JPH06206593A - 航空機の防除氷装置 - Google Patents
航空機の防除氷装置Info
- Publication number
- JPH06206593A JPH06206593A JP180593A JP180593A JPH06206593A JP H06206593 A JPH06206593 A JP H06206593A JP 180593 A JP180593 A JP 180593A JP 180593 A JP180593 A JP 180593A JP H06206593 A JPH06206593 A JP H06206593A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- hydraulic
- deicing
- wing
- icing
- antiicing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
- 239000010720 hydraulic oil Substances 0.000 claims description 20
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 10
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 7
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 9
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 230000020169 heat generation Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 エンジンによって駆動され各種サブシステム
に油圧を供給する油圧ポンプと、同ポンプへ作動油を供
給する油圧リザーバとを備えた航空機において、効果的
に航空機の翼の防氷・除氷を行うと共に、エンジン出力
の向上、燃費の向上、防除氷装置の製造コストの大幅な
低減、重量軽減、航空機の信頼性向上、及び整備性の向
上を図る。 【構成】 航空機の翼前縁の外板の内側に接して防除氷
用油圧配管を設け、同防除氷用油圧配管の一端をオリフ
ィスを介して油圧ポンプのケースドレインラインに接続
し、同防除氷用油圧配管の他端をチェックバルブを介し
て油圧リザーバに接続した。
に油圧を供給する油圧ポンプと、同ポンプへ作動油を供
給する油圧リザーバとを備えた航空機において、効果的
に航空機の翼の防氷・除氷を行うと共に、エンジン出力
の向上、燃費の向上、防除氷装置の製造コストの大幅な
低減、重量軽減、航空機の信頼性向上、及び整備性の向
上を図る。 【構成】 航空機の翼前縁の外板の内側に接して防除氷
用油圧配管を設け、同防除氷用油圧配管の一端をオリフ
ィスを介して油圧ポンプのケースドレインラインに接続
し、同防除氷用油圧配管の他端をチェックバルブを介し
て油圧リザーバに接続した。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機の防除氷装置に関
するものである。
するものである。
【０００２】
【従来の技術】図３は従来の航空機の防除氷装置の系統
図である。図において、１は左舷主翼、２は右舷主翼、
３は左舷尾翼、４は右舷尾翼、５は左舷エンジン、６は
右舷エンジン、７はエンジン５，６から主翼１，２およ
び尾翼３，４へ伸びるブリードエアライン、８は同ライ
ンの主翼へ向かう配管上に設けられている主翼用シャッ
トオフバルブ、９は同ラインの尾翼へ向かう配管上に設
けられている尾翼用シャットオフバルブ、１０は各エン
ジンからのブリードエアラインの合流点１１へ至る間に
設けられているチェックバルブ、１２は同ブリードエア
ラインのエンジンとチェックバルブの間に設けられてい
るオリフィス、１３は各主翼１，２の前縁内側の近くに
設けられている主翼防除氷用配管、１４はブリードエア
ライン７と主翼防除氷用配管１３との接続部に設けられ
ているノズルフラッパーバルブ、１５は各尾翼３，４の
前縁内側の近くに設けられている尾翼防除氷用配管、１
６はブリードエアライン７と尾翼防除氷用配管１５との
接続部に設けられているノズルフラッパーバルブであ
る。以上の各主要部品によって、航空機の防除氷装置が
構成され、氷が発生付着しやすい主翼および尾翼の前縁
の防氷・除氷が行われる。
図である。図において、１は左舷主翼、２は右舷主翼、
３は左舷尾翼、４は右舷尾翼、５は左舷エンジン、６は
