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技術 防氷構造および航空機主翼

出願人 三菱重工業株式会社
発明者 市川玄人上藤陽一青木泰高小林直樹伊藤昭三輪純一
出願日 2012年2月13日 (8年1ヶ月経過) 出願番号 2012-028269
公開日 2013年8月22日 (6年7ヶ月経過) 公開番号 2013-163479
状態 未査定
技術分野 飛行船・気球・飛行機
主要キーワード 防氷装置 表面処理領域 エア供給ライン 湾曲形 暖気通路 翼パネル 梨地加工 ジェット噴流
関連する未来課題
重要な関連分野

この項目の情報は公開日時点(2013年8月22日)のものです。
また、この項目は機械的に抽出しているため、正しく解析できていない場合があります

図面 (5)

課題

局所的な過熱を防ぎつつ、簡易な構造で、航空機前縁における着氷を確実かつ効率的に防ぐことができる、航空機における前縁部の防氷構造を提供する。

解決手段

防氷構造40は、主翼前縁部22へ供給する抽出エアが流れる抽出エアノズル41を備える。抽出エアは、内壁面31を沿って主翼前縁部22の後方へ流れる。内壁面31には、表面処理が施され、熱伝導率が高くされた表面処理領域31Bが形成されている。抽出エアノズル41は、抽出エアが主翼前縁部22の先端部22aに向けて供給する複数の吹き出し孔41aを有し、吹き出し孔41aから吹き出された抽出エアは、吹き出し孔41aと対向する位置にある非表面処理領域31Aに吹き付けられる。その後、抽出エアは非表面処理領域31Aを囲む表面処理領域31B上を流れる。この構成により、内壁面31全体の熱伝達率が平均化かつ上昇され、主翼前縁部22全体が均一に加熱される。

概要

背景

航空機の中を飛行する際に、前縁の外側表面に、空気中に存在する過冷却水滴衝突による着氷が生じやすい。この着氷現象は、航空機に様々な悪影響を及ぼす。そのため、航空機の翼の前縁には、加熱手段により着氷を防止するための防氷装置装備されている。一般的に、タービンエンジンを装備する航空機では、エンジンの圧縮機から高温かつ高圧のエアを抽出し、この抽出されたエア(抽出エア)を加熱手段として用いている。このような防氷装置では、抽出エアを翼の内部まで導き、抽出エアが流れる抽出エア供給管に設けられた多数のノズルまたはスリットから、翼の前縁の先端部に向けて抽出エアを吹き付けることにより、翼の前縁を加熱している。この場合、抽出エアが吹きつけられた先端部付近では高い熱伝達率が得られるため、少量の抽出エア量で加熱することができる。その一方で、先端部付近から離れた領域では、先端部付近ほどの高い熱伝達率を得ることができない。したがって、翼の前縁を全体にわたって均一に加熱することができず、翼の前縁への着氷を適正に防止できないことが問題となっていた。

この問題を解決するために、特許文献1では、図4に示すように、航空機の主翼前縁部11の内側における抽出エア15の流路に沿ってガイド板12を取り付け、主翼前縁部11の内面二重構造とし、主翼前縁部11の後方に向けて抽出エア15を流す暖気通路13を設けた防氷装置14が提案されている。この構造により、抽出エア15が暖気通路13を通って下流側まで確実に流れるため、主翼前縁部11の内面における熱伝達率が平均化され、主翼前縁部11を全体にわたって適正に加熱することができる。
しかしながら、特許文献1に記載の防氷装置14は、構造が複雑で重量が重いため、航空機の機体重量が増大する。
また、この防氷装置14では、主翼前縁部11のみならず、ガイド板12も抽出エア15により加熱されるため、熱ロスが大きい。そのため、主翼前縁部11全体を適切に加熱するのに必要な抽出エア15の量が増大し、結果として航空機の燃費の悪化につながる。
さらに、この防氷装置14では、抽出エア15が吹きつけられる主翼前縁部11の先端部11aの熱伝達率が局所的に高くなり、先端部11aの内面が焼損する恐れがある。

特許文献2では、主翼の前縁の内壁全体に表面処理を施し、主翼の前縁における熱伝達率を全体にわたって上昇させる構成が提案されている。しかしながら、この方法では、抽出エアが吹き付けられる主翼の先端部付近の熱伝達率がさらに上昇してしまい、主翼の前縁を全体にわたって均一に加熱することができない。また、主翼の前縁の先端部付近が抽出エアにより局所的に過熱され、焼損する恐れがある。

