JP2017206240A - 航空機の所定部分における着氷を防止するためのシステム及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機のエンジンや翼などの、航空機の所定部分における着氷を防止するためのシステム及び方法を提供する。【解決手段】着氷防止システム１１１は、航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷の防止、及び／又は、氷の融解を行うように構成されている。着氷防止システムは、空気入口１１８及びガス出口１２８を有する燃料器１１６を含む。空気供給管１１２は、燃焼器の空気入口に接続されている。空気供給管は、燃焼器に低圧空気を供給するように構成されている。１つ又は複数の送給管は、燃焼器のガス出口に接続されている。送給管は、航空機の１つ又は複数の部分に接続可能に構成されている。燃焼器は、ガス出口を介して送給管に加熱ガスを排出して、航空機の部分に対する着氷を防止するように構成されている。【選択図】図２

Description

本開示の実施形態は、概して、航空機のエンジンや翼などの、航空機の所定部分における着氷を防止するためのシステム及び方法に関する。

様々な航空機は、エンジンからの抽気を翼やエンジンの表面にそらすことにより、翼やエンジンの内外における着氷を防止する。抽気は、エンジンのコアから抽出されて、翼やエンジンの表面にそらされる。具体的には、エンジンコアからの空気は、圧縮により加熱される。エンジンコアは、空気が着氷を防止するのに適切な温度に達するまで、空気を圧縮する。したがって、エンジンコアは、空気を圧縮により加熱するためのエネルギーを用いる。エンジンコアにより消費されるエネルギーは、その一部が、（例えば、昇温した抽気を航空機の一部にそらすことにより）着氷を防止する用途に用いられるため、エンジンコアの効率が下がる。すなわち、エンジンコアにより生成されるエネルギーの一部は、推進力ではなく、着氷防止のために用いられる。

さらに、航空機の開発が進むにつれて、翼長が増大する一方で、エンジンのサイズが縮小されてきている。しかしながら、小型のエンジンは、例えば、長い翼における着氷を効率的に防止するのに十分な空気流を生成するには適さないこともある。

航空機の所定部分における内外の着氷を防止するための効率的なシステム及び方法が必要とされている。また、航空機のエンジン効率を増大するシステム及び方法が必要とされている。

これらの必要性を念頭におき、本開示のいくつかの実施形態は、航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷を防止するように構成された着氷防止システムを提供する。当該着氷防止システムは、空気入口及びガス出口を有する燃料器を含む。前記燃焼器の空気入口には空気供給管が接続されている。前記空気供給管は、低圧空気を前記燃焼器に供給するように構成されている。前記燃焼器のガス出口には１つ又は複数の送給管が接続されている。前記送給管は、さらに、航空機の前記部分に接続可能に構成されている。前記燃焼器は、前記ガス出口を介して前記送給管に加熱ガスを排出して、航空機の前記部分に対する着氷の防止、及び／又は、氷の融解を行うように構成されている。

前記着氷防止システムは、ハウジングを備えるエンジンをさらに含みうる。当該ハウジングは、ファン及びエンジンコアを含む。前記燃焼器は、前記エンジンのハウジング内に固定されうる。前記空気供給管は、１つ又は複数のエンジンコンプレッサから低圧空気を受け取るように構成することができる。

前記着氷防止システムは、前記燃焼器を、前記エンジンの主燃料供給管に接続する燃焼器用燃料供給管を含みうる。前記空気供給管内には、第１バルブを設けてもよい。当該第１バルブは、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成されている。前記燃焼器用燃料供給管内には、第２バルブを設けてもよい。当該第２バルブは、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成されている。

前記着氷防止システムは、前記燃焼器の点火器と通信する着氷防止制御ユニットを含みうる。当該着氷防止制御ユニットは、前記点火器、第１バルブ、及び、第２バルブと通信し、これらを制御するように構成することができる。少なくとも１つの実施形態においては、前記着氷防止制御ユニットは、前記第１バルブを開放して、前記空気供給管を介して、低圧空気を前記燃焼器に供給し、前記第２バルブを開放して、前記燃焼器に燃料を供給し、前記点火器を作動させて、前記燃焼器内で火炎を生じさせ、火炎の温度を監視して、所望の火炎温度に達したか否かを判断し、排出した加熱ガスの温度を監視して、所望のガス温度に達したか否かを判断するように構成されている。

前記送給管は、排出された加熱ガスをエンジンのリップスキンにおける内側チャンバに供給するように構成されたエンジンリップ送給管、及び／又は、排出された加熱ガスを航空機の翼の前縁における内側チャンバに供給するように構成された翼送給管を含みうる。少なくとも１つの実施形態において、前記リップスキンの内側チャンバ、又は、前記翼の前縁の内側チャンバのうちの一方又は両方における少なくとも１つの移送管には、少なくとも１つの凝縮液収集バリアが接続されている。当該凝縮液収集バリアは、凝縮液を、前記移送管に誘導するとともに、凝縮液を、前記エンジンのリップスキン、又は、前記翼の前縁のうちの一方又は両方に形成された１つ又は複数の排出口から排出させるように構成されている。

前記着氷防止システムは、エンジンコアの抽気出口を前記送給管に接続するように構成されたバイパス管と、当該バイパス管内に設けられたバルブとを含みうる。このバルブは、前記エンジンコアからの高圧加熱ガスが前記送給管に供給される開位置と、高圧加熱ガスが前記送給管に流入することを防止する閉位置との間で選択的に作動するように構成されている。

前記着氷防止システムは、前記送給管に設けられた少なくとも１つの旋回流ノズルを含みうる。前記旋回流ノズルは、第１位置と第２位置との間で選択的に作動するように構成されている。第１位置は、低圧設定であってもよく、第２位置は高圧設定であってもよい。

本開示のいくつかの実施形態は、航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷を防止するための着氷防止方法を提供する。当該着氷防止方法は、空気供給管を燃焼器の空気入口に接続し、１つ又は複数の送給管を、燃焼器のガス出口、及び、航空機の前記部分に接続し、前記空気供給管を介して、前記燃焼器に低圧空気を供給し、前記ガス出口を介して、前記燃焼器からの加熱ガスを前記送給管に排出し、当該送給管を介して、航空機の前記部分に加熱ガスを送給し、送給を行うことによって、航空機の前記部分に対する着氷の防止、及び／又は、氷の融解を行う、ことを含む。

本開示のいくつかの実施形態は、航空機を提供する。当該航空機は、胴体と、胴体から延出する翼と、胴体から延出する尾部と、胴体、翼、又は、尾部のうちの１つ又は複数に接続された少なくとも１つのエンジンと、航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷を防止するように構成された着氷防止システムと、を含む。

