(57)【要約】  本発明によれば、前縁(１)の面(１Ｅ、１Ｉ)の少なくとも１つの上で、隔壁(３)の前方で、流体の流れ(ＥＦ)を層流(ＥＦＬ)から乱流(ＥＦＴ)に切り替えるように作用が為され、前縁に対する熱交換を増加させ、熱応力を減少させる。【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の空力表面(２)の中空前縁(１)を、この前縁(１)内で循環する除氷熱気の過剰高温という、損傷をもたらす影響に対して保護する方法であって、上記の前縁(１)の後部は、その上面(１Ｅ)と底面(１Ｉ)とを連結する隔壁(３)により閉鎖されており、上記の除氷熱気(ｆ)は航空機の少なくとも１つのエンジン(Ｍ)から導出されるものにおいて、
上記の隔壁(３)の前方、前縁(１)の上記面(ＩＥ、１Ｉ)の少なくとも１つ上で流体の流れ(ＥＦ)を層流(ＥＦＬ)から乱流(ＥＦＴ)に切り替えるための作用が為されることを特徴とする方法。
【請求項２】
上記の作用が上記の前縁(１)の上面(１Ｅ)と底面（１Ｉ）との両方に為されることを特徴とする主翼あるいは尾翼タイプの空力表面(２)に適用される請求項１に記載された方法。
【請求項３】
上記の作用が上記の前縁(１)の上面(１Ｅ)に為されることを特徴とするエンジンのナセル・タイプの空力表面(２)に適用される請求項１に記載された方法。
【請求項４】
上記の作用が上記の前縁(１)の面の少なくとも一部を粗くすることからなることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載された方法。
【請求項５】
上記の作用が、上記の隔壁(３)に少なくともほぼ平行な、上記の前縁(１)の面(１Ｅ、１Ｉ)に粗いバンド(８)を加えることからなることを特徴とする請求項４に記載された方法。
【請求項６】
上記の粗いバンド(８)が研磨剤からなることを特徴とする請求項５に記載された方法。
【請求項７】
−  少なくとも１つのエンジン(Ｍ)と、
−  着氷に敏感で、中空であり、その上面(１Ｅ)と底面(１Ｉ)とを連結する隔壁(３)により後部が閉鎖されている前縁(１)を備えた少なくとも１つの空力表面(２)と、
−  一側部では、エンジン(Ｍ)に、他側では、加圧熱気流を上記の前縁(１)に噴射し、この熱気流が上記の前縁(１)を暖めながらその中を循環する、少なくとも１つの噴射器(５)に結合されている少なくとも１つの加圧熱気供給管(４)とからなり、
上記の前縁(１)の面(１Ｅ、１Ｉ)の少なくとも１つが上記の隔壁(３)の前方で粗くなされ、この面上の流体流を乱流にすることを特徴とする航空機。
【請求項８】
上記の粗い面が、上記の隔壁(３)に少なくともほぼ平行に加えられた粗いバンド(８)を保持することを特徴とする請求項７に記載された航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、主翼、尾翼あるいはエンジンのナセルのような航空機の空力表面の前縁での除氷に関する。
【背景技術】
【０００２】
(氷の形成の防止あるいは既に形成された氷の削除)が必要であれば、航空機のエンジンの少なくとも１つから導出され、加圧熱気循環回路により上記の前縁内に送られる加圧熱気により暖められて除氷されることは既知である。
【０００３】
この目的のため、このような空力表面は、既知の方法では、後部が、その底面と上面とを連結する内部隔壁(あるいは枠)により閉じられている中空前縁からなり、少なくとも１つのオリフィス(開口部)が上記の前縁を外部と連通させるようになされており、少なくとも１つの熱気供給管が、一側では、上記の加圧熱気循環回路に、他側では、加圧熱気流を上記の前縁に噴射する噴射器に結合できるように考えられている。
【０００４】
よって、上記の熱気流は上記の前縁を暖めながらこの中で循環して、上記の連通オリフィスを通って外部に逃げる。
【０００５】
