(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機用ジェットタービンエンジンの入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減する防氷システムを提供する。【解決手段】システム１は、バルクヘッドから環状ハウジング容積４４に延び、各々がバルクヘッドに結合した第１の端部６６と、環状ハウジング容積に広がる自由端６８と、これらの間で延びるベーン本体６７とを含む、ベーン５６をさらに含む。ベーンは、ノズル３４の下流に配置され、高温ガス流５０を第１の方向５８で環状ハウジング容積の中に向けるように構成される。ベーン５６は、高温ガス流を第１の方向から第２の方向６０への第１の転向角で向け直すように構成される。第２の方向は、入口リップ１４の内面６２上への高温ガス流５０の直接的な衝突５２を低減する。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
バルクヘッド（３２）に取り付けられた外側シェル（４６）を含み、環状ハウジング容積（４４）を取り囲む入口リップ（１４）と、
前記バルクヘッド（３２）から前記環状ハウジング容積（４４）に延び、各々が前記バルクヘッド（３２）に結合した第１の端部（６６）と、前記環状ハウジング容積（４４）に広がる自由端（６８）と、これらの間で延びるベーン本体（６７）とを含む、１又は２以上のベーン（５６）と、
を備える航空機防氷システム（１）であって、
前記１又は２以上のベーン（５６）は、ノズル（３４）の下流に配置され、高温ガス流（５０）を第１の方向（５８）で前記環状ハウジング容積（４４）の中に向けるように構成され、
前記１又は２以上のベーン（５６）は、前記高温ガス流（５０）を第１の方向（５８）から第２の方向（６０）への第１の転向角で向け直すように構成され、前記第２の方向（６０）は、前記入口リップ（１４）の内面（６２）上への前記高温ガス流（５０）の直接的な衝突（５２）を低減するようになっている、航空機防氷システム（１）。
【請求項２】
前記ベーン（５６）の各々の前記自由端（６８）は、前記高温ガス流（５０）が前記１又は２以上のベーン（５６）に衝突する場合の、前記バルクヘッド（３２）からの前記高温ガス流（５０）の対応する高さ（７２）よりも高いベーン高さ（７０）まで延びる、請求項１に記載のシステム（１）。
【請求項３】
前記ベーン（５６）の各々は、
前記第１の方向（５８）に整列しかつ前記ノズル（３４）の下流に配置された前縁（７４）と、
前記第２の方向（６０）に整列しかつ前記前縁（７４）の下流に配置された後縁（７５）と、
をさらに備える、請求項１に記載のシステム（１）。
【請求項４】
前記ベーン（５６）の各々は、前記前縁（７４）から前記後縁（７５）に延びる翼形輪郭をさらに備える、請求項３に記載のシステム（１）。
【請求項５】
前記第２の方向（６０）は、前記環状ハウジング容積（４４）の内周（８０）に向いている、請求項１に記載のシステム（１）。
【請求項６】
前記１又は２以上のベーン（５６）は、第１のベーン（７６）及び第２のベーン（７８）を含み、前記第１のベーン（７６）は、前記第２のベーン（７８）に比べて前記環状ハウジング容積（４４）の内周（８０）の近くに配置され、
前記第１のベーン（７６）は、前記第１の方向（５８）に整列しかつ前記ノズル（３４）の下流に配置された第１の前縁（８２）と、前記第２の方向（６０）に整列しかつ前記第１の前縁（８２）の下流に配置された第１の後縁（８４）とを含み、
前記第２のベーン（７８）は、前記第１の方向（５８）に整列しかつ前記ノズル（３４）の下流に配置された第２の前縁（８６）と、第３の方向（９０）に整列しかつ前記第２の前縁（８６）の下流に配置された第２の後縁（８８）とを含み、
前記第１のベーン（７６）は、前記高温ガス流（５０）を、前記第１の方向（５８）から前記第２の方向（６０）への第１の転向角で前記環状ハウジング容積（４４）の内周（８０）に向け直すように構成され、
前記第２のベーン（７８）は、高温ガス流（５０）を、前記第１の方向（５８）から前記第３の方向（９０）への第２の転向角で記環状ハウジング容積（４４）の内周（８０）に向け直すように構成され、
前記第２の転向角は、前記第１の転向角に比べて大きい、請求項１に記載のシステム（１）。
【請求項７】
前記第１及び第２の前縁（８２、８６）は、前縁隙間（９２）よって分けられており、前記前縁隙間（９２）は、前記第１及び第２のベーン（７６、７８）の間で前記高温ガス流（５０）を捕らえるようになっている、請求項６に記載のシステム（１）。
【請求項８】
前記第１及び第２の後縁（８４、８８）は、後縁隙間（９４）によって分けられており、前記後縁隙間（９４）は前記前縁隙間（９２）よりも狭い、請求項６に記載のシステム（１）。
【請求項９】
前記１又は２以上のベーン（５６）は、前記高温ガス流（５０）が前記環状ハウジング容積（４４）の中で外気と混合する前に前記高温ガス流（５０）を向け直すように配置される、請求項１に記載のシステム（１）。
【請求項１０】
防氷システム（１）を備えるジェット機（１００）であって、前記防氷システム（１）は、
バルクヘッド（３２）に取り付けられた外側シェル（４６）を含み、環状ハウジング容積（４４）を取り囲む入口リップ（１４）と、