右舷エンジン、７はエンジン５，６から主翼１，２およ
び尾翼３，４へ伸びるブリードエアライン、８は同ライ
ンの主翼へ向かう配管上に設けられている主翼用シャッ
トオフバルブ、９は同ラインの尾翼へ向かう配管上に設
けられている尾翼用シャットオフバルブ、１０は各エン
ジンからのブリードエアラインの合流点１１へ至る間に
設けられているチェックバルブ、１２は同ブリードエア
ラインのエンジンとチェックバルブの間に設けられてい
るオリフィス、１３は各主翼１，２の前縁内側の近くに
設けられている主翼防除氷用配管、１４はブリードエア
ライン７と主翼防除氷用配管１３との接続部に設けられ
ているノズルフラッパーバルブ、１５は各尾翼３，４の
前縁内側の近くに設けられている尾翼防除氷用配管、１
６はブリードエアライン７と尾翼防除氷用配管１５との
接続部に設けられているノズルフラッパーバルブであ
る。以上の各主要部品によって、航空機の防除氷装置が
構成され、氷が発生付着しやすい主翼および尾翼の前縁
の防氷・除氷が行われる。
【０００３】本装置においてはエンジンのブリードエア
ー取出し口から出る高温の圧縮空気をブリードエアライ
ン７により、オリフィス１２、チェックバルブ１０、シ
ャットオフバルブ８，９及びノズルフラッパーバルブ１
４，１６を介して主翼及び尾翼前縁の防除氷用配管１３
及び１４に導く。各防除氷用配管に流れ込んだエンジン
ブリードエアーは、同防除氷用配管に設けられた多数の
小孔を経て主翼及び尾翼前縁構造に内側から噴き付けら
れ、前縁外表面に付着した氷を剥離し、又は氷の付着を
防止する。噴き付け時のブリードエアーの温度が高すぎ
ると、翼の構造に悪影響を与えるため、ノズルフラッパ
ーバルブ１４，１６によって外部の冷却空気を取り入れ
ブリードエアーと混合し適温にコントロールする。
ー取出し口から出る高温の圧縮空気をブリードエアライ
ン７により、オリフィス１２、チェックバルブ１０、シ
ャットオフバルブ８，９及びノズルフラッパーバルブ１
４，１６を介して主翼及び尾翼前縁の防除氷用配管１３
及び１４に導く。各防除氷用配管に流れ込んだエンジン
ブリードエアーは、同防除氷用配管に設けられた多数の
小孔を経て主翼及び尾翼前縁構造に内側から噴き付けら
れ、前縁外表面に付着した氷を剥離し、又は氷の付着を
防止する。噴き付け時のブリードエアーの温度が高すぎ
ると、翼の構造に悪影響を与えるため、ノズルフラッパ
ーバルブ１４，１６によって外部の冷却空気を取り入れ
ブリードエアーと混合し適温にコントロールする。
【０００４】一方、従来の油圧源装置は、上述の防除氷
装置とは何の関係もなく、独立のものであるが、後述の
本発明と関係があるので、以下に説明する。１７はそれ
ぞれのエンジン５，６によって駆動される油圧ポンプ、
１８は油圧リザーバ、１９は圧力ライン、２０は戻りラ
イン、２１はポンプケースドレインライン、２２は同ラ
イン上に設けられたチェックバルブ、２３はオイルクー
ラである。以上の主要部品によって油圧源装置が構成さ
れており、この構成のものが左右一対設けられている。
本装置においては、油圧ポンプ１７から圧力ライン１９
を介して圧力が各サブシステムに分配され、サブシステ
ムから放出された作動油は戻りライン２０を介して油圧
リザーバ１８に帰る。
装置とは何の関係もなく、独立のものであるが、後述の
本発明と関係があるので、以下に説明する。１７はそれ
ぞれのエンジン５，６によって駆動される油圧ポンプ、
１８は油圧リザーバ、１９は圧力ライン、２０は戻りラ
イン、２１はポンプケースドレインライン、２２は同ラ
イン上に設けられたチェックバルブ、２３はオイルクー
ラである。以上の主要部品によって油圧源装置が構成さ
れており、この構成のものが左右一対設けられている。
本装置においては、油圧ポンプ１７から圧力ライン１９
を介して圧力が各サブシステムに分配され、サブシステ
ムから放出された作動油は戻りライン２０を介して油圧
リザーバ１８に帰る。
【０００５】油圧ポンプ１７はエンジンと機械的に結合
されているため、エンジン作動中は常に駆動されてお
り、ポンプの発熱によって作動油温度が上昇する。この
ため、油圧ポンプ１７を冷却する必要が生じ、油圧リザ
ーバ１８内の作動油をポンプ冷却のために使用する。油
圧リザーバ１８内の作動油は油圧ポンプ１７の吸い込み
口から同ポンプに入り、ポンプケースドレインポートか
らポンプケースドレインライン２１を介して油圧リザー
バ１８に帰る。ポンプケースドレインポートから吐出さ
れた作動油は非常に高温であるため、オイルクーラ２３
で冷却して油圧リザーバ１８に帰る。オイルクーラ２３
