平行で、かつ円３０，３１，３２の面に直交する平面における、本体１３および円３０，３１，３２の投影物を示す図である。

本体１３の中心に対して、上記平面上の円３０によって範囲決めされる角度αは、９０度〜１１０度の範囲であり、好ましくは１００度である。

本体１３の中心に対して、上記平面上の円３１によって範囲決めされる角度βは、６５度〜７５度の範囲であり、好ましくは７０度である。

本体１３の中心に対して、上記平面上の円３２によって範囲決めされる角度γは、５５度〜６５度の範囲であり、好ましくは６０度である。

操縦室４から操縦者によって容易に視認されるように、部分１５，１６，１７は異なる色からなっている。
より具体的には、部分１５は赤色、部分１６は黄色、部分１７は黒である。

検出デバイス１０の第１の実施形態において、ヘリコプタ１の総重量を低減するために、本体１３は複合材料から構成されている。

検出デバイス１０の第２の実施形態において、本体１３は、本体１３を除氷するための加熱要素（図示せず）を具備し、本体１３は金属から構成されている。

実際に使用されるとき、ヘリコプタ１は、軸線Ｂに平行な方向に移動し、過冷却された液滴２０，２１，２２が含まれる雲を通って飛行する場合がある。このとき、過冷却された液滴は、ヘリコプタ１と接触してヘリコプタ１に、とくに検出デバイス１０に氷を形成する。

ヘリコプタ１が前進すると、ヘリコプタ１が空気流を発生させて、液滴２０，２１，２２が検出デバイス１０の本体１３に衝突するようになる。
液滴２２は、ほとんど運動量を有しないので、そのほとんどが黒色の部分１７に定着して氷を形成する。

液滴２１は、液滴２２よりも大きい運動量を有するので、部分１６に到達することができる。そして、ほとんどの液滴２１が黄色の部分１６に定着して氷を形成する。

液滴２０は、液滴２１，２２よりも大きい運動量を有するので、部分１５に到達することができる。そして、ほとんどの液滴２０が赤色の部分１５に定着して氷を形成する。

操縦者または他の乗員は、単に本体１３を見て部分１５の氷を確認することによって、液滴２０により生成された氷の存在を断定することができる。

このようにして液滴２０により生成された氷の存在が確認できたら、操縦者はヘリコプタ１を雲の外に飛行させる。

本発明に係るヘリコプタ１の利点は、以上の説明により明らかである。
とくに、操縦者または他の乗員は、単に部分１５の氷を確認することによって、液滴２０により生成された氷の存在を断定することができる。

したがって、検出デバイス１０は、センサまたは調整回路を必要とせず、完全にパッシブタイプで電子部品を有しないようにすることができる。

最後に、航空機がヘリコプタである場合には、主ロータの空気力学的作動により、斜角をなして軸線Ｂに対して平行に流れる空気流が乱される。この場合、軸線Ａおよび軸線Ｂは、互いに傾きを有しているので、部分１５，１６，１７は、依然として液滴２０，２１，２２による衝突を受ける。これは、検出デバイス１０の動作が、空気流の乱れによっても全く損なわれないことを意味する。

しかしながら、本発明の範囲を逸脱することなく、航空機に変更を加えることができることは明らかである。

とくに、航空機は、飛行機または転換式航空機であってもよい。
航空機が飛行機である場合、軸線Ａと軸線Ｂは、互いに傾いている必要はない。
また、本体１３は、部分１５，１６，１７を形成する半球状の前方部分と、円柱状（cylindrical）の後方部分とを具備してもよい。

１ 航空機
２ 胴体
１０ 検出デバイス
１１ 表面
１３ 本体
１４ 支持部材
１５ 第１の部分
１６ 第３の部分
１７ 第２の部分
２０ 第１の液滴
２１ 第３の液滴
２２ 第２の液滴
３０ 第１の閉曲線
３１ 第２の閉曲線
３２ 第３の閉曲線
Ａ 軸線
Ｂ 軸線

Claims (10)

1. 航空機（１）であって、
   胴体（２）と、
   閾値よりも大きい特徴的な第１の寸法を有する、第１の過冷却された液滴（２０）が凝固することによって生じる氷の存在を検出する、検出デバイス（１０）とを具備し、
   前記検出デバイス（１０）は、前記第１の液滴（２０）が集積される優先的な第１の部分（１５）を備え、
   前記第１の部分（１５）は、前記胴体（２）内部から視認可能に配置され、
   前記検出デバイス（１０）は、前記閾値よりも小さい特徴的な第２の寸法を有する、第２の過冷却された液滴（２２）が集積される優先的な第２の部分（１７）を備え、
   前記第２の部分（１７）は、前記第１の部分（１５）とは識別されて前記胴体（２）の内部から視認可能に配置され、
   前記検出デバイス（１０）は、前記第１の液滴（２０）および前記第２の液滴（２２）が掃くように流れる表面（１１）を含む本体（１３）をさらに具備し、
   前記本体（１３）の前記表面（１１）は、前記第１の部分（１５）および第２の部分（１７）を形成し、
   前記第２の部分（１７）は、前記航空機（１）の通常の移動方向において、前記第１の部分（１５）の前方に配置される航空機において、
   前記第１の部分（１５）は、互いに区別される第１および第２の平面にそれぞれ延在する、第１の閉曲線（３０）と第２の閉曲線（３１）との間に囲まれており、
   第２の部分（１７）は、前記第１の部分（１５）に対向する側において、前記第１および第２の平面と区別される第３の平面に延在する第３の閉曲線（３２）によって囲まれていることを特徴とする、航空機。
2. 前記検出デバイス（１０）が、前記表面（１１）に形成される第３の部分（１６）を備え、前記第３の部分（１６）が、前記第１の寸法と前記第２の寸法との間の特徴的な第３の寸法を有する、第３の過冷却された液滴（２１）が集積される部分を形成し、
   前記第３の部分（１６）が、前記第１の部分（１５）と前記第２の部分（１７）との間に配置されることを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
3. 前記第１、第２および第３の閉曲線（３０，３１，３２）がそれぞれ、共通の第１の軸線（Ａ）上にそれぞれ中心を有する第１、第２および第３の円であることを特徴とする、請求項１または２に記載の航空機。
4. 前記表面（１１）が、第１、第２および第３の部分（１５，１６，１７）を形成する、少なくとも球面部分を有することを特徴とする、請求項１〜３のいずれかに記載の航空機。
5. 前記検出デバイス（１０）が、前記本体（１３）を加熱する手段を具備することを特徴とする、請求項１〜４のいずれかに記載の航空機。
6. 前記本体（１３）が金属から構成されることを特徴とする、請求項５に記載の航空機。
7. 前記本体（１３）が複合材料から構成されることを特徴とする、請求項１〜５のいずれかに記載の航空機。
8. 前記胴体（２）から突出して、前記胴体（２）に相対する端部において前記本体（１３）を支持する、支持部材（１４）を具備することを特徴とする、請求項１〜７のいずれかに記載の航空機。
9. ヘリコプタであることを特徴とする、請求項１〜８のいずれかに記載の航空機。
10. 前記本体（１３）が、前記航空機（１）の通常の移動方向に平行な第２の対称の軸線（Ｂ)を有し、前記第１の軸線（Ａ）と前記第２の軸線（Ｂ）とが互いに対して傾斜してなることを特徴とする、請求項３〜９のいずれかに記載の航空機。