JP2017136893A - 防氷装置、及び、航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】簡易な構造であり、加えて、空気抵抗を増大させることなく、よどみ点の変位に対応して防氷性能を得ることができる防氷装置を提供する。【解決手段】本発明は、航空機１の翼の内面に加熱気体を吹き付ける防氷装置１０であって、後端から先端に向けた長手方向に加熱気体が流れる流路と、流路と外部を連通し、長手方向に沿って設けられた複数の噴出孔と、を有するピッコロチューブ１１と、ピッコロチューブ１１に向けて加熱気体を供給する供給源と、を備え、ピッコロチューブ１１は、噴出孔の位置が重力方向に対して一定となるように保持されている、ことを特徴とする。【選択図】図１

Description

本発明は、航空機の前縁の着氷を防止する防氷装置に関する。

航空機が飛行する際には、主翼及び尾翼、エアインテーク等の航空機の進行方向の前縁の外面には空気中に存在する過冷却液滴の衝突による着氷が生じる。この着氷現象は、航空機の飛行に様々な影響を及ぼす。そのため、特に影響が懸念される箇所には、種々の加熱手段により着氷を防止する防氷装置が装備されている。

その一つとして、タービン・エンジンを装備する航空機では、エンジン圧縮機からの高温・高圧の抽出空気であるブリードエアが加熱源として広く用いられている。この種の防氷装置では、ブリードエアを配管で導き、前縁の内面に吹き付けることで加熱する。この配管として、長手方向にブリードエアを噴出する多数の噴出孔が設けられたピッコロチューブと称される部材が用いられている。このピッコロチューブは、例えば、主翼に設けられる場合には、前縁の近傍に、胴体との接続端の側から先端に向けて翼長方向に沿って配置されている。この方法では、図１０（ａ）に示すように、ブリードエアＢＡの吹付点において、高い熱伝達率が得られるため、他の方法に比べて空気供給量を低減でき、燃費の悪化を小さく抑えることができる。

図１０（ｂ）は、実線ＤＤはブリードエアの熱伝達率の分布を示し、破線ＨＤは液滴が衝突する分布を示しており、この図はブリードエアによる熱伝達率がピークを示す吹付点と、液滴の衝突量がピークを示す外気流よどみ点（以下、単によどみ点）Ｐｓと、が一致するものとして示している。
図１０（ｂ）に示すように、熱伝達率はピークを示す吹付点から離れると急に低くなるので、吹付点とそこから離れた位置（Ｐ１、Ｐ２）で温度ムラか生じやすく、ピッコロチューブの噴出孔の位置を適切に決定しないと、加熱不足を招いたり、過熱による前縁構造の損傷を加速させたりする課題がある。そこで、特に厳しい着氷飛行条件に注目し、この条件で液滴衝突量がピークとなるよどみ点位置に加熱量を集中するように噴出孔を配向する方法が一般に用いられる。ところが、飛行条件、特に航空機の迎角が変化しよどみ点位置が移動すると、図１０（ｃ）に示すように、吹付点、つまり加熱量が集中する点と液滴衝突量ピーク位置とが一致しなくなるため加熱が非効率的になる。そのため、防氷に必要な空気量の増大を招いたり、過熱による前縁構造の破損を加速させたりするおそれがある。

そこで、特許文献１は、主翼の前縁構造の内面側を二重構造として熱伝達率を平均化する方法を提案している。また、特許文献２は、前縁構造の外表面の流れを乱流に遷移させることで冷却を促進し、局所的な過熱を防止する手段を提案している。

特開２０１１−１８３９２２号公報 特表２００９−５２３６３７号公報

ところが、特許文献１による提案は、二重構造とするので構造が複雑であり、重量が増大するのに加えて、必要な加熱部位以外への熱の損失が大きいため、抽出空気量を増大させる必要があり、結果として燃費が悪化するおそれがある。
また、特許文献２による提案は、乱流に遷移させる構造により例えば主翼の空気抵抗が増し、燃費悪化に繋がるおそれがあり、また、前縁の冷却が促進されることから、必要な加熱気体量が増大するおそれがある。

以上より、本発明は、簡易な構造であり、加えて、空気抵抗を増大させることなく、よどみ点の変位に対応して防氷性能を得ることができる防氷装置を提供することを目的とする。

