(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機の主翼及びエンジンの防除氷システムを航空機電子冷却システムに組み合わせる方法と装置を提供する。【解決手段】容器２０８に連結され且つ第１の導管２１２を備えた電子冷却システム２１０、及び電子冷却システム２１０に連通する第２の導管２３２を備える。電子冷却システム２１０は、容器２０８から電子機器２２２（例えば、モータコントローラ）に熱接触２２０した第１の導管２１２を通して冷却剤２１８を分配する。それによって、電子機器２２２から冷却剤２１８へ熱２２４が伝達される（それによって、電子機器２２２を冷却する）。更に、容器２０８及び第２の導管２３２と動作可能に連結／接続２１６されたポンプ２１４が、冷却剤２１８を空気力学的表面２０６上へ押し流し、それによって、冷却剤２１８（例えば、防除氷流体）が、空気力学的表面２０６上での氷の形成を低減させ又は妨げる。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（２０２）の空気力学的表面（２０６）のための防除氷システム（２００）であって、
容器（２０８）と、
前記容器（２０８）に連結され且つ第１の導管（２１２）を備えた電子冷却システム（２１０）とを備え、
前記電子冷却システム（２１０）が、前記容器（２０８）から電子機器（２２２）に熱接触（２２０）した前記第１の導管（２１２）を通して冷却剤（２１８）を分配し、
前記電子機器（２２２）から前記冷却剤（２１８）へ熱（２２４）が伝達され、
前記防除氷システム（２００）が、更に、
前記容器（２０８）と動作可能に連結（２１６）されたポンプ（２１４）と、
前記ポンプ（２１４）に連通した第２の導管（２３２）であって、前記航空機（２０２）の外側上に位置付けられた前記空気力学的表面（２０６）に配置されたアウトレット（２３２ａ）を含む、第２の導管（２３２）とを備え、
前記ポンプ（２１４）が、前記空気力学的表面（２０６）上へ前記冷却剤（２１８）を押し流し、前記冷却剤（２１８）が、前記空気力学的表面（２０６）上での氷の形成（２０４）を低減させ又は妨げる、防除氷システム（２００）。
【請求項２】
前記アウトレット（２３２ａ）を含む、前記空気力学的表面（２０６）上の浸透性パネル（２３８）を更に備え、前記冷却剤（２１８）が、前記浸透性パネル（２３８）から前記空気力学的表面（２０６）上へ漏れ出す、請求項１に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項３】
前記浸透性パネル（２３８）が、スラット、主翼（２３４）、プロペラ（５００）、操縦席の窓（３０８）、又はエンジンインレット（２３６）に取り付けられている、請求項２に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項４】
前記冷却剤（２１８）が、前記空気力学的表面（２０６）上で水と混ざり、前記水の氷点を降下させる、請求項１から３のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項５】
前記水が、過冷却された液体の滴を含む、請求項４に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項６】
前記水が、FAR24付録Ｃ又はFAR24付録Ｏで規定されている凍結エンベロープ内で遭遇した水を含む、請求項４又は５に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項７】
前記冷却剤（２１８）が、プロピレングリコールと希釈剤を含む防除氷流体を含む、請求項１から６のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項８】
前記第１の導管（２１２）を前記電子機器（２２２）の下流（３１８）の前記第２の導管（２３２）に連結するコネクタ（３１０）を更に備え、前記空気力学的表面（２０６）に押し流された前記冷却剤（２１８）が、前記電子機器（２２２）から伝達される前記熱（２２４）の少なくとも一部分を含む、請求項１から７のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項９】
前記第１の導管（２１２）と前記第２の導管（２３２）が、フレキシブルホース又はプラスチックチューブを含む、請求項１から８のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項１０】
前記冷却剤（２１８）を保存している複数の前記容器（２０８）を更に備え、前記容器（２０８）の少なくとも１つが、少なくとも２０ガロンの冷却剤（２１８）容量を有する、請求項１から９のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項１１】
前記容器（２０８）に連結された流体液面レベルセンサ（３１２）を更に含み、前記流体液面レベルセンサ（３１２）が、前記容器（２０８）内の前記冷却剤（２１８）の液面レベルを測定し、前記冷却剤（２１８）の前記液面レベルが閾値液面レベルを下回ったときに警報を送信する、請求項１から１０のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項１２】
地上保守装備（３１６）への連結のためのサービスポート（３１４）を更に備え、前記容器（２０８）内の冷却剤（２１８）が前記サービスポート（３１４）を通して再び満たされる、請求項１から１１のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項１３】
前記電子機器（２２２）が、モータコントローラ（２２８ｂ）を含む、請求項１から１２のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）。
【請求項１４】
請求項１から１３のいずれか一項に記載の防除氷システム（２００）を備えた航空機（２０２）。
【請求項１５】
航空機（２０２）を作動させる方法であって、
防除氷システム（２００）を備えた前記航空機（２０２）を提供することを含み、前記防除氷システム（２００）が、
容器（２０８）と、
前記容器（２０８）に連結され且つ第１の導管（２１２）を備えた電子冷却システム（２１０）とを備え、
前記電子冷却システム（２１０）が、前記容器（２０８）から電子機器（２２２）に熱接触（２２０）した前記第１の導管（２１２）を通して冷却剤（２１８）を分配し、
