(57)【要約】  【課題】高温の抽気をエンジンが吸入することによるエンジンの不安定化及び出力低下を防ぐとともに、エンジン圧縮部がエンジンインテークの前縁部に導入する抽気を余分に作り出すことによるエンジン効率の低下を防ぐ。  【解決手段】航空機用エンジン１の圧縮部１１から圧縮空気を抽出し、抽出された空気である抽気の少なくとも一部をエンジンインテーク２ｘの前縁部すなわちエンジンナセル２の前縁部２ａに位置する防氷加熱部４２を有する防氷抽気ライン４に導入することにより、エンジンナセル２の前縁部２ａを加熱し防氷を行う抽気システムＳにおいて、前記防氷抽気ライン４に導入した抽気を、次段の空調システムＡＣに導入する。  【選択図】図１
2005248764.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用エンジンの圧縮部から圧縮空気を抽出し、抽出された空気である抽気の少なくとも一部を、エンジンインテークの前縁部に位置する防氷加熱部を有する防氷抽気ラインに導入することにより、エンジンインテークの前縁部を加熱し防氷を行う抽気システムであって、前記防氷抽気ラインに導入した抽気を、次段の空調システムに導入することを特徴とする抽気システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用エンジンの圧縮部から抽出された空気の少なくとも一部をエンジンインテークの前縁部に導入し、該エンジンナセルの前縁部を加熱し防氷を行う抽気システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジンやターボプロップエンジン等のエンジンを有する航空機において、エンジンに空気を導入するための空気導入部であるエンジンインテーク、例えばカウリング部に設けた空気導入部やエンジンナセルの前端部に氷が付着すると、エンジン出力の低下や、剥離した氷塊をエンジンが吸入することによるエンジンの破損が起こり得る。そこで、エンジンインテークへの着氷の防止を図るべく、種々のエンジンインテーク防氷システムが考えられてきている。このようなエンジンインテーク防氷システムの一例として、図５に概略図を示すように、エンジン圧縮部から防氷抽気導入弁ａを経てエンジンインテークであるエンジンナセルｂの前縁部ｂ１に達する防氷抽気ラインｃに抽気を導入し、抽気によりこのエンジンナセルｂの前縁部ｂ１を加熱して着氷を防止するサーマルアンチアイス方式と呼ばれるものが挙げられる（例えば特許文献１を参照）。
【特許文献１】特開平２−１３０２２５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
しかして、エンジンインテークの前縁部を抽気により加熱するサーマルアンチアイス方式を採用したエンジンインテーク防氷システムにおいて、従来は、導入された抽気はそのまま外部に排出されていた。
【０００４】
ところが、このような構成では、高温の抽気をエンジンが吸入することによるエンジンの不安定化、及び出力低下といった不具合の発生が避けられなかった。さらに、エンジンインテークに導入する抽気は使い捨てとなるので、エンジン圧縮部はこの分の抽気を余分に作り出す必要があり、エンジン効率が低下する不具合の発生も避けられなかった。
【０００５】
本発明は、以上に述べた問題を解決すべく、エンジンの圧縮部から空気を抽出してエンジンインテークの前端部に導入する抽気システムを構成するものである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
すなわち、本発明に係る抽気システムは、航空機用エンジンの圧縮部から圧縮空気を抽出し、抽出された空気である抽気の少なくとも一部を、エンジンインテークの前縁部に位置する防氷加熱部を有する防氷抽気ラインに導入することにより、エンジンインテークの前縁部を加熱し防氷を行う抽気システムであって、前記防氷抽気ラインに導入した抽気を、次段の空調システムに導入することを特徴とする。
