(57)【要約】【課題】局所的な過熱を防ぎつつ、簡易な構造で、航空機の前縁における着氷を確実かつ効率的に防ぐことができる、航空機における前縁部の防氷構造を提供する。【解決手段】防氷構造４０は、主翼前縁部２２へ供給する抽出エアが流れる抽出エアノズル４１を備える。抽出エアは、内壁面３１を沿って主翼前縁部２２の後方へ流れる。内壁面３１には、表面処理が施され、熱伝導率が高くされた表面処理領域３１Ｂが形成されている。抽出エアノズル４１は、抽出エアが主翼前縁部２２の先端部２２ａに向けて供給する複数の吹き出し孔４１ａを有し、吹き出し孔４１ａから吹き出された抽出エアは、吹き出し孔４１ａと対向する位置にある非表面処理領域３１Ａに吹き付けられる。その後、抽出エアは非表面処理領域３１Ａを囲む表面処理領域３１Ｂ上を流れる。この構成により、内壁面３１全体の熱伝達率が平均化かつ上昇され、主翼前縁部２２全体が均一に加熱される。【選択図】図１
2013163479.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
湾曲形状をなす前縁部の内周面に向けて抽出エアを供給することで前記前縁部の外周面への着氷を防止する構造であって、
前記内周面は、
第一の領域と、
前記第一の領域の周囲を囲い、前記第一の領域よりも熱伝達率の高い第二の領域と、
を有し、
前記抽出エアは、前記第一の領域に向けて吹き付けられる、
ことを特徴とする航空機における前縁部の防氷構造。
【請求項２】
前記第二の領域の表面粗さが、前記第一の領域の表面粗さよりも大きいことで、
前記第二の領域の熱伝達率が前記第一の領域より高い、
請求項１に記載の航空機における前縁部の防氷構造。
【請求項３】
前記前縁部は、翼の前縁部である、
請求項１に記載の航空機における前縁部の防氷構造。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか一項に記載の防氷構造を備えた、航空機の主翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の前縁の着氷を防止する防氷構造および航空機主翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機が雲の中を飛行する際に、翼の前縁の外側表面に、空気中に存在する過冷却の水滴の衝突による着氷が生じやすい。この着氷現象は、航空機に様々な悪影響を及ぼす。そのため、航空機の翼の前縁には、加熱手段により着氷を防止するための防氷装置が装備されている。一般的に、タービン・エンジンを装備する航空機では、エンジンの圧縮機から高温かつ高圧のエアを抽出し、この抽出されたエア（抽出エア）を加熱手段として用いている。このような防氷装置では、抽出エアを翼の内部まで導き、抽出エアが流れる抽出エア供給管に設けられた多数のノズルまたはスリットから、翼の前縁の先端部に向けて抽出エアを吹き付けることにより、翼の前縁を加熱している。この場合、抽出エアが吹きつけられた先端部付近では高い熱伝達率が得られるため、少量の抽出エア量で加熱することができる。その一方で、先端部付近から離れた領域では、先端部付近ほどの高い熱伝達率を得ることができない。したがって、翼の前縁を全体にわたって均一に加熱することができず、翼の前縁への着氷を適正に防止できないことが問題となっていた。
【０００３】
この問題を解決するために、特許文献１では、図４に示すように、航空機の主翼前縁部１１の内側における抽出エア１５の流路に沿ってガイド板１２を取り付け、主翼前縁部１１の内面を二重構造とし、主翼前縁部１１の後方に向けて抽出エア１５を流す暖気通路１３を設けた防氷装置１４が提案されている。この構造により、抽出エア１５が暖気通路１３を通って下流側まで確実に流れるため、主翼前縁部１１の内面における熱伝達率が平均化され、主翼前縁部１１を全体にわたって適正に加熱することができる。
しかしながら、特許文献１に記載の防氷装置１４は、構造が複雑で重量が重いため、航空機の機体重量が増大する。
また、この防氷装置１４では、主翼前縁部１１のみならず、ガイド板１２も抽出エア１５により加熱されるため、熱ロスが大きい。そのため、主翼前縁部１１全体を適切に加熱するのに必要な抽出エア１５の量が増大し、結果として航空機の燃費の悪化につながる。
さらに、この防氷装置１４では、抽出エア１５が吹きつけられる主翼前縁部１１の先端部１１ａの熱伝達率が局所的に高くなり、先端部１１ａの内面が焼損する恐れがある。
【０００４】