本開示の実施形態による、航空機を示す正面図である。 本開示の実施形態による、エンジンの内部を長手方向に見た図である。 本開示の実施形態による、エンジン入口アセンブリを示す斜視正面図である。 本開示の実施形態による、エンジン入口アセンブリの一部を示す断面図である。 本開示の実施形態による、エンジン入口アセンブリの一部を示す、図４の線５−５を通る断面図である。 本開示の実施形態による、翼の前縁を示す断面図である。 本開示の実施形態による、翼の前縁を示す、図６の線７−７を通る断面図である。 本開示の実施形態による、航空機の１つ又は複数の部分の内外に氷が形成されるのを防止する方法を示すフロー図である。

上述した発明の概要、及び、下記のいくつかの実施形態の詳細な説明は、添付の図面を参照することによって、より明確に理解されよう。本明細書において、単数形で記載されている要素或いは工程は、複数の要素或いはステップを必ずしも排除するものではない。さらに、「一実施形態」に言及することは、その実施形態に記載した特徴を盛り込んだ別の実施形態の存在を排除することを意図するものではない。加えて、特に明記されていない限り、特定の条件を満たす１つの要素又は複数の要素を「含む（comprising）」又は「有する（having）」実施形態は、その条件を満たさない別の要素を追加的に含んでいてもよい。

本開示の実施形態は、エンジンや翼面などの、航空機の所定部分における内外の着氷を防止するために、低段のエンジンの抽気を用いて燃焼することにより加熱空気を生成するシステム及び方法を提供する。当該システム及び方法は、エンジンの低段（例えば、ファン）から空気を抽出し、ジェット燃料及び燃焼器を用いて空気を加熱する。当該システム及び方法は、航空機の所定部分における内外の着氷を防止するために、航空機の所定部分に高温の低圧空気を分配するように構成されている。

本開示のいくつかの実施形態は、防氷（又は、除氷）システムを提供する。当該システムは、エンジンに接続可能な燃焼器（例えば、燃焼缶）と、点火を制御するとともに、燃焼を行い高温の空気を排出するために複数のバルブを開閉するように構成されたコントローラと、複数の前縁に対して排出される高温の空気を制御する複数の器具と、を含み、当該複数の器具は、凝縮液を捕捉するように構成されている。上記バルブのうちの少なくとも１つは、ファンエンジンに対する低段供給源に接続可能である。複数の器具は、旋回流ノズルと出口ポートとを含みうる。出口ポートは、プラスチック管（例えば、タイゴンチューブ（Tygon tube））などの移送管に接続された、スカッパ（scupper）などの凝縮液収集バリアを含みうる。

本開示のいくつかの実施形態は、燃焼器を用いて、高温ガスを生成することを含む方法を提供する。高温ガスは、エンジンのファンから低圧空気の供給を受け取るように配置された燃焼器内において、点火を制御することにより生成される。上記方法は、複数のバルブを用いて燃焼器からの高温ガスを制御し、高温ガスを感知し、流れている高温ガスを、例えば４５０°Ｆなどの所望の温度に調整することをさらに含む。高温ガスは、その後、翼及び／又はエンジンの前縁に誘導される。燃焼により、高温ガスは、凝縮液（例えば、水滴）も含みうる。高温ガス及び凝縮液は、複数の器具を用いて、前縁の内部に誘導されうる。このような装置の例としては、高温ガスを、前縁の内面に沿って旋回誘導する旋回流ノズルが挙げられる。翼の下側における管及び排出スロットを用いて凝縮液を捕捉することにより、翼の下側における着氷を防止することができる。少なくとも１つの他の実施形態においては、凝縮液を捕捉するために、スカッパなどの凝縮液収集バリアを設けてもよい。

図１は、本開示の実施形態による航空機１０を示す正面図である。航空機１０は、例えば、２つのターボファンエンジン１００を含む推進システム１２を含む。任意ではあるが、推進システム１２は、図示例よりも多い数のエンジン１００を含んでもよい。エンジン１００は、航空機１０の翼１６に搭載されてもよい。他の実施形態においては、エンジン１００は、胴体１８及び／又は尾部２０に搭載されてもよい。尾部２０は、水平安定板２２及び垂直安定板２４を支持することもできる。

各エンジン１００は、ハウジング１０２を含み、当該ハウジングは、入口アセンブリ１０４を含む。ハウジング１０２は、前方端１０８に近接するファン１０６と、ファン１０６から後退した位置に設けられたエンジンコア（図１には示していない）とを支持する。以下に説明するように、少なくとも１つのエンジン１００内に、少なくとも部分的に、着氷防止（すなわち、防氷）システムが設けられている。着氷防止システムは、ハウジング１０２や翼１６の前縁などの、航空機の所定部分における内外の着氷を防止するように構成されている。

図２は、本開示の実施形態によるエンジン１００の内部を長手方向に見た図である。エンジン１００のハウジング１０２は、図２に示されていない。上述したように、ファン１０６は、前方端１０８に近接して設けられており、エンジンコア１１０は、ファン１０６から後退した位置に設けられている。

着氷防止システム１１１は、エンジン１００内に配置されている。着氷防止システム１１１は、ファン１０６の後方に配置された空気供給管１１２（例えば、チューブやホースなど）を含み、ファン１０６を通る空気を受け取るように構成されている。例えば、空気供給管１１２は、空気入口１１４を含み、ファン１０６、及び／又は、１つ又は複数のエンジンコンプレッサのうちの少なくとも一部を通る空気は、この入口を通って空気供給管１１２に入る。

空気供給管１１２にはバルブ１１３が設けられている。バルブ１１３は、開位置と閉位置との間で作動するか、或いは、圧力調整されるように構成されている。開位置では、ファン１０６から流れてくる空気は、空気供給管１１２を通る。閉位置では、ファン１０６から流れてくる空気は、空気供給管１１２を通ることができない。

空気供給管１１２は、エンジン１００のハウジング１０２内に固定可能な燃焼器（例えば、燃焼缶）１１６に接続される。例えば、燃焼器１１６は、エンジンコア１１０の外側部分に固定することができる。燃焼器１１６は、エンジンコア１１０の燃焼器でなくてもよい。燃焼器１１６は、空気供給管１１２の空気出口１２０に接続された空気入口１１８を含む。燃焼器１１６は、主燃料供給管１２５と接続する燃料器用燃料供給管１２４に接続された燃料ノズル１２２をさらに含む。燃料バルブ１２６は、燃料器用燃料供給管１２４に設けられるとともに、供給燃料部から燃焼器１１６に供給される燃料（例えば、燃料タンク内のジェット燃料）の量を調整するように制御される。燃焼器１１６は、燃料が燃焼器１１６に供給される際に当該燃料を点火するように構成された点火器１２７を、さらに含む。燃焼器１１６は、ガス出口１２８をさらに含む。