航空機の翼の内面に加熱気体を吹き付ける本発明の防氷装置は、後端から先端に向けた長手方向に加熱気体が流れる流路と、流路と外部を連通し、長手方向に沿って設けられた複数の噴出孔と、を有するピッコロチューブと、ピッコロチューブに向けて加熱気体を供給する供給源と、を備え、ピッコロチューブの噴出孔の位置が重力方向に対して一定となるように保持されている、ことを特徴とする。

本発明におけるピッコロチューブは、重心が中心より鉛直方向の下側に偏移する偏心構造を備える、ことが好ましい。

本発明におけるピッコロチューブは、横断面における周方向の一部の領域の質量を他の領域よりも大きくすることで、偏心構造を構成する、ことが好ましい。

本発明におけるピッコロチューブは、流路に臨む内周面、及び、外周面の一方又は双方におもりを設けることで、周方向の一部の領域の質量が他の領域よりも大きい、ことが好ましい。

本発明におけるピッコロチューブは、横断面における周方向の一部の領域を他の領域に比べて径方向の寸法を大きくすることで、偏心構造を構成する、ことが好ましい。

本発明におけるピッコロチューブは、複数の噴出孔が直線上に並ぶ噴出孔列が、上下の二列に配置され、相対的に上側に配置される第一噴出孔列と、前記第一噴出孔列よりも下側に配置される第二噴出孔列と、が形成される、ことが好ましい。

本発明におけるピッコロチューブは、第一噴出孔列と第二噴出孔列の各々の複数の噴出孔が長手方向において交互に配置される、ことが好ましい。

航空機の翼の内面に加熱気体を吹き付ける本発明の防氷装置は、後端から先端に向けた長手方向に加熱気体が流れる流路と、流路と外部を連通し、長手方向に沿って設けられた複数の噴出孔と、を有するピッコロチューブと、ピッコロチューブに向けて加熱気体を供給する供給源と、を備え、ピッコロチューブは、複数の噴出孔が直線上に並ぶ噴出孔列が、上下の二列に配置され、相対的に上側に配置される第一噴出孔列と、第一噴出孔列よりも下側に配置される第二噴出孔列と、を備え、第一噴出孔列から噴出する加熱気体の流量Ｑ１と、第二噴出孔列から噴出する加熱気体の流量Ｑ２を調節するダンパを備え、ダンパは、流量Ｑ１の増減に反して流量Ｑ２を増減させる、ことを特徴とする。

本発明におけるピッコロチューブは、流路が、第一噴出孔列に対応する上方流路と第二噴出孔列に対応する下方流路に均等に区分され、本発明におけるダンパは、上方流路及び下方流路のそれぞれに流入する加熱気体の量を調節する第一ダンパである、ことが好ましい。

本発明おけるダンパは、流路内に設けられ、第一噴出孔列を構成する複数の噴出孔と第二噴出孔列を構成する複数の噴出孔を塞ぐ第二ダンパである、ことが好ましい。

本発明によれば、噴出口が翼に形成される外気流のよどみ位置の変位に対応して、効率的によどみ位置に向けてブリードエアを噴出させることができる。

本発明の第１実施形態に係る防氷装置の概略構成を示し、（ａ）は航空機の主翼を含む平面図、（ｂ）は主翼の横断面図である。 図１のピッコロチューブを示し、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のIIｂ−IIｂ矢視断面図、（ｃ）〜（ｅ）は横断面図である。 （ａ）は航空機１が水平に飛行しているときの様子を示し、（ｂ）はよどみ点が上限位置にあるときの様子を示し、（ｃ）はよどみ点が下限位置にあるときの様子を示し、（ｂ´）及び（ｃ´）は、ピッコロチューブが固定されているときの様子を示している。 他の実施形態に係るピッコロチューブの横断面図である。 （ａ）は本発明の他の実施形態を示し、（ｂ）は本実施形態においてよどみ点が上限位置に変位しているときの様子を示し、（ｃ）は本実施形態においてよどみ点が下限位置に変位しているときの様子を示している。 （ａ）は本発明の第２実施形態に係る防氷装置を内装した航空機１が水平に飛行しているときの様子を示し、（ｂ）はピッコロチューブの側面図である。 （ａ）はよどみ点が上限位置に変位しているときの様子を示し、（ｂ）はピッコロチューブの一部拡大断面図である。 （ａ）はよどみ点が下限位置に変位しているときの様子を示し、（ｂ）はピッコロチューブの一部拡大断面図である。 （ａ）他の実施形態に係るピッコロチューブの断面図を示し、（ｂ）〜（ｄ）は横断面図である。 （ａ）は航空機の主翼に液滴が衝突する様子を示し、（ｂ）は噴出孔が一列に並ぶピッコロチューブにおいて、ブリードエアの吹付点とよどみ点が一致する場合の熱伝達率分布及び液滴衝突量分布を示し、（ｃ）は（ｂ）からよどみ点が移動した後の熱伝達率分布及び液滴衝突量分布を示している。

