(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のリップ部を膨張，収縮可能なゴムチューブ９ａにより構成し、ゴムチューブ９ａを交互に膨張，収縮させる膨張収縮手段２７，２９，３３を備えてなる。【選択図】　　　図１
2004019643.tif 000002
【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における一部であって飛行中に外気のよどみが生じる部位を膨張，収縮可能なゴムチューブにより構成し、前記ゴムチューブを交互に膨張，収縮させる膨張収縮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膨張，収縮可能なゴムチューブにより構成し、前記ゴムチューブを交互に膨張，収縮させる膨張収縮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】
前記膨張収縮手段は、
前記ゴムチューブの内部に連通した空気室と、
前記空気室に膨張作動方向，収縮作動方向へ気密的に摺動可能に設けられたピストンと、
前記ピストンを前記膨張作動方向，収縮方向へ交互に摺動させるアクチュエータ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】
前記膨張収縮手段は、
前記航空機用エンジンにおけるエンジン流路から前記ゴムチューブの内部へ空気を供給したり、前記ゴムチューブの内部から空気を排出したりする配管ユニットであ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５】
前記配管ユニットは、
一端部が前記ゴムチューブに連通してあって、他端部が前記エンジン流路の高圧部に連通した第１配管と、
前記第１配管の途中に配設されたバルブと、
一端部が前記バルブに接続してあって、他端部が前記エンジン流路の低圧部に連通した第２配管とを備え、
前記バルブは、前記ゴムチューブと前記エンジン流路の高圧部が連通した膨張状態と、前記ゴムチューブと前記エンジン流路の低圧部が連通した収縮状態に交互に切替可能に構成してなることを特徴とする請求項４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４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５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４及び図５において左のことをいい、「後」は、図４及び図５において右のことをいう。
【０００３】
図５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４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５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】
【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における一部であって飛行中に外気のよどみが生じる部位を膨張，収縮可能なゴムチューブにより構成し、前記ゴムチューブを交互に膨張，収縮させる膨張収縮手段を備えてなることを特徴とする。
【００１２】
請求項１に記載の発明特定事項によると、飛行中に前記膨張収縮手段によって前記エンジン構成部材のよどみ部位を構成する前記ゴムチューブを交互に膨張，収縮させる。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。
【００１３】
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膨張，収縮可能なゴムチューブにより構成し、前記ゴムチューブを交互に膨張，収縮させる膨張収縮手段を備えてなることを特徴とする。
【００１４】
請求項２に記載の発明特定事項によると、飛行中に前記膨張収縮手段によって前記インテークダクトのリップ部を構成する前記ゴムチューブを交互に膨張，収縮させる。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。
【００１５】
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、前記膨張収縮手段は、
前記ゴムチューブの内部に連通した空気室と、
前記空気室に膨張作動方向，収縮作動方向へ気密的に摺動可能に設けられたピストンと、
前記ピストンを前記膨張作動方向，前記収縮方向へ交互に摺動させるアクチュエータとを備えてなることを特徴とする。
【００１６】
請求項３に記載に発明特定事項によると、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項によると、前記アクチュエータにより前記ピストンを前記膨張作動方向，前記収縮作動方向へ交互に摺動させることにより、前記空気室から前記ゴムチューブ内へ空気を送り込んだり、前記ゴムチューブの弾性力も相まって前記ゴムチューブ内から前記空気室へ空気を戻したりすることができる。よって、前記ゴムチューブを交互に膨張，収縮さることができる。
【００１７】
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に記載の発明特定事項の他に、前記膨張収縮手段は、
前記航空機用エンジンにおけるエンジン流路から前記ゴムチューブの内部へ空気を供給したり、前記ゴムチューブの内部から空気を排出したりする配管ユニットであることを特徴とする。
【００１８】
請求項４に記載に発明特定事項によると、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項によると、前記配管ユニットにより前記エンジン流路から前記ゴムチューブの内部へ空気を供給したり、前記ゴムチューブの内部から空気を排出したりする。これによって、前記エンジン流路から前記ゴムチューブ内へ空気が送り込まれたり、前記ゴムチューブの弾性力も相まって前記ゴムチューブ内から空気が排出され、前記ゴムチューブを膨張させたりすることができる。よって、前記ゴムチューブを交互に膨張，収縮させることができる。
【００１９】
請求項５に記載の発明にあっては、請求項４に記載の発明特定事項の他に、前記配管ユニットは、
一端部が前記ゴムチューブに連通してあって、他端部が前記エンジン流路の高圧部に連通した第１配管と、
前記第１配管の途中に配設されたバルブと、
一端部が前記バルブに接続してあって、他端部が前記エンジン流路の低圧部に連通した第２配管とを備え、
前記バルブは、前記ゴムチューブと前記エンジン流路の高圧部が連通した膨張状態と、前記ゴムチューブと前記エンジン流路の低圧部が連通した収縮状態に交互に切替可能に構成してなることを特徴とする。
【００２０】
請求項５に記載の発明特定事項によると、請求項４に記載の発明特定事項による作用の他に、前記バルブを前記膨張状態と前記収縮状態に交互に切替えることによって、前記エンジン流路の高圧部から前記第１配管及び前記第２配管を介して前記ゴムチューブの内部へ空気を供給したり、前記ゴムチューブの内部から前記第２配管を介して前記エンジン流路の低圧部へ空気を排出したりする。