前記電子機器（２２２）から前記冷却剤（２１８）へ熱（２２４）が伝達され、
前記防除氷システム（２００）が、更に、
前記容器（２０８）と動作可能に連結（２１６）されたポンプ（２１４）と、
前記ポンプ（２１４）に連通した第２の導管（２３２）であって、前記航空機（２０２）の外側上に位置付けられた空気力学的表面（２０６）に配置されたアウトレット（２３２ａ）を含む、第２の導管（２３２）とを備え、
前記ポンプ（２１４）が、前記空気力学的表面（２０６）上へ前記冷却剤（２１８）を押し流し、前記冷却剤（２１８）が、前記空気力学的表面（２０６）上での氷の形成（２０４）を低減させ又は妨げ、
前記方法が、更に、
前記防除氷システム（２００）を有さないそれ以外は同一の航空機（２０２）と比較して、凍結状況下において前記航空機（２０２）のためのより高い推力を可能にする指示命令を提供すること、及び
前記航空機（２０２）が駐機している間の前記防除氷システム（２００）の動作を可能にする指示命令を提供することを含む、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、新規な防除氷及び／又は電子冷却システムを説明する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の空気力学的表面上での氷の積み重ねは、問題であり得る。例えば、主翼及び／又はエンジンナセルの前縁上に氷が積み重なり得る。更に、氷は空気力学的表面上の意図された気流を邪魔し、空気力学的表面によって生成される揚力の損失をもたらし得る。現代の翼型と現代の認可要件を考慮した設計の組み合わせはより低い氷耐性をもたらし、それは、現代の航空機が、幾つかの従来の防氷技術が提供できるよりも高い防氷能力を有することを必要とすることを意味する。しかし、既存の防氷技術は、複雑であり且つ／又は高価である。
【０００３】
民間航空機は、主翼前縁、フロントガラス、及びプロペラを防氷するために流体防除氷システムを利用する。概して、搭載型の防氷又は除氷能力を有する航空機は、抽気システム、Tecalemit-Kilfrost-Sheepbridge（TKS）システム即ち氷点降下（FPD）システム、空気圧／機械式ブーツ、及び電気式主翼防除氷システム（WIPS）、から選択されたシステムを使用する。
【０００４】
図１は、エンジンインレット１０２上の従来のエンジン抽気除氷システム１００を示している。ノズル１０６は、エンジンインレット１０２の内部の周りでエンジン抽気１０８を渦巻くように流し、それによって、エンジン抽気によって供給された熱が、エンジンインレット１０２上の氷を溶かす。しかし、抽気システムは、幾つかの制限を有する。第１に、インレット構造は、内部に高い温度と圧力を受け入れなければならない。それらは、様々な故障モードと効率の良さを考慮した上での深刻な問題を生ずる。この熱管理は、余剰なワイヤー束、保護するもの、及び空間を必要とする。第２に、抽気の流れの抽出がこの条件でのエンジンの能力を超えないように、エンジン防氷（EAI）システムが動作しているときにエンジンのアイドル設定が高められなければならない。第３に、EAIが起動しているときに出力設定が高められなければならないので、EAIシステムが動作しているときに利用可能な最大推力は低減される。最後に、EAIシステムが動作しているときに、燃料消費率（SFC）も増加する。これは、ほとんどのミッションのためのブロック燃料の使用に対してほんのわずかな影響をもたらすが、双発機延長運航性能基準（ETOPS）との適合性を考慮する上での一環として、エンジンアウト条件への効果が解析されるときに、重要な問題となる。究極的には、EAIによるSFCの増加が、必要とされる燃料の保存量を高め、全てのミッションのための離陸重量に影響を与える。大きなファン直径及びより小さいコアを有する超高バイパス比（UHB）エンジンに対して、これらの問題は拡大される。実際、EAIシステムによる利用可能な最大推力の低減は、究極的にはUHBエンジンのコアサイズに影響を与え、重量及びSFCのペナルティーをもたらし得る。
【０００５】
WIPSシステムでは、電動ヒータスラットが主翼前縁上に位置決めされ、それによって、ヒーターマットが前縁上の氷を溶かし得る。しかし、そのようなシステムは、電力を大量消費し、その電力を供給するために高い電流及び電圧のワイヤーを使用する。WIPSシステムは、高価であり、保守に時間がかかり、重く、且つ電磁両立性（EMC）及び電磁干渉（EMI）防止を必要とする。更に、ヒータスラットのための電力はエンジンによって生成されることが必要であり、且つ、航空機の構造に損傷を与えないように熱管理が行われることを必要とする。したがって、燃料消費は、増加した重量及びWIPSの電力要件によって悪影響を受ける。
【０００６】
そこで、燃料と動作の効率を高めることを可能にする防除氷システムが必要とされる。本開示は、この必要性を満たす。
【発明の概要】
【０００７】
航空機２０２の空気力学的表面２０６のための防除氷システム２００が、本明細書で説明される。該システムは、容器２０８、容器２０８に連結され且つ第１の導管２１２を備えた電子冷却システム２１０、及び電子冷却システム２１０に連通する第２の導管２３２を備える。電子冷却システム２１０は、容器２０８から電子機器２２２（例えば、モータコントローラ）に熱接触２２０した第１の導管２１２を通して冷却剤２１８を分配する。それによって、電子機器２２２から冷却剤２１８へ熱２２４が伝達される（それによって、電子機器２２２を冷却する）。更に、容器２０８及び第２の導管２３２と動作可能に連結／接続２１６されたポンプ２１４が、冷却剤２１８を空気力学的表面２０６上へ押し流し、それによって、冷却剤２１８（例えば、防除氷流体）が、空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を低減させ又は妨げる。
【０００８】
１以上の実施例では、空気力学的表面２０６上の浸透性パネル２３８がアウトレット２３２ａを含み、冷却剤２１８が浸透性パネル２３８から空気力学的表面２０６上へ漏れ出す。浸透性パネル２３８のための位置は、スラット上、テール上、主翼２３４上、プロペラ５００上、操縦席の窓３０８上、又はエンジンインレット２３６上を含むが、それらに限定されるものではない。
【０００９】
