專利名稱：航空器的防除冰系統(tǒng)及具備該系統(tǒng)的航空器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于防止冰附著在航行中的航空器的翼前緣部的外側(cè)或?qū)⒏街谋サ暮娇掌鞯姆莱到y(tǒng)及具備該系統(tǒng)的航空器。本申請(qǐng)對(duì)于在2010年8月30日向日本提出申請(qǐng)的特愿2010-192618號(hào)主張優(yōu)先權(quán)，并將其內(nèi)容援引于此。
背景技術(shù)：
航空器具備在航行中用于防止冰附著在翼前緣部或?qū)⒏街谋サ姆莱b置。并且，在該防除冰裝置中，在主翼的翼前緣部的內(nèi)部形成暖氣室，將從主機(jī)抽取的引氣(高溫空氣)向該暖氣室供給而從內(nèi)側(cè)對(duì)主翼的翼前緣部進(jìn)行加熱(例如，參照專利文獻(xiàn)1、專利文獻(xiàn)2)。在先技術(shù)文獻(xiàn)專利文獻(xiàn)專利文獻(xiàn)I日本實(shí)開(kāi)平1-149894號(hào)公報(bào)專利文獻(xiàn)2日本特開(kāi)平6-206593號(hào)公報(bào)

發(fā)明內(nèi)容
在上述以往的防除冰裝置中，通常僅在例如云中等機(jī)體上容易著冰的條件下運(yùn)轉(zhuǎn)。然而，由于利用從航空器的主機(jī)抽取的引氣將翼前緣部加熱，因此存在會(huì)導(dǎo)致本來(lái)的主機(jī)推力下降、與燃耗下降相伴的運(yùn)行成本惡化等這樣的問(wèn)題。即，成為導(dǎo)致航空器性能的下降的一主要原因。本發(fā)明鑒于上述情況，提供一種能夠有效地進(jìn)行防除冰且能夠?qū)崿F(xiàn)主機(jī)推力的下降抑制/燃耗的改善等航空器性能的提高的航空器的防除冰系統(tǒng)及具備該系統(tǒng)的航空器。為了實(shí)現(xiàn)上述的目的，本發(fā)明提供以下的手段。本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)防止冰附著于航空器的翼或者用于將附著的冰除去，該航空器的防除冰系統(tǒng)具備暖氣室，其形成在航空器的翼的內(nèi)側(cè)；引氣供給管線，其用于將從所述航空器的主機(jī)抽取的引氣向所述暖氣室供給；升溫外部氣體供給管線，其用于將從所述航空器的進(jìn)氣口取入的外部氣體經(jīng)由所述航空器的熱源向所述暖氣室供給；及切換單元，其用于將所述引氣和由所述熱源加熱后的外部氣體選擇性地向所述暖氣室供給，利用向所述暖氣室供給的空氣將所述翼加熱而進(jìn)行防除冰。在本發(fā)明中，與以往同樣地從主機(jī)將引氣向暖氣室供給而進(jìn)行翼(翼前緣部)的防除冰，并且將從設(shè)于機(jī)體的進(jìn)氣口取入的外部氣體通過(guò)沖壓向航空器的機(jī)體的熱源傳送，利用該熱源來(lái)生成暖氣(升溫后的外部氣體)。并且，通過(guò)將該升溫后的外部氣體向暖氣室供給而進(jìn)行防除冰。另外，在本發(fā)明 的航空器的防除冰系統(tǒng)中，優(yōu)選的是，所述熱源是設(shè)置于航空器的液壓回路所具備的油冷卻器、油罐、或航空器的主機(jī)中的至少一個(gè)。
在本發(fā)明中，作為用于使從進(jìn)氣口取入的外部氣體升溫的熱源，采用液壓回路的油冷卻器、油罐或航空器的主機(jī)，從而能夠可靠地使外部氣體升溫至可利用于防除冰的溫度。尤其是以往使用從進(jìn)氣口取入的外部氣體作為冷卻介質(zhì)，使熱交換后的升溫的外部氣體向外部排出，相對(duì)于此，在本發(fā)明中，升溫后的外部氣體被有效利用于防除冰。另外，在使外部氣體與積存于油罐的工作油之間進(jìn)行熱交換而升溫時(shí)，不僅利用油冷卻器對(duì)高溫化的工作油進(jìn)行冷卻，而且通過(guò)與外部氣體的熱交換而使油罐內(nèi)的工作油降溫(低溫化)。由此，延緩工作油的氧化劣化，從而實(shí)現(xiàn)工作油的更換間隔的長(zhǎng)期化。此外，在本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)中，更優(yōu)選的是，所述油冷卻器具備雙層管結(jié)構(gòu)的傳熱管，該雙層管結(jié)構(gòu)的傳熱管由外管和工作油所流通的內(nèi)管構(gòu)成，所述外管使從所述進(jìn)氣口取入的所述外部氣體在該外管與所述內(nèi)管之間流通，使所述外部氣體通過(guò)與在所述內(nèi)管中流通的工作油的熱交換而升溫。在本發(fā)明中，以使從進(jìn)氣口取入的外部氣體在雙層管結(jié)構(gòu)的傳熱管的外管與內(nèi)管之間流通的方式構(gòu)成油冷卻器，由此可靠且有效地使外部氣體與在內(nèi)管中流通的工作油進(jìn)行熱交換而升溫，該升溫后的外部氣體有效利用于防除冰。