JP3174072B2

JP3174072B2 - 航空機用着氷防止装置

Info

Publication number: JP3174072B2
Application number: JP41205490A
Authority: JP
Inventors: ピーター・ケイ・シー・ルドルフ; デッヅォ・ジョージファルビー
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1989-12-29
Filing date: 1990-12-19
Publication date: 2001-06-11
Anticipated expiration: 2016-06-11
Also published as: JPH04110299A; DE69019940T2; US5114100A; DE69019940D1; EP0436243A2; EP0436243A3; EP0436243B1

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、航空機用の着氷防止装
置に関し、特に着氷防止及び境界層制御の両者を選択的
に行なうことができる着氷防止装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】商用のターボファン航空機の最も一般的
に用いられる翼の着氷防止システムとしてはブリードエ
アシステムがある。このシステムに於ては、エンジンの
圧縮機部分から得られた高圧高温空気が、翼その他の航
空機の構造体の前縁の内室内に設けられた穿孔管から、
翼の前縁の外板の内面に向けてスプレーとして放出され
る。このブリードエア着氷防止システムは、一般に変調
能力を有さないオン・オフ型のシステムである。このシ
ステムの容量を定めるファクターは、アイドル降下時に
於て最大限の着氷防止効果を得ることにある。従って、
このシステムは、それほど大きな容量を必要としない場
合に於ては容量が過大であって、エネルギの浪費を伴な
う。即ち、航空機が上昇中であって、その動力設定状態
が高い場合などに於て、着氷防止を行なうとするような
場合に於ては能力が過大となる。

【０００３】前縁の外板の内側を加熱した後の着氷防止
用空気は、比較的高い温度状態ののまま機外に排出され
る。この排出に伴なう損失は、供給されたエネルギーの
５０％にも到達する。

【０００４】もう１つの考慮点は、ターボファンエンジ
ンが高い推進効率を発揮するように設計され、ガスジェ
ネレータが小型化されるに伴ない、ブリードエアの使用
に伴なう効率の低下が問題となる。近代的なターボプロ
ップエンジンに於ては、ガスジェネレータが極めて小型
化され、着氷防止及び空調用のキャビン加圧換気用に必
要となるブリード用空気の量を賄うのが困難になってき
た。

【０００５】上記したようなエンジンブリードエアシス
テム以外にも着氷除去或いは着氷防止用のシステムが知
られている。そのようなシステムの１つとしては、航空
機の前縁部に膨脹可能なゴムブーツを用いるものがあ
り、比較的低速のプロペラ式航空機の着氷防止の目的に
広く用いられている。しかしながら、このようなブーツ
は、高性能航空機のためには十分に平滑な表面を与えな
いという問題があり、またブーツは、浸食或いは劣化の
ために比較的頻繁に交換する必要がある。

【０００６】着氷防止を行なおうとする表面領域にグリ
コールを吐出するようなグリコール着氷防止システムも
知られている。しかしながら、この場合、翼の表面に粘
着性の残留物が堆積し、塵が付着し易いことから、翼を
頻繁に清掃する必要が生じる。しかも、グリコールタン
クを補充するために要するコスト及び労力が問題とな
る。

【０００７】更に、別の方法としては、前縁の外板の外
面または内面に電熱ヒータを設置するものがある。これ
は極めて高いエネルギ効率を有する。しかしなが、その
欠点は、故障が生じた場合に、現場に於ける補修が困難
であって、航空機を好ましくないほど長期間に亘って使
用不能とする場合が生じることがある。

【０００８】関連技術の調査を行ない、次のような米国
及びその他の国の特許文献が抽出された。

【０００９】米国特許第１，７０３，６１２号（Ｃａｒ
ｏｕｓｓｏ）明細書は複葉機のための種々の着氷防止装
置を示している。その図１０〜１２には、弧状断面を有
する分配管２４が示されており、分配管の排出ノズル２
５が、その上下端から延出しており、分配管２４に導入
された高温空気がこれらのノズルから排出され、翼に沿
って後向きに流れる。従って、分配管２４の前縁部分
は、その前端部を介して行なわれる熱伝導により着氷の
除去或いは着氷防止を行なうように見受けられる。

【００１０】米国特許第２，３１８，２３３号（Ｋｅｌ
ｌｅｒ）明細書は、ピストン式エンジンを備える航空機
のための可変ピッチプロペラを開示している。プロペラ
軸の前端部には二重の壁を備えるスピナが設けられてい
る。スピナの内側の壁には開口９が設けられており、高
温空気が、この開口を介してスピナの外側の壁の更に前
方の表面の下流領域に於けるスピナの露出面上に沿って
流れ過ぎる。

【００１１】米国特許第２，３２８，０７９号（Ｇｏｏ
ｄｍａｎ）明細書は、翼の前縁に沿って延出しかつそれ
を覆う中空のブーツを開示している。高温空気が熱伝導
によりこのブーツを加熱し、この空気は、ブーツの後部
に設けられたスロットを介して、翼の表面に沿って後向
きに流れる。

【００１２】米国特許第２，３９０，０９３号（Ｇａｒ
ｒｉｓｏｎ）明細書によれば、翼の前縁を構成するため
に多孔質の焼結金属板が用いられている。微粒化され或
いは蒸気化された着氷除去用液体を含む加圧空気が多孔
質の金属板を通過して前縁部の外面に向けて流れ、着氷
除去用液体を前縁部の表面に分配する。この米国特許に
よれば、水銀柱９９１ｍｍ（３９インチ）の圧力差に於
て、毎分３５４０立方センチメートル（０．１２５立方
フィート）の割合で空気を焼結金属板を用いることによ
り良好な結果が得られる。また、この米国特許によれ
ば、空気のみを用いた場合には厚い氷の層を除去するた
めに約３．１６ｋｇ／ｃｍ²（４５ｐｓｉ）の空気圧が
必要であるのに対し、空気中に微粒化或いは蒸気化され
た着氷除去用液体を混入しておくことにより０．７０ｋ
ｇ／ｃｍ²（１０ｐｓｉ）の圧力で十分であるという実
験結果が得られた。従って、空気は主に着氷除去用の熱
を供給するために用いられるのではなく、一方のモード
に於ては、前縁表面に着氷除去用の液体を運ぶために用
いられ、他方のモードに於ては、既に形成した氷を破砕
するために空気圧として利用される。

【００１３】米国特許第２，４８２，７２０号（Ｓａｍ
ｍｏｎｓ）明細書は、ターボエンジンのための着氷防止
システムを開示している。キャビティ内の高温空気が、
熱伝導によりエンジンの外壁面及びエンジンのスピナを
加熱する。このようにしてやや冷却された空気は、エン
ジンの内側空気取入口及びスピナに設けられた開口を介
して外向きに排出され、更に下流の領域に於てこれらの
表面を加熱する。

【００１４】米国特許第２，６２５，０１０号（Ｃｌａ
ｒｋ）明細書は、圧縮機から得られるブリードエアの量
が比較的少ない時に、エンジンの空気取入口に供給され
るべきガスを形成するための補助的な燃焼室を用いるガ
スタービンエンジン空気取入口着氷防止システムを開示
している。熱伝導により前縁部を加熱したガスを排出す
るために、エンジンの取入口の内側に開口が設けられて
いる。

【００１５】米国特許第２，６３０，９６５号（Ｇｒｅ
ａｔｒｅｘｅｔａｌ）明細書は、ガスタービンエン
ジン空気取入口着氷防止システムを開示している。前縁
部及びエンジンの外側が、内側のキャビティ内を流通す
る高温ガスから外板を向けて行なわれる熱伝導により加
熱される。幾分冷却されたガスは、ステータ或いはロー
タに設けられた後縁開口から空気流内に排出される。

【００１６】米国特許第２，６３４，０４９号（Ｈｏｄ
ｇｅｓ）明細書はガスタービンエンジン空気取入口着氷
防止システムを開示している。図６に示された空気取入
口ガイドベーンは、その前縁５５の両側（かつ後側）に
形成された開口或いはスロット５６を有している。加熱
された空気は、開口５６を通過して、ガイドベーンの上
面及び下面に沿って流れるが、前縁部に沿っては流れな
い。

【００１７】米国特許第２，６３６，６６６号（Ｌｏｍ
ｂａｒｄ）明細書は、空気取入口の前部に設けられた粗
いメッシュ状の格子構造１７を有するガスタービンエン
ジンを開示している。格子構造１７の後方には、石など
の異物が圧縮機に取込まれ、圧縮機のブレードを破壊す
ることのないように、空気取入口のガイドを横切るよう
に延在するワイヤメッシュからなる第２の保護用格子構
造１９が設けられている。高温のガスが格子構造１７に
供給され、格子構造１７が、その後縁部に於て出口を有
していることから、高温空気が空気取入ダクト１８を介
して供給され、保護用格子構造１９及び他の部品の構造
に着氷する可能性を軽減している。