様々な実施例では、冷却剤２１８（例えば、希釈剤と組み合わされたプロピレングリコール）が、空気力学的表面２０６上で水と混ざり、水（例えば、FAR25付録Ｃ又はFAR25付録Ｏで規定されている凍結エンベロープ内で遭遇した過冷却された液体の滴又は水）の氷点を降下させる。
【００１０】
コネクタ３１０が、第１の導管２１２を第２の導管２３２に連結する。一実施例では、コネクタ３１０が、第１の導管２１２を電子機器２２２の下流３１８の第２の導管２３２に連結する。それによって、空気力学的表面２０６に押し流された冷却剤２１８は、電子機器２２２から伝達される熱２２４の少なくとも一部分を含む。
【００１１】
１以上の実施形態では、第１の導管２１２と第２の導管２３２が、フレキシブルホース又はプラスチックチューブを含む。
【００１２】
防除氷システム２００は、容器２０８に連結された流体液面レベルセンサ３１２を更に含み得る。流体液面レベルセンサ３１２は、容器２０８内の冷却剤２１８の液面レベルを測定し、冷却剤２１８の液面レベルが閾値液面レベルの下に落ちたときに警報を送信する。容器２０８内の冷却剤２１８は、地上保守装備３１６に連結されたサービスポート３１４を通して再び満たされ得る。
【００１３】
容器の容量は、電子冷却システムと防除氷のために冷却剤を提供するように適合されている。例えば、複数の容器２０８が、冷却剤２１８を保存するために使用され、且つ／又は、容器２０８の少なくとも１つが、少なくとも２０ガロンの冷却剤２１８の容量を有し得る。
【００１４】
本開示は、航空機２０２を製造し、修理し、又は保守する方法を更に説明する。該方法は、航空機２０２上で電子機器２２２を冷却するための冷却剤２１８を分配する電子冷却装置２１０を取り付けること、航空機２０２上で防除氷装置２４２を取り付けること、及び防除氷装置を電子冷却装置２１０に連結することを含む。防除氷装置は、電子冷却装置２１０から冷却剤２１８を受け入れ、航空機２０２の外側の空気力学的表面２０６上に冷却剤２１８を分配し、冷却剤２１８は、空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を低減させ除去する。該方法は、第１の導管２１２を容器２０８に連結すること、及び、航空機２０２上で第１の導管２１２を電子機器２２２と熱的に接触させることを含み、それによって、冷却剤２１８が、容器２０８から電子機器２２２に熱接触２２０した第１の導管２１２を通って流れるときに、熱２２４が電子機器２２２から消散する。該方法は、コネクタ３１０を使用して第１の導管２１２又は容器２０８に第２の導管２３２を連結することを更に含み、それによって、コネクタ３１０は、冷却剤２１８の少なくとも一部分を、航空機２０２上の空気力学的表面２０６上のアウトレット２３２ａに迂回させる。様々な実施例では、コネクタ３１０が、電子機器２２２の下流３１８の第１の導管２１２上に位置決めされ、それによって、空気力学的表面２０６上の冷却剤２１８が、熱２２４の少なくとも一部分を含む。
【００１５】
様々な実施例では、該方法が、容器２０８に連結されたサービスポート３１４を通して容器２０８内に冷却剤２１８を再び満たすこと、防除氷システム２００を有さないそれ以外は同一の航空機２０２上の発電機と比較して、より低い電気出力を有する発電機を取り付けること、及び、防除氷システム２００を有さないそれ以外は同一の航空機２０２上のターボファンエンジン４００と比較して、より少ない燃料消費を有するターボファンエンジン４００を取り付けることを更に含む。
【００１６】
本開示は、航空機２０２を作動させる方法を更に説明する。該方法は、本明細書で説明される防除氷システム２００を有する航空機２０２を提供すること、防除氷システム２００を有さないそれ以外は同一の航空機２０２と比較して、凍結状況下において航空機２０２のためのより高い推力を可能にする指示命令を提供すること、及び航空機２０２が駐機している間の防除氷システム２００の動作を可能にする指示命令を提供することを含む。
【００１７】
次に、類似の参照番号が全体を通じて対応する部分を表す、図面を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】エンジンインレット１０２上の従来のエンジン抽気除氷システム１００を示す。
【図２】１以上の実施形態による防除氷システムを示す。
【図３】１以上の実施形態による、操縦席の窓に冷却剤を分配する防除氷システムを示す。
【図４】１以上の実施形態による、エンジンインレット上の浸透性パネルを示す。
【図５】１以上の実施形態による、プロペラ上の浸透性パネルを示す。
【図６】１以上の実施形態による、防除氷システムを製作する方法を示すフローチャートである。
【図７】１以上の実施形態による、航空機を製作し、修理し、又は保守する方法を示すフローチャートである。
【図８】１以上の実施形態による、航空機を作動させる方法を示すフローチャートである。
【図９】本明細書で説明される製造プロセスを制御するための例示的なコンピュータハードウェア環境である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
以下の説明において、添付図面を参照するが、添付図面は、本明細書の一部を形成するものであり、幾つかの実施形態の例示として示される。他の実施形態も利用可能であり、本開示の範囲を逸脱することなく、構造的な変更を加え得ることが理解される。      
【００２０】
技術的な説明
システムの実施例
図２は、航空機２０２の１以上の空気力学的表面／翼型２０６上での氷の積み重ね２０４を妨げる又は抑制するための航空機２０２上の防除氷システム２００を示している。防除氷システム２００は、１以上の容器２０８、及び電子冷却システム２１０と組み合された防除氷分配システムを備える。
【００２１】
電子冷却システム２１０は、１以上の容器２０８に連結された１以上の第１の導管２１２（例えば、配管システム）、及び１以上の容器２０８と動作可能に連結２１６された１以上のポンプ２１４を含む。電子冷却システム２１０は、１以上の容器２０８から電子機器２２２に熱接触２２０した１以上の第１の導管２１２を通して冷却剤２１８を分配する。それによって、電子機器２２２から冷却剤２１８へ熱２２４が伝達される。様々な実施例では、電子冷却システム２１０が、主要な電子冷却システム（PECS）であり、PECSは、２つのポンプ２１４（例えば、分当たり３６ガロンのポンプ）と（航空機の車輪格納部２２６内に配置された）容器２０８を備える。