一方で、特許文献3では、主翼の前縁の外側に粗い表面を有するバンドを取り付けて、主翼の前縁の外側を流れる層流乱流遷移させることにより主翼の前縁を冷却させ、局所的に高くなった熱伝達率を低下させる防氷装置を提案している。この防氷装置によれば、抽出エアが吹き付けられる主翼の前縁の焼損を防ぐことができる。しかしながら、主翼の外側表面に部材を設けると、飛行中の空気抵抗増し、航空機の燃費の悪化につながる。

概要

局所的な過熱を防ぎつつ、簡易な構造で、航空機の前縁における着氷を確実かつ効率的に防ぐことができる、航空機における前縁部の防氷構造を提供する。防氷構造40は、主翼前縁部22へ供給する抽出エアが流れる抽出エアノズル41を備える。抽出エアは、内壁面31を沿って主翼前縁部22の後方へ流れる。内壁面31には、表面処理が施され、熱伝導率が高くされた表面処理領域31Bが形成されている。抽出エアノズル41は、抽出エアが主翼前縁部22の先端部22aに向けて供給する複数の吹き出し孔41aを有し、吹き出し孔41aから吹き出された抽出エアは、吹き出し孔41aと対向する位置にある非表面処理領域31Aに吹き付けられる。その後、抽出エアは非表面処理領域31Aを囲む表面処理領域31B上を流れる。この構成により、内壁面31全体の熱伝達率が平均化かつ上昇され、主翼前縁部22全体が均一に加熱される。

目的

本発明は、このような技術的課題に基づいてなされたもので、局所的な過熱を防ぎつつ、簡易な構造で、航空機の前縁における着氷を確実かつ効率的に防ぐことができる、航空機における前縁部の防氷構造を提供する

効果

実績

技術文献被引用数
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請求項1

湾曲形状をなす前縁部の内周面に向けて抽出エアを供給することで前記前縁部の外周面への着氷を防止する構造であって、前記内周面は、第一の領域と、前記第一の領域の周囲を囲い、前記第一の領域よりも熱伝達率の高い第二の領域と、を有し、前記抽出エアは、前記第一の領域に向けて吹き付けられる、ことを特徴とする航空機における前縁部の防氷構造。

請求項2

前記第二の領域の表面粗さが、前記第一の領域の表面粗さよりも大きいことで、前記第二の領域の熱伝達率が前記第一の領域より高い、請求項1に記載の航空機における前縁部の防氷構造。

請求項3

前記前縁部は、の前縁部である、請求項1に記載の航空機における前縁部の防氷構造。

請求項4

請求項1から3のいずれか一項に記載の防氷構造を備えた、航空機の主翼

技術分野

0001

本発明は、航空機前縁着氷を防止する防氷構造および航空機主翼に関する。

背景技術

0002

航空機がの中を飛行する際に、の前縁の外側表面に、空気中に存在する過冷却水滴衝突による着氷が生じやすい。この着氷現象は、航空機に様々な悪影響を及ぼす。そのため、航空機の翼の前縁には、加熱手段により着氷を防止するための防氷装置装備されている。一般的に、タービンエンジンを装備する航空機では、エンジンの圧縮機から高温かつ高圧のエアを抽出し、この抽出されたエア(抽出エア)を加熱手段として用いている。このような防氷装置では、抽出エアを翼の内部まで導き、抽出エアが流れる抽出エア供給管に設けられた多数のノズルまたはスリットから、翼の前縁の先端部に向けて抽出エアを吹き付けることにより、翼の前縁を加熱している。この場合、抽出エアが吹きつけられた先端部付近では高い熱伝達率が得られるため、少量の抽出エア量で加熱することができる。その一方で、先端部付近から離れた領域では、先端部付近ほどの高い熱伝達率を得ることができない。したがって、翼の前縁を全体にわたって均一に加熱することができず、翼の前縁への着氷を適正に防止できないことが問題となっていた。

