JP5582927B2

JP5582927B2 - 航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機

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Publication number: JP5582927B2
Application number: JP2010192618A
Authority: JP
Inventors: 勲斉藤; 達男石黒; 茂樹阿部; 秀明田中; 徹 ▲高▼須; 基広渥美; 正和中西; 実鴨狩
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2010-08-30
Filing date: 2010-08-30
Publication date: 2014-09-03
Anticipated expiration: 2030-08-30
Also published as: BR112013003732A2; US20130195658A1; CA2808362A1; RU2013106192A; WO2012029782A1; EP2612814A4; JP2012046151A; US8967543B2; RU2529927C1; CA2808362C; CN103068679B; CN103068679A; EP2612814B1; EP2612814A1

Description

本発明は、航行中の航空機の翼前縁部の外側に氷が付着することを防止あるいは付着した氷を除去するための航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機に関する。

航空機には、航行中に翼前縁部に氷が付着することを防止あるいは付着した氷を除去するための防除氷装置が備えられている。そして、この防除氷装置には、主翼の翼前縁部の内部に暖気室を形成し、この暖気室に主機から抽気したブリードエア（高温空気）を供給して主翼の翼前縁部を内側から加熱するように構成したものがある（例えば、特許文献１、特許文献２参照）。

実開平１−１４９８９４号公報特開平６−２０６５９３号公報

しかしながら、上記従来の防除氷装置においては、一般に、例えば雲中など機体に着氷しやすい条件下でのみ稼動するようにしているが、航空機の主機から抽気したブリードエアで翼前縁部を加熱するため、本来の主機推力低下、燃費低下に伴う運行コスト悪化などを招くという問題があった。すなわち、航空機性能の低下を招く一要因となっていた。

本発明は、上記事情に鑑み、効果的に防除氷を行うことを可能にしつつ、主機推力の低下抑制・燃費の向上など、航空機性能の向上を図ることを可能にする航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機を提供することを目的とする。

上記の目的を達するために、この発明は以下の手段を提供している。

本発明の航空機の防除氷システムは、航空機の翼に氷が付着することを防止あるいは付着した氷を除去するための航空機の防除氷システムであって、航空機の主機から抽気したブリードエアと、機体に設けられたエアインテークから取り込んで航空機の機体の熱源で昇温した外気とを選択的に、前記翼の内側に形成した暖気室に供給して防除氷を行うように構成されていることを特徴とする。

この発明においては、従来と同様に主機からブリードエアを暖気室に供給して翼（翼前縁部）の防除氷を行うことが可能であるとともに、機体に設けられたエアインテークから取り込んだ外気をラム圧によって航空機の機体の熱源に送り、この熱源を利用して暖気（昇温した外気）を生成することができる。そして、この昇温した外気を暖気室に供給することによって防除氷を行うことが可能になる。

また、本発明の航空機の防除氷システムにおいては、前記熱源が、航空機に設けられた油圧回路に具備されたオイルクーラーと、オイルタンクと、航空機の主機の少なくとも一つであることが望ましい。

この発明においては、エアインテークから取り込んだ外気を昇温させるための熱源として、油圧回路のオイルクーラーやオイルタンク、または、航空機の主機を採用することで確実に防除氷に利用可能な温度まで外気を昇温させることが可能になる。

特に、従来、エアインテークから取り込んだ外気を冷却媒体として用い、熱交換後の昇温した外気は外部に排出されていたのに対し、この発明においては防除氷に有効活用することが可能になる。

また、オイルタンクに貯留した作動油との間で熱交換を行って外気を昇温させるようにした場合には、高温化した作動油をオイルクーラーで冷却するだけでなく、外気との熱交換によってオイルタンク内の作動油を降温（低温化）させることが可能になる。これにより、作動油の酸化劣化を遅らせることで交換間隔を長期化させることが可能になる。

さらに、本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記オイルクーラーは、作動油が流通する内管と、前記エアインテークから取り込んだ前記外気を前記内管との間で流通させる外管とからなる二重管構造の伝熱管を備え、前記内管を流通する作動油との熱交換によって前記外気を昇温させるように構成されていることがより望ましい。

この発明においては、エアインテークから取り込んだ外気を二重管構造の伝熱管の外管と内管の間に流通させるようにオイルクーラーを構成することで、確実且つ効率的に内管を流通する作動油との熱交換によって外気を昇温させることが可能になり、この昇温した外気を防除氷に有効活用することが可能になる。

また、本発明の航空機の防除氷システムにおいては、前記内管が外面に凸部を備えていることがさらに望ましい。

この発明においては、内管の外面に凸部が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気が外管と内管の間を流通する際に凸部によって外気の流れが乱流状態になることで作動油との熱交換が促進される。これにより、熱交換効率を増大させることが可能になり、オイルクーラー内の配管長（伝熱管長）を短縮することが可能になる。また、このようにオイルクーラー内の配管長を短縮できることで、航空機の機体の軽量化にも寄与することになる。

さらに、本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記オイルタンクは、作動油を貯留するタンク本体の外面との間に流通空間を形成する外郭体を備え、前記タンク本体内の作動油との熱交換によって、前記流通空間を流通する前記外気を昇温させるように構成されていることが望ましい。