【００２２】
図２は、電子機器２２２が、第１の空調ユニット又は熱交換器２２８ａ、航空機の電気システムに電力を供給する直流DCモータ、及び航空機２０２の後部の第２のバックアップ熱交換器を含むことを示している。１以上の実施例では、熱交換器２２８ａが、４つのコンプレッサ及び４つのモータ、モータを制御するモータコントローラ２２８ｂ、扇風機、及びラジエータを含む。電子機器２２２は、熱負荷２２８ｃ及び２２８ｄも含み得る。
【００２３】
防除氷システム２００は、１以上のポンプ２１４及び／又は第１の導管２１２及び／又は１以上の容器２０８に連通した、１以上の第２の導管２３２、又は導管若しくは分配管のシステムを更に備える。ポンプ２１４のうちの１以上は、１以上の第２の導管２３２を通して、航空機の（１以上の）主翼２３４及び（１以上の）エンジンインレット２３６上に位置付けられた１以上の空気力学的表面２０６上に配置された１以上のアウトレット２３２ａへ、液体冷却剤２１８を押し流す。様々な実施例では、（１以上の第２の導管２３２に連結され且つアウトレット２３２ａのうちの１以上を含む）１以上の浸透性パネル２３８が、１以上の空気力学的表面２０６上に配置されている。それによって、１以上の浸透性パネル２３８から１以上の空気力学的表面２０６上に、冷却剤２１８が流れ、漏れ出し、又は染み出す。油圧式漏れ隔離デバイス２４０も、図２で示されている。
【００２４】
図３は、（SLD遭遇のための）防除氷窓流体２１８を提供する航空機２０２上の操縦席の窓３０８の空気力学的表面３０６上の浸透性パネル３０４に第２の導管３０２が連結されているシステム３００の実施例を示している。
【００２５】
容器２０８内の冷却剤２１８液面レベルを測定するために、流体液面レベルセンサ３１２が使用されている。１以上のコネクタ（例えば、ティー）３１０が、１以上の第１の導管２１２を１以上の第２の導管２３２、３０２に連結する。様々な実施例では、コネクタ３１０が電子機器２２２の下流３１８にあり、それによって、（１以上の）空気力学的表面２０６、３０６に押し流された冷却剤２１８が、電子機器から２２２から冷却剤２１８に伝達される熱２２４の少なくとも一部分を含む。
【００２６】
エンジンインレット上の浸透性パネルの更なる実施例
図４は、ガスタービンエンジン４００上で様々な態様による防除氷システム２００を使用することを示している。ガスタービンエンジンは、パイロン４０４上に取り付けられたナセル４０２を含む。例えば、パイロン４０４は、ナセル４０２を航空機の主翼又は胴体に連結することができる。ナセル４０２は、前縁又はリップスキン４０６を含む。前縁又はリップスキン４０６は、そこを通って防除氷流体を含む冷却剤が染み出し得るところの、複数のオリフィス又はアウトレット４１０を含む、浸透性パネル２３８を含む。オリフィス４１０から染み出した防除氷流体は、ナセル４０２の内向きに面した下流表面４０８に向けて矢印Ｉの方向へ移動するか、又はナセル４０２の外向きに面した下流表面４１１に向けて矢印Ｊの方向へ移動することができる。ナセル４０２の内向きに面した下流表面４０８は、開孔４１２を含む。開孔４１２は、連続的な開孔として又は間隔が空けられた一連の開孔として配置され得る。開孔４１２に向けて移動する防除氷流体は、矢印Ｋの方向に開孔４１２の中へ引き込まれ、防除氷流体によって運ばれる水が、矢印Ｍの方向にエンジン４００の中へ連なる可能性が高い。ナセル４０２の外向きに面した下流表面４１１は、開孔４１４を含む。開孔４１４は、連続的な開孔として又は間隔が空けられた一連の開孔として配置され得る。開孔４１４に向けて移動する防除氷流体は、矢印Ｌの方向に開孔４１４の中へ引き込まれ、防除氷流体によって運ばれる水が、矢印Ｎの方向へ後ろに連なる可能性が高い。
【００２７】
ガスタービンエンジン４００のためのスピナー４２０も、浸透性パネルを含み得る。防除氷流体をスピナー上へ染み出させるための一連のオリフィス４２６が、スピナー４２０の第１の領域４２２（例えば、上流領域）上に配置され得る。開孔４２８が、スピナー４２０の第２の領域４２４（例えば、下流の領域）上に配置され得る。開孔４２８は、連続的な開孔として又は間隔が空けられた一連の開孔として配置され得る。オリフィス４２６から開孔４２８へ向けて（矢印Ｏの方向に）移動する防除氷流体は、矢印Ｐの方向に開孔４２８の中へ引き込まれ、防除氷流体によって運ばれる水が、矢印Ｑの方向にエンジン４００の中へ連なる可能性が高い。
【００２８】
１以上の実施例では、防除氷システム２００と共に使用されるエンジン４００が、より小さくより効率的であり、それによって、より効率的でより軽量の航空機を可能にする。防除氷システム２００の１以上の実施例は、防氷抽気の流れが低減され又は消去されるので、非常に高いパイパス比で小さいコアを有するエンジン４００の使用を可能にする。
【００２９】
プロペラ又はジェットエンジンのファン上の浸透性パネルの実施例
図５は、航空機のプロペラ５００に組み合わされる様々な態様による防除氷システム２００を示している。プロペラは、スピナー５０２から延在する４つのプロペラブレード５０４を含む。一連のオリフィス５１０は、スピナー５０２の第１の領域５０６（例えば、上流領域）上に配置され得る。図４で示されている開孔４１２又は開孔４２８に類似する、開孔５１２が、スピナー５０２の第２の領域５０８（例えば、下流領域）上に配置され得る。開孔５１２は、連続的な開孔として又は間隔が空けられた一連の開孔として配置され得る。オリフィス５１０から開孔５１２へ向けて（矢印Ｒの方向に）移動する防除氷流体は、矢印Ｓの方向に開孔５１２の中へ引き込まれ、防除氷流体によって運ばれる水が、矢印Ｔの方向にブレード５０４へ向かって連なる可能性が高い。
【００３０】
様々な実施例では、ギア式ターボファンエンジン４００が、非常に速くは回転しないファンを有する。あるポイントにおいて、ファンは、氷がブレードのハブの近くで形成され且つハブから氷を除去するために防氷システムが使用され得るのに十分なほど遅く回転し得る。
【００３１】
工程ステップ
製作
図６は、防除氷装置（例えば、流体防除氷システム（FIPS））を製作する方法を示すフローチャートである。
【００３２】
ブロック６００は、電子冷却装置２１０を取得する又は組み立てることを表している。１以上の実施形態では、電子冷却装置２１０が、冷却剤を保存した容器２０８又はタンク、及び容器２０８に連結された第１の導管２１２を備え、冷却剤が、容器２０８から電子機器２２２に熱接触２２０した第１の導管２１２を通って流れるときに、熱２２４が電子機器２２２から消散する。容器２０８は、防除氷装置と共に使用されない従来の電子冷却システムの容器／タンクと比較して、増加した容量（例えば、少なくとも２０ガロン）を有する。
