JP2011183922A - 航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼において、翼前縁部を効果的に加熱することで翼前縁部の外側に付着する氷の生成を適正に防止可能とする。
【解決手段】湾曲形状をなす主翼前縁部４１と、この主翼前縁部４１の内側に所定隙間をもって配置される湾曲形状をなすガイド板４２とにより、主翼前縁部４１の内側に沿って暖気通路４６を設けると共に、この暖気通路４６にブリードエアを供給するダクト配管４７を設けて構成し、暖気通路４６における主翼前縁部４１における先端部の隙間を、ブリードエア流動方向の下流側よりも狭く形成する。
【選択図】 図２

Description

本発明は、航空機の翼前縁部にブリードエアを供給することで、航行中に翼前縁部の外側に付着する氷の生成を防止する航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼に関する。

従来、航空機における翼前縁部の防除氷装置としては、下記特許文献１〜３に記載されたものがある。この各特許文献に記載された主翼前縁部の防除氷装置では、外皮と内皮と隔壁で囲まれる主翼前縁部の内側空間を暖気室として形成すると共に、航空機用のエンジンより抽気した高温空気（ブリードエア）を主翼前縁部の内側に供給可能なダクトを配置している。従って、このダクトに供給されたブリードエアを暖気室に噴射し、主翼前縁部から後方に流すことで、この主翼前縁部の外側に付着する氷の粒の生成を防止している。

特許第３５２９９１０号公報 特許第３６４７６１２号公報 米国特許第５０１１０９８号公報

ところで、航空機の主翼前縁部の外側では、先端側に氷の粒が生成しやすい。ところが、従来の航空機における翼前縁部の防除氷装置にあっては、ダクトからのブリードエアを暖気室における主翼前縁部の先端に向けて供給しているため、この先端付近が集中的に加熱されることから、ブリードエアが流れる下流側で熱量が不足してムラが発生し、適正に主翼前縁部の外側に付着する氷の粒の生成を防止することが困難となる。

本発明は上述した課題を解決するものであり、翼前縁部を効果的に加熱することで翼前縁部の外側に付着する氷の生成を適正に防止可能とする航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼を提供することを目的とする。

上記の目的を達成するための本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置は、湾曲形状をなす翼前縁部と、該翼前縁部の内側に所定隙間をもって配置される湾曲形状をなすガイド板と、前記翼前縁部と前記ガイド板とにより前記翼前縁部の内側に沿って設けられる暖気通路と、該暖気通路にブリードエアを供給するブリードエア供給部と、を備える航空機における翼前縁部の防除氷装置において、前記暖気通路は、前記翼前縁部における先端側の流路面積と、ブリードエア流動方向の下流側の流路面積とを異なる面積とする、ことを特徴とするものである。

従って、暖気通路は、翼前縁部における先端側の流路面積とブリードエア下流側の流路面積とが異なることで、ブリードエア供給部から暖気通路に供給されるブリードエアは、暖気通路の全域にわたって安定して供給されることとなり、翼前縁部との熱交換を促進し、翼前縁部を効果的に加熱することで、翼前縁部の外側に付着する氷の生成を適正に防止することができる。

本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、前記暖気通路は、前記翼前縁部における先端側の流路面積がブリードエア流動方向の下流側の流路面積より狭く形成されることを特徴としている。

従って、暖気通路は、翼前縁部における先端部の隙間が下流側に比べて狭く形成されることで、ブリードエア供給部から暖気通路に供給されるブリードエアは、この翼前縁部における先端部でその流速が速くなり、ブリードエアの下流側まで安定して供給することができ、翼前縁部を効果的に加熱することができる。

本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、前記暖気通路は、ブリードエア流動方向の下流側の流路面積が前記翼前縁部における先端側の流路面積より狭く形成されることを特徴としている。

従って、暖気通路は、ブリードエア流動方向の下流側の流路面積が翼前縁部側の流路面積より狭く形成されることで、ブリードエア供給部から暖気通路に供給されるブリードエアは、下流側でその流速が速くなり、ブリードエアの下流側まで安定して供給することができ、翼前縁部を効果的に加熱することができる。

本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、前記翼前縁部と前記ガイド板との間に前記暖気通路の隙間量を所定量に設定する隙間量調整部材が設けられることを特徴としている。

従って、隙間量調整部材により、暖気通路における翼前縁部における先端部の隙間をブリードエア流動方向の下流側より狭く設定するなど所望の隙間に容易に設定することができ、組付性を向上することができる。

