航空機用除氷システム

专利摘要:
本発明は、少なくとも１つの熱源、および航空機の除氷されるべき部分へ空気を送達するための少なくとも１つの空気送達手段を有する航空機用除氷システムに関する。先行技術と比較すると、本発明は、空気送達手段が、航空機の客室から空気を排出するための航空機の空調システムに、空気加熱装置を介して接続されており、ここで、航空機の客室からの空気を加熱するために、上記空気加熱装置が少なくとも１つの熱源に接続されていることを特徴とする。本発明に係わる除氷システムは、エネルギーを別途消費せずに、地上で防氷機能を果たすだけでなく、除氷機能をも果たす翼の除氷を実現することが出来る。本発明に係わる除氷システムの機能を、客室の排気を使用して翼の上側の流れのエネルギーを増加させることによって、好適に補充することもでき、こうすることによって、切り替えまたは境界層の分離を遅延させ、一般に、揚力を増加させるか、または、抵抗を減少させることが出来る。
公开号:JP2011516344A
申请号:JP2011504445
申请日:2009-04-15
公开日:2011-05-26
发明作者:ウォルラブ，ウーヴェ；シュトルテ，ラルフ−ヘニング
申请人:エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング；
IPC主号:B64D15-04

专利说明:

[0001] 〔関連出願〕
本願は、米国特許仮出願第６１／１２４，３７９号（出願日：２００８年４月１６日）およびドイツ特許出願第１０ ２００８ ０１９ １４６．９号明細書（出願日：２００８年４月１６日）に基づいて優先権を主張するものであり、両特許出願の開示内容は参照によってここに引用されるものとする。]
[0002] 〔技術分野〕
本発明は、少なくとも１つの空気送達手段および熱源を有する航空機用除氷システムに関する。]
[0003] 〔背景技術〕
航空機、特に大型の旅客機は、ある飛行の局面において、および地上にいる間に、複数の理由によって除氷される必要がある。フラップおよびその他の可動部が凍結または凍結に伴って作動を停止する、あるいは、翼型の上に氷が形成されると、空気力学的特性を大幅に悪化させ、かつ、航空機の重量を増加させる。このため、飛行中に氷が形成されることは防止する必要があり、また、地上にいる間にすでに航空機に形成された氷は除去する必要がある。これらの２つのプロセスは、通常“除氷”（氷を除去すること）および“防氷”（氷の形成を防止すること）と称される。以下の記載では特に防氷を扱うが、本発明が防氷に限定されるわけではない。]
[0004] 先行技術には、多種多様な防氷システムがある。例えば、エンジンから回収されたブリード空気は、穴の開いたパイプラインを介して翼の前縁の内部へ導かれ、翼の前縁を加熱して結露した水滴の凍結を防止する。電気で作動するヒータを利用して、翼の前縁またはその他の重要な領域を加熱する、他のシステムもある。この場合、使用されている物質を保護するために、温度限界を観察する必要がある。温度限界の観察は、地上で使用する際に特に重要である。なぜならば、電気で加熱された表面は、相対風によって同時に冷却されないからである。公知の除氷法の特に重要な欠点の１つは、除氷システムがブリード空気および／または電流を利用することが出来るように、エンジンが構成されている必要があることである。ブリード空気が回収されると、航空機の効率が低下する。なぜならば、余分な空気が周囲から取り込まれて圧縮され、燃料消費が増加するからである。比較的多量の電気エネルギーをエンジンの発電機から回収すると、発電機において発生する軸出力が増加し、この場合、燃料消費も増加する。]
[0005] 〔発明の概要〕
したがって、本発明の目的は、可能であれば、余分なブリード空気の回収を必要としない、また、可能であれば、電気エネルギーの増大を招かずに、信頼性の高い除氷プロセスの実現も可能にする、除氷システムを提案することである。]
[0006] この目的は、独立請求項１の特徴を有する航空機用除氷システムによって果たされる。好適な実施形態は従属請求項において開示する。]