【００３３】
電子冷却システム２１０によって冷却される例示的な電子機器／電気システムは、航空機２０２上の空調システム又は液冷式の調理室に電力を供給するモータを含むが、それらに限定されるものではない。
【００３４】
ブロック６０２は、航空機２０２の外側に位置付けられた１以上の空気力学的表面２０６上に配置され得る１以上のアウトレット２３２ａを含む１以上の第２の導管２３２を備えた防除氷分配システム２４２を取得する又は組み立てることを表している。様々な実施例では、分配システム２４２が、１以上の第２の導管２３２に連結され且つアウトレット２３２ａのうちの１以上を含む、１以上の浸透性パネル２３８を更に備え、それによって、１以上の浸透性パネル２３８から１以上の空気力学的表面２０６上に、冷却剤２１８が流れ、染み出し、又は漏れ出す。空気力学的表面２０６のための例示的な位置は、航空機２０２上のスラット、プロペラ５００、操縦席の窓、又はエンジンインレット上を含むが、それらに限定されるものではない。
【００３５】
様々な実施例では、第１及び第２の導管２１２、２３２が、フレキシブルホース、プラスチック若しくはナイロンの配管、又はダクティングを含む。様々な実施例では、液体冷却剤２１８が、ナイロンの配管の枝分かれシステムを備えた第２の導管２３２を通して、タンク２０８から浸透性パネル２３８へ押し流される。
【００３６】
ブロック６０４は、（例えば、コネクタ３１０を使用して）防除氷分配システム２４２を電子冷却装置２１０に連結することを表しており、それによって、防除氷分配システム２４２は、電子冷却装置２１０から冷却剤２１８を受け入れ、浸透性パネル２３８を通して航空機２０２の空気力学的表面２０６上に冷却剤２１８を分配する。
【００３７】
ブロック６０６は、容器のうちの１以上内の冷却剤の液面レベルを測定する冷却剤流体モニタリング／液面レベルセンサ３１２を連結することを表している。
【００３８】
ブロック６０８は、容器２０８にサービスポート３１４を連結することを表しており、容器２０８内の冷却剤２１８は、サービスポート３１４が地上保守装備３１６に対する連結３５０と連結されたときに、サービスポート３１４を通して再び満たされる。
【００３９】
ブロック６１０は、最終結果、すなわち、電子機器２２２を冷却するための冷却剤２１８を分配する電子冷却装置２１０を含む防除氷システム２００、及び電子冷却装置２１０に連結された防除氷装置２４２を示している。ここで、防除氷装置は、電子冷却装置２１０から冷却剤２１８を受け入れ、航空機２０２の空気力学的表面２０６上に冷却剤２１８を分配する。冷却剤２１８は、空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を低減させ除去する。
【００４０】
１以上の実施形態では、１以上のコネクタ３１０が、１以上の第２の導管２３２を電子機器２２２の下流３１８の電子冷却装置２１０に連結し、それによって、空気力学的表面２０６に分配される防除氷流体２１８は、熱２２４の少なくとも一部分を含み、空気力学的表面２０６上での氷の積み重ね２０４を低減させ又は妨げる。熱２２４は、冷却剤２１８の粘度を低減させ（広がりを増加させ）る助けとなり、それによって、防除氷流体としてのその性能を改良する。
【００４１】
例示的なポンプは、直流（DC）モータ駆動ポンプを含むが、それに限定されるものではない。一実施例では、ポンプ２１４が、加圧されていない容器２０８から流体を抽出し、少なくとも近似的に１００psiaまで圧力を高める。
【００４２】
１以上の実施形態では、冷却剤が、非限定的に、プロピレングリコール及び希釈剤などの凍結防止用のグリコール系の流体を含む、氷点降下剤を含む防除氷流体（例えば、水）である。希釈剤は、防除氷装置に連結されていない電子冷却システム２１０内の冷却剤と比較して、冷却剤の粘度を低減させる。それによって、冷却剤は、少なくとも２つの機能、すなわち、（１）電子機器２２２に熱接触２２０した電子冷却装置２１０の一部分を通って冷却剤２１８が流れるときに、電子機器２２２から熱２２４を消散させること、及び（２）冷却剤２１８が空気力学的表面２０６上で水滴と混ざり、水滴が凍結しないように水滴の氷点を下げること、を実行する。グリコール系の流体と水滴との混合物は、その後、航空機２０２から共に流れ落ちる。
【００４３】
防除氷システムは、輸送体の空気力学的表面（例えば、列車の操縦席の窓若しくは翼型の前縁、エンジンのナセル、及び／又はプロペラ若しくはファンのためのスピナー）上での氷の積み重ねを低減させるように、航空機２０２又は高速列車などの輸送体上に取り付けられ得る。
【００４４】
航空機の製作、修理、及び保守
図７は、非限定的に民間及び軍事航空機を含む、航空機２０２を製造し、修理し、又は保守する方法を示している。防除氷システム２００は、１００名を超える乗客を運び且つ（例えば、大きな液冷式の調理室システムを含む）沢山の電気システムを有する、大きな航空機上で特に価値が高い。
【００４５】
ブロック７００は、航空機２０２上で電子機器２２２を冷却するための冷却剤を分配する電子冷却装置２１０を任意選択的に取り付けることを表している。電子冷却装置２１０は、容器２０８と第１の導管２１２を備え、ステップは、第１の導管２１２を容器２０８に連結すること、及び、第１の導管２１２を航空機２０２上の電子機器２２２と熱的に接触させることを含み、それによって、冷却剤２１８が、容器２０８から電子機器２２２に熱接触２２０した第１の導管２１２を通って流れるときに、熱２２４が電子機器２２２から冷却剤の中へ消散する。
【００４６】
ブロック７０２は、航空機２０２上で防除氷装置２４２を任意選択的に取り付けること、及び、防除氷装置を電子器冷却装置２１０に任意選択的に連結することを表しており、それによって、防除氷装置は、電子冷却装置２１０から冷却剤２１８を受け入れ、航空機２０２の外側表面上の空気力学的表面２０６上に冷却剤２１８を分配する。冷却剤２１８は、空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を低減させ、除去し／妨げる。防除氷装置２４２は、第２の導管２３２を更に備え、ステップは、コネクタ３１０を使用して第２の導管２３２を第１の導管２１２又は容器２０８に連結することを含み、それによって、コネクタ３１０が、航空機２０２上の空気力学的表面２０６上のアウトレット２３２ａ／浸透性パネル又は薄膜２３８に冷却剤２１８を分配する１以上の第２の導管２３２に、冷却剤２１８の少なくとも一部分を迂回させる。