燃焼器１１６のガス出口１２８は、エンジンリップ送給管１３０及び翼送給管１３２に接続されている。これに代えて、ガス出口１２８は、エンジンリップ送給管１３０又は翼送給管１３２のうちのいずれか一方に接続されてもよい。燃焼器１１６は、ガス出口１２８を介して、エンジンリップ送給管１３０及び翼送給管１３２に加熱ガスを送給するように構成されている。燃焼器１１６により生成された加熱ガスは、航空機１０（図１に示す）のエンジン１００及び翼１６の所定部分における内外の着氷を防止する（又は、氷を融解する）ために用いられる。任意ではあるが、ガス出口１２８は、追加的な送給管に接続してもよく、当該送給管は、エンジンや航空機の他の様々な部分に接続して、これらの部分の内外における着氷や結晶蓄積を防止する。

エンジンリップ送給管１３０には、バルブ１３４が設けられている。さらに、翼送給管１３２には、バルブ１３６が設けられている。バルブ１３４及び１３６は、エンジンリップ送給管１３０及び翼送給管１３２を流れる加熱ガスの流量を制御するために、開位置と閉位置との間で選択的に作動するか、或いは、圧力調整されるように構成されている。

バイパス管１３８は、エンジンコア１１０の抽気出口１４０をエンジンリップ送給管１３０に接続することができる。バイパス管１３８内には、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成されたバルブ１４１が設けられている。これに代えて、エンジン１００は、バイパス管１３８を含まなくてもよい。

旋回流ノズル１４４は、エンジンリップ送給管１３０の遠位端１４５に近接して設けられている。旋回流ノズル１４４は、２つの位置間で選択的に移動可能であるか、或いは、圧力調整される。例えば、旋回流ノズル１４４は、１つ又は複数の第１開口と、１つ又は複数の第２開口とを含みうる。旋回流ノズル１４４は、第１位置に移動可能であり、この位置においては、第１開口が、旋回流ノズル１４４からガスを送給させるように構成されている。また、旋回流ノズル１４４は、（例えば、回転により）第２位置に移動可能であり、この位置においては、第２開口が、旋回流ノズル１４４からガスを送給させるように構成されている。旋回流ノズル１４４は、低圧設定（例えば、第１位置）と、高圧設定（例えば、第２位置）との間で選択的に切り替え可能である。燃焼器１１６が、エンジンリップ送給管１３０に低圧加熱ガス（例えば、圧縮加熱されていないガス）を供給する場合、旋回流ノズル１４４は、低圧設定にされている。高圧加熱ガス（例えば、エンジンコア１１０内で圧縮加熱されたガス）をエンジンリップ送給管１３０に送給するためにバルブ１４１が開いている場合、旋回流ノズル１４４は、高圧設定にされている。

着氷防止制御ユニット１４６は、エンジン１００内に固定可能であり、１つ又は複数の有線又は無線の接続を介するなどして、燃焼器１１６と通信することができる。したがって、着氷防止制御ユニット１４６は、燃焼器１１６の動作を制御するように構成することができる。任意ではあるが、着氷防止制御ユニット１４６は、パイロンや航空機用電子機器ベイ（aircraft electronic bay）の内部などの、エンジン１００から離れた位置に設けられてもよい。

少なくとも１つの実施形態において、着氷防止制御ユニット１４６は、１つ又は複数の有線接続を介して、バルブ１１３、１３４、１３６、及び１４１と通信することができる。したがって、着氷防止制御ユニット１４６は、バルブ１１３、１３４、１３６、及び１４１の動作を制御するように構成される。任意ではあるが、着氷防止制御ユニット１４６は、バルブ１１３、１３４、１３６、及び１４１のうちの１つ又は全てと通信を行わなくてもよい。

着氷防止制御ユニット１４６は、さらに、１つ又は複数の有線又は無線の接続を介するなどして、旋回流ノズル１４４と通信することができる。このため、着氷制御ユニット１４６は、旋回流ノズル１４４の動作を制御することができる。任意ではあるが、着氷防止制御ユニット１４６は、旋回流ノズル１４４と通信を行わなくてもよい。

着氷防止制御ユニット１４６は、低圧モードにおいて、着氷防止システム１１１を制御することができる。低圧モードにおいては、空気供給管１１２を介して燃焼器１１６に低圧空気（例えば、エンジンコア１１０内で圧縮されていない空気）を送給するために、空気供給管１１２におけるバルブ１１３は開いている一方で、バイパス管１３８におけるバルブ１４１は閉まっている。着氷防止制御ユニット１４６は、バルブ１１３及び１４１を操作することができる。

低圧空気が燃焼器１１６に送給される前に、バルブ１３４又はバルブ１３６が開状態となり、その後、着氷防止制御ユニット１４６が、点火器１２７を作動させる。点火器１２７が作動した後、着氷防止制御ユニット１４６は、燃料器用燃料供給管１２４内のバルブ１２６を開いて、主燃料供給管１２５から燃焼器１１６に対して燃料を供給する。点火器１２７は、燃焼器１１６内の燃料を点火して、燃焼器１１６内で火炎を生成する。着氷防止制御ユニット１４６は、例えば、１つ又は複数の燃焼センサ（例えば、光センサ）及び／又は温度センサ（例えば、温度計、サーモスタッド等）を用いて、燃焼器１１６内における燃料の燃焼温度を監視することができる。着氷防止制御ユニット１４６は、所望の温度で排出高温ガスを生成するために、バルブ１２６及び点火器１２７を用いて、燃焼器１１６に供給される燃料を制御する。例えば、着氷防止制御ユニット１４６は、排出高温ガスの温度が４００°Ｆになるように制御を行う。これに代えて、排出高温ガスは、４００°Ｆを超えていてもよい。なお、空気流と４００°Ｆの排出高温ガスとを組み合わせると、エンジンハウジング及び翼面のにおける内外の着氷を効率的に防止できることが分かっている。

着氷防止制御ユニット１４６は、１つ又は複数の温度センサを用いて、火炎の温度、及び／又は、加熱ガスの排出温度を感知してもよい。所望の温度に達すると、着氷防止制御ユニット１４６は、（燃焼の検出に応答して）点火器の動作を停止させて、（例えば、バルブ１１３により）燃焼器１１６に流れる燃料を調整することにより、排出される加熱ガスを所望の温度に維持する。

燃焼器１１６から排出された高温ガスは、バルブ１３４が開くと、エンジンリップ送給管１３０を通ってエンジン１００の前方リップに送給される。さらに、バルブ１３６が開くと、燃焼器１１６から排出される高温ガスは、翼送給管１３２を介して、１つ又は複数の翼の１つ又は複数の前縁に送給される。少なくとも１つの実施形態において、着氷防止制御ユニット１４６は、バルブ１３６を閉鎖することにより、排出された高温ガスの全てがエンジン１００の前方リップに送給されるようにしてもよい。これとは逆に、着氷防止制御ユニット１４６は、バルブ１３４を閉鎖することにより、排出された高温ガスの全てが翼の前縁に送給されるようにしてもよい。

燃焼器１１６が、エンジンリップ送給管１３０及び／又は翼送給管１３２のうちの一方又は両方に対する加熱ガスを生成するために動作している場合、着氷防止制御ユニット１４６は、バルブ１１３を開位置に位置する。着氷防止制御ユニット１４６は、さらに、旋回流ノズル１４４を低圧設定に制御してもよい。当該低圧設定においては、排出された（低圧の）加熱ガスが、エンジン１００のリップスキンに接続されたエンジンリップ送給管１３０に効率的且つ安全に送給される。