0003

この問題を解決するために、特許文献1では、図4に示すように、航空機の主翼前縁部11の内側における抽出エア15の流路に沿ってガイド板12を取り付け、主翼前縁部11の内面二重構造とし、主翼前縁部11の後方に向けて抽出エア15を流す暖気通路13を設けた防氷装置14が提案されている。この構造により、抽出エア15が暖気通路13を通って下流側まで確実に流れるため、主翼前縁部11の内面における熱伝達率が平均化され、主翼前縁部11を全体にわたって適正に加熱することができる。
しかしながら、特許文献1に記載の防氷装置14は、構造が複雑で重量が重いため、航空機の機体重量が増大する。
また、この防氷装置14では、主翼前縁部11のみならず、ガイド板12も抽出エア15により加熱されるため、熱ロスが大きい。そのため、主翼前縁部11全体を適切に加熱するのに必要な抽出エア15の量が増大し、結果として航空機の燃費の悪化につながる。
さらに、この防氷装置14では、抽出エア15が吹きつけられる主翼前縁部11の先端部11aの熱伝達率が局所的に高くなり、先端部11aの内面が焼損する恐れがある。

0004

特許文献2では、主翼の前縁の内壁全体に表面処理を施し、主翼の前縁における熱伝達率を全体にわたって上昇させる構成が提案されている。しかしながら、この方法では、抽出エアが吹き付けられる主翼の先端部付近の熱伝達率がさらに上昇してしまい、主翼の前縁を全体にわたって均一に加熱することができない。また、主翼の前縁の先端部付近が抽出エアにより局所的に過熱され、焼損する恐れがある。

0005

一方で、特許文献3では、主翼の前縁の外側に粗い表面を有するバンドを取り付けて、主翼の前縁の外側を流れる層流乱流遷移させることにより主翼の前縁を冷却させ、局所的に高くなった熱伝達率を低下させる防氷装置を提案している。この防氷装置によれば、抽出エアが吹き付けられる主翼の前縁の焼損を防ぐことができる。しかしながら、主翼の外側表面に部材を設けると、飛行中の空気抵抗増し、航空機の燃費の悪化につながる。

先行技術

0006

特開2011−183922号公報
特表2011−500445号公報
特表2009−52367号公報

発明が解決しようとする課題

0007

本発明は、このような技術的課題に基づいてなされたもので、局所的な過熱を防ぎつつ、簡易な構造で、航空機の前縁における着氷を確実かつ効率的に防ぐことができる、航空機における前縁部の防氷構造を提供することを目的とする。

課題を解決するための手段

0008

かかる目的のもと、本発明の航空機における前縁部の防氷構造は、湾曲形状をなす前縁部の内周面に向けて抽出エアを供給することで前縁部の外周面への着氷を防止する。内周面は、第一の領域と、第一の領域の周囲を囲い、第一の領域よりも熱伝達率の高い第二の領域とを有し、抽出エアは第一の領域に向けて吹き付けられる。
このように、抽出エアが吹き付けられる領域の周囲に、その領域よりも熱伝達率が高い領域を設けるという簡易な構成により、前縁部の内周面全体の熱伝達率を平均化させ、前縁部の内周面の局所的な過熱による焼損を防ぐことができる。
また、前縁部の内周面全体の熱伝達率を上昇させることができるため、前縁部をより均一かつ効率的に加熱することができる。従って、前縁部の外側の着氷を確実かつ効率的に防止することができる。

0009

また、本発明は、第二の領域の表面粗さが、第一の領域の表面粗さよりも大きいことで、第二の領域の熱伝達率が第一の領域の熱伝達率よりも高い、とすることができる。第一の領域の熱伝達率が、第二の領域の熱伝達率の上昇に比例して上昇することがなく、前縁部の内周面の熱伝達率が平均化される。

0010

さらに、本発明では、前縁部を航空機の翼の前縁部とすることができる。航空機の翼の前縁部に本発明の防氷構造を設けることで、翼の前縁部の外側に生じる着氷を確実かつ効率的に防止することができる。

0011

本発明は、また、上述の防氷構造を備えた航空機の主翼とすることもできる。

発明の効果

0012

本発明によれば、簡易な構造で、局所的な過熱を防ぎつつ、航空機の前縁における着氷を確実かつ効率的に防ぐことができる、航空機における前縁部の防氷構造を提供することができる。

図面の簡単な説明

0013

本実施形態における防氷構造が適用された主翼の要部を表す図であり、(a)はその断面図、(b)は主翼の前縁部の内側を示す斜視図である。
抽出エアの吹付点からの距離と熱伝達率の関係を示す図である。
本実施形態における抽出エアの流れと熱伝達率の関係を示す図である。
従来の航空機の主翼の前縁部の防氷構造が適用された主翼の要部を表す断面図である。

実施例

0014

以下、添付図面に示す実施形態に基づいてこの発明を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではない。