本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、前記隙間量調整部材は、前記翼前縁部と前記ガイド板とを連結する連結部材として機能することを特徴としている。

従って、隙間量調整部材が連結部材として機能することで、構成部材の増加及び重量の増加を抑制し、構造の複雑化、高コスト化を防止することができる。また、翼前縁部と連結された隙間調整部材により伝熱面積が増加すると共に乱流が発生することで、翼前縁部の受熱量が増加し、ブリードエアと翼前縁部との熱交換の効率を向上することができる。

本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、前記暖気通路にフィンが配置されることを特徴としている。

従って、暖気通路にフィンが設けられることで、更にブリードエアの伝熱面積が増加すると共に乱流が発生することで、翼前縁部の受熱量が増加し、ブリードエアと翼前縁部との熱交換の効率を向上することができる。

本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、前記ガイド板の内側に所定隙間をもって第２ガイド板が配置されることで、前記暖気通路から排出されるブリードエアを該暖気通路の内側に沿って流動させる第２暖気通路が設けられることを特徴としている。

従って、暖気通路を通るブリードエアが第２暖気通路を通るブリードエアにより保温されることとなり、ブリードエアにより翼前縁部を効率的に加熱することができる。

本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、航空機用ガスタービンの圧縮機から抽気したブリードエアを航空機に搭載された高温機器により加熱してから前記ブリードエア供給部に供給するブリードエア加熱装置が設けられることを特徴としている。

従って、ブリードエアがブリードエア加熱装置により加熱されてから供給されることで、ブリードエアにより翼前縁部を確実に加熱することができる。

本発明の航空機主翼は、上記のいずれか一つに記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置が設けられることを特徴としている。

従って、ブリードエア供給部から暖気通路に供給されるブリードエアは、暖気通路の全域にわたって安定して供給されることとなり、翼前縁部との熱交換を促進し、翼前縁部を効果的に加熱することで、翼前縁部の外側に付着する氷の生成を適正に防止することができる。

本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼によれば、翼前縁部とガイド板とにより設けられる暖気通路にて、翼前縁部における先端側の流路面積と、ブリードエア流動方向の下流側の流路面積とを異なる面積とするので、ブリードエアを暖気通路の全域にわたって安定して供給することができ、翼前縁部との熱交換を促進し、翼前縁部を効果的に加熱することで、翼前縁部の外側に付着する氷の生成を適正に防止することができる。

図１は、本発明の実施例１に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置を表す概略構成図である。 図２は、実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置が適用された主翼の要部を表す図１のII−II断面図である。 図３−１は、実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置における外板とガイド板の連結構造を表す断面図である。 図３−２は、実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置における外板とガイド板の連結構造の変形例を表す断面図である。 図３−３は、実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置における外板とガイド板の連結構造の変形例を表す断面図である。 図４は、本発明の実施例２に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置が適用された主翼の要部断面図である。 図５は、本発明の実施例３に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置を表す概略構成図である。 図６は、本発明の実施例４に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置を表す概略構成図である。

以下に添付図面を参照して、本発明に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼の好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではない。

図１は、本発明の実施例１に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置を表す概略構成図、図２は、実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置が適用された主翼の要部を表す図１のII−II断面図、図３−１は、実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置における外板とガイド板の連結構造を表す断面図、図３−２及び図３−３は、実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置における外板とガイド板の連結構造の変形例を表す断面図である。

実施例１において、図１に示すように、航空機用のエンジンとして適用されるガスタービン１０は、ファンケーシング１１と本体ケーシング１２とを有し、ファンケーシング１１内にファン１３を収容し、本体ケーシング１２内に圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６を収容して構成されている。

ファン１３は、回転軸２１の外周部に複数のファンブレード２２が装着されて構成されている。圧縮機１４は、低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４とを有している。燃焼器１５は、圧縮機１４より下流側に位置し、周方向に配置されている。タービン１６は、燃焼器１５より下流側に位置し、高圧タービン２５及び低圧タービン２６とを有している。そして、ファン１３の回転軸２１と低圧コンプレッサ２３とが連結され、低圧コンプレッサ２３と低圧タービン２６とが第１ロータ軸２７により連結されている。また、高圧コンプレッサ２４と高圧タービン２５とが、第１ロータ軸２７の外周側に位置する円筒形状をなす第２ロータ軸２８により連結されている。

