WO2012029782A1 - 航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機 - Google Patents

航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機 Download PDF

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WO2012029782A1
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aircraft
outside air
air
icing system
oil
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斉藤　勲
石黒　達男
茂樹 阿部
田中　秀明
徹 ▲高▼須
基広 渥美
中西　正和
実 鴨狩
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application

Definitions

  • the present invention relates to an anti-icing system for an aircraft for preventing or removing ice from adhering to the outside of a wing leading edge of an aircraft during navigation, and an aircraft including the same.
  • the aircraft is equipped with an anti-icing device for preventing or preventing the ice from adhering to the wing leading edge during navigation.
  • an anti-icing device for preventing or preventing the ice from adhering to the wing leading edge during navigation.
  • a warm air chamber is formed inside the wing leading edge of the main wing, and bleed air (hot air) extracted from the main engine is supplied to the warm air chamber so that the wing leading edge of the main wing is inside.
  • the above conventional ice prevention device operates only under conditions where the aircraft is likely to be iced, for example, in a cloud.
  • the wing leading edge portion is heated by bleed air extracted from the main aircraft, there is a problem in that the operation cost is deteriorated due to a reduction in the original main engine thrust and fuel consumption. That is, it has become a factor that causes a decrease in aircraft performance.
  • the present invention provides an aircraft anti-icing system that makes it possible to improve aircraft performance, such as reducing the main engine thrust and improving fuel efficiency, while enabling effective ice prevention.
  • An aircraft including the above is provided.
  • the present invention provides the following means.
  • An aircraft ice prevention system is an ice prevention system for preventing ice from adhering to an aircraft wing or removing adhering ice, comprising a warm air chamber formed inside an aircraft wing, A bleed air supply line for supplying bleed air extracted from the main aircraft of the aircraft to the warm air chamber, and outside air taken in from the air intake of the aircraft to the warm air chamber via the heat source of the aircraft And a switching means for selectively supplying the warm air chamber with the temperature rising outside air supply line for supplying, the bleed air, and the outside air heated by the heat source, and is supplied to the warm air chamber.
  • This is an anti-icing system in which the wings are heated and de-iced with warm air.
  • bleed air is supplied from the main engine to the warm air chamber to prevent deicing of the wing (wing leading edge), and the outside air taken in from the air intake provided in the fuselage is applied to the aircraft by the ram pressure. It is sent to the heat source of the aircraft, and warm air (heated outside air) is generated using this heat source. The deicing is performed by supplying the warmed outside air to the warm air chamber.
  • the heat source is at least one of an oil cooler, an oil tank, or an aircraft main unit provided in a hydraulic circuit provided in the aircraft.
  • an oil cooler or an oil tank of a hydraulic circuit or an aircraft main unit is used as a heat source for raising the temperature of the outside air taken in from the air intake, so that the outside air can be reliably used for ice prevention. Raise the temperature.
  • outside air taken in from an air intake is used as a cooling medium, and the heated outside air after heat exchange has been discharged to the outside.
  • the elevated outside air is effectively used for ice prevention. Is done.
  • the oil tank when heat is exchanged with the hydraulic oil stored in the oil tank to raise the temperature of the outside air, the oil tank is not only cooled by the oil cooler but also exchanged with the outside air. Lower the temperature (lower temperature) of the hydraulic oil inside. This delays the oxidative degradation of the hydraulic oil and prolongs the replacement interval of the hydraulic oil.
  • the oil cooler includes an inner pipe through which hydraulic oil circulates and an outer pipe through which the outside air taken in from the air intake is circulated between the inner pipe and the inner pipe. It is more preferable to provide a heat transfer tube having a heavy tube structure and to raise the temperature of the outside air by heat exchange with the hydraulic oil flowing through the inner tube.
  • the oil cooler is configured so that the outside air taken in from the air intake is circulated between the outer tube and the inner tube of the heat transfer tube having a double tube structure, whereby the inner tube is circulated reliably and efficiently.
  • the temperature of the outside air is raised by heat exchange with the working oil, and the temperature of the outside air is effectively utilized for ice prevention.
  • the inner pipe has a convex portion on the outer surface.
  • the convex portion is provided on the outer surface of the inner tube, the heat transfer area increases, and the flow of the outside air by the convex portion occurs when the outside air flows between the outer tube and the inner tube. Becomes a turbulent state, thereby promoting heat exchange between the hydraulic oil and the outside air. Thereby, heat exchange efficiency is increased and the piping length (heat transfer tube length) in the oil cooler is shortened. In addition, since the piping length in the oil cooler can be shortened in this way, it contributes to weight reduction of the aircraft body.
  • the oil tank includes an outer shell body that forms a circulation space with an outer surface of the tank body that stores the hydraulic oil, and the hydraulic oil in the tank body. It is desirable to raise the temperature of the outside air flowing through the circulation space by heat exchange.
  • an oil tank is formed by providing an outer shell body that forms a circulation space with the outer surface of the tank body, and the outside air is reliably circulated using the oil tank as a heat source by circulating the outside air through the circulation space. Let warm.
  • the tank body has a convex portion on the outer surface.
  • the heat transfer area is increased by providing the convex portion on the outer surface of the tank body. Further, when the outside air flows through the flow space between the tank body and the outer shell body, the flow becomes a turbulent state by the convex portion, thereby promoting the heat exchange with the hydraulic oil. As a result, the heat exchange efficiency is increased, and the temperature of the outside air is reliably and efficiently raised, and the raised outside air is effectively used for ice prevention.
  • the main engine includes an outer shell body that forms a circulation space with the outer surface of the casing, and the temperature is raised by circulating the outside air into the circulation space. desirable.
  • an outer shell body that forms a circulation space with the outer surface of a casing such as a combustor that becomes relatively high temperature
  • a main machine is formed, and this air is circulated through the circulation space. Raise the temperature of the outside air using the main engine as a heat source.
  • the outer surface of the casing is provided with a convex portion.
  • the convex portion such as the fin is provided on the outer surface of the casing, thereby increasing the heat transfer area, and the convex portion when the outside air flows through the circulation space between the casing and the outer shell body.
  • the flow becomes turbulent and heat exchange with the main engine is promoted.
  • the heat exchange efficiency is increased, and the temperature of the outside air is reliably and efficiently raised, and the raised outside air is effectively used for ice prevention.
  • the convex portion on the outer surface of the casing is formed so as to circulate and circulate the outside air along the outer surface of the casing.
  • the outside air is swirled along the outer surface of the casing by the convex portions on the outer surface of the casing to be circulated.
  • the contact time between the outside air and the casing is increased, the heat exchange efficiency is increased, the outside air is heated more reliably and efficiently, and the raised outside air is effectively used for ice prevention.
  • the switching means includes a first on-off valve provided on the bleed air supply line, a second on-off valve provided on the temperature rising outside air supply line, the first, And a controller that controls the operation of the second on-off valve.
  • the aircraft of the present invention is provided with any one of the above-described aircraft ice prevention systems.
  • the operational effect of the aircraft anti-icing system is obtained.
  • the aircraft anti-icing system and the aircraft equipped with the same in addition to the configuration in which bleed air is supplied from the main engine to the warm air chamber, the outside air taken in from the air intake provided in the aircraft body is used.
  • the ram pressure is sent to the heat source of the aircraft fuselage, and warm air generated using this heat source (heated outside air) is supplied to the warm air chamber to prevent ice removal.
  • the bleed air and the outside air heated by the heat source are selectively supplied to the warm air chamber to perform deicing, so that the outside air heated by the heat source can be sufficiently deiced. Eliminates the need to use bleed air.
  • ice prevention is surely performed by using bleed air.
  • the wings can be kept warm with the heated outside air (the wings can be preheated), and it becomes difficult for ice to adhere. The amount can be minimized.
  • FIG. 1 is a diagram showing an aircraft according to an embodiment of the present invention.
  • 1 is a diagram illustrating an aircraft anti-icing system according to a first embodiment of the present invention. It is a figure which shows the structure which supplies a bleed air from this main machine to the warm air chamber of a blade
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line X1-X1 of FIG. It is a figure which shows the heat exchanger tube which the oil cooler of the anti-icing system of the aircraft which concerns on 1st Embodiment of this invention comprises. It is a figure which shows the anti-icing system of the aircraft which concerns on 2nd Embodiment of this invention.
  • FIG. 1 It is a figure which shows a part of oil tank (tank main body, outer shell body, distribution space) of the anti-icing system for aircraft according to the second embodiment of the present invention. It is a figure which shows the anti-icing system of the aircraft which concerns on 3rd Embodiment of this invention.
  • (A) is a figure which shows the distribution space (casing, outer-shell body, convex part) formed in the main machine of the anti-icing system of the aircraft which concerns on 3rd Embodiment of this invention
  • (b) is A of (a). It is an arrow view.
  • the aircraft 1 includes a main machine 3 provided on the main wing 2, a hydraulic pump 25 using the main machine 3 as a drive source, and a hydraulic circuit that operates with the hydraulic pump 25. 5, and a manifold 5 ′ for controlling the actuator 4 that forms part of the hydraulic circuit 5 and is provided on the main wing 2.
  • the gas turbine 6, which is the main machine 3 includes a fan casing 7 and a core engine casing 8.
  • the fan 9 is accommodated in the fan casing 7, and the compressor 10 and the combustion are in the core engine casing 8.
  • the vessel 11 and the turbine 12 are accommodated.
  • the fan 9 is formed by mounting a plurality of fan blades 16 on the outer periphery of the rotating shaft 15.