【００１８】米国特許第２，６６８，５９６号（Ｅｌｌ
ｉｏｔ）明細書は、ナセルの内壁面に開口を有するター
ボプロップエンジンを開示している。加熱された空気
は、ナセルの前方部に向けて供給され、熱伝導によりナ
セルの前縁部を加熱し、それに続いて、空気が内向きの
開口から排出され、エンジンの取入口に向けて後向きに
流れる。

【００１９】米国特許第３，９３３，３２７号（Ｃｏｏ
ｋ）明細書は、ガスタービンエンジンの空気取入口の着
氷防止構造を開示している。高温ガスは、熱伝導により
ナセルの前縁部を加熱し、やや冷却されたガスは、空気
取入口リップの後部に設けられた穿孔音響部材を介して
排出される。

【００２０】米国特許第３，９８１，４６６号（Ｓｈａ
ｈ）明細書は、内部通路から熱伝導により熱を供給する
ガスタービンエンジン用着氷防止システムを開示してい
る。冷却された着氷防止用空気は航空機の内部を加熱す
るために利用される。

【００２１】米国特許第４，０９９，６１５号（Ｓｗａ
ｎｓｏｎｅｔａｌ）明細書は、航空機の境界層制御
システムを開示しており、エンジンからの高温のブリー
ドエアが、翼の幅方向に沿って配設された複数のマニフ
ォールドに送られる。その図９及び図１０に示されるよ
うに、翼の前縁部に隣接する上側部分に一列の空気排出
孔が設けられ、境界層制御用の空気が前縁部の後方に位
置する上側翼表面に沿って上向きに流れるようにする。
この米国特許は、境界層制御システムに於ける熱応力及
び空気力学的な問題に関するものである。

【００２２】米国特許第４，６１５，４９９号（Ｋｎｏ
ｗｌｅｒ）明細書は、前縁部のスラットを伸長させる際
に用いられる改良されたトロンボーン式継手に関するも
のである。

【００２３】英国特許第５０４，３６０号（Ｓｐｅａｒ
ｐｏｉｎｔｅｔａｌ）明細書は、プロップウォッシ
ュから得られる高速の空気を収集し翼の幅方向に沿って
分配するための揚力増大構造を開示している。空気は前
縁部のやや後方に設けられたスロットから上向きかつ外
向きに排出され、排出された空気は翼の上面に沿って後
向きに流れる。ダクト内に設けられたヒータにより、必
要に応じて着氷を防止する。

【００２４】フランス国特許第９７２，３９２号（Ｇｒ
ｅｅｎｌｙ）明細書は、ターボプロップエンジンのスピ
ナ及びナセルのための着氷防止方法を開示しているよう
に見受けられる。このフランス国特許の翻訳を入手でき
なかったが、前縁部が熱伝導により加熱され、高温ガス
が前縁部の後方のナセルの内側に設けられたスロットか
ら排出されるように見受けられる。更に、空気はスピナ
のノーズに設けられた単一のスロットから前側シールド
に向けて排出され、この空気は更にスピナに沿って半径
方向外向きかつ後向きに流れる。

【００２５】

【発明が解決しようとする課題】このような従来技術の
問題点に鑑み、本発明の主な目的は、着氷防止及び境界
層制御の両者を選択的に行なうことができる着氷防止装
置を提供することにある。

【００２６】

【課題を解決するための手段】本発明は、前縁と共に、
最も着氷し易い部分からなる第１の前向き前縁表面部分
と、前記第１の前縁表面部分の後方に延出し、前記第１
の前縁表面部分からの空気流を受けかつ比較的着氷し難
し部分からなる第２の前縁表面部分とを有する外板部分
を備える航空機の機体を備え、前記第１の前縁表面部分
が、その表面に亘って、前記外板部分の内側部分から前
記外板部分の外側部分に至る複数の通気孔を備えている
航空機用着氷防止装置からなる。

【００２７】この装置は、更に、加圧された高温空気を
前記内側部分に向けて供給することにより、前記加圧高
温空気が、前記通気孔を介して前記第１の前縁表面部分
の表面に沿って流出するようにし、前記第１の前縁表面
部分に於ける着氷防止を行なうべく、前記第１の前縁表
面部分及びそれに隣接する境界層を加熱し、更に前記高
温空気が、前記第２の前縁表面部分に於ける着氷をも防
止するのに十分な流量及び温度を以て前記第２の前縁表
面部分上を後向きに流れるようにするための空気供給手
段を備えている。

【００２８】空気供給手段は、境界層空気を通気孔の少
なくとも一部を介して内向きに導入し得るように、内側
部分に低圧を形成するための吸込み手段を有している。
これは本発明の第１の実施例に示されている。層流制御
システムの目的は、層流状態の境界層を維持することに
より抗力を低減することにある。実施例に於いて示され
ているシステムは、ハイブリッド層流制御システムであ
って、ハイブリッドとは、層流が、一方に於いて前縁部
分に於ける吸込みにより達成され、他方に於いて、スパ
ーボックス領域に於けるエアロフォイル部分を適切に覆
うことにより達成されることを意味している。好適実施
例に於ては、吸込みシステムが、前側スパーに隣接する
前縁部分から上面のみに向けて延在している。従って、
層流は、翼弦の約５０％に相当する上面領域に至るまで
達成される。

【００２９】層流制御のための吸込みシステムは、穿孔
された前縁外至部分に設けられる必要がある。或る好適
実施例に於ては、吸込みフルートが、翼幅方向のストリ
ンガー及び内側外板により外板の裏面側に形成されてい
る。フルートは、吸込み領域を、外板の外側の等圧線に
対応する複数の領域に翼弦方向に沿って形成する。吸込
みフルートは、内側外板内に於て、制御されたオリフィ
スを介してコレクタに接続されている。第１の実施例と
して示された特定のシステムに於ては、５つのコレクタ
が翼弦方向に沿って配設され、同様の構造が翼幅方向に
も複数設けられている。流れ制御弁を備えるダクトシス
テムが、吸込み領域を吸込みポンプに接続している。

【００３０】低速時に於て大きな揚力を得ると共に、低
高度低速時に於ける昆虫による前縁部の汚染を防止する
ために、吸込みフルート及びそのダクト構造と共に、前
縁部のキャビティ内に折り畳み式ブルノーズ・クルーガ
ーフラップを設ける必要がある。

【００３１】サクションパネル、ダクト構造、前縁支持
用リブ、クルーガーフラップ及びその作動装置等が、前
縁部のキャビティ内に設けられることとなり、どのよう
な着氷防止装置であっても、前縁部に十分な収容スペー
スを確保することができない。従って、本発明は、着氷
防止のために吸込みシステムの最も前側の部分を利用す
る。着氷防止モードに於ては、吸込みポンプが停止さ
れ、エンジンのブリードエアはダクトシステムの前部に
向けて送られる。この高温のブリードエアは、前縁外板
の通気孔から排出され、境界層に注入される。これによ
り、前縁部の着氷を防止するために必要な部分に熱を供
給することができる。従って、従来のスプレー管式着氷
防止システムよりも高い効率が得られ、従来よりも必要
となるブリードエアが少なくてすむ。

【００３２】層流吸込みシステムは翼の前縁から上方か
つ後方に向けて延在する。適切な着氷防止効果を得るた
めには、翼の前縁の下側から後方にかけて約５１〜７６
ｍｍ（２〜３インチ）の範囲に亘る領域も保護する必要
がある。これは、高温の加圧空気が、この特別なフルー
トに向けて逆止弁を介して導入されるようにすることに
より達成される。

【００３３】境界層に向けて高温空気を注入することに
より着氷防止を達成するシステムは、スプレー管式内側
対流システムに比較して原理的に高い効率を有してい
る。従って、第２の実施例に於ては、高温空気注入式着
氷防止システムは、スラット、尾翼前縁部或いはエンジ
ンの空気取入口等の航空機の機体の前縁部に用いられて
いる。高温の着氷防止用空気は、前縁部のキャビティ内
に導入され、前縁部の付近に設けられた小さな開口を介
して前縁部の境界層内に注入される。

【００３４】巡航中やその他着氷防止システムが作動し
ていない場合には、前縁部の表面に圧力勾配が存在す
る。この勾配は、翼の前縁部やエンジンの取入口等の揚
力表面上に於て最も大きくなる。このような圧力勾配
は、前縁部のキャビティ内に循環流を発生させる場合が
あり、その場合には低圧部に設けられた開口から空気が
流出し、高圧部に設けられた開口からキャビティ内に空
気が導入される。これらの開口から排出される空気は外
側境界層を形成する上で有害であり、ドラッグを増大さ
せ、揚力を減少させる。