前記バルクヘッド（３２）から前記環状ハウジング容積（４４）に延び、各々が前記バルクヘッド（３２）に結合した第１の端部（６６）と、前記環状ハウジング容積（４４）に広がる自由端（６８）と、これらの間で延びるベーン本体（６７）とを含む、１又は２以上のベーン（５６）と、
を備える航空機防氷システム（１）であって、
前記１又は２以上のベーン（５６）は、ノズル（３４）の下流に配置され、高温ガス流（５０）を第１の方向（５８）で前記環状ハウジング容積（４４）の中に向けるように構成され、
前記１又は２以上のベーン（５６）は、前記高温ガス流（５０）を第１の方向（５８）から第２の方向（６０）への第１の転向角で向け直すように構成され、前記第２の方向（６０）は、前記入口リップ（１４）の内面（６２）上への前記高温ガス流（５０）の直接的な衝突（５２）を低減するようになっている、ジェット機（１００）。
【請求項１１】
前記ベーン（５６）の各々の前記自由端（６８）は、前記高温ガス流（５０）が前記１又は２以上のベーン（５６）に衝突する場合の、前記バルクヘッド（３２）からの前記高温ガス流（５０）の対応する高さ（７２）よりも高いベーン高さ（７０）まで延びる、請求項１０に記載のジェット機（１００）。
【請求項１２】
前記１又は２以上のベーン（５６）は、第１のベーン（７６）及び第２のベーン（７８）を含み、前記第１のベーン（７６）は、前記第２のベーン（７８）に比べて前記環状ハウジング容積（４４）の内周（８０）の近くに配置され、
前記第１のベーン（７６）は、前記第１の方向（５８）に整列しかつ前記ノズル（３４）の下流に配置された第１の前縁（８２）と、前記第２の方向（６０）に整列しかつ前記第１の前縁（８２）の下流に配置された第１の後縁（８４）とを含み、
前記第２のベーン（７８）は、前記第１の方向（５８）に整列しかつ前記第１の前縁（８２）と同じ下流位置で前記ノズル（３４）の下流に配置された第２の前縁（８６）と、第３の方向（９０）に整列しかつ前記第２の前縁（８６）の下流に配置された第２の後縁（８８）とを含み、
前記第１のベーン（７６）は、前記高温ガス流（５０）を、第１の転向角で前記環状ハウジング容積（４４）の内周（８０）に向け直すように構成され、
前記第２のベーン（７８）は、高温ガス流（５０）を、前記第１の方向（５８）から前記第３の方向（９０）への第２の転向角で向け直すように構成され、前記第２の転向角は、前記第１の転向角に比べて前記内周（８０）により向いている、請求項１０に記載のジェット機（１００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機ジェットエンジン推進システムのための防氷システムの改良に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の主翼、プロペラ、及び空気入口等の航空機の露出面上の氷の生成は、重航空機飛行の開始以来の問題となっている。何らかの堆積した氷は、重量を相当増やし、翼形又は入口形状を変化させ、航空機の飛行を非常に困難にし、場合によっては航空機の損害をもたらす。ジェット機の場合、エンジン入口ハウジングの前縁から離脱した大きな氷片は、回転ブレード又は他の内部エンジン構成要素に損傷を与えてエンジン故障につながる可能性がある。
【０００３】
最も一般的な防氷技術の１つは、氷結の可能性のある領域の近くのハウジングの中に高温ガスを供給することである。この問題を解決する現在の技術は、概して２つのタイプのシステムのうちの一方に分類される。すなわちインピンジメント型リングシステム又は旋回ノズルシステムである。各々の場合、高温ガス導管が、単純にジェットエンジン入口の前縁又は主翼前縁といったハウジングに高温ガスを導入する。これらのシステムは一般には有効であるが、その効率は、対象領域上により効率的に分散するのではなく必要以上の熱エネルギが局部領域に導入されることによって低下する。この局部「高温」スポットは、結果的にハウジングの構造的完全性に悪影響を与える。
【０００４】
インピンジメント型リングシステムにおいて、入口正面の周りに３６０度延在する環状形状の管体に孔を戦略的に配置することで、高温空気は、エンジン入口リップを形成する金属外皮に衝突する。入口リップを形成する金属外皮の内面上への空気の衝突により、金属温度が上昇して着氷を防ぐようになっている。
【０００５】
既存の旋回ノズルは、単一のハウジングの中に包含された複数の孔を通じて高温空気を吐出し、その結果、高温空気ジェット流れ場が形成される。空気は高速で吐出するので、一般にＤ−ダクトリップと呼ばれる最前方入口区画に旋回作用をもたらす。この空気は、環状Ｄ−ダクト区画の周りを３６０度移動し続ける。これは、排出ポートを通って大気に出て行くまで区画の周りを数回循環する。この循環及び／又は旋回する高温空気は、入口リップ外皮を加熱して着氷を防止するので、氷がリップから分離して下流の回転しているエンジンブレードに衝突する問題を緩和する。本明細書の図面及び記載は例示目的でノーズカウルの防氷を説明するが、本明細書に開示の発明は、例えば、限定ではないが主翼導管及びダクトを含む、氷の生成にさらされる何らかの他のハウジングに適用することができる。
【０００６】
