JPH0587437B2 - - Google Patents
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- JPH0587437B2 JPH0587437B2 JP26757085A JP26757085A JPH0587437B2 JP H0587437 B2 JPH0587437 B2 JP H0587437B2 JP 26757085 A JP26757085 A JP 26757085A JP 26757085 A JP26757085 A JP 26757085A JP H0587437 B2 JPH0587437 B2 JP H0587437B2
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- pad
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- pneumatic
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Links
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/16—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical means
- B64D15/166—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical means using pneumatic boots
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- External Artificial Organs (AREA)
- Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)
- Tents Or Canopies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は飛行機の除氷装置に関し、特に氷の集
積を防止し、集積した氷を除去破壊するに知使用
される飛行機の翼に取り付けられる改良された膨
張可能な除氷装置又はブーツに関する。
積を防止し、集積した氷を除去破壊するに知使用
される飛行機の翼に取り付けられる改良された膨
張可能な除氷装置又はブーツに関する。
飛行機用の膨張可能な空圧式除氷装置、即ちパツ
ド又はブーツはゴムなどの弾性材料 が作られ、
飛行機翼の前縁面部を股いでそこから後方に延び
ている。この除氷装置は気体の圧力によつて膨ら
む膨張可能な一連のチユーブ状の通路を有し、除
氷装置の表面に形成される氷の堆積を破壊する。
チユーブは圧力ガス媒体を抜いて、真空を引くこ
とによつて収縮する。通常の操作手順は膨張と収
縮の連続サイクルである。
ド又はブーツはゴムなどの弾性材料 が作られ、
飛行機翼の前縁面部を股いでそこから後方に延び
ている。この除氷装置は気体の圧力によつて膨ら
む膨張可能な一連のチユーブ状の通路を有し、除
氷装置の表面に形成される氷の堆積を破壊する。
チユーブは圧力ガス媒体を抜いて、真空を引くこ
とによつて収縮する。通常の操作手順は膨張と収
縮の連続サイクルである。
従来この種のパツドは弾性通路群が全面的に翼
の最前線（前縁線）に平行に隣接配置されてい
て、このパツドが翼前縁面部を股いで上、下面部
を被覆するように翼に装置される。
の最前線（前縁線）に平行に隣接配置されてい
て、このパツドが翼前縁面部を股いで上、下面部
を被覆するように翼に装置される。
本発明の目的はこの種飛行機翼用除氷パツド
を、従来に較べて格段に結氷の破壊能力を向上さ
せ、それにより除氷性能が向上するように改良す
ることにある。
を、従来に較べて格段に結氷の破壊能力を向上さ
せ、それにより除氷性能が向上するように改良す
ることにある。
本発明者は、結氷破壊の起点が翼前縁面部を覆
う除氷パツド局部にあることを発見すると共に、
従来パツドによれば弾性通路が膨張、収縮を繰返
しても、当該パツド局部に氷の固着が維持される
傾向が見られ、そこでの結氷破壊能力に乏しいこ