従って、圧縮機１４にて、空気取入口から取り込まれた空気が、低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４における図示しない複数の静翼と動翼を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１５にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。この燃焼器１５で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１６を構成する高圧タービン２５及び低圧タービン２６における図示しない複数の静翼と動翼を通過することで駆動回転する。この場合、低圧タービン２６の回転力が第１ロータ軸２７により低圧コンプレッサ２３に伝達されて駆動する。また、高圧タービン２５の回転力が第２ロータ軸２８により高圧コンプレッサ２４に伝達されて駆動する。その結果、ファン１３を駆動することができ、主にこのファン１３により推力を得ることができる。

実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、上述した航空機用のエンジンとして適用されるガスタービン１０の圧縮機１４から抽気したブリードエアを主翼３１の前縁部に供給することで、この主翼前縁部に付着しやすい氷の生成を防止している。そのため、圧縮機１４における低圧コンプレッサ２３の上流位置から主翼３１の前縁部に延びるブリードエア供給ライン３２が設けられている。

ここで、主翼３１の構造について詳細に説明する。図２に示すように、主翼前縁部４１は、先端部が、例えば、湾曲した上下の板材を接合することで湾曲形状をなして形成されている。ここで、主翼前縁部４１とは、主翼３１における前縁の近傍である。ガイド板４２は、この主翼前縁部４１の内側に所定隙間をもって配置されており、主翼前縁部４１と同様に、先端部が、例えば、湾曲した上下の板材を接合することで湾曲形状をなして形成されている。なお、主翼前縁部４１及びガイド板４２は、上下の板材を接合せずに一体成形しても構わない。

主翼前縁部４１は、主翼３１の長手方向に沿って設けられ、ガイド板４２は、主翼３１の長手方向、つまり、航空機の幅方向に沿って所定長さを有し、この方向に複数並設されている。即ち、主翼前縁部４１は、その内側に、主翼３１の長手方向（図２にて、紙面鉛直方向）に沿って隔壁４３が形成されると共に、主翼３１の前後方向（図２にて、左右方向）に沿う隔壁４４が主翼３１の長手方向に所定間隔で形成されている。そして、この各ガイド板４２は、主翼３１の長手方向における両端部が隔壁４４の端面に当接または固定されている。

暖気室４５は、主翼前縁部４１と後部の隔壁４３と左右の隔壁４４により囲まれることで形成されている。また、暖気通路４６は、主翼前縁部４１とガイド板４２とにより挟持された空間部として形成されており、主翼前縁部４１の内側に沿って、主翼前縁部４１の先端部から後方に向けて設けられ、後端部が暖気室４５に開放している。

ブリードエア供給部としてのダクト配管４７は、暖気室４５内にて、主翼前縁部４１の先端部側にガイド板４２と隣接して設けられている。このダクト配管４７は、主翼３１の長手方向に沿って隔壁４４を貫通して配設され、所定の位置に上述したブリードエア供給ライン３２（図１参照）が連結され、各端部が閉塞されている。ガイド板４２は、主翼前縁部４１の先端部に対応する位置に開口部４２ａが形成され、一方、ダクト配管４７は、開口部４２ａに対向する位置に、主翼前縁部４１の前方に向けて開口する噴射孔４７ａが形成されており、このガイド板４２の開口部４２ａとダクト配管４７の噴射孔４７ａが連結管４８により連結されている。この場合、開口部４２ａ、噴射孔４７ａ、連結管４８は、一つのガイド板４２に対して所定間隔で複数設けられている。

従って、図１及び図２に示すように、ガスタービン１０の圧縮機１４（低圧コンプレッサ２３）の上流位置から抽気したブリードエアは、ブリードエア供給ライン３２を通して主翼前縁部４１に供給される。主翼前縁部４１に供給されるブリードエアは、ダクト配管４７に流動し、噴射孔４７ａから連結管４８及び開口部４２ａを介して暖気通路４６における主翼前縁部４１の先端部に供給される。すると、暖気通路４６に供給されたブリードエアは、暖気通路４６における主翼前縁部４１の先端部から、この主翼前縁部４１の内側に沿って後方に流れ、暖気室４５に至る。そのため、主翼前縁部４１は、このブリードエアにより加熱される。なお、暖気室４５に流れ込んだブリードエアは、低温で、且つ、大気圧に近いことから、機外に排出される。