既存の両システムには制約がある。インピンジメントリング型防氷システムは、厄介な前方入口区画の周りで３６０度延在する管体及び支持構造体を有する。これらのシステムは、一般に非常に大きな熱伝達率を有するが、同時に航空機の推進システムの重量が相当増える。旋回ノズルシステムは、一般にインピンジメントリング型システムよりもかなり軽量であり、リップ表面を防氷するめに使用する空気は少ない。両システムは、構造劣化及び準最適効率を促進する可能性がある、局部的な噴流衝突を与え。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第８９６７５４３号明細書
【発明の概要】
【０００８】
１つの実施形態において、航空機防氷システムが提供される、システムは、バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを備えた入口リップを含む。入口リップは、環状ハウジング容積を取り囲む。システムは、バルクヘッドから環状ハウジング容積に延び、各々がバルクヘッドに結合した第１の端部と、環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、１又は２以上のベーンをさらに含む。１又は２以上のベーンは、ノズルの下流に配置され、高温ガス流を第１の方向で環状ハウジング容積の中に向けるように構成される。１又は２以上のベーンは、高温ガス流を第１の方向から第２の方向への第１の転向角で向け直すように構成される。第２の方向は、入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている。
【０００９】
第２の実施形態において、航空機エンジンの入口リップの氷結を防止する方法が提供される。本方法は、高温ガス流をノズルから、バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを有しかつ環状ハウジング容積を取り囲む入口リップへ第１の方向で向ける段階を含む。本方法は、高温ガス流を、ノズルの下流に配置された１又は２以上のベーンを使用して、第１の方向から第２の方向への第１の転向角で向け直す段階をさらに含む。第２の方向は、入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている。
【００１０】
第３の実施形態において、防氷システムを備えたジェット機が提供される。ジェット機の防氷システムは、バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを備えた入口リップを含む。入口リップは、環状ハウジング容積を取り囲む。システムは、バルクヘッドから環状ハウジング容積に延び、各々がバルクヘッドに結合した第１の端部と、環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、１又は２以上のベーンをさらに含む。１又は２以上のベーンは、ノズルの下流に配置され、高温ガス流を第１の方向で環状ハウジング容積の中に向けるように構成される。１又は２以上のベーンは、高温ガス流を第１の方向から第２の方向への第１の転向角で向け直すように構成される。第２の方向は、入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている。
【００１１】
図１−８Ｂは、本明細書に記載の方法及び装置の例示的な実施形態を示す。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】典型的なジェットタービンエンジンの概略図。
【図２】旋回ノズルを含む入口リップの部分図。
【図３】旋回ノズル組立体の概略図。
【図４】入口リップの環状ハウジング容積の中を進む高温ガス流の温度プロフィールを示す図。
【図５】入口リップの環状ハウジング容積の中の１又は２以上のベーンを移動する高温ガス流の温度プロフィールを示す図。
【図６】入口リップの環状ハウジング容積の中の１又は２以上のベーンを移動する高温ガス流の断面概略図。
【図７】入口リップの環状ハウジング容積の中の１又は２以上のベーンの断面概略図。
【図８Ａ】防氷システムを備えたジェット機の正面図。
【図８Ｂ】図８Ａに示すジェット機のエンジンナセルの拡大図。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、図面を詳細に参照すると、特に図１において、航空機の推進に適した形式のジェットタービンエンジン１０の概略図が示されている。タービンエンジン１０は、中央ハウジング１２の中に収容されている。外気は、エンジン１０のスピナ１６と、部分的に環状外側シェル４６から形成された入口リップ１４との間で、空気入口セクション２０を通ってエンジン１０に流入し、環状外側シェル４６は、エンジン１０の空気入口セクション２０の最前方部分を構成しており、さらに図１では簡略化のために一部の構成要素は省略されている。エンジン推力は、中央ハウジング１２の中で流入空気及び燃料を燃焼させて、結果として得られた高温高圧の推進ガスを、排出出口２２及びエンジン１０の後方出口４２を通過させることで生み出される。
【００１４】
飛行時、氷は、入口リップ１４上に生じる傾向がある（簡略化のために省略された他の航空機構成要素に加えて）。氷は、入口リップ１４とスピナ１６との間の入口１８の輪郭を変え、エンジン１０に対する流入空気の所要量、流路、及び質に悪影響を及ぼす。また、氷片は、これらの構成要素から定期的に離脱してエンジン１０に入り、回転ブレード及び他の内部エンジン構成要素（図示せず）に損傷を与える。
【００１５】