  • the compressor 10 includes a low-pressure compressor 17 and a high-pressure compressor 18.
  • the turbine 12 includes a high-pressure turbine 19 and a low-pressure turbine 20, and is disposed downstream of the compressor 10.
  • the rotating shaft 15 of the fan 9 and the low-pressure compressor 17 are connected, and the low-pressure compressor 17 and the low-pressure turbine 20 are connected by a first rotor shaft 21.
  • the high-pressure compressor 18 and the high-pressure turbine 19 are connected by a cylindrical second rotor shaft 22 located on the outer peripheral side of the first rotor shaft 21.
  • the air taken in from the air intake port is compressed by passing through a plurality of stationary blades and moving blades (not shown) of the low pressure compressor 17 and the high pressure compressor 18 of the compressor 10, thereby compressing at a high temperature and a high pressure. It becomes air.
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air by the combustor 11 and burned to generate a high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • the combustion gas thus generated passes through a plurality of stationary blades and moving blades (not shown) of the high-pressure turbine 19 and the low-pressure turbine 20 that constitute the turbine 12, so that the turbine 12 is rotationally driven.
  • the power of the low-pressure turbine 20 is transmitted to the fan 9 by the first rotor shaft 21, and the fan 9 blows air to obtain thrust.
  • the hydraulic circuit 5 of this embodiment supplies and discharges hydraulic oil to and from an actuator 4 for a steering system such as a flap, an aileron, a rudder, and a landing gear, and drives the actuator 4.
  • a hydraulic pump 25 an oil cooler (heat exchanger) 26, and an oil tank 27.
  • the hydraulic pump 25 is driven by the main machine and is installed in the main machine nacelle, and the oil cooler 26 and the oil tank 27 are installed in the lower part of the fuselage (machine body) 28.
  • hydraulic oil is supplied from the oil tank 27 to the actuator 4 by driving the hydraulic pump 25, and the actuator 4 is driven and operated from the actuator 4.
  • Oil (returned oil) is returned to the oil tank 27 through the oil cooler 26.
  • the oil cooler 26 is formed by meandering a heat transfer pipe (hydraulic line) 30, and uses a low temperature outside air S 1 taken from an air intake 31 formed in the body 28 as a cooling medium, for example, 70 to 80 ° C.
  • the return oil is cooled by returning heat to the oil tank 27 by exchanging heat between the high-temperature return oil and the outside air S ⁇ b> 1.
  • the outside air S1 ′ heated by the heat source 26 of the machine body is selectively supplied to the warm air chamber 32 formed inside the blade leading edge 2a of the main wing 2 to perform ice prevention.
  • the blade leading edge portion 2a of the main wing 2 is formed in a curved shape by joining upper and lower plate materials whose tip portions are curved, for example, as shown in FIGS.
  • a guide plate 33 is disposed inside the blade leading edge 2a with a predetermined gap. Further, the guide plate 33 is formed in a curved shape by joining, for example, curved upper and lower plate materials, similarly to the blade leading edge portion 2a.
  • the blade leading edge portion 2a indicates a portion including the vicinity of the leading edge of the blade 2.
  • the wing leading edge 2a extends along the longitudinal direction of the main wing 2 (the vertical direction in FIG. 4), and the guide plate 33 has a predetermined length along the width direction of the aircraft 1, A plurality are arranged side by side in the direction. Further, the blade leading edge 2a is provided with a partition wall 34 along the longitudinal direction of the main wing 2 and along the longitudinal direction of the main wing 2 (the left-right direction in FIG. 3). It is formed at a predetermined interval in the longitudinal direction of the main wing 2. Further, each guide plate 33 is provided with its both end portions in contact with or fixed to the end face of the partition wall 34.
  • the warm air chamber 32 is formed by being surrounded by the blade leading edge 2a, the rear partition wall 35, and the left and right partition walls 34.
  • a space between the blade leading edge 2a and the guide plate 33 is a warm air passage 36.
  • the warm air passage 36 extends along the inside of the blade leading edge 2a and extends rearward from the tip of the blade leading edge 2a. It is extended and opened to the warm air chamber 32.
  • the warm air chamber 32 is provided with an exhaust port for appropriately discharging the air in the warm air chamber 32 to the outside.
  • each of the duct pipes 40 and 41 is formed by closing both ends, and extends through the partition wall 34 along the longitudinal direction of the main wing 2.
  • the guide plate 33 has an opening 33a at a position corresponding to the tip of the blade leading edge 2a.
  • an injection hole 40a, 41a that opens toward the front of the blade leading edge 2a is formed at a position facing the opening 33a formed in the guide plate 33.
  • the injection holes 40 a, 41 a are connected to the opening 33 a of the guide plate 33 through the connection pipes 42, 43.
  • a plurality of openings 33a, injection holes 40a and 41a, and connecting pipes 42 and 43 are provided with a predetermined interval with respect to one guide plate 33.
  • the two duct pipes 40 and 41 are individually connected to the opening 33a of the guide plate 33 via the connection pipes 42 and 43, that is, the injection holes 40a and 41a are individually connected to the warm air passage 36. Is provided.
  • one duct pipe 40 is connected to the compressor 10 of the main machine 3 by a pipe (bleed air supply line) 45,
  • the bleed air S2 of the compressor 10 of the main engine 3 is supplied from the bleed air supply line 45 to the warm air passage 36 (warm air chamber 32).
  • the other duct pipe 41 is connected to the oil cooler 26 provided in the hydraulic circuit 5 by a pipe (temperature rising outside air supply line) 46.
  • the meandering heat transfer pipe 30 of the oil cooler 26 is taken in from the air intake 31 and the inner pipe 47 through which the hydraulic oil discharged from the actuator 4 flows, as shown in FIGS.
  • the outer pipe 48 is provided with an outer pipe 48 for allowing the outside air S1 to flow between the inner pipe 47 and the outer pipe S1.
  • the inner tube 47 has a plurality of rings integrally attached thereto, and a convex portion 49 that protrudes from the outer surface of the inner tube 47 toward the inner surface of the outer tube 48 is formed by these rings.
  • the other duct pipe 41 is connected to a circulation space 50 through which the outside air S1 between the inner pipe 47 and the outer pipe 48 of the heat transfer pipe 30 of the oil cooler 26 circulates via a temperature rising outside air supply line 46.
  • the bleed air supply line 45 and the temperature rising outside air supply line 46 are provided with on-off valves 51 and 52, respectively.
  • the valve controller 54 uses the valve controller 54 based on the measurement result of the thermometer 53 that measures the surface temperature (outside surface temperature or outside temperature) of the wing leading edge 2a of the main wing 2.
  • the on-off valves 51 and 52 are controlled to open and close.
  • a check valve for preventing air from flowing back from the warm air chamber 32 (warm air passage 36) to the main engine 3 and the oil cooler (heat source) 26 is provided in the bleed air supply line 45 and the temperature rising outside air supply line 46, respectively. Etc. (not shown) are provided.
  • outside air S1 is taken in from the air intake 31 during navigation and is sent to the oil cooler 26 by ram pressure, and the operating oil is cooled by the oil cooler 26 using the outside air S1 as a cooling medium. Heat exchange is performed.
  • the heat transfer tube 30 of the oil cooler 26 is formed in a double tube structure, and the outside air S ⁇ b> 1 flows in the distribution space 50 between the inner tube 47 and the outer tube 48.
  • the low-temperature outside air S1 flows along the inner pipe 47 through which the high-temperature working oil flows through the circulation space 50 in this manner, so that heat exchange is efficiently performed between the working oil and the outside air S1.
  • the outside air S1 rises in temperature.
  • the heat transfer area of the inner tube 47 is increased. Heat exchange is promoted by the flow of the outside air S1 flowing through the circulation space 50 between the outer pipe 48 and the outer pipe 48 becoming a turbulent state. As a result, the heat exchange efficiency is increased, and the outside air S1 is heated reliably and efficiently.
  • the outside air (warm air) S1 ′ heated by the oil cooler 26 is supplied to the other duct piping 41 of the warm air chamber 32 through the temperature rising outside air supply line 46, and is connected from the injection hole 41a of the other duct piping 41. It is injected into the warm air passage 36 between the blade leading edge 2 a and the guide plate 33 through the tube 43 and the opening 33 a of the guide plate 33.
  • the heated outside air S1 ′ flows through the warm air passage 36, whereby the blade leading edge 2a is heated from the inside, preventing the ice from adhering to the outside of the blade 2 or removing the attached ice.
  • the outside air S1 that has been conventionally taken out from the air intake 31 and used as a cooling medium for the oil cooler 26 is used for ice prevention.
  • the bleed air S2 when the deicing can be sufficiently performed with the outside air S1 'heated by the oil cooler 26.
  • the thermometer 53 detects a temperature at which ice prevention is sufficiently performed, the on-off valve 51 is closed by the control of the valve controller 54, but the on-off valve 52 is opened, so that only the outside air S1 'is in the other duct pipe 41.
  • the valve controller 54 controls the opening and closing of the on-off valves 51 and 52, and the bleed air S2 from the main engine 3 enters the warm air passage 36 through the injection hole 40a of one duct pipe 40, the connecting pipe 42, and the opening 33a of the guide plate 33. Be injected. Since the bleed air S2 is hotter than the outside air S1 'heated by the oil cooler 26, the ice prevention is surely performed.
  • the aircraft ice prevention system A it is possible to supply the bleed air S2 from the main engine 3 to the warm air chamber 32 in the same manner as in the past to perform ice prevention of the wing leading edge 2a. Then, the outside air S1 taken in from the air intake 31 provided in the machine body 28 is sent to the oil cooler 26 by the ram pressure to generate warm air (heated outside air) S1 ′.