【００４７】
１以上の実施例では、ステップが、コネクタ３１０を電子機器２２２の下流３１８の第１の導管２１２上に位置決めすることを含み、それによって、冷却剤２１８が空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を妨げる又は抑制するときに、空気力学的表面２０６上の冷却剤２１８が、電子機器２２２から消散する熱２２４の少なくとも一部分を含む。
【００４８】
１以上の実施例では、ステップが、浸透性パネル２３８を空気力学的表面２０６上（例えば、チタニウムのシート／パネルの間）に位置決めすることを含む。その場合、第２の導管２３２に連結された浸透性パネル／薄膜２３８は、第２の導管２３２から冷却剤２１８を受け入れ、冷却剤２１８は、氷の積み重ね２０４を妨げ又は抑制するように、浸透性パネル２３８からテール又は主翼上の空気力学的表面２０６上へ流れる。
【００４９】
防除氷システム２４２／２００は、航空機２０２上に取り付けられ、製作又は修理の間、例えば、航空機２０２が新しいエンジンを取り付けられているときに認証される。もし存在するならば、電子主翼防除氷システム（WIPS）が、除去され、防除氷システム２００に交換される。WIPSシステム内のWIPSのコントローラ、重くて高電流のワイヤー、移動ワイヤー束、及び加熱されたスラットは、本明細書で説明される第１及び第２の導管２３２、２１２（例えば、軽量の〜１／２インチまでのプラスチック配管）、（１以上の）容器２０８、及び浸透性パネル２３８に交換される。別の一実施例では、（例えば、図１で示されている）空気圧式エンジン防氷システム（EAI）が、除去され、FIPSに交換される。また更なる一実施例では、加熱された窓を備えるバックアップ防氷システムが、SLD遭遇のために航空機２０２上に含まれる。
【００５０】
ブロック７０４は、電子冷却システム２１０及び／又は防除氷システム２００を任意選択的に保守すること（例えば、冷却剤２１８の保守）を表している。保守することは、航空機２０２が凍結状況に遭遇するときにより頻繁に必要とされ得る。ステップは、容器２０８に連結されたサービスポート３１４を通して且つ地上保守装備３１６を使用して、容器２０８内に冷却剤２１８を補給する又は満たすことを任意選択的に含む。WIPSの保守は、配管及び浸透性パネル２３８の保守に取って代わられ得る。
【００５１】
ブロック７０６は、防除氷システム２００を有さないそれ以外は同一の航空機２０２上の（１以上の）発電機と比較して、より低い電気出力を有する（１以上の）発電機を任意選択的に取り付けることを表している。１以上の実施例では、古くてより高い電気出力の（１以上の）発電機が除去される。防除氷システム２００を有する航空機上に取り付けられた発電機は、より低い電気出力を有し且つより小さくなり得る。何故ならば、本明細書で説明される防除氷システム２００のうちの１以上の電力要求は、WIPS又はEAIシステムを使用する航空機２０２の電力要求と比較して、実質的により低いからである。
【００５２】
ブロック７０８は、（１以上の）エンジンを航空機２０２上に任意選択的に取り付けること又は修理することを表している。その場合、エンジン４００（例えば、ターボファンエンジン）は、防除氷システム２００を有さないそれ以外は同一の航空機２０２上のエンジン（例えば、ターボファンエンジン）と比較して、より少ない燃料消費を有する。WIPS又はEAIシステムを使用する航空機２０２の電力要求と比較して、本明細書で説明される防除氷システム２００のうちの１以上の実質的に低減された電力要求のために、エンジンはサイズ変更され得る（すなわち、より低い電気出力を伴ってより小さくなる）。WIPSシステムは、沢山の電力を要求し得る。本明細書で説明される例示的な防除氷システム２００の電力要求は、大幅に低くなり得る（例えば、WIPSよりも９５％以上低い）。
【００５３】
ブロック７１０は、FIPSシステムを有さないそれ以外は同一の航空機２０２と比較して（例えば、防氷のためにWIPS又はEAIを使用する航空機２０２と比較して）、（例えば、より多くの複合材料を含有する）より小さいより軽量のエンジンインレットを取り付けることを表している。
【００５４】
したがって、ある実施例では、防除氷システム２００が、エンジン出力要求を大幅に低減させ、エンジン、インレット、及び発電機が、大幅にサイズ変更され、それによって、航空機のミッション性能を高める。
【００５５】
動作
図８は、本明細書で説明される防除氷システム２００及び／又は航空機２０２を作動させる方法を示すフローチャートである。
【００５６】
ブロック８００は、防除氷システム２００を含む航空機２０２を提供することを表しており、防除氷システム２００は、容器２０８、容器２０８に連結され且つ第１の導管２１２を備えた電子冷却システム２１０、容器２０８と動作可能に連結２１６されたポンプ２１４、及びポンプ２１４と連通し且つ航空機２０２の外側表面上に位置付けられた空気力学的表面２０６に配置されたアウトレット２３２ａを含む第２の導管２３２を備える。電子冷却システム２１０は、容器２０８から電子機器２２２に熱接触２２０した第１の導管２１２を通して冷却剤２１８を分配する。それによって、電子機器２２２から冷却剤２１８へ熱２２４が伝達される。
【００５７】
ブロック８０２は、通常の及び過冷却された大きな滴（SLD）の凍結状況の間に、主翼の空気力学的表面２０６を防氷するために冷却剤２１８流体を使用することを表している。ポンプ２１４は、空気力学的表面２０６上へ冷却剤２１８を押し流し、それによって、冷却剤２１８は、空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を低減させ又は妨げる（例えば、冷却剤２１８は、空気力学的表面２０６上で水と混ざり、水の氷点を降下させる）。１以上の実施形態では、冷却剤２１８流体が、14CFRパート24付録Ｃ又は付録O（FAR24付録Ｃ又はFAR24付録Ｏ）で規定されている凍結状況／エンベロープの下で使用される。
【００５８】