とを発見した。また、当該局部での結氷破壊が生
じると、直ちに他のパツド部分の結氷が破壊され
なくとも気流によつて結氷がパツド面から飛散す
る事態になる傾向のあることも発見した。本発明
者は、飛行機翼の気流に対する流体力学の観点か
ら、気流が翼の上、下に分流する起点となる翼前
縁面部内に配位するよどみ線（stagnation line）
上の結氷は、必然的に気流よつて翼に押付けられ
て破壊されにくいことを認識した。
う除氷パツド局部にあることを発見すると共に、
従来パツドによれば弾性通路が膨張、収縮を繰返
しても、当該パツド局部に氷の固着が維持される
傾向が見られ、そこでの結氷破壊能力に乏しいこ
とを発見した。また、当該局部での結氷破壊が生
じると、直ちに他のパツド部分の結氷が破壊され
なくとも気流によつて結氷がパツド面から飛散す
る事態になる傾向のあることも発見した。本発明
者は、飛行機翼の気流に対する流体力学の観点か
ら、気流が翼の上、下に分流する起点となる翼前
縁面部内に配位するよどみ線（stagnation line）
上の結氷は、必然的に気流よつて翼に押付けられ
て破壊されにくいことを認識した。
なお、断面対称形の翼の場合には、最前線とよ
どみ線とは同じである。しかし、断面非対称形翼
の場合には、このよどみ線は翼の最前線の下から
上の何れかに偏位している。
どみ線とは同じである。しかし、断面非対称形翼
の場合には、このよどみ線は翼の最前線の下から
上の何れかに偏位している。
本発明は上記認識と発見の基に得られたもので
あり、その構成は以下の通りである。
あり、その構成は以下の通りである。
本発明は除氷装置の膨張自在な通路をこのよど
み線の上と下に設け、よどみ線の接する領域に
は、膨張可能な通路を設けないことにしている。
み線の上と下に設け、よどみ線の接する領域に
は、膨張可能な通路を設けないことにしている。
より具体的に述べれば、飛行機翼の前縁面部と
これから後方へ延長する上、下面部とを使用時に
当該翼前縁面部を股いで上、下に少くとも部分的
に被覆する可撓性のパツドであつて、これに配設
された膨張可能な複数の通路を加圧気体の給気、
真空排気により膨張、収縮させるようにした斯ゝ
る形式の飛行機翼上の結氷を除去するための空圧
式除氷パツドにおいて、 該パツドが該通路群の第１の組と第２の組を
夫々具備した離間配位の２つのパツド部分と当該
両組の最寄りの先行通路間に規定された平滑局面
を有する非膨張性の中間パツド部分から構成され
ていて、断面対称形の翼にあつては該翼前縁面部
内に配位する翼最前線に合致し、断面非対称形の
翼にあつては当該最前線から偏位している斯ゝる
該翼前縁面部内に存在する気流よどみ線に対し、
パツド使用時に前記非膨張性中間パツド部分が当
該よどみ線を股いで該翼前縁面部を少くとも部分
的に被覆した状態に以つて該パツドを該翼に装置
するようにしたことを特徴とする飛行機翼用の空
圧式除氷パツドが提供される。この構造の利点
は、よどみ線の両側の通路が膨張して該よどみ線
の周囲の非膨張領域内の氷を破壊するときに、氷
に対し生ずる貝殻効果（cclamshell effect）に
ある。次いで、翼の上を流れる気流によつて、翼
に結氷していた氷は除去される。膨張可能なチユ
ーブの通路が従来のやり方でよどみ線の真上や直
ぐ側に設けられた除氷装置を具えた非対称形翼の
場合、氷が壊れる前にチユーブが氷の頭部を前方
に押すので、氷は破壊されない。この氷の頭部は
空気流によつて翼上に保持される。このため非対
称型の翼構造のみならず対称形の翼にも効果的な
貝殻型破壊の利点が得られない。翼の除氷方法
は、よどみ線の両側に膨張可能なチユーブを設
け、よどみ線の片側の第１組と他の側の第２組の
全部のチユーブを同時に膨張させ、次いでこれを
収縮させるサイクルを繰り返すことによつて改善
される。上記除氷装置の構造は、その除氷操作が
経済的且つ効果的であるにもかかわらず、最小の
エネルギしか必要としない。
これから後方へ延長する上、下面部とを使用時に
当該翼前縁面部を股いで上、下に少くとも部分的
に被覆する可撓性のパツドであつて、これに配設
された膨張可能な複数の通路を加圧気体の給気、
真空排気により膨張、収縮させるようにした斯ゝ