以下、添付図面を参照しながら、本発明に係る防氷装置の実施形態について説明する。
［第１実施形態］
本実施形態の防氷装置１０は、図１に示すように、航空機の主翼１のスラット３の内部に設けられるものであり、主翼１のスラット３の前縁５の外面７への着氷を防止するためのものである。
スラット３は、その外殻が例えばアルミニウム合金、ＣＦＲＰ（Carbon Fiber Reinforced Plastics）やＧＦＲＰ（Glass Fiber Reinforced Plastics）などの繊維強化樹脂からなる翼パネル４によって形成されている。翼パネル４は、図１（ｂ）に示すように、曲げ加工により、翼長方向に沿った前縁５の横断面は、湾曲形状をしている。防氷装置１０は、加熱気体であるブリードエアを高温かつ高速のジェット噴流として前縁５の内面６に向けて噴出することで、外面７への着氷を防止する。

防氷装置１０は、前縁５にブリードエアを噴出させるために、図１（ａ），（ｂ）に示すように、ブリードエアを噴出させる噴出孔１６と噴出孔１６にブリードエアを導く流路１５とを有するピッコロチューブ１１と、ブリードエアの供給源であるエンジン１８と、ピッコロチューブ１１とエンジン１８を繋ぎ、ブリードエアをピッコロチューブ１１に導くエア供給管１９と、を備えている。エンジン１８は、航空機の推力を得るためのものであり、例えば主翼１の下面に取り付けられたジェットエンジンであり、ここで扱われるブリードエアはジェットエンジンの圧縮機から抽出されたものであり、予め冷却されて適切な温度を有している。

図１（ａ）に示すように、ピッコロチューブ１１は、前縁５の内面６から所定の距離だけ離れた位置に、主翼１の翼長方向に沿って、その中心軸の周りに回転可能な状態で保持されている。
本実施形態では、ピッコロチューブ１１を回転可能な状態に保持するために、スラット３に対して固定される、所定の間隔を隔てて配置される複数のラジアル方向の荷重を支持するベアリング２１により回転可能に支持されている。また、ピッコロチューブ１１は、主翼１に対して固定されるエア供給管１９とロータリージョイント２０を介して連結される。

ピッコロチューブ１１は、図２（ｂ）に示すように、おもり２２が流路１５を取り囲む内周面１７の周方向の一部に設けられている。また、おもり２２は、ピッコロチューブ１１の中心軸と略平行に設けられ、図１（ｂ）に示すように、ピッコロチューブ１１の周方向の一部に他の部分よりも質量の大きい部分が形成されている。これにより、ピッコロチューブ１１は、重心Ｇが中心Ｃよりも鉛直方向の下向きに偏移する偏心構造になっている（図２（ｃ）〜（ｅ）参照）。そうすることで、ピッコロチューブ１１は、主翼１の迎角が変わってもおもり２２位置が固定されるために、噴出孔１６の位置が重力方向に対して一定に維持される。このとき、ピッコロチューブ１１は、ベアリング２１に対して、つまり、主翼１に対して相対的に回転する。

おもり２２は、ベアリング２１に対してピッコロチューブ１１が回転可能に保持するのに必要な質量を有していることが前提である。加えて、おもり２２は、噴出孔１６からブリードエアが噴出した際にピッコロチューブ１１が回転しない程度の質量を有していることが必要である。また、おもり２２は、ピッコロチューブ１１がスラット３に配設された際に、噴出孔１６が所望の位置になるように、周方向の位置が設定される。

ピッコロチューブ１１は、図２（ａ）に示すように、ロータリージョイント２０に連なる側である上流側から順に、上流管１２、中流管１３及び下流管１４の三つの部分が配置されたものである。なお、上流、中流及び下流は、これら三つの部分を区別するために用いられる表現であって、三つの部分における相対的な関係を表しているに過ぎない。