この発明においては、タンク本体の外面との間に流通空間を形成する外郭体を備えてオイルタンクを形成し、流通空間に外気を流通させることによって、確実にオイルタンクを熱源として外気を昇温させることが可能になる。

また、本発明の航空機の防除氷システムにおいては、前記タンク本体が外面に凸部を備えていることが望ましい。

この発明においては、タンク本体の外面に凸部が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気がタンク本体と外郭体の間の流通空間を流通する際に凸部によって流れが乱流状態になることで作動油と熱交換が促進される。これにより、熱交換効率を増大させることが可能になり、確実且つ効率的に外気を昇温することが可能になるとともに、この昇温した外気を防除氷に有効活用することが可能になる。

さらに、本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記主機は、ケーシングの外面との間に流通空間を形成する外郭体を備え、前記外気を前記流通空間に流通させることにより昇温させるように構成されていることが望ましい。

この発明においては、例えば、比較的高温となる燃焼器などのケーシングの外面との間に流通空間を形成する外郭体を備えて主機を形成し、流通空間に外気を流通させることによって、この主機を熱源として外気を昇温させることが可能になる。

また、本発明の航空機の防除氷システムにおいては、前記ケーシングの外面に凸部を備えていることが望ましい。

この発明においては、ケーシングの外面にフィンなどの凸部が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気がケーシングと外郭体の間の流通空間を流通する際に凸部によって流れが乱流状態になることで主機と熱交換が促進される。これにより、熱交換効率を増大させることが可能になり、確実且つ効率的に外気を昇温することが可能になるとともに、この昇温した外気を防除氷に有効活用することが可能になる。

さらに、本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記ケーシングの外面の凸部は、前記外気を前記ケーシングの外面に沿って旋回して流通させるように形成されていることがより望ましい。

この発明においては、ケーシングの外面の凸部によって外気をケーシングの外面に沿って旋回して流通させることができる。これにより、外気とケーシングとの接触時間を増やし、熱交換効率を高めることが可能になり、より確実且つ効率的に外気を昇温することが可能になるとともに、昇温した外気を防除氷に有効活用することが可能になる。

本発明の航空機は、上記のいずれかの航空機の防除氷システムを備えたことを特徴とする。

この発明においては、上記の航空機の防除氷システムの作用効果を得ることが可能になる。

本発明の航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機によれば、従来と同様の主機からブリードエアを暖気室に供給する構成に加えて、航空機の機体に設けられたエアインテークから取り込んだ外気をラム圧によって航空機の機体の熱源に送り、この熱源を利用して生成した暖気（昇温した外気）を暖気室に供給して、防除氷を行うことが可能になる。

これにより、ブリードエアと熱源で昇温した外気とを選択的に暖気室に供給して防除氷を行うことが可能になり、熱源で昇温した外気で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアを用いる必要がなくなる。また、熱源で昇温した外気だけでは十分でない場合には、ブリードエアを用いることで確実に防除氷を行うことが可能になる。さらに、このブリードエアを用いる場合であっても、昇温した外気で翼を予め保温することができ（翼を予め暖めることができ）、氷が付着しにくい状態にすることができるため、ブリードエアの抽出量を最小限に抑えることができる。

よって、航行中、主機から抽気するブリードエアを不要にする、あるいはブリードエアの抽気量を必要最少量に抑えることが可能になり、従来の防除氷装置を備えた場合と比較し、主機推力の低下を抑え、燃費の向上に伴う運行コストの低減など、航空機性能の向上を図ることが可能になる。

本発明の実施形態に係る航空機を示す図である。本発明の第１実施形態に係る航空機の防除氷システムを示す図である。主機を示すとともに、この主機から翼の暖気室にブリードエアを供給する構成を示す図である。翼の暖気室を示す図３のＸ１−Ｘ１断面図である。本発明の第１実施形態に係る航空機の防除氷システムのオイルクーラーが具備する伝熱管を示す図である。本発明の第２実施形態に係る航空機の防除氷システムを示す図である。本発明の第２実施形態に係る航空機の防除氷システムのオイルタンク（タンク本体、外郭体、流通空間）の一部を示す図である。本発明の第３実施形態に係る航空機の防除氷システムを示す図である。（ａ）は本発明の第３実施形態に係る航空機の防除氷システムの主機に形成した流通空間（ケーシング、外郭体、凸部）を示す図であり、（ｂ）は（ａ）のＡ矢視図である。

［第１実施形態］
以下、図１から図５を参照し、本発明の第１実施形態に係る航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機について説明する。

はじめに、本実施形態の航空機１は、図１及び図２に示すように、主翼２に設けられた主機３と、主機３を駆動源とする油圧ポンプ２５と、油圧ポンプ２５で動作する油圧回路５と、油圧回路５の一部を成し主翼２に設けられたアクチュエータ４を制御するためのマニホールド５’とを備えて構成されている。

主機３であるガスタービン６は、図３に示すように、ファンケーシング７とコアエンジンケーシング８とを備え、ファンケーシング７内にファン９を収容し、コアエンジンケーシング８内に圧縮機１０と燃焼器１１とタービン１２を収容して構成されている。