另外，在本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)中，還優(yōu)選的是，所述內(nèi)管在外表面具備凸部。在本發(fā)明中，通過(guò)在內(nèi)管的外表面設(shè)置凸部，而傳熱面積增大，而且，當(dāng)外部氣體在外管與內(nèi)管之間流通時(shí)，因凸部而外部氣體的流動(dòng)成為紊流狀態(tài)，從而促進(jìn)工作油與外部氣體的熱交換。由此，使熱交換效率增大，縮短油冷卻器內(nèi)的配管長(zhǎng)度(傳熱管長(zhǎng)度)。而且，如此能夠縮短油冷卻器內(nèi)的配管長(zhǎng)度，從而也有助于航空器的機(jī)體的輕量化。此外，在本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)中，優(yōu)選的是，所述油罐具備外殼體，在該外殼體與積存工作油的罐主體的外表面之間形成流通空間，使在所述流通空間內(nèi)流通的所述外部氣體通過(guò)與所述罐主體內(nèi)的工作油的熱交換而升溫。在本發(fā)明中，具備在與罐主體的外表面之間形成流通空間的外殼體而形成油罐，并使外部氣體向流通空間流通，由此可靠地以油罐為熱源而使外部氣體升溫。另外，在本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)中，優(yōu)選的是，所述罐主體在外表面具備凸部。在本發(fā)明中，由于在罐主體的外表面設(shè)置凸部，而傳熱面積增大。而且，外部氣體在罐主體與外殼體之間的流通空間內(nèi)流通時(shí)，因凸部而流動(dòng)成為紊流狀態(tài)，由此促進(jìn)與工作油的熱交換。由此，使熱交換效率增大，可靠且有效地使外部氣體升溫，并且該升溫后的外部氣體有效利用于防除冰。此外，在本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)中，優(yōu)選的是，所述主機(jī)具備外殼體，在該外殼體與殼體的外表面之間形成流通空間，通過(guò)使所述外部氣體流通至所述流通空間而使所述外部氣體升溫。在本發(fā)明中，例如，具備在與比較高溫的燃燒器等的殼體的外表面之間形成流通空間的外殼體而形成主機(jī)，通過(guò)使外部氣體在流通空間中流通，而以該主機(jī)為熱源來(lái)使外部氣體升溫。另外，在本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)中，優(yōu)選的是，在所述殼體的外表面具備凸部。在本發(fā)明中，由于在殼體的外表面設(shè)有散熱片等凸部，而傳熱面積增大，而且，當(dāng)外部氣體在殼體與外殼體之間的流通空間內(nèi)流通時(shí)，因凸部而流動(dòng)成為紊流狀態(tài)，由此促進(jìn)與主機(jī)的熱交換。由此，使熱交換效率增大，可靠且有效地使外部氣體升溫，并且該升溫后的外部氣體有效利用于防除冰。此外，在本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)中，更優(yōu)選的是，所述殼體的外表面的凸部形成為使所述外部氣體沿著所述殼體的外表面回旋而流通。在本發(fā)明中，由殼體的外表面的凸部而使外部氣體沿著殼體的外表面回旋并流通。由此，增加外部氣體與殼體的接觸時(shí)間，提高熱交換效率，更可靠且有效地使外部氣體升溫，并且升溫后的外部氣體有效利用于防除冰。在本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)中，所述切換單元也可以具備設(shè)置在所述引氣供給管線上的第一開(kāi)閉閥；設(shè)置在所述升溫外部氣體供給管線上的第二開(kāi)閉閥；及控制所述第一、第二開(kāi)閉閥的動(dòng)作的控制部。本發(fā)明的航空器具備上述任一個(gè)所述的航空器的防除冰系統(tǒng)。在本發(fā)明中，得到上述的航空器的防除冰系統(tǒng)的作用效果。發(fā)明效果