上流管１２、中流管１３及び下流管１４は、図２（ｃ）〜（ｅ）に示すように、いずれもおもり２２を有する中空円筒状の部材からなり、それぞれの内径及び外径が異なる。それぞれの内径が異なることで、開口面積Ａ１２、Ａ１３及びＡ１４が、上流側から段階的に狭くなっている。
Ａ１２ ＞ Ａ１３ ＞ Ａ１４

ピッコロチューブ１１は、それぞれを別体として用意された上流管１２、中流管１３及び下流管１４が、溶接、その他の手段により、同軸状に接続されて形成されている。上流管１２、中流管１３及び下流管１４のそれぞれの外径が異なる場合でも、それぞれに嵌められるベアリング２１により適宜調整され、ピッコロチューブ１１の周方向の回転が円滑に行われる。形成されたピッコロチューブ１１内には、上流管１２、中流管１３及び下流管１４のそれぞれの中空部分が連なることで、ブリードエアの流れる流路１５が上流側から段差を介して段階的に狭くなるように形成される。ピッコロチューブ１１がスラット３に配設されると、流路１５には、ブリードエアが、主翼１の後端から先端に向けた長手方向に流れる。

ピッコロチューブ１１には、ブリードエアを噴出するため、流路１５をピッコロチューブ１１の外部に連通させる噴出孔１６が、前縁５の外面７に向けて開口して、複数形成されている。複数の噴出孔１６は、図２（ａ）に示すように、ピッコロチューブ１１の長手方向に所定の間隔を隔てて並んで形成されている。本実施形態では、複数の噴出孔１６の直径を同じにしているが、異なっていてもよい。

本実施形態のピッコロチューブ１１は、図２（ａ），（ｂ）に示すように、長手方向に同一直線上に並ぶ複数の噴出孔１６からなる列が、上流管１２から下流管１４にわたって二列に設けられている。複数の噴出孔１６からなる列は、一列でもよいが、本実施形態のように二列、又はそれ以上の列が形成されていてもよい。複数の噴出孔１６からなる列が二列以上になっていることで、ブリードエアを前縁５の内面６に向けて分散させて噴出させることができる。

本実施形態において、複数の噴出孔１６により構成される列のそれぞれを第一噴出孔列Ｌ１、第二噴出孔列Ｌ２と称することにする。第二噴出孔列Ｌ２は、第一噴出孔列Ｌ１より下側に配置され、重心は、第二噴出孔列Ｌ２寄りに位置している。第一噴出孔列Ｌ１及び第二噴出孔列Ｌ２を構成する複数の噴出孔１６は、長手方向において交互に配置されている。このように噴出孔１６を二列に長手方向において交互に配置することで、一つ当たりの噴出孔１６から噴出させるブリードエアの流量を下げ、熱伝達率が過大となるのを防ぎ、部材の過熱を防ぐことができる。

このように構成されるピッコロチューブ１１は、おもり２２により、航空機の迎角が変化しても、ピッコロチューブ１１がベアリング２１に対して相対的に回転し、噴出孔１６の位置が重力方向に対して一定に保たれる。これにより、噴出孔１６がよどみ点Ｐｓ又はその近傍にブリードエアを効率的に吹き付けることができる位置に維持される。以下、図３（ａ）〜（ｃ）を参照して説明する。
なお、図３において、実線の矢印は、第一噴出孔列Ｌ１を構成する噴出孔１６から噴出するブリードエアを示し、破線の矢印は、第二噴出孔列Ｌ２を構成する噴出孔１６から噴出するブリードエアを示すものとする。以下、図５、図６、図７及び図８においても、同様とする。

航空機が飛行した場合に生じるスラット３のよどみ点Ｐｓは、その断面形状及びそのポジション、そして航空機の迎角により定まる。図３（ａ）は、一例として航空機が水平に飛行していることを前提にしているが、航空機の迎角あるいはスラット３のポジションが変われば、よどみ点Ｐｓもそれに応じて上位又は下位に変化する。もっとも、航空機は特定の迎角の範囲で飛行するので、よどみ点Ｐｓもまた特定の範囲で変位することになる。具体的には、よどみ点Ｐｓは、それが生ずる最上位の位置であるよどみ点Ｐ１と（図３（ｂ）参照）、それが生ずる最下位の位置であるよどみ点Ｐ２の範囲内で変位する（図３（ｃ）参照）。このよどみ点Ｐ１とよどみ点Ｐ２の間の範囲を、よどみ点変位範囲と称する（図１（ｂ）参照）。