【０００７】
このようなものであれば、防氷抽気ラインの防氷加熱部に導入した抽気によりエンジンインテークの前縁部を加熱しつつ、この抽気を次段の空調システムに導入するようにしているので、高温の抽気をエンジンが吸入することによるエンジンの不安定化及び出力低下といった、従来の高温高圧の圧縮空気をエンジンインテークの前縁部に導入してそのまま排出する構成において発生する不具合を抑えることができる。
【０００８】
また、エンジンインテークの前縁部に導入するための高圧空気を余分に作り出すことに伴うエンジン効率の低下を抑え、エンジン消費燃料の節約を図ることができる。
【０００９】
さらに、エンジンの圧縮室から抽出された抽気は、ラムエアとの熱交換により抽気の温度を低下させる機能を有するヒートエクスチェンジャであるプリクーラを介して空調システムに導入する態様が広く用いられているが、上述したような構成を採用すれば、防氷抽気ラインに導入した抽気の温度を前記防氷加熱部の表面においてエンジンインテークの前縁部と熱交換を行うことにより低下させるスキンヒートエクスチェンジャとしての機能を有するので、前記プリクーラの小型化ないし省略を図ることができる。特に、プリクーラを省略する態様を採用すればプリクーラに供給するエンジンファンエアが不必要になり、エンジン効率の向上を図ることができる。
【００１０】
なお、本発明において、空調システムとは、抽気システムから抽気の供給を受け、調温、調圧するものである。
【発明の効果】
【００１１】
本発明に係る抽気システムによれば、エンジンインテークの前縁部に位置する防氷加熱部を有する防氷抽気ラインに導入した抽気の全量を抽気の調温、調圧を行う空調システムに導入するので、高温の抽気をエンジンが吸入することに伴うエンジンの不安定化等の不具合を解消することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
本発明の第１実施形態を、図面を参照して以下に説明する。
【００１３】
この実施形態に係る航空機は、図１に示すように、前方から順に、前方から取り入れられた空気を圧縮する圧縮部１１、前記圧縮部１１で圧縮された空気と燃料とを混合して燃焼させる燃焼室１２、及び前記燃焼室１２内において発生した燃焼エネルギーを航空機の推進力に転換するタービン部１３を有するエンジン１と、このエンジン１を被覆する略円筒状のエンジンナセル２とを具備する。さらに、この航空機においては、エンジンナセル２の前端部を空気導入部であるエンジンインテーク２ｘとし、空気はエンジンインテーク２ｘを通過してエンジン１の圧縮部１１に取り入れられるようにしている。
【００１４】
また、本実施形態では、エンジン１の圧縮部１１から圧縮空気である抽気を抽出する抽気システムＳと、この抽気システムＳの次段に位置し、抽気を調温、調圧した後予圧室に供給する空調システムＡＣとをさらに具備する。前記抽気は、前記圧縮部１１内における断熱圧縮により、外気と比較して高温、高圧になっている。
【００１５】
さらに、前記抽気システムＳは、抽気の一部をエンジンインテーク２ｘの前縁部、すなわちエンジンナセル２の前縁部２ａに導入し、この抽気によりエンジンナセル２の前縁部２ａを加熱し防氷を行うサーマルアンチアイス方式のエンジンインテーク防氷システムとしても機能するようにしている。
【００１６】
具体的には、抽気システムＳは、前記エンジン１の圧縮部１１と前記空調システムＡＣとを接続する主抽気ライン３と、前記主抽気ライン３に設けた防氷抽気取入口３ａから分岐し、前記防氷抽気取入口３ａの下流に設けた防氷抽気還流口３ｂにおいて前記主抽気ライン３に合流する防氷抽気ライン４とを具備する。
【００１７】