を装備していない航空機もあるが、この場合はケースド
レインラインを燃料タンク内に通し、燃料によって冷却
する方法、又は外部の空気を取り入れてケースドレイン
ラインを冷却する方法等により、冷却された作動油をリ
ザーバ１８に戻すことが行われている。
されているため、エンジン作動中は常に駆動されてお
り、ポンプの発熱によって作動油温度が上昇する。この
ため、油圧ポンプ１７を冷却する必要が生じ、油圧リザ
ーバ１８内の作動油をポンプ冷却のために使用する。油
圧リザーバ１８内の作動油は油圧ポンプ１７の吸い込み
口から同ポンプに入り、ポンプケースドレインポートか
らポンプケースドレインライン２１を介して油圧リザー
バ１８に帰る。ポンプケースドレインポートから吐出さ
れた作動油は非常に高温であるため、オイルクーラ２３
で冷却して油圧リザーバ１８に帰る。オイルクーラ２３
を装備していない航空機もあるが、この場合はケースド
レインラインを燃料タンク内に通し、燃料によって冷却
する方法、又は外部の空気を取り入れてケースドレイン
ラインを冷却する方法等により、冷却された作動油をリ
ザーバ１８に戻すことが行われている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】航空機のエンジンブリ
ードエアーによる、従来の主翼及び尾翼前縁の防除氷装
置においては、エンジン出力を利用しているため、本来
のエンジン推力を低下させ、航空機性能に悪影響を与
え、又燃料消費効率の低下となり、運用コストの悪化と
なっていた。また、この装置は、重量が大、機体におけ
る装着スペースの確保も必要であり、さらに製造コスト
も大であった。
ードエアーによる、従来の主翼及び尾翼前縁の防除氷装
置においては、エンジン出力を利用しているため、本来
のエンジン推力を低下させ、航空機性能に悪影響を与
え、又燃料消費効率の低下となり、運用コストの悪化と
なっていた。また、この装置は、重量が大、機体におけ
る装着スペースの確保も必要であり、さらに製造コスト
も大であった。
【０００７】一方、航空機の油圧装置には油圧ポンプ及
び作動油の過熱を防止し、冷却する装置が必要である。
このためにはオイルクーラ等の機能部品が必要となり、
装着スペースの確保、重量増、及びコストアップ等の機
体への影響がある。
び作動油の過熱を防止し、冷却する装置が必要である。
このためにはオイルクーラ等の機能部品が必要となり、
装着スペースの確保、重量増、及びコストアップ等の機
体への影響がある。
【０００８】本発明は油圧装置のケースドレインライン
を主翼及び尾翼前縁の防除氷に使用することにより、上
記の各問題点を解決し、効果的に防氷・除氷を行うと共
に、エンジン出力の向上、燃費の向上、製造コストの大
幅な低減、重量軽減、航空機の信頼性向上及び整備性の
向上を図ろうとするものである。
を主翼及び尾翼前縁の防除氷に使用することにより、上
記の各問題点を解決し、効果的に防氷・除氷を行うと共
に、エンジン出力の向上、燃費の向上、製造コストの大
幅な低減、重量軽減、航空機の信頼性向上及び整備性の
向上を図ろうとするものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は前記課題を解決
したものであって、エンジンによって駆動され各種サブ
システムに油圧を供給する油圧ポンプと、同ポンプへ作
動油を供給する油圧リザーバとを備えた航空機におい
て、同航空機の翼前縁の外板の内側に接して防除氷用油
圧配管を設け、同防除氷用油圧配管の一端をオリフィス
を介して前記油圧ポンプのケースドレインラインに接続
し、同防除氷用油圧配管の他端をチェックバルブを介し
て前記油圧リザーバに接続したことを特徴とする航空機
の防除氷装置に関するものである。
したものであって、エンジンによって駆動され各種サブ
システムに油圧を供給する油圧ポンプと、同ポンプへ作
動油を供給する油圧リザーバとを備えた航空機におい
て、同航空機の翼前縁の外板の内側に接して防除氷用油
圧配管を設け、同防除氷用油圧配管の一端をオリフィス
を介して前記油圧ポンプのケースドレインラインに接続
し、同防除氷用油圧配管の他端をチェックバルブを介し
て前記油圧リザーバに接続したことを特徴とする航空機
の防除氷装置に関するものである。
【００１０】
【作用】油圧装置の作動油は、油圧ポンプ、ケースドレ
インライン、オリフィス、防除氷用油圧配管、およびチ
ェックバルブを経て油圧リザーバへ循環する。この過程
で、航空機の翼前縁の外板の内側に接して設けられた防
除氷用油圧配管内を流れる高温の作動油によって、翼に
おける氷の発生付着が防止され付着した氷は除去される