ところで、実施例１にて、暖気通路４６は、主翼前縁部４１における先端側の隙間（流路面積）と、ブリードエア流動方向の下流側の隙間（流路面積）とが異なる面積に設定されている。具体的に、暖気通路４６は、主翼前縁部４１における先端側の隙間（流路面積）がブリードエア流動方向の下流側の隙間（流路面積）より狭く形成されている。

即ち、暖気通路４６にて、主翼前縁部４１における先端部の隙間Ｓ１に対して、主翼前縁部４１における後端部の隙間Ｓ２が大きく設定されており、結果として、暖気通路４６は、ブリードエアの流動方向の下流側にいくほど広くなっている。本実施例では、ダクト配管４７が主翼前縁部４１における先端部に対向して設けられていることから、主翼前縁部４１におけるブリードエア供給位置の隙間が、ブリードエア流動方向の下流側に比べて狭く形成されることとなる。

この場合、主翼前縁部４１とガイド板４２との間には、暖気通路４６の隙間量を設定する隙間量調整部材、または、主翼前縁部４１とガイド板４２とを連結する連結部材として機能する固定具４９が設けられている。即ち、この固定具４９において、図３−１に示すように、主翼前縁部４１は、所定の位置に皿孔４１ａが形成され、ガイド板４２は、所定の位置に取付孔４２ｂが形成されている。ブッシュ５０は、主翼前縁部４１とガイド板４２との隙間、つまり、暖気通路４６の隙間に応じてその高さが設定されている。つまり、設定したい暖気通路４６の隙間に合わせてこのブッシュ５０の高さを調整しておく。皿リベット５１は、主翼前縁部４１の外側から、皿孔４１ａ、ブッシュ５０、取付孔４２ｂを貫通し、先端部５１ａがつぶされる。従って、主翼前縁部４１とガイド板４２とは、ブッシュ５０を介して皿リベット５１により所定隙間に接合され、所望隙間の暖気通路４６を形成することができる。

なお、主翼前縁部４１とガイド板４２との隙間（暖気通路４６の隙間）を設定する隙間量調整部材、または、主翼前縁部４１とガイド板４２とを連結する連結部材として機能する固定具４９はこれに限定されるものではない。

例えば、図３−２に示すように、主翼前縁部４１は、所定の位置にフランジ４１ｃを有する孔４１ｄが形成され、ガイド板４２は、所定の位置に取付孔４２ｂが形成されている。このフランジ４１ｃは、主翼前縁部４１とガイド板４２との隙間、つまり、暖気通路４６の隙間に応じてその高さが設定されている。つまり、設定したい暖気通路４６の隙間に合わせてこのフランジ４１ｃの高さを調整しておく。皿リベット５１は、主翼前縁部４１の外側から、孔４１ｄ、フランジ４１ｃ、取付孔４２ｂを貫通し、先端部５１ａがつぶされる。従って、主翼前縁部４１とガイド板４２とは、フランジ４１ｃを介して皿リベット５１により所定隙間に接合され、所望隙間の暖気通路４６を形成することができる。

また、図３−３に示すように、主翼前縁部４１は、所定の位置に皿孔４１ａが形成され、ガイド板４２は、所定の位置に絞り部４２ｃを有する孔４２ｄが形成されている。この絞り部４２ｃは、主翼前縁部４１とガイド板４２との隙間、つまり、暖気通路４６の隙間に応じてその高さが設定されている。つまり、設定したい暖気通路４６の隙間に合わせてこの絞り部４２ｃの高さを調整しておく。皿リベット５１は、主翼前縁部４１の外側から、皿孔４１ａ、孔４２ｄを貫通し、先端部５１ａがつぶされる。従って、主翼前縁部４１とガイド板４２とは、絞り部４２ｃを介して皿リベット５１により所定隙間に接合され、所望隙間の暖気通路４６を形成することができる。

なお、この隙間量調整部材や連結部材は、これらの構成に限定されるものではなく、たとえば、ガイド部材４２の端部に屈曲部を形成し、この部分をリベットなどにより固定してもよい。その他、ねじ、ボルトとナット、溶接などの手法を合わせて使用してもよい。

