專利名稱：航空器的翼前緣部的防除冰裝置及航空器主翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及通過向航空器的翼前緣部供給引氣而在航行中防止附著于翼前緣部的外側(cè)的冰的生成的航空器的翼前緣部的防除冰裝置及航空器主翼。
背景技術(shù)：
以往，作為航空器的翼前緣部的防除冰裝置，在下述專利文獻(xiàn)廣3中有記載。在這各專利文獻(xiàn)記載的主翼前緣部的防除冰裝置中，將由外皮、內(nèi)皮及隔壁圍成的主翼前緣部的內(nèi)側(cè)空間作為暖氣室而形成，并配置有能夠?qū)暮娇掌饔玫陌l(fā)動(dòng)機(jī)抽取的高溫空氣(弓丨氣)向主翼前緣部的內(nèi)側(cè)供給的通道。因此，將向該通道供給的引氣向暖氣室噴射，使其從·主翼前緣部向后方流動(dòng)，由此防止附著在該主翼前緣部的外側(cè)的冰粒的生成。在先技術(shù)文獻(xiàn)專利文獻(xiàn)專利文獻(xiàn)I日本專利第3529910號(hào)公報(bào)專利文獻(xiàn)2日本專利第3647612號(hào)公報(bào)專利文獻(xiàn)3美國(guó)專利第5011098號(hào)公報(bào)

發(fā)明內(nèi)容
然而，在航空器的主翼前緣部的外側(cè)，在前端側(cè)容易生成冰粒。然而，在以往的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，將來自通道的引氣朝向暖氣室中的主翼前緣部的前端供給，因此該前端附近被集中加熱，因此在引氣流動(dòng)的下游側(cè)，熱量會(huì)不足而產(chǎn)生不均，難以適當(dāng)?shù)胤乐垢街谥饕砬熬壊康耐鈧?cè)的冰粒的生成。本發(fā)明用于解決上述的課題，其目的在于提供一種通過有效地加熱翼前緣部而能夠適當(dāng)?shù)胤乐垢街谝砬熬壊康耐鈧?cè)的冰的生成的航空器的翼前緣部的防除冰裝置及航
空器主翼。用于實(shí)現(xiàn)上述目的的本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置具備呈彎曲形狀的翼前緣部；在該翼前緣部的內(nèi)側(cè)以規(guī)定間隙配置的呈彎曲形狀的引導(dǎo)板；利用所述翼前緣部和所述引導(dǎo)板而沿著所述翼前緣部的內(nèi)側(cè)設(shè)置的暖氣通路；及向該暖氣通路供給引氣的引氣供給部，所述航空器的翼前緣部的防除冰裝置的特征在于，所述暖氣通路中使所述翼前緣部的前端側(cè)的流路面積與引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積為不同的面積。因此，暖氣通路中，通過使翼前緣部的前端側(cè)的流路面積與引氣下游側(cè)的流路面積不同，而從引氣供給部向暖氣通路供給的引氣在暖氣通路的整個(gè)區(qū)域上被穩(wěn)定地供給，促進(jìn)與翼前緣部的熱交換，將翼前緣部有效地加熱，由此能夠適當(dāng)?shù)胤乐垢街谝砬熬壊康耐鈧?cè)的冰的生成。在本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，其特征在于，所述暖氣通路中將所述翼前緣部的前端側(cè)的流路面積形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積窄。因此，暖氣通路中，通過將翼前緣部的前端部的間隙形成得比下游側(cè)窄，而從引氣供給部向暖氣通路供給的引氣在該翼前緣部的前端部其流速加快，能夠直至下游側(cè)穩(wěn)定地供給弓I氣，從而能夠?qū)⒁砬熬壊坑行У丶訜?。在本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，其特征在于，所述暖氣通路中將弓丨氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積形成得比所述翼前緣部的前端側(cè)的流路面積窄。因此，暖氣通路通過將引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積形成得比翼前緣部側(cè)的流路面積窄，而從引氣供給部向暖氣通路供給的引氣在下游側(cè)其流速加快，能夠穩(wěn)定地供給直到引氣的下游側(cè)，從而能夠?qū)⒁砬熬壊坑行У丶訜?。在本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，其特征在于，在所述翼前緣部與所述引導(dǎo)板之間設(shè)置間隙量調(diào)整構(gòu)件，該間隙量調(diào)整構(gòu)件將所述暖氣通路的間隙量設(shè)定為