ジェットエンジン１０の圧縮機セクション２４の内部には高温ガスを収容する領域がある。適切な導管２６は、第１の端部２８において高温ガスを収容するこの領域に作動的に接続されて、この領域から高温ガスの一部を抽出する手段をもたらす。１つの実施形態において、高温ガスを収容する領域は、環境ブリード空気マニホルドであるが、他の実施形態において、高温ガスを収容する領域は、何らかの他の適切な領域又はエンジン１０の高温空気供給源とすることができ、限定ではないが、圧縮機吐出ブリード空気マニホルドを含む。導管２６の第２の端部３０は、入口リップ１４の環状外側シェル４６を適切に閉じて所定量の空気を収容する環状ハウジング容積４４を密閉するようになったバルクヘッド３２を貫通する。
【００１６】
エンジン１０の圧縮機セクション２４からの高温高圧ガスを送る導管２６は、バルクヘッド３２を貫通して延び、導管２６の第２の端部３０に接続された出口ノズル３４で終端する。出口ノズル３４は、好ましくは約９０度曲がっており、出口ノズル３４は、図２に示すように、環状ハウジング容積４４の円周方向中心線４８に対して略接線方向に一致している。他の実施形態において、出口ノズル３４の曲げ角は、実質的に大きくすること又は小さくすることができる。さらなる実施形態において、出口ノズル３４は、何らかの他の軸線に対して回転して、入口リップ１４の環状ハウジング容積４４の中で上方又は下方、及び前方又は下方のいずれかに移行することができる。
【００１７】
種々の実施形態において、ノズル３４は、高温ガスがノズル３４から流出する際に旋回流を与えるように構成される。図３に示す１つの実施形態において、ノズル３４は、らせんパターンで捻られた複数の流体流通路３８を含む。好ましい実施形態において、４から６本の流体流通路３８が使用されるが、他の実施形態において、通路の本数は、実質的にそれ以上又は以下とすることができる。加えて、限定ではないが内部ベーン又はノズルを含む、回転を引き起こす他の手段を利用することができる。高温ガスがノズル３４の内部を移動する際に、流体流通路３８は、高温ガスに対して回転運動を与えて、高温ガスをノズル出口４０から出て入口リップ１４の環状ハウジング容積４４の中に向ける。高温ガスを入口リップ１４の環状ハウジング容積４４の中の空気に向けることは、空気流に対して運動量を与え、空気の初期質量が、環状ハウジング容積４４の中で旋回回転方向に回転されるようにすることを理解されたい。高温空気噴流の開始直後に、ハウジング容積４４は、出口ノズル３４から導入された高温ガスで満たされる。高温ガスは、出口ノズル３４が作動中である限り、環状ハウジング容積４４の中で旋回し続けることになる。また、図２に示すように、多量の高温ガスが入口リップ１４の環状ハウジング容積４４の中を回転する際に、入口リップ１４の環状外側シェル４６の外寄りの位置に形成された適切なサイズの孔３６として示される適切な排出手段は、高温空気ガス量の一部が、入口リップ１４の環状ハウジング容積４４に送られる高温ガスの質量流量に適合した質量流量で入口リップ１４の環状ハウジング容積４４から出るのを可能にし、流れの均衡を維持するようになっている。他の実施形態において、孔３６は、限定ではないが入口リップ１４の後方領域を含む他の領域に設けることができる。
【００１８】
高温ガスがノズル３４によって入口リップ１４の環状ハウジング容積４４に送られる際に、所定の作動状態のセットの移行期間の後で熱平衡状態に至る可能性があることを理解されたい。熱エネルギは、対流によって高温ガスから入口リップ１４の環状外側シェル４６の内面６２に伝達され、次に熱伝導によって環状外側シェル４６の材料を通って伝達され、最後に対流によって環状外側シェル４６の材料から外部の外気流に移動される。このようにして、入口リップ１４の環状外側シェル４６は加熱され、結果的に着氷しない。ノズル３４、及び高温高圧ガスと入口リップ１４の環状ハウジング容積４４の中に閉じ込められた循環ガス流との混合により、ジェット噴流衝突温度は、噴流がノズル３４を出る時点での温度よりも低くなる。しかしながら、依然として、環状外側シェル４６の内面６２上の直接ジェット噴流衝突領域５２においてかなりの局部加熱が残存する。
【００１９】
入口リップ１４の局部領域での高温ガスの衝突及び過度の加熱を低減するために、ノズル３４から入口リップ１４の環状ハウジング容積４４に送られる高温ガスの流量は、最大流量に制限される。この流量が最大流量を超える場合、高温ガス流５０は、入口リップ１４の環状外側シェル４６の内面６２の衝突領域５２において積極的に衝突して、この局部領域５２に望まれるものよりも強烈に熱的負荷をかける。この状况は、入口リップ１４の周囲の残部に沿った防氷作用のために利用できる熱エネルギをより少なくするのでシステム１の効率に悪影響を及ぼす。非限定的な実施例において、衝突は、環状ハウジング容積４４の外周５４で起こり得る。この衝突流５０は、積極的な熱負荷を与え、限定ではないが環状外側シェル４６及びバルクヘッド３２を含む衝突領域５２の中の構造体は、過熱に対して弱く、熱損傷に起因して構造劣化の可能性がある。
【００２０】