  • the outside air S1 taken from the air intake 31 is conventionally used as a cooling medium and the oil cooler 26 that discharges the outside air S1 ′ after heat exchange to the outside is used as a heat source.
  • the heat generated by the navigation of the aircraft 1 is effectively used for deicing.
  • the bleed air S2 and the outside air S1 ′ heated by the oil cooler 26 are selectively supplied to the warm air chamber 32 to perform deicing, and the outside air S1 ′ heated by the oil cooler 26 is sufficiently controlled.
  • the bleed air S2 it is not necessary to use the bleed air S2.
  • the ice prevention is surely performed by using the bleed air S2.
  • the blade 2 can be kept warm with the heated outside air S1 ′ (the blade 2 can be preheated), and the ice is not easily attached. Therefore, the extraction amount of the bleed air S2 can be minimized.
  • the bleed air S2 extracted from the main engine 3 is not required during navigation, or the bleed amount of the bleed air S2 is reduced to the minimum necessary amount. Therefore, compared with the case where the conventional anti-icing device is provided, the aircraft performance is improved such as the reduction of the main engine thrust and the reduction of the operation cost accompanying the improvement of the fuel consumption.
  • the oil cooler 26 is configured so that the outside air S1 taken in from the air intake 31 is circulated between the outer tube 48 and the inner tube 47 of the heat transfer tube 30 having a double tube structure. As a result, the temperature of the outside air S1 is raised by heat exchange with the hydraulic oil that reliably flows through the inner pipe 47.
  • the convex portion 49 is provided on the outer surface of the inner tube 47, the heat transfer area is increased, and when the outside air S1 flows between the outer tube 48 and the inner tube 47, the convex portion 49 flows.
  • the heat exchange is promoted by the turbulent state. This makes it possible to increase the heat exchange efficiency between the hydraulic oil flowing through the inner pipe 47 and the outside air S1 flowing between the inner pipe 47 and the outer pipe 48, and the pipe length (transmission) in the oil cooler 26 can be increased. Reduce heat pipe length). And the weight of the aircraft 1 can be reduced by shortening the pipe length in the oil cooler 26 in this way.
  • the aircraft ice prevention system of the present embodiment differs from the first embodiment only in the heat source that raises the temperature of the outside air mainly taken from the air intake. For this reason, the same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and detailed description thereof is omitted.
  • the aircraft ice prevention system B includes bleed air S ⁇ b> 2 extracted from the main engine 3, and outside air taken in from the air intake 31 and heated by an oil tank (heat source of the aircraft fuselage) 27.
  • S1 ′ is selectively supplied to the warm air chamber 32 formed inside the blade leading edge 2a of the main wing 2 to prevent ice removal.
  • the oil tank 27 includes an outer shell body 56 that forms a circulation space 50 with the outer surface of the tank body 55 that stores hydraulic oil. Further, the tank body 55 includes a convex portion (convex piece) 57 on the outer surface.
  • the other duct pipe 41 is connected to the oil tank 27 provided in the hydraulic circuit 5 by a temperature rising outside air supply line 46. At this time, the other duct pipe 41 is connected to the circulation space 50 through which the outside air S ⁇ b> 1 between the tank body 55 and the outer shell body 56 of the oil tank 27 circulates via the temperature rising outside air supply line 46.
  • One duct pipe 40 is connected to the main engine 3 by a bleed air supply line 45 as in the first embodiment, and the bleed air S2 of the main machine 3 is connected from the one duct pipe 40 to the warm air passage 36 (warm air chamber 32). To supply.
  • outside air S1 is taken in from the air intake 31 during navigation and is sent to the oil tank 27 by ram pressure.
  • the tank body of the outside air S1 and the oil tank 27 Heat exchange is performed with the hydraulic oil temporarily stored in 55.
  • the oil tank 27 is formed with the tank body 55 and the outer shell body 56, and the outside air S1 flows through the flow space 50 between the tank body 55 and the outer shell body 56.
  • the outside air S1 flows along the outer surface of the tank body 55 that stores the working oil through the circulation space 50 in this way, so that heat is efficiently exchanged between the working oil and the outside air S1.
  • S1 rises in temperature.
  • the convex portion 57 is provided on the outer surface of the tank body 55, the heat transfer area of the tank body 55 is increased, and further, the circulation space 50 between the tank body 55 and the outer shell body 56. Heat exchange is promoted by the turbulent flow of the outside air S1 flowing through the air. Thereby, like the first embodiment, the heat exchange efficiency is increased, and the temperature of the outside air is reliably and efficiently raised.
  • the outside air (warm air) S 1 ′ thus heated in the oil tank 27 is supplied to the other duct piping 41 of the warm air chamber 32 through the temperature rising outside air supply line 46 and connected from the injection hole 41 a of the other duct piping 41. It is injected into the warm air passage 36 between the blade leading edge 2 a and the guide plate 33 through the tube 43 and the opening 33 a of the guide plate 33.
  • the heated outside air S1 ′ flows through the warm air passage 36, whereby the blade leading edge 2a is heated from the inside, preventing the ice from adhering to the outside of the blade 2 or removing the attached ice.
  • the valve controller 54 controls the on-off valves 51 and 52 to open and close as in the first embodiment.
  • the bleed air S ⁇ b> 2 is injected into the warm air passage 36 through the injection hole 40 a of the one duct pipe 40, the connecting pipe 42, and the opening 33 a of the guide plate 33.
  • the bleed air S2 is higher in temperature than the outside air S1 'heated in the oil tank 27, so that the ice prevention is surely performed.
  • the aircraft ice prevention system B of the present embodiment it is possible to supply the bleed air S2 from the main engine 3 to the warm air chamber 32 and perform ice prevention of the wing leading edge portion 2a, as in the first embodiment.
  • the outside air S1 taken in from the air intake 31 provided in the machine body 28 is sent to the oil tank 27 by the ram pressure, and warm oil (heated outside air) S1 ′ is generated using the oil tank 27.
  • the bleed air S2 extracted from the main engine 3 is not required during navigation, or the bleed amount of the bleed air S2 is the minimum necessary amount. Therefore, compared with the case where the conventional anti-icing device is provided, the aircraft performance is improved such as the reduction of the main engine thrust and the reduction of the operation cost accompanying the improvement of the fuel consumption.
  • the aircraft ice prevention system C is bleed air S2 extracted from the main machine 3, and is taken in from the air intake 31 and lifted by the main machine 3 and the oil cooler 26 (heat source of the aircraft fuselage).
  • the warm outside air S1 ′ is selectively supplied to a warm air chamber 32 formed inside the blade leading edge portion 2a of the main wing 2 to prevent ice removal.
  • the outside air S1 taken from the air intake 31 is branched and sent to the oil cooler 26 and the main unit 3 by ram pressure, respectively, and the outside air S1 ′ heated at the oil cooler 26 and the main unit 3 is mixed. This is supplied to the other duct pipe 41 in the warm air chamber 32.
  • oil cooler 26 of this embodiment is provided with the heat exchanger tube 30 of the double tube structure similarly to 1st Embodiment (refer FIG. 5).
  • the casing of the combustor 11 is formed in a double cylinder structure. That is, as shown in FIG. 9, the cylindrical core engine casing 8 includes an outer shell body 60 that forms a flow space 50 between the outer surface of the core engine casing 8. Furthermore, in the portion provided with the outer shell body 60 (combustor 11 in this embodiment), first convex portions (convex portions) 61 such as fins are distributed and arranged on the entire outer surface of the core engine casing 8. ing.
  • the first convex portion 61 is formed so as to protrude from the outer surface of the core engine casing 8 toward the inner surface of the outer shell body 60. That is, the tip of the first convex portion 61 is not in contact with the inner surface of the outer shell body 60.
  • a plurality of second protrusions that protrude from the outer surface to the inner surface of the outer shell body 60 are provided on the outer surface of the core engine casing 8 including the outer shell body 60 in addition to the first protrusions 61.
  • a portion (convex portion) 62 is provided. And these 2nd convex parts 62 are formed so that it may extend in the circumferential direction of the axis line O1 center of the core engine casing 8, and may go to the other end side gradually from the one end side in the direction of the axial line O1. Further, a predetermined gap is formed between the adjacent second convex portions 62. Accordingly, a spiral flow space 50 is formed between the second convex portions 62 adjacent in the direction of the axis O1.
  • the other duct pipe 41 is connected to the oil cooler 26 and the main machine 3 via the temperature rising outside air supply line 46. At this time, the other duct pipe 41 is connected via the temperature rising outside air supply line 46.
  • the circulation space 50 between the inner pipe 47 and the outer pipe 48 of the oil cooler 26 and the circulation space 50 between the core engine casing 8 and the outer shell body 60 of the main machine 3 are connected.
  • One duct pipe 40 is connected to the main machine 3 by a bleed air supply line 45 as in the first and second embodiments, and the bleed air S2 of the main machine 3 is supplied from the one duct pipe 40 to the warm air passage 36. To do.
  • the outside air S1 is taken from the air intake 31 and branched to be sent to the oil cooler 26 and the main engine 3 by ram pressure.
  • the temperature is raised by heat exchange with an oil cooler, and the temperature is raised by heat exchange with the core engine casing 8 of the main engine 3.
  • the outside air S1 flows through the plurality of distribution spaces 50 between the core engine casing 8 and the outer shell body 60.