【００３５】従って、前縁部のキャビティは着氷防止シ
ステムの作動を必要としない飛行条件下に於て、このよ
うな循環流を防止するために複数の部分に分割されたも
のであることを必要とする。着氷防止モードに於ては、
供給ダクトからの流れは、バッフル壁に設けられた逆止
弁を介してキャビティ内の他の区画された部分に向けて
流入することができる。

【００３６】本発明の更に別に実施例に於ては、着氷防
止用の空気源がエンジンのブリードエアから、電気モー
タにより駆動される空気圧縮機及び電熱ダクトヒータに
より加熱された空気により置換えられている。

【００３７】このシステムは、モジュラー式即ちユニッ
ト式のものとすることができる。即ち、米国特許第４，
７４１，４９９号明細書に開示されているような原理に
基づき、翼の表面にこのような圧縮機／ヒータユニット
を複数を設けることもできる。

【００３８】この原理を第１の実施例に適用した場合に
は、電気モータにより駆動される圧縮機は、層流制御の
ための吸込みポンプ及び着氷防止のための圧縮空気源と
なり、電熱ダクトヒータが必要な温度上昇を引起すため
の主要な熱源となる。１つのユニットによりカバーされ
る領域は、１つまたは２つのクルーガー要素であってよ
い。このようなユニットを複数用いることにより冗長性
が得られることから、その内の１つが故障した場合で
も、境界層制御モード或いは着氷防止モードに於て翼の
一部のみが影響を受けるのみとなる。

【００３９】本発明の更に別の実施例に於ては、このよ
うなユニットを冗長的に設けることによる利点が発揮さ
れる。通常１つのスラット毎に１つのユニットが、１つ
のエンジンの空気の取入口については２つのユニット
が、１つの尾翼面については３つ乃至４つのユニットが
用いられる。

【００４０】

【実施例】図１には、前縁１２、後縁１４、上面１６及
び下面１８を有するエアロフォイル１０が破線により単
純化して示されている。更に、エアロフォイル１０は翼
幅方向の軸線２０及び翼弦方向の軸線２２を有する。エ
アロフォイル１０の上側前方部のみが図１及び２に於て
実線により示されているが、本発明の内容を説明する上
ではこれで十分である。

【００４１】図１及び図２には、エアロフォイル１０の
外板部分２４と、マニフォールドシステム２６とが示さ
れている。図２には更に、２つのモードのいずれかを以
て選択的に作動し得る空気流制御システム２８が示され
ている。第１のモードに於ては、空気流制御システム２
８は、マニフォールド２７に負圧を供給し、周囲の空気
を外板部分２４を介して導入し、境界層を制御する。こ
れは、バーナード・グレッツァ（ＢｅｒｎａｒｄＧｒ
ａｔｚｅｒ）氏により定式化され、同氏が最近取得した
米国特許に記載された事項に従って達成することができ
る。第２のモードに於ては、この空気流制御システム２
８は、高温加圧空気を、マニフォールドシステム２６の
選択された部分を介して着氷防止のために供給する。

【００４２】図１に於て、外板部分２４は、外側外板３
０と、内側外板３２と、翼幅方向に延在する複数のフル
ート即ち通路３６を郭成するべく、内側及び外側外板３
０、３２に接続されかつ翼幅方向に延在する複数のスト
リンガー３４とを有している。外側外板３０は、境界層
の制御或いは着氷防止を行なうべき全ての外板領域に亘
って複数の通孔３７を有する、好ましくはチタンからな
る有孔外板からなっている。通孔３７の直径が極めて小
さいことから、実際の通孔３７は図示されておらず、図
５に於て１つの通孔３７のみが拡大して図示されてい
る。

【００４３】図１に於て符号３８により示される前縁部
の最も前方に位置する部分（第１の前向き前縁表面分）
が最も着氷し易い。

【００４４】マニフォールドシステム２６は、翼幅方向
に延在する複数のダクト４６に接続されたメインダクト
４４を有し、分岐（翼幅方向）ダクト４６のそれぞれ
は、翼弦方向に延在するコレクタ（翼弦方向ダクト）４
８に接続されている。第１の実施例に於ては、５つの翼
幅方向ダクト４６が設けられ、それぞれ符号４６ａ〜４
６ｅにより示されている。また、コレクタ４８は、５つ
の部分に設けられ、それぞれ符号４８ａ〜４８ｅにより
示されている。翼幅方向ダクト４６ａは、図２に示され
るように、フラッパーバルブ５０ａを介して、対応する
翼弦方向ダクト部分４８ａに接続されている。同様に、
次の翼幅方向ダクト４６ｂは、対応するフラッパーバル
ブ５０ｂを介して翼弦方向ダクト部分４８ｂに接続さ
れ、このパターンがフラッパーバルブ５０ｅを介してコ
レクタ４８ｅに接続された第５の翼幅方向ダクト４６ｅ
に至るまで繰返される。また、両翼幅ダクト４６ｄ及び
４６ｅへの空気流を遮断するためにメインフラッパーバ
ルブ５１が設けられている。コレクタ４８ａ〜４８ｅは
それぞれ異なる翼弦方向長さを有しているが、これは流
れの均一化を図るためである。このことについては後で
詳しく説明する。ダクト部分４８ａ〜４８ｅの配置は、
翼の位置と関連するように図１に詳しく示されている。

【００４５】図２に示されているように、空気流制御シ
ステム２８は、エンジンの圧縮機からのブリードエアを
導入するためのブリードエア供給入口５２を有する。こ
のブリードエアは、エンジンの運転状況にもよるが、１
２１〜２０４℃（２５０〜４００°Ｆ）の温度及び１．
７６〜３．５２ｋｇ／ｃｍ²（２５〜５０ｐｓｉ）の圧
力を有する。

【００４６】着氷防止モードに於ては、ブリードエアは
先ず熱交換器５４に送られるが、熱交換器５４は、その
冷却媒体として用いられるラムエアを導入するためのラ
ムエア導入口５６を有する。この冷却用空気は、出口５
８を介して機外に排出される。ブリードエアが、前縁部
の構造を過熱しないようにしかも着氷防止を効果的に達
成するのに十分高温であるような適切なレベル（例えば
９３〜１４９℃（２００〜３００°Ｆ））に保つよう
に、ラムエアの流れを制御するために、温度検出装置６
２と共に調整弁６０が設けられている。ブリードエア
は、熱交換器５４から、フィルター６４を経て、更に圧
力調整遮断弁６６を介してメインダクト４４に送られ
る。

【００４７】境界層制御モードに於ては、ブリードエア
は、入口５２から流入し、管路７０及びタービン速度制
御弁７２を経て、更に遮断弁７４を経て、ターボ圧縮機
７８のタービン７６に至る。ターボ圧縮機７８は、圧縮
機部分８０を有し、該圧縮機部分の入口端は、マフラ８
２及び遮断弁８４を介してメインダクト４４に接続され
ている。従って、圧縮機部分８０はメインダクト４４に
負圧を供給し、ダクト４４からの空気を排出ライン８６
へと送り出す。

【００４８】翼の前縁部１２を断面図により示す図５に
於ては、ダクト部分４８ａの１つに於て内側外板部分３
２に取着され、外側外板部分３０の下側領域９６に設け
られたフルート即ち通路３６に至る複数の逆止弁９４の
１つが図示されている。この逆止弁９４を設けた理由
は、この下側領域９６（外側部分の第２の領域）の着氷
を除去することが必要ではあるが、この領域９６に負圧
を供給して境界層を制御することは何ら必要とされない
からである。即ち、逆止弁９４は、着氷防止モードに於
て空気の流出を許容するが、境界層制御モードに於ては
外板部分３０の通孔を介する内向きの空気流を阻止す
る。

【００４９】図３及び図４は、クルーガーフラップ１０
０を備える翼１０ａに適用された本発明の第１の実施例
の別の特徴を示している。このクルーガーフラップ１０
０は、従来形式のものであってよく、フラップ１００が
符号１０２により示される部分に於て枢支されており、
駆動軸１０６に機能的に接続された駆動アーム１０４に
より操作される。アーム１０４は、メインフラップ部分
１０８を、図３に示された収納位置と、図４に示された
伸長位置との間を移動させ、対応する駆動リンク１１０
が、フラップ１００のノーズ部分１１２を更に伸長させ
る。

【００５０】クルーガーフラップは、翼の上面のため
の、このハイブリッド層流制御システムの重要な部分で
あって、２つの機能を有している。その１つは、離陸及
び着陸時に大きな揚力を発生することである。クルーガ
ーフラップは、翼の下面に収納され、それにより上面に
於て滑らかな表面を形成するが、これは層流制御のため
に必要な事項である。例えば、翼の上面に収納され、固
定された翼の上面に対して段差を形成するような前縁ス
ラットは、層流制御に適合しない。