[0007] 本発明に係わる除氷システムでは、航空機の客室からの排気が熱源を利用して加熱され、航空機の除氷されるべき部分へ導かれる。加熱された空気の排出中に、この着氷しやすい領域で発生する熱の流れが、効果的に氷の蓄積を防止する。使用される熱源は別途デバイスを必要とせず、本質的には、本発明を使用しなければ冷却システムによって周囲に放出するしかない廃熱を、すでに発生させているシステムからなる。電流を発生させ、その過程で連続的に熱を放出する、現代の航空機に設けられた燃料タンクが、考えられる多数の例の一つである。このような燃料タンクの温度は、除氷されるべき表面に使用されている物質の限界温度に到達することがない。翼も、ヒートシンクの形態で、燃料タンクからの水の結露に寄与する可能性がある。]
[0008] この廃熱を航空機の除氷されるべき部分へ供給するために、廃熱によって加熱された客室からの排気が、熱を搬送する媒体として使用され得る。この場合、廃熱を発生させるシステム、例えば上記燃料タンクも同時に冷却されるので好適である。燃料タンクに加えて、充分な量の廃熱を発生させる、その他の複数のシステムを使用することも考えられる。これには、特に、通常航空機内部の一箇所でラックに収容され、集中した廃熱の流れを発生させる、プロセッサ、コンピュータ、および制御装置（まとめて”航空電子工学デバイス”と称する）などが含まれる。客室の空気を利用することにおけるもう一つの長所は、客室の圧力を続けて使用出来ることである。現在、圧力エネルギーは、排出バルブを介して機外へ送達され、少なくともその一部分が推力に変換されている。必要に応じて、本発明の除氷システムでは、送風機または圧縮機を別途使用してもよい。]
[0009] したがって、本発明の除氷システムは、エンジンからブリード空気を別途回収する必要がなく、また、除氷プロセスに多量の電気エネルギーを必要としないことは、特に好適である。その結果、エンジンは、先行技術に比べてより効率的に、かつ少ない燃料消費で作動可能である。もう一つの長所は、特に、廃熱を発生させる各種システムが、除氷プロセス中に自動的に冷却され、その結果、従来から設けられている冷却システムが、対応する小さな寸法ですみ、また、航空機の燃料消費および重量がさらに低減可能になる点にある。]
[0010] 本発明の除氷システムのもう一つの長所は、例えば、時間およびコストのかかる地上での除氷作業が省略、または大幅に低減でき、その結果、航空機の時刻通りの運行とともに、各航空会社の費用対効果が改善され、また、除氷用流体の使用量が少なくてすむので環境に対する影響が低減されることにある。これは、エンジンのブリード空気はおよそ２００℃の温度で翼を通って流れ、周囲の低温の空気による冷却効果がなければ、翼の構造物の許容温度を超えてしまうので、現在使用されている内部除氷法が飛行中にしか使用できないからである。本発明の除氷システムで提案する解決策は、好ましくは、低温で作動し、したがって、地上にあっても臨界温度に達しない。その結果、このシステムは、原則的に地上で使用することも出来る。もう一つの長所は、風の抵抗も低減され、巡航中ならびに／または離陸中および着陸中に揚力が増強されることにある。これが実現される原因は、境界層に対して作用する、抵抗を低減する影響および／または揚力を増強する影響が、翼を通る排気の適切な恒常的な流れによって実現されることである。]
[0011] 本発明の除氷システムのさらに別の好適な展開では、蓄積する客室の排気の少なくとも大半が、廃熱によって加熱されて翼へ導かれ、ここで除氷を目的として使用され、最終的に、翼の各端部領域に設けられた排出バルブを通って航空機から排出される。この場合、排出バルブは、好ましくは、流れ出てくる客室からの排気を利用して推進力が生成されるように配置される。この配置によって、次に、少なくとも機体の下側のある領域において、客室の空気の排出バルブの個数を低減することが可能になる。]
[0012] 〔図面の簡単な説明〕
以下の記載では、本発明を、図を参照しながらさらに詳細に説明する。図中において、同一部材は同一の参照記号によって示す。]