前記主抽気ライン３には、前記防氷抽気取入口３ａより上流の部分に、抽気の逆流を防止する逆流防止弁３１を、また、前記防氷抽気還流口３ｂより下流の部分には、空調システムＡＣに異常な高温高圧の空気が流入することを防ぐべく抽気調圧弁３２を配置している。さらに、前記抽気調圧弁３２の下流には、抽気を冷却するプリクーラ３３を配置している。このプリクーラ３３は、エンジンナセル２の前縁部２ａともラムエアライン３３１を介して接続されていて、主抽気ライン３を通る抽気と前記ラムエアライン３３１を介して導入されるラムエアとの熱交換を行うことにより抽気を冷却する構成を有する。なお、前記ラムエアライン３３１には、ラムエアの流量を調節するラムエアバルブ３３１ａを配置している。
【００１８】
しかして本実施形態では、前記防氷抽気ライン４は、前記防氷抽気取入口３ａから前記エンジンナセル２の前縁部２ａに達する導入部４１と、このエンジンナセル２の前縁部２ａに位置し、ループ状に循環する形状の防氷加熱部４２と、前記防氷加熱部４２と連通し前記防氷抽気還流口３ｂに達する還流部４３とを有する。前記導入部４１には、この防氷抽気ライン４に導入する空気量を調整する防氷バルブ４４を配置している。そして、この防氷抽気ライン４に導入した抽気はその略全量が前記防氷抽気還流口３ｂから前記主抽気ライン３を経て次段の空調システムＡＣに導入されるように構成している。なお、前記防氷加熱部４２の形状を図２に示す。
【００１９】
前記空調システムＡＣは、この種の航空機用空調システムとして周知のもの、例えば特開平１１−４４４６３号公報記載のもののようと同様の構成を有する。
【００２０】
本実施形態において、エンジン１の圧縮部１１から抽出される高温高圧の圧縮空気である抽気は、以下のように流れる。まず、前記抽気が主抽気ライン３に導入される。次いで、この抽気の一部は、前記防氷抽気取入口３ａから分岐して、前記防氷抽気ライン４に導入される。前記防氷抽気ライン４に導入された抽気は、前記導入部４１を経て前記防氷加熱部４２に達する。この防氷加熱部４２において抽気はエンジンナセル２の前縁部２ａを周回してこの部位と熱交換を行う。すなわち、該エンジンナセル２の前縁部２ａが抽気により加熱される。この抽気の略全量が前記還流部４３を経て前記防氷抽気還流口３ｂにおいて前記主抽気ライン３に合流する。一方、抽気の残りは、主抽気ライン３を経て防氷抽気還流口３ｂに向かう。防氷抽気還流口３ｂにおいて合流した抽気は、前記抽気調圧弁３２を経て抽気とラムエアとの熱交換を行うヒートエクスチェンジャであるプリクーラ３３に導入され、このプリクーラ３３において冷却される。そして、プリクーラ３３において冷却された抽気は空調システムＡＣに導入され、空調システムＡＣにおいてさらに調温、調圧された後予圧室に供給される。
【００２１】
すなわち、前記防氷抽気ライン４に導入された抽気により前記エンジンナセル２の前縁部２ａが加熱され、この部位への氷の付着を防いでいる。また、前記防氷抽気ライン４に導入された抽気は、前記エンジンナセル２の前縁部２ａとの熱交換により温度が低下するので、前記プリクーラ３３に向かう抽気もまた温度が低下する。
【００２２】
以上に述べたように、本実施形態に係る防氷システムＳを採用すれば、防氷抽気ライン４の防氷加熱部４２に導入した抽気によりエンジンインテーク２ｘの前縁部２ａすなわちエンジンナセル２の前縁部２ａを加熱しつつ、前記防氷抽気ライン４に導入された抽気の略全量を前記防氷抽気還流口３ｂにおいて前記主抽気ライン３に合流させているので、エンジン１が高温の抽気を吸入することにより引き起こされる不安定化や出力の低下といった不具合の発生を防ぐことができる。また、エンジンナセルの前縁部に抽気を導入してそのまま外部に排出する場合には、外部に排出される分の抽気を余分に作り出す必要がありそのことに伴うエンジン効率の低下が生じるところ、本実施形態においては前記防氷抽気ライン４に導入してエンジンナセル２の前縁部２ａの加熱に用いた抽気の略全量を主抽気ライン３に合流させて空調システムＡＣに導入しているので、この不具合の発生を防ぐこともできる。