【００５１】クルーガーフラップの第２の機能は、翼の
前縁部が低高度低速状態に於て昆虫により汚染されるの
を防止することにある。即ち、クルーガーフラップは、
固定された前縁に対して防虫シールドとして機能する。
昆虫の多くはクルーガーフラップのブルノーズに衝突す
るが、このブルノーズは前縁キャビティ内に収納され
る。

【００５２】本発明の説明を容易にするために、次に航
空機が着氷防止モードに於て稼働されているものと仮定
する。エンジンからのブリードエアは入口５２及び熱交
換器５４を通過し、更に、フィルター６４及び圧力調整
弁６６を介してメインダクト４４に至る。前記したよう
に、周囲の空気はラムエア入口５６に導入され、熱交換
器５４及び出口通路５８を通過し、ブリードエアが、接
着結合された前縁部の構造に適した温度に調整される。
温度検出装置６２が、制御弁６０を調整するために用い
られている。着氷防止モードに於ては、ターボ圧縮機７
８が遮断され、遮断弁７４が閉じられる。

【００５３】着氷防止モードに於ては、比較的後方に配
置されたダクト部分４８ｄ、４８ｅ（外板部分において
第１の前向き前縁表面部分の後方の領域である第３の領
域に取り付けられている）から高温の空気を排出する必
要がない。従って、メインフラッパーバルブ５１が閉じ
られ、翼幅方向ダクト４６ｄ、４６ｅへの流れを阻止す
る。フラッパーバルブ５０ａ〜５０ｃは開かれたまま
で、従ってメインダクト４４を流れる高温空気は翼幅方
向ダクト４６ａ〜４６ｃへと流入し、更に、前方の翼弦
方向ダクト４８ａ〜４８ｃ（外板部分の第１の前向き前
縁表面部分の第１の領域及び第２の領域に取り付けられ
ている）へと流れることができる。高温空気は、更に外
板部分３０に設けられた通気孔３７を介して外部に流出
する。通孔３７から外向きに流出する高温空気は、既に
形成されている境界層を排除し、それと混合することに
より、外板部分３０の外面を温暖な空気により保護す
る。この高温空気層が、エアロフォイル１０の上面及び
下面に沿って後方に流れることから、高温着氷防止用空
気が通孔３７から排出されない比較的後方の表面（外板
部分の第２の前縁表面部分）に至るまで着氷防止効果を
及ぼすことができる。

【００５４】本発明に基づくシステムは、高温の空気を
前縁部の外板の内面に衝突させ、外板の外面への着氷
を、熱伝導により防止しようとする従来の着氷防止シス
テムとは異なるものであることを理解されたい。従来技
術に基づく着氷防止システムの重要な欠点は、熱が外板
の内面から外面へと伝導されるのに十分であるように、
翼の内側に於て高温かつ拘束の空気による対流現象を必
要とする点に見出される。しかるに、本発明に基づくシ
ステムに於ては、高温空気が外板部分３０の外面に直接
送り出され、既存の境界層を排除するものである点が大
きく相違する。このシステムは、内部に於ける空気の対
流のみに依存するものでなく、高温空気が通孔から流出
するに伴ない、外面に於て対流現象を引き起こし、それ
により高温空気を外面に密接させることができる。即
ち、前縁部の外板の全体が高温／温暖な着氷防止空気に
より覆われることなる。

【００５５】本発明のシステムが境界層制御モードで作
動した場合を仮定する。その場合、境界層の空気は外側
外板部分３０の通孔３７から吸込まれる。このモードに
於ては、遮断弁６６が閉じられ、遮断弁７４が開かれ
る。入口５２から流入するブリードエアは、タービン速
度制御弁７２を介してターボ圧縮機７８のタービン部分
７６に至る。これにより、圧縮機部分８０がメインダク
ト４４から空気を吸込み、ダクト４６ａ〜４６ｅ及び４
８ａ〜４８ｅに逆方向の流れを引起し、外側の空気を通
孔３７から流入させるようにターボ圧縮機７８を作動さ
せる。よく知られているように、境界層の空気を吸込む
ことにより、境界層の乱れを減少させ、層流から乱流境
界層への変化を遅らせることにより、抗力（ドラッグ）
を低減させ性能を向上されることができう。

【００５６】境界層制御モード中に於ては、全てのフラ
ッパーバルブ５０ａ〜５０ｅ、５１が開かれていること
から、翼弦方向のコレクタ部分４８ａ〜４８ｅの全てに
向けて外側の空気が吸込まれる。しかしながら、前記し
たように、また図５に示されるように、逆止弁９４が、
下側表面領域９６の通孔から外側の空気を吸込むのを防
止するようにコレクタ部分４８ａの適所に配置されてい
る。前記したように、これは、翼の下面の境界層の制御
が意図されていないことによるものである。以上説明さ
れた着氷防止モードと境界層制御モードでの各構成要素
の動作から、コレクタ部分と、ダクト部分と、熱交換器
と、ターボ圧縮機と、遮断弁とが、空気供給手段として
働いていることが分かる。また、ターボ圧縮機７８の圧
縮機部分８０と、図５の逆止弁９４とが、吸い込み手段
として働き、このうち圧縮機部分はポンプ手段として働
いている。

【００５７】タービン速度制御弁７２は、ターボ圧縮機
７８への空気流入量を介してターボ圧縮機７８の速度を
制御するように、ターボ圧縮機７８の回転速度に応答す
るようにされている。

【００５８】図６は、前縁スラットを備える従来形式の
翼に用いられた高温空気注入式着氷防止原理に基づく本
発明の第２の実施例を示す。図示された前縁スラット１
１４は、ノーズ部分１１６を有し、その外側外板１１８
のみに複数の通孔１２０が設けられている。

【００５９】ノーズ部分１１６は、翼幅方向に延在する
スパー１２２を有しており、その後面には断熱層１２４
が設けられている。第１のバッフル板１２６は、外板１
１８の上側部分（上側上部外板領域）及びスパー１２２
を以て第１の空室即ちダクト部分１２８（第１の空気
室）を郭成する。第２のバッフル板１３０は、第１のバ
ッフル板１２６の中間部から外板部分１１８の下側前端
部（前側先端部・下部外板領域）にかけて延在し、更に
２つの空室即ちダクト部分１３２、１３４（第３の空気
室及び第２の空気室）を郭成する。

【００６０】第１のバッフル板１２６には２組の逆止弁
１３６、１３８が設けられており、第１の空室即ちダク
ト部分１２８から他の２つのダクト部分１３２、１３４
への空気の流れを許容する。着氷防止用空気は、例えば
トロンボーン式の管路を介して空室１２８に送られる
が、そのために用いられる管路の一部が符号１４０によ
り図示されている。加圧された高温空気が空室１２８内
に流入すると、２組の逆止弁１３６、１３８が開かれ、
空気が空室１２８から２つの空室１３２、１３４に向け
て流入する。高温の着氷防止用空気は通孔１２０を介し
て外部に流出し、前記したような着氷防止作用を発揮す
る。

【００６１】逆止弁１３６、１３８を設けた理由は次の
通りである。スラット１１４が収納された状態にある
時、ノーズ部分１１６は、エアロフォイル１０ａの前縁
を形成する。揚力面の前縁部には、流れの方向に沿って
即ち翼弦方向に沿って大きな圧力勾配が発生する。前縁
部が１つの大きな前縁部空室或いはダクトからなる場合
には、巡航状態時など、着氷防止システムが作動を停止
している間にあって、有孔外板は、圧力が高い下側前方
外板部分からの循環流を、比較的圧力の低い上側外板部
分のダクト内へと流れ込むのを許容することとなる。こ
のような循環流は抗力の増大を引起す。従って、着氷防
止システムが遮断されている場合に於て、このような流
れのパターンが形成されるのを防止するために、それぞ
れ逆止弁１３６、１３８を有する互いに区画された空室
或いはダクト１２８、１３２が用いられている。従っ
て、巡航状態に於ては、逆止弁１３６、１３８は、その
弁ばね及び空室１３２、１３４からの空気圧により閉じ
られる。着氷防止用空気の流量を最適化するためには、
外側外板１１８の通孔１２０は翼弦方向に沿って均一で
あってはならない。着氷防止用空気を最も必要とするの
は、ダクト部分１３４に於けるエアロフォイルの前縁部
の最前部である。ダクト部分１２８、１３２等の下流部
分はそれぞれ高温空気を必要としない。従って、最適化
された外板の実施例によれば、ノーズ部分に高い密度を
以て通孔１２０が設けられ、その密度が翼弦方向に沿っ
て徐々に小さくなるようにされている。前縁部の外板の
全体に亘って通孔が均一に設けられた場合に於ても同様
に効果を得るために、流れをブロックする金属製ストリ
ップ１４１を用いることもできる。これらの金属製スト
リップは、外板の内面に接着され、かつ翼幅方向に延在
する。図６に示されたスラットに於ては、このような金
属製ストリップ１４１が、主にダクト部分１２８、１３
２に用いられることとなる。