このように構成された実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、暖気通路４６は、主翼前縁部４１における先端部の隙間が、ブリードエア流動方向の下流側に比べて狭く形成されている。従って、図２に示すように、ブリードエアは、ダクト配管４７から連結管４８を通して暖気通路４６における主翼前縁部４１の先端部に供給されると、ここから上下に分かれ、それぞれ主翼前縁部４１の内側に沿って後方に流れる。このとき、暖気通路４６におけるブリードエアの流れは、流路の狭い主翼前縁部４１の先端部では速く、後方に流れるにしたがって低速となる。そのため、ブリードエアは、暖気通路４６内を下流側まで安定して流動することとなり、主翼前縁部４１は、このブリードエアにより、先端部だけでなく下流側まで熱交換が促進され、全域にわたって効果的に加熱されることとなり、主翼前縁部４１の先端部の外側に付着する氷の生成が防止される。

このように実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼にあっては、湾曲形状をなす主翼前縁部４１と、この主翼前縁部４１の内側に所定隙間をもって配置される湾曲形状をなすガイド板４２とにより、主翼前縁部４１の内側に沿って暖気通路４６を設けると共に、この暖気通路４６にブリードエアを供給するダクト配管４７を設けて構成され、暖気通路４６における主翼前縁部４１における先端部の隙間を、ブリードエア流動方向の下流側よりも狭く形成する。

従って、暖気通路４６は、ダクト配管４７から連結管４８を通して暖気通路４６に供給されるブリードエアは、この主翼前縁部４１における先端部における狭い隙間でその流速が速くなり、下流側まで安定して流動することとなり、主翼前縁部４１は、このブリードエアにより、先端部だけでなく下流側まで熱交換が促進され、全域にわたって効果的に加熱することができ、その結果、主翼前縁部４１の外側に付着する氷の生成を適正に防止することができる。

また、実施例１の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、主翼前縁部４１とガイド板４２との間に暖気通路４６の隙間量を所定量に設定する隙間量調整部材としての固定具４９（ブッシュ５０、フランジ４１ｃ、絞り部４２ｃ）を設けている。従って、固定具４９により、暖気通路４６における主翼前縁部４１における先端部の隙間がブリードエア流動方向の下流側より狭く設定するなど所望の隙間に容易に設定することができ、組付性を向上することができる。

また、実施例１の航空機における翼前縁部の防氷装置では、この隙間量調整部材としての固定具４９を、主翼前縁部４１とガイド板４２とを連結する連結部材として機能させている。従って、隙間量調整部材が連結部材として機能することで、構成部材の増加および重量の増加を防止し、構造の複雑化、高コスト化を防止することができる。また、主翼前縁部４１と連結された固定具４９により伝熱面積が増加すると共に乱流が発生することで、主翼前縁部４１の受熱量が増加し、ブリードエアと主翼前縁部４１との熱交換の効率を向上を向上することができる。

図４は、本発明の実施例２に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置が適用された主翼の要部断面図である。なお、前述した実施例で説明したものと同様の機能を有する部材には同一の符号を付して重複する説明は省略する。

実施例２の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、図４に示すように、主翼前縁部４１の内側にガイド板４２が固定されることで、両者の間に暖気通路４６が形成されている。そして、この暖気通路４６は、主翼前縁部４１における先端部の隙間が、ブリードエア流動方向の下流側に比べて狭く形成されている。

また、本実施例では、この暖気通路４６にフィン６１が配置されている。具体的には、フィン６１は、板材に複数の凹凸が形成されて構成され、リベット６２によりガイド板４２の外側に、主翼前縁部４１側に突出するように固定されている。なお、この場合、フィン６１を主翼前縁部４１の内側にガイド板４２側に突出するように固定してもよいし、フィン６１を主翼前縁部４１またはガイド板４２と一体成形してもよい。また、フィン６１の形状も実施例の形状に限定されるものではない。

従って、ブリードエアが暖気通路４６を流れるとき、このブリードエアは、主翼前縁部４１の内側やガイド板４２の外側だけでなく、フィン６１にも接触することで、主翼前縁部４１の受熱量が増加する。また、ブリードエアは、フィン６１により乱流となることで、更なる主翼前縁部４１における受熱量の増加が見込まれる。結果として、主翼前縁部４１を効率的に加熱できる。

このように実施例２の航空機における翼前縁部の防除氷装置にあっては、暖気通路４６にフィン６１を配置することで、暖気通路４６を流れるブリードエアは、この暖気通路４６内との伝熱面積が増加すると共に乱流が発生することで、主翼前縁部４１の受熱量が増加し、熱交換を促進することができる。

図５は、本発明の実施例３に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置を表す概略構成図である。なお、前述した実施例で説明したものと同様の機能を有する部材には同一の符号を付して重複する説明は省略する。