種々の実施形態において、１又は２以上のベーン５６は、防氷システム１の一部として入口リップ１４の環状ハウジング容積４４の中に設けられ、図５に示されている。１又は２以上のベーン５６は、ノズル３４により第１の方向５８に向けられた高温ガス流５０を第２の方向６０に向け直すように構成される。高温ガス流５０の移動方向を向け直すことで、ジェット噴流の衝突は、より下流の衝突領域５２に先延ばしになり、運動量を循環ガス流に与えるための追加の時間が与えられ、結果的にガス噴流の強度が低下してより均一な流れ場及び温度場が生成される。その結果、構造劣化の可能性が低くなりかつシステム効率が高くなる。この加熱ガス流５０の衝突の先延ばしは、周囲の構造体への早期の熱損失を低減し、ガス流５０からのより多くの熱エネルギを利用できるようになり、環状外側シェル４６の内面６２に対するより均一な加熱がもたらされる。
【００２１】
再度、図５を参照すると、１又は２以上のベーン５６は、ノズル３４の下流に設けられている。図６に示すように、１又は２以上のベーン５６の各ベーン６４は、バルクヘッド３２に取り付けられた第１の端部６６と、第１の端部６６の反対側の自由端６８と、これらの間のベーン本体６７を含む。各ベーン６４はバルクヘッド３２から環状ハウジング容積４４に延びるが、環状外側シェル４６には取り付けられていない。何らかの特定の理論に拘束されることなく、１又は２以上のベーン５６を環状外側シェル４６に取り付けると、高温ガス流５０からの熱が局所的にバルクヘッド３２に伝達されてシステム１の効率を低下させる可能性がある、伝熱経路が形成され得ると考えられる。
【００２２】
図６に示すように、各ベーン６４は、バルクヘッド３２からベーン高さ７０まで延びる。種々の実施形態において、ベーン高さ７０は、流れ５０が１又は２以上のベーン５６に衝突するように、流れ５０の対応する高さに７２に等しいか又はそれよりも高く構成されている。この実施形態において、ベーン高さ７０は、１又は２以上のベーン５６が流れ５０を捕らえて第１の方向５８から第２の方向６０に向け直すことを保証する。
【００２３】
再度、図５を参照すると、各ベーン６４は、ノズル３４の下流に配置された前縁７４と、前縁７４の下流に配置された後縁７６とを含む。前縁７４は、流れ５０の第１の方向５８に整列し、後縁７６は第２の方向６０に整列する。第１の方向５８は、流れ５０が各ベーン６４に衝突する方向に対応する。何らかの特定の理論に拘束されることなく、前縁７４を第１の方向５８に整列させることで、流れ５０と各ベーン６４との間の最小限の乱流又はスピレージでの滑らかな相互作用が可能になり、環状ハウジング容積４４の中の流体力学的抗力及び関連の妨害が低減する。
【００２４】
後縁７６は、第２の方向６０と整列する。種々の実施形態において、第２の方向は、入口リップ１４の環状外側シェル４６の内面６２上への高温ガス流５０の直接的な衝突を低減するように構成される。典型的に、図４に示すように、高温ガス流５０は、流れが、外周５４において入口リップ１４の環状外側シェル４６の内面６２等の表面に接触するまで、ノズル３４によって向けられた第１の方向５８で進む。種々の実施形態において、図５に示すように、後縁７６が整列する第２の方向６０は、内周８０に向いている。流れ５０の移動方向が１又は２以上のベーン５６によって第１の転向角でもって第１の方向５８から第２の方向６０へ向け直された後で、流れ５０は、外周５４において環状外側シェル４６の内壁６２に衝突するまで第２の方向６０に沿って下流に進む。しかしながら、流れ５０は環状ハウジング容積４４の中で追加の移動時間及び移動距離を必要とするので、流れ５０は、容積４４内でより冷たい周囲空気と混合することで適度に測定可能な程度に冷却される。その結果、衝突領域５２での流れ５０の温度は、周囲の構造要素を過熱する可能性のある温度よりも低く、入口リップ１４の下流の防氷のために、より多くの高温ガス流れ５０の熱エネルギを利用することができる。
【００２５】
種々の実施形態において、各ベーン６４は、制限なく前縁７４と後縁７６との間で任意の輪郭を有することができる。１つの実施形態において、図５に示すように、各ベーン６４は、前縁での第１の方向５８の配向から後縁７６での第２の方向６０の配向まで徐々に移行する湾曲した輪郭を備える。他の実施形態において、各ベーン６４は、前縁７４と後縁７６との間で少なくとも２つの小平面を含む（図示せず）。この実施形態において、各ベーン６４は、前縁７４及び少なくとも残りのベーン６４の一部を含む第１の方向５８に整列した第１の小平面、並びに後縁７６及び少なくとも残りのベーン６４の一部を含む第２の方向６０に整列した第２の小平面を備える。
【００２６】
種々の他の実施形態において、各ベーン６４は、制限なく前縁７４と後縁７６との間で任意の厚さの輪郭を有することができる。１つの実施形態において、各ベーン６４は、前縁７４から後縁７６まで一定厚であることを特徴とする厚板様（ｓｌａｂ−ｌｉｋｅ）とすることができる（図５参照）。この実施形態において、前縁７及び後縁７６は、個別に縁部輪郭を備え、限定ではないが、平らな（方形）縁部、円形縁部、２又は３の小面を有する小面縁部、又は鋭角にテーパー付けされた縁部輪郭を含む。他の実施形態において、各ベーン６４は、制限なく何らかの公知の翼形輪郭に対応する厚みのある輪郭を備えることができる。この実施形態において、厚みのある輪郭は、バルクヘッド３２からの各々の距離で一定とすることができ（図６参照）、又は厚みのある輪郭は、バルクヘッド３２からの距離に応じて変化することができる。非限定的な実施例として、各ベーン６４は、第１の端部６６でのより厚い輪郭から自由端６８でのより薄い輪郭６８まで漸減すること又はその逆とすることができる。他の実施形態において、各ベーン６４は、限定ではないが自由端６８に取り付けられたエンドプレートを含む１又は２以上の流れエントレインメント特徴部を備えることができ、高温ガス流５０の捕捉及び向け直しを強化するようになっている。