る形式の飛行機翼上の結氷を除去するための空圧
式除氷パツドにおいて、 該パツドが該通路群の第１の組と第２の組を
夫々具備した離間配位の２つのパツド部分と当該
両組の最寄りの先行通路間に規定された平滑局面
を有する非膨張性の中間パツド部分から構成され
ていて、断面対称形の翼にあつては該翼前縁面部
内に配位する翼最前線に合致し、断面非対称形の
翼にあつては当該最前線から偏位している斯ゝる
該翼前縁面部内に存在する気流よどみ線に対し、
パツド使用時に前記非膨張性中間パツド部分が当
該よどみ線を股いで該翼前縁面部を少くとも部分
的に被覆した状態に以つて該パツドを該翼に装置
するようにしたことを特徴とする飛行機翼用の空
圧式除氷パツドが提供される。この構造の利点
は、よどみ線の両側の通路が膨張して該よどみ線
の周囲の非膨張領域内の氷を破壊するときに、氷
に対し生ずる貝殻効果（cclamshell effect）に
ある。次いで、翼の上を流れる気流によつて、翼
に結氷していた氷は除去される。膨張可能なチユ
ーブの通路が従来のやり方でよどみ線の真上や直
ぐ側に設けられた除氷装置を具えた非対称形翼の
場合、氷が壊れる前にチユーブが氷の頭部を前方
に押すので、氷は破壊されない。この氷の頭部は
空気流によつて翼上に保持される。このため非対
称型の翼構造のみならず対称形の翼にも効果的な
貝殻型破壊の利点が得られない。翼の除氷方法
は、よどみ線の両側に膨張可能なチユーブを設
け、よどみ線の片側の第１組と他の側の第２組の
全部のチユーブを同時に膨張させ、次いでこれを
収縮させるサイクルを繰り返すことによつて改善
される。上記除氷装置の構造は、その除氷操作が
経済的且つ効果的であるにもかかわらず、最小の
エネルギしか必要としない。
上記の本発明に係わる貝殻効果（クラムシエル
効果）の語源は、貝がその上、下の貝殻の間に雑
物が入ると、この雑物を両貝殻によりそのヒンジ
動作で挟圧して破壊してしまうという事態に由来
し、その意味するところは、介在物をヒンヂ状の
動作で挟圧して破壊する効果である。従つて、本
発明における「貝殻効果」とは、第１組と第２組
の最寄りの先行通路が前記上、下の貝殻に対応す
る部材となり、その間に介在する雑物が結氷に対
応し、そして、両通路の膨張が貝殻のヒンジ動作
に類似するという相似関係において、両先行通路
がその間に介在する結氷を膨張により破壊する効
果を意味する。
効果）の語源は、貝がその上、下の貝殻の間に雑
物が入ると、この雑物を両貝殻によりそのヒンジ
動作で挟圧して破壊してしまうという事態に由来
し、その意味するところは、介在物をヒンヂ状の
動作で挟圧して破壊する効果である。従つて、本
発明における「貝殻効果」とは、第１組と第２組
の最寄りの先行通路が前記上、下の貝殻に対応す
る部材となり、その間に介在する雑物が結氷に対
応し、そして、両通路の膨張が貝殻のヒンジ動作
に類似するという相似関係において、両先行通路
がその間に介在する結氷を膨張により破壊する効
果を意味する。
全図面を通じて、対応する部品には同じ符号が
付されている。第１図と第２図には飛行機１３の
翼１２の前縁に取り付けられた除氷装置のパツド
又はブーツ１０が示されている。翼１２は飛行機
１３の機体１４に取り付けられている。本発明は
翼１２について述べられているが、飛行機の尾翼
にも同様に適用可能である。
付されている。第１図と第２図には飛行機１３の
翼１２の前縁に取り付けられた除氷装置のパツド
又はブーツ１０が示されている。翼１２は飛行機
１３の機体１４に取り付けられている。本発明は
翼１２について述べられているが、飛行機の尾翼
にも同様に適用可能である。
第２図、第３図に示された除氷装置のパツド１
０は、非対称形翼１２に取り付けられており、前
縁線（翼最前線）１５−１５から翼１２の上下表
面を越えて後方に延在している。除氷パツド１０
は第３図に示す内部層１６を有する積層構造であ
り、実質的に長方形断面を有するゴムなどの弾性
材料で作られ、後述するたの材料と同じく翼の空
気力学効果を減殺することなく翼１２上に取り付
けられるように、縁部にテーパを有している。こ
のテーパの代わりに、該層は翼上の凹所にぴつた
りと適合する長方形の側面を有してもよい。この
