JPS61160395A - 航空機の防氷装置 - Google Patents

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】 り東上Ω■皿遣１ 本発明は、航空ｉ機体表面、特に主翼前縁表面、エンジ
ンの空気取入口表面への着氷を、エンジンからの空気に
より防止する航空機の防氷装置に関するものである゛。

」１及ｌ 航空機が着氷気象条件下で飛行すると、航空機表面、特
に主翼前縁表面やエンジン空気取入口表ＩＯ＠機体各部
表面に着氷し、機体の性能或いは特性に悪Ｗｅ響を及ぼ
して、飛行の安全性が損なわれる倶れがある。

一方、航空機が進歩し、より有益な手段になるにつれて
、気象条件による飛行の変更または、中−止が、便益性
を損ない、コスト高−を招くため、着氷気象条件下で飛
行する必要性は、ますます高いものとなってきた。

このような要請に応するために開発された従来の航空機
の防氷装置では、航空機が遭遇する最も多潰に着氷し易
い気象条件とその気象条件下で着氷し易い飛行条件とエ
ンジンからの抽気熱空気温度の低いエンジン運転条件と
を基にして、防氷のために必要な最大抽気熱空気量を算
定し、防、水装置動作時にこの最大抽気熱空気量を防氷
表面に供給することができるように、抽気熱空気供給系
統を構成しており、パイ［１ツトの判断に基づき、手動
操作により防氷装置をオン・オフ制御させるようになっ
ていた。

このような、従来の防氷装置では、如何なる苛酷な着氷
条件に航空機が遭遇しても、航空機表面への着氷を確実
に防止することができるが、通常の着氷条件では多量の
高温空気をエンジンから余分に抽出するため、燃料消費
量が多く、またパイロットは着氷気象か否かを常に経験
に基づき判断しているため、防氷装置の動作に個人差が
あり、安全を期して防氷装置を不必要に動作させる場合
もあり、またパイロットに大きな作業負担がかかった。

これを改善するために、着氷状況計量ｓを機体表面に取
付け、この着氷状況計測器により航空機表面に着氷する
状態を検出して必要に応じてパイロットが熱空気を供給
するようにした防氷装置が開発され、この防氷装置によ
れば、防氷を真に必要とする場合のみ、防氷装置を動作
させるために、燃料消費量を成る程度節減できるととも
に、バイロフトの作業負担を軽減することができる。

°し　と゛　１］− しかしながら、このように苛酷な着氷条件を基準にして
防氷表面への熱空気供給管を大ぎな値に設定した従来の
防氷装置において、離陸状態では、着氷条件に遭遇した
場合に、余剰な熱空気が防氷装置に供給されて、離陸推
力が著しく喪失されるために、エンジンが大型化するこ
とが避けられず、航空機の有償荷重が削減されるととも
に航続距離が短縮し、航空機の基本性能低上が余義なく
された。

るた　の−および 本発明はこのような雌点を克服した航空機の防氷装置に
係るものである。

本発明の構成を第１図について説明する。

エンジンＡからの熱空気を熱空気導入通路Ｃを介し航空
機防氷表面Ｂの付近に導いて同航空機防氷表面Ｂを加熱
し、同航空機防氷表面Ｂへの着氷を防止する航空機の防
氷装置において、着氷条件を計測する着氷状況計測手段
りと、エンジンＡの運転状況および航空機の飛行状況を
計測する運航計測手段Ｅとが設けられ、前記防氷表面Ｂ
付近への熱空気導入通路Ｃに熱空気流量ａ節手段Ｆが介
装されている。

また前記着氷状況計測手段りおよび運航計測手段Ｅから
の計測出力を基にし前記防氷表面Ｂに着氷を防止しうる
に足る熱空気流量＠−ｉ定して前配熱空気流鑓調節手段
Ｆに制御出力を与える制御手段Ｇが設けられている。

本発明は前記したように構成されているので、航空機防
氷表面Ｂに空中の水分が着氷する状態に遭遇すると、前
記着氷状況計測手段りによって着氷状態が検出され、前
記制御手段Ｇにおいて、同着氷状況計測手段りおよび運
航計測手段Ｅからの計測出力を基にして前記防氷表面Ｂ
への着氷を防止するに足る熱空気流通が前記制御手段Ｇ
にて算定され、この熱空気流量に対応した制御出力が前
記制御手段Ｇより前記熱空気流量調節手段Ｆに与えられ
、同然空気流山調節手段Ｆの動作でエンジンＡから熱空
気導入通路Ｃを介して前記防氷表面Ｂに熱空気が供給さ
れ、同防氷表面Ｂへの着氷が未然に防止される。

