JP2014020371A - 航空機防除氷システムおよび方法 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機エンジンナセルは着氷状態を起こしやすく、エンジン面を着氷から保護するためのシステムおよび方法を提供する。
【解決手段】防除氷用システムは、構成要素の面に接着接合するように適合されている。そのシステムは、発熱体４８と、発熱体４８の第１の面を構成要素に接着接合する少なくとも１つの伝熱性接着層５２と、発熱体４８の第２の面を絶縁層５６に接着接合する少なくとも１つの熱的絶縁接着層５８と、電源と発熱体４８との間の接続を提供するように適合されている電気母線６２と、少なくとも１つの温度センサ５４とを備える。
【選択図】図２

Description

本発明は、全体的に、ターボ機械に関し、より具体的には、航空機エンジン面用の防氷および除氷システムに関する。

図１は、当技術分野で周知の型の高バイパスターボファンエンジン１０を概略的に示す。エンジン１０は、ファン組立体１２、およびコアエンジン１４を含むように概略的に図示されている。ファン組立体１２は、複合ファン外筒１６およびファン動翼１８の列から前方に突出しているスピナノーズ２０を含むように示されている。スピナノーズ２０およびファン動翼１８の両方が、ファンディスク（図示せず）によって支持されている。コアエンジン１４が、高圧圧縮機２２、燃焼器２４、高圧タービン２６、および低圧タービン２８を含むように示されている。ファン組立体１２に入る空気の大部分が、エンジン１０の後部に迂回して、追加のエンジン推力を生成する。迂回した空気は、環状形状のバイパスダクト３０を通過し、ファンノズル３２を通ってバイパスダクト３０を出る。ファン動翼１８は、バイパスダクト３０の半径方向外側境界を画定するファンナセル３４、ならびにエンジン１０への入口ダクト３６、およびファンノズル３２によって取り囲まれている。コアエンジン１４は、バイパスダクト３０の半径方向内側の境界を画定するコア通風帽３８、ならびにコアエンジン１４から後方に延在する排気ノズル４０によって取り囲まれている。

ファンナセル３４は、その設計上の考察事項に空気力学的基準、ならびに吸込み損傷（ＦＯＤ：ｆｏｒｅｉｇｎ ｏｂｊｅｃｔ ｄａｍａｇｅ）に耐える能力が含まれる、重要な構造上の構成要素である。これらの理由から、ファンナセル３４を製造する場合、適切な構造、材料および組立方法を選択することが重要である。様々な材料および構成が考察されてきており、金属材料、および具体的にはアルミニウム合金が広く使用されている。炭素（グラファイト）繊維または織物で強化されたエポキシ樹脂積層材料など、合成材料も考察されてきており、その理由は、それらが、空気力学的基準、輪郭制御、および削減された重量を満たす、十分な大きさの単一の部品として作製可能であることを含む利点を提供するからであり、それによって、エンジン効率を促進し、特定燃料消費率（ＳＦＣ：ｓｐｅｃｉｆｉｃ ｆｕｅｌ ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ）を向上させる。

航空機エンジンナセルは着氷状態を起こしやすく、エンジンが地上にある時、および特に飛行状態下である時、特に入口縁部（図１の４２）のナセル前縁は着氷状態になりやすい。ナセル入口縁部４２上の着氷を除去すること（除氷）、および着氷を防止すること（防氷）に対して、よく知られている手法の１つは、高温抽気システムの使用によるものであった。実施例として、エンジンが供給する抽気は、燃焼器２４からパイプ（図示せず）を通って、入口縁部４２に抽出されることが可能であり、高温抽気が入口縁部４２の内側面に接触して、縁部４２を加熱し、氷形成を除去／防止する。別法として、いくつかのより小さいターボファン、およびターボプロップ航空機エンジンは、電気エネルギーをジュール加熱による熱に変換する電気的防氷システムを利用してきた。発熱体として、抵抗式ヒータワイヤが使用可能であるが、より最近の例では、ＧｒａｆＴｅｃｈ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｈｏｌｄｉｎｇｓ Ｉｎｃ．によるＧＲＡＦＯＩＬ（登録商標）という名で市販されている可撓性グラファイト材料を使用している。発熱体は、シリコンラバーなどのブーツ内に埋め込まれ、次いでそのブーツはナセル入口縁部４２の前縁内部に取り付けられる。そのようなシステムの欠点は、それらのシステムが、図１に示す型の高バイパスターボファンエンジンのように、大きな航空機のエンジン上で除氷操作および連続的防氷操作のための過度のエネルギーを必要とする場合があるということである。