特許文献２では、主翼の前縁の内壁全体に表面処理を施し、主翼の前縁における熱伝達率を全体にわたって上昇させる構成が提案されている。しかしながら、この方法では、抽出エアが吹き付けられる主翼の先端部付近の熱伝達率がさらに上昇してしまい、主翼の前縁を全体にわたって均一に加熱することができない。また、主翼の前縁の先端部付近が抽出エアにより局所的に過熱され、焼損する恐れがある。
【０００５】
一方で、特許文献３では、主翼の前縁の外側に粗い表面を有するバンドを取り付けて、主翼の前縁の外側を流れる層流を乱流に遷移させることにより主翼の前縁を冷却させ、局所的に高くなった熱伝達率を低下させる防氷装置を提案している。この防氷装置によれば、抽出エアが吹き付けられる主翼の前縁の焼損を防ぐことができる。しかしながら、主翼の外側表面に部材を設けると、飛行中の空気抵抗が増し、航空機の燃費の悪化につながる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開２０１１−１８３９２２号公報
【特許文献２】特表２０１１−５００４４５号公報
【特許文献３】特表２００９−５２３６７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明は、このような技術的課題に基づいてなされたもので、局所的な過熱を防ぎつつ、簡易な構造で、航空機の前縁における着氷を確実かつ効率的に防ぐことができる、航空機における前縁部の防氷構造を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
かかる目的のもと、本発明の航空機における前縁部の防氷構造は、湾曲形状をなす前縁部の内周面に向けて抽出エアを供給することで前縁部の外周面への着氷を防止する。内周面は、第一の領域と、第一の領域の周囲を囲い、第一の領域よりも熱伝達率の高い第二の領域とを有し、抽出エアは第一の領域に向けて吹き付けられる。
このように、抽出エアが吹き付けられる領域の周囲に、その領域よりも熱伝達率が高い領域を設けるという簡易な構成により、前縁部の内周面全体の熱伝達率を平均化させ、前縁部の内周面の局所的な過熱による焼損を防ぐことができる。
また、前縁部の内周面全体の熱伝達率を上昇させることができるため、前縁部をより均一かつ効率的に加熱することができる。従って、前縁部の外側の着氷を確実かつ効率的に防止することができる。
【０００９】
また、本発明は、第二の領域の表面粗さが、第一の領域の表面粗さよりも大きいことで、第二の領域の熱伝達率が第一の領域の熱伝達率よりも高い、とすることができる。第一の領域の熱伝達率が、第二の領域の熱伝達率の上昇に比例して上昇することがなく、前縁部の内周面の熱伝達率が平均化される。
【００１０】
さらに、本発明では、前縁部を航空機の翼の前縁部とすることができる。航空機の翼の前縁部に本発明の防氷構造を設けることで、翼の前縁部の外側に生じる着氷を確実かつ効率的に防止することができる。
【００１１】
本発明は、また、上述の防氷構造を備えた航空機の主翼とすることもできる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、簡易な構造で、局所的な過熱を防ぎつつ、航空機の前縁における着氷を確実かつ効率的に防ぐことができる、航空機における前縁部の防氷構造を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本実施形態における防氷構造が適用された主翼の要部を表す図であり、（ａ）はその断面図、（ｂ）は主翼の前縁部の内側を示す斜視図である。
【図２】抽出エアの吹付点からの距離と熱伝達率の関係を示す図である。
【図３】本実施形態における抽出エアの流れと熱伝達率の関係を示す図である。
【図４】従来の航空機の主翼の前縁部の防氷構造が適用された主翼の要部を表す断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、添付図面に示す実施形態に基づいてこの発明を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではない。
【００１５】
＜主翼２０＞
図１（ａ）に示すように、本実施形態による主翼２０は、その外殻が例えばアルミニウム合金からなる翼パネル（スキン）２１によって形成されている。翼パネル２１は、まげ加工により、主翼２０の前縁において湾曲している。これにより、主翼２０の前縁の近傍で翼長方向に沿った主翼前縁部２２は湾曲形状となっている。
