(57)【要約】【課題】航空機用エンジンおける凍結防止構造２５の動作に伴うエネルギー損失を抑えて、航空機用エンジンのエンジン性能を向上させる。【解決手段】航空機用エンジンにおけるインテークダクト９の凍結を防止する航空機用エンジンにおける凍結防止構造２５において、インテークダクト９のリップ部を振動板９ａにより構成し、振動板９ａを強制的に振動させる振動発生手段２７，２９，３１，３５，３７，３９，４５を備えてなる。【選択図】　　　図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
外気に直接触れるエンジン構成部材の凍結を防止するための航空機用エンジンにおける凍結防止構造において、
前記エンジン構成部材の一部であって飛行中に外気のよどみが生じるよどみ部位を振動板により構成し、前記振動板を強制的に振動させる振動発生手段を備えてなることを特徴とする航空機用エンジンにおける凍結防止構造。
【請求項２】
航空機用エンジンにおけるインテークダクトの凍結を防止する航空機用エンジンにおける凍結防止構造において、
前記インテークダクトのリップ部を振動板により構成し、前記振動板を強制的に振動させる振動発生手段を備えてなることを特徴とする航空機用エンジンにおける凍結防止構造。
【請求項３】
前記振動発生手段は、
前記振動板の裏側に設けられた磁石と、
前記磁石に対向するように固定されたコイルと、
前記コイルに流す電流を変化させる電流制御手段とを備えてなることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の航空機用エンジンにおける凍結防止構造。
【請求項４】
前記磁石の取付箇所が前記振動板のよどみ点付近の裏側になるように構成してなることを特徴とする請求項３に記載の航空機用エンジンにおける凍結防止構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機用エンジン（ターボファンエンジン，ターボジェットエンジン等）におけるインテークダクト、その他外気に直接触れるエンジン構成部材の凍結を防止するための航空機用エンジンにおける凍結防止構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図３は、従来の航空機用エンジンの前端部周辺の斜視図であって、図４は、従来の航空機用エンジンにおける凍結防止構造を示す図である。ここで、「前」は、図３及び図４において左のことをいい、「後」は、図３及び図４において右のことをいう。
【０００３】
図４に示すような従来の航空機用エンジンにおける凍結防止構造１を説明する前に、図３を参照して一般的な航空機用エンジン（例えばターボファンエンジン）の概略を説明する。
【０００４】
一般的な航空機用エンジンは、外筒フレーム３と、この外筒フレーム３の内側に一体的に設けられた内筒フレーム５をベースとしている。更に、外筒フレーム３は、外筒本体７、この外筒本体７の前側に一体的に設けられかつ空気を整流するインテークダクト９等からなっている。ここで、インテークダクト９のリップ部（穴周縁部）は、飛行中に外気（外の空気）のよどみが発生する部位であって、飛行中に凍結の生じやすい部位である。
【０００５】
図示は省略するが、内筒フレーム５の内側には環状の第１エンジン流路（コア流路）が形成されており、内筒フレーム５と外筒フレーム３の間には環状の第２エンジン流路（バイパス流路）が形成されている。また、内筒フレーム５の前端部には前記第１エンジン流路内及び前記第２エンジン流路内へ空気を送り込むファン１１が回転可能に設けられており、ファン１１の中央には空気を整流するノーズコーン１３が設けられている。
【０００６】
更に、図示は省略するが、前記第１エンジン流路には、前側から、ファン１１によって取り入れた空気を圧縮する圧縮器、圧縮された空気中において燃料を燃焼させて燃焼ガスを発生させる燃焼室、燃焼ガスによってファン１１及び前記圧縮器の動翼を回転させるタービンがそれぞれ設けられている。ここで、前記タービンを駆動した燃焼ガスが前記第１エンジン流路の後端部から噴出されて、飛行に十分な推進力を得ることができる。なお、前記第１エンジン流路の後端部から噴出された燃焼ガスは、前記第２エンジン流路の後端部から噴出された冷たい空気によって包み込まれるため、燃焼ガスの噴射による騒音を抑制できると共に、燃焼の消費を少なくすることができる。