ようなパツド１０と層１６は前縁線１５−１５か
ら離れたよどみ線１７−１７を有する。よどみ線
は空気がこれに沿つて翼の上下に分かれる線であ
り、図示の例においては翼の前縁線に略平行にな
つている。層１６は空気が通らないように適当な
ごむ組成物でコーテイングされた織布である。後
述する通路を形成するこの層の内側は空気の流れ
を円滑にするこめに毛羽立つていることが望まし
い。このような毛羽は、従来パツドが収縮したと
き、後述の通路の対向する内面が直接接触して完
全に閉塞されることを防止するが、通路内の残存
空気は真空によつて吸引される間隙を有してい
る。毛羽の均一分布によつて、パツドの外表面
は、通路が収縮せしめられて平坦にされたとき、
平滑且つ規則正しくなつている。飛行機の翼上に
配向されたときの除氷パツド内の通路の方向を示
すために、ここでは横方向、縦方向と言う用語を
使用する。横方向とは飛行機の翼の前縁又はよど
み線に平行な方向を指し、縦方向とは翼の前縁か
ら後縁に向かう翼の前縁又はよどみ線に直角に延
びる線に沿う方向である。第３図のトリコツト層
１９は層１６を被い、前縁線１５−１５及びよど
み線１７−１７に沿う層１６の中央部分に接着さ
れている。層１６と１９は外縁部に沿つて接着さ
れ、一体的な除氷装置を形成している。
０は、非対称形翼１２に取り付けられており、前
縁線（翼最前線）１５−１５から翼１２の上下表
面を越えて後方に延在している。除氷パツド１０
は第３図に示す内部層１６を有する積層構造であ
り、実質的に長方形断面を有するゴムなどの弾性
材料で作られ、後述するたの材料と同じく翼の空
気力学効果を減殺することなく翼１２上に取り付
けられるように、縁部にテーパを有している。こ
のテーパの代わりに、該層は翼上の凹所にぴつた
りと適合する長方形の側面を有してもよい。この
ようなパツド１０と層１６は前縁線１５−１５か
ら離れたよどみ線１７−１７を有する。よどみ線
は空気がこれに沿つて翼の上下に分かれる線であ
り、図示の例においては翼の前縁線に略平行にな
つている。層１６は空気が通らないように適当な
ごむ組成物でコーテイングされた織布である。後
述する通路を形成するこの層の内側は空気の流れ
を円滑にするこめに毛羽立つていることが望まし
い。このような毛羽は、従来パツドが収縮したと
き、後述の通路の対向する内面が直接接触して完
全に閉塞されることを防止するが、通路内の残存
空気は真空によつて吸引される間隙を有してい
る。毛羽の均一分布によつて、パツドの外表面
は、通路が収縮せしめられて平坦にされたとき、
平滑且つ規則正しくなつている。飛行機の翼上に
配向されたときの除氷パツド内の通路の方向を示
すために、ここでは横方向、縦方向と言う用語を
使用する。横方向とは飛行機の翼の前縁又はよど
み線に平行な方向を指し、縦方向とは翼の前縁か
ら後縁に向かう翼の前縁又はよどみ線に直角に延
びる線に沿う方向である。第３図のトリコツト層
１９は層１６を被い、前縁線１５−１５及びよど
み線１７−１７に沿う層１６の中央部分に接着さ
れている。層１６と１９は外縁部に沿つて接着さ
れ、一体的な除氷装置を形成している。
よどみ線１７−１７を基準として、層１６と１
９を平行線に沿つて縫い合わせるか、適当に接着
することによつて、３本の平行な横方向通路２
０，２１，２２が形成される。通路を形成するの
に層を縫い合わせたり接着したりする代わりに、
別々のチユーブを使用してもよい。層１９の内側
も層１６と同様に毛羽立てられてもよく、これに
より通路２０，２１，２２への空気の流れが円滑
になる。
９を平行線に沿つて縫い合わせるか、適当に接着
することによつて、３本の平行な横方向通路２
０，２１，２２が形成される。通路を形成するの
に層を縫い合わせたり接着したりする代わりに、
別々のチユーブを使用してもよい。層１９の内側
も層１６と同様に毛羽立てられてもよく、これに
より通路２０，２１，２２への空気の流れが円滑
になる。
よどみ線１７−１７の下方にある除氷パツドの
部分は、層１６，１９が平行線に沿つて縫い合わ
されたり、接着されたりして形成された４本の平
行な横方向通路２５，２６，２７及び２８を有す
る。縫い合わせや接着によつて通路２５〜２８を
形成する代わりに、別々の膨張可能なチユーブを