ファン９は、回転軸１５の外周部に複数のファンブレード１６を装着して形成されている。圧縮機１０は、低圧コンプレッサ１７と高圧コンプレッサ１８とを備えて構成されている。タービン１２は、高圧タービン１９及び低圧タービン２０を備え、圧縮機１０に対して下流側に配設されている。そして、ファン９の回転軸１５と低圧コンプレッサ１７とが連結され、低圧コンプレッサ１７と低圧タービン２０とが、第１ロータ軸２１により連結されている。また、高圧コンプレッサ１８と高圧タービン１９とが、第１ロータ軸２１の外周側に位置する円筒状の第２ロータ軸２２によって連結されている。

そして、空気取入口から取り込まれた空気は、圧縮機１０の低圧コンプレッサ１７と高圧コンプレッサ１８の複数の静翼と動翼（不図示）を通過して圧縮されることにより、高温・高圧の圧縮空気となる。また、この圧縮空気に対して燃焼器１１で所定の燃料が供給されるともに燃焼されて高温・高圧の燃焼ガスが生成する。このように生成された燃焼ガスがタービン１２を構成する高圧タービン１９及び低圧タービン２０の複数の静翼と動翼（不図示）を通過することで、タービン１２が回転駆動する。このとき、低圧タービン２０の動力が第１ロータ軸２１によりファン９に伝達され、ファン９が空気を送風することで推力が得られる。

本実施形態の油圧回路５は、図１及び図２に示すように、フラップ、エルロン、方向舵、降着装置等の操縦系統用のアクチュエータ４に対して作動油を給排し、このアクチュエータ４を駆動させ、油圧ポンプ２５とオイルクーラー（熱交換器）２６とオイルタンク２７とを備えて構成されている。また、例えば図１に示すように、油圧ポンプ２５は、主機駆動であり、主機ナセル内に装備され、オイルクーラー２６とオイルタンク２７は、胴体（機体）２８の下部に装備されている。

そして、この油圧回路５では、図１及び図２に示すように、油圧ポンプ２５が駆動することによりオイルタンク２７からアクチュエータ４に作動油が供給され、アクチュエータ４が駆動するとともにアクチュエータ４からの作動油（戻り油）がオイルクーラー２６を通じてオイルタンク２７に返送される。このとき、オイルクーラー２６は、伝熱管（油圧ライン）３０が蛇行して形成されており、胴体２８に形成されたエアインテーク３１から取り込んだ低温の外気Ｓ１を冷却媒体とし、例えば７０〜８０℃程度の高温の戻り油と外気Ｓ１の間で熱交換を行うことで戻り油を冷却し、オイルタンク２７に戻す。

一方、本実施形態の航空機の防除氷システムＡにおいては、図２及び図３に示すように、主機３から抽気したブリードエア（高温空気）Ｓ２と、エアインテーク３１から取り込んでオイルクーラー（航空機の機体の熱源）２６で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に、主翼２の翼前縁部２ａの内側に形成した暖気室３２に供給して防除氷を行うように構成されている。

ここで、本実施形態において、主翼２の翼前縁部２ａは、図３及び図４に示すように、先端部が例えば湾曲した上下の板材を接合することにより湾曲形状で形成されており、ガイド板３３が翼前縁部２ａの内側に所定の隙間をあけて配設されている。また、このガイド板３３は、翼前縁部２ａ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により湾曲形状で形成されている。なお、翼前縁部２ａとは、翼２における前縁近傍を含む部分を示す。

また、翼前縁部２ａは、主翼２の長手方向（図４における紙面鉛直方向）に沿って延在し、ガイド板３３は、航空機１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。さらに、翼前縁部２ａには、その内側に、主翼２の長手方向に沿って且つ主翼２の前後方向（図３における左右方向）に沿って隔壁３４が設けられており、この隔壁３４が主翼２の長手方向に所定の間隔をあけて形成されている。また、各ガイド板３３は、その両端部を隔壁３４の端面に当接または固定して設けられている。

そして、翼前縁部２ａと後部の隔壁３５と左右の隔壁３４によって囲まれることで、暖気室３２が形成されている。また、翼前縁部２ａとガイド板３３との間が暖気通路３６とされ、この暖気通路３６は、翼前縁部２ａの内側に沿い、翼前縁部２ａの先端部から後方に向けて延設され、暖気室３２に開放されている。なお、暖気室３２には、この暖気室３２内の空気を適宜外部に排出するための排気口が設けられている。

さらに、図４に示すように、暖気室３２内には、翼前縁部２ａの先端側にガイド板３３と隣接して２つのダクト配管４０、４１が配設されている。これらダクト配管４０、４１はそれぞれ、両端部を閉塞して形成され、主翼２の長手方向に沿い、隔壁３４を貫通して延設されている。また、ガイド板３３には、翼前縁部２ａの先端部に対応する位置に開口部３３ａが形成されている。各ダクト配管４０、４１には、ガイド板３３に形成した開口部３３ａに対向する位置に、翼前縁部２ａの前方に向けて開口する噴射孔４０ａ、４１ａが形成されている。そして、各ダクト配管４０、４１は、連結管４２、４３を介してガイド板３３の開口部３３ａに噴射孔４０ａ、４１ａが連結されている。また、このとき、開口部３３ａ、噴射孔４０ａ、４１ａ、連結管４２、４３は、一つのガイド板３３に対し、所定の間隔をあけて複数設けられている。また、２つのダクト配管４０、４１はそれぞれ、個別に連結管４２、４３を介してガイド板３３の開口部３３ａに噴射孔４０ａ、４１ａを連結して、すなわち、個別に暖気通路３６に連通して設けられている。

