(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジン（１２）の吸気口（３４）に防氷能力を与えるための方法であって、前記航空機吸気口が、非加熱メッシュ（５５）及び流体を導くように構成された加熱メッシュ組立体（７０）を有するスクリーン（５０）によって覆われ、
前記航空機エンジン（１２）の圧縮機セクション（３９）からの加熱空気を導くステップと、
流体を導くように構成された前記加熱メッシュ組立体（７０）を通して前記加熱空気を導くステップと、
前記スクリーン（５０）を通じて熱を伝えるステップと、
氷が前記スクリーン（５０）上に形成されないように前記スクリーン（５０）の温度を上げるステップと、
前記空気を前記航空機エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）に戻すステップと
を含む方法。
【請求項２】
前記加熱メッシュ組立体（７０）が、フレーム（５３）内に配置された複数の管（７４）を含む、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記フレーム（５３）が、前記管（７４）よりなる前記加熱メッシュ組立体（７０）を支持するように構成された、請求項２記載の方法。
【請求項４】
前記フレーム（５３）が、前記圧縮機セクション（３９）からの高温空気によってその周囲を加熱されるように構成された、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記管（７４）が２段に配置され、各段の前記管（７４）が、その段にある管（７４）と平行であり、各段の前記管（７４）が他の段の管（７４）と交差して前記加熱メッシュ組立体（７０）を形成する、請求項４記載の方法。
【請求項６】
前記前記加熱メッシュ組立体（７０）が、異物片が前記エンジン（１２）の前記吸気口に入るのを防ぐように構成された、請求項５記載の方法。
【請求項７】
前記スクリーン（５０）のそれぞれが、マニホールド（３７）に流体接続され、前記マニホールド（３７）が、単一の抽気ライン（３６）を介して前記圧縮機セクション（３９）に流体接続された、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項８】
エンジン（１２）であって、
非加熱メッシュ（５５）と、流体を導くように構成された管（７４）よりなる加熱メッシュ組立体（７０）とを備えるスクリーン（５０）を複数備え、
前記管（７４）が、前記エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）、前記スクリーン（５０）、および前記エンジン（１２）の吸気口（３４）部分を含む、流体伝導性のある回路の少なくとも一部分を形成する、エンジン（１２）。
【請求項９】
前記複数のスクリーンの各スクリーン（５０）が、関係する吸気口（３４）を覆って配置されるように整列して配置された、請求項８記載のエンジン（１２）。
【請求項１０】
前記スクリーン（５０）のそれぞれが、抽気ライン（３６）を介して前記エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）と流体接続された、請求項９記載のエンジン（１２）。
【請求項１１】
前記スクリーン（５０）のそれぞれが、マニホールド（３７）に流体接続され、前記マニホールド（３７）が、単一の抽気ライン（３６）を介して前記エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）に流体接続された、請求項１０記載のエンジン（１２）。
【請求項１２】
前記管（７４）が段（７３）内に配置され、互いに概ね平行に配置された、請求項１１記載のエンジン。
【請求項１３】
前記管（７４、８４）が２段（７３、８３）に配置され、各段（７３、８３）の前記管（７４、８４）が、その段（７３、８３）にある管（７４、８４）と平行であり、各段（７３、８３）の前記管（７４、８４）が他の段（７３、８３）の管（７４、８４）と交差して前記加熱メッシュ組立体（７０）を形成する、請求項１２記載のエンジン。
【請求項１４】
前記加熱メッシュ組立体（７０）が、異物片が前記エンジン（１２）の前記吸気口（３４）に入るのを防ぐように構成された、請求項１３記載のエンジン。
【請求項１５】
前記管（７４）が、フレーム（５３）内に配置され、