実施例３の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、図５に示すように、主翼前縁部４１の内側にガイド板４２が固定されることで、両者の間に暖気通路４６が形成されている。そして、この暖気通路４６は、主翼前縁部４１における先端部の隙間が、ブリードエア流動方向の下流側に比べて狭く形成されている（Ｓ１＜Ｓ２）。

また、本実施例では、ガイド板４２の内側に所定隙間をもって第２ガイド板７１，７２が配置されており、他方の第２ガイド板７１は主翼背側に位置し、一方の第２ガイド板７２は主翼腹側に位置している。そして、この第２ガイド板７１，７２は、前端部がダクト配管４７の近傍まで延出され、後端部がガイド板４２の後端部を囲繞するように、主翼前縁部４１に密着している。そして、第２ガイド板７１，７２は、多数のリベット７３，７４により主翼前縁部４１及びガイド板４２に固定されている。

そして、ガイド板４２と第２ガイド板７１，７２との間に、暖気通路４６から排出されるブリードエアをこの暖気通路４６の内側に沿って流動させる第２暖気通路７５，７６が設けられる。

従って、ブリードエアは、ダクト配管４７から連結管４８を通して暖気通路４６における主翼前縁部４１の先端部に供給されると、ここから上下に分かれ、それぞれ主翼前縁部４１の内側に沿って後方に流れる。このとき、暖気通路４６におけるブリードエアの流れは、流路の狭い主翼前縁部４１の先端部では速く、後方に流れるにしたがって低速となる。そのため、ブリードエアは、暖気通路４６内を下流側まで安定して流動することとなり、主翼前縁部４１は、このブリードエアにより、先端部だけでなく下流側まで熱交換が促進され、全域にわたって効果的に加熱されることとなり、主翼前縁部４１の先端部の外側に付着する氷の生成が防止される。

そして、暖気通路４６を後方に流れたブリードエアは、暖気通路４６の後端部が第２ガイド板７１，７２により閉塞していることから、ここで折り返し、第２暖気通路７５，７６を通って前方側に流れる。このとき、暖気通路４６を流れるブリードエアは、第２暖気通路７５，７６を流れるブリードエアにより温度低下が抑制される。

このように実施例３の航空機における翼前縁部の防除氷装置にあっては、ガイド板４２の内側に所定隙間をもって第２ガイド板７１，７２を配置することで、暖気通路４６から排出されるブリードエアをこの暖気通路４６の内側に沿って流動させる第２暖気通路７５，７６を設けている。従って、暖気通路４６を通るブリードエアが第２暖気通路７５，７６を通るブリードエアにより保温されることとなり、ブリードエアにより主翼前縁部４１を効率的に加熱することができる。

図６は、本発明の実施例４に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置を表す概略構成図である。なお、前述した実施例で説明したものと同様の機能を有する部材には同一の符号を付して重複する説明は省略する。

実施例４の航空機における翼前縁部の防除氷装置では、図６に示すように、ブリードエア供給ライン３２は、ガスタービン１０の圧縮機１４（低圧コンプレッサ２３）の上流位置から抽気したブリードエアを主翼前縁部４１に供給するものである。このブリードエア供給ライン３２は、中途部にブリードエア加熱装置８１が設けられている。このブリードエア加熱装置８１は、航空機に搭載された高温機器であり、例えば、フラップを作動させるための油圧機器である。例えば、ブリードエア供給ライン３２を構成するエア配管を、油圧機器を構成する油圧シリンダの外周部に付設する。

従って、ガスタービン１０の圧縮機１４から抽気したブリードエアは、ブリードエア加熱装置８１により加熱してから主翼３１に供給されることとなり、主翼前縁部４１（図２参照）を効果的に加熱することができる。

このように実施例４の航空機における翼前縁部の防除氷装置にあっては、航空機用のガスタービン１０の圧縮機１４から抽気したブリードエアを航空機に搭載された高温機器により加熱してから主翼前縁部４１のダクト配管４７に供給するブリードエア加熱装置８１を設けている。従って、ブリードエアがブリードエア加熱装置８１により加熱されてから供給されることで、ブリードエアにより主翼前縁部を確実に加熱することができる。また、高温のブリードエアを使用することで、ブリードエアの供給量を減少することができ、ガスタービン１０の効率の低下を抑制することができる。一方、ブリードエアにより高温機器を冷却することができるので、高温機器の冷却に必要な冷却空気量を削減でき、これによってもガスタービン１０の効率の低下を抑制することができる。