【００２７】
種々の実施形態において、１又は２以上のベーン５６は、少なくとも１つのベーン、少なくとも２つのベーン、少なくとも３つのベーン、少なくとも４つのベーン、又は少なくとも５つのベーンを含む。１つの例示的な実施形態において、図７に示すように、１又は２以上のベーン５６は、第１のベーン７６及び第２のベーン７８を含む。この実施形態において、第１のベーン７６は、第２のベーン７８に比べて環状ハウジング容積４４の内周８０の近くに位置付けられている。第１のベーン７６は、ノズル３４（図示せず）の下流に配置された第１の前縁８２及び第１の前縁８２の下流に配置された第１の後縁８４を含む。第２のベーン７８は、ノズル３４（図示せず）の下流に配置された第２の前縁８６及び第２の前縁８６の下流に配置された第２の後縁８８を含む。
【００２８】
再度、図７を参照すると、第１の前縁８２及び第２の前縁８６の両者は、高温ガス流５０が第１のベーン７６及び第２のベーン７８に衝突するその方向に一致する第１の方向５８に整列する。第１の後縁８４は、第２の方向６０に整列し、前述のように高温ガス流５０を内周８０に向け直すようになっている。第２の後縁８８は、第３の方向９０に整列し、外周５４のより近くに位置付けられた高温ガス流５０の一部を内周８０に向け直すように構成され、入口リップ１４の環状外側シェル４６の内面６２への流れ５０の衝突を先延ばしするようになっている。第２のベーン７８は第１のベーン７６よりも外周５４の近くに配置されるので、第２の後縁８８が整列する第３の方向９０は、流れ５０を、第１の方向５８から第２の方向６０への第１の転向角に比べてより内周８０に向けられた第２の転向角で向け直す。
【００２９】
再度、図７を参照すると、１つの実施形態において、第１の前縁８２及び第２の前縁８６は、前縁隙間９２によって分けられている。この実施形態において、前縁隙間９２は、第１のベーン７６と第２のベーン７８との間に高温ガス流５０を捕捉するのに十分な広さに構成される（図６参照）。加えて、第１の後縁８４及び第２の後縁８８は、後縁隙間９４によって分けることができる。１つの実施形態において、前縁隙間９２は、後縁隙間９４と類似しており、前縁８２／８６から後縁８４／８８までの第１のベーン７６と第２のベーン７８との間の比較的均一な空間がもたらされる。他の実施形態において、後縁隙間９４は、前縁隙間９２に比べて狭く、第１のベーン７６と第２のベーン７８との間の分離距離の漸減がもたらされる。何らかの特定の理論に拘束されることなく、この分離距離の減少は、ノズルのように機能することができ、第１及び第２のベーン７６／７８から流出する高温ガス流５０の速度を高めるので、入口リップ１４の中の環状ハウジング容積４４中の流れ５０によって温められた空気の混合及び運動を強化することができる。
【００３０】
種々の実施形態において、防氷システム１は、前述のように高温ガス流５０を環状ハウジング容積４４に向け、流れ５０を第１の方向５８から第２の方向６０への第１の転向角で向け直して入口リップ１４の環状外側シェル４６の内面６２上の流れ５０の直接的な衝突を低減することで、航空機エンジン１０の入口リップ１４の氷結を防止する方法を可能にするために利用することができる。種々の他の実施形態において、本明細書に記載の防氷システム１は、推進システムのジェットタービンエンジン１０の入口の氷結を防止するために、航空機の推進システムに組み込むことができる。
【００３１】
図８Ａは、胴体１０２及び一対の主翼１０４を含む航空機１００の概略図である。１つの実施形態において、航空機１００は、一対の取り付け構造体、すなわち一対の胴体パイロン１１０によって胴体１０２に取り付けられかつ外側に延びる一対の胴体搭載型エンジン組立体１０８を含む。主翼搭載型エンジン組立体１１１は、一対の取り付け構造体、すなわち一対の主翼パイロン１１２によって主翼１０４に吊り下げられている。胴体パイロン１１０及び主翼パイロン１１２は、何らかの適切な結合方式（例えばボルト方式）で胴体１０２及び主翼１０４にそれぞれ結合することができる。主翼搭載型エンジン組立体１１１及び胴体搭載型エンジン組立体１０８は、取り付け方向以外は実質的に同じである。図８Ｂは、１つの主翼搭載型エンジン組立体１１１の拡大図である。主翼搭載型エンジン組立体１１１は、環状ハウジング容積４４を取り囲む入口リップ１４を含む。
【００３２】
図８Ｂに示すように、航空機１００の入口リップ１４は、防氷システム１をさらに含む。防氷システム１は、前述のようにノズル３４の下流に配置された１又は２以上のベーン５６を含む。前述のように、ノズル３４は高温ガス流を環状ハウジング容積４４の中に第１の方向で向け、１又は２以上のベーン５６は、高温ガス流を第１の方向から第２の方向への第１の転向角で向け直すように構成される。前述のように、第２の方向は、入口リップの内面上の高温ガス流の直接的な衝突を低減するように構成される。
【００３３】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【００３４】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを含み、環状ハウジング容積を取り囲む入口リップと、