さらに別法としては、化学的除氷薬剤を放出するＡｗｅｅｐｉｎｇ＠システム、および着氷を砕くための膨張式空気袋を装備した除氷ブーツが含まれる。ウィーピングシステムの顕著な不都合な点には、化学的除氷薬剤のコストが高く、航空機が除氷製剤を絶えず運搬する必要があり、および化学的薬剤の供給が飛行中に使い尽くされる場合、システムが操作できなくなることが含まれる。除氷ブーツの不都合な点には、ポンプが空気袋を膨張させる必要があり、および比較的寿命が短いことが含まれる。

上記をかんがみて、保護面への熱伝達を改良した除氷および防氷機能を提供することができる新しい技術を発展させるための努力が進行中である。

米国特許第６３３０９８６号明細書

本発明は、保護面への改良された熱伝達を除氷および防氷機能（着氷保護）に提供することができる、航空機エンジン面を着氷から保護するためのシステムおよび方法を提供する。

本発明の第１の態様により、構成要素を防除氷するためのシステムが提供され、そのシステムは、構成要素の面に接着接合するように適合されており、発熱体層と、発熱体層の第１の面を構成要素に接着接合する少なくとも１つの伝熱性接着層と、絶縁層と、発熱体層の第２の面を絶縁層に接着接合する少なくとも１つの熱的絶縁接着層と、電源と発熱体層との間に電気接続を提供するように適合されている電気母線と、システム内に組み込まれている少なくとも１つの温度センサとを備える。

本発明の第２の態様により、着氷から航空機上の構成要素を保護する方法は、電気母線に取り付けられ、その母線で被包された発熱体層、および積層構造体を形成するための少なくとも１つの温度センサを備え、積層構造体では第１の伝熱性接着層が、積層構造体の第１の面に配置され、第１の熱的絶縁接着層が、積層構造体の第２の面に配置される。次いで、積層構造体が硬化され、その後、絶縁層が、第２の熱的絶縁接着層と共に積層構造体の第２の面に取り付けられる。次いで、積層構造体は、第２の伝熱性接着層と共に構成要素に取り付けられる。最後に、積層構造体および接着層は、構成要素に硬化されて、積層構造体を面に接着する。

本発明の技術的効果は、保護面への熱伝達を改良した除氷および防氷機能を提供することができることである。

本発明の他の態様および利点は、以下の詳細な説明からさらに理解されるであろう。

当技術分野で周知の型の高バイパスターボファンエンジンの概略図である。 本発明の実施形態による、防除氷システムの発熱体構造体の概略横断面図である。 本発明の実施形態による、防除氷システムの防氷区域、または除氷区域を形成するための蛇状形状に形成された細長い片の形の発熱体構造体の図である。 本発明の態様による、２つの別個の区域を有する防除氷システムの図である。 本発明の態様による、３つの別個の区域を有する防除氷システムの図である。 本発明の態様による、防除氷システムの図である。

図２は、本発明のある実施形態による、図３から図６に示される、例えば、防除氷システム７０などの防除氷システム内で使用するのに適した発熱体構造体４４の横断面を示す。図２は、また、例えば図１の入口縁部４２など、ナセル入口縁部の縁部外装４６を示す。そういうものとして、縁部外装４６は、発熱体構造体４４の部分ではなく、分かりやすいように示されているだけである。氷は、縁部外装４６（図２に見られる）の上面に形成されやすく、その上面は、縁部４２の外部環境に直接接触することになる縁部外装４６の外側面を画定する。着氷を除去し（除氷）、着氷を防止する（防氷）ために、縁部外装４６は、構造体４４の発熱体４８で加熱されるように示されている。発熱体４８は、従来の金属網目状発熱体よりも重量が少ないことが好ましく、より急速に加熱され得るＧＲＡＦＯＩＬ７をベースとする電気抵抗体であることが好ましいが、発熱体４８として他の材料を使用することも本発明の範囲内である。具体的には、ＧＲＡＦＯＩＬ７を使用する場合、発熱体４８は、一定の厚さおよび幅を有することができ、あるいは段階的、または先が細くなる幅、および／または厚さを有することができて、その電気抵抗、したがって、ワット密度を発熱体４８の至る所で変化させることができる。発熱体４８は、任意の等級のグラファイトから作製され得るが、しかし、より高い純度の材料が好ましい。グラファイトは、支持される、または支持されない場合があり、航空機全体の熱伝導率を高めるためにカーボンナノチューブなどの添加剤を含むことがある。