【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って、図３は、本発明の実施の形態に係わる別の態様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１から図３において左のことをいい、「後」は、図１から図３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（特徴部分）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について詳細に説明する。
【００２３】
なお、航空機用エンジンにおける特徴部分を除く構成は、図４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４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）は膨張，収縮可能なゴムチューブ９ａにより構成してある。また、ゴムチューブ９ａにおけるよどみ点（飛行中に外気の流速が略０なる箇所）を十分に前後方向へ膨張，収縮させるように、ゴムチューブ９ａの肉厚、材質等を構成してある。更に、ゴムチューブ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膨張，収縮するようになっている。
【００２５】
ゴムチューブ９ａを交互に膨張，収縮させるため、次のような構成を有している。
【００２６】
即ち、インテークダクト９のリップ部の近傍にはゴムチューブ９ａの内部に連通した複数の空気室２７が周方向へ適宜間隔に設けられており、各空気室２７にはピストン２９が膨張作動方向（前方向），収縮作動方向（後方向）へ摺動可能にそれぞれ設けられている。各ピストン２７を前方向，後方向へ交互に摺動させるため、インテークダクト９における各空気室２７の近傍には前方向，後方向へ移動可能な作動ロッド３１を備えた油圧アクチュエータ３３がそれぞれ設けられており、作動ロッド３１の先端部（前端部）がピストン２９に連結してある。
【００２７】
従って、複数の油圧アクチュエータ３３により複数のピストン２９を前方向，後方向へそれぞれ交互に摺動させることにより、複数の空気室２７からゴムチューブ９ａ内へ空気を送り込んだり、ゴムチューブ９ａの弾性力も相まってゴムチューブ９ａ内から複数の空気室２７へ空気を戻したりすることができる。よって、インテークダクト９のリップ部を構成するゴムチューブ９ａを交互に膨張，収縮さることができる。
【００２８】
なお、適宜のリンク機構を用いて、複数のピストン２９を一つの油圧アクチュエータによって前方向，後方向へ交互に摺動させるようにしても差し支えない。また、油圧アクチュエータ３３の代わりに電動モータ等の電気アクチュエータを用いても差し支えない。
【００２９】
また、ゴムチューブ９ａを交互に膨張，収縮させるため、航空機用エンジンにおける凍結防止構造２５は、前記の構成の代わりに図３に示すような配管ユニット３５を用いてもよく、この配管ユニット３５は、前記第２エンジン流路の高圧部からゴムチューブ９ａの内部へ空気を供給したり、ゴムチューブ９ａの内部から空気を前記第２エンジン流路の低圧部へ戻したりするものである。
【００３０】
即ち、ゴムチューブ９ａには第１配管３７の一端部が連通してあって、この第１配管３７の他端部は前記第２エンジン流路の高圧部（本発明の実施の形態にあってはファン１１の後側部）に連通してあり、第１配管２７の途中にはバルブ３９が配設してある。また、バルブ３９には第２配管４１の一端部が接続してあって、この第２配管４１の他端部は前記第２エンジン流路の低圧部（本発明の実施の形態にあってはファン１１の前側部）に連通してある。ここで、バルブ３９は、ゴムチューブ９ａと前記第２エンジン流路の高圧部が連通した膨張状態と、ゴムチューブ９ａと前記第２エンジン流路の低圧部が連通した収縮状態に交互に切替可能に構成してある。
【００３１】
従って、バルブ３９を前記膨張状態と前記収縮状態に交互に切替えることによって、前記第２エンジン流路の高圧部から第１配管３７及び第２配管４１を介してゴムチューブ９ａの内部へ空気を供給したり、ゴムチューブ９ａの内部から第２配管４１を介して前記第２エンジン流路の低圧部へ空気を排出したりする。よって、インテークダクト９のリップ部を構成するゴムチューブ９ａを交互に膨張，収縮さることができる。
【００３２】
なお、配管ユニット３５は適宜の変更が可能であって、例えば、第１配管３７の他端部を前記第２エンジン流路の高圧部に連通する代わりに前記第１エンジン流路におけるファン１１と前記圧縮室の間に連通するようにしてもよい。また、一つのバルブ３９ではなく複数のバルブを用いてもよい。
【００３３】
次に、本発明の実施の形態の作用について説明する。
【００３４】
飛行中に油圧アクチュエータ３３又はバルブ３９によりインテークダクト９のリップ部を構成するゴムチューブ９ａを交互に膨張，収縮させる。これによって、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。
【００３５】
ここで、ゴムチューブ９ａにおけるよどみ点、換言すればゴムチューブ９ａにおける最も凍結しやすい箇所を十分に前後方向へ膨張，収縮させることができる。
【００３６】
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ゴムチューブ９ａを膨張，収縮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。
【００３７】
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）をゴムチューブに構成すると共に、このゴムチューブを交互に膨張，収縮させる膨張収縮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。
【００３８】
【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ゴムチューブを膨張，収縮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。
【００３９】
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ゴムチューブを膨張，収縮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。
【００４０】
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】本発明の実施の形態に係わる別の態様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。
【図４】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５】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　ゴムチューブ
２５　　航空機用エンジンにおける凍結防止構造
２７　　空気室
２９　　ピストン
３３　　油圧アクチュエータ
３５　　配管ユニット
３７　　第１配管
３９　　バルブ
４１　　第２配管
【図１】
2004019643.tif 000003
【図２】
2004019643.tif 000004
【図３】
2004019643.tif 000005
【図４】
2004019643.tif 000006
【図５】
2004019643.tif 000007