本実施形態の防氷装置１０は、ピッコロチューブ１１が回転可能に保持され、おもり２２により噴出孔１６の位置が重力方向に対して一定の位置になるように自動調節されている。したがって、図３（ｂ）に示すように、スラット３が展開してダウンすることよって、よどみ点Ｐｓがよどみ点Ｐ１に達するまで、重力方向に対する噴出孔１６の位置は変わらない。ここで、図３（ｂ´）に示すように、ピッコロチューブ１１が回転しないものとすれば、スラット３の位置の変化に伴い重力方向に対する噴出孔１６の位置も変化する。この従来の回転不能なピッコロチューブ１１と比較して、回転可能なピッコロチューブ１１を用いれば、噴出孔１６がよどみ点Ｐｓ又はその近傍にブリードエアを吹き付けることができる。同様に、図３（ｃ´）に示す、航空機の迎角の変化に伴い重力方向に対する噴出孔１６の位置も変化するピッコロチューブ１１と比較して、図３（ｃ）に示すように、航空機の迎角が大きくなることによって、よどみ点Ｐｓが下限のよどみ点Ｐ２に達するまで、噴出孔１６がよどみ点Ｐｓ又はその近傍にブリードエアを吹き付けることができる。

［効 果］
以下、本実施形態が奏する効果を説明する。
本実施形態によると、ピッコロチューブ１１が、噴出孔１６の位置が重力方向に対して一定となるように保持される。したがって、飛行条件が変化して、よどみ点Ｐｓの位置がよどみ点変位範囲内で変位しても、噴出孔１６が少なくともよどみ点Ｐｓの近傍にブリードエアを吹き付ける位置に維持できるため、効率的に防氷効果を得ることができ、防氷に必要なブリードエアの量を削減できる。

また、防氷装置１０は、回転可能に保持されたピッコロチューブ１１におもり２２を設けるという機械式の簡単な構造で足りるため内部構造が単純であり、電気式の制御システムも無く、その分軽量化出来る。また、特許文献１で採用される二重壁自体の加熱の熱損失を防止することができるため、供給するブリードエアの量を削減でき、エンジンの燃費が向上する。さらに、特許文献２のように外表面に突起物を設ける必要がないため、空気抵抗の増大がなく、燃費を悪化させることもない。

また、防氷装置１０は、おもり２２をピッコロチューブ１１の内周面１７に配置するので、ピッコロチューブ１１の外周面１１ａを円形に維持できるので、主翼１内部のピッコロチューブ１１の周囲の構造に変更を加えなくても容易に設置することができる。

以上、本発明を好ましい実施形態に基づいて説明したが、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更したりすることが可能である。

例えば、上流管１２、中流管１３及び下流管１４におけるおもり２２の流路１５に臨む表面に段差が生じないようにするか、段差を小さくすることが好ましい。そうすることで、流路１５を流れるブリードエアの抵抗を減らし、噴出孔１６からブリードエアの噴出を円滑にすることができる。

また、例えば、上述した実施形態では、おもり２２が流路１５の内周面１７に設けられる例を示したが、本発明はこれに限定されない。例えば、おもり２２が図４（ａ）に示すように外周面に設けられても良く、おもり２２が内周面及び外周面の双方に設けられていても良い。
特に、図４（ａ）に示すように、おもり２２がピッコロチューブ１１の外周面１１ａに設けられる実施形態では、おもり２２をより容易に設置させることができる。また、おもり２２を内周面１７に設置する場合に比べて、おもり２２がブリードエアから直接受ける熱による影響を抑えることができるので、より広範の素材の中からおもり２２の材質を選択できる。

また、上述した実施形態は、中空円筒のピッコロチューブ１１におもり２２を設置することで、重心Ｇが中心Ｃよりも鉛直方向の下向きに偏移する偏心構造を実現しているが、本発明はこれに限定されない。
例えば、図４（ｂ）に示すように、ピッコロチューブ１１の横断面において、周方向の一部の領域の肉厚を他の領域よりも厚くすることによって、偏心構造を実現できる。これにより、おもりをピッコロチューブ１１に設置する工程を省くことができ、作業効率の向上を図ることができる。また、図４（ｃ）に示すように、ピッコロチューブ１１の周方向の一部の領域の密度を他の領域よりも大きい素材にすることによっても、偏心構造を実現できる。これにより、ピッコロチューブ１１の内周面１７及び外周面１１ａを真円のままにできる。