そして、本実施形態の航空機の防除氷システムＡにおいては、図２から図４に示すように、一方のダクト配管４０が主機３の圧縮機１０と配管（ブリードエア供給ライン）４５で接続され、このブリードエア供給ライン４５から主機３の圧縮機１０のブリードエアＳ２を暖気通路３６（暖気室３２）に供給するように構成されている。

さらに、他方のダクト配管４１が油圧回路５に具備されたオイルクーラー２６と配管（昇温外気供給ライン）４６で接続されている。このとき、本実施形態において、オイルクーラー２６の蛇行した伝熱管３０は、図２及び図５に示すように、アクチュエータ４から排出された作動油が流通する内管４７と、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を内管４７との間で流通させる外管４８とを備えて二重管構造で形成されている。また、内管４７は、複数のリングが一体に取り付けられ、これらリングによって内管４７の外面から外管４８の内面に向けて突出する凸部４９が形成されている。

さらに、他方のダクト配管４１は、昇温外気供給ライン４６を介してオイルクーラー２６の伝熱管３０の内管４７と外管４８の間の外気Ｓ１が流通する流通空間５０と接続されている。

また、図２に示すように、ブリードエア供給ライン４５と昇温外気供給ライン４６にはそれぞれ、開閉弁５１、５２が設けられている。そして、本実施形態の航空機の防除氷システムＡでは、主翼２の翼前縁部２ａの表面温度（外面温度、あるいは外気温）を計測する温度計５３の計測結果に基づき、バルブコントローラ５４によってこれら開閉弁５１、５２が開閉制御されるように構成されている。

さらに、ブリードエア供給ライン４５と昇温外気供給ライン４６にはそれぞれ、暖気室３２（暖気通路３６）から主機３やオイルクーラー（熱源）２６に空気が逆流することを防止するための逆止弁など（不図示）が設けられている。

次に、上記構成からなる本実施形態の航空機の防除氷システムＡの作用及び効果について説明する。

まず、本実施形態の防除氷システムＡでは、航行中、エアインテーク３１から外気Ｓ１が取り込まれ、オイルクーラー２６にラム圧によって送られ、この外気Ｓ１を冷却媒体としてオイルクーラー２６で作動油を冷却する熱交換が行われる。このとき、オイルクーラー２６の伝熱管３０が二重管構造で形成され、内管４７と外管４８の間の流通空間５０を外気Ｓ１が流通することになる。そして、このように流通空間５０を通り、高温の作動油が流通する内管４７に沿って低温の外気Ｓ１が流通することで、効率的に作動油と外気Ｓ１の間で熱交換が行われて外気Ｓ１が昇温する。

また、本実施形態では、内管４７に複数のリングを取り付けて内管４７の外面に凸部４９が設けられているため、内管４７の伝熱面積が増大し、さらに、内管４７と外管４８の間の流通空間５０を流通する外気Ｓ１の流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、熱交換効率が高められ、確実且つ効率的に外気Ｓ１が昇温することになる。

このようにオイルクーラー２６で昇温した外気（暖気）Ｓ１’は、昇温外気供給ライン４６を通じて暖気室３２の他方のダクト配管４１に供給され、この他方のダクト配管４１の噴射孔４１ａから連結管４３、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて翼前縁部２ａとガイド板３３の間の暖気通路３６に噴射される。そして、この昇温した外気Ｓ１’が暖気通路３６内を流通することで、翼前縁部２ａが内側から加熱され、翼２の外側に氷が付着することが防止あるいは付着した氷が除去される。

このように、本実施形態の防除氷システムＡでは、従来、エアインテーク３１から取り込んでオイルクーラー２６の冷却媒体として使用された後は、外部に排出されていた外気Ｓ１を防除氷に利用する。これにより、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。すなわち、温度計５３が十分に防除氷される温度を検出した場合には、バルブコントローラ５４の制御により開閉弁５１は閉じられるが開閉弁５２は開くので、外気Ｓ１’のみが他方のダクト配管４１の噴射孔４１ａ、連結管４３、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて暖気通路３６に供給される。

一方、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分に防除氷効果が得られない場合には、すなわち、温度計５３が十分に防除氷されない温度を検出した場合には、この検出結果を受けて、バルブコントローラ５４が開閉弁５１、５２を開閉制御し、主機３からブリードエアＳ２が一方のダクト配管４０の噴射孔４０ａ、連結管４２、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて暖気通路３６に噴射される。そして、このブリードエアＳ２は、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’よりも高温であるため、確実に防除氷が行われることになる。

したがって、本実施形態の航空機の防除氷システムＡにおいては、従来と同様に主機３からブリードエアＳ２を暖気室３２に供給して、翼前縁部２ａの防除氷を行うことが可能であるとともに、機体２８に設けられたエアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１をラム圧によってオイルクーラー２６に送り、暖気（昇温した外気）Ｓ１’を生成することができる。