根據(jù)本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)及具備該防除冰系統(tǒng)的航空器，除了與以往同樣地從主機(jī)將引氣向暖氣室供給的結(jié)構(gòu)之外，將從設(shè)于航空器的機(jī)體的進(jìn)氣口取入的外部氣體通過(guò)沖壓向航空器的機(jī)體的熱源傳送，將利用該熱源而生成的暖氣(升溫后的外部氣體)向暖氣室供給而進(jìn)行防除冰。由此，將引氣和由熱源升溫后的外部氣體選擇性地向暖氣室供給而進(jìn)行防除冰，因此在能夠利用由熱源升溫后的外部氣體充分地進(jìn)行防除冰時(shí)，無(wú)需使用引氣。而且，在僅利用由熱源升溫后的外部氣體的話不充分時(shí)，通過(guò)使用引氣而可靠地進(jìn)行防除冰。此外，即便在使用該引氣的情況下，也能利用升溫后的外部氣體預(yù)先對(duì)翼進(jìn)行保溫(能夠預(yù)先將翼加熱)，成為冰難以附著的狀態(tài)，因此能夠?qū)⒁龤獾某槌隽恳种瞥勺钚∠薅取Ｓ纱?，在航行中，不需要從主機(jī)抽取的引氣或者將引氣的抽氣量抑制成必要最少量，因此與具備以往的防除冰裝置時(shí)相比，能抑制主機(jī)推力的下降，能夠?qū)崿F(xiàn)與燃耗的改善相伴的運(yùn)行成本的減少等航空器性能的提聞。


圖1是表示本發(fā)明的實(shí)施方式的航空器的圖。圖2是表示本發(fā)明的第一實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)的圖。圖3是表示主機(jī)且表示從該主機(jī)向翼的暖氣室供給引氣的結(jié)構(gòu)的圖。圖4是表示翼的暖氣室的圖3的Xl-Xl剖視圖。圖5是表示本發(fā)明的第一實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)的油冷卻器具備的傳熱管的圖。圖6是表示本發(fā)明的第二實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)的圖。圖7是表示本發(fā)明的第二實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)的油罐(罐主體、外殼體、流通空間)的一部分的圖。
圖8是表示本發(fā)明的第三實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)的圖。圖9中，Ca)是表示在本發(fā)明的第三實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)的主機(jī)形成的流通空間(殼體、外殼體、凸部)的圖，(b)是(a)的A向視圖。
具體實(shí)施例方式[第一實(shí)施方式]以下，參照?qǐng)D1至圖5，說(shuō)明本發(fā)明的第一實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)及具備該系統(tǒng)的航空器。首先，如圖1及圖2所示，本實(shí)施方式的航空器I具備設(shè)于主翼2的主機(jī)3 ;以主機(jī)3為驅(qū)動(dòng)源的液壓泵25 ;利用液壓泵25進(jìn)行動(dòng)作的液壓回路5 ;及成為液壓回路5的一部分且用于對(duì)設(shè)于主翼2的促動(dòng)器4進(jìn)行控制的岐管5’。如圖3所示，作為主機(jī)3的燃?xì)廨啓C(jī)6具備風(fēng)扇殼體7和核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8，在風(fēng)扇殼體7內(nèi)收容風(fēng)扇9，在核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8內(nèi)收容壓縮機(jī)10、燃燒器11、及渦輪12。風(fēng)扇9在旋轉(zhuǎn)軸15的外周部安裝多個(gè)風(fēng)扇葉片16而形成。壓縮機(jī)10具備低壓壓縮機(jī)17和高壓壓縮機(jī)18。渦輪12具備高壓渦輪19及低壓渦輪20，相對(duì)于壓縮機(jī)10而設(shè)置在下游側(cè)。并且，風(fēng)扇9的旋轉(zhuǎn)軸15與低壓壓縮機(jī)17連結(jié)，低壓壓縮機(jī)17與低壓渦輪20通過(guò)第一轉(zhuǎn)子軸21連結(jié)。而且，高壓壓縮機(jī)18與高壓渦輪19由位于第一轉(zhuǎn)子軸21的外周側(cè)的圓筒狀的第二轉(zhuǎn)子軸22連結(jié)。并且，從空氣取入口取入的空氣通過(guò)壓縮機(jī)10的低壓壓縮機(jī)17、高壓壓縮機(jī)18的多個(gè)靜葉片和動(dòng)葉片(未圖示)而被壓縮，由此成為高溫/高壓的壓縮空氣。而且，對(duì)于該壓縮空氣由燃燒器11供給規(guī)定的燃料并進(jìn)行燃燒而生成高溫/高壓的燃燒氣體。如此生成的燃燒氣體通過(guò)構(gòu)成渦輪12的高壓渦輪19及低壓渦輪20的多個(gè)靜葉片和動(dòng)葉片(未圖示)，由此，驅(qū)動(dòng)渦輪12旋轉(zhuǎn)。此時(shí)，低壓渦輪20的動(dòng)力由第一轉(zhuǎn)子軸21向風(fēng)扇9傳遞，風(fēng)扇9送出空氣而能夠得到推力。