ブロック８０４は、防除氷システム２００を有さないそれ以外は同一の航空機２０２と比較して、（例えば、着陸／降下の間で）凍結状況下において航空機２０２のためのより高いエンジン推力を可能にする指示命令を任意選択的に提供することを表している。
【００５９】
ブロック８０６は、流体液面レベルセンサ３１２を使用して冷却剤２１８の液面レベルをモニタリングすることを表しており、それによって、冷却剤２１８は、必要に応じて、凍結と遭遇した後で再び満たされ得る。１以上の実施形態では、冷却剤２１８の液面レベルが閾値液面レベルを下回ったときに、流体液面レベルセンサ３１２が、飛行乗務員、地上人員、又は保守作業員に警報を送信する。
【００６０】
ブロック８０８は、（例えば、低い冷却剤２１８の液面レベル又は防除氷システム２００の他の不具合による）凍結状況が避けられる必要があるときに、担当作業員に警告することを表している。
【００６１】
ブロック８１０は、（熱い地上天候状況の下であってさえも）航空機２０２が駐機している間に、防除氷システム２００の動作を可能にする指示命令を任意選択的に提供することを表している。一方、WIPSシステムは、航空機が駐機している間に地上で動作することができない。何故ならば、加熱されたスラットが航空機の構造を損傷し得るからである（WIPSシステムは動作中に気流を必要とする）。
【００６２】
処理環境
図９は、本明細書で説明される防除氷システム２００、エンジン推力、又は他のプロセスを制御するために必要とされる処理要素を実装するために使用される例示的なシステム９００を示している。
【００６３】
コンピュータ９０２は、プロセッサ９０４（汎用プロセッサ９０４Ａ及び専用プロセッサ９０４Ｂ）、並びにランダムアクセスメモリ（RAM）９０６などのメモリを備える。概して、コンピュータ９０２は、メモリ９０６内に記憶されたオペレーティングシステム９０８の制御の下で動作し、入力とコマンド（例えば、アナログ又はデジタル信号）を受け付け且つ入力／出力（Ｉ／Ｏ）モジュール９１０を介して結果を提示する、ユーザ／他のコンピュータと相互作用する。コンピュータプログラムアプリケーション９１２は、コンピュータ９０２のメモリ９０６内に記憶されたデータにアクセスし、そのデータを操作する。オペレーティングシステム９０８とコンピュータプログラム９１２は、コンピュータ９０２によって読み込まれ実行されたときに、コンピュータ９０２に本明細書で説明される動作を実行させる、指示命令から成る。一実施形態では、オペレーティングシステム９０８とコンピュータプログラム９１２を実施する指示命令が、メモリ９０６内で明白に具現化され、それによって、１以上のコンピュータプログラム製品又は製造品が、本明細書で説明される方法に従って、防除氷システム２００及びエンジンの推力を制御することを可能にする。１以上の実施形態では、冷却剤２１８の液面レベルが閾値液面レベルを下回ったときに、流体液面レベルセンサ３１２に接続されたコンピュータが、飛行乗務員、地上人員、又は保守作業員に警報を送信する。
【００６４】
そのようにして、本明細書で使用される際に、「製造品」、「プログラム記憶デバイス」、及び「コンピュータプログラム製品」という用語は、任意のコンピュータ可読デバイス又は媒体からアクセス可能なコンピュータプログラムを包含することが意図されている。
【００６５】
本開示の範囲から逸脱することなしにこの構成に多くの修正が行われ得ることを、当業者は理解するだろう。例えば、上述の構成要素、又は任意の数の種々の構成要素、周辺機器、及び他のデバイスの任意の組み合わせが使用され得ることを、当業者は理解するだろう。
【００６６】
更に、本開示は下記の条項による実施形態を含む。
条項１
航空機２０２の空気力学的表面２０６のための防除氷システム２００であって、
容器２０８と、
前記容器２０８に連結され且つ第１の導管２１２を備えた電子冷却システム２１０とを備え、
前記電子冷却システム２１０が、前記容器２０８から電子機器２２２に熱接触２２０した前記第１の導管２１２を通して冷却剤２１８を分配し、
前記電子機器２２２から前記冷却剤２１８へ熱２２４が伝達され、
前記防除氷システム２００が、更に、
前記容器２０８と動作可能に連結２１６されたポンプ２１４と、
前記ポンプ２１４に連通した第２の導管２３２であって、前記航空機２０２の外側上に位置付けられた前記空気力学的表面２０６に配置されたアウトレット２３２ａを含む、第２の導管２３２とを備え、
前記ポンプ２１４が、前記空気力学的表面２０６上へ前記冷却剤２１８を押し流し、前記冷却剤２１８が、前記空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を低減させ又は妨げる、防除氷システム２００。
条項２
前記アウトレット２３２ａを含む、前記空気力学的表面２０６上の浸透性パネル２３８を更に備え、前記冷却剤２１８が、前記浸透性パネル２３８から前記空気力学的表面２０６上へ漏れ出す、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項３
前記浸透性パネル２３８が、スラット、主翼２３４、プロペラ５００、操縦席の窓３０８、又はエンジンインレット２３６に取り付けられている、条項２に記載の防除氷システム２００。
条項４
前記冷却剤２１８が、前記空気力学的表面２０６上で水と混ざり、前記水の氷点を降下させる、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項５
前記水が、過冷却された液体の滴を含む、条項４に記載の防除氷システム２００。
条項６
前記水が、FAR24付録Ｃ又はFAR24付録Ｏで規定されている凍結エンベロープ内で遭遇した水を含む、条項４に記載の防除氷システム２００。
条項７
前記冷却剤２１８が、プロピレングリコールと希釈剤を含む防除氷流体を含む、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項８
前記第１の導管２１２を前記電子機器２２２の下流３１８の前記第２の導管２３２に連結するコネクタ３１０を更に備え、前記空気力学的表面２０６に押し流された前記冷却剤２１８が、前記電子機器２２２から伝達される前記熱２２４の少なくとも一部分を含む、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項９
前記第１の導管２１２と前記第２の導管２３２が、フレキシブルホース又はプラスチックチューブを含む、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項１０