規(guī)定量。因此，利用間隙量調(diào)整構(gòu)件能夠容易地將暖氣通路的翼前緣部的前端部的間隙設(shè) 定得比弓I氣流動(dòng)方向的下游側(cè)窄等所希望的間隙，從而能夠提高組裝性。在本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，其特征在于，所述間隙量調(diào)整構(gòu)件作為將所述翼前緣部與所述引導(dǎo)板連結(jié)的連結(jié)構(gòu)件發(fā)揮作用。因此，通過使間隙量調(diào)整構(gòu)件作為連結(jié)構(gòu)件發(fā)揮作用，能夠抑制結(jié)構(gòu)構(gòu)件的增加及重量的增加，并防止結(jié)構(gòu)的復(fù)雜化、高成本化。另外，通過利用與翼前緣部連結(jié)的間隙調(diào)整構(gòu)件使傳熱面積增加并產(chǎn)生紊流，從而翼前緣部的受熱量增加，能夠提高引氣與翼前緣部之間的熱交換的效率。在本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，其特征在于，在所述暖氣通路配置有翅片。因此，通過在暖氣通路設(shè)置翅片，進(jìn)一步使引氣的傳熱面積增加并產(chǎn)生紊流，由此，翼前緣部的受熱量增加，從而能夠提高引氣與翼前緣部之間的熱交換的效率。在本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，其特征在于，在所述引導(dǎo)板的內(nèi)側(cè)以規(guī)定間隙配置第二引導(dǎo)板，由此設(shè)置使從所述暖氣通路排出的引氣沿著該暖氣通路的內(nèi)側(cè)流動(dòng)的第二暖氣通路。因此，通過暖氣通路的引氣被通過第二暖氣通路的引氣保溫，從而能夠利用引氣將翼前緣部有效地加熱。在本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，其特征在于，設(shè)置有引氣加熱裝置，該引氣加熱裝置將從航空器用燃?xì)廨啓C(jī)的壓縮機(jī)抽取的引氣由搭載于航空器的高溫設(shè)備加熱之后向所述引氣供給部供給。因此，引氣由引氣加熱裝置加熱之后而被供給，從而能夠利用引氣可靠地加熱翼前緣部。本發(fā)明的航空器主翼的特征在于，設(shè)置有上述任一項(xiàng)所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置。因此，從引氣供給部向暖氣通路供給的引氣在暖氣通路的整個(gè)區(qū)域上穩(wěn)定地被供給，促進(jìn)與翼前緣部的熱交換，有效地將翼前緣部加熱，由此能夠適當(dāng)?shù)胤乐垢街谝砬熬壊康耐鈧?cè)的冰的生成。發(fā)明效果根據(jù)本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置及航空器主翼，在利用翼前緣部和引導(dǎo)板而設(shè)置的暖氣通路中，使翼前緣部的前端側(cè)的流路面積與引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積為不同的面積，因此能夠?qū)⒁龤庠谂瘹馔返恼麄€(gè)區(qū)域上穩(wěn)定地供給，促進(jìn)與翼前緣部的熱交換，有效地加熱翼前緣部，由此能夠適當(dāng)?shù)胤乐垢街谝砬熬壊康耐鈧?cè)的冰的生成。


圖I是表示本發(fā)明的實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的簡(jiǎn)要結(jié)構(gòu)圖。圖2是表示適用了實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的主翼的主要部分的圖I的II-II剖視圖。圖3-1是表示實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中的外板與引導(dǎo)板的連結(jié)結(jié)構(gòu)的剖視圖。 圖3-2是表示實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中的外板與引導(dǎo)板的連結(jié)結(jié)構(gòu)的變形例的剖視圖。圖3-3是表示實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中的外板與引導(dǎo)板的連結(jié)結(jié)構(gòu)的變形例的剖視圖。圖4是適用了本發(fā)明的實(shí)施例2的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的主翼的主要部分剖視圖。圖5是表示本發(fā)明的實(shí)施例3的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的簡(jiǎn)要結(jié)構(gòu)圖。圖6是表示本發(fā)明的實(shí)施例4的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的簡(jiǎn)要結(jié)構(gòu)圖。