[0013] 〔図１ａ〕先行技術の除氷システムを示す。] 図１ａ
[0014] 〔図１ｂ〕先行技術の除氷システムを示す。] 図１ｂ
[0015] 〔図２〕本発明に係る除氷システムの概略図を示す。] 図２
[0016] 〔代表的な例としての実施形態の詳細な説明〕
図１ａは、先行技術による航空機の翼の除氷システムを概略的に示している。図１ａの除氷システムは、広く使用されている。穴の開いたパイプライン４（”ピッコロ管”とも称する）が翼の前縁２に設けられている。そして、翼の前縁２に氷が蓄積することを、熱を供給することによって防止するために、暖かい空気が、該パイプラインから該翼の前縁２の内側６に向かって排出される。図１ａに図示された例では、翼の前縁２は、翼の前縁のフラップ（”スラット”とも称する）の前縁からなる。この翼の前縁のフラップの内部では、前縁２に向かって排出された暖かい空気が、飛行方向に対してさらに後部寄りに位置する領域、およびさらに翼の上部寄りに位置する領域に流れることもでき、こうすることによって、接合型封止部１０に氷が付着しないようにしている。暖かい空気が接線方向に排出されると、分離層の奥において排出流が起こることが好ましい。] 図１ａ
[0017] 図１ｂは、先行技術において使用されている、穴の開いたパイプライン４と空気供給源との間の相関関係を示す。翼の前縁２にそって配置された、複数の穴の開いたパイプライン４がパイプラインシステム１２に接続されている。次に、ブリード空気を回収するために、該パイプラインシステム１２が少なくとも１つのエンジンに接続されている。この場合、航空機の両翼１６に配置された各エンジンごとに１つのブリード空気回収点１４を設ける。そして、別々に空気をパイプラインシステム１２に送達するか、いわゆる”クロスブリードバルブ”１８を介して一括して、空気をパイプラインシステム１２に送達することが好ましい。さらに、供給点２０を介して、補助エンジンからパイプラインシステム１２へ空気を導くことも可能である。各翼１６には、開閉と、除氷用空気の流れを調整することとが出来るバルブ２２が設けられている。] 図１ｂ
[0018] 図１ａおよび図１ｂに示す先行技術の除氷システムは、エンジンからブリード空気を回収することは経済的に不利であるという理由により、着氷するおそれのある飛行の局面においてのみ、つまり特に離陸時および着陸時にのみ使用される。除氷システムは、巡航中および航空機が地上にいる間は、ほとんどオフされたままである。エンジンから回収されたブリード空気が比較的高温に達する以上、地上で除氷システムを使用することは、賢明であるともいえない。なぜならば、航空機は、通常の巡航時に比べて比較的暖かい環境下にあって、高温で除氷すると、該構造物が除氷される際の許容温度の限界値を容易に超えてしまうからである。ただし、航空機が飛行している間は、たとえ高温の除氷用空気の影響下でも構造物の許容温度を超えてしまわないほどに、翼の周囲を流れる冷たい周囲の空気が、除氷されるべき構造物を冷却する。] 図１ａ 図１ｂ
[0019] 図２に詳細に示した本発明に係わる除氷システムは、この問題を解決する。複数の空気送達手段２３は、翼１６に配置され、加熱された空気を特に翼の前縁２に送達するために、例えば、先行技術に対応した、穴の開いた複数の空気パイプ（”ピッコロ管”）の形態で実現されている。一定の空気の質を維持するために客室から回収された排気は、空調システム２６によって利用可能にされて、さらに下流の熱源２８によって加熱される。この加熱は、空気加熱装置３０を使って実現される。該空気加熱装置３０は、例えば、熱交換体の形態で実現可能である。ここで、空調システム２６から回収される客室の排気は、上記熱交換体の１つの枝部を介して流れるとともに、例えば、熱生成システムの形態をとる熱源２８の排気は、上記熱交換体の別の枝部を介して流れる。熱源２８は、例えば、補助エンジンの機能を果たすために、または飛行中の電気エネルギーの一部を発生させるために、航空機内において任意の形態で集積された燃料タンクの形態で実現可能である。該燃料タンクから廃熱を回収している間、空調システム２６から送達されるより冷たい排気へ、熱が伝達される。よって、燃料タンクは、廃熱の回収と同時に冷却される。これによって、熱放出システムを冷却する必要性と、除氷用空気にとって必要な熱の供給とが、一括して、かつ、相乗的に組み合わせることが出来る。こうすることによって、航空機全体の効率が上がることを意味している。] 図２