と共に、油圧装置の作動油が冷却され、油圧装置の温度
上昇が防止される。即ち、本発明は、航空機の翼前縁の
防除氷用油圧配管と、油圧装置のポンプ冷却ラインとを
兼用させたものである。これによって従来のエンジンブ
リードエアーによる防除氷装置が削除でき、且つ、エン
ジン出力の効率化が可能となり、全体の重量が軽減され
る。オリフィスは防除氷用油圧配管内の圧力を適正に保
つために設けられ、チェックバルブは逆流防止のために
設けられたものである。
インライン、オリフィス、防除氷用油圧配管、およびチ
ェックバルブを経て油圧リザーバへ循環する。この過程
で、航空機の翼前縁の外板の内側に接して設けられた防
除氷用油圧配管内を流れる高温の作動油によって、翼に
おける氷の発生付着が防止され付着した氷は除去される
と共に、油圧装置の作動油が冷却され、油圧装置の温度
上昇が防止される。即ち、本発明は、航空機の翼前縁の
防除氷用油圧配管と、油圧装置のポンプ冷却ラインとを
兼用させたものである。これによって従来のエンジンブ
リードエアーによる防除氷装置が削除でき、且つ、エン
ジン出力の効率化が可能となり、全体の重量が軽減され
る。オリフィスは防除氷用油圧配管内の圧力を適正に保
つために設けられ、チェックバルブは逆流防止のために
設けられたものである。
【００１１】
【実施例】図１は本発明の一実施例に係る航空機の防除
氷装置の一実施例の系統図である。図において、左舷主
翼１、右舷主翼２、左舷尾翼３、右舷尾翼４、左舷エン
ジン５、右舷エンジン６、油圧ポンプ１７、油圧リザー
バ１８、圧力ライン１９、戻りライン２０およびポンプ
ケースドレインライン２１は従来技術と同じである。３
０は前記のポンプケースドレインライン２１に連なり、
主翼１，２の前縁外板内側に接して配置され油圧リザー
バ１８に戻る主翼防除氷用油圧配管、３１は前記のポン
プケースドレインライン２１に連なり尾翼３，４の前縁
外板内側に接して配置され油圧リザーバ１８に戻る尾翼
防除氷用油圧配管、３２は上記各油圧配管３０，３１上
の、ポンプケースドレインライン２１と翼部分の配管と
の間に設けられているオリフィス、３３は上記各油圧配
管３０，３１上の、油圧リザーバ１８への入口の前に設
けられているチェックバルブ、３４は作動油である。オ
リフィス３２は防除氷用油圧配管内の圧力を適正に保つ
ために設けられ、チェックバルブ３３は逆流防止のため
に設けられたものである。
氷装置の一実施例の系統図である。図において、左舷主
翼１、右舷主翼２、左舷尾翼３、右舷尾翼４、左舷エン
ジン５、右舷エンジン６、油圧ポンプ１７、油圧リザー
バ１８、圧力ライン１９、戻りライン２０およびポンプ
ケースドレインライン２１は従来技術と同じである。３
０は前記のポンプケースドレインライン２１に連なり、
主翼１，２の前縁外板内側に接して配置され油圧リザー
バ１８に戻る主翼防除氷用油圧配管、３１は前記のポン
プケースドレインライン２１に連なり尾翼３，４の前縁
外板内側に接して配置され油圧リザーバ１８に戻る尾翼
防除氷用油圧配管、３２は上記各油圧配管３０，３１上
の、ポンプケースドレインライン２１と翼部分の配管と
の間に設けられているオリフィス、３３は上記各油圧配
管３０，３１上の、油圧リザーバ１８への入口の前に設
けられているチェックバルブ、３４は作動油である。オ
リフィス３２は防除氷用油圧配管内の圧力を適正に保つ
ために設けられ、チェックバルブ３３は逆流防止のため
に設けられたものである。
【００１２】図２は図１のＡ−Ａ断面図である。翼前縁
内側に設けられている主翼防除氷油圧配管３０の配置状
態を示す断面図である。３５は主翼上面外板、３６は主
翼下面外板、３４は前記油圧リザーバ１８から油圧ポン
プ１７を経由し、上記油圧配管内を満たし循環する作動
油である。
内側に設けられている主翼防除氷油圧配管３０の配置状
態を示す断面図である。３５は主翼上面外板、３６は主
翼下面外板、３４は前記油圧リザーバ１８から油圧ポン
プ１７を経由し、上記油圧配管内を満たし循環する作動
油である。
【００１３】本実施例の防除氷装置においては、本来必
要な油圧源の冷却システムを防除氷に使用し、これによ
って油圧源の冷却も行うものである。主翼前縁防除氷用
油圧配管３０及び尾翼前縁防除氷用油圧配管３１は、油
圧ポンプ１７と油圧リザーバ１８とに対して、ポンプケ
ースドレインライン２１、オリフィス３２、及びチェッ
クバルブ３３を介して結合されている。油圧ポンプ１７
は油圧リザーバ１８内の作動油３４を吸い込みポンプの
ケースドレインポートからケースドレインライン２１に