任意ではあるが、着氷防止システム１１１は、高圧モードで操作されてもよい。当該高圧モードにおいては、エンジンコア１１０内で圧縮加熱されたガスが、エンジンリップ送給管１３０及び翼送給管１３２に送給される。少なくとも１つの実施形態において、着氷防止制御ユニット１４６は、着氷防止システム１１１を高圧モードで操作するように構成されている。

高圧モードにおいては、バルブ１１３は閉状態であり、これにより、低圧空気が燃焼器１１６に流れ込むことが防止される。バルブ１４１は開状態であり、この状態においては、（エンジンコア１１０内で圧縮加熱された）高圧加熱ガスが、バイパス管１３８からエンジンリップ送給管１３０及び翼送給管１３２に流れ込む。高圧モードにおいて、旋回流ノズル１４４は、高圧設定に切り替えられる。例えば、高圧設定において、旋回流ノズル１４４は、エンジンリップ送給管１３０に空気を送るために、（低圧設定用の小型空気出口と比較して）大型の空気出口を用いるための位置に動かされる。大型空気出口は、エンジンリップ送給管１３０への流量を制御するため、及び／又は、高圧モードにおける加熱ガスの圧力によってエンジンリップ送給管１３０が破損しないようにするために用いられる。

上述したように、着氷防止制御ユニット１４６は、旋回流ノズル１４４に加えて、バルブ１３４、１３６、及び１４１を制御するように構成することができる。任意ではあるが、着氷防止制御ユニット１４６は、旋回流ノズル１４４及びバルブ１３４、１３６、１４１を制御するように構成しなくてもよい。この代わりに、バルブ１３４、１３６、１４１、及び旋回流ノズル１４４を手動で制御してもよい。

着氷防止制御ユニット１４６は、着氷を防止するための圧縮加熱ガスを生成するエンジンコア１１０に依存することなく航空機の所定部分に加熱ガスを送給するために、低圧モードで着氷防止システム１１１を操作する。これにより、エンジンコア１１０により費やされるエネルギーを、着氷を防止するためではなく推進力に利用できるため、エンジン１００を効率的に動作させることができる。低圧モードにおいては、独立した燃焼器１１６を用いて、着氷を防止するための加熱ガスが生成される。例えば、燃焼器１１６が適切に動作していない場合、着氷防止制御ユニット１４６は、高圧モードに切り替わることができる。少なくとも１つの実施形態においては、氷が形成されている場合、その氷を融解することができる。

本明細書において、「制御ユニット」、「ユニット」、「中央処理ユニット」、「ＣＰＵ」、「コンピュータ」などの用語で表される要素は、プロセッサベース又はマイクロプロセッサベースのシステムを含みうる。当該システムは、マイクロコントローラ、縮小命令セットコンピュータ（ＲＩＳＣ）、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、論理回路、及び、本明細書に記載の機能を実行可能なハードウェア、ソフトウェア、又はこれらの組み合わせを有する他の回路やプロセッサを使用するシステムを含む。これらは単なる例示であって、当該用語の定義及び／又は意味を制限するものではない。例えば、着氷防止制御ユニット１４６は、着氷防止システム１１１の動作を制御するように構成された１つ又は複数のプロセッサを含みうる。

着氷防止制御ユニット１４６は、データを処理するために、１つ又は複数の記憶素子（例えば、１つ又は複数のメモリ）に格納された一組の命令を実行するように構成されている。例えば、着氷防止制御ユニット１４６は、１つ又は複数のメモリを含むか、或いは、これに接続されていてもよい。記憶素子は、要望又は必要に応じてデータ又は他の情報をさらに格納していてもよい。記憶素子は、処理マシン内の情報源又は物理的なメモリ素子の形態であってもよい。

一組の命令は、処理マシンとしての着氷防止制御ユニット１４６に対して、本明細書に記載された要旨の様々な実施形態における方法及びプロセスなどの、特定の動作を行うように指示する様々なコマンドを含みうる。一組の命令は、ソフトウェアプログラムの形態であってもよい。ソフトウェアは、システムソフトウェア又はアプリケーションソフトウェアなどの様々な形態をとりうる。さらに、ソフトウェアは、個々のプログラムの集まり、より大きいプログラム内におけるプログラムの部分集合、又は、プログラムの一部の形態をとりうる。ソフトウェアは、オブジェクト指向プログラミングの形態でのモジュラープログラミングをさらに含みうる。処理マシンによる入力データの処理は、ユーザコマンドに応答して行ってもよいし、前回の処理結果に応答して行ってもよいし、他の処理マシンの要求に応答して行ってもよい。

本明細書における実施形態の図面には、着氷防止制御ユニット１４６などの、１つ又は複数の制御ユニット又は処理ユニットが示されている。なお、処理ユニット又は制御ユニットは、回路、回路系（circuitry）、又は、その一部を表しており、これらは、関連する命令（例えば、コンピュータハードドライブ、ＲＯＭ、ＲＡＭなどの、有形の非一時的コンピュータ可読記憶媒体に格納されたソフトウェア）を有するとともに本明細書に記載の動作を行うハードウェアとして実現することができる。ハードウェアは、本明細書に記載の機能を実行するために有線接続された（hardwired）ステートマシン回路系（state machine circuitry）を含みうる。任意ではあるが、ハードウェアは、マイクロプロセッサ、プロセッサ、コントローラなどの１つ又は複数のロジックベースの装置を含むか、これに接続されているか、或いは、その両方である電子回路を含んでもよい。任意ではあるが、着氷防止制御ユニット１４６は、例えば、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、マイクロプロセッサなどのうちの１つ又は複数で構成される、処理回路系を表していてもよい。様々な実施形態における回路は、本明細書に記載の機能を実行するための１つ又は複数のアルゴリズムを実行するように構成してもよい。１つ又は複数のアルゴリズムは、フロー図や方法に明示されているか否かに関わらず、本開示の実施形態の側面を含みうる。

本明細書において、「ソフトウェア」及び「ファームウェア」との用語は、同義であり、コンピュータによる実行のためにメモリに格納される任意のコンピュータプログラムを含む。このようなメモリには、ＲＡＭメモリ、ＲＯＭメモリ、ＥＰＲＯＭメモリ、ＥＥＰＲＯＭメモリ、及び、不揮発性ＲＡＭ（ＮＶＲＡＭ）メモリが含まれる。上記したメモリの種類は、単なる例示であり、コンピュータプログラムの格納に使用可能なメモリの種類を限定するものではない。

図３は、本開示の実施形態によるエンジン入口アセンブリ３００を示す斜視正面図である。エンジン入口アセンブリ３００は、エンジン１００（図１に示す）のハウジング１０２の一部である。例えば、エンジン入口アセンブリ３００は、エンジン１００の前方端１０８に設けられるとともに、ファン１０６を囲んでいる。