【００６２】図７は垂直尾翼やストラットなど、揚力を
発生しない空気力学的部材の前縁部に組込まれた本発明
の第３の実施例を示す。従って、前縁部１４２は、２つ
の後側外板部分１４６に接続するように後方に向けて延
在する前側外板部材１４４を有する。この前側外板部分
１４４により、翼幅方向に延在する１つの空室１５０を
郭成するべく断熱された隔壁１４８が設けられている。
前側外板部分１４４は、隔壁１４８に至るまでその全体
に亘って複数の通孔１５２を有する。

【００６３】着氷防止用空気流が前縁部の翼弦方向に亘
って好適に流れ出すように密度が不均一になるように通
孔を設けたり、均一な密度を以て通孔が設けられた外板
を用いた場合には、図６について前記したブロッキング
ストリップ１４１と同様なブロッキングストリップ１５
４を用いることができる。

【００６４】第４の実施例を示す図８に於ては、エンジ
ンの空気取入口や、水平尾翼の前縁として用い得るよう
な前縁部１５６の断面図が示されている。この前縁部１
５６は、翼幅方向に延在するスパー或いは隔壁１６０に
より３つの空室１６２、１６４、１６６に区画された着
氷防止領域を郭成する前記外板部分１５８を有する。即
ち、この前縁部１５６は、前記外板部分１５８の最も前
方の部分と共に空室１６２（第２の空気室）を郭成する
前側バッフル板１６８と、前側バッフル板１６８と前記
外板部分１５８の上部と共に空室１６４（第１の空気
室）を郭成する第２のバッフル板とを有する。第３の空
室１６６（第３の空気室）が、第２のバッフル板１７０
と、外板部分１５８の下側部分と、スパー或いは隔壁１
６０とにより郭成されている。

【００６５】第１のバッフル板１６８に取着された第１
の逆止弁１７２は、上側中間空室１６４から前側空室１
６２への流れを許容し、第２のバッフル板１７０に取着
された第２の逆止弁１７４は、上側中間空室１６４から
後側下側空室１６６への空気の流れを許容する。言うま
でもなく、これらの逆止弁１７２、１７４を逆流しよう
とする流れは阻止される。着氷防止用空気は、適当な管
路１７６を介して中間空室１６４に供給され、更にこの
空室１６４から他の２つの空室１６２、１６６へと流れ
る。外板部分１５８の全体に亘って通孔１７８が設けら
れていることから、３つの空室１６２、１６４、１６６
から送られてくれる着氷防止用の高温空気の全ては外板
部分１５８の隣接部分を介して外部に流出する。しかし
ながら、着氷防止システムが遮断された状態に於ては、
高圧外板表面領域に於ける空気の流れは、空気１６２、
１６６を介して空室１６４に流れ込むのが阻止される。
前記したように、空気が空室１６４に流れ込むのが許容
された場合には、この空気は、隣接する前側上側外板表
面領域の通孔１７８を介して流出し、これは抗力を増大
させる。本実施例に於ても、通孔が翼弦方向に沿って適
切に分布するように通孔が不均一な密度を以て設けら
れ、或いはブロッキングスリトップ１５４が用いられ
る。

【００６６】第５の実施例に於ては、高温の着氷防止用
空気源が、エンジンのブリードエアから、電動モータに
より圧縮されかつ電熱ダクトヒータにより加熱された空
気により置き換えられている。この第５の実施例は、第
１の実施例の変形例と考えることができる。

【００６７】本実施例に於いては、電動モータにより駆
動される圧縮機は、着氷防止モード及び境界層吸込みモ
ードの両者に於てその機能を発揮することができる。し
かも、１つのクルーガーフラップパネルの或る長さ毎に
或いは翼の翼幅方向の所定の長さ毎にこのようなユニッ
トを設けるようにして、本システムをユニット化するこ
とができる。これにより、ダクトを複雑化することな
く、クルーガーフラップの支持構造部分に於けるダクト
を省略し、両モードに於て使用可能にすると共に、両モ
ードに於て好ましい冗長性を実現することができる。図
８に於ては、図１のの部分に対応する部分には上位の桁
に２を付加した対応する符号を以て示した。

【００６８】図９は、第１の実施例に類似したシステム
に適用されたユニット化されたシステムを示す。図９に
於ては、１つのクルーガーフラップ部材２００の翼幅方
向に亘って延在する翼２１２の固定前縁部が図式的に示
されている。この固定前縁部は、図１、図２及び図５に
示された前縁部と同様にものからなる。この前縁部は、
有孔外側外板２３０と、内側外板２３２と、翼幅方向に
延在する吸込みフルート２３６を形成する翼幅ストリン
ガー２３４とを有する。この場合、５つの翼弦方向コレ
クタダクト２４８ａ〜２４８ｅが２セット備えられてお
り、各セットは、２つのクルーガー支持及び駆動構造の
やや機体中心部側に設けられている。クルーガー支持構
造はクルーガー翼の翼幅の約２１％の位置に設けられ、
コレクタは約２５％の位置に設けられている。マニフォ
ールドシステム２２６は、それぞれ５つの翼幅方向ダク
ト２４６ａ〜２４６ｅを介して２組のコレクタ２４８に
接続されている。メインダクト２４４はモータ圧縮機ユ
ニット２７８に接続されており、各ユニットは、モータ
２７６と、モータに直結された圧縮機２８０とを有す
る。圧縮機の下流側には、翼の前側下面に位置し、かつ
後方を向く排出ノズル２８２が設けられている。メイン
ダクト２４４には３つの３方弁が設けられている。圧縮
機２８０の下流側の３方弁２８４は、空気流を排出ノズ
ル２８２或いはバイパスダクト２９０のいずれか一方に
送り込む。バイパスダクト２９０には電熱ダクトヒータ
２９２が設けられている。バイパスダクト２９０は、３
方弁２８６を介して、ダクト２４６ｄ、２４６ｃの接続
部の中間位置に於てメインダクト２４４に接続されてい
る。第３の３方弁２８８は、モータ／圧縮機ユニット２
７８の上流側にあって、選択的に、メインダクト２４４
を遮断し、入口２９４に連通させる。この入口２９４は
前縁キャビティの内側に設けられており、その下側後方
面には換気用及びドレン用の通孔が設けられている。

【００６９】境界層制御モード即ち吸込みモードに於て
は、メインダクト２４４の３つの３方弁の全てが、メイ
ンダクト２４４を真直な通路として連通するように全て
開かれている。空気は、前縁外板２３０に設けられた通
孔２３７を介して翼幅方向フルート２３６に吸込まれ
る。内側外板に設けられた制御されたオリフィスを介し
て空気が２組のコレクタ２４８ａ〜２４８ｅに導入さ
れ、この流れはダクト２４６ａ〜２４６ｅを介して、各
ユニットの中間部に於てメインダクト２４４に連通す
る。メインダクト２４４は、モータ２７６を冷却するよ
うに、その周囲を通過して、吸込みポンプとして機能す
る圧縮機２８０に接続され、更に空気を機外に排出する
ための排出ノズル２８２に接続されている。境界層制御
モードに於ては、バイパスダクト２９０は、２つの３方
弁２８４、２８６により閉じられている。入口２９４も
弁２８８により閉じられている。

【００７０】着氷防止モードの動作中に於ては、３つの
３方弁２８４、２８６、２８８は、入口２９４及びバイ
パスダクト２９０を互いに連通させるように別の状態に
設定され、この時排出ノズル２８２及び、弁２８４、２
８６両者間のメインダクト２４４の部分が遮断される。
空気は、前縁キャビティの入口２９４から導入され、冷
却のために、電動モータ２７６の周囲を流れた後、圧縮
機２８０により圧縮され、バイパスダクト２９０に流入
する。ここで、ダクトヒータ２９２により、着氷防止動
作を行なうのに適する温度に空気を加熱する。高温の空
気は、前方の３つのダクト２４６ａ〜２４６ｃを介して
コレクタ２４８ａ〜２４８ｃ及びフルート２３６に流入
し、更に通孔２３７を介して翼の前縁部の境界層に向け
て注入される。この変形実施例の前縁部の形状は、図５
に示されたものと同様であって、逆止弁９４は、前縁部
の下側かつ後方の着氷防止用フルートを開く。