0015

<主翼20>
図1(a)に示すように、本実施形態による主翼20は、その外殻が例えばアルミニウム合金からなる翼パネルスキン)21によって形成されている。翼パネル21は、まげ加工により、主翼20の前縁において湾曲している。これにより、主翼20の前縁の近傍で翼長方向に沿った主翼前縁部22は湾曲形状となっている。
なお、翼パネル21は、炭素繊維樹脂との複合材料であるCFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics)やガラス繊維と樹脂との複合材料であるGFRP(Glass Fiber Reinforced Plastics)から形成したものを用いることもできる。
暖気室30は、翼パネル21と、主翼前縁部22の後部に主翼20の翼長方向に沿って設けられる後壁32とに囲まれることにより形成されている。なお、暖気室30は、翼長方向に区分されていてもよい。

0016

<防氷構造40>
主翼20は、その内側に防氷構造40を有している。防氷構造40は、主翼前縁部22を加熱する抽出エアを供給する抽出エアノズル41と、抽出エアノズル41に連結した抽出エア供給管42と、翼パネル21の内壁面(内周面)31と、から構成される。

0017

図1(a)に示すように、抽出エアノズル41は、主翼前縁部22の先端部22aから離れた位置に、主翼20の翼長方向に沿って配設されている。抽出エアノズル41は、暖気室30内に適宜の手段により固定されている。抽出エアノズル41には、図示しないエンジンの圧縮機から抽出された高温(200℃近傍)のエアを供給する抽出エア供給管42が連結されている。
抽出エアノズル41には、主翼前縁部22の先端部22aに向けて開口する複数の吹き出し孔41aが形成されている。吹き出し孔41aは、抽出エアノズル41の長手方向に所定の間隔を隔てて直線上に並んでいる。吹き出し孔41aからは、抽出エア供給管42から抽出エアノズル41に流入した抽出エアが、高温かつ高速ジェット噴流として主翼前縁部22の先端部22aに向けて供給される。

0018

図1(b)に示すように、内壁面31には、吹き出し孔41aに対向し、抽出エアが吹き付けられる領域(非表面処理領域(第一の領域)31A)を囲むように、熱伝達率を向上させる表面処理領域(第二の領域)31Bが形成されている。
表面処理領域31Bは、通常の表面処理方法により適宜形成することができる。具体的には、非表面処理領域31Aに表面処理が施されるのを防ぐように当該領域31Aをマスク等で覆い、その周囲をショットブラストによって梨地に加工することができる。梨地に加工をすることで熱伝達率が向上する要因は複数あるが、表面処理領域31Bの表面積が増大すること、表面に形成された凹凸に抽出エアが衝突することで抽出エアの流れが混合しやすくなること等が挙げられる。また、梨地以外でも、表面処理部31Bの表面粗さが、非表面処理部31Aやその他表面処理が施されていない内壁面31の表面粗さよりも大きくなるように表面処理されればよい。なお、ショットブラスト以外の表面処理方法としては、エッチングを適用することもできる。また、梨地加工等により表面処理領域31Bと非表面処理領域31Aのそれぞれの表面粗さに変化をつける処理の他の方法を用いても、表面処理領域31Bに凹凸等が形成されれば同様の効果を得ることができる。

0019

図1(b)に示すように、表面処理領域31Bは、主翼前縁部22の内側の内壁面31であって非表面処理領域31Aの外側の所定領域に設けることができる。この領域は、例えば、内壁面31における抽出エアの吹付点からの直線距離Rに対する熱伝達率hの変化率(dh/dR)が一定以下となる領域とすることができる。図2に示すように、一般的に、抽出エアの熱伝達率hは吹付点で最も高く、吹付点からある距離までは急激に減衰するが、さらに距離が離れると減衰は小さくなる。本実施形態では、この熱伝達率hの変化率(dh/dR)が一定以下となる位置を表面処理開始位置R´とし、R´よりも外側に表面処理領域31Bを設けている。これにより、表面処理領域31Bにおける熱伝達率を全体的に向上することができ、吹付点を含む非表面処理領域31Aの熱伝達率が局所的に過大となることを防ぐ。なお、熱伝達率の変化率は諸条件によって変化しうるものであるため適宜個別に定めることができるが、一般的には、表面処理開始位置R´は、吹き出し孔41aの直径のおよそ5〜15倍の範囲におさまることがほとんどである。表面処理領域31Bは、表面処理開始位置R´から主翼前縁部22の後方に渡って、非表面処理領域31Aを除く内壁面31全体に施すこともできる。
なお、本実施形態の表面処理領域31Bは、図1(b)に示すように、円形の非表面処理領域31Aが主翼20の翼長方向に沿って間隔を空けて間欠的に設けられるように形成されているが、非表面処理領域31Aの形状はこれに限られない。例えば、非表面処理領域31Bが主翼20の翼長方向に一様に連なるようにして、表面処理領域31Bを設けることもできる。