なお、翼パネル２１は、炭素繊維と樹脂との複合材料であるＣＦＲＰ（Ｃａｒｂｏｎ  Ｆｉｂｅｒ  Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ  Ｐｌａｓｔｉｃｓ）やガラス繊維と樹脂との複合材料であるＧＦＲＰ（Ｇｌａｓｓ  Ｆｉｂｅｒ  Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ  Ｐｌａｓｔｉｃｓ）から形成したものを用いることもできる。
暖気室３０は、翼パネル２１と、主翼前縁部２２の後部に主翼２０の翼長方向に沿って設けられる後壁３２とに囲まれることにより形成されている。なお、暖気室３０は、翼長方向に区分されていてもよい。
【００１６】
＜防氷構造４０＞
主翼２０は、その内側に防氷構造４０を有している。防氷構造４０は、主翼前縁部２２を加熱する抽出エアを供給する抽出エアノズル４１と、抽出エアノズル４１に連結した抽出エア供給管４２と、翼パネル２１の内壁面（内周面）３１と、から構成される。
【００１７】
図１（ａ）に示すように、抽出エアノズル４１は、主翼前縁部２２の先端部２２ａから離れた位置に、主翼２０の翼長方向に沿って配設されている。抽出エアノズル４１は、暖気室３０内に適宜の手段により固定されている。抽出エアノズル４１には、図示しないエンジンの圧縮機から抽出された高温（２００℃近傍）のエアを供給する抽出エア供給管４２が連結されている。
抽出エアノズル４１には、主翼前縁部２２の先端部２２ａに向けて開口する複数の吹き出し孔４１ａが形成されている。吹き出し孔４１ａは、抽出エアノズル４１の長手方向に所定の間隔を隔てて直線上に並んでいる。吹き出し孔４１ａからは、抽出エア供給管４２から抽出エアノズル４１に流入した抽出エアが、高温かつ高速のジェット噴流として主翼前縁部２２の先端部２２ａに向けて供給される。
【００１８】
図１（ｂ）に示すように、内壁面３１には、吹き出し孔４１ａに対向し、抽出エアが吹き付けられる領域（非表面処理領域（第一の領域）３１Ａ）を囲むように、熱伝達率を向上させる表面処理領域（第二の領域）３１Ｂが形成されている。
表面処理領域３１Ｂは、通常の表面処理方法により適宜形成することができる。具体的には、非表面処理領域３１Ａに表面処理が施されるのを防ぐように当該領域３１Ａをマスク等で覆い、その周囲をショットブラストによって梨地に加工することができる。梨地に加工をすることで熱伝達率が向上する要因は複数あるが、表面処理領域３１Ｂの表面積が増大すること、表面に形成された凹凸に抽出エアが衝突することで抽出エアの流れが混合しやすくなること等が挙げられる。また、梨地以外でも、表面処理部３１Ｂの表面粗さが、非表面処理部３１Ａやその他表面処理が施されていない内壁面３１の表面粗さよりも大きくなるように表面処理されればよい。なお、ショットブラスト以外の表面処理方法としては、エッチングを適用することもできる。また、梨地加工等により表面処理領域３１Ｂと非表面処理領域３１Ａのそれぞれの表面粗さに変化をつける処理の他の方法を用いても、表面処理領域３１Ｂに凹凸等が形成されれば同様の効果を得ることができる。
【００１９】
図１（ｂ）に示すように、表面処理領域３１Ｂは、主翼前縁部２２の内側の内壁面３１であって非表面処理領域３１Ａの外側の所定領域に設けることができる。この領域は、例えば、内壁面３１における抽出エアの吹付点からの直線距離Ｒに対する熱伝達率ｈの変化率（ｄｈ/ｄＲ）が一定以下となる領域とすることができる。図２に示すように、一般的に、抽出エアの熱伝達率ｈは吹付点で最も高く、吹付点からある距離までは急激に減衰するが、さらに距離が離れると減衰は小さくなる。本実施形態では、この熱伝達率ｈの変化率（ｄｈ/ｄＲ）が一定以下となる位置を表面処理開始位置Ｒ´とし、Ｒ´よりも外側に表面処理領域３１Ｂを設けている。これにより、表面処理領域３１Ｂにおける熱伝達率を全体的に向上することができ、吹付点を含む非表面処理領域３１Ａの熱伝達率が局所的に過大となることを防ぐ。なお、熱伝達率の変化率は諸条件によって変化しうるものであるため適宜個別に定めることができるが、一般的には、表面処理開始位置Ｒ´は、吹き出し孔４１ａの直径のおよそ５〜１５倍の範囲におさまることがほとんどである。表面処理領域３１Ｂは、表面処理開始位置Ｒ´から主翼前縁部２２の後方に渡って、非表面処理領域３１Ａを除く内壁面３１全体に施すこともできる。