具體實(shí)施例方式以下，參照附圖，詳細(xì)說明本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置及航空器主翼的優(yōu)選的實(shí)施例。需要說明的是，并未通過本實(shí)施例來限定本發(fā)明。實(shí)施例I圖I是表示本發(fā)明的實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的簡(jiǎn)要結(jié)構(gòu)圖，圖2是表示適用實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的主翼的主要部分的圖I的
II-II剖視圖，圖3-1是表示實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中的外板與引導(dǎo)板的連結(jié)結(jié)構(gòu)的剖視圖，圖3-2及圖3-3是表示實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中的外板與引導(dǎo)板的連結(jié)結(jié)構(gòu)的變形例的剖視圖。在實(shí)施例I中，如圖I所示，作為航空器用的發(fā)動(dòng)機(jī)而適用的燃?xì)廨啓C(jī)10具有風(fēng)扇殼體11和主體殼體12，在風(fēng)扇殼體11內(nèi)收容有風(fēng)扇13，且在主體殼體12內(nèi)收容有壓縮機(jī)14、燃燒器15及渦輪16。風(fēng)扇13是在旋轉(zhuǎn)軸21的外周部安裝有多個(gè)風(fēng)扇葉片22而構(gòu)成。壓縮機(jī)14具有低壓壓縮器23和高壓壓縮器24。燃燒器15位于壓縮機(jī)14下游側(cè)的位置，且沿著周向配置。渦輪16位于燃燒器15的下游側(cè)的位置，且具有高壓渦輪25及低壓渦輪26。并且，將風(fēng)扇13的旋轉(zhuǎn)軸21與低壓壓縮器23連結(jié)，低壓壓縮器23與低壓渦輪26利用第一轉(zhuǎn)子軸27而連結(jié)。而且，高壓壓縮器24與高壓渦輪25利用位于第一轉(zhuǎn)子軸27的外周側(cè)的呈圓筒形狀的第二轉(zhuǎn)子軸28連結(jié)。因此，由壓縮機(jī)14從空氣取入口取入的空氣通過低壓壓縮器23和高壓壓縮器24中的未圖示的多個(gè)靜葉片和動(dòng)葉片而被壓縮，從而成為高溫/高壓的壓縮空氣。由燃燒器15對(duì)該壓縮空氣供給規(guī)定的燃料，而進(jìn)行燃燒。在該燃燒器15生成的動(dòng)作流體即高溫/高壓的燃燒氣體通過構(gòu)成渦輪16的高壓渦輪25及低壓渦輪26中的未圖示的多個(gè)靜葉片和動(dòng)葉片，從而進(jìn)行驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)。這種情況下，低壓渦輪26的旋轉(zhuǎn)力由第一轉(zhuǎn)子軸27向低壓壓縮器23傳遞而進(jìn)行驅(qū)動(dòng)。而且，高壓渦輪25的旋轉(zhuǎn)力由第二轉(zhuǎn)子軸28向高壓壓縮器24傳遞而進(jìn)行驅(qū)動(dòng)。其結(jié)果是，能夠驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇13，能夠主要利用該風(fēng)扇13得到推力。在實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，將從作為上述的航空器用的發(fā)動(dòng)機(jī)而適用的燃?xì)廨啓C(jī)10的壓縮機(jī)14抽取的引氣向主翼31的前緣部供給，由此防止容易附著在該主翼前緣部的冰的生成。因此，設(shè)有從壓縮機(jī)14中的低壓壓縮器23的上游位置向主翼31的前緣部延伸的引氣供給線路32。這里，對(duì)主翼31的結(jié)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)說明。如圖2所示，主翼前緣部41的前端部例如通過將彎曲的上下的板材接合而呈彎曲形狀地形成。這里，主翼前緣部41是指主翼31的前緣的附近。引導(dǎo)板42以規(guī)定間隙配置在該主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)，與主翼前緣部41同樣 地，前端部例如通過將彎曲的上下的板材接合而呈彎曲形狀地形成。需要說明的是，主翼前緣部41及引導(dǎo)板42也可以不將上下的板材接合而一體成形。主翼前緣部41沿著主翼31的長(zhǎng)度方向設(shè)置，引導(dǎo)板42沿著主翼31的長(zhǎng)度方向、即航空器的寬度方向而具有規(guī)定長(zhǎng)度，并沿著該方向并列設(shè)置多個(gè)。即，主翼前緣部41在其內(nèi)側(cè)沿著主翼31的長(zhǎng)度方向(圖2中的紙面鉛垂方向)形成隔壁43，并且沿著主翼31的前后方向(圖2中的左右方向)的隔壁44在主翼31的長(zhǎng)度方向上以規(guī)定間隔形成。