  • these circulation space 50 severe 2nd convex part 62
  • the heat transfer area is increased by the second convex portion 62 and the first convex portion 61.
  • the heat exchange is promoted by the turbulent flow of the outside air S1 flowing through each distribution space 50. Thereby, the heat transfer efficiency is increased, and the outside air temperature is reliably and efficiently raised.
  • the outside air (warm air) S 1 ′ heated outside the core engine casing 8 of the main engine 3 is mixed with the outside air S 1 ′ heated by the oil cooler 26, and the other of the warm air chamber 32 through the temperature rising outside air supply line 46. Is supplied to the duct pipe 41. Then, the air is injected from the injection hole 41 a of the other duct pipe 41 into the warm air passage 36 between the blade leading edge 2 a and the guide plate 33 through the connection pipe 43 and the opening 33 a of the guide plate 33.
  • the valve controller 54 controls opening / closing of the on-off valves 51, 52, and the bleed air S 2 from the main machine 3 is connected to the blade leading edge 2 a through the injection hole 40 a of one duct pipe 40, the connecting pipe 42, and the opening 33 a of the guide plate 33. It is injected into the warm air passage 36 between the guide plates 33. And since this bleed air S2 is higher temperature than the heated external air S1 ', ice prevention is reliably performed.
  • the outside air S1 is circulated outside the core engine casing 8 of the main engine 3 to raise the temperature, so that the heat source is the oil cooler 26 of the hydraulic circuit 5, as in the first embodiment and the second embodiment.
  • the engine 3 is designed so as not to cause a reduction in the thrust of the main machine 3, and the main air 3 is used as a heat source, so that the outside air S1 'supplied to the warm air chamber 32 is heated to a higher temperature. For this reason, compared with 1st Embodiment or 2nd Embodiment, the deicing prevention effect becomes high.
  • the bleed air S2 is supplied from the main engine 3 to the warm air chamber 32 to perform ice prevention of the wing leading edge portion 2a, as in the first and second embodiments.
  • the outside air S1 taken from the air intake 31 provided in the machine body 28 is sent to the main machine 3 (and the oil cooler 26) by the ram pressure, and warm air (heated outside air) S1 ′ is generated using the main machine 3.
  • the bleed air S2 and the outside air S1 ′ heated by the main machine 3 are selectively supplied to the warm air chamber 32 to perform ice prevention ice, and the outside air S1 ′ heated by the main machine 3 sufficiently performs ice prevention ice removal. If this is possible, there is no need to use the bleed air S2. Further, when the outside air S1 'heated only by the main machine 3 is not sufficient, the ice prevention is surely performed by using the bleed air S2. Furthermore, even when this bleed air S2 is used, the blade 2 can be kept warm with the heated outside air S1 'in advance, and the amount of extraction of the bleed air S2 is minimized in order to keep the ice from sticking. Can be suppressed.
  • the bleed air S2 extracted from the main engine 3 is not required during navigation, or the bleed amount of the bleed air S2 is the minimum necessary amount. Therefore, as compared with the case where the conventional anti-icing device is provided, the aircraft performance is improved, such as the reduction of the main engine thrust and the reduction of the operation cost accompanying the improvement of the fuel consumption.
  • the first convex portion 61 such as a fin is provided on the outer surface of the core engine casing 8, thereby increasing the heat transfer area, and the outside air S ⁇ b> 1 is separated from the core engine casing 8.
  • the first convex portion 61 makes the flow turbulent, thereby promoting heat exchange.
  • the efficiency of heat exchange with the outside air S1 flowing through the circulation space 50 is increased, and the temperature of the outside air S1 is reliably and efficiently raised, and the raised outside air S1 'is effectively used for ice prevention.
  • the 2nd convex part 62 is formed so that external air S1 may rotate and distribute
  • the heat sources of the first, second, and third embodiments are selectively combined, and the oil cooler 26 and the oil tank 27,
  • the outside air S ⁇ b> 1 taken from the air intake 31 may be heated by the oil tank 27 and the main unit 3, and the oil cooler 26, the oil tank 27 and the main unit 3, and supplied to the warm air chamber 32.
  • the outside air S1 ′ raised from a plurality of heat sources is individually supplied to the warming chamber 32 (parallel type)
  • the outside air S1 is gradually raised by the plurality of heat sources to the warming chamber 32. You may supply (series type).
  • the bleed air S2 and the outside air S1 ′ heated by the heat source are supplied to the warm air chamber 32 formed at the blade leading edge portion 2a of the main wing 2 to the main wing 2.
  • the warm air chamber 32 is formed on the tail wing and the like, and the warm air chamber 32 formed on the other wings by the ice prevention systems A, B, and C similar to the present embodiment ( The deicing effect may also be obtained by supplying the bleed air S2 or the outside air S1 ′ heated by the heat source to the warm air chamber 32 formed on another blade.