また、本実施形態のように、従来、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を冷却媒体として用い、熱交換後の外気Ｓ１’を外部に排出するようにしていたオイルクーラー２６を熱源とした場合には、航空機１の航行に伴い発生する熱を防除氷に有効活用することが可能になる。

これにより、ブリードエアＳ２とオイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に暖気室３２に供給して防除氷を行うことが可能になり、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。また、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分でない場合には、ブリードエアＳ２を用いることで確実に防除氷を行うことが可能になる。さらに、このブリードエアＳ２を用いる場合であっても、昇温した外気Ｓ１’で翼２を予め保温することができ（翼２を予め暖めることができ）、氷が付着しにくい状態にすることができるため、ブリードエアＳ２の抽出量を最小限に抑えることができる。

よって、本実施形態の航空機の防除氷システムＡ及びこれを備える航空機１によれば、航行中、主機３から抽気するブリードエアＳ２を不要にする、あるいはブリードエアＳ２の抽気量を必要最少量に抑えることが可能になり、従来の防除氷装置を備えた場合と比較し、主機推力の低下を抑え、燃費の向上に伴う運行コストの低減など、航空機性能の向上を図ることが可能になる。

また、本実施形態の航空機の防除氷システムＡにおいては、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を二重管構造の伝熱管３０の外管４８と内管４７の間に流通させるようにオイルクーラー２６を構成したことで、確実に内管４７を流通する作動油との熱交換によって外気Ｓ１を昇温させることが可能になる。

さらに、内管４７の外面に凸部４９が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気Ｓ１が外管４８と内管４７の間を流通する際に凸部４９によって流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、内管４７を流通する作動油と、内管４７と外管４８の間を流通する外気Ｓ１との熱交換効率を増大させることが可能になり、オイルクーラー２６内の配管長（伝熱管長）を短縮することが可能になる。そして、このようにオイルクーラー２６内の配管長を短縮できることで、航空機１の機体の軽量化を図ることにも寄与することが可能になる。

［第２実施形態］
次に、図１、図３から図７を参照し、本発明の第２実施形態に係る航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機について説明する。本実施形態の航空機の防除氷システムは、第１実施形態に対して、主にエアインテークから取り込んだ外気を昇温させる熱源のみが異なる。このため、第１実施形態と同様の構成に対しては、同一符号を付してその詳細な説明を省略する。

本実施形態の航空機の防除氷システムＢは、図６に示すように、主機３から抽気したブリードエアＳ２と、エアインテーク３１から取り込んでオイルタンク（航空機の機体の熱源）２７で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に、主翼２の翼前縁部２ａの内側に形成した暖気室３２に供給して防除氷を行うように構成されている。

また、オイルタンク２７は、図７に示すように、作動油を貯留するタンク本体５５の外面との間に流通空間５０を形成する外郭体５６を備えて構成されている。さらに、タンク本体５５は、外面に凸部（凸状片）５７を備えて形成されている。

また、図４及び図６に示すように、他方のダクト配管４１が油圧回路５に具備されたオイルタンク２７と昇温外気供給ライン４６で接続されている。このとき、他方のダクト配管４１は、昇温外気供給ライン４６を介してオイルタンク２７のタンク本体５５と外郭体５６の間の外気Ｓ１が流通する流通空間５０と接続されている。

なお、一方のダクト配管４０は、第１実施形態と同様、主機３とブリードエア供給ライン４５で接続され、この一方のダクト配管４０から主機３のブリードエアＳ２を暖気通路３６（暖気室３２）に供給するように構成されている。

上記構成からなる本実施形態の航空機の防除氷システムＢにおいては、航行中、エアインテーク３１から外気Ｓ１が取り込まれ、オイルタンク２７にラム圧によって送られ、この外気Ｓ１とオイルタンク２７のタンク本体５５に一時的に貯留された作動油との間で熱交換が行われる。このとき、オイルタンク２７がタンク本体５５と外郭体５６を備えて形成され、タンク本体５５と外郭体５６の間の流通空間５０を外気Ｓ１が流通することになる。そして、このように流通空間５０を通り、作動油を貯留したタンク本体５５の外面に沿って外気Ｓ１が流通することによって、効率的に作動油と外気Ｓ１の間で熱交換が行われて外気Ｓ１が昇温する。

また、本実施形態では、タンク本体５５の外面に凸部５７が設けられているため、タンク本体５５の伝熱面積が増大し、さらに、タンク本体５５と外郭体５６の間の流通空間５０を流通する外気Ｓ１の流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、第１実施形態と同様、熱交換効率が高められ、確実且つ効率的に外気が昇温することになる。

このようにオイルタンク２７で昇温した外気（暖気）Ｓ１’は、昇温外気供給ライン４６を通じて暖気室３２の他方のダクト配管４１に供給され、この他方のダクト配管４１の噴射孔４１ａから連結管４３、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて翼前縁部２ａとガイド板３３の間の暖気通路３６に噴射される。そして、この昇温した外気Ｓ１’が暖気通路３６内を流通することで、翼前縁部２ａが内側から加熱され、翼２の外側に氷が付着することが防止あるいは付着した氷が除去される。