如圖1及圖2所示，本實(shí)施方式的液壓回路5對(duì)于襟翼、副翼、方向舵、起落裝置等操縱系統(tǒng)用的促動(dòng)器4供給排出工作油，驅(qū)動(dòng)該促動(dòng)器4，具備液壓泵25、油冷卻器(熱交換器)26、油罐27。而且，例如圖1所示，液壓泵25是主機(jī)驅(qū)動(dòng)，裝備在主機(jī)艙室內(nèi)，油冷卻器26和油罐27裝備在主體(機(jī)體)28的下部。并且，在該液壓回路5中，如圖1及圖2所示，由于液壓泵25進(jìn)行驅(qū)動(dòng)而從油罐27向促動(dòng)器4供給工作油，促動(dòng)器4進(jìn)行驅(qū)動(dòng)并且來(lái)自促動(dòng)器4的工作油(返回油)通過(guò)油冷卻器26而向油罐27回送。此時(shí)，油冷卻器26將傳熱管(液壓管線)30蜿蜒形成，將從形成于主體28的進(jìn)氣口 31取入的低溫的外部氣體SI作為冷卻介質(zhì)，在例如7(T80°C左右的高溫的返回油與外部氣體SI之間進(jìn)行熱交換，由此將返回油冷卻，并使其返回油罐27。另一方面，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)A中，如圖2及圖3所示，將從主機(jī)3抽取的引氣(高溫空氣)S2和從進(jìn)氣口 31取入而由油冷卻器(航空器的機(jī)體的熱源)26升溫的外部氣體SI’選擇性地向在主翼2的翼前緣部2a的內(nèi)側(cè)形成的暖氣室32供給而進(jìn)行防除冰。在此，在本實(shí)施方式中，如圖3及圖4所示，主翼2的翼前緣部2a的前端部例如通過(guò)將彎曲的上下的板材接合而以彎曲形狀形成，引導(dǎo)板33隔開(kāi)規(guī)定的間隙而設(shè)置在翼前緣部2a的內(nèi)側(cè)。而且，該引導(dǎo)板33與翼前緣部2a同樣地，前端部例如通過(guò)將彎曲的上下的板材接合而以彎曲形狀形成。需要說(shuō)明的是，翼前緣部2a表示包括翼2的前緣附近的部分。另外，翼前緣部2a沿著主翼2的長(zhǎng)度方向(圖4中的紙面鉛垂方向)延伸，引導(dǎo)板33沿著航空器I的寬度方向具有規(guī)定長(zhǎng)度，沿著該方向并列設(shè)置多個(gè)。此外，在翼前緣部2a的內(nèi)側(cè)沿著主翼2的長(zhǎng)度方向且沿著主翼2的前后方向(圖3中的左右方向)設(shè)有隔壁34，該隔壁34沿著主翼2的長(zhǎng)度方向隔開(kāi)規(guī)定的間隔而形成。而且，各引導(dǎo)板33以其兩端部抵接或固定于隔壁34的端面的方式設(shè)置。并且，通過(guò)由翼前緣部2a、后部的隔壁35、左右的隔壁34包圍，從而形成暖氣室32。而且，翼前緣部2a與引導(dǎo)板33之間為暖氣通路36，該暖氣通路36沿著翼前緣部2a的內(nèi)側(cè)從翼前緣部2a的前端部朝向后方延伸設(shè)置，并向暖氣室32敞開(kāi)。需要說(shuō)明的是，在暖氣室32設(shè)有用于將該暖氣室32內(nèi)的空氣適當(dāng)?shù)叵蛲獠颗懦龅呐艢饪?。此外，如圖4所示，在暖氣室32內(nèi)，在翼前緣部2a的前端側(cè)與引導(dǎo)板33相鄰而設(shè)置兩個(gè)通道配管40、41。這些通道配管40、41分別將兩端部閉塞而形成，沿著主翼2的長(zhǎng)度方向貫通隔壁34而延伸設(shè)置。而且，在引導(dǎo)板33上的與翼前緣部2a的前端部對(duì)應(yīng)的位置形成有開(kāi)口部33a。在各通道配管40、41的與形成于引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a相對(duì)的位置上形成有朝向翼前緣部2a的前方開(kāi)口的噴射孔40a、41a。并且，各通道配管40、41中經(jīng)由連結(jié)管42、43而將噴射孔40a、41a與引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a連結(jié)。而且，此時(shí)，開(kāi)口部33a、噴射孔40a、41a、連結(jié)管42、43相對(duì)于一個(gè)引導(dǎo)板33隔開(kāi)規(guī)定的間隔設(shè)置多個(gè)。而且，2個(gè)通道配管40、41中分別單獨(dú)地經(jīng)由連結(jié)管42、43而將噴射孔40a、41a與引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a連結(jié)，即，單獨(dú)地與暖氣通路36連通而設(shè)置。