0020

<抽出エアの流れAF
図示しないエンジンから抽出された抽出エアAFは、抽出エア供給管42を介して抽出エアノズル41に供給され、複数の吹き出し孔41aから高温かつ高速のジェット噴流として主翼前縁部22の先端部22aに向けて吹き出される。抽出エアは、非表面処理領域31Aに吹き付けられ、表面処理領域31B上を拡散しながら主翼前縁部22の後方に向けて流れる。これにより、主翼前縁部22全体が加熱される。なお、主翼前縁部22の後方に流れた抽出エアは、暖気室30から図示しない排出ポートを通して航空機の機外に排出される。

0021

<抽出エアの流れと熱伝達率の関係と本実施形態の効果>
次に、図3を参照しながら、上述した抽出エアの流れと、それに影響を受ける内壁面31における熱伝達率の関係を説明する。なお、図3(a)、図3(b)は表面処理領域31Bを設けた場合を示し、図3(c)、図3(d)は内壁面31に表面処理を施さない場合を示している。図3(e)、図3(f)は、内壁面31全体に表面処理を施した場合を示している。また、図3(b)、(d)、(f)は、抽出エアが吹き付けられた内壁面31の熱伝達率の分布を示している。

0022

図3(c)および図3(d)に示すように、内壁面31に表面処理を施すことなく、吹き出し孔41aから吹き出された抽出エアが内壁面31に直接吹き付けられると、その吹き付けられた部分(吹付点)の熱伝達率が突出して高くなる。そうすると、主翼前縁部22に加熱ムラが生じる恐れがある。
また、図3(e)および図3(f)に示すように、抽出エアが吹き付けられる部分を含めた内壁面31全体に表面処理を施すと、内壁面31全体の熱伝達率が高くなると同時に、抽出エアが吹き付けられた部分の熱伝達率も比例して高くなる。したがって、抽出エアが吹き付けられた部分が局所的な過熱により焼損する恐れがある。
これに対し、図3(a)および図3(b)に示すとおり、抽出エアが吹き付けられる領域(非表面処理領域31A)の周囲に表面処理領域31Bを設けて、表面処理領域31Bのみの熱伝達率を上昇させることにより、内壁面31における熱伝達率を平均化させつつ、全体的に上昇させることができる。これにより、主翼前縁部22の先端部22aと、そこから離れた主翼前縁部22の後方との温度差が小さくなるため、主翼前縁部22全体を均一かつ効率的に加熱することができる。また、非表面処理領域31Aの熱伝達率が局所的に高くなることもないため、非表面処理領域31Aの局所的な過熱による焼損を防ぐことができる。

0023

さらに、内壁面31に表面処理領域31Bを設けるだけで済むため、防氷構造を簡易で軽量なものとすることができる。また、主翼前縁部22の外側に部材を設ける必要もないので、空気抵抗が増えることによる燃費の悪化を招かない。

0024

このような構成により、本実施形態の防氷構造は、簡易な構造に関わらず、主翼前縁部22をより効率的に加熱することができる。その結果、局所的な過熱を防ぎつつ、主翼前縁部22の外側への着氷を確実かつ効率的に防止することができる。

0025

なお、上記では、本発明の航空機における前縁部の防氷構造を航空機の主翼に適用して説明したが、主翼に限らず、尾翼など、他の翼に適用してもよい。また、翼の他にも、エンジンの空気取り入れ口の前縁部など、航空機の前縁であって着氷しやすい場所に適用することもできる。
また、上記では、複数の吹き出し孔41aを備える抽出エアノズル41を例に説明したが、抽出エアを所望する箇所に供給できるものであればよく、例えば、吹き出し孔を一つだけ有するノズルを複数設けてもよい。
これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

0026

20…主翼、21…翼パネル、22…主翼前縁部、22a…先端部、30…暖気室、31…内壁面、32…後壁、40…防氷構造、41…抽出エアノズル、41a…吹き出し孔、42…抽出エア供給ライン、31A…非表面処理領域(第一の領域)、31B…表面処理領域(第二の領域)

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