JPH04110299A

JPH04110299A - 航空機用着氷防止装置

Info

Publication number: JPH04110299A
Application number: JP2412054A
Authority: JP
Inventors: Peter K C Rudolph; ピーター・ケイ・シー・ルドルフ; Dezso Georgefalvy; 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: 1992-04-10
Anticipated expiration: 2016-06-11
Also published as: EP0436243A3; DE69019940T2; US5114100A; JP3174072B2; DE69019940D1; EP0436243B1; EP0436243A2

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

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、ブリードニ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
膨張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
なめに要するコスト及び労力が問題となる。［０００７１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。しかしながら、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！特許第１，７０３，６１２号（ｃａｒｏｕｓｓｏ）
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２
４が示されており、分配管の排出ノズル２５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２．３１’８，２３３号（Ｋｅｌｌｅｒ）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げられている。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（Ｇｏｏｄｍａｎ）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］センナメートル（Ｏｌ１２５立方フイート）の割合で空気を焼結金属板を用いる砕するために空気圧として利用される。［００１３］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（ｃ１ａｒｋ）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（Ｇｒｅａｔｒｅｘ　
　ｅｔ　　ａｌ）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（Ｈｏｄｇｅｓ）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ロガイドベー
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
沿って流れる力板前縁部に沿っては流れない。［００１７］米国特許第２，６３６，６６６号（Ｌｏｍｂａｒｄ）明
細書は、空気取入口の前部に設けられた粗いメツシュ状
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
イヤメツシュからなる第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を介じて供給さ
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（Ｅｌｌｉｏｔ）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（ｃｏｏｋ）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
の後部に設けられな穿孔音響部材を介して排出される。

【００２１】熱応力及び空気力学的な問題に関するものである。［００２２］ある。［００２３］する。［００２４］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［００２
６］

【課題を解決するための手段】

本発明は、前縁と共に、最も着氷防止し易い部分からな
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防止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、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、層流力板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′Ｖ）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
板部分に設けられる必要がある。成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−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カ飄吸込
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プルノーズ・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
氷を防止するな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．ｍｒｎ（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−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４，７４１，４９
９号明細書に開示されているような原理に基づ［００３
８］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゛び図２に於て実線に
より示されているが、本発明の詳細な説明する上ではこ
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２８は、マニフ
ォールド２６に負圧を供給し、周囲の空気を外板部分２
４を介して導入し、境界層を制御する。これは、パーナ
ート・グレッツア（Ｂｅｒｎａｒｄ　　Ｇｒａｔｚｅｒ
）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２８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３０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３０．３２に接
続されかつ翼幅方向に延在する複数のストリンガ−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）４８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４
６が設けられ、それぞれ符号ｔ８ａ〜４８ｅにより示さ
れている。また、コレクタ４８は、５つの部分に分けら
れ、それぞれ符号４６ａ〜４６ｅ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）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。このことにつり）で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、１２１〜２０４
°Ｃ（２５０〜４００°Ｆ）　（７）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に送られる力板熱交換器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５８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
°Ｃ（２００〜３００°Ｆ））に保つように、ラムエア
の流れを制御するなめに、温度検出装置６２と共に調整
弁６０が設げられている。ブリードエアは、熱交換器５
４から、フィルター６４を経て、更に圧力調整遮断弁６
６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７０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、該圧縮機部分の人口端は、マフラ８２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３２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１００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１００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１
００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
面を形成する力板これは層流制御のなめに必要な事項で
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力八制御弁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７８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）４６ｄ、４６ｅへの流れを阻止する。フラッパーバルブ５０ａ〜５Ｃ）ｃ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）４６ａ〜４６ｃへと流入し、更に、前方の翼弦方向
ダクト４８ａ〜４８ｃへと流れることができる。高温空
気は、更に外板部分３０に設けられた通孔３７を介して
外部に流出する。通孔３７が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ない。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
高温かつ高速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
０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がら空気
を吸込みダク）４６ａ〜４６ｅ及び４８ａ〜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る。［００５６］境界層制御モード中に於ては、全てのフラッパ′−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。［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。図示されな前縁スラット１１４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１１８の上側部
分及びスパー１２２を以て第１の空室即ちダクト部分１
２８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
部にかけて延在し、更に２つの空室即ちダクト部分１３
２．１３４を郭成する。［００６０］第１のバッフル板１２６には２組の逆止弁１３６．１３
８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、例えばトロンポーン
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１２
８から２つの空室１３２．１３４に向げて流入する。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。