よって防除氷用油圧配管３０及び３１に作動油を送り、
チェックバルブ３３を介して油圧リザーバ１８に作動油
を戻す。
要な油圧源の冷却システムを防除氷に使用し、これによ
って油圧源の冷却も行うものである。主翼前縁防除氷用
油圧配管３０及び尾翼前縁防除氷用油圧配管３１は、油
圧ポンプ１７と油圧リザーバ１８とに対して、ポンプケ
ースドレインライン２１、オリフィス３２、及びチェッ
クバルブ３３を介して結合されている。油圧ポンプ１７
は油圧リザーバ１８内の作動油３４を吸い込みポンプの
ケースドレインポートからケースドレインライン２１に
よって防除氷用油圧配管３０及び３１に作動油を送り、
チェックバルブ３３を介して油圧リザーバ１８に作動油
を戻す。
【００１４】油圧ポンプ１７のケースドレインポート出
口での作動油温度は機体によって異なり、一般的に５０
〜７０℃である。又圧力は３００psi 程度（システム圧
力が３０００psi の場合）である。この高温作動油がポ
ンプケースドレインライン２１を経て主翼及び尾翼の防
除氷用油圧配管３０、３１に流れ込み、各翼の前縁の防
除氷を行う。前縁の防除氷用油圧配管内を作動油が流れ
ることにより、防除氷機能と合わせて作動油が冷却され
るため、従来機で装備されている油圧装置のオイルクー
ラが不要となる。冷却された作動油はチェックバルブ３
３を介して油圧リザーバ１８に戻され、再度ポンプ１７
に吸い込まれる。この循環によって、ポンプの冷却、防
除氷及び作動油の冷却が飛行中に行われる。
口での作動油温度は機体によって異なり、一般的に５０
〜７０℃である。又圧力は３００psi 程度（システム圧
力が３０００psi の場合）である。この高温作動油がポ
ンプケースドレインライン２１を経て主翼及び尾翼の防
除氷用油圧配管３０、３１に流れ込み、各翼の前縁の防
除氷を行う。前縁の防除氷用油圧配管内を作動油が流れ
ることにより、防除氷機能と合わせて作動油が冷却され
るため、従来機で装備されている油圧装置のオイルクー
ラが不要となる。冷却された作動油はチェックバルブ３
３を介して油圧リザーバ１８に戻され、再度ポンプ１７
に吸い込まれる。この循環によって、ポンプの冷却、防
除氷及び作動油の冷却が飛行中に行われる。
【００１５】本実施例においては、エンジンブリードエ
アーによる従来方式の防除氷装置が削減され、これによ
って、コスト低減、重量軽減、機体スペース効率の向
上、エンジン効率の向上及び出力増大、燃料費の節減及
び整備性の向上が可能となり、さらに、油圧源装置にお
ける従来方式のオイルクーラが削除でき、これによっ
て、コスト低減、重量軽減、機体スペースの効率化及び
整備性の向上が可能となっている。
アーによる従来方式の防除氷装置が削減され、これによ
って、コスト低減、重量軽減、機体スペース効率の向
上、エンジン効率の向上及び出力増大、燃料費の節減及
び整備性の向上が可能となり、さらに、油圧源装置にお
ける従来方式のオイルクーラが削除でき、これによっ
て、コスト低減、重量軽減、機体スペースの効率化及び
整備性の向上が可能となっている。
【００１６】
【発明の効果】本発明の航空機の防除氷装置において
は、航空機の翼前縁の外板の内側に接して防除氷用油圧
配管を設け、同防除氷用油圧配管の一端をオリフィスを
介して油圧ポンプのケースドレインラインに接続し、同
防除氷用油圧配管の他端をチェックバルブを介して油圧
リザーバに接続してあるので、効果的に翼の防氷・除氷
を行うと共に、エンジン出力の向上、燃費の向上、製造
コストの大幅な低減、重量軽減、航空機の信頼性向上、
及び整備性の向上を図ることができる。
は、航空機の翼前縁の外板の内側に接して防除氷用油圧
配管を設け、同防除氷用油圧配管の一端をオリフィスを
介して油圧ポンプのケースドレインラインに接続し、同
防除氷用油圧配管の他端をチェックバルブを介して油圧
リザーバに接続してあるので、効果的に翼の防氷・除氷
を行うと共に、エンジン出力の向上、燃費の向上、製造
コストの大幅な低減、重量軽減、航空機の信頼性向上、
及び整備性の向上を図ることができる。
【図１】本発明の一実施例に係る航空機の防除氷装置の
一実施例の系統図。
一実施例の系統図。
【図２】図１のＡ−Ａ断面図。
【図３】従来の航空機の防除氷装置の系統図。
【符号の説明】 １ 左舷主翼 ２ 右舷主翼 ３ 左舷尾翼 ４ 右舷尾翼 ５ 左舷エンジン ６ 右舷エンジン ７ ブリードエアライン ８ 主翼用シャットオフバルブ ９ 尾翼用シャットオフバルブ １０ チェックバルブ １１ 合流点 １２ オリフィス １３ 主翼防除氷用空気配管 １４ ノズルフラッパーバルブ １５ 尾翼防除氷用空気配管 １６ ノズルフラッパーバルブ １７ 油圧ポンプ １８ 油圧リザーバ １９ 圧力ライン ２０ 戻りライン ２１ ポンプケースドレインライン ２２ チェックバルブ ２３ オイルクーラ ３０ 主翼防除氷用油圧配管 ３１ 尾翼防除氷用油圧配管 ３２ オリフィス ３３ チェックバルブ ３４ 作動油 ３５ 主翼上面外板 ３６ 主翼下面外板