これにより、本実施形態の防除氷システムＢにおいても、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。一方、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分に防除氷効果が得られない場合には、第１実施形態と同様に、バルブコントローラ５４が開閉弁５１、５２を開閉制御し、主機３からブリードエアＳ２が一方のダクト配管４０の噴射孔４０ａ、連結管４２、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて暖気通路３６に噴射される。そして、このブリードエアＳ２は、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’よりも高温であるため、確実に防除氷が行われることになる。

したがって、本実施形態の航空機の防除氷システムＢにおいては、第１実施形態と同様、主機３からブリードエアＳ２を暖気室３２に供給して、翼前縁部２ａの防除氷を行うことが可能であるとともに、機体２８に設けられたエアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１をラム圧によってオイルタンク２７に送り、このオイルタンク２７を利用して暖気（昇温した外気）Ｓ１’を生成することができる。

これにより、ブリードエアＳ２とオイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に暖気室３２に供給して防除氷を行うことが可能になり、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。また、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分でない場合には、ブリードエアＳ２を用いることで確実に防除氷を行うことが可能になる。さらに、このブリードエアＳ２を用いる場合であっても、昇温した外気Ｓ１’で翼２を予め保温することができ、氷が付着しにくい状態にすることができるため、ブリードエアＳ２の抽出量を最小限に抑えることができる。

よって、本実施形態の航空機の防除氷システムＢ（及びこれを備える航空機１）においても、航行中、主機３から抽気するブリードエアＳ２を不要にする、あるいはブリードエアＳ２の抽気量を必要最少量に抑えることが可能になり、従来の防除氷装置を備えた場合と比較し、主機推力の低下を抑え、燃費の向上に伴う運行コストの低減など、航空機性能の向上を図ることが可能になる。

また、本実施形態のように、オイルタンク２７に貯留した作動油との間で熱交換を行って外気Ｓ１を昇温させるようにした場合には、高温化した作動油をオイルクーラー２６で冷却するだけでなく、外気Ｓ１との熱交換によってオイルタンク２７内の作動油を降温（低温化）させることが可能になる。これにより、作動油の酸化劣化を遅らせることで交換間隔を長期化させることが可能になる。

［第３実施形態］
次に、図１、図３から図５、図８、図９を参照し、本発明の第３実施形態に係る航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機について説明する。本実施形態の航空機の防除氷システムでは、エアインテークから取り込んだ外気をオイルクーラーと主機で昇温し、第１実施形態及び第２実施形態と熱源が異なる。このため、本実施形態においても、第１実施形態及び第２実施形態と同様の構成に対しては、同一符号を付してその詳細な説明を省略する。

本実施形態の航空機の防除氷システムＣは、図８に示すように、主機３から抽気したブリードエアＳ２と、エアインテーク３１から取り込んで主機３及びオイルクーラー２６（航空機の機体の熱源）で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に、主翼２の翼前縁部２ａの内側に形成した暖気室３２に供給して防除氷を行うように構成されている。

また、本実施形態では、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を分岐してオイルクーラー２６と主機３にそれぞれラム圧によって送り、オイルクーラー２６と主機３でそれぞれ昇温した外気Ｓ１’を混合し、暖気室３２内の他方のダクト配管４１に供給するように構成されている。

そして、本実施形態のオイルクーラー２６は、第１実施形態と同様（図５参照）、二重管構造の伝熱管３０を備えている。

一方、主機３は、例えば燃焼器１１のケーシングが二重筒構造で形成されている。すなわち、図９に示すように、筒状のコアエンジンケーシング８に、このコアエンジンケーシング８の外面との間に流通空間５０を形成する外郭体６０を備えて構成されている。さらに、この外郭体６０を備えた部分（本実施形態では燃焼器１１）には、コアエンジンケーシング８の外面全体にフィンなどの第１凸部（凸部）６１が分散配置して設けられている。この第１凸部６１は、コアエンジンケーシング８の外面から外郭体６０の内面に向けて突出するように形成されている。すなわち、第１凸部６１は、その先端が外郭体６０の内面に接触していない。

また、本実施形態においては、外郭体６０を備えた部分のコアエンジンケーシング８の外面に、第１凸部６１に加えて、外面から外郭体６０の内面まで突出する複数の第２凸部（凸部）６２が設けられている。そして、これら第２凸部６２は、コアエンジンケーシング８の軸線Ｏ１中心の周方向に延びるとともに、漸次軸線Ｏ１方向一端側から他端側に向かうように形成されている。また、隣り合う第２凸部６２の間に所定の隙間をあけて形成されている。これにより、軸線Ｏ１方向に隣り合う第２凸部６２同士の間には、螺旋状の流通空間５０が形成されている。

そして、本実施形態では、他方のダクト配管４１がオイルクーラー２６と主機３とに昇温外気供給ライン４６で接続され、このとき、他方のダクト配管４１は、昇温外気供給ライン４６を介してオイルクーラー２６の内管４７と外管４８の間の流通空間５０及び主機３のコアエンジンケーシング８と外郭体６０の間の流通空間５０に接続されている。

なお、一方のダクト配管４０は、第１及び第２実施形態と同様、主機３とブリードエア供給ライン４５で接続され、この一方のダクト配管４０から主機３のブリードエアＳ２を暖気通路３６に供給するように構成されている。