  • the 1st convex part 61 and the spiral 2nd convex part 62 were provided and the distribution
  • the temperature of the outside air S1 is raised by the main unit 3, it is not necessarily limited to the temperature rise of the outside air S1 by the combustor 11.

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Abstract

航空機の翼（２）に氷が付着することを防止あるいは付着した氷を除去するための航空機の防除氷システム（Ａ）であって、航空機の主機（３）から抽気したブリードエア（Ｓ２）と、機体（２８）に設けられたエアインテーク（３１）から取り込んで航空機の機体の熱源（２６）で昇温した外気（Ｓ１'）とを選択的に、翼（２）の内側に形成した暖気室（３２）に供給して防除氷を行うように構成する。

Description

航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機
　本発明は、航行中の航空機の翼前縁部の外側に氷が付着することを防止あるいは付着した氷を除去するための航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機に関する。
　本願は、２０１０年８月３０日に日本に出願された特願２０１０－１９２６１８号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　航空機には、航行中に翼前縁部に氷が付着することを防止あるいは付着した氷を除去するための防除氷装置が備えられている。そして、この防除氷装置には、主翼の翼前縁部の内部に暖気室を形成し、この暖気室に主機から抽気したブリードエア（高温空気）を供給して主翼の翼前縁部を内側から加熱する（例えば、特許文献１、特許文献２参照）。
実開平１－１４９８９４号公報 特開平６－２０６５９３号公報
　上記従来の防除氷装置においては、一般に、例えば、雲中など機体に着氷しやすい条件下でのみ稼動する。しかし、航空機の主機から抽気したブリードエアで翼前縁部を加熱するため、本来の主機推力低下、燃費低下に伴う運行コスト悪化などを招くという問題があった。すなわち、航空機性能の低下を招く一要因となっていた。
　本発明は、上記事情に鑑み、効果的に防除氷を行うことを可能にしつつ、主機推力の低下抑制・燃費の向上など、航空機性能の向上を図ることを可能にする航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機を提供する。
　上記の目的を達するために、この発明は以下の手段を提供する。
　本発明の航空機の防除氷システムは、航空機の翼に氷が付着することを防止、あるいは付着した氷を除去するための防除氷システムであって、航空機の翼の内側に形成された暖気室と、前記航空機の主機から抽気されたブリードエアを、前記暖気室に供給するためのブリードエア供給ラインと、前記航空機のエアインテークから取り込まれた外気を、前記航空機の熱源を介して前記暖気室に供給するための昇温外気供給ラインと、前記ブリードエアと、前記熱源によって加熱された外気とを、前記暖気室に選択的に供給するための切換手段と、を備え、前記暖気室に供給された空気によって、前記翼を暖めて防除氷する防除氷システムである。
　この発明においては、従来と同様に主機からブリードエアを暖気室に供給して翼（翼前縁部）の防除氷を行うとともに、機体に設けられたエアインテークから取り込んだ外気をラム圧によって航空機の機体の熱源に送り、この熱源を利用して暖気（昇温した外気）を生成する。そして、この昇温した外気を暖気室に供給することによって、防除氷を行う。
　また、本発明の航空機の防除氷システムにおいては、前記熱源が、航空機に設けられた油圧回路に具備されたオイルクーラー、オイルタンク、または、航空機の主機の少なくとも一つであることが望ましい。
　この発明においては、エアインテークから取り込んだ外気を昇温させるための熱源として、油圧回路のオイルクーラーやオイルタンク、または、航空機の主機を採用することで確実に防除氷に利用可能な温度まで外気を昇温させる。
　特に、従来、エアインテークから取り込んだ外気を冷却媒体として用い、熱交換後の昇温した外気は外部に排出されていたのに対し、この発明においては、昇温した外気は防除氷に有効活用される。
　また、オイルタンクに貯留した作動油との間で熱交換を行って外気を昇温させる場合には、高温化した作動油をオイルクーラーで冷却するだけでなく、外気との熱交換によってオイルタンク内の作動油を降温（低温化）させる。これにより、作動油の酸化劣化を遅らせ、作動油の交換間隔を長期化させる。
　さらに、本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記オイルクーラーは、作動油が流通する内管と、前記エアインテークから取り込んだ前記外気を前記内管との間で流通させる外管とからなる二重管構造の伝熱管を備え、前記内管を流通する作動油との熱交換によって前記外気を昇温させることがより望ましい。
　この発明においては、エアインテークから取り込んだ外気を二重管構造の伝熱管の外管と内管との間に流通させるようにオイルクーラーを構成することで、確実且つ効率的に内管を流通する作動油との熱交換によって外気を昇温させ、この昇温した外気は防除氷に有効活用される。
　また、本発明の航空機の防除氷システムにおいては、前記内管が外面に凸部を備えていることがさらに望ましい。
　この発明においては、内管の外面に凸部が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気が外管と内管との間を流通する際に凸部によって外気の流れが乱流状態になることで作動油と外気との熱交換が促進される。これにより、熱交換効率を増大させ、オイルクーラー内の配管長（伝熱管長）を短縮する。また、このようにオイルクーラー内の配管長を短縮できることで、航空機の機体の軽量化にも寄与する。
　さらに、本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記オイルタンクは、作動油を貯留するタンク本体の外面との間に流通空間を形成する外殻体を備え、前記タンク本体内の作動油との熱交換によって、前記流通空間を流通する前記外気を昇温させることが望ましい。
　この発明においては、タンク本体の外面との間に流通空間を形成する外殻体を備えてオイルタンクを形成し、流通空間に外気を流通させることによって、確実にオイルタンクを熱源として外気を昇温させる。
　また、本発明の航空機の防除氷システムにおいては、前記タンク本体が外面に凸部を備えていることが望ましい。
　この発明においては、タンク本体の外面に凸部が設けられていることによって、伝熱面積が増大する。また、外気がタンク本体と外殻体の間の流通空間を流通する際に凸部によって流れが乱流状態になることで作動油と熱交換が促進される。これにより、熱交換効率を増大させ、確実且つ効率的に外気を昇温するとともに、この昇温した外気は防除氷に有効活用される。
　さらに、本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記主機は、ケーシングの外面との間に流通空間を形成する外殻体を備え、前記外気を前記流通空間に流通させることにより昇温させることが望ましい。
　この発明においては、例えば、比較的高温となる燃焼器などのケーシングの外面との間に流通空間を形成する外殻体を備えて主機を形成し、流通空間に外気を流通させることによって、この主機を熱源として外気を昇温させる。
　また、本発明の航空機の防除氷システムにおいては、前記ケーシングの外面に凸部を備えていることが望ましい。
　この発明においては、ケーシングの外面にフィンなどの凸部が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気がケーシングと外殻体の間の流通空間を流通する際に凸部によって流れが乱流状態になることで主機と熱交換が促進される。これにより、熱交換効率を増大させ、確実且つ効率的に外気を昇温するとともに、この昇温した外気は防除氷に有効活用される。
　さらに、本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記ケーシングの外面の凸部は、前記外気を前記ケーシングの外面に沿って旋回して流通させるように形成されていることがより望ましい。
　この発明においては、ケーシングの外面の凸部によって外気をケーシングの外面に沿って旋回して流通させる。これにより、外気とケーシングとの接触時間を増やし、熱交換効率を高め、より確実且つ効率的に外気を昇温するとともに、昇温した外気は防除氷に有効活用される。
　本発明の航空機の防除氷システムにおいて、前記切換手段は、前記ブリードエア供給ラインに設けられた第一開閉弁と、前記昇温外気供給ラインに設けられた第二開閉弁と、前記第一、第二開閉弁の作動を制御する制御部と、を備えていても良い。
　本発明の航空機は、上記のいずれかの航空機の防除氷システムを備えている。この発明においては、上記の航空機の防除氷システムの作用効果を得る。
　本発明の航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機によれば、従来と同様の主機からブリードエアを暖気室に供給する構成に加えて、航空機の機体に設けられたエアインテークから取り込んだ外気をラム圧によって航空機の機体の熱源に送り、この熱源を利用して生成した暖気（昇温した外気）を暖気室に供給して、防除氷を行う。
　これにより、ブリードエアと、熱源で昇温した外気と、を選択的に暖気室に供給して防除氷を行うため、熱源で昇温した外気で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアを用いる必要がなくなる。また、熱源で昇温した外気だけでは十分でない場合には、ブリードエアを用いることで確実に防除氷を行う。さらに、このブリードエアを用いる場合であっても、昇温した外気で翼を予め保温することができ（翼を予め暖めることができ）、氷が付着しにくい状態になるため、ブリードエアの抽出量を最小限に抑えることができる。
　よって、航行中、主機から抽気するブリードエアを不要にする、あるいはブリードエアの抽気量を必要最少量に抑えるため、従来の防除氷装置を備えた場合と比較し、主機推力の低下を抑え、燃費の向上に伴う運行コストの低減など、航空機性能の向上を図ることが可能になる。
本発明の実施形態に係る航空機を示す図である。 本発明の第１実施形態に係る航空機の防除氷システムを示す図である。 主機を示すとともに、この主機から翼の暖気室にブリードエアを供給する構成を示す図である。 翼の暖気室を示す図３のＸ１－Ｘ１断面図である。 本発明の第１実施形態に係る航空機の防除氷システムのオイルクーラーが具備する伝熱管を示す図である。 本発明の第２実施形態に係る航空機の防除氷システムを示す図である。 本発明の第２実施形態に係る航空機の防除氷システムのオイルタンク（タンク本体、外殻体、流通空間）の一部を示す図である。 本発明の第３実施形態に係る航空機の防除氷システムを示す図である。 （ａ）は本発明の第３実施形態に係る航空機の防除氷システムの主機に形成した流通空間（ケーシング、外殻体、凸部）を示す図であり、（ｂ）は（ａ）のＡ矢視図である。