エンジン入口アセンブリ３００は、環状外側カウル３０１を含み、当該カウルは、第１及び第２の外側カウルパネル３０２及び３０４を含む。環状リップスキン３０６は、外側カウル３０１の前方端から外側に延びている。リップスキン３０６は、第１及び第２のリップスキン部材３０８及び３１０を含む。外側カウル３０１の内面には、内部音響パネル３１２が固定されている。

図２及び３を参照すると、エンジンリップ送給管１３０は、リップスキン３０６内に形成された内側チャンバに接続されている。エンジンリップ送給管１３０は、内側チャンバに加熱ガスを送給して、リップスキン３０６の内外に着氷することを防止する。

図４は、本開示の実施形態によるエンジン入口アセンブリ３００の一部を示す断面図である。図５は、本開示の実施形態による、エンジン入口アセンブリ３００の一部を示す、図４の線５−５を通る断面図である。

図２〜５を参照すると、着氷防止システム１１１からの加熱ガス４００は、旋回流ノズル１４４を通って内側チャンバ３２０に送給される。加熱ガス４００は、内側チャンバ３２０を旋回して、リップスキン３０６の内外における着氷を防止する。燃焼により生成された加熱ガス４００には、凝縮液４０２（例えば、凝縮した水滴）も含まれている。凝縮液４０２は、加熱ガス４００の旋回により、リップスキン３０６の内面３２２に押し付けられる。凝縮液４０２は、重力及び求心力によりリップスキン３０６の底部３２４に落下する。

スカッパ（例えば、壁、フィン、フェンス等）などの凝縮液収集バリア３２６は、プラスチック管（例えば、タイゴンチューブ）などの移送管３２８に接続されている。凝縮液４０２が凝縮液収集バリア３２６に衝突すると、当該凝縮液４０２は、当該バリアに付着して、移送管３２８に誘導される。移送管３２８には出口３３０が形成されている。凝縮液収集バリア３２６は、内側チャンバ３２０内の凝縮液４０２の流れを遮るとともに、凝縮液４０２を移送管３２８に供給する。出口３３０は、カウル３０１に形成された排出孔３３２などの排出口に接続している。排出孔３３２は、カウル３０１に形成されたガス出口導管３３４にも接続している。ガス出口導管３３４は、内側チャンバ３２０と連通している。このように、内側チャンバ３２０内の加熱ガス４００は、排出孔３３２を通り、ガス出口導管３３４を介して、エンジン入口アセンブリ３００から排出される。ガス出口導管３３４内をガスが流れることにより、排出孔３３２を介した凝縮液４０２の排出が促進される。したがって、凝縮液４０２が誘導されて、エンジン入口アセンブリ３００から排出される。

凝縮液収集バリア３２６及び移送管３２８は、エンジン入口アセンブリ３００からの凝縮液の除去効率を高めることが分かっている。これに代えて、エンジン入口アセンブリ３００は、凝縮液収集バリア３２６又は移送管３２８のうちの一方又は両方を含まなくてもよい。

図６は、本開示の実施形態による、翼１６の前縁５００を示す断面図である。図７は、本開示の実施形態による、翼１６の前縁５００を示す、図６の線７−７を通る断面図である。

図２、６、及び７を参照すると、前縁５００は、内側チャンバ５０２を形成している。内側チャンバ５０２内には、１つ又は複数の開口５０６を有する送給管５０４（チューブ、マニホールドなど）が固定され、翼送給管１３２に接続されている。したがって、加熱ガスは、翼送給管１３２から、送給管５０４を通って内部チャンバ５０２へと送給される。上述したように、燃焼により生成された加熱ガスは、凝縮液５１０を含む。

スカッパ（例えば、壁、フィン、フェンス等）などの凝縮液収集バリア５２０は、プラスチック管（例えば、タイゴンチューブ）などの移送管５２２に接続されている。当該移送管は、前縁５００の下面に貫通形成された排出スロット５２６などの、排出口に接続する開口５２４を有する。凝縮液５１０は、前縁５００の底部５４０に落下して、凝縮液収集バリア５２０に衝突し、当該バリアは、凝縮液５１０を移送管５２２へと誘導する。凝縮液５１０は、開口５２４を介して排出スロット５２６から排出される。凝縮液収集バリア５２０は、内部チャンバ５０２内の凝縮液５１０の流れを遮るとともに、凝縮液５１０を移送管５２２に供給する。図７に示すように、前縁５００は、複数の排出スロット５２６と、凝縮液収集バリア５２０と、移送管５２２とを含みうる。

凝縮液収集バリア５２０及び移送管５２２は、翼１６の前縁５００からの凝縮液の除去効率を高めることが分かっている。これに代えて、翼１６の前縁５００は、凝縮液収集バリア５２０又は移送管５２２のうちの一方又は両方を含まなくてもよい。

図８は、本開示の実施形態による、航空機の１つ又は複数の部分の内外に着氷するのを防止する方法を示すフロー図である。この方法は、６００に示す工程で開始され、当該工程において、航空機のエンジンを作動させる。

図２及び８を参照すると、６０２において、着氷を防止するための低圧モードが利用可能であるか否かが判断される。例えば、着氷防止制御ユニット１４６は、着氷防止システム１１１を監視して、その構成要素が適切に機能しているか否かを判断する。一例として、着氷防止制御ユニット１４６は、燃焼器１１６と通信して、当該燃焼器が適切に機能しているか否かを判断してもよい。

着氷防止制御ユニット１４６は、低圧モードが利用可能でないと判断した場合、６０４において、着氷を防止するための高圧モードに切り替わり、当該モードにおいて、着氷防止制御ユニット１４６は、空気供給管１１２のバルブ１１３を閉鎖する。着氷防止制御ユニット１４６は、６０６において、バイパス管１３８のバルブ１４１を開放する。６０８において、高圧加熱ガスが、航空機の１つ又は複数の部分に接続された１つ又は複数の送給管（例えば、送給管１３０及び１３２）に供給される。

着氷防止制御ユニット１４６は、６０２において、低圧モードが利用可能であると判断した場合、６１０において、バイパス管１３８のバルブを閉鎖する。着氷防止制御ユニット１４６は、６１２において、空気供給管１１２のバルブ１１３を開放する。次に、着氷防止制御ユニット１４６は、６１４において、燃焼器１１６の点火器１２７を作動させ、６１６において、燃料供給管１２４のバルブ１２６を開放する。次に、着氷防止制御ユニット１４６は、温度センサ（例えば、温度計、サーモスタッド等）を用いて、６１８において、形成された火炎の温度を検出する。