【０００７】
航空機用エンジンにおける凍結防止構造１は、インテークダクト９の凍結を防止するための構造であって、航空機用エンジンにおける凍結防止構造１の具体的構成ついて説明すると、次のようになる。
【０００８】
図４に示すように、インテークダクト９のリップ部の内側には環状の供給配管１５が設けられており、この供給配管１５はインテークダクト９のリップ部の裏側へ高温の空気を吹付ける複数の吹付口１７を有している。そして、前記圧縮器により圧縮された高温の空気を抽気して供給配管１５へ送り込むため、外筒フレーム５には連絡配管１９が設けられてあり、この連絡配管１９の前端部は供給配管１５に連通してあって、連絡配管１９の後端部は前記エンジン流路における前記圧縮室と前記燃焼室の間に連通してある。また、連絡配管１９の途中には供給配管１５へ送り込む高温の空気の流量を調節するバルブ２１が配設されている。更に、インテークダクト９には高温の空気を前記航空機用エンジンの外へ排出する排出口２３が設けられている。
【０００９】
従って、飛行中にバルブ２１を適宜に作動させて、前記圧縮器によって圧縮された高温の空気を抽気して連絡配管１９から供給配管１５へ送り込むことにより、複数の吹出孔１７から高温の空気をインテークダクト９のリップ部の内側へ吹付ける。これによって、高温の空気によってインテークダクト９のリップ部を暖めて、インテークダクト９の凍結を防止でき、氷の飛散によるエンジン損傷を回避することができる。一方、インテークダクト９のリップ部の内側へ吹付けられた高温の空気は排出口２３より外へ排出される。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、従来の航空機用エンジンにおける凍結防止構造１にあっては、高温の空気によってインテークダクト９のリップ部を暖めることによりインテークダクト９の凍結を防止しているため、前記圧縮室によって圧縮された高温の空気を抽気することが必要となり、航空機用エンジンにおける凍結防止構造１の動作に伴うエネルギー損失が大きくなって、航空機用エンジンのエンジン性能が低下するという問題がある。
【００１１】
また、従来の航空機用エンジンにおける凍結防止構造１にあっては、高温の空気をインテークダクト９のリップ部の内側へ吹付けるため、供給配管及び連絡配管を必要とし、配管の重量によって航空機の軽量化の妨げになるという問題がある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明にあっては、外気に直接触れるエンジン構成部材の凍結を防止するための航空機用エンジンにおける凍結防止構造において、
前記エンジン構成部材の一部であって飛行中に外気のよどみが生じるよどみ部位を振動板により構成し、前記振動板を強制的に振動させる振動発生手段を備えてなることを特徴とする。
【００１３】
請求項１に記載の発明特定事項によると、前記振動発生手段により前記エンジン構成部材のよどみ部位を構成する前記振動板を適宜に振動させる。これによって、前記エンジン構成部材のよどみ部位に氷が付着し難くなって、前記エンジン構成部材の凍結を防止でき、氷の飛散によるエンジン損傷を回避できる。
【００１４】
請求項２に記載の発明にあっては、航空機用エンジンにおけるインテークダクトの凍結を防止する航空機用エンジンにおける凍結防止構造において、
前記インテークダクトのリップ部を振動板により構成し、前記振動板を強制的に振動させる振動発生手段を備えてなることを特徴とする。
【００１５】
請求項２に記載の発明特定事項によると、前記振動発生手段により前記インテークダクトのリップ部を構成する前記振動板を適宜に振動させる。これによって、前記インテークダクトのリップ部に氷が付着し難くなって、前記インテークダクトの凍結を防止でき、氷の飛散によるエンジン損傷を回避できる。
【００１６】
請求項３に記載の発明にあっては、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項の他に、前記振動発生手段は、
前記振動板の裏側に設けられた磁石と、
前記磁石に対向するように固定されたコイルと、