并且，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)A中，如圖2至圖4所示，一方的通道配管40利用配管(引氣供給管線)45而與主機(jī)3的壓縮機(jī)10連接，從該引氣供給管線45將主機(jī)3的壓縮機(jī)10的引氣S2向暖氣通路36 (暖氣室32)供給。此外，另一方的通道配管41利用配管(升溫外部氣體供給管線)46而與液壓回路5具備的油冷卻器26連接。此時(shí)，在本實(shí)施方式中，油冷卻器26的蜿蜒的傳熱管30如圖2及圖5所示，由雙層管結(jié)構(gòu)形成，該雙層管結(jié)構(gòu)具備內(nèi)管47，流通有從促動(dòng)器4排出的工作油；及外管48，使從進(jìn)氣口 31取入的外部氣體SI在該外管48與內(nèi)管47之間流通。而且，內(nèi)管47 —體地安裝有多個(gè)環(huán)，利用這些環(huán)而形成從內(nèi)管47的外表面朝向外管48的內(nèi)表面突出的凸部49。此外，另一方的通道配管41經(jīng)由升溫外部氣體供給管線46而與油冷卻器26的傳熱管30的內(nèi)管47和外管48之間的外部氣體SI所流通的流通空間50連接。另外，如圖2所示，在引氣供給管線45和升溫外部氣體供給管線46分別設(shè)有開(kāi)閉閥51、52。并且，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)A中，基于對(duì)主翼2的翼前緣部2a的表面溫度(外表面溫度或外部氣體溫度)進(jìn)行計(jì)測(cè)的溫度計(jì)53的計(jì)測(cè)結(jié)果，利用閥控制器54而對(duì)這些開(kāi)閉閥51、52進(jìn)行開(kāi)閉控制。此外，在引氣供給管線45和升溫外部氣體供給管線46分別設(shè)有用于防止空氣從暖氣室32 (暖氣通路36)向主機(jī)3、油冷卻器(熱源)26逆流的止回閥等(未圖示)。接下來(lái)，說(shuō)明由上述結(jié)構(gòu)構(gòu)成的本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)A的作用及效果O首先，在本實(shí)施方式的防除冰系統(tǒng)A中，在航行中，從進(jìn)氣口 31取入外部氣體SI，利用沖壓向油冷卻器26傳送,將該外部氣體SI作為冷卻介質(zhì),利用油冷卻器26進(jìn)行將工作油冷卻的熱交換。此時(shí)，油冷卻器26的傳熱管30由雙層管結(jié)構(gòu)形成，外部氣體SI在內(nèi)管47與外管48之間的流通空間50內(nèi)流通。并且，如此通過(guò)流通空間50，低溫的外部氣體SI沿著高溫的工作油流通的內(nèi)管47進(jìn)行流通，由此，有效率地在工作油與外部氣體SI之間進(jìn)行熱交換而外部氣體SI升溫。另外，在本實(shí)施方式中，在內(nèi)管47安裝多個(gè)環(huán)而在內(nèi)管47的外表面設(shè)置凸部49，因此內(nèi)管47的傳熱面積增大，此外，在內(nèi)管47與外管48之間的流通空間50內(nèi)流通的外部氣體SI的流動(dòng)成為紊流狀態(tài)，由此促進(jìn)熱交換。由此，熱交換效率升高，外部氣體SI可靠且有效地升溫。 如此，由油冷卻器26升溫的外部氣體(暖氣)SI，通過(guò)升溫外部氣體供給管線46而向暖氣室32的另一方的通道配管41供給，從該另一方的通道配管41的噴射孔41a通過(guò)連結(jié)管43、引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a而向翼前緣部2a與引導(dǎo)板33之間的暖氣通路36噴射。并且，該升溫后的外部氣體SI’在暖氣通路36內(nèi)流通，由此從內(nèi)側(cè)加熱翼前緣部2a，防止冰附著在翼2的外側(cè)或?qū)⒏街谋?。如此，在本?shí)施方式的防除冰系統(tǒng)A中，將以往從進(jìn)氣口 31取入而作為油冷卻器26的冷卻介質(zhì)使用之后向外部排出的外部氣體SI利用于防除冰。由此，在能夠利用由油冷卻器26升溫后的外部氣體SI’充分地進(jìn)行防除冰時(shí)，無(wú)需使用引氣S2。S卩，在溫度計(jì)53檢測(cè)到充分進(jìn)行防除冰的溫度時(shí)，通過(guò)閥控制器54的控制而開(kāi)閉閥51關(guān)閉但開(kāi)閉閥52打開(kāi)，因此僅外部氣體SI，通過(guò)另一方的通道配管41的噴射孔41a、連結(jié)管43、引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a而向暖氣通路36供給。