［第１実施形態］
　以下、図１から図５を参照し、本発明の第１実施形態に係る航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機について説明する。
　はじめに、本実施形態の航空機１は、図１及び図２に示すように、主翼２に設けられた主機３と、主機３を駆動源とする油圧ポンプ２５と、油圧ポンプ２５で動作する油圧回路５と、油圧回路５の一部を成し主翼２に設けられたアクチュエータ４を制御するためのマニホールド５’とを備えている。
　主機３であるガスタービン６は、図３に示すように、ファンケーシング７とコアエンジンケーシング８とを備え、ファンケーシング７内にファン９を収容し、コアエンジンケーシング８内に圧縮機１０と燃焼器１１とタービン１２を収容している。
　ファン９は、回転軸１５の外周部に複数のファンブレード１６を装着して形成されている。圧縮機１０は、低圧コンプレッサ１７と高圧コンプレッサ１８とを備えている。タービン１２は、高圧タービン１９及び低圧タービン２０を備え、圧縮機１０に対して下流側に配設されている。そして、ファン９の回転軸１５と低圧コンプレッサ１７とが連結され、低圧コンプレッサ１７と低圧タービン２０とが、第１ロータ軸２１により連結されている。また、高圧コンプレッサ１８と高圧タービン１９とが、第１ロータ軸２１の外周側に位置する円筒状の第２ロータ軸２２によって連結されている。
　そして、空気取入口から取り込まれた空気は、圧縮機１０の低圧コンプレッサ１７と高圧コンプレッサ１８の複数の静翼と動翼（不図示）を通過して圧縮されることにより、高温・高圧の圧縮空気となる。また、この圧縮空気に対して燃焼器１１で所定の燃料が供給されるともに燃焼されて高温・高圧の燃焼ガスが生成する。このように生成された燃焼ガスがタービン１２を構成する高圧タービン１９及び低圧タービン２０の複数の静翼と動翼（不図示）を通過することで、タービン１２が回転駆動する。このとき、低圧タービン２０の動力が第１ロータ軸２１によりファン９に伝達され、ファン９が空気を送風することで推力が得られる。
　本実施形態の油圧回路５は、図１及び図２に示すように、フラップ、エルロン、方向舵、降着装置等の操縦系統用のアクチュエータ４に対して作動油を給排し、このアクチュエータ４を駆動させ、油圧ポンプ２５とオイルクーラー（熱交換器）２６とオイルタンク２７とを備えている。また、例えば図１に示すように、油圧ポンプ２５は、主機駆動であり、主機ナセル内に装備され、オイルクーラー２６とオイルタンク２７は、胴体（機体）２８の下部に装備されている。
　そして、この油圧回路５では、図１及び図２に示すように、油圧ポンプ２５が駆動することによりオイルタンク２７からアクチュエータ４に作動油が供給され、アクチュエータ４が駆動するとともにアクチュエータ４からの作動油（戻り油）がオイルクーラー２６を通じてオイルタンク２７に返送される。このとき、オイルクーラー２６は、伝熱管（油圧ライン）３０が蛇行して形成されており、胴体２８に形成されたエアインテーク３１から取り込んだ低温の外気Ｓ１を冷却媒体とし、例えば７０～８０℃程度の高温の戻り油と外気Ｓ１の間で熱交換を行うことで戻り油を冷却し、オイルタンク２７に戻す。
　一方、本実施形態の航空機の防除氷システムＡにおいては、図２及び図３に示すように、主機３から抽気したブリードエア（高温空気）Ｓ２と、エアインテーク３１から取り込んでオイルクーラー（航空機の機体の熱源）２６で昇温した外気Ｓ１’と、を選択的に、主翼２の翼前縁部２ａの内側に形成した暖気室３２に供給して防除氷を行う。
　ここで、本実施形態において、主翼２の翼前縁部２ａは、図３及び図４に示すように、先端部が例えば湾曲した上下の板材を接合することにより湾曲形状で形成されており、ガイド板３３が翼前縁部２ａの内側に所定の隙間をあけて配設されている。また、このガイド板３３は、翼前縁部２ａと同様に、先端部が、例えば湾曲した上下の板材を接合することにより湾曲形状で形成されている。なお、翼前縁部２ａとは、翼２における前縁近傍を含む部分を示す。
　また、翼前縁部２ａは、主翼２の長手方向（図４における紙面鉛直方向）に沿って延在し、ガイド板３３は、航空機１の幅方向に沿って所定長さを有し、この方向に複数並設されている。さらに、翼前縁部２ａには、その内側に、主翼２の長手方向に沿って且つ主翼２の前後方向（図３における左右方向）に沿って隔壁３４が設けられており、この隔壁３４が主翼２の長手方向に所定の間隔をあけて形成されている。また、各ガイド板３３は、その両端部を隔壁３４の端面に当接または固定して設けられている。
　そして、翼前縁部２ａと後部の隔壁３５と左右の隔壁３４によって囲まれることで、暖気室３２が形成されている。また、翼前縁部２ａとガイド板３３との間が暖気通路３６とされ、この暖気通路３６は、翼前縁部２ａの内側に沿い、翼前縁部２ａの先端部から後方に向けて延設され、暖気室３２に開放されている。なお、暖気室３２には、この暖気室３２内の空気を適宜外部に排出するための排気口が設けられている。
　さらに、図４に示すように、暖気室３２内には、翼前縁部２ａの先端側にガイド板３３と隣接して２つのダクト配管４０、４１が配設されている。これらダクト配管４０、４１はそれぞれ、両端部を閉塞して形成され、主翼２の長手方向に沿い、隔壁３４を貫通して延設されている。また、ガイド板３３には、翼前縁部２ａの先端部に対応する位置に開口部３３ａが形成されている。各ダクト配管４０、４１には、ガイド板３３に形成した開口部３３ａに対向する位置に、翼前縁部２ａの前方に向けて開口する噴射孔４０ａ、４１ａが形成されている。そして、各ダクト配管４０、４１は、連結管４２、４３を介してガイド板３３の開口部３３ａに噴射孔４０ａ、４１ａが連結されている。また、このとき、開口部３３ａ、噴射孔４０ａ、４１ａ、連結管４２、４３は、一つのガイド板３３に対し、所定の間隔をあけて複数設けられている。また、２つのダクト配管４０、４１はそれぞれ、個別に連結管４２、４３を介してガイド板３３の開口部３３ａに噴射孔４０ａ、４１ａを連結して、すなわち、個別に暖気通路３６に連通して設けられている。
　そして、本実施形態の航空機の防除氷システムＡにおいては、図２から図４に示すように、一方のダクト配管４０が主機３の圧縮機１０と配管（ブリードエア供給ライン）４５で接続され、このブリードエア供給ライン４５から主機３の圧縮機１０のブリードエアＳ２を暖気通路３６（暖気室３２）に供給する。
　さらに、他方のダクト配管４１が油圧回路５に具備されたオイルクーラー２６と配管（昇温外気供給ライン）４６で接続されている。このとき、本実施形態において、オイルクーラー２６の蛇行した伝熱管３０は、図２及び図５に示すように、アクチュエータ４から排出された作動油が流通する内管４７と、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を内管４７との間で流通させる外管４８とを備えて二重管構造で形成されている。また、内管４７は、複数のリングが一体に取り付けられ、これらリングによって内管４７の外面から外管４８の内面に向けて突出する凸部４９が形成されている。
　さらに、他方のダクト配管４１は、昇温外気供給ライン４６を介してオイルクーラー２６の伝熱管３０の内管４７と外管４８の間の外気Ｓ１が流通する流通空間５０と接続されている。
　また、図２に示すように、ブリードエア供給ライン４５と昇温外気供給ライン４６にはそれぞれ、開閉弁５１、５２が設けられている。そして、本実施形態の航空機の防除氷システムＡでは、主翼２の翼前縁部２ａの表面温度（外面温度、あるいは外気温）を計測する温度計５３の計測結果に基づき、バルブコントローラ５４によってこれら開閉弁５１、５２が開閉制御される。
　さらに、ブリードエア供給ライン４５と昇温外気供給ライン４６にはそれぞれ、暖気室３２（暖気通路３６）から主機３やオイルクーラー（熱源）２６に空気が逆流することを防止するための逆止弁など（不図示）が設けられている。
　次に、上記構成からなる本実施形態の航空機の防除氷システムＡの作用及び効果について説明する。
　まず、本実施形態の防除氷システムＡでは、航行中、エアインテーク３１から外気Ｓ１が取り込まれ、オイルクーラー２６にラム圧によって送られ、この外気Ｓ１を冷却媒体としてオイルクーラー２６で作動油を冷却する熱交換が行われる。このとき、オイルクーラー２６の伝熱管３０が二重管構造で形成され、内管４７と外管４８との間の流通空間５０において、外気Ｓ１が流通する。そして、このように流通空間５０を通り、高温の作動油が流通する内管４７に沿って低温の外気Ｓ１が流通することで、効率的に作動油と外気Ｓ１の間で熱交換が行われて外気Ｓ１が昇温する。
　また、本実施形態では、内管４７に複数のリングを取り付けて内管４７の外面に凸部４９が設けられているため、内管４７の伝熱面積が増大し、さらに、内管４７と外管４８との間の流通空間５０を流通する外気Ｓ１の流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、熱交換効率が高められ、確実且つ効率的に外気Ｓ１が昇温する。
　このようにオイルクーラー２６で昇温した外気（暖気）Ｓ１’は、昇温外気供給ライン４６を通じて暖気室３２の他方のダクト配管４１に供給され、この他方のダクト配管４１の噴射孔４１ａから連結管４３、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて翼前縁部２ａとガイド板３３の間の暖気通路３６に噴射される。そして、この昇温した外気Ｓ１’が暖気通路３６内を流通することで、翼前縁部２ａが内側から加熱され、翼２の外側に氷が付着することが防止あるいは付着した氷が除去される。
　このように、本実施形態の防除氷システムＡでは、従来、エアインテーク３１から取り込んでオイルクーラー２６の冷却媒体として使用された後は、外部に排出されていた外気Ｓ１を防除氷に利用する。これにより、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。すなわち、温度計５３が十分に防除氷される温度を検出した場合には、バルブコントローラ５４の制御により開閉弁５１は閉じられるが開閉弁５２は開くので、外気Ｓ１’のみが他方のダクト配管４１の噴射孔４１ａ、連結管４３、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて暖気通路３６に供給される。
　一方、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分に防除氷効果が得られない場合には、すなわち、温度計５３が十分に防除氷されない温度を検出した場合には、この検出結果を受けて、バルブコントローラ５４が開閉弁５１、５２を開閉制御し、主機３からブリードエアＳ２が一方のダクト配管４０の噴射孔４０ａ、連結管４２、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて暖気通路３６に噴射される。そして、このブリードエアＳ２は、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’よりも高温であるため、確実に防除氷が行われる。
　したがって、本実施形態の航空機の防除氷システムＡにおいては、従来と同様に主機３からブリードエアＳ２を暖気室３２に供給して、翼前縁部２ａの防除氷を行うことが可能であるとともに、機体２８に設けられたエアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１をラム圧によってオイルクーラー２６に送り、暖気（昇温した外気）Ｓ１’を生成する。
　また、本実施形態のように、従来、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を冷却媒体として用い、熱交換後の外気Ｓ１’を外部に排出するようにしていたオイルクーラー２６を熱源とした場合には、航空機１の航行に伴い発生する熱は防除氷に有効活用される。