并且，該各引導(dǎo)板42的主翼31的長(zhǎng)度方向上的兩端部抵接或固定在隔壁44的端面。暖氣室45由主翼前緣部41、后部的隔壁43及左右的隔壁44包圍而形成。而且，暖氣通路46作為由主翼前緣部41和引導(dǎo)板42夾持的空間部而形成，且沿著主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)而從主翼前緣部41的前端部朝向后方設(shè)置，后端部向暖氣室45敞開。作為引氣供給部的通道配管47在暖氣室45內(nèi)，與引導(dǎo)板42相鄰地設(shè)置在主翼前緣部41的前端部側(cè)。該通道配管47沿著主翼31的長(zhǎng)度方向貫通隔壁44而設(shè)置，在規(guī)定的位置上連結(jié)有上述的引氣供給線路32 (參照?qǐng)D1)，各端部被閉塞。引導(dǎo)板42在與主翼前緣部41的前端部對(duì)應(yīng)的位置形成有開口部42a，另一方面，通道配管47在與開口部42a相對(duì)的位置形成有朝向主翼前緣部41的前方開口的噴射孔47a，該引導(dǎo)板42的開口部42a與通道配管47的噴射孔47a利用連結(jié)管48連結(jié)。這種情況下，開口部42a、噴射孔47a、連結(jié)管48相對(duì)于一個(gè)引導(dǎo)板42以規(guī)定間隔設(shè)置多個(gè)。因此，如圖I及圖2所示，從燃?xì)廨啓C(jī)10的壓縮機(jī)14 (低壓壓縮器23)的上游位置抽取的引氣通過引氣供給線路32而向主翼前緣部41供給。向主翼前緣部41供給的引氣在通道配管47中流動(dòng)，從噴射孔47a經(jīng)由連結(jié)管48及開口部42a向暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部供給。如此，向暖氣通路46供給的引氣從暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部沿著該主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)向后方流動(dòng)，到達(dá)暖氣室45。因此，主翼前緣部41由該引氣加熱。需要說明的是，流入到暖氣室45中的引氣由于為低溫且接近大氣壓，因而向機(jī)外排出。然而，在實(shí)施例I中，暖氣通路46將主翼前緣部41的前端側(cè)的間隙(流路面積)與引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的間隙(流路面積)設(shè)定成不同的面積。具體而言，暖氣通路46的主翼前緣部41的前端側(cè)的間隙(流路面積)形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的間隙(流路面積)窄。S卩，在暖氣通路46中，相對(duì)于主翼前緣部41的前端部的間隙SI，主翼前緣部41的后端部的間隙S2設(shè)定得大，其結(jié)果是，暖氣通路46隨著朝向引氣的流動(dòng)方向的下游側(cè)而變寬。在本實(shí)施例中，通道配管47與主翼前緣部41的前端部相對(duì)設(shè)置，因此主翼前緣部41的弓I氣供給位置的間隙形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)窄。這種情況下，在主翼前緣部41與引導(dǎo)板42之間設(shè)有間隙量調(diào)整構(gòu)件或固定用具49，該間隙量調(diào)整構(gòu)件設(shè)定暖氣通路46的間隙量，該固定用具49作為將主翼前緣部41與引導(dǎo)板42連結(jié)的連結(jié)構(gòu)件發(fā)揮作用。即，在該固定用具49中，如圖3-1所示，主翼前緣部41在規(guī)定的位置形成有沉孔41a，引導(dǎo)板42在規(guī)定的位置形成有安裝孔42b。套筒50對(duì)應(yīng)于主翼前緣部41與引導(dǎo)板42的間隙、即暖氣通路46的間隙而設(shè)定套筒50的高度。S卩，對(duì)應(yīng)于要設(shè)定的暖氣通路46的間隙來調(diào)整該套筒50的高度。埋頭鉚釘51從主翼前緣部41的外側(cè)貫通沉孔41a、套筒50、安裝孔42b，而前端部51a被壓扁。因此，主翼前緣部41與引 導(dǎo)板42經(jīng)由套筒50利用埋頭鉚釘51以規(guī)定間隙進(jìn)行接合，從而能夠形成希望間隙的暖氣通路46。需要說明的是，設(shè)定主翼前緣部41與引導(dǎo)板42之間的間隙(暖氣通路46的間隙)的間隙量調(diào)整構(gòu)件、或?qū)⒅饕砬熬壊?1與引導(dǎo)板42連結(jié)的作為連結(jié)構(gòu)件發(fā)揮作用的固定用具49并未限定于此。例如圖3-2所示，主翼前緣部41在規(guī)定的位置形成具有凸緣41c的孔41d，引導(dǎo)板42在規(guī)定的位置形成有安裝孔42b。該凸緣41c根據(jù)主翼前緣部41與引導(dǎo)板42之間的間隙、即暖氣通路46的間隙而設(shè)定凸緣41c的高度。