另一方面，僅利用由油冷卻器26升溫的外部氣體SI’不能充分地得到防除冰效果時(shí)，即，在溫度計(jì)53檢測(cè)到未充分地進(jìn)行防除冰的溫度時(shí)，接受該檢測(cè)結(jié)果，閥控制器54對(duì)開(kāi)閉閥51、52進(jìn)行開(kāi)閉控制，引氣S2從主機(jī)3通過(guò)一方的通道配管40的噴射孔40a、連結(jié)管42、引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a而向暖氣通路36噴射。并且，該引氣S2比由油冷卻器26升溫后的外部氣體SI，的溫度高，因此能可靠地進(jìn)行防除冰。因此，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)A中，與以往同樣地從主機(jī)3將引氣S2向暖氣室32供給，能夠進(jìn)行翼前緣部2a的防除冰，并且將從設(shè)于機(jī)體28的進(jìn)氣口 31取入的外部氣體SI通過(guò)沖壓向油冷卻器26傳送，生成暖氣(升溫后的外部氣體)SI’。另外，如本實(shí)施方式那樣，以將以往從進(jìn)氣口 31取入的外部氣體SI作為冷卻介質(zhì)使用并將熱交換后的外部氣體SI’向外部排出的油冷卻器26作為熱源時(shí)，與航空器I的航行相伴產(chǎn)生的熱量有效利用于防除冰。由此，將引氣S2和由油冷卻器26升溫后的外部氣體SI’選擇性地向暖氣室32供給而進(jìn)行防除冰，在能夠利用由油冷卻器26升溫后的外部氣體SI’充分進(jìn)行防除冰時(shí)，無(wú)需使用引氣S2。而且，僅利用由油冷卻器26升溫后的外部氣體SI’不充分時(shí)，通過(guò)使用引氣S2而可靠地進(jìn)行防除冰。此外，即使在使用該引氣S2時(shí)，能夠利用升溫后的外部氣體SI，預(yù)先對(duì)翼2進(jìn)行保溫(能夠預(yù)先對(duì)翼2進(jìn)行加熱)，能夠成為冰難以附著的狀態(tài)，因此能夠?qū)⒁龤釹2的抽出量抑制成最小限度。
由此，根據(jù)本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)A及具備該防除冰系統(tǒng)A的航空器
I，在航行中，不需要從主機(jī)3抽取的引氣S2，或者將引氣S2的抽氣量抑制成必要最少量，因此與具備以往的防除冰裝置的情況相比，抑制主機(jī)推力的下降，從而與燃耗的改善相伴的運(yùn)行成本的減少等航空器性能提聞。另外，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)A中，以使從進(jìn)氣口 31取入的外部氣體SI在雙層管結(jié)構(gòu)的傳熱管30的外管48與內(nèi)管47之間流通的方式構(gòu)成油冷卻器26，由此可靠地與在內(nèi)管47中流通的工作油進(jìn)行熱交換，由此使外部氣體SI升溫。此外，通過(guò)在內(nèi)管47的外表面設(shè)置凸部49，而傳熱面積增大，而且，外部氣體SI在外管48與內(nèi)管47之間流通時(shí)，因凸部49而流動(dòng)成為紊流狀態(tài)，從而促進(jìn)熱交換。由此，能夠增大在內(nèi)管47中流通的工作油與在內(nèi)管47和外管48之間流通的外部氣體SI的熱交換效率，縮短油冷卻器26內(nèi)的配管長(zhǎng)度(傳熱管長(zhǎng)度)。并且，如此通過(guò)縮短油冷卻器26內(nèi)的配管長(zhǎng)度，而能夠?qū)崿F(xiàn)航空器I的機(jī)體的輕量化。[第二實(shí)施方式]接下來(lái)，參照?qǐng)D1、圖3至圖7，說(shuō)明本發(fā)明的第二實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)及具備該防除冰系統(tǒng)的航空器。本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)相對(duì)于第一實(shí)施方式，僅僅是主要使從進(jìn)氣口取入的外部氣體升溫的熱源不同。因此，對(duì)于與第一實(shí)施方式同樣的結(jié)構(gòu)，標(biāo)注同一標(biāo)號(hào)，省略其詳細(xì)的說(shuō)明。如圖6所示，本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)B將從主機(jī)3抽取的引氣S2和從進(jìn)氣口 31取入而由油罐(航空器的機(jī)體的熱源)27升溫后的外部氣體SI’選擇性地向形成在主翼2的翼前緣部2a的內(nèi)側(cè)的暖氣室32供給而進(jìn)行防除冰。