６２０において、着氷防止制御ユニット１４６は、所望の火炎温度に達したか否かを判断する。所望の火炎温度とは、着氷を防止するために加熱ガスを生成するのに望ましい火炎の温度である。着氷防止制御ユニット１４６が、所望の火炎温度に達していないと判断すると、方法は６２０から６２２に進み、この工程において、着氷防止制御ユニット１４６は、点火器１２７を作動した状態に維持する。その後、方法は、６１８に戻る。少なくとも１つの実施形態においては、燃焼器を動作させるために点火器１２７を作動した状態に維持しなくてもよい。

６２０において、所望の火炎温度に達している場合、方法は、６２０から６２４に進み、この工程において、着氷防止制御ユニット１４６は、点火器１２７の動作を停止させる。着氷防止制御ユニットは、次に、６２６において、（例えば、バルブ１１３の動作により）燃焼器１１６に対する燃料の流量を調整し、排出される加熱ガスを所望の温度に維持する。この加熱ガスは、着氷を防止するために、航空機の所定部分に供給される。

図１〜８を参照すると、本開示の実施形態においては、航空機の所定部分における内外の着氷を防止するための効率的なシステム及び方法が提供される。本開示の実施形態においては、航空機のエンジン効率を高める一方で、航空機の１つ又は複数の部分における内外の着氷を防止するシステム及び方法が提供される。

本開示の実施形態を説明するのに、上、底、下、中央、側方、水平、垂直、前方などの、様々な空間および方角に関する用語を用いたが、これらの用語は図面に示した向きについて用いたに過ぎない。これらの向きは、逆向きであったり、回転されたり、或いは他の態様で変更されてもよい。その場合には、上側部分が下側部分となることも、その逆もありうる。また、水平方向が垂直方向となることもありうる。

本開示において、ある処理や操作を実行するように「構成された」と規定される構造、限定あるいは要素は、当該処理や操作に適した態様を意図して、構造的に形成され、構成され、適合されたものである。明瞭化のため、また疑義を避けるために付言すると、単に当該処理や操作を実行するように改変されうるに過ぎないものは、当該処理や操作を実行するように「構成された」ものには該当しない。

上述の説明は、すべて例示的であり、限定的に解釈されるべきではない。例えば、上述した実施形態（及び／又は、その側面）は、互いに組み合わせて使用することが可能である。加えて、本開示の様々な実施形態の範囲を逸脱することなく、これらの教示に特定の状況や材料を適合させるために多くの改変が可能である。本明細書で説明した材料の寸法や種類は、本開示の様々な実施形態におけるパラメータを規定するためのものであり、これら実施形態は、限定を課すものではなく、例示的な実施形態に過ぎない。本開示を検討すれば、当業者には多くの他の実施形態が明らかであろう。したがって、本開示の様々な実施形態の範囲は、添付の請求の範囲を、これら請求の範囲に認められる均等物の全範囲と併せて参照して決定されるべきである。添付の請求の範囲において用いられる「含む／有する（including）」及び「であって（in which）」との用語は、それぞれ、「含む／有する（comprising）」及び「において（wherein）」と意味を同じくする平易な英語表現として用いられている。さらに、「第１」、「第２」、「第３」などの用語は、単に標識として用いられており、これらが指す物体に対して数的な要件を課すことを意図するものではない。更に、以下の請求の範囲における限定事項は、ミーンズプラスファンクション形式で記載されておらず、米国特許法第１１２条第（ｆ）項に基づいて解釈されることを意図するものではない。ただし、これらの請求項の限定事項において、「means for」との表現が明記され、これに続いて、機能が記載されるとともに、さらなる構造が定義されていない場合を除く。

さらに、本開示は、以下の付記による実施形態を含む。

付記１．航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷を防止するように構成された着氷防止システムであって、
空気入口及びガス出口を有する燃焼器と、
前記燃焼器の空気入口に接続されるとともに、前記燃焼器に低圧空気を供給するように構成された空気供給管と、
前記燃焼器の前記ガス出口に接続されるとともに、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に接続可能に構成された１つ又は複数の送給管と、を含み、前記燃焼器は、前記ガス出口を介して前記１つ又は複数の送給管に加熱ガスを排出して、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に対する着氷の防止又は氷の融解のうちの一方又は両方を行う、着氷防止システム。

付記２．ハウジングを備えるエンジンをさらに含み、前記ハウジングは、ファン及びエンジンコアを含み、前記燃焼器は、前記エンジンの前記ハウジング内に固定され、前記空気供給管は、１つ又は複数のエンジンコンプレッサから低圧空気を受け取るように構成されている、付記１に記載の着氷防止システム。

付記３．前記燃焼器を、エンジンの主燃料供給管に接続する燃焼器用燃料供給管と、
前記空気供給管内に設けられるとともに、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成された第１バルブと、
前記燃焼器用燃料供給管に設けられるとともに、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成された第２バルブと、をさらに含む、付記１又は２に記載の着氷防止システム。

付記４．着氷防止制御ユニットが、前記燃焼器の点火器、前記第１バルブ、及び、前記第２バルブと通信し、これらを制御するように構成されている、付記３に記載の着氷防止システム。

付記５．前記着氷防止制御ユニットは、
前記第１バルブを開放して、前記空気供給管を介して、前記低圧空気を前記燃焼器に供給し、
前記第２バルブを開放して、前記燃焼器に燃料を供給し、
前記点火器を作動させて、前記燃焼器内で火炎を生じさせ、
前記火炎の温度を監視して、所望の火炎温度に達したか否かを判断し、
前記排出した加熱ガスの温度を監視して、所望のガス温度に達したか否かを判断するように構成されている、付記４に記載の着氷防止システム。

付記６．前記１つ又は複数の送給管は、
前記排出された加熱ガスをエンジンのリップスキンにおける内側チャンバに供給するように構成されたエンジンリップ送給管と、
前記排出された加熱ガスを前記航空機の翼の前縁における内側チャンバに供給するように構成された翼送給管との両方、或いはいずれか一方を含む、付記１〜５のいずれかに記載の着氷防止システム。

付記７．前記リップスキンの前記内側チャンバ、又は、前記翼の前記前縁の前記内側チャンバのうちの一方又は両方における少なくとも１つの移送管に接続された少なくとも１つの凝縮液収集バリアをさらに含み、前記少なくとも１つの凝縮液収集バリアは、凝縮液を、前記少なくとも１つの移送管に誘導するとともに、前記凝縮液を、前記エンジンの前記リップスキン、又は、前記翼の前記前縁のうちの一方又は両方に形成された１つ又は複数の排出口から排出させるように構成されている、付記６に記載の着氷防止システム。

付記８．エンジンコアの抽気出口を前記１つ又は複数の送給管に接続するように構成されたバイパス管と、
前記バイパス管内に設けられたバルブと、をさらに含み、前記バルブは、前記エンジンコアからの高圧加熱ガスが前記１つ又は複数の送給管に供給される開位置と、前記高圧加熱ガスが前記１つ又は複数の送給管に流入することを防止する閉位置との間で選択的に作動するように構成されている、付記１〜７のいずれかに記載の着氷防止システム。