さらに、図４（ｄ）に示すように、ピッコロチューブ１１の周方向の一部の領域を他の領域に比べて径方向の寸法を大きくすることにより、偏心構造を実現してもよい。そうすれば、おもり２２を設けるのに比べて、ピッコロチューブ１１を軽量化できる。

以上、図１〜図４に挙げる実施形態は、横断面が線対称になるものを挙げてきたが、偏心構造になるものであれば、線対称でなくてもよい。

また、図５に示すように、ピッコロチューブ１１を偏心構造にするかわりに、主翼１の外側にピッコロチューブ１１に回転運動を伝達する補助翼２３を設けてもよい。ピッコロチューブ１１と補助翼２３は相対的に回転ができないように連結されているとともに、ピッコロチューブ１１は上述した実施形態と同様にベアリング２１により回転可能に保持されている。また、補助翼２３は、図５（ｂ）に示すように航空機１が飛行中に風を受けて、その迎角が一定に保たれる。その結果、航空機１の姿勢が変わっても補助翼２３及びこれに連結されるピッコロチューブ１１は、重力方向に対する向きが一定で変わらない。したがって、よどみ点Ｐｓが点Ｐ１に達するまで、噴出孔１６の位置が重力方向に対して略一定になる。同様に、図５（ｃ）に示すように、航空機１の姿勢によってよどみ点Ｐｓが点Ｐ２に達するまで、噴出孔１６の位置が噴出孔１６の位置が重力方向に対して略一定になる。

［第２実施形態］
次に、本発明の第２実施形態について説明する。なお、第２実施形態において第１実施形態と同様の構成要素には、第１実施形態と同じ符号を付し、説明を省略する。

第２実施形態で用いるピッコロチューブ１１は、第１実施形態とは異なり、重心が中心と一致し、かつ、主翼１の内部に回転ができないように配設されている。ピッコロチューブ１１の内部には、図６（ａ）、（ｂ）に示すように、仕切２４がピッコロチューブ１１の中心軸に沿って溶接、その他の手段により設けられ、流路１５が第一噴出孔列Ｌ１に対応する上方流路１５ａと、第二噴出孔列Ｌ２に対応する下方流路１５ｂに均等に区分されている。

ピッコロチューブ１１は、ブリードエアが流入される側の端部に、上方流路１５ａ及び下方流路１５ｂのそれぞれへのブリードエアの流入量を調節する第一ダンパ２５が設けられている。第一ダンパ２５は、半円形の平面形状をなしており、その弦の部分が上方流路１５ａと下方流路１５ｂを区分する仕切２４と一致するように配置されている。第一ダンパ２５は、弦を中心にして、時計回り及び反時計回りの両方向への回転、つまり回動が可能なようにピッコロチューブ１１に支持されている。第一ダンパ２５は、均等に区分される上方流路１５ａ及び下方流路１５ｂの開口面積と略同一の表面積を有しており、中立の位置から上向きに９０°だけ回転すると上方流路１５ａを全閉にする位置に達し、逆に、中立の位置から下向きに９０°だけ回転すると下方流路１５ｂを全閉にする位置に達する。第一ダンパ２５は、上方流路１５ａを全閉にする位置と下方流路１５ｂを全閉にする位置との間を回動することで、上方流路１５ａ及び下方流路１５ｂのそれぞれへのブリードエアの流入量を調節する。
例えば、第一ダンパ２５が中立位置にある場合に、上方流路１５ａと下方流路１５ｂにブリードエアが均等に流入する（図６（ｂ）参照）。

第一ダンパ２５は、前述したように、その弦の部分が仕切２４と一致するようにピッコロチューブ１１に回動可能に設けられ、制御機構により制御された電動アクチュエータ、例えば電動モータにより、中立位置に対して所定の角度になるように動作する。第一ダンパ２５がどの程度の角度に位置するかは、迎角の情報及びスラット位置の情報から、特定されたよどみ点Ｐｓの位置に基づいて決められる。

このように構成されるピッコロチューブ１１は、航空機１の迎角が変化してよどみ点Ｐｓが変位すると、第一ダンパ２５の中立位置に対する角度を調整することにより、第一噴出孔列Ｌ１及び第二噴出孔列Ｌ２から噴出するブリードエアの量を調整し、第一噴出孔列Ｌ１及び第二噴出孔列Ｌ２から噴出するブリードエアの量を適正に保つ。以下、図７及び図８を用いて説明する。