事実、このような既知の除氷システムでは、上記のエンジンから導出される熱気の流量率と温度とは、エンジンの出力を関数として激しく変化し、例えば、航空機が地上で待機しており、エンジンの出力が低いと、導出された熱気の流量率と温度とは、又、低いレベルにあり、他方、航空機が上昇中は、エンジンの出力は高く、導出された熱気の流量率と温度とは、又、高い値を示す。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
さて、このような既知の除氷システムは上記の両極端な場合にも効果的でなくてはならず、このことから、構造上低出力でも効果的であるように設計されているので、上記の前縁は、上記エンジンが高出力だと、破壊しないまでも損傷する。
【０００７】
この問題を解決するため、勿論、前縁の少なくとも一部を作成するのに耐火材を用いるか、あるいはその構造上の補強を考えることもできる。然し、これらは費用のかかる解決策であり、加えて上記の前縁の質量を増す。
【０００８】
本発明の目的は、上記の欠点を簡単で効果的な方法で解消することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
このため、本発明によれば、航空機の空力表面の中空前縁を、この前縁内で循環する除氷熱気の過剰高温という、損傷をもたらす影響に対して保護する方法であって、上記の前縁の後部は、その上面と底面とを連結する隔壁により閉鎖されており、上記の除氷熱気は航空機の少なくとも1つのエンジンから導出されるものにおいて、上記の隔壁の前方、前縁の上記面の少なくとも１つ上で流体の流れを層流から乱流に切り替えるための作用が為されることを特徴とする。
【００１０】
本発明は、出願人が気付いた以下の２つの発見の結果である。
−  前縁内で過熱点が現れる場合、これらは上記の内部隔壁と上記の前縁の面との結合点の近くであり、
−  そのような結合点の近くでは、前縁の面上の流体の流れは層流である。
【発明の効果】
【００１１】
よって、上記の隔壁の前方の(即ち、この流体の流れを考えた場合上流の)流体の流れに対し、この流体の流れを層流から乱流に切り替えるための作用をなすことにより、上記の過熱点の前方、そのレベルでの上記の前縁と上記の流体の流れとの間の熱交換係数が非常に高くなり、これにより過剰な高温に敏感な位置で上記の前縁を冷却し、保護することができる。
【００１２】
航空機の離陸段階では、上記の前縁での流体の流れは、航空機の速度が速くなればなるほど、顕著になり、上記の前縁の冷却の効果は速度と共に、よって上記のエンジンの出力と共に増加する。他方、前縁に流体の流れが無い場合(航空機が地上で静止している場合)あるいはこの流体の流れが弱い場合、本発明の実施はニュートラルであり、これらの条件に対し除氷は最適である。
【００１３】
上記の空力表面が主翼あるいは尾翼である場合、上記の前縁の上面と底面の両方で本発明を実施するのが一般的に望ましい。
【００１４】
他方、上記の空力表面がエンジンのナセルである場合、底面の熱応力は(上面)より弱いので、一般には前縁の上面でのみ本発明を実施するだけで十分である。
【００１５】
本発明の特に簡単で望ましい実施では、前縁の面は少なくとも部分的に粗くなされている。この作用は、上記の面をショット・ブラスト(あるいはその他のいずれかの類似の処理)によりなされ得る。
【００１６】
然し、上記の隔壁に少なくともほぼ平行な、前縁の面に、例えば研磨タイプの粗いバンドを加えることにより上記の作用を行なうことが好ましい。このような粗いバンドは、リベット、溶接、接着剤による接着等により簡単に取り付けられる。更に、そのようなバンドの使用により、前縁上でその位置が微調整できるという利点を呈する。更にまた、そのようなバンドは前縁の作製工程に何等の衝撃も与えないし、それを作製するのにどんな特定の性質の材料あるいは構造上の補強も必要としない。
【００１７】
本発明は、また、
−  少なくとも１つのエンジンと、
−  着氷に敏感で、中空であり、その上面と底面とを連結する隔壁により後部が閉鎖されている前縁を備えた少なくとも１つの空力表面と、
−  一側部では、エンジンに、他側では、加圧熱気流を上記の前縁に噴射し、この熱気流が上記の前縁を暖めながらその中を循環する、少なくとも１つの噴射器に結合されている少なくとも１つの加圧熱気供給管とからなり、