図２は、発熱体４８を縁部外装４６に接着させる２つの伝熱性接着層５０および５２を示す。発熱体構造体４４は図２では２つの伝熱性接着層５０および５２を備えるように示されているが、任意の数の伝熱性接着層を使用できることは本発明の範囲内である。伝熱性接着層５０および５２は、支持される、または支持されない場合がある薄膜接着層であってよく、発熱体４８を被包し、発熱体４８を縁部外装４６に接着させるために使用され得る。伝熱性接着層５０および５２は、熱伝導率を向上させる材料を含むことができ、その非限定的な実施例には、アルミナ（酸化アルミニウム）、窒化アルミニウム、シリコンカーバイド、および／または窒化ホウ素が含まれる。伝熱性接着層５０および５２は、約３Ｗ／ｍＫ、またはそれより大きい、航空機全体の熱伝導率を達成することができ、約−７０℃〜約２００℃、またはそれより広い作動範囲を有し、また、約４キロボルト／ｍｍ、またはそれより大きい最小誘電性抵抗を提供することが好ましい。

温度センサ５４は、図２の伝熱性接着層５０と５２との間に配置するように示されている。温度センサ５４は、より正確な作動、故障検出、および過熱保護機能のために制御システムにフィードバックを提供する目的で使用され得る。図２は、温度センサ５４の適切な配置を示すが、温度センサ５４、または他の／追加の温度センサが構造体４４内の別の場所に配置されることは、本発明の範囲内である。温度センサ５４は、従来の熱電対または測温抵抗体（ＲＴＤ）型計器であってよい。温度センサ５４の適切な配置は、発熱体４８の設置の位置、ならびに応用および制御システムに所望される温度データに基づいて選択されるであろう。

縁部外装４６、伝熱性接着層５０および５２、ならびに温度センサ５４が、本明細書で、発熱体４８のＡｈｏｔ＠面と呼ばれるもの、すなわち、縁部４２に対して防氷および除氷をもたらすために、熱が、縁部外装４６の外側面に向かって伝導されるよう意図されている発熱体４８の面を画定する。以下に説明する層は、本明細書で、発熱体４８のＡｃｏｌｄ＠面と呼ばれるもの、すなわち、熱が、縁部外装４６から離れて伝導されることが阻止される発熱体４８の絶縁面を画定する。

図２に示すように、発熱体４８の低温面は、絶縁層５６によって絶縁されている。これは、縁部外装４６から離れる方向の熱伝導を防止するための一次層であることが好ましいが、追加の層もまた、熱的絶縁をもたらすことができる。絶縁層５６向けの適切な材料の種類は、当技術分野でよく知られており、本明細書では論じないことにする。発熱体４８は低温面が絶縁されているので、熱損失は著しく低減されて、縁部４２に対してより効率的な熱伝達が促進される。

上述のように、発熱体４８内の局在化されたワット密度は、発熱体４８の幅、および／または厚さを適合させることによって、ならびに発熱体４８に積層を適合させることによって、容易に、すぐに達成可能である。例えば、絶縁層５６は、その幅、および／または厚さが任意の方向に変化する、ならびに／あるいはその密度が任意の方向に変化するように形成され得る。これらのパラメータを変化させると、材料抵抗を変化させることができ、単一の発熱体４８の至る所でワット密度を変化させることにつながり、縁部４２の特定の領域への入熱を適合させることが可能になることにつながる。ワット密度および各発熱体４８が熱循環することができるワット比率を正確に適合させることによって、発熱体４８を含む防除氷システムが、所与の電力量に対してより効果的に作動することが可能になる。

絶縁層５６は、熱的絶縁接着層５８および６０によって、発熱体４８に接着されることが好ましい。発熱体構造体４４は、図２では、２つの熱的絶縁接着層５８および６０を備えるように示されているが、任意の数の熱的絶縁接着層が使用可能であることは本発明の範囲内である。熱的絶縁接着層５８および６０は、支持される、または支持されない場合がある薄膜接着層であってよく、発熱体４８の低温面を被包する。熱的絶縁接着層５８および６０は、好ましくは約０．５Ｗ／ｍＫ、またはそれ未満の低い熱伝導率を提供するように構成可能である。熱的絶縁接着層５８および６０はまた、約４キロボルト／ｍｍ、またはそれより大きい最小絶縁耐力を有し、約−７０℃〜約２００℃、またはそれを超える作動範囲を有することが好ましい。