Claims (1)
- 【請求項１】 エンジンによって駆動され各種サブシス
テムに油圧を供給する油圧ポンプと、同ポンプへ作動油
を供給する油圧リザーバとを備えた航空機において、同
航空機の翼前縁の外板の内側に接して防除氷用油圧配管
を設け、同防除氷用油圧配管の一端をオリフィスを介し
て前記油圧ポンプのケースドレインラインに接続し、同
防除氷用油圧配管の他端をチェックバルブを介して前記
油圧リザーバに接続したことを特徴とする航空機の防除
氷装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP180593A JPH06206593A (ja) | 1993-01-08 | 1993-01-08 | 航空機の防除氷装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP180593A JPH06206593A (ja) | 1993-01-08 | 1993-01-08 | 航空機の防除氷装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06206593A true JPH06206593A (ja) | 1994-07-26 |
Family
ID=11511795
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP180593A Withdrawn JPH06206593A (ja) | 1993-01-08 | 1993-01-08 | 航空機の防除氷装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06206593A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012029782A1 (ja) | 2010-08-30 | 2012-03-08 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機 |
| CN106005430A (zh) * | 2016-06-30 | 2016-10-12 | 天津曙光天成科技有限公司 | 一种机翼防结冰结构及采用其的飞机 |
| CN109665107A (zh) * | 2018-12-05 | 2019-04-23 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种基于发动机热滑油的机翼前缘防冰结构 |
| CN113734449A (zh) * | 2020-05-15 | 2021-12-03 | 中航西飞民用飞机有限责任公司 | 一种飞机迎角保护门限设计方法 |
-
1993
- 1993-01-08 JP JP180593A patent/JPH06206593A/ja not_active Withdrawn
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012029782A1 (ja) | 2010-08-30 | 2012-03-08 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機 |
| US8967543B2 (en) | 2010-08-30 | 2015-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aircraft ice protection system and aircraft provided with the same |
| EP2612814A4 (en) * | 2010-08-30 | 2017-11-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aircraft ice protection system and aircraft provided with same |
| CN106005430A (zh) * | 2016-06-30 | 2016-10-12 | 天津曙光天成科技有限公司 | 一种机翼防结冰结构及采用其的飞机 |