なお、上述した各実施例では、暖気通路４６における主翼前縁部４１における先端部の隙間を、ブリードエア流動方向の下流側に向かって徐々に広くなるようにしたが、段階的に広くなるように形成してもよい。

また、上述した各実施例では、暖気通路４６における主翼前縁部４１における先端部の隙間（流路面積）を、ブリードエア流動方向の下流側の隙間（流路面積）より狭く設定したが、この構成に限定されるものではない。例えば、暖気通路４６にて、ブリードエア流動方向の下流側の隙間（流路面積）Ｓ２を、主翼前縁部４１における先端側の隙間（流路面積）Ｓ１より狭く形成してもよい。この場合、ブリードエアが暖気通路４６に供給されると、下流側でその流速が速くなることから、暖気通路４６の下流側まで安定してブリードエアを供給することができ、主翼前縁部４１を効果的に加熱することができる。

また、上述した各実施例では、本発明の航空機における翼前縁部の防除氷装置を航空機の主翼に適用して説明したが、主翼に限らず、尾翼など、他の翼に適用してもよい。

本発明に係る航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼は、暖気通路にて、翼前縁部における先端側の流路面積と、ブリードエア流動方向の下流側の流路面積とを異なる面積とすることで、翼前縁部を効果的に加熱して翼前縁部の外側に付着する氷の生成を適正に防止可能とするものであり、いずれの種類の航空機における翼にも適用することができる。

１１ ファンケーシング
１２ 本体ケーシング
１３ ファン
１４ 圧縮機
１５ 燃焼器
１６ タービン
２３ 低圧コンプレッサ
２４ 高圧コンプレッサ
２５ 高圧タービン
２６ 低圧タービン
３１ 主翼（翼）
３２ ブリードエア供給ライン
４１ 主翼前縁部
４２ ガイド板
４５ 暖気室
４６ 暖気通路
４７ ダクト配管（ブリードエア供給部）
４９ 固定具（隙間量調整部材、連結部材）
６１ フィン
７１，７２ 第２ガイド板
７５，７６ 第２暖気通路
８１ ブリードエア加熱装置

Claims (9)

1. 湾曲形状をなす翼前縁部と、
   該翼前縁部の内側に所定隙間をもって配置される湾曲形状をなすガイド板と、
   前記翼前縁部と前記ガイド板とにより前記翼前縁部の内側に沿って設けられる暖気通路と、
   該暖気通路にブリードエアを供給するブリードエア供給部と、
   を備える航空機における翼前縁部の防除氷装置において、
   前記暖気通路は、前記翼前縁部における先端側の流路面積と、ブリードエア流動方向の下流側の流路面積とを異なる面積とする、
   ことを特徴とする航空機における翼前縁部の防除氷装置。
2. 前記暖気通路は、前記翼前縁部における先端側の流路面積がブリードエア流動方向の下流側の流路面積より狭く形成されることを特徴とする請求項１に記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置。
3. 前記暖気通路は、ブリードエア流動方向の下流側の流路面積が前記翼前縁部における先端側の流路面積より狭く形成されることを特徴とする請求項１に記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置。
4. 前記翼前縁部と前記ガイド板との間に前記暖気通路の隙間量を所定量に設定する隙間量調整部材が設けられることを特徴とする請求項１から３のいずれか一つに記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置。
5. 前記隙間量調整部材は、前記翼前縁部と前記ガイド板とを連結する連結部材として機能することを特徴とする請求項４に記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置。
6. 前記暖気通路にフィンが配置されることを特徴とする請求項１から５のいずれか一つに記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置。
7. 前記ガイド板の内側に所定隙間をもって第２ガイド板が配置されることで、前記暖気通路から排出されるブリードエアを該暖気通路の内側に沿って流動させる第２暖気通路が設けられることを特徴とする請求項１から６のいずれか一つに記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置。
8. 航空機用ガスタービンの圧縮機から抽気したブリードエアを航空機に搭載された高温機器により加熱してから前記ブリードエア供給部に供給するブリードエア加熱装置が設けられることを特徴とする請求項１から７のいずれか一つに記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置。
9. 前記請求項１から８のいずれか一つに記載の航空機における翼前縁部の防除氷装置が設けられることを特徴とする航空機主翼。

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