【００７１】図１０に示された第６の実施例は、本発明
の第２の実施例に於て示された翼の前縁スラットに対し
てユニット式のモータ駆動式圧縮機／ヒータを適用した
ものからなる。この平面図には、ノーズ部分３１６と翼
幅方向のスパー３２４を有する前縁スラット３１４が示
されている。このスラットの断面図は、図６に示された
スラットの断面図と同様である。異なる点としては、図
１０に示された実施例の着氷防止用の空気源が、エンジ
ンのブリードエアではなく、モータ駆動式の圧縮機３７
８により圧縮された空気を電熱ダクトヒータ３９２によ
り加熱したものからなる点にある。このシステムは、ス
パー３２４の裏面に取着され、その入口３９４がスラッ
トと固定前縁部との間のキャビティから空気を吸込む。
このシステムの排気は、周囲の気圧よりも０．７０〜
１．０６ｋｇ／ｃｍ²（１０〜１５ｐｓｉ）高くかつ９
３〜１４９℃（２００〜３００°Ｆ）の範囲の温度を有
し、スラットの前縁キャビティの最も後側のダクト３２
８に導入されるが、このダクトは図６に示されたダクト
１２８に相当するものである。加圧された高温空気は更
に残りの２つのダクト３３２、３３４へと送り込まれ、
図６に示されたものと同様に有孔前縁部外板を介してス
ラット前縁部の境界層に向けて注入される。

【００７２】このようなユニット化の考えは、垂直尾翼
の前縁部、ストラット、水平尾翼の前縁部或いはエンジ
ン空気取入口に適用された本発明の第３の実施例にも適
用し得ることは言うまでもない。電動モータ駆動式圧縮
機及び電熱ダクトヒータを用いて高温の着氷防止用空気
を得ることの利点は、変調能力を有する、即ち必要な着
氷防止の条件に応じて、流量、圧力及び温度を調節し得
る点に見られる。それに対して、エンジンブリードエア
の圧力及び温度は、エンジンの動力設定状態により決定
されてしまう。多くの場合、エンジンのブリードエアを
着氷防止の目的に使用し得るためには、圧力を絞りかつ
プリクーラにより冷却しなければならない。従って、着
氷防止のためにブリードエアを用いた場合には大きなエ
ネルギの損失が引起こされ、これはエンジンの推力の減
少を引起こす。また、ブリードエアシステムは、最も過
酷な着氷防止動作を行う場合に対応するようにそのサイ
ズが定められていることから、着氷防止の条件がそれぞ
れ過酷でない場合には、このシステムの能力が、必要な
着氷防止能力を大きく上回ることとなり、やはり多量の
エネルギが浪費される。しかしながら、本発明に基づく
空気源によれば、各着氷防止動作に必要かつ適切な圧
力、流量及び温度を設定することができ、これらが決し
て必要以上に大きな値に設定されないことから、このよ
うな浪費を何ら引起こさない。

【００７３】電気式の着氷防止用空気形成システムは、
変調動作を行うのに適している。また、各ユニットが、
前縁の小さな部分に対して高温空気を供給することか
ら、そのために必要となるダクトが単純化される。スラ
ットが用いられている場合には、これにより固定前縁と
可動スラットとの間のトロンボーン式供給ダクトやスラ
ット間のダクト等の必要性を解消することができる。ま
た、ユニット式にすることにより、冗長性が得られ、１
つのユニットが故障した場合でも、全体としての機能を
維持することができる。また、故障の際も、ユニット毎
に交換することができる。

【００７４】高温空気注入式着氷防止動作の利点につい
ては、予備的な熱伝達の分析を行ったところ、本発明に
より外側の熱伝達係数がかなり低減されることが見出さ
れた。即ち、外板の外面は、境界層に注入された高温空
気により効果的に断熱される。実験的なデータによれ
ば、高温空気を前縁の外板の内面に衝突させ、外板を介
した熱伝導により着氷防止を行うような従来のシステム
に比較した時、外側の熱伝達係数の減少率は４６％にも
達する。本発明の利点は、従来技術のシステムに比較し
て、発生する対流損失を低減し、同一の着氷防止効果を
得るために必要とする空気の流量を低減させ得る点に見
られる。

【００７５】Ｂｏｅｉｎｇ社の着氷現象研究用風胴（Ｂ
ｏｅｉｎｇＩｃｉｎｇＲｅｓｅｒｃｈＴｕｎｎｅ
ｌ）に於て行われた実験的により本発明の実用性が確認
された。前端部がチタン製有孔外板により覆われたボー
イング７５７の主翼の前縁に対応する模型が用いられ
た。２種の外板の形状が試験された。第１の外板は、
１．２７ｍｍ（０．０５インチ）の中心間距離をおいて
設けられた直径０．１３ｍｍ（０．００５インチ）の円
形孔を有し、外板の厚さは１．０１（０．０４０イン
チ）であった。第２の外板部分は、中心間距離０．８１
ｍｍ（０．０３２インチ）であって、直径が０．１０ｍ
ｍ（０．００３９インチ）であるような孔を有し、外板
の厚さは０．６４ｍｍ（０．０２５インチ）であった。

【００７６】試験条件は、次の通りである。飛行速度２
７３ｋｍ／ｈ（１７０ｍｐｈ）、外気温度−６．７〜−
２８．９℃（２０°Ｆ〜−２０°Ｆ）、液状水含有率
０．１５〜０．０５ｇ／ｍ3、水滴の直径２０ミクロ
ン、供給ダクトに於ける着氷防止用空気の温度９３℃及
び１４９℃（２００°Ｆ及び３００°Ｆ）、着氷防止用
空気の流量１７．６ｋｇ／分／ｍ²（３．６lb／分／f
t²）であった。

【００７７】上記した風胴実験により、本発明に基づき
構成されたシステムは、前縁部の外板の内面に対して管
から供給される高温空気をスプレーする従来技術に基づ
くシステムに比較した場合に、上記した分析が正しく、
本発明の効率が高いことから、従来の５０〜６０％の流
量により従来と同様の効果を得ることが見出された。

【００７８】第１の実施例即ち境界層制御システムに於
ける外側外板部分３０の通孔３７の配置及び形状は境界
層制御の条件によって定められる。境界層が薄い前縁の
近傍に於ては、通孔の寸法を可及的に小さくし、通孔の
間隔を小さくすることにより（例えば、孔の直径０．０
４ｍｍ（０．００１５インチ）、中心間距離０．２５ｍ
ｍ（０．０１インチ））、薄い境界層に於ける乱れを可
及的に小さくするのが望ましい。通孔は円形であるのが
好ましい。他の形状を有する通孔を用いることもできる
が、円形孔は外板の疲労によるクラックの発生の可能性
を最小化することもできる。通孔は、外側面に向けて細
くなるような概ね円錐形をなすことにより、これらの通
孔が塵埃により閉塞する可能性を最小化するようにして
いる。これは、着氷防止用空気の供給管路のためにフィ
ルターが必要となる理由である。境界層の長さが或る程
度までに達するような前縁よりも更に下流の部分に於て
は、孔の直径を大きくし、また孔の間隔も大きくするの
が望ましい（例えば、孔の直径０．０６４〜０．１３ｍ
ｍ（０．００２５〜０．００５インチ）、間隔０．６４
〜１．３ｍｍ（０．０２５〜０．０５インチ））。着氷
防止システムは、境界層の制御を最適に行うように定め
られた孔の直径及び間隔を用いたものであってよい。

【００７９】第２〜４実施例のように、境界層を制御す
る機能を有していない純粋な着氷防止システムの場合に
於ては、孔の直径及び間隔を着氷防止の目的に適するよ
うに定めたものとするとよい。やはり、孔は円形である
のが好ましいが、それらの直径はやや大きいものであっ
てよい（例えば、直径０．０６４〜０．１３ｍｍ（０．
００２５〜０．００５インチ）、間隔０．６４〜１．３
ｍｍ（００．０２５〜０．０５インチ））。孔は同様に
円錐形であってよい。純粋に着氷防止のみを行うための
ものである場合には、円錐形をなす孔の細径側を外板の
内側にするべきである。図６〜図８に関する説明に於て
言及したように、流量の度合は翼弦方向に沿う位置に応
じて異なる。前縁部に於ては大きな流量が必要であり、
下流側に行くに従って必要な流量が小さくなる。これ
は、孔の密度を不均一にすることを必要とし、これは電
子制御式穿孔機械により達成することができる。しかし
ながら、均一なパターンで穿孔を行う方が製造コストを
低くすることができ、この場合、ブロッキングストリッ
プを用いて孔を選択的に閉塞することにより不均一な流
量を実現することができる。これらのブロッキングスト
リップは、様々な幅を有するものであってよく、また着
氷防止に適する空気排出パターンを実現するために様々
な間隔をおいて配置されるものであってよい。