前記フレーム（５３）が、前記非加熱メッシュ（５５）も支持するように構成された、請求項８乃至１４のいずれか１項に記載のエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンの除氷および氷結防止に関し、より詳細には、内部高温空気加熱によって入口異物片（ＦＯＤ：ｆｏｒｅｉｇｎ  ｏｂｊｅｃｔ  ｄｅｂｒｉｓ）スクリーン上に氷が蓄積するのを防ぐための装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機および航空機エンジンの氷結は、ほとんどの航空機用途において対処しなければならない永続的な課題である。異物片（「ＦＯＤ」）防止用の入口スクリーン上に氷が蓄積するのを防ぐことは、脱落による損傷、入口空気流の乱れ、および入口空気流の妨害から保護するために必要である。除氷において、防氷のために入口ＦＯＤスクリーンを加熱する従来の方法は、エンジン圧縮システムから熱エネルギーを直接スクリーンに供給しない。その代わりに、このような従来のシステムは、エンジン以外の高温空気、またはエンジン／航空機の電力などの外部源を使用する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第９０６７６７９号公報
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
エンジン圧縮機システムからの既存の熱エネルギーを各入口スクリーンに、より詳細には、各メッシュスクリーン内の各ワイヤまたはバー構成部品に分配するための装置が、この必要に対処する。
【０００５】
本発明の一態様によれば、航空機エンジンの吸気口に異物片防止および防氷能力を与えるための装置が提供される。本装置は、流体を導くように構成された一部分を少なくとも有するフレームを含む。管は、管を通じてフレームの様々な部分が流体接続されるように配置される。排出出口は、フレーム内に画定され、フレームから吸気口内に流体を排出するように構成される。入口は、フレーム内に画定され、航空機エンジンの圧縮機セクションに流体接続される。このようにして、航空機エンジンの圧縮機セクションからの空気が、入口を通って、管を通って、および排出出口を通って流れて航空機エンジンの圧縮機セクションに戻ることができる。
【０００６】
本発明の別の態様によれば、航空機エンジンの吸気口に防氷能力を与えるための方法が提供される。ここで、航空機吸気口は、流体を導くように構成された一部分を少なくとも有するメッシュによって覆われる。本方法は、航空機エンジンの圧縮機セクションからの加熱空気を導くステップと、流体を導くように構成されたメッシュの部分を通して加熱空気を導くステップと、メッシュを通じて熱を伝えるステップと、メッシュの温度を上げるステップと、空気を航空機エンジンの圧縮機セクションに戻すステップとを含む。
【０００７】
本発明は、添付の図面と併せて以下の説明を参照することによって最もよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】本発明による複数のＦＯＤスクリーンを含む航空機エンジンの斜視図である。
【図２】本発明によるスクリーンの一部破断平面図である。
【図３】図２に示す線３−３に沿ったスクリーンおよび関係する空気ダクトの破断側面図である。
【図４】一組のスクリーン、ならびに関係するエンジンおよびマニホールドの部分の半径方向拡大図である。
【図５】加熱スクリーンの一部分の図である。
【図６】加熱スクリーンの２つの管の交差部の図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
様々な図全体を通して同一の参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、複数のスクリーン５０がそれぞれ吸気入口３４を覆うようにスクリーン組立体３８に配置された少なくとも１つのスクリーン５０を含むエンジン１２を示す。スクリーン５０はそれぞれ、エンジン１２の圧縮機セクションから来る空気で加熱された少なくとも一部分を含む。エンジン１２はまた、プロペラ組立体１４、一対の排気部２２、および取付台２８を含む。図示の実施形態では、エンジン１２はターボプロップ航空機エンジンである。他の実施形態では、エンジン１２は、舶用および産業用に使用するように構成することができる。
【００１０】
次に、図２を参照すると、典型的なスクリーン５０の一部を切り離した平面図を示すようにスクリーン組立体３８の一部が示されている。スクリーン５０は、非加熱メッシュ５５および加熱メッシュ組立体７０を支持するように構成されたフレーム５３を含む。図示の実施形態では、フレーム５３は管状の構造体であり、ヘッダ５７、第１の側のダクト６１、第２の側のダクト６２、中間ダクト６７、および遠位ダクト５８を含む。中間ダクト６７は、第１の側のダクト６１と第２の側のダクト６２との間を渡っており、それらを流体接続する。中間ダクト６７、第１の側のダクト６１および第２の側のダクト６２の一部分、ならびに遠位ダクト５８は、非加熱メッシュ５５を支持するように構成される。非加熱メッシュ５５は、異物片（ＦＯＤ）が吸気ダクト３２に入るのを防ぎながら、空気がエンジン１２の外側から吸気入口３４を通って吸気ダクト３２に入ることができるように構成される。ヘッダ５７、第１の側のダクト６１および第２の側のダクト６２の一部分、ならびに中間ダクト６７は、加熱メッシュ組立体７０を支持するように構成される。