電気母線６２が、発熱体４８と熱的絶縁接着層５８との間に配置されるように示されている。電気母線６２は、機械的圧着方法、および／または導電性接着剤によって発熱体４８に取り付け可能である。電気母線６２は、高い導電率および熱伝導率を有する金属部品であってよいが、銅または銅合金であることが好ましい。電気母線６２は、電源ワイヤから発熱体４８に導通をもたらす。電気母線６２は、圧着型接続用のタブ、または環状接続およびねじ接続用のタブ、または任意の他の適切な手段など、電源ワイヤを取り付けるための必須の特徴を有することが好ましい。

発熱体構造体４４を作製する好ましい方法には、最初に電気母線６２を発熱体４８に圧着する、または留めることが含まれる。発熱体４８および電気母線６２は、次いで、伝熱性接着層５２および熱的絶縁接着層５８で被包され、次いで、オーブンまたは圧力釜工程によって硬化されて、積層構造体を形成する。この硬化中に接着層５２および５８の外側面上に分離膜（図示せず）が存在して、積層構造体の取り扱いを促進することが好ましい。分離膜を取り除いた後、第２の硬化工程が使用されて、積層構造体を伝熱性接着層５０と共に縁部外装４６に接着させ、絶縁層５６を熱的絶縁接着層６０と共に積層構造体に接着させる。

上記の発熱体構造体４４は、加熱される所望の面に対して、従来の防除氷システムよりも高い熱効率を提供することができる。これによって、防除氷システムを既存の構造体の裏面に接着させることができ、既存の構造体の一体式部品として作製されるのとは対照をなしている。防除氷システムを構造体の裏面（加熱が必要である面の反対側）に取り付けることによって、より簡単な整備方法が可能になり、衝撃損傷許容性を改善する。

図３は、細長い片６４として加工され（例えば、切断され）、蛇状形状に形成されることにより、本発明の好ましい実施形態による、防除氷システム７０の防氷区域または除氷区域６６を生成する発熱体構造体４４の実施形態を示す。区域６６は、図３で示され、本明細書で３つの交互配置された蛇状形状の細長い片６４を備えるように記載されているが、任意の数の細長い片６４を使用することができる。細長い片６４は、細長い片６４のそれぞれが三相電源（図示せず）の一相によって、電力を供給されるように、それによって三相電源の各相が防除氷のために加熱されることになる領域の至る所に分配され得るように、交互配置され得る。細長い片６４のそれぞれは、電源ハーネス（図示せず）へのそれ自体の取付け部６８を有することができる。大きな航空機エンジン入口取付け部に対して、細長い片６４は、三相Ｙ結線電源によって電力供給されることが好ましく、近接位相平衡、すなわち３％未満を達成するように構成され得る。三相電源は、ＡＣまたはＤＣ電源であって良い。

複数の区域６６は、縁部４２、または加熱されるべきもう１つ別の構成要素の周りに配置可能である。複数の区域６６は、防氷保護、または除氷能力、あるいはその組合せを提供するように配置され得る。図４は、２つの別個の区域６６を有する防除氷システム７０を示す。図５は、３つの別個の区域６６を有する防除氷システム７０を示す。各区域６６は、他の区域から独立して作動することができる。さらに、各区域６６は、防氷機能または除氷機能を実施するように構成可能である。図６は、図１の入口縁部４２を完全に覆うことができる防除氷システムを示す。

複数の区域６６を設けることによって、防除氷システム７０に追加の安全水準をもたらす。防除氷システム７０がＧＲＡＦＯＩＬ７ベースである場合、区域６６の単一の細長い片６４の局所的損傷が、区域６６の損傷した細長い片６４の作動をやはり可能にするが、局所的な温度上昇を伴う。しかし、細長い片６４を、連続的電気流路を防ぐために完全に切り離した場合、電源からはずされた細長い片６４の一部分は機能しないだろう。この状況では、または電源ハーネスまたはコネクタのいずれかによる故障の場合、または単一の細長い片６４が故障している場合の発電、調整または制御中に、防除氷システム７０の３分の２はやはり作動するであろう。交互配置された蛇状細長い片６４の配置により、防除氷システム７０の作動可能な３分の２によって熱伝達が可能になって、防氷または除氷能力を提供するだけの熱伝達が可能になる。