１盪１ 以−ト第２図ないし第８図に図示された本発明の一実施
例について説明する。

１は胴体２の後部両側にジェットエンジン４を２基備え
たジェット旅客機で、同ジェット旅客機１の主翼３の前
縁付近の防氷表面６と、１ンジン４の空気取入口５の前
縁付近の防氷表面７との内側には、下記に示されるよう
に熱空気供給管８．９が設けられている。

即ち前記主１３の前縁付近防氷表面６の内側には、同主
翼３の翼巾方向に指向して熱空気供給管８が配設され、
同然空気供給管８の前部にはくの長手方向に沿い所定間
隔毎に噴出口１０が設けられており、前記供給管８にエ
ンジン４からの抽気熱空気が供給されると、前記噴出口
１０より前方に向って抽気熱空気が噴出されて防氷表面
６の裏面（吹付けられ、同防氷表面６は加熱されるよう
になっている。

また前記空気取入口５の前縁付近防氷表面７の内側には
、同取入口５の周方向に沿って熱空気供給管９が配設さ
れ、同供給管９の前部にはその長手方向に亘り所定間隔
毎に噴出口１１が設けられており、エンジン４からの抽
気熱空気が前記供給管９に供給されると、前記したと同
様に前記防氷表面７は加熱されるようになっている。

さらに前記熱空気供給管８．９には、熱空気流値制御バ
ルブ１２．１３が介装されており、後記制御器１４から
の制御信号により、その開度が調整されて、前記熱空気
供給管８．９を流れる熱空気の流過が制御されるように
なっている。

さらにまた前記胴体２の前部には、対気速度センサ１５
、外気温度センサ１６および着氷量センサ１７が設けら
れており、これらセンサ１５．１６．１７により対気速
度Ｖ、外気温度Ｔおよび着氷１１Ｗが検出され、前記制
御器１４にこれらの計測値が送信されるようになってい
る。

また前記熱空気供給管８．９には、同供給管８．９内を
流れる熱空気の温度および圧力を計測する熱空気温度セ
ンサ１８．１９および熱空気圧力センサ２０．２１が設
けられており、これら温度および圧力の計測値は前記＆
ＩＪ御器１４に送（Ｆｉされるようになっている。

さらに前記防氷表面６．７には、同防氷表面６．７の温
度を計測して前記制ｔ１１器１４にその計測値を送信す
る防氷表面温度センサ２２．２３がそれぞれ付設されて
いる。

また前記Ｍｉｌｌ器１４は、第７図に図示されるように
、入力インタフェース１４ａと、ＲＯＨ１４ｂと、ＲＡ
Ｍ　１４Ｇと、ＣＰＵ　１４ｄと、出力インターフェー
ス１４ｅとよりなっており、前記入力インタフェース１
４ａは、対気速度センサ１５、外気温度センサ１６、看
氷邊センサ１１、熱空気温度センサ１８．１９、熱空気
圧力センサ２０．２１および防氷表面温度セン１す２２
．２３の計測信号を適切に調整してＣＰＩＪ　１４ｄに
入力するようになっている。

ざらにＲＯ１４１４ｂには、前記対気速度センサ１５、
外気温度センサ１６、着氷量センサ１７および防氷表面
温度センサ２２．２３の計測信号をＣＰＩＪ　１４ｄが
受信した際に、防氷表面６．７への着氷条何成立の有無
を判断するに必要なデータまたは式や、防氷表面６．７
へ供給すべき防氷必要熱量の算定基準となるべきデータ
および計算プログラムや、前記熱空気湯度センサ１８．
１９および熱空気圧ツノセンサ２０．２１の計測値と前
記防氷必要熱量を基にして熱空気流量制御バルブ１２．
１３の弁開度を設定する計算プログラム等が内蔵されて
いる。

さらにまたＲＡＨ１４ｃに対しては、前記計算手段１５
．１６．１７．１８．１９．２０．２１．２２．２３で
得られたデータや、ＣＰｔ１１４ｄで計算されたデータ
が読み凹きされうるようになっている。

またＣＰＩＩ　１４ｄは、前記入力インタフェース１４
ａからの入力信号を基にし、ＲＯＨ１４ｂに貯蔵された
計算プログラムにより、第８図に図示されるような順序
に従い所定の計算が実行され、出力インタフェース１４
ｅを介して熱空気流量制御バルブ１２．１３に制御信号
を出力するようになっている。