付記９．前記１つ又は複数の送給管に設けられた少なくとも１つの旋回流ノズルをさらに含む、付記１〜８のいずれかに記載の着氷防止システム。

付記１０．前記少なくとも１つの旋回流ノズルは、第１位置と第２位置との間で選択的に作動するように構成されている、付記９に記載の着氷防止システム。

付記１１．前記第１位置は、低圧設定であり、前記第２位置は高圧設定である、付記１０に記載の着氷防止システム。

付記１２．航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷を防止するための着氷防止方法であって、
空気供給管を燃焼器の空気入口に接続し、
１つ又は複数の送給管を、前記燃焼器のガス出口、及び、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に接続し、
前記空気供給管を介して、前記燃焼器に低圧空気を供給し、
前記ガス出口を介して、前記燃焼器からの加熱ガスを前記１つ又は複数の送給管に排出し、
前記１つ又は複数の送給管を介して、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に前記加熱ガスを送給し、
前記送給を行うことによって、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に対する着氷の防止又は氷の融解のうちの一方又は両方を行う、ことを含む、方法。

付記１３．前記燃焼器を、エンジンのハウジング内に設け、
前記エンジンのコンプレッサから前記空気供給管内において前記低圧空気を受け取る、ことをさらに含む、付記１２に記載の着氷防止方法。

付記１４．燃焼器用燃料供給管を用いて、前記燃焼器を、エンジンの主燃料供給管に接続し、
前記空気供給管内に第１バルブを設け、
前記燃焼器用燃料供給管内に第２バルブを設ける、ことをさらに含む、付記１２又は１３に記載の着氷防止方法。

付記１５．着氷防止制御ユニットを用いて、前記燃焼器の点火器、前記第１バルブ、及び、前記第２バルブを制御することをさらに含む、付記１４に記載の着氷防止方法。

付記１６．前記第１バルブを開放して、前記空気供給管を介して、前記低圧空気を前記燃焼器に供給し、
前記第２バルブを開放して、前記燃焼器に燃料を供給し、
前記点火器を作動させて、前記燃焼器内で火炎を生じさせ、
前記火炎の温度を監視して、所望の火炎温度に達したか否かを判断し、
前記排出した加熱ガスの温度を監視して、所望のガス温度に達したか否かを判断する、ことをさらに含む、付記１５に記載の着氷防止方法。

付記１７．前記１つ又は複数の送給管は、
前記排出された加熱ガスをエンジンのリップスキンにおける内側チャンバに供給するように構成されたエンジンリップ送給管と、
前記排出された加熱ガスを前記航空機の翼の前縁における内側チャンバに供給するように構成された翼送給管との両方、或いはいずれか一方を含む、付記１２〜１６のいずれかに記載の着氷防止方法。

付記１８．少なくとも１つの凝縮液収集バリアを、前記リップスキンの前記内側チャンバ、又は、前記翼の前記前縁の前記内側チャンバのうちの一方又は両方における少なくとも１つの移送管に接続し、
前記少なくとも１つの凝縮液収集バリアを用いて、凝縮液を、前記少なくとも１つの移送管に誘導するとともに、前記凝縮液を、前記エンジンの前記リップスキン、又は、前記翼の前記前縁のうちの一方又は両方に形成された１つ又は複数の排出口から排出させる、ことをさらに含む、付記１７に記載の着氷防止方法。

付記１９．バイパス管を用いて、エンジンコアの抽気出口を前記１つ又は複数の送給管に接続し、
前記バイパス管内にバルブを設け、
前記エンジンコアからの高圧加熱ガスが前記１つ又は複数の送給管に供給される開位置と、前記高圧加熱ガスが前記１つ又は複数の送給管に流入することを防止する閉位置との間で、前記バルブを選択的に作動させる、ことを含む、付記１２〜１８のいずれかに記載の着氷防止方法。

付記２０．少なくとも１つの旋回流ノズルを、前記１つ又は複数の送給管内に設けることをさらに含む、付記１２〜１９のいずれかに記載の着氷防止システム。

付記２１．前記少なくとも１つの旋回流ノズルを、低圧設定と高圧設定との間で選択的に作動させる、付記２０に記載の着氷防止システム。

付記２２．胴体と、
前記胴体から延出する翼と、
前記胴体から延出する尾部と、
前記胴体、前記翼、又は、前記尾部のうちの１つ又は複数に接続されるとともに、ハウジング、ファン、エンジンコア、及び、主燃料供給管を含む少なくとも１つのエンジンと、
航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷の防止又は氷の融解のうちの一方又は両方を行うように構成された着氷防止システムと、を含む航空機であって、前記着氷防止システムは、
点火器、空気入口、及び、ガス出口を有する燃焼器と、
前記燃焼器の前記空気入口に接続されるとともに、コンプレッサから低圧空気を受け取って、前記燃焼器に前記低圧空気を供給するように構成された空気供給管と、
前記燃焼器の前記ガス出口に接続されるとともに、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に接続可能に構成された送給管であって、前記燃焼器が、前記ガス出口を介して前記１つ又は複数の送給管に加熱ガスを排出して、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に対する着氷を防止できるようにするための、１つ又は複数の送給管と、
前記燃焼器を、前記主燃料供給管に接続する燃焼器用燃料供給管と、
前記空気供給管内に設けられるとともに、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成された第１バルブと、
前記燃焼器用燃料供給管に設けられるとともに、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成された第２バルブと、
前記点火器、前記第１バルブ、及び、前記第２バルブと通信し、これらを制御するように構成された着氷防止制御ユニットと、を含み、前記着氷防止制御ユニットは、（ａ）前記第１バルブを開放して、前記空気供給管を介して、前記低圧空気を前記燃焼器に供給し、（ｂ）前記第２バルブを開放して、前記燃焼器に燃料を供給し、（ｃ）前記点火器を作動させて、前記燃焼器内で火炎を生じさせ、（ｄ）前記火炎の温度を監視して、所望の火炎温度に達したか否かを判断し、（ｅ）前記排出した加熱ガスの温度を監視して、所望のガス温度に達したか否かを判断するように構成されている、航空機。

付記２３．前記１つ又は複数の送給管は、
前記排出された加熱ガスをエンジンのリップスキンにおける内側チャンバに供給するように構成されたエンジンリップ送給管と、
前記排出された加熱ガスを前記航空機の翼の前縁における内側チャンバに供給するように構成された翼送給管との両方、或いはいずれか一方を含む、付記２２に記載の航空機。

付記２４．前記着氷防止システムは、前記リップスキンの前記内側チャンバ、又は、前記翼の前記前縁の前記内側チャンバのうちの一方又は両方における少なくとも１つの移送管に接続された少なくとも１つの凝縮液収集バリアをさらに含み、前記少なくとも１つの凝縮液収集バリアは、凝縮液を、前記少なくとも１つの移送管に誘導するとともに、前記凝縮液を、前記エンジンの前記リップスキン、又は、前記翼の前記前縁のうちの一方又は両方に形成された１つ又は複数の排出口から排出させるように構成されている、付記２３に記載の航空機。