【００１１】
図示のように、フレーム５３は概ね、中空の管状構成部品より構成される。これらの構成部品は、加熱空気に通路を提供するように構成される。入口６３は、ヘッダ５７に沿ってフレーム５３に配置される。図４に示すように、入口６３は、マニホールド３７を介して抽気ライン３６に流体接続されるように構成される。ヘッダ５７は、エンジン１２の圧縮機セクション３９からの加熱空気またはガスをフレーム５３の周りに分配してフレーム５３が加熱されるよう構成される。複数の排出出口６５はフレーム５３に形成され、高温空気をフレーム５３から吸気ダクト３２内に放出する。
【００１２】
したがって、ヘッダ５７、第１の側のダクト６１、第２の側のダクト６２、および遠位ダクト５８は一緒に、入口６３を複数の排出出口６５に流体接続するように構成される。ヘッダ５７はまた、高温空気を加熱メッシュ組立体７０に分配するように構成される。次に、図２および３を参照すると、加熱メッシュ組立体７０は、第２の段の管８４の第２の段８３と接触して配置された第１の段の管７４の第１の段７３を含む。
【００１３】
第１の段の各管７４は、第１の段の管の入口７５および第１の段の管の出口７７を有する。第１の段の各管７４は、ヘッダ５７を中間ダクト６７に流体接続する通路の少なくとも一部分を画定する。第１の段の管７４の大部分については、入口端７５はヘッダ５７に取り付けられ、第１の段の管７４の大部分に対して、第１の段の管の出口端７７は中間ダクト６７に取り付けられる。図２に示すように、第１の段の管７４のいくつかは、入口端７５をヘッダ５７に接続せず、その代わりに、入口端７５を第１の側のダクト６１に接続する。さらに、第１の段の管７４のいくつかは、出口端７７を中間ダクト６７に取り付けず、その代わりに、出口端７７を第２の側のダクト６２に取り付ける。
【００１４】
同様に、第２の段の各管８４は、第２の段の管の入口８５および第２の段の管の出口８７を有する。第２の段の各管８４は、ヘッダ５７を第１の側のダクト６１および第２の側のダクト６２のうちの１つに流体接続する通路の少なくとも一部分を画定する。第２の段の管８４の大部分については、入口端８５はヘッダ５７に取り付けられ、第２の段の管８４の大部分に対して、第２の段の管の出口端８７は中間ダクト６７に取り付けられる。図２に示すように、第２の段の管８４のいくつかは、入口端８５をヘッダ５７に接続せず、その代わりに、入口端８５を第２の側のダクト６２に接続する。さらに、第２の段の管８４のいくつかは、出口端８７を中間ダクト６７に取り付けず、その代わりに、出口端８７を第１の側のダクト６１に取り付ける。
【００１５】
次に、図５および図６を参照すると、スクリーン５０の加熱メッシュ組立体７０およびフレーム５３は、好ましくは、単一片または一体片となるように先進的な製造技法を使用して形成される。スクリーン５０の非加熱メッシュ５５は、スクリーン５０の他の構成部品と一緒に単一片または一体片として形成することができる。あるいは、非加熱メッシュ５５は、６で示すように、加熱メッシュ組立体７０とフレーム５３とが一緒に形成された後に、非加熱メッシュ５５を受け入れるように構成されたフレーム５３内に配置し、それに取り付けることができる。その場合、第２の段の管８４が第１の段の管７４と交差し、それらが交差部９２において共通の壁を共有する。
【００１６】
続いて図２および図５を参照すると、複数のスクリーン開口９４が、交差部９２、ならびに第１の段の管７４および第２の段の管８４の一部分によって画定される。開口９４は、所定の大きさおよび形状を超えるＦＯＤが通過することができないような大きさになっている。さらに、各スクリーン５０の開口９４の数もまた、所定の空気流がスクリーン５０を通ることができるように選ばれる。スクリーン５０の部分の管状の構造体は、同様の大きさの中実の構成部品よりもより軽い重量で強度を追加することができると考えられる。
【００１７】
次に、図４を参照すると、ストラット３１の部分断面を含む、スクリーン組立体３８を半径方向に展開した図が示されている。図示の実施形態で示すように、スクリーン組立体３８は複数のスクリーン５０を含む。スクリーン５０は、エンジン１２の周りに半径方向に分配され、スクリーン５０のそれぞれは、吸気ダクト３２の吸気入口３４を覆って配置される。吸気ダクト３２はストラット３１によって画定される。
【００１８】
上記のように、各スクリーン５０は入口６３を含む。入口６３のそれぞれは、マニホールド３７および抽気ライン３６を介してエンジン１２の圧縮機セクション３９に流体接続される。他の実施形態では、入口６３のそれぞれは、個別の抽気ラインを介してエンジン１２の圧縮機セクション３９に直接接続することができることを認識すべきである。これらの実施形態では、抽気ラインと入口６３との間に配置されたマニホールドはない。
【００１９】