上記構成からなる本実施形態の航空機の防除氷システムＣにおいては、航行中、エアインテーク３１から外気Ｓ１が取り込まれ、分岐してオイルクーラー２６と主機３にラム圧によって送られ、この外気Ｓ１がオイルクーラーで熱交換によって昇温するとともに、主機３のコアエンジンケーシング８との熱交換によって昇温する。このとき、主機３では、コアエンジンケーシング８と外郭体６０の間の複数の流通空間５０を外気Ｓ１が流通することになる。そして、これら流通空間５０（複数の第２凸部６２）が螺旋状に形成されているため、各流通空間５０を流通する外気Ｓ１は、筒状のコアエンジンケーシング８の外面に沿って旋回しながら流通することになる。このため、コアエンジンケーシング８の外面及び第２凸部６２によって効率的に外気Ｓ１が昇温する。

また、本実施形態では、主機３のコアエンジンケーシング８の外面に第１凸部６１が設けられているため、第２凸部６２とこの第１凸部６１によって伝熱面積が増大し、さらに、各流通空間５０を流通する外気Ｓ１の流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、伝熱効率が高められ、確実且つ効率的に外気が昇温することになる。

このように主機３のコアエンジンケーシング８の外側で昇温した外気（暖気）Ｓ１’は、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’と混合し、昇温外気供給ライン４６を通じて暖気室３２の他方のダクト配管４１に供給される。そして、この他方のダクト配管４１の噴射孔４１ａから連結管４３、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて翼前縁部２ａとガイド板３３の間の暖気通路３６に噴射される。この昇温した外気Ｓ１’が暖気通路３６内を流通することで、翼前縁部２ａが内側から加熱され、翼２の外側に氷が付着することが防止あるいは付着した氷が除去される。

これにより、本実施形態の防除氷システムＣにおいても、主機３で昇温した外気Ｓ１’（及びオイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’）で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。一方、主機３で昇温した外気Ｓ１’ （及びオイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’）だけでは十分に防除氷効果が得られない場合には、第１実施形態、第２実施形態と同様、バルブコントローラ５４が開閉弁５１、５２を開閉制御し、主機３からブリードエアＳ２が一方のダクト配管４０の噴射孔４０ａ、連結管４２、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて翼前縁部２ａとガイド板３３の間の暖気通路３６に噴射される。そして、このブリードエアＳ２は、昇温した外気Ｓ１’よりも高温であるため、確実に防除氷が行われることになる。

なお、本実施形態では、外気Ｓ１を主機３のコアエンジンケーシング８の外側を流通させて昇温するため、第１実施形態や第２実施形態のように熱源を油圧回路５のオイルクーラー２６、オイルタンク２７のみとした場合に対し、主機３の推力低下を招かないように設計し、主機３を熱源にすることで暖気室３２に供給する外気Ｓ１’をより高温にすることができる。このため、第１実施形態や第２実施形態と比較し、防除氷効果が高くなる。

したがって、本実施形態の航空機の防除氷システムＣにおいては、第１、第２実施形態と同様、主機３からブリードエアＳ２を暖気室３２に供給して、翼前縁部２ａの防除氷を行うことが可能であるとともに、機体２８に設けられたエアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１をラム圧によって主機３（及びオイルクーラー２６）に送り、主機３を利用して暖気（昇温した外気）Ｓ１’を生成することができる。

これにより、ブリードエアＳ２と主機３で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に暖気室３２に供給して防除氷を行うことが可能になり、主機３で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。また、主機３で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分でない場合には、ブリードエアＳ２を用いることで確実に防除氷を行うことが可能になる。さらに、このブリードエアＳ２を用いる場合であっても、昇温した外気Ｓ１’で翼２を予め保温することができ、氷が付着しにくい状態にすることができるため、ブリードエアＳ２の抽出量を最小限に抑えることができる。

よって、本実施形態の航空機の防除氷システムＣ（及びこれを備える航空機１）においても、航行中、主機３から抽気するブリードエアＳ２を不要にする、あるいはブリードエアＳ２の抽気量を必要最少量に抑えることが可能になり、従来の防除氷装置を備えた場合と比較し、主機推力の低下を抑え、燃費の向上に伴う運行コストの低減など、航空機性能の向上を図ることが可能になる。

また、本実施形態のように、コアエンジンケーシング８の外面にフィンなどの第１凸部６１が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気Ｓ１がコアエンジンケーシング８と外郭体６０の間の流通空間５０を流通する際に第１凸部６１によって流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、流通空間５０を流通する外気Ｓ１との熱交換効率を増大させることが可能になり、確実且つ効率的に外気Ｓ１を昇温することが可能になるとともに、この昇温した外気Ｓ１’を防除氷に有効活用することが可能になる。

さらに、第２凸部６２が外気Ｓ１をコアエンジンケーシング８の外面に沿って旋回して流通するように形成されているため、外気Ｓ１とコアエンジンケーシング８との接触時間を増やし、熱交換効率を高めることが可能になり、さらに確実且つ効率的に外気Ｓ１を昇温することが可能になるとともに、昇温した外気Ｓ１’を防除氷に有効活用することが可能になる。