【００８０】着氷防止用の空気の流れの特性は多種多様
に変化し得る。プリクーラから送り出されたときのエン
ジンのブリードエアは、エンジンの動力設定状態及び用
いられたブリードポートにもよるが、１２１〜２６０℃
（２５０〜５００°Ｆ）の温度及び１．７６〜３．５２
ｋｇ／ｃｍ²（２５ｐｓｉ〜５０ｐｓｉ）の範囲の圧力
を有する。第１の実施例に於て用いられた接着された前
縁構造は、約１３８℃（２８０°Ｆ）程度までの温度に
ついてのみ適するものである。従って、多くのエンジン
の作動条件下に於ては、追加の熱交換器（図２における
熱交換器５４）を用いて更に冷却しなければならない。
温度をこのように低下させたことを補うために、流量を
例えば５．９５ｋｇ／分／ｍ（４．０lb／分／ft）に増
大させなければならない。

【００８１】しかしながら、接着構造が用いられておら
ず、構造体が約２０４℃（４００°Ｆ）程度までの温度
に耐え得る場合に相当する第２〜４実施例に於ては、同
一のブリードエアを用いた場合でも、追加の熱交換器を
必要としない。供給温度が高いことにより、流量を２．
９８ｋｇ／分／ｍ（２lb／分／ft）にまで減少させるこ
とができる。

【００８２】着氷防止用の空気源としてモータ駆動式圧
縮機及びダクトヒータを用いた場合、空気供給に関わる
パラメータを一層広い範囲に亘って制御することが可能
となる。電気モータ式圧縮機とダクトヒータとからなる
組合わせを用いることにより、温度、圧力及び流量を自
由に調節することができる。考えられる調節範囲として
は、温度については９３〜２０４°（２００〜４００°
Ｆ）、圧力については０．７０〜１．４１ｋｇ／ｃｍ²
（１０〜２０ｐｓｉ）、流量については２．２３〜７．
４４ｋｇ／分／ｍ（１．５lb／分／ft）が考えられる。

【００８３】第１の実施例に於ては、前縁構造体が接着
構造であるため、供給される空気温度が約１３８℃（２
８０°Ｆ）に制限された。第２〜４実施例については、
アルミニウム製の前縁外板が用いられた場合には、供給
空気温度を１７７℃（３５０°Ｆ）にまで高めることが
でき、チタン製の前縁外板を用いた場合には、構造的な
限界ではなく、防火上の限界として、供給空気温度を２
４０℃（４００°Ｆ）にまで高めることができる。高温
である場合には、流量を減らし、低温である場合には流
量を増すというふうに、全体としてのエネルギーが適切
であるように流量を調節することができる。

【００８４】以上、本発明を特定の実施例について説明
したが、本発明は上記実施例に限定されず、当業者であ
れば本発明に変形及び変更を加えて実施し得ることは言
うまでもない。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の第１の実施例に基づく、航空機の境界
層を制御するためのダクトシステムを備える翼の前縁及
び前側上面を、内側から見た斜視図である。

【図２】加圧高温空気が翼に供給されるような着氷防止
モード及び翼の表面に設けられた通孔を介して外部から
空気を吸込むような境界層制御モードのいずれかにより
選択的に作動可能な空気流分配システムを示す模式図で
ある。

【図３】本発明の第１の実施例に基づき構成されかつ収
納状態のクルーガーフラップを備える翼の前縁部分の、
翼弦方向について見た断面図である。

【図４】クルーガーフラップが伸長状態にされた場合の
図３と同様の図である。

【図５】着氷防止モードに於て最も下側の通孔からプリ
ードエアが吐出されるように用いられる逆止弁を備え
る、図１及び図２に示されたものと同様の、境界層制限
のための翼の前縁部を示すと共に、外側外板に設けられ
た通孔の１つを拡大して示す断面図である。

【図６】着氷防止モードに於てのみ作動するように構成
された本発明の第２の実施例に基づく前縁スラットの翼
弦方向について見た断面図である。

【図７】着氷防止モードに於てのみ機能するように構成
された本発明の第３の実施例に基づく垂直尾翼やストラ
ット等、非揚力発生面を有する部材を翼弦方向について
見た断面図である。

【図８】着氷防止モードに於いてのみ機能するように構
成された本発明の第４の実施例に基づくエンジンの空気
取入口の前側ナセル部分の縦断面図である。

【図９】ハイブリッド式層流制御及び着氷防止のための
流れ制御システムを備え、両モードに於ける動力源が電
気モータ駆動式圧縮機であって、吸込み／吹出し機能が
ユニット化された装置により行われる本発明の第５の実
施例の模式図である。

【図１０】動力源が、電気モータ駆動式圧縮機と電熱ダ
クトヒータとを備えるユニット化された装置からなる本
発明の第５の実施例に基づく着氷防止システムを備える
スラットの平面図である。

【符号の説明】

１０エアロフォイル１２前縁１４後縁１６上面１８下面２０翼幅軸２２翼弦軸２４外板部分２６マニフォールド２８空気流システム３０外側外板３２内側外板３４ストリンガー３６通路３７通孔３８最前縁部４４メインダクト４６ダクト４８コレクタ５０フラッパーバルブ５２入口５４熱交換器５６ラムエア入口５８出口６０調整弁６２温度検出装置６４フィルター６６遮断弁７０管路７２制御弁７４遮断弁７６タービン７８ターボ圧縮機８０圧縮機部分８２マフラ８４遮断弁８６排気ライン９４逆止弁９６下側領域１００クルーガーフラップ１０２枢支部１０４フーム１０６駆動軸１０８主フラップ部１１０駆動リンク１１４スラット１１６ノーズ部分１１８外側外板１２０通孔１２２スパー１２４断熱層１２６バッフル板１２８ダクト部分１３０バッフル板１３２、１３４ダクト部分１３６、１３８逆止弁１４２前縁部１４４前側外板部分１４６後側外板部分１４８隔壁１５０空室１５２通孔１５４ブロッキングストリップ１５６前縁部１６０隔壁１６２、１６４、１６６空室１７０バッフル板１７２逆止弁１７４逆止弁

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者デッヅォ・ジョージファルビーアメリカ合衆国ワシントン州98040・マーサーアイランド・サウスイーストフォーティーエイス 8105 (56)参考文献仏国特許1311826（ＦＲ，Ｂ) 米国特許3933327（ＵＳ，Ａ) 米国特許4741499（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64D 15/04