なお、本実施形態の表面処理領域３１Ｂは、図１（ｂ）に示すように、円形の非表面処理領域３１Ａが主翼２０の翼長方向に沿って間隔を空けて間欠的に設けられるように形成されているが、非表面処理領域３１Ａの形状はこれに限られない。例えば、非表面処理領域３１Ｂが主翼２０の翼長方向に一様に連なるようにして、表面処理領域３１Ｂを設けることもできる。
【００２０】
＜抽出エアの流れＡＦ＞
図示しないエンジンから抽出された抽出エアＡＦは、抽出エア供給管４２を介して抽出エアノズル４１に供給され、複数の吹き出し孔４１ａから高温かつ高速のジェット噴流として主翼前縁部２２の先端部２２ａに向けて吹き出される。抽出エアは、非表面処理領域３１Ａに吹き付けられ、表面処理領域３１Ｂ上を拡散しながら主翼前縁部２２の後方に向けて流れる。これにより、主翼前縁部２２全体が加熱される。なお、主翼前縁部２２の後方に流れた抽出エアは、暖気室３０から図示しない排出ポートを通して航空機の機外に排出される。
【００２１】
＜抽出エアの流れと熱伝達率の関係と本実施形態の効果＞
次に、図３を参照しながら、上述した抽出エアの流れと、それに影響を受ける内壁面３１における熱伝達率の関係を説明する。なお、図３（ａ）、図３（ｂ）は表面処理領域３１Ｂを設けた場合を示し、図３（ｃ）、図３（ｄ）は内壁面３１に表面処理を施さない場合を示している。図３（ｅ）、図３（ｆ）は、内壁面３１全体に表面処理を施した場合を示している。また、図３（ｂ）、（ｄ）、（ｆ）は、抽出エアが吹き付けられた内壁面３１の熱伝達率の分布を示している。
【００２２】
図３（ｃ）および図３（ｄ）に示すように、内壁面３１に表面処理を施すことなく、吹き出し孔４１ａから吹き出された抽出エアが内壁面３１に直接吹き付けられると、その吹き付けられた部分（吹付点）の熱伝達率が突出して高くなる。そうすると、主翼前縁部２２に加熱ムラが生じる恐れがある。
また、図３（ｅ）および図３（ｆ）に示すように、抽出エアが吹き付けられる部分を含めた内壁面３１全体に表面処理を施すと、内壁面３１全体の熱伝達率が高くなると同時に、抽出エアが吹き付けられた部分の熱伝達率も比例して高くなる。したがって、抽出エアが吹き付けられた部分が局所的な過熱により焼損する恐れがある。
これに対し、図３（ａ）および図３（ｂ）に示すとおり、抽出エアが吹き付けられる領域（非表面処理領域３１Ａ）の周囲に表面処理領域３１Ｂを設けて、表面処理領域３１Ｂのみの熱伝達率を上昇させることにより、内壁面３１における熱伝達率を平均化させつつ、全体的に上昇させることができる。これにより、主翼前縁部２２の先端部２２ａと、そこから離れた主翼前縁部２２の後方との温度差が小さくなるため、主翼前縁部２２全体を均一かつ効率的に加熱することができる。また、非表面処理領域３１Ａの熱伝達率が局所的に高くなることもないため、非表面処理領域３１Ａの局所的な過熱による焼損を防ぐことができる。
【００２３】
さらに、内壁面３１に表面処理領域３１Ｂを設けるだけで済むため、防氷構造を簡易で軽量なものとすることができる。また、主翼前縁部２２の外側に部材を設ける必要もないので、空気抵抗が増えることによる燃費の悪化を招かない。
【００２４】
このような構成により、本実施形態の防氷構造は、簡易な構造に関わらず、主翼前縁部２２をより効率的に加熱することができる。その結果、局所的な過熱を防ぎつつ、主翼前縁部２２の外側への着氷を確実かつ効率的に防止することができる。
【００２５】
なお、上記では、本発明の航空機における前縁部の防氷構造を航空機の主翼に適用して説明したが、主翼に限らず、尾翼など、他の翼に適用してもよい。また、翼の他にも、エンジンの空気取り入れ口の前縁部など、航空機の前縁であって着氷しやすい場所に適用することもできる。
また、上記では、複数の吹き出し孔４１ａを備える抽出エアノズル４１を例に説明したが、抽出エアを所望する箇所に供給できるものであればよく、例えば、吹き出し孔を一つだけ有するノズルを複数設けてもよい。
これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。
【符号の説明】
【００２６】
２０…主翼、２１…翼パネル、２２…主翼前縁部、２２ａ…先端部、３０…暖気室、３１…内壁面、３２…後壁、４０…防氷構造、４１…抽出エアノズル、４１ａ…吹き出し孔、４２…抽出エア供給ライン、３１Ａ…非表面処理領域（第一の領域）、３１Ｂ…表面処理領域（第二の領域）
【図１】
2013163479.tif 000003
【図２】
2013163479.tif 000004
【図３】
2013163479.tif 000005
【図４】
2013163479.tif 000006