【００６月逆止弁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
断されてす）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１３
６．１３８を有する互いに区画された空室或いはダクト
１２８．１３２が用し）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なめには、外側外板１１
８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ほど
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１２
０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１２８．１３２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［００６
４］ −或いは隔壁１６０とにより郭成されてν）る。［００６５］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成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、図工の
の部分に対応する部分には上位の桁に２を付加じな対応
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２
３０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−２３４とを
有する。この場合、５つの翼弦方向コレクタダクト２４
８ａ〜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２
２６は、それぞれ５つの翼幅方向ダクト２４６ａ〜２４
６ｅ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が設げられて
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２
８８は、モータ／圧縮機ユニット２７８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２９
４に連通させる。この人口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２４
４を真直な通路として連通ず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２
４４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２
８２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２
９０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２８４．２８６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
り圧縮されミバイパスダクト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２４
８ａ〜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百けて注入される
。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３７８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、その人口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９３〜１４９°Ｃ
（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３２８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ほど過酷でない
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
間のトロンポ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（Ｂｏｅ　ｉｎｇ
　　Ｉｃ　ｉｎｇ　　Ｒｅ５ｅａｒＣｈ　　Ｔｕｎｎｅ
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　
、　２７ｍｒｎ　（０，０５インチ）の中心間距離をお
いて設げられな直径０．１３ｍｒｎ　（０，０Ｏ５イン
チ）の円形孔を有し、外板の厚さは１．０１ｍｍ（０，
０４０インチ）であった。第２の外板部分は、中心間距
離０．８１ｒｎｍ　（０，０３２インチ）であって、直
径が０．１０ｍｍ　（０，００３９インチ）であるよう
な孔を有し、外板の厚さは０．６４ｒｎｍ　（０，０２
５インチ）であった。［００７６］試験条件は、次の通りである。飛行速度２７３　ｋｍ／
ｈ　（１７０ｍｐｈ）　、外気温度−６，７〜−２８，
９°Ｃ（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°Ｃ及び１
４９°Ｃ（２００’　Ｆ及び３００’Ｆ）　　着氷防土
用空気の流量１７．６ｋｇ／分／ｍ　　（３，６１ｂ／
分／ｆｔ２）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０．０４ｍｍ　（０
，００１５インチ）　中心間距離０．２５ｍｍ　（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
することができる。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リ、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。境界層の厚さが成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．
０６４〜１．３ｍｍ　（０，００２５〜０．００５イン
チ）　間隔０６４〜１．３ｍｍ　（０，０２５〜０．０
５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０．０６４〜０．１３ｒｏｍ　（０００２５〜
０．００５インチ）　間隔０．６４〜１．３ｍｍ　（０
０，０２５〜０．０５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°Ｃ（２５０〜
５００’Ｆ）の温度及び１．７６〜３．５２ｋｇ／ｃｍ
２（２５ｐｓ　ｉ　〜５０ｐｓ　１）（７）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１３８Ｃ（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メニ、流量
を例えば５．９５ｋｇ／分／ｍ　（４，０１ｂ／分／ｆ
ｔ）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１／）られておらず、構造
体が約２０４°Ｃ（４００Ｆ）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（２１ｂ／分／ｆ七）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（１０〜２０ｐ
ｓｉ）　　流量にツイテは２．２３〜７．４４ｋｇ／分
／ｍ　（１，５〜５１ｂ／分／ｆｔ）が考えられる。［００８３，１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°Ｃ（２８０°Ｆ）
に制限された。第２〜４実施例について（よ、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°Ｃ（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２０４°
Ｃ（４００Ｆ）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】

【回目本発明の第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ブリードエア
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、境界層制御のための翼
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
ついて見た新面図である。

【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− 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　人口５４　熱交換器５６　ラムエア入口５８　出口６０　調整弁６２　温度検呂装置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

【書類芯】

［図１］図面ヒ１

【図２】

【図３】

【図４】

【図５】

【図６１【図７】

【図８】

【図９】Ｑ

Claims

【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、最も着氷防止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防止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
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、
最も着氷し易い前記外板部分の第１の領域にのみ前記加
圧高温空気を供給し、着氷防止用空気が流通しない前記
第１の領域の少なくとも一部及び前記外板部分の第２の
領域の通気口を介して前記外側部分の空気を吸込む手段
を備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、前記外板部分の関連
する領域に向けて接続された複数のダクト部分を含むマ
ニフォールドシステムを備え、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】前記空気供給手段が、前記マニフォールド
システム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６項
に記載の着氷防止装置。
【請求項８】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
６項に記載の着氷防止装置。
【請求項９】前記加圧高温空気を受容し、かつ隣接する
第１及び第２の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、前記第１の表面領域
が、前記第２の表面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特許請求の範囲第１項
に記載の着氷防止装置。
【請求項１０】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９
項に記載の着氷防止装置。
【請求項１１】前記第２の逆止弁手段及び対応する前記
バッフル手段が、前記第１の空気室からの空気の流れが
、前記第２の空気室を経て前記第３の空気室に至るよう
に配設されていることを特徴とする特許請求の範囲第１
０項に記載の着氷防止装置。
【請求項１２】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
ことを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の着氷防
止装置。
【請求項１３】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１２項に記載の着氷防止装置。
【請求項１４】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１５】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１４項に記
載の着氷防止装置。
【請求項１６】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１７】前記圧縮手段が、着氷防止のために空気
流に前記電熱手段を通過させる第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第２のモー
ドを以て作動し得るものであ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】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１７項に記載の着氷防止装置。
【請求項１９】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、前記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１８項に記載の着氷防
止装置。