用いてもよい。これらの縫い合わされた横方向通
路はシールされ、通路２０，２１，２２と共に
別々のマニホールド３０，３１によつて加圧され
たり排気されたりする。第２図に示すように、こ
のマニホールドはパツドの側端に近接して設置さ
れている。各マニホールド３０，３１は完全な閉
塞を防止するために、均一な太さの短い可撓性繊
維などによる毛羽を有する内面を有していてもよ
い。マニホールド３０，３１及びこれに対応する
通路２０〜２２，２５〜２８を膨張させるため
に、適宜のパイプがこれらと加圧空気源及び真空
源に接続されている。
部分は、層１６，１９が平行線に沿つて縫い合わ
されたり、接着されたりして形成された４本の平
行な横方向通路２５，２６，２７及び２８を有す
る。縫い合わせや接着によつて通路２５〜２８を
形成する代わりに、別々の膨張可能なチユーブを
用いてもよい。これらの縫い合わされた横方向通
路はシールされ、通路２０，２１，２２と共に
別々のマニホールド３０，３１によつて加圧され
たり排気されたりする。第２図に示すように、こ
のマニホールドはパツドの側端に近接して設置さ
れている。各マニホールド３０，３１は完全な閉
塞を防止するために、均一な太さの短い可撓性繊
維などによる毛羽を有する内面を有していてもよ
い。マニホールド３０，３１及びこれに対応する
通路２０〜２２，２５〜２８を膨張させるため
に、適宜のパイプがこれらと加圧空気源及び真空
源に接続されている。
よどみ線の上側のパツド上部に設けられたこれ
らの通路２０〜２２はパツド上部領域の通路の第
１の組を形成し、よどみ線の下側のパツド下部に
設けられた通路２５〜２８はパツドの下部領域の
通路の第２の組を形成する。よどみ線１７−１７
の直上、直下の除氷パツドの領域には膨張可能な
チユーブや通路は全く存在しない。第２図と第３
図に示す例においては、よどみ線から先行通路２
０の側縁までの直線距離は約1.27cm（1/2インチ）
であり、一方よどみ線から先行通路２５の側縁ま
での直線距離も1.27cm（1/2インチ）である。こ
れらの寸法は翼のサイズによつて変化する。
らの通路２０〜２２はパツド上部領域の通路の第
１の組を形成し、よどみ線の下側のパツド下部に
設けられた通路２５〜２８はパツドの下部領域の
通路の第２の組を形成する。よどみ線１７−１７
の直上、直下の除氷パツドの領域には膨張可能な
チユーブや通路は全く存在しない。第２図と第３
図に示す例においては、よどみ線から先行通路２
０の側縁までの直線距離は約1.27cm（1/2インチ）
であり、一方よどみ線から先行通路２５の側縁ま
での直線距離も1.27cm（1/2インチ）である。こ
れらの寸法は翼のサイズによつて変化する。
第４図に示す本発明の変形においては、除氷パ
ツド３５は翼の前縁線、即ち翼最前線に一致した
よどみ線３７−３７を有する対称形翼３６上に取
り付けられている。このパツド３５は第１実施例
の場合と同様に、長方形断面を有するゴムなどの
弾性材料からなる内部層３８を有し、該層は後述
する他の層の如く、両側縁においてテーパを有
し、翼３６への取り付けを容易にしている。テー
パの代わりに、各層は長方形断面を有し、翼上に
設けられた凹所にぴつたりと適合するようになさ
れてもよい。そのような層３８は空気を透過しな
いように適当なゴム組成物でコーテイングされた
織布であることが望ましい。トリコツト層３９が
３８を被い、第４図に示すようによどみ線の上下
に等距離に翼３６に接着されている。次いで層３
８と３９は上方部分に沿つて接着、又は縫い合わ
され、第１実施例と同様に３本の平行な横方向通
路４０，４１，４２を形成する。この３本の通路
を形成するために別々のチユーブを用いることも
できる。
ツド３５は翼の前縁線、即ち翼最前線に一致した
よどみ線３７−３７を有する対称形翼３６上に取
り付けられている。このパツド３５は第１実施例
の場合と同様に、長方形断面を有するゴムなどの
弾性材料からなる内部層３８を有し、該層は後述
する他の層の如く、両側縁においてテーパを有
し、翼３６への取り付けを容易にしている。テー
パの代わりに、各層は長方形断面を有し、翼上に
設けられた凹所にぴつたりと適合するようになさ
れてもよい。そのような層３８は空気を透過しな