前記コイルに流す電流を変化させる電流制御手段とを備えてなることを特徴とする。
【００１７】
請求項３に記載の発明特定事項によると、請求項１又は請求項２の発明特定事項による作用の他に、前記電流制御手段によって前記コイルに流れる電流を適宜に変化させて、前記磁石と前記コイルを引き合うように作用させたり、前記磁石と前記コイルを反発するように作用させることにより、前記振動板を振動させる。
【００１８】
請求項４に記載の発明にあっては、請求項３に発明特定事項の他に、前記磁石の取付箇所が前記振動板のよどみ点付近の裏側になるように構成してなることを特徴とする。
【００１９】
ここで、よどみ点とは、飛行中に外気の流速が略０なる箇所をいう。
【００２０】
請求項４に記載の発明特定事項によると、請求項３に記載の発明特定事項による作用の他に、前記磁石の取付箇所が前記振動板のよどみ点付近の裏側になるようしてあるため、前記振動板のよどみ点付近、換言すれば前記振動板における最も凍結しやすい箇所を十分に振動させることができる。
【００２１】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施の形態に係わる航空機用エンジンの前端部周辺の斜視図であって、図２は、本発明の実施の形態に係わる航空機用エンジンにおける凍結防止構造を示す図である。ここで、「前」は、図１及び図２において左のことをいい、「後」は、図１及び図２において右のことをいう。
【００２２】
図１及び図２に示すように、本発明の実施の形態に係わる航空機用エンジンにおける凍結防止構造２５は、航空機用エンジンにおけるインテークダクト９の凍結を防止するものであって、以下、航空機用エンジンにおける凍結防止構造２５（特徴部分）について詳細に説明する。
【００２３】
なお、航空機用エンジン（例えばターボファンエンジン）における特徴部分を除く構成は、図３に示すような一般的な航空機用エンジンの構成と同じであるため、本発明の実施の形態に係わる航空機用エンジンにおける特徴部分を除く構成要素については、図３に示す航空機用エンジンにおける対応する構成要素と同一番号を図中に付して説明を省略する。
【００２４】
本発明の実施の形態に係わる航空機用エンジンにおけるインテークダクト９のリップ部（穴周縁部）は振動板９ａにより構成してある。なお、振動板９ａは、インテークダクト９の整流作用を十分に維持できる範囲内で振動するようになっている。
【００２５】
振動板９ａを強制的に振動させるため、次のような構成を有している。
【００２６】
即ち、振動板９ａの前端側裏面には複数の第１磁石２７が周方向へ適宜間隔に設けられてあって、振動板９ａの外側裏面には複数の第２磁石２９が周方向へ適宜間隔に設けられており、振動板９ａの内側裏面には複数の第３磁石３１が周方向へ適宜間隔に設けられている。また、第１磁石２７の取付箇所が振動板９ａのよどみ点付近の裏側になるように構成してある。ここで、よどみ点とは、飛行中に外気の流速が略０なる箇所をいう。
【００２７】
インテークダクト９における振動板９ａの近傍には複数のコイル支持部材３３が周方向へ適宜間隔に設けられおり、各コイル支持部材３３は、それぞれ、第１磁石２７、第２磁石２９、及び第３磁石３１の内側に位置するようになっている。各コイル支持部材３３には、それぞれ、第１磁石２７に対向した第１コイル３５、第２磁石２９に対向した第２コイル３７、及び第３磁石３１に対向した第３コイル３９が絶縁体（図示省略）を介して固定されている。　第１コイル３５、第２コイル３７、及び第３コイ３９は導線４１により電気的に接続されあって、複数の第１コイル３５、複数の第２コイル３７、及び複数の第３コイル３９は導線４３により交流電圧ジェネレイター４５に電気的に接続されている。ここで、交流電圧ジェネレイター４５は、複数の第１コイル３５、複数の第２コイル３７、及び複数の第３コイル３９に流す電流を変化させるものである。
【００２８】
次に、本発明の実施の形態の作用について説明する。
【００２９】