即，對(duì)應(yīng)于要設(shè)定的暖氣通路46的間隙而調(diào)整該凸緣41c的高度。埋頭鉚釘51從主翼前緣部41的外側(cè)貫通孔41d、凸緣41c、安裝孔42b，而前端部51a被壓扁。因此，主翼前緣部41與引導(dǎo)板42經(jīng)由凸緣41c利用埋頭鉚釘51以規(guī)定間隙進(jìn)行接合，能夠形成希望間隙的暖氣通路46。另外，如圖3-3所示，主翼前緣部41在規(guī)定的位置形成有沉孔41a，引導(dǎo)板42在規(guī)定的位置形成具有節(jié)流部42c的孔42d。該節(jié)流部42c對(duì)應(yīng)于主翼前緣部41與引導(dǎo)板42的間隙、即暖氣通路46的間隙而設(shè)定節(jié)流部42c的高度。即，對(duì)應(yīng)于要設(shè)定的暖氣通路46的間隙而調(diào)整該節(jié)流部42c的高度。埋頭鉚釘51從主翼前緣部41的外側(cè)貫通沉孔41a、孔42d，而前端部51a被壓扁。因此，主翼前緣部41與引導(dǎo)板42經(jīng)由節(jié)流部42c利用埋頭鉚釘51以規(guī)定間隙進(jìn)行接合，能夠形成希望間隙的暖氣通路46。需要說明的是，該間隙量調(diào)整構(gòu)件、連結(jié)構(gòu)件并未限定為上述結(jié)構(gòu)，例如，也可以在引導(dǎo)構(gòu)件42的端部形成彎曲部，并利用鉚釘?shù)葘⒃摬糠止潭?。此外，也可以將螺釘、螺栓和螺母、焊接等手法組合使用。在如此構(gòu)成的實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部的間隙形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)窄。因此，如圖2所示，引氣從通道配管47通過連結(jié)管48向暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部供給時(shí)，在此分為上下兩部分，分別沿著主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)向后方流動(dòng)。此時(shí)，暖氣通路46的引氣的流動(dòng)在流路窄的主翼前緣部41的前端部快，隨著向后方流動(dòng)而變?yōu)榈退?。因此，引氣在暖氣通?6內(nèi)穩(wěn)定地流動(dòng)到下游側(cè)，主翼前緣部41利用該引氣，不僅在前端部而且直至下游側(cè)來促進(jìn)熱交換，從而在整個(gè)區(qū)域有效地加熱，防止附著在主翼前緣部41的前端部的外側(cè)的冰的生成。如此，在實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置及航空器主翼中，由呈彎曲形狀的主翼前緣部41和在該主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)以規(guī)定間隙配置的呈彎曲形狀的引導(dǎo)板42，沿著主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)設(shè)置暖氣通路46，并設(shè)置向該暖氣通路46供給引氣的通道配管47，將暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部的間隙形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)窄。因此，暖氣通路46中，從通道配管47通過連結(jié)管48向暖氣通路46供給的引氣在該主翼前緣部41的前端部的狹窄的間隙的流速加快，穩(wěn)定地流動(dòng)到下游側(cè)，主翼前緣部41利用該引氣，不僅在前端部而且直至下游側(cè)來促進(jìn)熱交換，從而能夠在整個(gè)區(qū)域上有效地加熱，其結(jié)果是，能夠適當(dāng)?shù)胤乐垢街谥饕砬熬壊?1的外側(cè)的冰的生成。另外，在實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，在主翼前緣部41與引導(dǎo) 板42之間設(shè)有將暖氣通路46的間隙量設(shè)定為規(guī)定量的作為間隙量調(diào)整構(gòu)件的固定用具49(套筒50、凸緣41c、節(jié)流部42c)。因此，利用固定用具49，能夠容易地將暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部的間隙設(shè)定得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)窄等、設(shè)定為希望的間隙，從而能夠提高組裝性。另外，在實(shí)施例I的航空器的翼前緣部的防冰裝置中，將作為該間隙量調(diào)整構(gòu)件的固定用具49作為將主翼前緣部41與引導(dǎo)板42連結(jié)的連結(jié)構(gòu)件而發(fā)揮作用。