上記の前縁の面の少なくとも１つが上記の隔壁の前方で粗くなって、上記面上の流体流を乱流にすることを特徴とする航空機に関する。
【００１８】
上記の面の粗さが、この面が、上記の隔壁に対し少なくともほぼ平行に加えられた粗いバンドを保持することから生じるのが好ましい。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
添付図面の図により本発明がどのように実施されるかが明らかになる。これらの図中同一符号は同一要素を示す。
【００２０】
図１および２の略例では、航空機(図示略)の空力表面２の前縁１が示されている。この空力表面２は、例えば、上記の航空機のエンジンＭ(図示略)のナセルである。
【００２１】
上記の前縁１は中空で、後部が、その上面１Ｅとその底面１Ｉとを連結する隔壁３により閉鎖されている。
【００２２】
上記の空力表面２の内側には、加圧熱気供給管４が描かれ、一側では、上記のエンジンＭに結合されて、このエンジンＭから上記の熱気が導出される(矢印Ｆ参照)。他側では、上記の供給管４は、隔壁３を横断して噴射器５に結合され、この噴射器５は加圧熱気流を上記の前縁１(矢印ｆ参照)に噴射する。上記の熱気流は上記の前縁１を暖めてその上面１Ｅおよび／または底面１Ｉ上の氷形成を除去しながらその中で循環し、そして１つ以上のオリフィス(図示略)を通って大気中に抜けていく。
【００２３】
エンジンＭの出力が高ければ、熱気流Ｆとｆとの流量率と温度とはかなりなもので、過熱点６および／または７が、一方では、隔壁３、他方では、前縁１の上面１Ｅおよび／または底面１Ｉとの間の結合点で現れる。
【００２４】
図１と２に示されている例では、底面１Ｉのレベルでの過熱点７は前縁１に如何なる損傷を与える作用も為さないが、逆に、上面１Ｅでの過熱点６は上記の前縁１を損傷し、破壊さえする。
【００２５】
また、本発明によれば、上記の上面ＩＥ上、隔壁３の前方でこれに平行な、粗い材料のバンド８が取り付けられている。この粗いバンド８は、接着剤による接着、リベット、溶接等のような既知の手段により上面１Ｅに固定され、例えば、カーボランダム(炭化ケイ素)に基づく既知の工業用研磨剤のタイプのものでよい。
【００２６】
上面１Ｅにバンド８があることにより、この上の流体の流れＥＦは(バンド８の前方の)層流ＥＦＬから(バンド８から上方の)乱流ＥＦＴに切り換る。よって、過熱点６のレベルでは、上面１Ｅと外側の環境との間で好ましい熱対流状態が生じ、過剰な高温に対し上面１Ｅを保護できる。
【００２７】
バンド８の幅ｌと、隔壁３からのこのバンド８の距離Ｄと、上記の粗いバンド８の粒度分析とは、このバンドの流体の流れＥＦに対する作用の微調整を可能にするパラメータである。
【００２８】
過熱点７が前縁１の完成度に危険であれば、底面１Ｉに上面１Ｅに加えたバンド８に類似の粗いバンドを取り付けることができることも分る。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明により改良された前縁の図２の線I−Iに沿う概略断面図である。
【図２】図１に示す前縁の平面図である
【符号の説明】
【００３０】
１…空力表面の中空前縁(１Ｅ…その上面、１Ｉ…その底面)、２…航空機の空力表面、３…隔壁、４…加圧熱気供給管、５…噴射器、８…粗いバンド、ｆ…除氷熱気、Ｍ…エンジン、ＥＦ…流体の流れ(ＥＦＬ…層流、ＥＦＴ…乱流)。
【図１】
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【図２】
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【国際調査報告】
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2009523637.tif 000006
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