【００２３】
また、上述したように前記防氷抽気ライン４に導入された抽気はエンジンナセル２の前縁部２ａとの熱交換により冷却されるので、プリクーラ３３の小型化を図ることができる。
【００２４】
次に、本発明の第２実施形態を、図面を参照して以下に説明する。なお、上述した第１実施形態に対応する部位には、同一の名称及び符号を付している。
【００２５】
この実施形態に係る航空機は、図３に示すように、前方から順に、前方から取り入れられた空気を圧縮する圧縮部１１、前記圧縮部１１で圧縮された空気と燃料とを混合して燃焼させる燃焼室１２、及び前記燃焼室１２内において発生した燃焼エネルギーを航空機の推進力に転換するタービン部１３を有するエンジン１と、このエンジン１を被覆する略円筒状のエンジンナセル２とを具備する。そして、この航空機においても、エンジンナセル２の前端部を空気導入部であるエンジンインテーク２ｘとし、空気はエンジンインテーク２ｘを通過してエンジン１の圧縮部１１に取り入れられるようにしている。
【００２６】
また、本実施形態では、エンジン１の圧縮部１１から高温高圧の圧縮空気である抽気を抽出する抽気システムＳと、この抽気システムＳの次段に位置し、抽気を調温、調圧した後予圧室に供給する空調システムＡＣとをさらに具備する。前記抽気は、前記圧縮部１１内における断熱圧縮により、外気と比較して高温、高圧になっている。
【００２７】
前記抽気システムＳは、抽気の略全量をエンジンインテーク２ｘの前縁部、すなわちエンジンナセル２の前縁部２ａに導入し、この抽気によりエンジンナセル２の前縁部２ａを加熱し防氷を行うサーマルアンチアイス方式のエンジンインテーク防氷システムとしても機能するようにしている。さらに、この抽気の略全量を次段の空調システムＡＣに導入するように構成している。
【００２８】
具体的には、抽気システムＳは、前記エンジン１の圧縮部１１からエンジンナセル２の前縁部２ａを経由して空調システムＡＣに達する主抽気ライン６を具備する。
【００２９】
前記主抽気ライン６は、前記エンジン１の圧縮部１１とエンジンナセル２の前縁部２ａとを接続する導入部６１と、エンジンナセル２の前縁部２ａに位置する防氷加熱部６２と、エンジンナセル２の前縁部２ａと前記空調システムＡＣとを接続する還流部６３とを具備する。なお、前記導入部６１、前記防氷加熱部６２、及び前記還流部６３は、全て連通している。また、前記防氷加熱部６２は、図４に示すようにエンジンナセル２の前縁部２ａに千鳥状に形成している。
【００３０】
しかして本実施形態では、この主抽気ライン６に導入された抽気の略全量が、前記導入部６１、前記防氷加熱部６２、前記還流部６３を経て前記空調システムＡＣに導入されるよう構成している。
【００３１】
また、前記導入部６１には、抽気の逆流を防止する逆流防止弁６１１を配置しているとともに、この逆流防止弁６１１の下流には主抽気ライン６に導入する空気量を調整する防氷バルブ６１２を配置している。また、前記還流部６３には、空調システムＡＣに異常な高温高圧の空気が流入することを防ぐべく抽気調圧弁６３１を配置している。
【００３２】
前記空調システムＡＣは、この種の航空機用空調システムとして周知のもの、例えば特開平１１−４４４６３号公報記載のもののようと同様の構成を有する。
【００３３】
本実施形態に係るエンジン１において、エンジン１の圧縮部から抽出される高温高圧の圧縮空気である抽気は、以下のように流れる。まず、前記抽気の略全量が主抽気ライン６の導入部６１に導入される。次いで、この抽気は、その略全量が前記防氷加熱部６２に達する。防氷加熱部６２に達した抽気は、エンジンナセル２の前縁部２ａと熱交換を行いつつ前記還流部６３に向かう。すなわち、前記熱交換により、前記エンジンナセル２の前縁部２ａは加熱され、前記抽気は冷却される。そして、冷却された抽気の略全量が前記還流部６３を経て次段の空調システムＡＣに導入され、この空調システムＡＣにおいて調温、調圧された後予圧室に供給される。すなわち、本実施形態では、前記主通気ライン６が、上述した第１実施形態における防氷通気ライン４としての機能をも備える。