本発明を特定の実施形態によって説明してきたが、当業者によって他の形態が採用され得ることは明らかである。例えば、防除氷システム７０は外観および構造が図面に示す実施形態とは異なることができるが、防除氷システム７０の各構成要素の機能は、構造は異なるが、同様な（しかし必ずしも等価ではない）機能が可能な構成要素によって実施されることが可能であり、適切な材料を言及した材料の代わりに用いることができる。したがって、本発明は、図面に示す特定の実施形態に限定されないことを理解されたい。また、上記に用いた術語または用語は、図示の実施形態を開示するためのものであり、必ずしも本発明の範囲を限定する働きをするものではないことを理解されたい。最後に、添付の特許請求の範囲は、本発明に関連すると思われるいくつかの態様を列挙しているが、それらは必ずしも本発明の範囲を限定する働きをするものではない。

１０ エンジン
１２ 組立体
１４ エンジン
１６ 外筒
１８ 動翼
２０ ノーズ
２２ 圧縮機
２４ 燃焼器
２６ タービン
２８ タービン
３０ ダクト
３２ ノズル
３４ ナセル
３６ ダクト
３８ 通風帽
４０ ノズル
４２ 縁部
４４ 構造体
４６ 外装
４８ 発熱体
５０ 層
５２ 層
５４ センサ
５６ 層
５８ 層
６０ 層
６２ 電気母線
６４ 細長い片
６６ 区域
６８ 取付け部
７０ システム

Claims (18)

1. 構成要素の防除氷用システムであって、前記構成要素の面に接着接合するように適合されているシステムにおいて、
   発熱体層と、
   前記発熱体層の第１の面を前記構成要素に接着接合する少なくとも１つの伝熱性接着層と、
   絶縁層と、
   前記発熱体層の第２の面を前記絶縁層に接着接合する少なくとも１つの熱的絶縁接着層と、
   電源と前記発熱体層との間に接続を提供するように適合されている電気母線と、
   前記システム内に組み込まれている少なくとも１つの温度センサと
   を備えるシステム。
2. 前記絶縁層が、幅および厚さを含み、前記幅および前記厚さの少なくとも１つが一定ではない、請求項１記載のシステム。
3. 前記絶縁層の前記厚さが、変化する、請求項２記載のシステム。
4. 前記絶縁層の密度が、変化する、請求項１記載のシステム。
5. ワット密度が、前記発熱体層内で変化する、請求項１記載のシステム。
6. 前記システムが、前記発熱体層と、少なくとも１つの伝熱性接着層と、前記絶縁層と、少なくとも１つの熱的絶縁接着層と、少なくとも１つの温度センサとを備える２つ以上の区域を含み、各区域が独立して防氷または除氷機能のいずれかを提供するように構成されている、請求項１記載のシステム。
7. 前記発熱体層が、グラファイトをベースとする電気抵抗体である、請求項１記載のシステム。
8. 前記発熱体層が、カーボンナノチューブ添加剤を含む、請求項７記載のシステム。
9. 前記発熱体層と、少なくとも１つの伝熱性接着層と、前記絶縁層と、少なくとも１つの熱的絶縁接着層と、少なくとも１つの温度センサとが、少なくとも２つの細長い片の形である、請求項１記載のシステム。
10. 前記細長い片が、交互配置された蛇状形状に形成されている、請求項９記載のシステム。
11. 前記細長い片のそれぞれが、独立して電源に取り付けられている、請求項９記載のシステム。
12. 前記構成要素が、航空機の部分である、請求項１記載のシステム。
13. 前記構成要素が、ナセル入口縁部である、請求項１２記載のシステム。
14. 着氷から航空機上の構成要素を保護する方法であって、
    発熱体層を形成するステップと、
    前記発熱体層に電気母線を取り付けるステップと、
    前記発熱体層、少なくとも１つの温度センサ、および前記電気母線を被包して、積層構造体を形成するステップであって、第１の伝熱性接着層が、前記積層構造体の第１の面に配置され、第１の熱的絶縁接着層が、前記積層構造体の第２の面に配置されるステップと、
    前記積層構造体を硬化させるステップと、
    絶縁層を第２の熱的絶縁接着層で前記積層構造体の前記第２の面に取り付けるステップと、
    前記積層構造体を第２の伝熱性接着層で前記構成要素に取り付けるステップと、
    前記積層構造体および絶縁層を前記構成要素に硬化させるステップと
    を含む方法。
15. 前記積層構造体および絶縁層を前記構成要素に硬化させる前に、２つ以上の細長い片に切断するステップをさらに含む、請求項１４記載の方法。
16. 前記細長い片を蛇状形状に形成するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
17. 各細長い片を独立して電源に接続するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
18. 請求項１４記載のステップが繰り返されて、複数の独立した区域を形成し、そのそれぞれが積層構造体を備える請求項１４記載の方法。