図７（ａ）に示すように、スラット３が展開してダウンすることに伴い、よどみ点Ｐｓが点Ｐ１の方向に変位すると、第一噴出孔列Ｌ１から噴出されるブリードエアによる吹付点とよどみ点Ｐｓの距離が短くなり、一方、第二噴出孔列Ｌ２から噴出されるブリードエアによる吹付点とよどみ点Ｐｓの距離が長くなる。

逆に、航空機の迎角が大きくなることにより、よどみ点Ｐｓが点Ｐ２の方向に変位すると、図８（ａ）に示すように、第一噴出孔列Ｌ１から噴出されるブリードエアによる吹付点とよどみ点Ｐｓの距離が長くなり、一方、第二噴出孔列Ｌ２から噴出されるブリードエアによる吹付点とよどみ点Ｐｓの距離が短くなる。

本実施形態では、よどみ点Ｐｓの変位に伴って、第一ダンパ２５が回転するように構成されている。それにより、よどみ点Ｐｓが点Ｐ２の方向に変位すると、図８（ｂ）に示すように、第一ダンパ２５を上向き（時計回り）に回転させ、上方流路１５ａへのブリードエアの流入量を減らして、第一噴出孔列Ｌ１を構成する一群の噴出孔１６からのブリードエアの噴出量Ｑ１を制限させる。それとともに、下方流路１５ｂへのブリードエアの流入量を増やして、第二噴出孔列Ｌ２を構成する一群の噴出孔１６からのブリードエアの噴出量Ｑ２を増大させる。これにより、変位したよどみ点Ｐｓ付近にブリードエアを効率的に噴出させることができる。
同様に、よどみ点Ｐｓが点Ｐ１の方向に変位すると、図７（ｂ）に示すように、第一ダンパ２５を下向き（反時計回り）に回転させ、下方流路１５ｂへのブリードエアの流入量を減らすとともに上方流路１５ａへのブリードエアの流入量を増やすことで、変位したよどみ点Ｐｓ付近にブリードエアを効率的に噴出させることができる。

［効 果］
このように、第２実施形態では、第一ダンパ２５により、噴出量Ｑ１と噴出量Ｑ２の一方の増減に反して、他方を増減させて調節できる。それにより、第一噴出孔列Ｌ１又は第二噴出孔列Ｌ２の一方からのブリードエアの噴出量を増大させて効率的に防氷効果を得ることができ、他方からのブリードエアの噴出量を減少させて前縁５の過熱を防ぐことができる。また、第一ダンパ２５がピッコロチューブ１１に設けられているので、風量調節ダンパがエア供給管１９等に設けられている場合に比べて、迅速に噴出量を調節できる。

以上、本発明を好ましい実施形態に基づいて説明したが、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更したりすることが可能である。

例えば、仕切２４と第一ダンパ２５を設けるかわりに、図９（ａ）に示すように、流路１５内に設置する略矩形板状のスライド式の第二ダンパ２７が設けられていてもよい。第二ダンパ２７は、長辺がピッコロチューブ１１の軸方向にまっすぐ伸びている。第二ダンパ２７は、第一噴出孔列Ｌ１及び第二噴出孔列Ｌ２の噴出孔１６が設けられている部分を覆うことができる程度の長さを有している。第二ダンパ２７のピッコロチューブ１１と接する面は、図９（ｂ）に示すように、内周面１７の曲率と略等しく形成されている。第二ダンパ２７の幅Ｗは、噴出孔１６の内径Ｄよりも大きく、第一噴出孔列Ｌ１と第二噴出孔列Ｌ２の間隔Ｓよりも狭い。
Ｓ＞ Ｗ ＞ Ｄ

第二ダンパ２７は、流路１５内に、制御機構により制御された電動アクチュエータ、例えば電動モータにより、上下方向に移動可能に設けられている。

それにより、図９（ｃ）に示すように、よどみ点Ｐｓが点Ｐ１の方向に変位した場合は、第二ダンパ２７を下方に移動させて第二噴出孔列Ｌ２を構成する一群の噴出孔１６を塞がせる。それにより、第一噴出孔列Ｌ１を構成する一群の噴出孔１６からの噴出量Ｑ１が増大する。同様に、図９（ｄ）に示すように、よどみ点Ｐｓが点Ｐ２の方向に変位した場合は、第二ダンパ２７を上方に移動させて第一噴出孔列Ｌ１を構成する一群の噴出孔１６を塞がせる。それにより、第二噴出孔列Ｌ２を構成する一群の噴出孔１６からの噴出量Ｑ２を増大させることができる。本実施形態では、噴出孔１６を塞ぐので、より迅速に噴出量を調節できる。また、塞がれていない第一噴出孔列Ｌ１又は第二噴出孔列Ｌ２を構成する一群の噴出孔１６からの噴出量を均一にすることができる。