　これにより、ブリードエアＳ２と、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’と、を選択的に暖気室３２に供給して防除氷を行い、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。また、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分でない場合には、ブリードエアＳ２を用いることで確実に防除氷を行う。さらに、このブリードエアＳ２を用いる場合であっても、昇温した外気Ｓ１’で翼２を予め保温することができ（翼２を予め暖めることができ）、氷が付着しにくい状態にすることができるため、ブリードエアＳ２の抽出量を最小限に抑えることができる。
　よって、本実施形態の航空機の防除氷システムＡ及びこれを備える航空機１によれば、航行中、主機３から抽気するブリードエアＳ２を不要にする、あるいはブリードエアＳ２の抽気量を必要最少量に抑えるため、従来の防除氷装置を備えた場合と比較し、主機推力の低下を抑え、燃費の向上に伴う運行コストの低減など、航空機性能が向上する。
　また、本実施形態の航空機の防除氷システムＡにおいては、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を二重管構造の伝熱管３０の外管４８と内管４７の間に流通させるようにオイルクーラー２６を構成したことで、確実に内管４７を流通する作動油との熱交換によって外気Ｓ１を昇温させる。
　さらに、内管４７の外面に凸部４９が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気Ｓ１が外管４８と内管４７の間を流通する際に凸部４９によって流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、内管４７を流通する作動油と、内管４７と外管４８の間を流通する外気Ｓ１との熱交換効率を増大させることが可能になり、オイルクーラー２６内の配管長（伝熱管長）を短縮する。そして、このようにオイルクーラー２６内の配管長を短縮することで、航空機１の機体の軽量化を図ることができる。
［第２実施形態］
　次に、図１、図３から図７を参照し、本発明の第２実施形態に係る航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機について説明する。本実施形態の航空機の防除氷システムは、第１実施形態に対して、主にエアインテークから取り込んだ外気を昇温させる熱源のみが異なる。このため、第１実施形態と同様の構成に対しては、同一符号を付してその詳細な説明を省略する。
　本実施形態の航空機の防除氷システムＢは、図６に示すように、主機３から抽気したブリードエアＳ２と、エアインテーク３１から取り込んでオイルタンク（航空機の機体の熱源）２７で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に、主翼２の翼前縁部２ａの内側に形成した暖気室３２に供給して防除氷を行う。
　また、オイルタンク２７は、図７に示すように、作動油を貯留するタンク本体５５の外面との間に流通空間５０を形成する外殻体５６を備えて構成されている。さらに、タンク本体５５は、外面に凸部（凸状片）５７を備えている。
　また、図４及び図６に示すように、他方のダクト配管４１が油圧回路５に具備されたオイルタンク２７と昇温外気供給ライン４６で接続されている。このとき、他方のダクト配管４１は、昇温外気供給ライン４６を介してオイルタンク２７のタンク本体５５と外殻体５６の間の外気Ｓ１が流通する流通空間５０と接続されている。
　なお、一方のダクト配管４０は、第１実施形態と同様、主機３とブリードエア供給ライン４５で接続され、この一方のダクト配管４０から主機３のブリードエアＳ２を暖気通路３６（暖気室３２）に供給する。
　上記構成からなる本実施形態の航空機の防除氷システムＢにおいては、航行中、エアインテーク３１から外気Ｓ１が取り込まれ、オイルタンク２７にラム圧によって送られ、この外気Ｓ１とオイルタンク２７のタンク本体５５に一時的に貯留された作動油との間で熱交換が行われる。このとき、オイルタンク２７がタンク本体５５と外殻体５６を備えて形成され、タンク本体５５と外殻体５６の間の流通空間５０を外気Ｓ１が流通する。そして、このように流通空間５０を通り、作動油を貯留したタンク本体５５の外面に沿って外気Ｓ１が流通することによって、効率的に作動油と外気Ｓ１の間で熱交換が行われて外気Ｓ１が昇温する。
　また、本実施形態では、タンク本体５５の外面に凸部５７が設けられているため、タンク本体５５の伝熱面積が増大し、さらに、タンク本体５５と外殻体５６の間の流通空間５０を流通する外気Ｓ１の流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、第１実施形態と同様、熱交換効率が高められ、確実且つ効率的に外気が昇温する。
　このようにオイルタンク２７で昇温した外気（暖気）Ｓ１’は、昇温外気供給ライン４６を通じて暖気室３２の他方のダクト配管４１に供給され、この他方のダクト配管４１の噴射孔４１ａから連結管４３、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて翼前縁部２ａとガイド板３３の間の暖気通路３６に噴射される。そして、この昇温した外気Ｓ１’が暖気通路３６内を流通することで、翼前縁部２ａが内側から加熱され、翼２の外側に氷が付着することが防止あるいは付着した氷が除去される。
　これにより、本実施形態の防除氷システムＢにおいても、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。一方、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分に防除氷効果が得られない場合には、第１実施形態と同様に、バルブコントローラ５４が開閉弁５１、５２を開閉制御し、主機３からブリードエアＳ２が一方のダクト配管４０の噴射孔４０ａ、連結管４２、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて暖気通路３６に噴射される。そして、このブリードエアＳ２は、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’よりも高温であるため、確実に防除氷が行われる。
　したがって、本実施形態の航空機の防除氷システムＢにおいては、第１実施形態と同様、主機３からブリードエアＳ２を暖気室３２に供給して、翼前縁部２ａの防除氷を行うことが可能であるとともに、機体２８に設けられたエアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１をラム圧によってオイルタンク２７に送り、このオイルタンク２７を利用して暖気（昇温した外気）Ｓ１’を生成する。
　これにより、ブリードエアＳ２とオイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に暖気室３２に供給して防除氷を行うことが可能になり、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。また、オイルタンク２７で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分でない場合には、ブリードエアＳ２を用いることで確実に防除氷を行う。さらに、このブリードエアＳ２を用いる場合であっても、昇温した外気Ｓ１’で翼２を予め保温し、氷が付着しにくい状態にするため、ブリードエアＳ２の抽出量を最小限に抑えることができる。
　よって、本実施形態の航空機の防除氷システムＢ（及びこれを備える航空機１）においても、航行中、主機３から抽気するブリードエアＳ２を不要にする、あるいはブリードエアＳ２の抽気量を必要最少量に抑えるため、従来の防除氷装置を備えた場合と比較し、主機推力の低下を抑え、燃費の向上に伴う運行コストの低減など、航空機性能が向上する。
　また、本実施形態のように、オイルタンク２７に貯留した作動油との間で熱交換を行って外気Ｓ１を昇温させる場合には、高温化した作動油をオイルクーラー２６で冷却するだけでなく、外気Ｓ１との熱交換によってオイルタンク２７内の作動油を降温（低温化）させる。これにより、作動油の酸化劣化を遅らせることで交換間隔を長期化させる。
［第３実施形態］
　次に、図１、図３から図５、図８、図９を参照し、本発明の第３実施形態に係る航空機の防除氷システム及びこれを備える航空機について説明する。本実施形態の航空機の防除氷システムでは、エアインテークから取り込んだ外気をオイルクーラーと主機で昇温し、第１実施形態及び第２実施形態と熱源が異なる。このため、本実施形態においても、第１実施形態及び第２実施形態と同様の構成に対しては、同一符号を付してその詳細な説明を省略する。
　本実施形態の航空機の防除氷システムＣは、図８に示すように、主機３から抽気したブリードエアＳ２と、エアインテーク３１から取り込んで主機３及びオイルクーラー２６（航空機の機体の熱源）で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に、主翼２の翼前縁部２ａの内側に形成した暖気室３２に供給して防除氷を行う。
　また、本実施形態では、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を分岐してオイルクーラー２６と主機３にそれぞれラム圧によって送り、オイルクーラー２６と主機３でそれぞれ昇温した外気Ｓ１’を混合し、暖気室３２内の他方のダクト配管４１に供給する。
　そして、本実施形態のオイルクーラー２６は、第１実施形態と同様（図５参照）、二重管構造の伝熱管３０を備えている。
　一方、主機３は、例えば燃焼器１１のケーシングが二重筒構造で形成されている。すなわち、図９に示すように、筒状のコアエンジンケーシング８に、このコアエンジンケーシング８の外面との間に流通空間５０を形成する外殻体６０を備えている。さらに、この外殻体６０を備えた部分（本実施形態では燃焼器１１）には、コアエンジンケーシング８の外面全体にフィンなどの第１凸部（凸部）６１が分散配置して設けられている。この第１凸部６１は、コアエンジンケーシング８の外面から外殻体６０の内面に向けて突出するように形成されている。すなわち、第１凸部６１は、その先端が外殻体６０の内面に接触していない。
　また、本実施形態においては、外殻体６０を備えた部分のコアエンジンケーシング８の外面に、第１凸部６１に加えて、外面から外殻体６０の内面まで突出する複数の第２凸部（凸部）６２が設けられている。そして、これら第２凸部６２は、コアエンジンケーシング８の軸線Ｏ１中心の周方向に延びるとともに、漸次軸線Ｏ１方向一端側から他端側に向かうように形成されている。また、隣り合う第２凸部６２の間に所定の隙間をあけて形成されている。これにより、軸線Ｏ１方向に隣り合う第２凸部６２同士の間には、螺旋状の流通空間５０が形成されている。
　そして、本実施形態では、他方のダクト配管４１がオイルクーラー２６と主機３とに昇温外気供給ライン４６で接続され、このとき、他方のダクト配管４１は、昇温外気供給ライン４６を介してオイルクーラー２６の内管４７と外管４８の間の流通空間５０及び主機３のコアエンジンケーシング８と外殻体６０の間の流通空間５０に接続されている。
　なお、一方のダクト配管４０は、第１及び第２実施形態と同様、主機３とブリードエア供給ライン４５で接続され、この一方のダクト配管４０から主機３のブリードエアＳ２を暖気通路３６に供給する。
　上記構成からなる本実施形態の航空機の防除氷システムＣにおいては、航行中、エアインテーク３１から外気Ｓ１が取り込まれ、分岐してオイルクーラー２６と主機３にラム圧によって送られ、この外気Ｓ１がオイルクーラーで熱交換によって昇温するとともに、主機３のコアエンジンケーシング８との熱交換によって昇温する。このとき、主機３では、コアエンジンケーシング８と外殻体６０の間の複数の流通空間５０を外気Ｓ１が流通する。そして、これら流通空間５０（複数の第２凸部６２）が螺旋状に形成されているため、各流通空間５０を流通する外気Ｓ１は、筒状のコアエンジンケーシング８の外面に沿って旋回しながら流通する。このため、コアエンジンケーシング８の外面及び第２凸部６２によって効率的に外気Ｓ１が昇温する。