本発明は、その動作を説明することによってより良く理解することができる。エンジン１２が運転されているとき、熱が発生する。圧縮機セクション３９からの高温空気は、抽気ライン３６およびマニホールド３７を通って、スクリーン５０のそれぞれに押し入れられる。各スクリーン５０では、高温空気は、入口６３を通ってヘッダ５７に沿って導かれる。空気が、スクリーン５０によって画定されたヘッダ５７などの通路を通って加熱メッシュ組立体７０内を流れ、様々な構成部品の間を所定の態様で分配されるように、スクリーン５０が構成されることを認識すべきである。これについては、高温空気は概ね、加熱メッシュ組立体７０およびフレーム５３全体にわたって分配される。空気からの熱は、加熱メッシュ組立体７０およびフレーム５３の壁を通じて伝わる。このようにして、エンジン１２の圧縮機セクション３９から得られた空気からの熱は、各スクリーン５０の表面および周辺領域を加熱し、その結果、加熱メッシュ組立体に氷が形成されず、各スクリーン５０に防氷能力が備わる。スクリーン５０を通って流れる空気は、排出出口６５の１つを通ってスクリーン５０を出る。次いで、空気は吸気ダクト３２内に導かれて、圧縮機セクション３９に戻る。
【００２０】
本発明は従来技術に優る利点を有する。本発明は、航空機エンジンおよび他の製品の吸気入口にエンジン防氷および除氷機能を与えるための効率的で費用効果の高い方法を提供する。本発明の独特な特徴には、吸気入口におけるＦＯＤ保護と組み合わせて、吸気入口での氷の蓄積を積極的に防止することが含まれる。本発明は、効率的で費用効果の高い防氷を提供するために既存の熱エネルギーを利用することを提供する。新しいエンジン構造でより頑丈さが必要とされるのは、航空機用エンジンの吸気入口における氷結防止であり、本発明の装置は、従来の除氷およびＦＯＤ防止に比べて頑丈であり、したがって、規定の要件に合致することができる。
【００２１】
上記に、航空機用エンジンの吸気入口をＦＯＤから保護しながら、入口に防氷の手段を提供するための装置および方法を説明した。本明細書で開示する特徴のすべて（すべての添付の特許請求の範囲、要約書、および図面を含む）、および／または、このように開示したいかなる方法またはプロセスのステップも、このような特徴および／またはステップの少なくともいくつかが相互に排他的でない組合せを除いて、任意の組合せで組み合わせることができる。
【００２２】
本明細書（すべての添付の特許請求の範囲、要約書および図面を含む）で開示する各特徴は、別途明記されなければ、同じ、等価の、または同様の目的を提供する代替の特徴で置き換えることができる。したがって、別途明記されなければ、開示する各特徴は、一般的な一連の等価または同様の特徴の一例に過ぎない。
【００２３】
本発明は、上述の実施形態の詳細に限定されない。本発明は、本明細書（すべての添付の新規性の可能性がある点、要約書および図面を含む）で開示する特徴のうちの任意の新規の特徴、またはそれらの特徴の任意の新規の組合せに及ぶ。または、本発明は、このように開示する任意の方法またはプロセスのステップのうちの任意の新規のステップ、またはそれらのステップの任意の新規の組合せに及ぶ。
【００２４】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
航空機エンジン（１２）の吸気口（３４）に異物片防止および防氷能力を与えるための装置であって、
流体を導くように構成された一部分を少なくとも有するフレーム（５３）と、
管（７４）であって、前記管（７４）を通じて前記フレーム（５３）の様々な部分が流体接続された、管（７４）と、
前記フレーム（５３）内に画定され、前記吸気口（３４）内に流体を排出するように構成された排出出口（６５）と、
前記フレーム（５３）内に画定された入口（６３）と
を備え、
前記航空機エンジン（１２）の圧縮機セクション（３９）からの空気が、前記入口（６３）を通って、前記管（７４）を通って、および前記排出出口（６５）を通って流れて前記航空機エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）に戻るように、前記入口（６３）が前記航空機エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）に流体接続された、装置。
［実施態様２］
前記フレーム（５３）内に配置された複数の管（７４）をさらに備える、実施態様１に記載の装置。
［実施態様３］
前記フレーム（５３）が、前記管（７４）よりなるメッシュ組立体（７０）を支持するように構成された、実施態様２に記載の装置。
［実施態様４］
前記フレーム（５３）が、加熱されないように構成されたメッシュ（５５）も支持するように構成された、実施態様３に記載の装置。
［実施態様５］
前記フレーム（５３）が、前記圧縮機セクション（３９）からの高温空気によってその周囲を加熱されるように構成された、実施態様４に記載の装置。
［実施態様６］
前記管が段（７３）内に配置され、互いに概ね平行に配置された、実施態様５に記載の装置。