[0020] 燃料タンクのほかに、充分な量の廃熱を熱源２８として利用可能にする別のシステム使用することも可能である。該システムは、例えば、航空機のコックピットの下または別の適切な場所に、集中した形態でラックに配置され、複数のデータ処理タスクを果たす、例えば航空電子工学デバイスからなっていればよい。該航空電子工学デバイスは、通常、かなり大量の廃熱を発生させるので、航空電子工学デバイスを客室の排気で冷却し、同時に客室の排気を加熱して、航空機を除氷することが可能である。航空電子工学デバイス、燃料タンク、および／またはその他の熱発生システムの廃熱を組み合わせて、除氷する目的に使用することも可能である。]
[0021] 本発明に係わる除氷システムの温度レベルは、空気を利用した、先行技術の標準的な除氷システムの温度レベルよりかなり低い。これは、例えば、廃熱の温度が例えば８０℃に達する低温燃料タンクの形態で、燃料タンクを使用することが可能であるからである。冷却が必要な航空電子工学デバイスについては、およそ５０℃〜８０℃の温度に達することがある。この温度レベルであっても、対応する体積流量が大きい空気の除氷に用いることが出来るのであれば、航空機の除氷には充分である。大型旅客機の客室には比較的多量の空気が供給される（例えば、乗客一人当たり毎秒数リットルの新鮮な空気が導入され、同じ量が客室から排出される）。よって、本発明に係わる除氷システムが現在の旅客機で使用された場合、比較的低温のシステム廃熱を除氷のために使用する分には充分な空気が利用可能である、と仮定することが出来る。]
[0022] 本発明は、燃料タンクおよび航空電子工学デバイスから廃熱を回収することに限定されるものではなく、客室からの排気を加熱するのに充分な熱を発生させる、連続的に作動している任意のデバイスを検討してもよい。]
[0023] 本発明に係わる除氷プロセスでは、翼の前縁２の方向に、空気が連続的に送達されることが好ましい。この空気の送達はエンジンのエネルギーを別途必要とせず、いわば、搭載されている各種システムにおいていずれにしても付随的に起こり得るエネルギーの損失を、うまく利用しているのである。したがって、翼の前縁２へ排出された空気は、継続的に揚力を増加させるために使用可能であり、意図的に空気を翼の上側に排出するによって翼の上側の層状境界層の切り替え点をシフトさせるためにも使用可能である。これは図示しない別のパイプラインを使って実現可能であり、このパイプラインは、翼の上側の特に適した領域の極小の穴を介して、翼の周囲を流れる空気に対して意図的に空気を導入する。その結果、特に離陸中および着陸中ならびに巡航中にそのエネルギーを増加させる。この構造が、翼１６のより小さな迎え角および／またはより好ましいプロファイルを実現可能にし、その結果、抵抗が小さくなり、したがって、燃料消費が少なくなる。]
[0024] 低温レベルで除氷プロセスを実施するために多量の空気を使用する必要があれば、蓄積する客室の排気のすべてまたは少なくとも大半を、翼１６に導入し、この空気を、図示しないバルブ構成を利用して、空気送達手段２３および排出バルブ３２の上方に分散させることも考えられる。この場合、排出バルブ３２（”排出バルブ”とも称する）は、排出された客室の排気が、航空機に対して推進効果を生むように設置される必要がある。例えば、排出流ベクトルが、地上に向かう方向のいくぶん明確な鉛直成分を有する飛行方向と反対に延びる場合に、これが当てはまる。]