因此，由于間隙量調(diào)整構(gòu)件作為連結(jié)構(gòu)件而發(fā)揮作用，從而防止結(jié)構(gòu)構(gòu)件的增加及重量的增加，能夠防止結(jié)構(gòu)的復(fù)雜化、高成本化。而且，由于與主翼前緣部41連結(jié)的固定用具49而傳熱面積增加且產(chǎn)生紊流，由此，主翼前緣部41的受熱量增加，從而能夠提高引氣與主翼前緣部41之間的熱交換的效率。實(shí)施例2圖4是適用了本發(fā)明的實(shí)施例2的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的主翼的主要部分剖視圖。需要說明的是，對(duì)于與前述的實(shí)施例中說明的構(gòu)件具有同樣功能的構(gòu)件標(biāo)注同一標(biāo)號(hào)而省略重復(fù)說明。在實(shí)施例2的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，如圖4所示，通過在主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)固定引導(dǎo)板42，而在兩者之間形成暖氣通路46。并且，該暖氣通路46中，將主翼前緣部41的前端部的間隙形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)窄。另外，在本實(shí)施例中，在該暖氣通路46配置有翅片61。具體而言，翅片61在板材上形成有多個(gè)凹凸而構(gòu)成，利用鉚釘62以向主翼前緣部41側(cè)突出的方式固定在引導(dǎo)板42的外側(cè)。需要說明的是，這種情況下，既可以將翅片61以向引導(dǎo)板42側(cè)突出的方式固定在主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)，也可以將翅片61與主翼前緣部41或引導(dǎo)板42—體成形。而且，翅片61的形狀也并未限定為實(shí)施例的形狀。因此，當(dāng)引氣在暖氣通路46中流動(dòng)時(shí)，該引氣不僅與主翼前緣部41的內(nèi)偵彳、引導(dǎo)板42的外側(cè)接觸，而且也與翅片61接觸，從而主翼前緣部41的受熱量增加。而且，引氣由于翅片61而產(chǎn)生紊流，能預(yù)見到主翼前緣部41的受熱量的進(jìn)一步增加。其結(jié)果是，能夠有效地加熱主翼前緣部41。如此，在實(shí)施例2的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，通過在暖氣通路46配置翅片61，而在暖氣通路46中流動(dòng)的引氣與該暖氣通路46內(nèi)的傳熱面積增加且產(chǎn)生紊流，從而主翼前緣部41的受熱量增加，能夠促進(jìn)熱交換。實(shí)施例3圖5是表示本發(fā)明的實(shí)施例3的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的簡(jiǎn)要結(jié)構(gòu)圖。需要說明的是，對(duì)于與前述的實(shí)施例中說明的構(gòu)件具有同樣功能的構(gòu)件標(biāo)注同一標(biāo)號(hào)而省略重復(fù)說明。在實(shí)施例3的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，如圖5所示，在主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)固定有引導(dǎo)板42，而在兩者之間形成有暖氣通路46。并且，該暖氣通路46中，將主翼前緣部41的前端部的間隙形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)窄(S1〈S2)。另外，在本實(shí)施例中，在引導(dǎo)板42的內(nèi)側(cè)以規(guī)定間隙配置第二引導(dǎo)板71、72，另一 方的第二引導(dǎo)板71位于主翼背側(cè)，一方的第二引導(dǎo)板72位于主翼腹側(cè)。并且，該第二引導(dǎo)板71、72中，前端部延伸到通道配管47的附近，后端部以圍繞引導(dǎo)板42的后端部的方式與主翼前緣部41密接。并且，第二引導(dǎo)板71、72利用多個(gè)鉚釘73、74而固定于主翼前緣部41及引導(dǎo)板42。并且，在引導(dǎo)板42與第二引導(dǎo)板71、72之間設(shè)有使從暖氣通路46排出的引氣沿著該暖氣通路46的內(nèi)側(cè)流動(dòng)的第二暖氣通路75、76。因此，引氣從通道配管47通過連結(jié)管48向暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部供給時(shí)，在此分為上下部分，分別沿著主翼前緣部41的內(nèi)側(cè)向后方流動(dòng)。