１ 主翼
３ スラット
４ 翼パネル
５ 前縁
６ 内面
７ 外面
１０ 防氷装置
１１ ピッコロチューブ
１２ 上流管
１３ 中流管
１４ 下流管
１５ 流路
１６ 噴出孔
１８ エンジン
１９ エア供給管
２０ ロータリージョイント
２１ ベアリング

Claims (11)

1. 航空機の翼の内面に加熱気体を吹き付ける防氷装置であって、
   後端から先端に向けた長手方向に加熱気体が流れる流路と、前記流路と外部を連通し、前記長手方向に沿って設けられた複数の噴出孔と、を有するピッコロチューブと、
   前記ピッコロチューブに向けて前記加熱気体を供給する供給源と、を備え、
   前記ピッコロチューブは、
   前記噴出孔の位置が重力方向に対して一定となるように保持されている、
   ことを特徴とする防氷装置。
2. 前記ピッコロチューブは、
   重心が中心より鉛直方向の下側に偏移する偏心構造を備える、
   請求項１に記載の防氷装置。
3. 前記ピッコロチューブは、
   横断面における周方向の一部の領域の質量を他の領域よりも大きくすることで、前記偏心構造を構成する、
   請求項２に記載の防氷装置。
4. 前記ピッコロチューブは、
   前記流路に臨む内周面、及び、外周面の一方又は双方におもりを設けることで、前記周方向の一部の領域の質量が前記他の領域よりも大きい、
   請求項３に記載の防氷装置。
5. 前記ピッコロチューブは、
   横断面における周方向の一部の領域を他の領域に比べて径方向の寸法を大きくすることで、前記偏心構造を構成する、
   請求項２に記載の防氷装置。
6. 前記ピッコロチューブは、
   複数の前記噴出孔が直線上に並ぶ噴出孔列が、上下の二列に配置され、
   相対的に上側に配置される第一噴出孔列と、
   前記第一噴出孔列よりも下側に配置される第二噴出孔列と、が形成される、
   請求項１〜請求項５のいずれか一項に記載の防氷装置。
7. 前記ピッコロチューブは、
   前記第一噴出孔列と前記第二噴出孔列の各々の複数の前記噴出孔が前記長手方向において交互に配置される、
   請求項６に記載の防氷装置。
8. 航空機の翼の内面に加熱気体を吹き付ける防氷装置であって、
   後端から先端に向けた長手方向に加熱気体が流れる流路と、前記流路と外部を連通し、前記長手方向に沿って設けられた複数の噴出孔と、を有するピッコロチューブと、
   前記ピッコロチューブに向けて前記加熱気体を供給する供給源と、を備え、
   前記ピッコロチューブは、
   複数の前記噴出孔が直線上に並ぶ噴出孔列が、上下の二列に配置され、
   相対的に上側に配置される第一噴出孔列と、
   前記第一噴出孔列よりも下側に配置される第二噴出孔列と、を備え、
   前記第一噴出孔列から噴出する前記加熱気体の流量Ｑ１と、前記第二噴出孔列から噴出する前記加熱気体の流量Ｑ２を調節するダンパを備え、
   前記ダンパは、前記流量Ｑ１の増減に反して前記流量Ｑ２を増減させる、
   ことを特徴とする防氷装置。
9. 前記ピッコロチューブは、
   前記流路が、前記第一噴出孔列に対応する上方流路と前記第二噴出孔列に対応する下方流路に均等に区分され、
   前記ダンパは、
   前記上方流路及び下方流路のそれぞれに流入する前記加熱気体の量を調節する第一ダンパである、
   請求項８に記載の防氷装置。
10. 前記ダンパは、
    前記流路内に設けられ、前記第一噴出孔列を構成する複数の前記噴出孔と前記第二噴出孔列を構成する複数の前記噴出孔を塞ぐ第二ダンパである、
    請求項８に記載の防氷装置。
11. 請求項１〜請求項１０のいずれか一項に記載された防氷装置を備えることを特徴とする、航空機。

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