[0025] まとめると、本発明に係わる除氷システムは、エネルギーを別途消費せずに、地上で防氷機能を果たすだけでなく、除氷機能をも果たす翼の除氷を実現することが出来る。この進歩的な除氷の機能を、客室の排気を使用して翼の上側の流れのエネルギーを増加させることによって、好適に補充することもでき、こうすることによって、切り替えまたは境界層の分離を遅延させ、一般に、揚力を増加させるか、または、抵抗を減少させることが出来る。]
[0026] なお、以下は補充であるが、「．．．を備えた」という表現は、その他の部材またはステップを除外するものではなく、また、「ａｎ」または「ａ」は複数を除外するものでもない。さらに、上記の代表的な例としての実施形態のうちの一つに関連して記載した特性またはステップは、他の上述の代表的な例としての実施形態の他の特性またはステップと組み合わせて使用してもよい。請求項中の参照記号は、制限的な意味で解釈すべきものではない。]
[0027] 〔参照記号の一覧表〕
２翼の前縁
４ 穴の開いたパイプ（ピッコロ管）
６ 翼の前縁の内側
８ 隙間
１０接合型封止部
１２パイプラインシステム
１４ブリード空気供給点
１６ 翼
１８クロスブリードバルブ
２０ＡＰＵ空気供給点
２２ （供給）バルブ
２３空気送達手段
２４ パイプラインシステム
２６ 空調システム
２８熱源
３０空気加熱装置
３２ 排出バルブ]
図面の簡単な説明

[0028] 先行技術の除氷システムを示す。
先行技術の除氷システムを示す。
本発明に係る除氷システムの概略図を示す。]

权利要求:

請求項1
少なくとも１つの熱源（２０）と、航空機の除氷されるべき部分へ空気を送達するための少なくとも１つの空気送達手段（２３）とを備えた航空機用除氷システムであって、空気加熱装置（３０）を介して上記航空機の客室から空気を排出するための航空機の空調システム（２６）に、上記空気送達手段（２３）が接続され、上記航空機の客室からの空気を加熱するために、上記空気加熱装置（３０）が少なくとも１つの熱源（２８）に接続されていることを特徴とする、航空機用除氷システム。
請求項2
上記少なくとも１つの熱源（２８）が、上記航空機に設置された燃料タンクであることを特徴とする、請求項１に記載の除氷システム。
請求項3
上記少なくとも１つの熱源（２８）が、上記航空機に設置された電子機器であることを特徴とする、請求項１に記載の除氷システム。
請求項4
上記電子機器が、処理部であることを特徴とする、請求項３に記載の除氷システム。
請求項5
上記少なくとも１つの熱源（２８）が、異なるまたは同一の複数の熱源（２８）の組み合わせであることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一項に記載の除氷システム。
請求項6
上記空気加熱装置（３０）が、熱交換体であることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の除氷システム。
請求項7
上記航空機の客室から排気を排出するための空気排出バルブ（３２）が、上記航空機の少なくとも１つの翼（１６）の端部に配置されていることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一項に記載の除氷システム。
請求項8
上記除氷システムが、揚力を増加させるため、および／または、空気力学的抵抗を低減するために、上記航空機の翼（１６）の上側に空気を排出するように設計された空気送達手段を、さらに備えていることを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一項に記載の除氷システム。
請求項9
少なくとも１つの空気送達手段（２３）が、航空機の除氷されるべき部分に空気を排出する航空機の除氷方法であって、空気加熱装置（３０）を介して上記航空機の客室から空気を排出するための航空機の空調システム（２６）に、上記空気送達手段（２３）が接続され、上記空気加熱装置（３０）が、上記少なくとも１つの熱源を利用して上記航空機の客室からの空気を加熱することを特徴とする、航空機の除氷方法。
請求項10
請求項１〜８のいずれか一項に記載の除氷システムを、航空機において用いる使用方法。
請求項11
請求項１〜８のいずれか一項に記載の除氷システムを備えた航空機。