| CN109665107A (zh) * | 2018-12-05 | 2019-04-23 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种基于发动机热滑油的机翼前缘防冰结构 |
| CN113734449A (zh) * | 2020-05-15 | 2021-12-03 | 中航西飞民用飞机有限责任公司 | 一种飞机迎角保护门限设计方法 |
| CN113734449B (zh) * | 2020-05-15 | 2023-05-23 | 中航西飞民用飞机有限责任公司 | 一种飞机迎角保护门限设计方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4334411A (en) | Unique air cycle refrigeration system | |
| CN103068679B (zh) | 航空器的防除冰系统及具备该系统的航空器 | |
| RU2477807C2 (ru) | Система охлаждения и регулирования температуры агрегатов силовой установки летательного аппарата | |
| JPH08337199A (ja) | 環境調節システム | |
| CN102202971B (zh) | 对载于飞机上的热交换器进行冷却的系统 | |
| US20150251765A1 (en) | Low-pressure bleed air aircraft environmental control system | |
| EP0517459A1 (en) | Aircraft gas turbine engine bleed air energy recovery apparatus | |
| US6796527B1 (en) | Integrated air turbine driven system for providing aircraft environmental control | |
| US2164545A (en) | Airplane | |
| JPH0312648B2 (ja) | ||
| CN106907192A (zh) | 热管理系统 | |
| US20160102610A1 (en) | De-icing and conditioning device for an aircraft | |
| JP2011504844A (ja) | 混合型ブリード空気運用を行う空調システム | |
| BR102018069803A2 (pt) | Sistema de proteção contra o gelo, aeronave, e, método de operação de uma aeronave. | |
| EP4292937B1 (en) | Ram air turbine powered cabin air compressor | |
| US3627239A (en) | Aircraft engine fuel system | |
| US2851863A (en) | Air conditioning apparatus for aircraft | |
| CN106505797B (zh) | 一种机载发电机冷却装置 | |
| JPH06206593A (ja) | 航空機の防除氷装置 | |
| CN107521697B (zh) | 一种综合式设备冷却装置 | |
| ES2913796T3 (es) | Sistema de enfriamiento de aire de motor con dos etapas de enfriamiento y procedimiento correspondiente | |
| EP3428436B1 (en) | Aircraft incorporating a thrust recovery system using cabin air | |
| ES2744570T3 (es) | Aeronave que incorpora un sistema de recuperación de aire de cabina | |
| US3486435A (en) | Aircraft pressurization system | |
| CN119429130A (zh) | 一种螺旋桨飞机滑油散热系统及散热方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20000404 |