　また、本実施形態では、主機３のコアエンジンケーシング８の外面に第１凸部６１が設けられているため、第２凸部６２とこの第１凸部６１によって伝熱面積が増大し、さらに、各流通空間５０を流通する外気Ｓ１の流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、伝熱効率が高められ、確実且つ効率的に外気が昇温する。
　このように主機３のコアエンジンケーシング８の外側で昇温した外気（暖気）Ｓ１’は、オイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’と混合し、昇温外気供給ライン４６を通じて暖気室３２の他方のダクト配管４１に供給される。そして、この他方のダクト配管４１の噴射孔４１ａから連結管４３、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて翼前縁部２ａとガイド板３３の間の暖気通路３６に噴射される。この昇温した外気Ｓ１’が暖気通路３６内を流通することで、翼前縁部２ａが内側から加熱され、翼２の外側に氷が付着することが防止あるいは付着した氷が除去される。
　これにより、本実施形態の防除氷システムＣにおいても、主機３で昇温した外気Ｓ１’（及びオイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’）で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。一方、主機３で昇温した外気Ｓ１’ （及びオイルクーラー２６で昇温した外気Ｓ１’）だけでは十分に防除氷効果が得られない場合には、第１実施形態、第２実施形態と同様、バルブコントローラ５４が開閉弁５１、５２を開閉制御し、主機３からブリードエアＳ２が一方のダクト配管４０の噴射孔４０ａ、連結管４２、ガイド板３３の開口部３３ａを通じて翼前縁部２ａとガイド板３３の間の暖気通路３６に噴射される。そして、このブリードエアＳ２は、昇温した外気Ｓ１’よりも高温であるため、確実に防除氷が行われる。
　なお、本実施形態では、外気Ｓ１を主機３のコアエンジンケーシング８の外側を流通させて昇温するため、第１実施形態や第２実施形態のように熱源を油圧回路５のオイルクーラー２６、オイルタンク２７のみとした場合に対し、主機３の推力低下を招かないように設計し、主機３を熱源にすることで暖気室３２に供給する外気Ｓ１’をより高温にする。このため、第１実施形態や第２実施形態と比較し、防除氷効果が高くなる。
　したがって、本実施形態の航空機の防除氷システムＣにおいては、第１、第２実施形態と同様、主機３からブリードエアＳ２を暖気室３２に供給して、翼前縁部２ａの防除氷を行うとともに、機体２８に設けられたエアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１をラム圧によって主機３（及びオイルクーラー２６）に送り、主機３を利用して暖気（昇温した外気）Ｓ１’を生成する。
　これにより、ブリードエアＳ２と主機３で昇温した外気Ｓ１’とを選択的に暖気室３２に供給して防除氷を行い、主機３で昇温した外気Ｓ１’で十分に防除氷を行うことが可能な場合には、ブリードエアＳ２を用いる必要がなくなる。また、主機３で昇温した外気Ｓ１’だけでは十分でない場合には、ブリードエアＳ２を用いることで確実に防除氷を行う。さらに、このブリードエアＳ２を用いる場合であっても、昇温した外気Ｓ１’で翼２を予め保温することができ、氷が付着しにくい状態にするため、ブリードエアＳ２の抽出量を最小限に抑えることができる。
　よって、本実施形態の航空機の防除氷システムＣ（及びこれを備える航空機１）においても、航行中、主機３から抽気するブリードエアＳ２を不要にする、あるいはブリードエアＳ２の抽気量を必要最少量に抑えるため、従来の防除氷装置を備えた場合と比較し、主機推力の低下を抑え、燃費の向上に伴う運行コストの低減など、航空機性能が向上する。
　また、本実施形態のように、コアエンジンケーシング８の外面にフィンなどの第１凸部６１が設けられていることによって、伝熱面積が増大し、また、外気Ｓ１がコアエンジンケーシング８と外殻体６０の間の流通空間５０を流通する際に第１凸部６１によって流れが乱流状態になることで熱交換が促進される。これにより、流通空間５０を流通する外気Ｓ１との熱交換効率を増大させ、確実且つ効率的に外気Ｓ１を昇温するとともに、この昇温した外気Ｓ１’は防除氷に有効活用される。
　さらに、第２凸部６２が外気Ｓ１をコアエンジンケーシング８の外面に沿って旋回して流通するように形成されているため、外気Ｓ１とコアエンジンケーシング８との接触時間を増やし、熱交換効率を高め、さらに確実且つ効率的に外気Ｓ１を昇温するとともに、昇温した外気Ｓ１’は防除氷に有効活用される。
　以上、本発明に係る航空機の防除氷システムの第１、第２、第３実施形態について説明したが、本発明は上記の第１、第２、第３実施形態に限定されるものではなく、その趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
　例えば、第３実施形態で熱源を主機３とオイルクーラー２６の組み合わせとした場合と同様に、第１、第２、第３実施形態の熱源を選択的に組み合わせ、オイルクーラー２６とオイルタンク２７、オイルタンク２７と主機３、オイルクーラー２６とオイルタンク２７と主機３で、エアインテーク３１から取り込んだ外気Ｓ１を昇温させて暖気室３２に供給してもよい。また、この場合には、複数の熱源から昇温した外気Ｓ１’をそれぞれ個別に暖気室３２に供給（並列式）しても、複数の熱源で順次外気Ｓ１を昇温させながら暖気室３２に供給（直列式）してもよい。
　また、第１、第２、第３実施形態では、主翼２の翼前縁部２ａに形成された暖気室３２にブリードエアＳ２や熱源で昇温した外気Ｓ１’を供給し、主翼２に対して防除氷を行う説明を行ったが、勿論、尾翼などに暖気室３２を形成し、本実施形態と同様の防除氷システムＡ、Ｂ、Ｃによって、他の翼に形成した暖気室３２に（他の翼に形成した暖気室３２にも）ブリードエアＳ２や熱源で昇温した外気Ｓ１’を供給して防除氷効果を得てもよい。
　さらに、第３実施形態では、第１凸部６１と螺旋状の第２凸部６２を備えて外気Ｓ１の流通空間５０が形成されているものとしたが、本発明に係る凸部を備えて構成する場合であっても、第１凸部６１と第２凸部６２のいずれか一方を備えていれば、確実且つ効率的に外気Ｓ１を昇温することが可能である。また、必ずしも流通空間５０に凸部４９、５７、６１、６２が設けられていなくてもよい。
　また、主機３で外気Ｓ１を昇温させる場合において、必ずしも燃焼器１１で外気Ｓ１を昇温することに限定しなくてもよい。
　１　　航空機
　２　　主翼（翼）
　２ａ　翼前縁部
　３　　主機（熱源）
　４　　アクチュエータ
　５　　油圧回路
　５’　マニホールド
　６　　ガスタービン
　７　　ファンケーシング
　８　　コアエンジンケーシング
　９　　ファン
１０　　圧縮機
１１　　燃焼器
１２　　タービン
１５　　回転軸
１６　　ファンブレード
１７　　低圧コンプレッサ
１８　　高圧コンプレッサ
１９　　高圧タービン
２０　　低圧タービン
２１　　第１ロータ軸
２２　　第２ロータ軸
２５　　油圧ポンプ
２６　　オイルクーラー（熱源）
２７　　オイルタンク（熱源）
２８　　胴体（機体）
３０　　伝熱管
３１　　エアインテーク
３２　　暖気室
３３　　ガイド板
３３ａ　開口部
３４　　隔壁
３５　　隔壁
３６　　暖気通路
４０　　ダクト配管
４０ａ　噴射孔
４１　　ダクト配管
４１ａ　噴射孔
４２　　連結管
４３　　連結管
４５　　ブリードエア供給ライン
４６　　昇温外気供給ライン
４７　　内管
４８　　外管
４９　　凸部
５０　　流通空間
５１　　開閉弁
５２　　開閉弁
５３　　温度計
５４　　バルブコントローラ
５５　　タンク本体
５６　　外殻体
６０　　外殻体
６１　　第１凸部（凸部）
６２　　第２凸部（凸部）
　Ａ　　航空機の防除氷システム
　Ｂ　　航空機の防除氷システム
　Ｃ　　航空機の防除氷システム
Ｓ１　　外気
Ｓ１’　昇温した外気
Ｓ２　　ブリードエア

Claims (11)

  1. 　航空機の翼に氷が付着することを防止、あるいは付着した氷を除去するための防除氷システムであって、
    航空機の翼の内側に形成された暖気室と、
    前記航空機の主機から抽気されたブリードエアを、前記暖気室に供給するためのブリードエア供給ラインと、
    前記航空機のエアインテークから取り込まれた外気を、前記航空機の熱源を介して前記暖気室に供給するための昇温外気供給ラインと、
    前記ブリードエアと前記熱源によって加熱された外気とを、前記暖気室に選択的に供給するための切換手段と、
    を備え、
    前記暖気室に供給された空気によって、前記翼を暖めて防除氷する防除氷システム。
  2. 　請求項１記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記熱源が、航空機に設けられた油圧回路に具備されたオイルクーラー、オイルタンク、または、航空機の主機の少なくとも一つである航空機の防除氷システム。
  3. 　請求項２記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記オイルクーラーは、作動油が流通する内管と、前記エアインテークから取り込んだ前記外気を前記内管との間で流通させる外管とからなる二重管構造の伝熱管を備え、前記内管を流通する作動油との熱交換によって前記外気を昇温させる航空機の防除氷システム。
  4. 　請求項３記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記内管が外面に凸部を備えている航空機の防除氷システム。
  5. 　請求項２から請求項４のいずれか一項に記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記オイルタンクは、作動油を貯留するタンク本体の外面との間に流通空間を形成する外殻体を備え、前記タンク本体内の作動油との熱交換によって、前記流通空間を流通する前記外気を昇温させる航空機の防除氷システム。
  6. 　請求項５記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記タンク本体が外面に凸部を備えている航空機の防除氷システム。
  7. 　請求項２から請求項６のいずれか一項に記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記主機は、ケーシングの外面との間に流通空間を形成する外殻体を備え、前記外気を前記流通空間に流通させることにより昇温させる航空機の防除氷システム。
  8. 　請求項７記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記ケーシングの外面に凸部を備えている航空機の防除氷システム。
  9. 　請求項８記載の航空機の防除氷システムにおいて、前記ケーシングの外面の凸部は、前記外気を前記ケーシングの外面に沿って旋回して流通させるように形成されている航空機の防除氷システム。
  10. 　請求項１から請求項９のいずれか一項に記載の防除氷システムであって、前記切換手段は、前記ブリードエア供給ラインに設けられた第一開閉弁と、前記昇温外気供給ラインに設けられた第二開閉弁と、前記第一、第二開閉弁の作動を制御する制御部と、を含む防除氷システム。
  11. 　請求項１から請求項１０のいずれかに記載の航空機の防除氷システムを備えた航空機。
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