另外，如圖7所示，油罐27構(gòu)成為具備外殼體56，該外殼體56在與積存工作油的罐主體55的外表面之間形成流通空間50。此外，罐主體55在外表面具備凸部(凸?fàn)钇?57。另外，如圖4及圖6所示，另一方的通道配管41由升溫外部氣體供給管線46而與液壓回路5具備的油罐27連接。此時(shí)，另一方的通道配管41經(jīng)由升溫外部氣體供給管線46而與油罐27的罐主體55和外殼體56之間的外部氣體SI流通的流通空間50連接。需要說(shuō)明的是，一方的通道配管40與第一實(shí)施方式同樣地利用引氣供給管線45而與主機(jī)3連接，從該一方的通道配管40將主機(jī)3的引氣S2向暖氣通路36 (暖氣室32)供給。在由上述結(jié)構(gòu)構(gòu)成的本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)B中，在航行中，從進(jìn)氣口 31取入外部氣體SI，利用沖壓向油罐27傳送，在該外部氣體SI與暫時(shí)積存在油罐27的罐主體55中的工作油之間進(jìn)行熱交換。此時(shí)，油罐27具備罐主體55和外殼體56而形成，使外部氣體SI在罐主體55與外殼體56之間的流通空間50內(nèi)流通。并且，如此通過(guò)流通空間50而外部氣體SI沿著積存工作油的罐主體55的外表面流通，由此有效地在工作油與外部氣體SI之間進(jìn)行熱交換而使外部氣體SI升溫。另外，在本實(shí)施方式中，由于在罐主體55的外表面設(shè)置凸部57，因此罐主體55的傳熱面積增大，此外，在罐主體55與外殼體56之間的流通空間50內(nèi)流通的外部氣體SI的流動(dòng)成為紊流狀態(tài)，由此促進(jìn)熱交換。由此，與第一實(shí)施方式同樣地，能提高熱交換效率，可靠且有效地使外部氣體升溫。如此由油罐27升溫后的外部氣體(暖氣)SI’通過(guò)升溫外部氣體供給管線46向暖氣室32的另一方的通道配管41供給，從該另一方的通道配管41的噴射孔41a通過(guò)連結(jié)管43、引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a而向翼前緣部2a與引導(dǎo)板33之間的暖氣通路36噴射。并且，該升溫后的外部氣體SI，在暖氣通路36內(nèi)流通，由此從內(nèi)側(cè)加熱翼前緣部2a，防止冰附著在翼2的外側(cè)或者將附著的冰除去。由此，在本實(shí)施方式的防除冰系統(tǒng)B中，也是，在能夠利用由油罐27升溫后的外部氣體SI’充分地進(jìn)行防除冰時(shí)，無(wú)需使用引氣S2。另一方面，在僅利用由油罐27升溫后的外部氣體SI，不能充分得到防除冰效果時(shí)，與第一實(shí)施方式同樣地，閥控制器54對(duì)開(kāi)閉閥
51、52進(jìn)行開(kāi)閉控制，引氣S2從主機(jī)3通過(guò)一方的通道配管40的噴射孔40a、連結(jié)管42、弓丨導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a而向暖氣通路36噴射。并且，該引氣S2比由油罐27升溫后的外部氣體SI’的溫度高，因此能可靠地進(jìn)行防除冰。因此，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)B中，與第一實(shí)施方式同樣地，從主機(jī)3將引氣S2向暖氣室32供給，能夠進(jìn)行翼前緣部2a的防除冰，并且將從設(shè)于機(jī)體28的進(jìn)氣口 31取入的外部氣體SI通過(guò)沖壓向油罐27傳送，利用該油罐27而生成暖氣(升溫后的外部氣體)SI’。由此，能夠?qū)⒁龤釹2和由油罐27升溫后的外部氣體SI’選擇性地向暖氣室32供給而進(jìn)行防除冰，在能夠利用由油罐27升溫后的外部氣體SI，充分地進(jìn)行防除冰時(shí)，無(wú)需使用引氣S2。而且，在僅利用由油罐27升溫后的外部氣體SI’不充分時(shí)，通過(guò)使用引氣S2而可靠地進(jìn)行防除冰。此外，即使在使用該引氣S2時(shí)，利用升溫后的外部氣體SI’預(yù)先對(duì)翼2進(jìn)行保溫，成為難以附著冰的狀態(tài)，因此能夠?qū)⒁龤釹2的抽出量抑制成最小限度。由此，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)B(及具備該防除冰系統(tǒng)B的航空器I)中，也是，在航行中，不需要從主機(jī)3抽取的引氣S2，或者將引氣S2的抽氣量抑制成必要最少量，因此與具備以往的防除冰裝置的情況相比，抑制主機(jī)推力的下降，與燃耗的改善相伴的運(yùn)行成本的減少等航空器性能提聞。