上記バルクヘッドから上記環状ハウジング容積に延び、各々が上記バルクヘッドに結合した第１の端部と、上記環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、１又は２以上のベーンと、
を備える航空機防氷システムであって、
上記１又は２以上のベーンは、ノズルの下流に配置され、高温ガス流を第１の方向で上記環状ハウジング容積の中に向けるように構成され、
上記１又は２以上のベーンは、上記高温ガス流を第１の方向から第２の方向への第１の転向角で向け直すように構成され、上記第２の方向は、上記入口リップの内面上への上記高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている、航空機防氷システム。
［実施態様２］
上記ベーンの各々の上記自由端は、上記高温ガス流が上記１又は２以上のベーンに衝突する場合の、上記バルクヘッドからの上記高温ガス流の対応する高さよりも高いベーン高さまで延びる、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様３］
上記ベーンの各々は、
上記第１の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された前縁と、
上記第２の方向に整列しかつ上記前縁の下流に配置された後縁と、
をさらに備える、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様４］
上記ベーンの各々は、上記前縁から上記後縁に延びる翼形輪郭をさらに備える、実施態様３に記載のシステム。
［実施態様５］
上記第２の方向は、上記環状ハウジング容積の内周に向いている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様６］
上記１又は２以上のベーンは、第１のベーン及び第２のベーンを含み、上記第１のベーンは、上記第２のベーンに比べて上記環状ハウジング容積の内周の近くに配置され、
上記第１のベーンは、上記第１の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された第１の前縁と、上記第２の方向に整列しかつ上記第１の前縁の下流に配置された第１の後縁とを含み、
上記第２のベーンは、上記第１の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された第２の前縁と、第３の方向に整列しかつ上記第２の前縁の下流に配置された第２の後縁とを含み、
上記第１のベーンは、上記高温ガス流を、上記第１の方向から上記第２の方向への第１の転向角で上記環状ハウジング容積の内周に向け直すように構成され、
上記第２のベーンは、高温ガス流を、上記第１の方向から上記第３の方向への第２の転向角で記環状ハウジング容積の内周に向け直すように構成され、
上記第２の転向角は、上記第１の転向角に比べて大きい、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様７］
上記第１及び第２の前縁は、前縁隙間よって分けられており、上記前縁隙間は、上記第１及び第２のベーンの間で上記高温ガス流を捕らえるようになっている、実施態様６に記載のシステム。
［実施態様８］
上記第１及び第２の後縁は、後縁隙間によって分けられており、上記後縁隙間は上記前縁隙間よりも狭い、実施態様６に記載のシステム。
［実施態様９］
上記１又は２以上のベーンは、上記高温ガス流が上記環状ハウジング容積の中で外気と混合する前に上記高温ガス流を向け直すように配置される、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様１０］
航空機エンジンの入口リップの氷結を防止する方法であって、
高温ガス流をノズルから、バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを有しかつ環状ハウジング容積を取り囲む入口リップへ第１の方向で向ける段階と、
上記高温ガス流を、上記ノズルの下流に配置された１又は２以上のベーンを使用して、第１の方向から第２の方向への第１の転向角で向け直す段階と、
を含み、上記第２の方向は、上記入口リップの内面上への上記高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている、方法。
［実施態様１１］
上記１又は２以上のベーンの各々は、上記バルクヘッドに結合した第１の端部と、上記環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、実施態様１０に記載の方法。
［実施態様１２］
上記ベーンの各々の上記自由端は、上記高温ガス流が上記１又は２以上のベーンに衝突する場合の、上記バルクヘッドからの上記高温ガス流の対応する高さよりも高いベーン高さまで延びる、実施態様１０に記載の方法。
［実施態様１３］
上記高温ガス流は、上記環状ハウジング容積の内周に向かう第２の方向に向け直される、実施態様１０に記載の方法。
［実施態様１４］
上記ベーンの各々は、
上記第１の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された前縁と、
上記第２の方向に整列しかつ上記前縁の下流に配置された後縁と、
をさらに備える、実施態様１０に記載の方法。
［実施態様１５］