いように適当なゴム組成物でコーテイングされた
織布であることが望ましい。トリコツト層３９が
３８を被い、第４図に示すようによどみ線の上下
に等距離に翼３６に接着されている。次いで層３
８と３９は上方部分に沿つて接着、又は縫い合わ
され、第１実施例と同様に３本の平行な横方向通
路４０，４１，４２を形成する。この３本の通路
を形成するために別々のチユーブを用いることも
できる。
よどみ線３７−３７の下方の除氷パツド部分
は、平行線に沿つて層３８，３９を共に縫い合わ
せるか、適宜に接着することによつて形成された
５本の平行な縦方向通路４５，４６，４７，４
８，４９を有する。縫い合わせ又は接着の代わり
に、別々のチユーブを用いて通路を形成してもよ
い。通路４０〜４２，４５〜４９は第１実施例の
場合と同様に、適宜のマニホールドを介して加圧
されたり、排気されたりする。よどみ線３７−３
７の上側のパツド上部に設けられた通路４０〜４
２は、通路の第１の組を形成し、パツド下部に設
けた通路４５〜４９は通路の第２の組を形成す
る。よどみ線３７−３７から上下の通路、即ち最
寄りの先行通路４０，４５に至る距離は等しく、
その間には膨張可能な通路は全く存在しない。層
３８と３９の底部表面は均一な短い可撓性繊維に
よつて毛羽立つており、通路が完全に閉塞される
ことを防いでいる。各例におけるよどみ線の上又
は下に存在する通路の数は変えることができ、叙
上の実施例において用いられている数は、特定の
例を示す例示に過ぎない。
は、平行線に沿つて層３８，３９を共に縫い合わ
せるか、適宜に接着することによつて形成された
５本の平行な縦方向通路４５，４６，４７，４
８，４９を有する。縫い合わせ又は接着の代わり
に、別々のチユーブを用いて通路を形成してもよ
い。通路４０〜４２，４５〜４９は第１実施例の
場合と同様に、適宜のマニホールドを介して加圧
されたり、排気されたりする。よどみ線３７−３
７の上側のパツド上部に設けられた通路４０〜４
２は、通路の第１の組を形成し、パツド下部に設
けた通路４５〜４９は通路の第２の組を形成す
る。よどみ線３７−３７から上下の通路、即ち最
寄りの先行通路４０，４５に至る距離は等しく、
その間には膨張可能な通路は全く存在しない。層
３８と３９の底部表面は均一な短い可撓性繊維に
よつて毛羽立つており、通路が完全に閉塞される
ことを防いでいる。各例におけるよどみ線の上又
は下に存在する通路の数は変えることができ、叙
上の実施例において用いられている数は、特定の
例を示す例示に過ぎない。
第４図に示す除氷パツドの作用は第１実施例の
ものと実質的に同一であり、通路の膨張と収縮の
サイクルにらつて、よどみ線３７−３７を中心に
した両先行通路間の領域の結氷を破壊する有効な
貝殻効果をもたらす。
ものと実質的に同一であり、通路の膨張と収縮の
サイクルにらつて、よどみ線３７−３７を中心に
した両先行通路間の領域の結氷を破壊する有効な
貝殻効果をもたらす。
以上特定の実施例に基づいて説明したが、本発
明はこれらに限定されるものではなく、本発明の
精神を逸脱することなく、多くの変形をなし得る
ことは明らかである。
明はこれらに限定されるものではなく、本発明の
精神を逸脱することなく、多くの変形をなし得る
ことは明らかである。
第１図は翼の前縁部分に取り付けられた空気式
除氷パツドを有する飛行機の一部を示す斜視図、
第２図は膨張通路の位置を点線で示した除氷パツ
ドの平面図、第３図は膨張状態のチユーブ状通路
を有する断面非対称形の翼に装置された除氷パツ
ドの一部を示す断面図、第４図は膨張状態のチユ
ーブ状通路を有する断面対称形の翼の上に取り付
けられた除氷パツドの一部を示す断面図である。 １０……除氷パツド、１２……翼、１５……前
縁線（最前線）、１６，１９……層、１７……よ
どみ線、２０〜２２……通路、２５〜２８……通
路、３０，３１……マニホールド。
除氷パツドを有する飛行機の一部を示す斜視図、
第２図は膨張通路の位置を点線で示した除氷パツ
ドの平面図、第３図は膨張状態のチユーブ状通路
を有する断面非対称形の翼に装置された除氷パツ
ドの一部を示す断面図、第４図は膨張状態のチユ
ーブ状通路を有する断面対称形の翼の上に取り付