前記冷却剤２１８を保存している複数の前記容器２０８を更に備え、前記容器２０８の少なくとも１つが、少なくとも２０ガロンの冷却剤２１８容量を有する、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項１１
前記容器２０８に連結された流体液面レベルセンサ３１２を更に含み、前記流体液面レベルセンサ３１２が、前記容器２０８内の前記冷却剤２１８の液面レベルを測定し、前記冷却剤２１８の前記液面レベルが閾値液面レベルを下回ったときに警報を送信する、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項１２
地上保守装備３１６への連結のためのサービスポート３１４を更に備え、前記容器２０８内の冷却剤２１８が前記サービスポート３１４を通して再び満たされる、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項１３
前記電子機器２２２が、モータコントローラ２２８ｂを含む、条項１に記載の防除氷システム２００。
条項１４
条項１に記載の防除氷システム２００を備えた航空機２０２。
条項１５
航空機２０２を製造し、修理し、又は保守する方法であって、
前記航空機２０２上で電子機器２２２を冷却するための冷却剤２１８を分配する電子冷却装置２１０を取り付けること、並びに
前記航空機２０２上で防除氷装置２４２を取り付けること、及び、前記防除氷装置を前記電子冷却装置２１０に連結することを含み、
前記防除氷装置２４２が、前記電子冷却装置２１０から前記冷却剤２１８を受け入れ、前記冷却剤２１８を前記航空機２０２の外側の空気力学的表面２０６上に分配し、前記冷却剤が、前記航空機２０２の空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を低減させ除去する、方法。
条項１６
前記電子冷却装置２１０が、容器２０８と第１の導管２１２を備え、前記防除氷装置２４２が、第２の導管２３２を更に備え、前記方法が、更に、
前記航空機２０２上で前記第１の導管２１２を前記容器２０８に連結すること及び前記第１の導管２１２を電子機器２２２と熱的に接触２２０させることであって、前記冷却剤２１８が、前記容器２０８から前記電子機器２２２に熱接触２２０した前記第１の導管２１２を通して流れるときに、熱２２４が前記電子機器２２２から消散する、連結すること及び熱的に接触２２０させること、並びに
コネクタ３１０であって、前記空気力学的表面上のアウトレット２３２ａに前記冷却剤２１８の少なくとも一部分を分配する前記第２の導管２３２に前記冷却剤２１８の前記少なくとも一部分を迂回させる、コネクタ３１０を使用して前記第２の導管２３２を前記第１の導管２１２又は前記容器２０８に連結させることを含む、条項１５に記載の方法。
条項１７
前記空気力学的表面２０６上の前記冷却剤２１８が前記熱２２４の少なくとも一部分を含むように、前記電子機器２２２の下流３１８の前記第１の導管２１２上に前記コネクタ３１０を位置決めすることを更に含む、条項１６に記載の方法。
条項１８
前記防除氷装置２４２が浸透性パネル２３８を含み、前記冷却剤２１８が、前記浸透性パネル２３８から前記航空機のテール又は主翼上の前記空気力学的表面２０６上へ流れる、条項１５に記載の方法。
条項１９
前記容器２０８に連結されたサービスポート３１４を通して前記容器２０８内に前記冷却剤２１８を再び満たすこと、
防除氷システム２００を有さないそれ以外は同一の航空機２０２上の発電機と比較して、より低い電気出力を有する発電機を取り付けること、及び
前記防除氷装置２４２を有さないそれ以外は同一の航空機２０２上のターボファンエンジン４００と比較して、より少ない燃料消費を有する前記ターボファンエンジン４００を取り付けることを更に含む、条項１５に記載の方法。
条項２０
航空機２０２を作動させる方法であって、
防除氷システム２００を備えた前記航空機２０２を提供することを含み、前記防除氷システム２００が、
容器２０８と、
前記容器２０８に連結され且つ第１の導管２１２を備えた電子冷却システム２１０とを備え、
前記電子冷却システム２１０が、前記容器２０８から電子機器２２２に熱接触２２０した前記第１の導管２１２を通して冷却剤２１８を分配し、
前記電子機器２２２から前記冷却剤２１８へ熱２２４が伝達され、
前記防除氷システム２００が、更に、
前記容器２０８と動作可能に連結２１６されたポンプ２１４と、
前記ポンプ２１４に連通した第２の導管２３２であって、前記航空機２０２の外側上に位置付けられた空気力学的表面２０６に配置されたアウトレット２３２ａを含む、第２の導管２３２とを備え、
前記ポンプ２１４が、前記空気力学的表面２０６上へ前記冷却剤２１８を押し流し、前記冷却剤２１８が、前記空気力学的表面２０６上での氷の形成２０４を低減させ又は妨げ、
前記方法が、更に、
前記防除氷システム２００を有さないそれ以外は同一の航空機２０２と比較して、凍結状況下において前記航空機２０２のためのより高い推力を可能にする指示命令を提供すること、及び
前記航空機２０２が駐機している間の前記防除氷システム２００の動作を可能にする指示命令を提供することを含む、方法。
【００６７】
結論
これで、本開示の好適な実施形態の説明を終了する。好適な実施形態の前述の説明は、例示及び説明を目的として提示されてきた。網羅的であること、又は開示された精密な形態に本開示を限定することは意図されていない。多くの修正例及び変形例が、上述の教示に照らして可能である。権利範囲は、この詳細な説明によってではなく、むしろ添付の特許請求の範囲によって限定されることが意図されている。
【図１】
2019081537.tif 000003
【図２】
2019081537.tif 000004
【図３】
2019081537.tif 000005
【図４】
2019081537.tif 000006
【図５】
2019081537.tif 000007
【図６】
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【図７】
2019081537.tif 000009
【図８】
2019081537.tif 000010
【図９】
2019081537.tif 000011
【外国語明細書】
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