第２図ないし第９図に図示の実施例は前記したように構
成さ、れているので、ジェット旅客１１が着氷気象状態
に遭遇すると、外気温度センサ１Ｇおよび着氷量センサ
１７からの計測値に基づき、前記制御器１４からの制＠
信号により熱空気流ω制御バルブ１２．１３が開放され
て、エンジン４より抽気熱空気が防氷表面６．７の内側
に供給され、同防氷表面６．７が加熱されて、同防氷表
面６．７への着氷が未然に防止される。

また前記１ｌＨＤ器１４において、前記対気速度センサ
１５、外気温度センサ１６および着氷量センサ１７の計
測値を基にして着氷条件が判断され、防氷表面温度セン
サ２２．２３の計測値と前記着氷条件を基にして防氷表
面６．７の内側へ供給すべき防氷必要熱量が計算される
とともに、前記熱空気温喰センサ１８．１９および熱空
気圧力センサ２０．２１の計測値と前記防氷必要熱量を
基にして熱空気供給量が計算され、その後、前記熱空気
流量制御パルプ１２．１３の弁開度が計算され、その計
算値に対応したｉｉ制御信号により同制御バルブ１２．
１３が所定の弁開度にｕ制御され、前記防氷表面６．７
は過不足なく加熱されるため、エンジン４の燃料消費層
が節減される。

さらに防氷表面６．７には、着氷状態にあっても、着氷
条件、飛行条件、エンジン運転条件に対応して必要最小
限の抽気熱空気を供給するようになっているため、左程
苛酷な着氷状態でない離陸時の防氷推力喪失を最小限に
留めることができ、その結果、小規模のエンジンを適用
して有償荷重や航続距離の増大を計ることができる。

ざらにまたパイロットは防氷表面６．７が着氷したか否
かを監視せずに、着氷をセンサにより計測して防氷装置
を自動的に動作させることができるため、パイロットの
作業負担を軽減することができる。

しかも防氷表面温度センサ２２．２３により防氷表面６
．７の温度を計測し、この計測値を制御Ｉ器１４にフィ
ードバックして防氷装置を自動制御するようになってい
るため、制御の信頼性が高い。

ｌ団五匁Ｉ このように本発明においては、着氷条件を計測する着氷
計測手段りにより、航空機が着氷状態゛に遭遇した際に
、自動的に防氷装置を動作させて、防氷表面Ｂへの着氷
を未然に防止することができるので、パイロットの作業
負担を軽減することができる。

また防氷表面８へは、防氷に必要な熱空気ωを計痺して
適切に供給するようになっているため、燃料を節減する
ことができる。

ざらに上空程苛酷な着氷気象状態に遭遇しない地上付近
での離陸時には、必要最小限の熱空気をエンジンＡより
取出して防氷表面Ｂに供給することができるため、離陸
時の防氷推力喪失を大巾に減少させて、エンジンＡも推
力を離陸に利用させることができ、この結果、エンジン
Ａを小型化して航空機の性能を苔しく向上させることが
できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係る航空機の防氷装置のクレーム対応
図、第２図は本発明の一実施例の平面図、第３図および
第４図はその要部拡大図、第５図および第６図は第３図
および第４図のさらに詳細な断面図、第７図は制御器の
ブロック図、第８図はそのＲＯＭのブロックダイヤグラ
ムである。 １・・・ジェット旅客機゛、２・・・胴体、３・・・主
翼、４・・・エンジン、５・・・空気取入口、６．７・
・・防氷表面、８゛、９・・・熱空気供給管、１０．１
１・・パ噴出口、１２．１３・・・熱空気流量制御パル
プ、１４・・・制御器、１５・・・対気速度センサ、１
６・・・外気温度センサ、１７・・・着氷量セ゛ンサ、
１８．１９・・・熱空気温度センサ、２０．２１・・・
熱空気圧力センサ、２２．２３・・・防氷表面温痩セ・
ンサ。 代理人　弁理士゛　江　原　　望 外２名

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. エンジンからの熱空気を航空機防氷表面付近に導いて同
   航空機防氷表面を加熱し、同航空機防氷表面への着氷を
   防止する航空機の防氷装置において、着氷条件を計測す
   る着氷状況計測手段と、エンジンの運転状況および航空
   機の飛行状況を計測する運航計測手段と、前記防氷表面
   付近への熱空気導入通路に介装された熱空気流量調節手
   段と、前記着氷状況計測手段および運航計測手段からの
   計測出力を基にし前記防氷表面への着氷を防止しうるに
   足る熱空気流量を算定して前記熱空気流量調節手段に制
   御出力を与える制御手段とからなることを特徴とする航
   空機の防氷装置。