上記ベーンの各々は、上記前縁から上記後縁に延びる翼形輪郭をさらに備える、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１６］
上記高温ガス流を向け直す段階は、
上記高温ガス流を、上記１又は２以上のベーンの第１のベーンを使用して、上記第１の方向から、上記入口リップの内周に向いた上記第２の方向への第１の転向角で向け直す段階と、
上記高温ガス流を、上記１又は２以上のベーンの第２のベーンを使用して上記第１の方向から第３の方向へ第２の転向角で向け直す段階と、
を含み、
上記第２のベーンは、上記第１のベーンに比べて上記入口リップの上記内周から離れて配置され、
上記第２の転向角は、第１の転向角に比べて、上記内周により向いている、実施態様１０に記載の方法。
［実施態様１７］
上記高温ガス流を向け直す前に上記高温ガス流を上記第１及び第２のベーンの間で捕らえる段階をさらに含む、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１８］
防氷システムを備えるジェット機であって、上記防氷システムは、
バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを含み、環状ハウジング容積を取り囲む入口リップと、
上記バルクヘッドから上記環状ハウジング容積に延び、各々が上記バルクヘッドに結合した第１の端部と、上記環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、１又は２以上のベーンと、
を備える航空機防氷システムであって、
上記１又は２以上のベーンは、ノズルの下流に配置され、高温ガス流を第１の方向で上記環状ハウジング容積の中に向けるように構成され、
上記１又は２以上のベーンは、上記高温ガス流を第１の方向から第２の方向への第１の転向角で向け直すように構成され、上記第２の方向は、上記入口リップの内面上への上記高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている、ジェット機。
［実施態様１９］
上記ベーンの各々の上記自由端は、上記高温ガス流が上記１又は２以上のベーンに衝突する場合の、上記バルクヘッドからの上記高温ガス流の対応する高さよりも高いベーン高さまで延びる、実施態様１０に記載のジェット機。
［実施態様２０］
上記１又は２以上のベーンは、第１のベーン及び第２のベーンを含み、上記第１のベーンは、上記第２のベーンに比べて上記環状ハウジング容積の内周の近くに配置され、
上記第１のベーンは、上記第１の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された第１の前縁と、上記第２の方向に整列しかつ上記第１の前縁の下流に配置された第１の後縁とを含み、
上記第２のベーンは、上記第１の方向に整列しかつ上記第１の前縁と同じ下流位置で上記ノズルの下流に配置された第２の前縁と、第３の方向に整列しかつ上記第２の前縁の下流に配置された第２の後縁とを含み、
上記第１のベーンは、上記高温ガス流を、第１の転向角で上記環状ハウジング容積の内周に向け直すように構成され、
上記第２のベーンは、高温ガス流を、上記第１の方向から上記第３の方向への第２の転向角で向け直すように構成され、上記第２の転向角は、上記第１の転向角に比べて上記内周により向いている、実施態様１０に記載のジェット機。
【符号の説明】
【００３５】
１  防氷システム
１０  ジェットタービンエンジン
１２  中央ハウジング
１４  環状入口リップ
１６  スピナ
１８  入口
２０  空気入口セクション
２２  排出出口
２４  圧縮機セクション
２６  導管
２８  第１の端部
３０  第２の端部
３２  バルクヘッド
３４  出口ノズル
３６  孔
３８  流体流通路
４０  ノズル出口
４２  エンジン後方出口
４４  環状ハウジング容積
４６  入口リップの環状外側シェル
４８  ノズルリップの円周中心線
５０  高温ガス流
５２  高温ガス衝突領域
５４  外周
５６  １又は２以上のベーン
５８  プラムの第１の移動方向
６０  プラムの第２の移動方向
６２  ハウジングの内面
６４  ベーン
６６  ベーンの第１の端部
６７  ベーン本体
６８  ベーンの自由端
７０  ベーン高さ
７２  対応するプラム高さ
７４  前縁
７５  後縁
７６  第１のベーン
７８  第２のベーン
８０  環状ハウジング容積の内周
８２  第１の前縁
８４  第１の後縁
８６  第２の前縁
８８  第２の後縁
９０  第３の方向
９２  前縁隙間
９４  後縁隙間
１００  航空機
１０２  胴体
１０４  主翼
１０８  胴体搭載型エンジン組立体
１１０  胴体パイロン
１１１  主翼搭載型エンジン組立体
１１２  主翼パイロン
【図１】
2017141015.tif 000003
【図２】
2017141015.tif 000004
【図３】
2017141015.tif 000005
【図４】
2017141015.tif 000006
【図５】
2017141015.tif 000007
【図６】
2017141015.tif 000008
【図７】
2017141015.tif 000009
【図８Ａ】
2017141015.tif 000010
【図８Ｂ】
2017141015.tif 000011
【外国語明細書】
2017141015000001.pdf