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】航空機用着氷防止装置であって、（ａ）前縁と共に、最も着氷し易い部分からなる第１の
前向き前縁表面部分と、前記第１の前縁表面部分の後方
に延出し、前記第１の前縁表面部分からの空気流を受け
かつ比較的着氷し難い部分からなる第２の前縁表面部分
とを有する外板部分を備える航空機の機体を備え、（ｂ）前記第１の前縁表面部分が、その表面に亘って、
前記外板部分の内側部分から前記外板部分の外側部分に
至る複数の通気孔を備えており、（ｃ）該装置が、更に、加圧された高温空気を前記内側
部分に向けて供給することにより、前記加圧高温空気
が、前記通気孔を介して前記第１の前縁表面部分の表面
に沿って流出するようにし、前記第１の前縁表面部分に
於ける着氷防止を行なうべく、前記第１の前縁表面部分
及びそれに隣接する境界層を加熱し、更に前記高温空気
が、前記第２の前縁表面部分に於ける着氷をも防止する
のに十分な流量及び温度を以て前記第２の前縁表面部分
上を後向きに流れるようにするための空気供給手段を備
え、前記空気供給手段が、前記外板部分に沿ってしかも翼弦
方向に互いに隔置された複数のダクト部分を有し、かつ
前記ダクト部分の少なくとも１つが前記高温加圧空気を
前記第１の前向き前縁表面部分に向けて供給するべく該
部分に配置され、前記ダクト部分の別の１つが、前記外
板部分の他の部分に向けて加圧高温空気を供給するべく
同部分に配置され、着氷防止のための加圧高温空気の最
適な翼弦方向の流れが得られるようにしていることを特
徴とする着氷防止装置。
【請求項２】前記空気供給手段が、境界層の空気が前記
通気孔の少なくとも一部を介して内向きに吸込まれるよ
うに、前記内側部分に低圧状態を形成するための吸込み
手段を備えていることを特徴とする特許請求の範囲第１
項に記載の着氷防止装置。
【請求項３】前記空気供給手段が、着氷防止のために、
前記第１の前向き前縁表面部分の先端部から上側部分に
わたる外板の表面領域である第１の領域及び前記第１の
領域の下側部分の外板の表面領域である第２の領域に前
記高温加圧空気を供給し、前記第１の前向き前縁表面部
分の前記第１の領域及び前記第１の領域の翼弦方向後側
の上側の外板の表面領域である第３の領域の通気口を介
して前記外側部分の空気を吸い込む手段を供えることを
特徴とする特許請求の範囲第２項に記載の着氷防止装
置。
【請求項４】前記空気供給手段が、更に、前記ダクト部
分を流通する空気流を制御するべく前記ダクト部分に機
能的に接続されたバルブ手段を備えていることを特徴と
する特許請求の範囲第３項に記載の着氷防止装置。
【請求項５】前記吸込み手段が、前記ダクト部分に於て
低圧状態を形成するためのポンプ手段を含み、それによ
り、前記通気孔を介して外側から内側に向けて空気を導
入することを特徴とする特許請求の範囲第４項に記載の
着氷防止装置。
【請求項６】前記ダクト部分が、前記航空機の機体の翼
幅方向に沿って隔置された複数のダクト部分のセット内
に含まれていることを特徴とする特許請求の範囲第１項
に記載の着氷防止装置。
【請求項７】前記通気孔の一部の領域を介して加圧高温
空気の流出を許容ししかも該領域の前記通気孔を介して
外部から空気が流入するのを阻止するために、前記ダク
ト部分の少なくとも一部に逆止弁手段が設けられてお
り、前記空気供給手段が、境界層を制御するために前記
通気孔の少なくとも一部を介して外部から空気を導入す
るべく構成されていることを特徴とする特許請求の範囲
第１項に記載の着氷防止装置。
【請求項８】航空機用着氷防止装置であって、（ａ）前縁と共に、最も着氷し易い部分からなる第１の
前向き前縁表面部分と、前記第１の前縁表面部分の後方
に延出し、前記第１の前縁表面部分からの空気流を受け
かつ比較的着氷し難い部分からなる第２の前縁表面部分
とを有する外板部分を備える航空機の機体を備え、（ｂ）前記第１の前縁表面部分が、その表面に亘って、
前記外板部分の内側部分から前記外板部分の外側部分に
至る複数の通気孔を備えており、（ｃ）該装置が、更に、加圧された高温空気を前記内側
部分に向けて供給することにより、前記加圧高温空気
が、前記通気孔を介して前記第１の前縁表面部分の表面
に沿って流出するようにし、前記第１の前縁表面部分に
於ける着氷防止を行なうべく、前記第１の前縁表面部分
及びそれに隣接する境界層を加熱し、更に前記高温空気
が、前記第２の前縁表面部分に於ける着氷をも防止する
のに十分な流量及び温度を以て前記第２の前縁表面部分
上を後向きに流れるようにするための空気供給手段を備
え、前記加圧高温空気を受容し、かつ隣接する前側上部外板
領域及び前側先端部・下部外板領域を介して前記加圧高
温空気を供給するために、少なくとも第１及び第２の空
気室を形成するべく、前記外板部分の前記内側部分にバ
ッフル手段が配設されており、飛行中に於て、前記前側
上部外板領域が、前記前側先端部・下側外板領域よりも
低い外側圧力を受けるべく配置されており、前記空気供
給手段が、前記第１の空気室に前記加圧高温空気を供給
するべく配設されており、更に、前記第１の空気室から
前記第２の空気室に向けての加圧高温空気の流れを許容
するが、前記第２の空気室から前記第１の空気室への逆
向きの空気の流れを阻止するように、前記第１及び第２
の空気室間に逆止弁手段が設けられていることにより、
前記第１の空気室内に加圧高温空気が供給されていない
時にあっても、外側の空気が前記第２の空気室を経て前
記第１の空気室に流入しないようにしたことを特徴とす
る着氷防止装置。
【請求項９】前記バッフル手段が第３の空気室を郭成
し、該空気室が、前記第１の空気室から前記第３の空気
室への加圧高温空気の流入を許容するが、前記第３の空
気室から前記第１の空気室への空気の流れを阻止する逆
止弁手段を有することを特徴とする特許請求の範囲第８
項に記載の着氷防止装置。
【請求項１０】前記第２及び第３の空気室が、前記第１
の空気室から同一のバッフル手段で隔てられていると共
に、互いに第２のバッフル手段で隔てられた形で隣接し
ており、前記第１の空気室からの空気の流れが、前記第
１の空気室から前記第２の空気室へ、及び前記第１の空
気室から前記第３の空気室へ各々至るように、それぞれ
について前記第１の空気室との間に逆止弁手段が配設さ
れていることを特徴とする特許請求の範囲第９項に記載
の着氷防止装置。
【請求項１１】航空機用着氷防止装置であって、（ａ）前縁と共に、最も着氷し易い部分からなる第１の
前向き前縁表面部分と、前記第１の前縁表面部分の後方
に延出し、前記第１の前縁表面部分からの空気流を受け
かつ比較的着氷し難い部分からなる第２の前縁表面部分
とを有する外板部分を備える航空機の機体を備え、（ｂ）前記第１の前縁表面部分が、その表面に亘って、
前記外板部分の内側部分から前記外板部分の外側部分に
至る複数の通気孔を備えており、（ｃ）該装置が、更に、加圧された高温空気を前記内側
部分に向けて供給することにより、前記加圧高温空気
が、前記通気孔を介して前記第１の前縁表面部分の表面
に沿って流出するようにし、前記第１の前縁表面部分に
於ける着氷防止を行なうべく、前記第１の前縁表面部分
及びそれに隣接する境界層を加熱し、更に前記高温空気
が、前記第２の前縁表面部分に於ける着氷をも防止する
のに十分な流量及び温度を以て前記第２の前縁表面部分
上を後向きに流れるようにするための空気供給手段を備
え、前記外板部分が第１、第２及び第３の領域を有し、前記
第１及び第２の領域が比較的着氷し易く、前記第１及び
第３の領域が境界層の制御が望まれる領域からなり、前
記空気供給手段が、高温加圧空気を前記第１及び第２の
領域に設けられた通気孔を介して供給するが、前記第３
の領域の通気孔を介して高温加圧空気を供給しないよう
に配設されており、更に前記空気供給手段が、前記第１
及び第３の領域の前記通気孔から空気を内向きに導入す
るが、前記第２の領域の前記通気孔には逆止弁手段を設
けて前記第２の領域の前記通気孔を介しては空気を内向
きに導入しないように構成されていることを特徴とする
着氷防止装置。
【請求項１２】前記航空機機体部分が、上向きの揚力を
形成するように、前縁、上面及び下面を有するエアロフ
ォイルからなり、前記第１の領域が前記エアロフォイル
の前記前縁に位置しており、前記第２の領域が前記第１
の下側の隣接領域に位置しており、前記第３の領域が、
前記エアロフォイルの前記上面上にて、前記第１の領域
の後側に配設されていることを特徴とする特許請求の範
囲第１１項に記載の着氷防止装置。
【請求項１３】前記外板部分が、前記通気孔を備える外
側外板部分と、前記外側外板部分の内側に隔置された内
側外板部分とを有することを特徴とする特許請求の範囲
第１項に記載の着氷防止装置。
【請求項１４】前記外板部分が更に、前記高温加圧空気
を受容するための複数のフルートを郭成するべく前記外
側及び内側外板部分間に設けられた複数のストリンガー
を有することを特徴とする特許請求の範囲第１３項に記
載の着氷防止装置。
【請求項１５】更に、前記高温加圧空気を供給するため
の高温空気供給手段を有しており、前記高温空気供給手
段が、電熱加熱手段と圧縮手段とを有し、前記電熱加熱
手段を通過して加熱された空気流が前記空気供給手段に
供給されることを特徴とする特許請求の範囲第１項に記
載の着氷防止装置。
【請求項１６】空気の流路を切り換える流路切換手段を
更に有し、前記圧縮手段が、前記流露切換手段と協働し
て、着氷防止のために空気を圧縮して前記電熱手段に送
る第１のモードと、前記通気孔を介して境界層空気を内
向きに導入するように吸引する第２のモードとの両動作
モードにおいて機能を発揮し得るものであることを特徴
とする特許請求の範囲第１５項に記載の着氷防止装置。
【請求項１７】高温加圧空気が前記通気孔を介して供給
され、周囲の空気が前記圧縮手段により前記電熱手段を
通過して前記外板部分に到達するような第１の作動モー
ドと、前記通気孔を介して空気を内向きに導入し、それ
を圧縮機を介して周囲の大気に放出するような第２の作
動モードを有するバルブ手段を備えることを特徴とする
特許請求の範囲第１６項に記載の着氷防止装置。
【請求項１８】前記バルブ手段が、前記第２の作動モー
ドに於て、空気が、前記圧縮機を介して、かつ前記電熱
手段を迂回して、出口手段に到達するように配設されて
いることを特許請求の範囲第１７項に記載の着氷防止装
置。