此時(shí)，暖氣通路46的引氣的流動(dòng)在流路狹窄的主翼前緣部41的前端部快，隨著向后方流動(dòng)而變?yōu)榈退佟Ｒ虼?，引氣在暖氣通?6內(nèi)穩(wěn)定地流動(dòng)直到下游側(cè)，主翼前緣部41利用該引氣，不僅在前端部而且直到下游側(cè)來促進(jìn)熱交換，在整個(gè)區(qū)域有效地加熱，從而防止附著在主翼前緣部41的前端部的外側(cè)的冰的生成。并且，在暖氣通路46中向后方流動(dòng)的引氣由于暖氣通路46的后端部被第二引導(dǎo)板71、72閉塞，而在這里折回，通過第二暖氣通路75、76向前方側(cè)流動(dòng)。此時(shí)，流過暖氣通路46的引氣由流過第二暖氣通路75、76的引氣來抑制溫度下降。如此，在實(shí)施例3的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，通過在引導(dǎo)板42的內(nèi)側(cè)以規(guī)定間隙來配置第二引導(dǎo)板71、72，由此來設(shè)置使從暖氣通路46排出的引氣沿著該暖氣通路46的內(nèi)側(cè)流動(dòng)的第二暖氣通路75、76。因此，通過暖氣通路46的引氣由通過第二暖氣通路75、76的引氣來保溫，能夠利用引氣高效率地將主翼前緣部41加熱。實(shí)施例4圖6是表示本發(fā)明的實(shí)施例4的航空器的翼前緣部的防除冰裝置的簡(jiǎn)要結(jié)構(gòu)圖。需要說明的是，對(duì)于與前述的實(shí)施例中說明的構(gòu)件具有同樣功能的構(gòu)件標(biāo)注同一標(biāo)號(hào)而省略重復(fù)說明。在實(shí)施例4的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，如圖6所示，引氣供給線路32將從燃?xì)廨啓C(jī)10的壓縮機(jī)14 (低壓壓縮器23)的上游位置抽取的引氣向主翼前緣部41供給。該引氣供給線路32在中途部設(shè)有引氣加熱裝置81。該引氣加熱裝置81是搭載于航空器的高溫設(shè)備，例如，是用于使副翼動(dòng)作的液壓設(shè)備。例如，將構(gòu)成引氣供給線路32的空氣配管附設(shè)在構(gòu)成液壓設(shè)備的液壓缸的外周部。因此，從燃?xì)廨啓C(jī)10的壓縮機(jī)14抽取的引氣由引氣加熱裝置81加熱之后向主翼31供給，從而能夠有效果地將主翼前緣部41 (參照?qǐng)D2)加熱。如此，在實(shí)施例4的航空器的翼前緣部的防除冰裝置中，設(shè)有引氣加熱裝置81，該引氣加熱裝置81將從航空器用的燃?xì)廨啓C(jī)10的壓縮機(jī)14抽取的引氣由搭載于航空器的高溫設(shè)備加熱之后向主翼前緣部41的通道配管47供給。因此，引氣在由引氣加熱裝置81加熱之后供給，由此能夠利用引氣將主翼前緣部可靠地加熱。而且，通過使用高溫的引氣，能夠減少引氣的供給量，從而能夠抑制燃?xì)廨啓C(jī)10的效率的下降。另一方面，由于能夠利用引氣對(duì)高溫設(shè)備進(jìn)行冷卻，因此能夠削減高溫設(shè)備的冷卻所需的冷卻空氣量，由此也能夠抑制燃?xì)廨啓C(jī)10的效率的下降。需要說明的是，在上述的各實(shí)施例中 ，使暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部的間隙朝向引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)逐漸變寬，但也可以以階段性地變寬的方式形成。另外，在上述的各實(shí)施例中，將暖氣通路46的主翼前緣部41的前端部的間隙(流路面積)設(shè)定得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的間隙(流路面積)窄，但并未限定為該結(jié)構(gòu)。例如，在暖氣通路46中，也可以使引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的間隙(流路面積)S2形成得比主翼前緣部41的前端側(cè)的間隙(流路面積)SI窄。這種情況下，將引氣向暖氣通路46供給時(shí)，在下游側(cè)其流速加快，因此能夠穩(wěn)定地將引氣供給到暖氣通路46的下游側(cè)，從而能夠?qū)⒅饕砬熬壊?1有效地加熱。另外，在上述的各實(shí)施例中，將本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置適用于航空器的主翼進(jìn)行了說明，但并不局限于主翼，也可以適用于尾翼等其他翼。工業(yè)實(shí)用性本發(fā)明的航空器的翼前緣部的防除冰裝置及航空器主翼中，在暖氣通路中，通過使翼前緣部的前端側(cè)的流路面積與引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積為不同的面積，而能夠?qū)⒁砬熬壊坑行У丶訜醽磉m當(dāng)?shù)胤乐垢街谝砬熬壊康耐鈧?cè)的冰的生成，能夠適用于任意種類的航空器的翼。標(biāo)號(hào)說明11風(fēng)扇殼體12主體殼體13 風(fēng)扇14壓縮機(jī)15燃燒器16 渦輪23低壓壓縮器24高壓壓縮器25高壓渦輪26低壓渦輪31 主翼(翼)32引氣供給線路41主翼前緣部42引導(dǎo)板45暖氣室