【００３４】
本実施形態に係る抽気システムＳを採用すれば、前記主抽気ライン６の防氷加熱部６２に導入された抽気の全量が前記還流部６３を経て次段の空調システムＡＣに導入されるので、上述した第１実施形態に係る抽気システムＳにおける主要な効果の全てを得ることができる。
【００３５】
さらに、本実施形態では、防氷加熱部６２を千鳥状に形成しているので、防氷加熱部６２の表面積が大きく、従って抽気とエンジンインテーク２ｘの前縁部２ａすなわちエンジンナセル２の前縁部２ａとの熱交換をより完全に行い抽気の温度を十分下げてから空調システムＡＣに供給することができる。すなわち、この防氷加熱部６２を抽気とエンジンナセル２の前縁部２ａとの熱交換を行うスキンヒートエクスチェンジャとして機能させることにより、第１実施形態におけるプリクーラ３３を省略して構造の簡素化を図るとともに、前記プリクーラ３３を省略することによりこのプリクーラ３３に供給するエンジンファンエアも必要がなくなるので、エンジン効率のさらなる向上を図ることができる。なお、このような効果は、例えば防氷加熱部６２をエンジンナセル２の前縁部２ａにおいて螺旋状に周回する形状に形成したもの等によっても得ることができる。
【００３６】
なお、本発明は上述した実施形態に限られない。
【００３７】
例えば、防氷加熱部は、エンジンナセルの前縁部に位置し、抽気とエンジンナセルの前縁部との熱交換を行うヒートエクスチェンジャとしての機能を有するものであれば、その形状は任意に設定してよい。
【００３８】
また、防氷加熱部を有する防氷抽気ラインに導入した抽気の少なくとも一部を次段の空調システムに導入するよう構成したものであれば、抽気システムの抽気ラインの構成は上述した第１及び第２実施形態に述べた以外の構成を採用してもよい。
【００３９】
さらに、エンジンナセルの前端部以外の部位に空気導入部であるエンジンインテークを形成している航空機において、エンジンインテークの前縁部に位置する防氷加熱部を有する防氷抽気ラインに抽気を導入して該エンジンインテークの前縁部を加熱し、前記防氷抽気ラインに導入した抽気を次段である空調システムに導入するようにしてもよい。
【００４０】
このような構成によっても、抽気の少なくとも一部は排出されずに空調システムに導入されるので、高温の抽気をエンジンが吸入することに伴う不具合を抑えること、及びエンジンインテークの前縁部に排出するための抽気を余分に作り出すことに伴うエンジン効率の低下を抑えることを実現できる。さらに、抽気とエンジンインテークの前縁部との熱交換により抽気を冷却するので、プリクーラを小型化ないし省略することも実現できる。
【００４１】
その他、本発明の趣旨を損ねない範囲で種々に変更してよい。
【図面の簡単な説明】
【００４２】
【図１】本発明の第１実施形態に係る抽気システムを示す概略図。
【図２】同実施形態に係る防氷抽気ラインの防氷加熱部を示す概略図。
【図３】本発明の第２実施形態に係る抽気システムを示す概略図。
【図４】同実施形態に係る防氷抽気ラインの防氷加熱部を示す概略図。
【図５】従来の抽気システムを示す概略図。
【符号の説明】
【００４３】
Ｓ…抽気システム
ＡＣ…空調システム
１…エンジン
１１…圧縮部
２…エンジンナセル
２ｘ…エンジンインテーク
２ａ…エンジンナセルの前縁部
４…防氷抽気ライン
６…抽気ライン（防氷抽気ライン）
４２、６２…防氷加熱部
【図１】
2005248764.tif 000003
【図２】
2005248764.tif 000004
【図３】
2005248764.tif 000005
【図４】
2005248764.tif 000006
【図５】
2005248764.tif 000007