けられた除氷パツドの一部を示す断面図である。 １０……除氷パツド、１２……翼、１５……前
縁線（最前線）、１６，１９……層、１７……よ
どみ線、２０〜２２……通路、２５〜２８……通
路、３０，３１……マニホールド。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 飛行機翼の前縁面部とこれから後方へ延長す
る上、下面部とを使用時に当該翼前縁面部を股い
で上、下に少くとも部分的に被覆する可撓性のパ
ツドであつて、これに配設された膨張可能な複数
の通路を加圧気体の給気、真空排気により膨張、
収縮させるようにした斯ゝる形式の飛行機翼上の
結氷を除去するための空圧式除氷パツドにおい
て、 該パツドが該通路群の第１の組と第２の組を
夫々具備した離間配位の２つのパツド部分と当該
両組の最寄りの先行通路間に規定された平滑局面
を有する非膨張性の中間パツド部分から構成され
ていて、断面対称形の翼にあつては該翼前縁面部
内に配位する翼最前線に合致し、断面非対称形の
翼にあつては当該最前線から偏位している斯ゝる
該翼前縁面部内に存在する気流よどみ線に対し、
パツド使用時に前記非膨張性中間パツド部分が当
該よどみ線を股いで該翼前縁面部を少くとも部分
的に被覆した状態で以つて該パツドを該翼に装置
するようにしたことを特徴とする飛行機翼用の空
圧式除氷パツド。 ２ 該両離間パツド部分の夫々の該先行通路がパ
ツド使用時に該よどみ線から実質的に等距離だけ
離間している特許請求の範囲第１項に記載の飛行
機翼用の空圧式除氷パツド。 ３ 該先行通路が少くとも2.54cm（１インチ）だ
け互いに離間している特許請求の範囲第１項又は
第２項に記載の飛行機翼用の空圧式除氷パツド。 ４ 各組の該通路群が該翼最前線と実質的に平行
に配列され、且つ膨張したときに隣り合う通路間
に実質的に平坦な局面空間の存在しないように隣
接配位している、特許請求の範囲第１項−第３項
のいづれか１項に記載の飛行機翼用の空圧式除氷
パツド。 ５ 該第１、第２組の通路群が使用時に同時に膨
張し、そして収縮するようにした特許請求の範囲
第１項−第４項のいづれか１項に記載の飛行機翼
用の空圧式除氷パツド。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US67727384A | 1984-12-03 | 1984-12-03 | |
| US677273 | 1984-12-03 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61166800A JPS61166800A (ja) | 1986-07-28 |
| JPH0587437B2 true JPH0587437B2 (ja) | 1993-12-16 |
Family
ID=24718038
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP26757085A Granted JPS61166800A (ja) | 1984-12-03 | 1985-11-29 | 飛行機翼用の空圧式除氷パッド |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61166800A (ja) |
| CA (1) | CA1319666C (ja) |
| FR (1) | FR2574048B1 (ja) |
| GB (1) | GB2167723B (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8245981B2 (en) * | 2008-04-30 | 2012-08-21 | General Electric Company | Ice shed reduction for leading edge structures |
| EP2623420A3 (en) * | 2012-01-31 | 2017-04-26 | Goodrich Corporation | Aircraft ice protection system |