46暖氣通路47通道配管(引氣供給部)49固定用具(間隙量調(diào)整構(gòu)件、連結(jié)構(gòu)件)61 翅片71、72第二引導(dǎo)板 75、76第二暖氣通路81引氣加熱裝置
權(quán)利要求
1.一種航空器的翼前緣部的防除冰裝置，其具備 呈彎曲形狀的翼前緣部； 在該翼前緣部的內(nèi)側(cè)以規(guī)定間隙配置的呈彎曲形狀的引導(dǎo)板； 利用所述翼前緣部和所述引導(dǎo)板而沿著所述翼前緣部的內(nèi)側(cè)設(shè)置的暖氣通路；及 向該暖氣通路供給弓I氣的弓丨氣供給部， 所述航空器的翼前緣部的防除冰裝置的特征在于， 所述暖氣通路中使所述翼前緣部的前端側(cè)的流路面積與引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積為不同的面積。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置，其特征在于， 所述暖氣通路中將所述翼前緣部的前端側(cè)的流路面積形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積窄。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置，其特征在于， 所述暖氣通路中將引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)的流路面積形成得比所述翼前緣部的前端側(cè)的流路面積窄。
4.根據(jù)權(quán)利要求廣3中任一項(xiàng)所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置，其特征在于， 在所述翼前緣部與所述引導(dǎo)板之間設(shè)置間隙量調(diào)整構(gòu)件，該間隙量調(diào)整構(gòu)件將所述暖氣通路的間隙量設(shè)定為規(guī)定量。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置，其特征在于， 所述間隙量調(diào)整構(gòu)件作為將所述翼前緣部與所述引導(dǎo)板連結(jié)的連結(jié)構(gòu)件發(fā)揮作用。
6.根據(jù)權(quán)利要求1飛中任一項(xiàng)所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置，其特征在于， 在所述暖氣通路配置有翅片。
7.根據(jù)權(quán)利要求1飛中任一項(xiàng)所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置，其特征在于， 在所述引導(dǎo)板的內(nèi)側(cè)以規(guī)定間隙配置第二引導(dǎo)板，由此設(shè)置使從所述暖氣通路排出的引氣沿著該暖氣通路的內(nèi)側(cè)流動(dòng)的第二暖氣通路。
8.根據(jù)權(quán)利要求廣7中任一項(xiàng)所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置，其特征在于， 設(shè)置有引氣加熱裝置，該引氣加熱裝置將從航空器用燃?xì)廨啓C(jī)的壓縮機(jī)抽取的引氣由搭載于航空器的高溫設(shè)備加熱之后向所述引氣供給部供給。
9.一種航空器主翼，其特征在于，設(shè)置有所述權(quán)利要求廣8中任一項(xiàng)所述的航空器的翼前緣部的防除冰裝置。
全文摘要
在航空器的翼前緣部的防除冰裝置及航空器主翼中，利用呈彎曲形狀的主翼前緣部(41)和在該主翼前緣部(41)的內(nèi)側(cè)以規(guī)定間隙配置的呈彎曲形狀的引導(dǎo)板(42)，沿著主翼前緣部(41)的內(nèi)側(cè)設(shè)置暖氣通路(46)，并設(shè)置向該暖氣通路(46)供給引氣的通道配管(47)，通過使暖氣通路(46)的主翼前緣部(41)的前端部的間隙形成得比引氣流動(dòng)方向的下游側(cè)窄，由此能夠通過有效地對(duì)翼前緣部進(jìn)行加熱而適當(dāng)防止附著在翼前緣部的外側(cè)的冰的生成。
文檔編號(hào)B64D15/04GK102791579SQ20118001286
公開日2012年11月21日 申請(qǐng)日期2011年1月6日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月8日
發(fā)明者水上聰, 石黑達(dá)男, 齊藤勛 申請(qǐng)人:三菱重工業(yè)株式會(huì)社