［実施態様７］
前記管（７４）が２段に配置され、各段の前記管（７４）がその段にある管（７４）と平行であり、各段の前記管（７４）が他の段の管（７４）と交差してメッシュ（７０）を形成する、実施態様６に記載の装置。
［実施態様８］
前記メッシュ（７０）が、異物片が前記エンジン（１２）の前記吸気口（３４）に入るのを防ぐように構成された、実施態様７に記載の装置。
［実施態様９］
第１の段（７３）と第２の段（８３）が一緒にメッシュ（７０）を画定するように、前記管（７４）が前記第１の段にあり、中実ワイヤとの連結部が前記第２の段（８３）に配置された、実施態様６に記載の装置。
［実施態様１０］
航空機エンジン（１２）の吸気口（３４）に防氷能力を与えるための方法であって、前記航空機吸気口が、流体を導くように構成された一部分を少なくとも有するメッシュ（５０）によって覆われ、
前記航空機エンジン（１２）の圧縮機セクション（３９）からの加熱空気を導くステップと、
流体を導くように構成されたメッシュ（５０）の前記部分を通して前記加熱空気を導くステップと、
前記メッシュ（５０）を通じて熱を伝えるステップと、
前記メッシュ（５０）の温度を上げるステップと、
前記空気を前記航空機エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）に戻すステップと
を含む方法。
［実施態様１１］
前記メッシュ（５０）が、フレーム（５３）内に配置された複数の管（７４）を含む、実施態様１０に記載の方法。
［実施態様１２］
前記フレーム（５３）が、前記管（７４）よりなるメッシュ組立体（７０）を支持するように構成された、実施態様１１に記載の方法。
［実施態様１３］
前記フレーム（５３）が、前記圧縮機セクション（３９）からの高温空気によってその周囲を加熱されるように構成された、実施態様１２に記載の方法。
［実施態様１４］
前記管（７４）が２段に配置され、各段の前記管（７４）がその段にある管（７４）と平行であり、各段の前記管（７４）が他の段の管（７４）と交差してメッシュ（７０）を形成する、実施態様１３に記載の方法。
［実施態様１５］
前記メッシュ（７０）が、異物片が前記エンジン（１２）の前記吸気口（３４）に入るのを防ぐように構成された、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１６］
第１の段（７３）と第２の段（８３）とが一緒にメッシュ（７０）を画定するように、前記管（７４）が前記第１の段にあり、中実ワイヤとの連結部が前記第２の段（８３）に配置された、実施態様１５に記載の方法。
［実施態様１７］
エンジン（１２）であって、管（７４）よりなる複数のメッシュスクリーン（３８）を備え、前記管（７４）が、前記エンジン（１２）の圧縮機セクション（３９）、前記メッシュスクリーン（７０）、および前記エンジン（１２）の吸気口（３４）部分を含む、流体伝導性のある回路の少なくとも一部分を形成する、エンジン（１２）。
［実施態様１８］
各スクリーン（５０）が、関係する吸気口（３４）を覆って配置されるように、前記複数のメッシュスクリーン（３８）が整列して配置された、実施態様１７記載のエンジン（１２）。
［実施態様１９］
前記メッシュスクリーン（５０）のそれぞれが、抽気ライン（３６）を介して前記エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）と流体接続された、実施態様１８に記載のエンジン（１２）。
［実施態様２０］
前記メッシュスクリーン（５０）のそれぞれが、マニホールド（３７）に流体接続され、前記マニホールド（３７）が、単一の抽気ライン（３６）を介して前記エンジン（１２）の前記圧縮機セクション（３９）に流体接続された、実施態様１９に記載のエンジン（１２）。
【符号の説明】
【００２５】
１２  エンジン
１４  プロペラ組立体
１６  エンジンハウジング
２２  排気部
２８  取付台
３１  ストラット
３２  吸気ダクト
３４  吸気入口
３６  抽気ライン
３７  マニホールド
３８  スクリーン組立体
３９  圧縮機
５０  スクリーン
５３  フレーム
５５  非加熱メッシュ
５７  ヘッダ
５８  遠位ダクト
６１  第１の側のダクト
６２  第２の側のダクト
６３  入口
６５  排出出口
６７  中間ダクト
７０  加熱メッシュ組立体
７３  第１の段
７４  第１の段の管
７５  第１の段の入口
７７  第１の段の出口
８３  第２の段
８４  第２の段の管
８５  第２の段の入口
８７  第２の段の出口
９２  交差部
９４  スクリーン開口
【図１】
0006420858.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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