付記２５．前記着氷防止システムは、
エンジンコアの抽気出口を前記１つ又は複数の送給管に接続するように構成されたバイパス管と、
前記バイパス管内に設けられたバルブと、をさらに含み、前記バルブは、前記エンジンコアからの高圧加熱ガスが前記１つ又は複数の送給管に供給される開位置と、前記高圧加熱ガスが前記１つ又は複数の送給管に流入することを防止する閉位置との間で選択的に作動するように構成されている、付記２２〜２４のいずれかに記載の航空機。

付記２６．前記着氷防止システムは、前記１つ又は複数の送給管に設けられた少なくとも１つの旋回流ノズルをさらに含む、付記２２〜２５のいずれかに記載の航空機。

付記２７．前記少なくとも１つの旋回流ノズルは、低圧設定と高圧設定との間で選択的に作動するように構成されている、付記２６に記載の航空機。

本明細書の記載は、例を用いてベストモードを含む様々な実施形態を開示するものであり、また、任意の装置又はシステムの作製および使用、並びに、組み入れられた方法の実行を含む様々な実施形態を当業者にとって実施可能にするものである。本開示の各種実施形態についての特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定されるものであり、当業者が想定しうる他の例を含みうる。そのような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違しない構成要素を有する場合、又は、特許請求の範囲の文言と実質的に相違しない均等の構成要素を含む場合において、特許請求の範囲に含まれることを意図している。

Claims (15)

1. 航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷を防止するように構成された着氷防止システムであって、
   空気入口及びガス出口を有する燃焼器と、
   前記燃焼器の空気入口に接続されるとともに、前記燃焼器に低圧空気を供給するように構成された空気供給管と、
   前記燃焼器の前記ガス出口に接続されるとともに、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に接続可能に構成された１つ又は複数の送給管と、を含み、前記燃焼器は、前記ガス出口を介して前記１つ又は複数の送給管に加熱ガスを排出して、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に対する着氷の防止又は氷の融解のうちの一方又は両方を行う、着氷防止システム。
2. ハウジングを備えるエンジンをさらに含み、前記ハウジングは、ファン及びエンジンコアを含み、前記燃焼器は、前記エンジンの前記ハウジング内に固定され、前記空気供給管は、１つ又は複数のエンジンコンプレッサから低圧空気を受け取るように構成されている、請求項１に記載の着氷防止システム。
3. 前記燃焼器を、エンジンの主燃料供給管に接続する燃焼器用燃料供給管と、
   前記空気供給管内に設けられるとともに、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成された第１バルブと、
   前記燃焼器用燃料供給管に設けられるとともに、開位置と閉位置との間で選択的に作動するように構成された第２バルブと、をさらに含む、請求項１又は２に記載の着氷防止システム。
4. 着氷防止制御ユニットが、前記燃焼器の点火器、前記第１バルブ、及び、前記第２バルブと通信し、これらを制御するように構成されている、請求項３に記載の着氷防止システム。
5. 前記着氷防止制御ユニットは、
   前記第１バルブを開放して、前記空気供給管を介して、前記低圧空気を前記燃焼器に供給し、
   前記第２バルブを開放して、前記燃焼器に燃料を供給し、
   前記点火器を作動させて、前記燃焼器内で火炎を生じさせ、
   前記火炎の温度を監視して、所望の火炎温度に達したか否かを判断し、
   前記排出した加熱ガスの温度を監視して、所望のガス温度に達したか否かを判断するように構成されている、請求項４に記載の着氷防止システム。
6. 前記１つ又は複数の送給管は、
   前記排出された加熱ガスをエンジンのリップスキンにおける内側チャンバに供給するように構成されたエンジンリップ送給管と、
   前記排出された加熱ガスを前記航空機の翼の前縁における内側チャンバに供給するように構成された翼送給管との両方、或いはいずれか一方を含む、請求項１〜５のいずれかに記載の着氷防止システム。
7. 前記リップスキンの前記内側チャンバ、又は、前記翼の前記前縁の前記内側チャンバのうちの一方又は両方における少なくとも１つの移送管に接続された少なくとも１つの凝縮液収集バリアをさらに含み、前記少なくとも１つの凝縮液収集バリアは、凝縮液を、前記少なくとも１つの移送管に誘導するとともに、前記凝縮液を、前記エンジンの前記リップスキン、又は、前記翼の前記前縁のうちの一方又は両方に形成された１つ又は複数の排出口から排出させるように構成されている、請求項６に記載の着氷防止システム。
8. エンジンコアの抽気出口を前記１つ又は複数の送給管に接続するように構成されたバイパス管と、
   前記バイパス管内に設けられたバルブと、をさらに含み、前記バルブは、前記エンジンコアからの高圧加熱ガスが前記１つ又は複数の送給管に供給される開位置と、前記高圧加熱ガスが前記１つ又は複数の送給管に流入することを防止する閉位置との間で選択的に作動するように構成されている、請求項１〜７のいずれかに記載の着氷防止システム。
9. 前記１つ又は複数の送給管に設けられた少なくとも１つの旋回流ノズルをさらに含む、請求項１〜８のいずれかに記載の着氷防止システム。
10. 前記少なくとも１つの旋回流ノズルは、第１位置と第２位置との間で選択的に作動するように構成されている、請求項９に記載の着氷防止システム。
11. 前記第１位置は、低圧設定であり、前記第２位置は高圧設定である、請求項１０に記載の着氷防止システム。
12. 航空機の１つ又は複数の部分に対する着氷を防止するための着氷防止方法であって、
    空気供給管を燃焼器の空気入口に接続し、
    １つ又は複数の送給管を、前記燃焼器のガス出口、及び、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に接続し、
    前記空気供給管を介して、前記燃焼器に低圧空気を供給し、
    前記ガス出口を介して、前記燃焼器からの加熱ガスを前記１つ又は複数の送給管に排出し、
    前記１つ又は複数の送給管を介して、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に前記加熱ガスを送給し、
    前記送給を行うことによって、前記航空機の前記１つ又は複数の部分に対する着氷の防止又は氷の融解のうちの一方又は両方を行う、ことを含む、方法。
13. 前記燃焼器を、エンジンのハウジング内に設け、
    前記エンジンのコンプレッサから前記空気供給管内において前記低圧空気を受け取る、ことをさらに含む、請求項１２に記載の着氷防止方法。
14. 燃焼器用燃料供給管を用いて、前記燃焼器を、エンジンの主燃料供給管に接続し、
    前記空気供給管内に第１バルブを設け、
    前記燃焼器用燃料供給管内に第２バルブを設ける、ことをさらに含む、請求項１２又は１３に記載の着氷防止方法。
15. 着氷防止制御ユニットを用いて、前記燃焼器の点火器、前記第１バルブ、及び、前記第２バルブを制御することをさらに含む、請求項１４に記載の着氷防止方法。

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