飛行中に交流電圧ジェネレイター４５によって複数の第１コイル３５、複数の第２コイル３７、及び複数の第３コイル３９に流れる電流を適宜に変化させることにより、第１磁石２７と第１コイル３５、第２磁石２９と第２コイル３７、第３磁石３１と第３コイル３９を、それぞれ、引き合うように作用させたり、反発するように作用させる。これによって、インテークダクト９のリップ部を構成する振動板９ａを適宜に振動させることができ、インテークダクト９のリップ部に氷が付着し難くなって、インテークダクト９の凍結を防止でき、氷の飛散によるエンジン損傷を回避できる。
【００３０】
ここで、第１磁石２７の取付箇所が振動板９ａのよどみ点付近の裏側になるようしてあるため、振動板９ａのよどみ点付近、換言すれば振動板９ａにおける最も凍結しやすい箇所を十分に振動させることができる。
【００３１】
以上の如き、本発明の実施の形態によれば、高温の空気によってインテークダクト９のリップ部を暖めることによりインテークダクト９の凍結を防止するのではなく、インテークダクト９のリップ部を構成する振動板９ａを振動させることによりインテークダクト９の凍結を防止しているため、前記圧縮室によって圧縮された高温の空気を抽気することが不要となって、航空機用エンジンおける凍結防止構造２５の動作に伴うエネルギー損失を抑えて、前記航空機用エンジンのエンジン性能を向上させることができる。
【００３２】
また、同じ理由により、航空機用エンジンにおける凍結防止構造２５にあっては、空気を送る配管が不要となり、航空機の軽量化を図ることができる。
【００３３】
なお、本発明は、前述の発明の実施の形態の説明に限るものではなく、例えば、飛行中に凍結し易いノーズコーン１３の先端部（前端部）を振動板に構成すると共に、この振動板を適宜に振動させる振動発生手段を備えるようにすることもできる。また、本発明は、ターボジェットエンジン等のターボファンエンジン以外の航空機用エンジンにおけるインテークダクトの凍結を防止にも適用することができる。
【００３４】
【発明の効果】
請求項１に記載の発明によれば、高温の空気によって前記エンジン構成部材のよどみ部位を暖めることにより前記エンジン構成部材の凍結を防止するのではなく、前記エンジン構成部材のよどみ部位を構成する前記振動板を振動させることにより前記エンジン構成部材の凍結を防止しているため、前記圧縮室によって圧縮された高温の空気を抽気することが不要となって、前記航空機用エンジンおける凍結防止構造の動作に伴うエネルギー損失を抑えて、前記航空機用エンジンのエンジン性能を向上させることができる。
【００３５】
また、同じ理由により、前記航空機用エンジンにおける凍結防止構造にあっては、空気を送る配管が不要となり、航空機の軽量化を図ることができる。
【００３６】
請求項２に記載の発明によれば、高温の空気によって前記インテークダクトのリップ部を暖めることにより前記インテークダクトの凍結を防止するのではなく、前記インテークダクトのリップ部を構成する前記振動板を振動させることにより前記インテークダクトの凍結を防止しているため、前記圧縮室によって圧縮された高温の空気を抽気することが不要となって、前記航空機用エンジンおける凍結防止構造の動作に伴うエネルギー損失を抑えて、前記航空機用エンジンのエンジン性能を向上させることができる。
【００３７】
また、同じ理由により、前記航空機用エンジンにおける凍結防止構造にあっては、空気を送る配管が不要となり、航空機の軽量化を図ることができる。
【００３８】
請求項３又は請求項４に記載の発明にあっては、請求項１又は請求項２に記載の発明と同様の効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に係わる航空機用エンジンの前端部周辺の斜視図である。
【図２】本発明の実施の形態に係わる航空機用エンジンにおける凍結防止構造を示す図である。
【図３】従来の航空機用エンジンの前端部周辺の斜視図である。
【図４】従来の航空機用エンジンにおける凍結防止構造を示す図である。
【符号の説明】
９　　インテークダクト
９ａ　振動板
１１　　ファン
２５　　航空機用エンジンにおける凍結防止構造
２７　　第１磁石
２９　　第２磁石
３１　　第３磁石
３５　　第１コイル
３７　　第２コイル
３９　　第３コイル
４５　　交流電圧ジェネレイター
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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