以上、本発明に係る航空機の防除氷システムの第１、第２、第３実施形態について説明したが、本発明は上記の第１、第２、第３実施形態に限定されるものではなく、その趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。

例えば、第３実施形態で熱源を主機３とオイルクーラー２６の組み合わせとした場合と同様に、第１、第２、第３実施形態の熱源を選択的に組み合わせ、オイルクーラー２６とオイルタンク２７、オイルタンク２７と主機３、オイルクーラー２６とオイルタンク２７と主機３で、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を昇温させて暖気室３２に供給するように構成してもよい。また、この場合には、複数の熱源から昇温した外気Ｓ１’をそれぞれ個別に暖気室３２に供給（並列式）するようにしても、複数の熱源で順次外気Ｓ１を昇温させながら暖気室３２に供給（直列式）するようにしてもよい。

また、第１、第２、第３実施形態では、主翼２の翼前縁部２ａに形成された暖気室３２にブリードエアＳ２や熱源で昇温した外気Ｓ１’を供給し、主翼２に対して防除氷を行うように説明を行ったが、勿論、尾翼などに暖気室３２を形成し、本実施形態と同様の防除氷システムＡ、Ｂ、Ｃによって、他の翼に形成した暖気室３２に（他の翼に形成した暖気室３２にも）ブリードエアＳ２や熱源で昇温した外気Ｓ１’を供給して防除氷効果を得るようにしてもよい。

さらに、第３実施形態では、第１凸部６１と螺旋状の第２凸部６２を備えて外気Ｓ１の流通空間５０が形成されているものとしたが、本発明に係る凸部を備えて構成する場合であっても、第１凸部６１と第２凸部６２のいずれか一方を備えていれば、確実且つ効率的に外気Ｓ１を昇温することが可能である。また、必ずしも流通空間５０に凸部４９、５７、６１、６２が設けられていなくてもよい。

また、主機３で外気Ｓ１を昇温させる場合において、必ずしも燃焼器１１で外気Ｓ１を昇温することに限定しなくてもよい。

１航空機
２主翼（翼）
２ａ翼前縁部
３主機（熱源）
４アクチュエータ
５油圧回路
５’ マニホールド
６ガスタービン
７ファンケーシング
８コアエンジンケーシング
９ファン
１０圧縮機
１１燃焼器
１２タービン
１５回転軸
１６ファンブレード
１７低圧コンプレッサ
１８高圧コンプレッサ
１９高圧タービン
２０低圧タービン
２１第１ロータ軸
２２第２ロータ軸
２５油圧ポンプ
２６オイルクーラー（熱源）
２７オイルタンク（熱源）
２８胴体（機体）
３０伝熱管
３１エアインテーク
３２暖気室
３３ガイド板
３３ａ開口部
３４隔壁
３５隔壁
３６暖気通路
４０ダクト配管
４０ａ噴射孔
４１ダクト配管
４１ａ噴射孔
４２連結管
４３連結管
４５ブリードエア供給ライン
４６昇温外気供給ライン
４７内管
４８外管
４９凸部
５０流通空間
５１開閉弁
５２開閉弁
５３温度計
５４バルブコントローラ
５５タンク本体
５６外郭体
６０外郭体
６１第１凸部（凸部）
６２第２凸部（凸部）
Ａ航空機の防除氷システム
Ｂ航空機の防除氷システム
Ｃ航空機の防除氷システム
Ｓ１外気
Ｓ１’ 昇温した外気
Ｓ２ブリードエア

Claims

航空機の翼に氷が付着することを防止あるいは付着した氷を除去するための航空機の防除氷システムであって、航空機の主機から抽気したブリードエアと、機体に設けられたエアインテークから取り込んで航空機の機体の熱源で昇温した外気とを選択的に、前記翼の内側に形成した暖気室に供給して防除氷を行うように構成されていることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項１記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記熱源が、航空機に設けられた油圧回路に具備されたオイルクーラーと、オイルタンクと、航空機の主機の少なくとも一つであることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項２記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記オイルクーラーは、作動油が流通する内管と、前記エアインテークから取り込んだ前記外気を前記内管との間で流通させる外管とからなる二重管構造の伝熱管を備え、前記内管を流通する作動油との熱交換によって前記外気を昇温させるように構成されていることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項３記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記内管が外面に凸部を備えていることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項２から請求項４のいずれかに記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記オイルタンクは、作動油を貯留するタンク本体の外面との間に流通空間を形成する外郭体を備え、前記タンク本体内の作動油との熱交換によって、前記流通空間を流通する前記外気を昇温させるように構成されていることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項５記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記タンク本体が外面に凸部を備えていることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項２から請求項６のいずれかに記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記主機は、ケーシングの外面との間に流通空間を形成する外郭体を備え、前記外気を前記流通空間に流通させることにより昇温させるように構成されていることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項７記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記ケーシングの外面に凸部を備えていることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項８記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記ケーシングの外面の凸部は、前記外気を前記ケーシングの外面に沿って旋回して流通させるように形成されていることを特徴とする航空機の防除氷システム。
請求項１から請求項９のいずれかに記載の航空機の防除氷システムを備えたことを特徴とする航空機。