| US20170266753A1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-09-21 | Goodrich Corporation | Ultrasonic welding process for airfoil de-icer |
| US10780984B2 (en) | 2017-04-20 | 2020-09-22 | Goodrich Corporation | Sewn reinforcement features for prevention of stitch breakage in a pneumatic de-icer |
| US11511868B1 (en) * | 2021-05-28 | 2022-11-29 | Goodrich Corporation | Pneumatic de-icer with reduced non-inflatable area at de-icer edge |
| CA3192955A1 (en) * | 2022-03-30 | 2023-09-30 | Goodrich Corporation | Systems and methods for gas generator for pneumatic deicer |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2438693A (en) * | 1944-03-17 | 1948-03-30 | Goodrich Co B F | Ice removing covering for airfoils |
| US2440240A (en) * | 1944-12-29 | 1948-04-27 | Goodrich Co B F | Protective covering for preventing accumulation of ice on airfoils |
| US2623533A (en) * | 1948-05-29 | 1952-12-30 | Goodrich Co B F | Fluid pressure operated inflation control valve |
| US4361298A (en) * | 1978-03-09 | 1982-11-30 | The B.F. Goodrich Company | Pneumatic deicer |
| US4494715A (en) * | 1983-05-09 | 1985-01-22 | The B. F. Goodrich Company | Deicer |
| US4561613A (en) * | 1983-05-09 | 1985-12-31 | The B. F. Goodrich Company | Deicer for aircraft |
-
1985
- 1985-11-29 GB GB08529472A patent/GB2167723B/en not_active Expired
- 1985-11-29 JP JP26757085A patent/JPS61166800A/ja active Granted
- 1985-12-02 FR FR8517784A patent/FR2574048B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1985-12-02 CA CA000496683A patent/CA1319666C/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA1319666C (en) | 1993-06-29 |
| GB2167723A (en) | 1986-06-04 |
| GB8529472D0 (en) | 1986-01-08 |
| GB2167723B (en) | 1988-09-21 |
| FR2574048A1 (fr) | 1986-06-06 |
| FR2574048B1 (fr) | 1992-05-22 |
| JPS61166800A (ja) | 1986-07-28 |
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