另外，如本實(shí)施方式那樣在與積存于油罐27的工作油之間進(jìn)行熱交換而使外部氣體SI升溫時(shí)，不僅利用油冷卻器26對(duì)高溫化的工作油進(jìn)行冷卻，而且通過(guò)與外部氣體SI的熱交換而使油罐27內(nèi)的工作油降溫(低溫化)。由此,通過(guò)使工作油的氧化劣化延遲而實(shí)現(xiàn)更換間隔的長(zhǎng)期化。[第三實(shí)施方式]接下來(lái)，參照?qǐng)D1、圖3至圖5、圖8、圖9，說(shuō)明本發(fā)明的第三實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)及具備該防除冰系統(tǒng)的航空器。在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)中，使從進(jìn)氣口取入的外部氣體由油冷卻器和主機(jī)升溫，熱源與第一實(shí)施方式及第二實(shí)施方式不同。因此，在本實(shí)施方式中，對(duì)于與第一實(shí)施方式及第二實(shí)施方式同樣的結(jié)構(gòu)，標(biāo)注同一標(biāo)號(hào)而省略其詳細(xì)的說(shuō)明。如圖8所示，本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)C將從主機(jī)3抽取的引氣S2和從進(jìn)氣口 31取入而由主機(jī)3及油冷卻器26 (航空器的機(jī)體的熱源)升溫后的外部氣體SI’選擇性地向形成在主翼2的翼前緣部2a的內(nèi)側(cè)的暖氣室32供給而進(jìn)行防除冰。另外，在本實(shí)施方式中，使從進(jìn)氣口 31取入的外部氣體SI分支而分別通過(guò)沖壓向油冷卻器26和主機(jī)3傳送,將由油冷卻器26和主機(jī)3分別升溫后的外部氣體SI’混合，向暖氣室32內(nèi)的另一方的通道配管41供給。
并且，本實(shí)施方式的油冷卻器26與第一實(shí)施方式同樣(參照?qǐng)D5)，具備雙層管結(jié)構(gòu)的傳熱管30。另一方面，主機(jī)3的例如燃燒器11的殼體由雙重筒結(jié)構(gòu)形成。即，如圖9所示，在筒狀的核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8具備外殼體60,該外殼體60在其與該核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面之間形成流通空間50。此外,在具備該外殼體60的部分(在本實(shí)施方式中為燃燒器11),在核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面整體上分散配置地設(shè)有散熱片等第一凸部(凸部)61。該第一凸部61以從核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面朝向外殼體60的內(nèi)表面突出的方式形成。即,第一凸部61的前端與外殼體60的內(nèi)表面未接觸。另外,在本實(shí)施方式中,在具備外殼體60的部分的核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面上，除了第一凸部61之外，還設(shè)有從外表面到外殼體60的內(nèi)表面突出的多個(gè)第二凸部(凸部)62。并且，這些第二凸部62沿著核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的軸線01中心的周向延伸，并且逐漸從軸線01方向一端側(cè)朝向另一端側(cè)形成。而且，在相鄰的第二凸部62之間隔開(kāi)規(guī)定的間隙而形成。由此，在沿著軸線01方向相鄰的第二凸部62彼此之間形成螺旋狀的流通空間50。并且，在本實(shí)施方式中，另一方的通道配管41利用升溫外部氣體供給管線46而與油冷卻器26和主機(jī)3連接，此時(shí)，另一方的通道配管41經(jīng)由升溫外部氣體供給管線46而與油冷卻器26的內(nèi)管47和外管48之間的流通空間50及主機(jī)3的核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8和外殼體60之間的流通空間50連接。需要說(shuō)明的是，一方的通道配管40與第一及第二實(shí)施方式同樣地，利用引氣供給管線45而與主機(jī)3連接，從該一方的通道配管40將主機(jī)3的引氣S2向暖氣通路36供給。在由上述結(jié)構(gòu)構(gòu)成的本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)C中，在航行中，從進(jìn)氣口 31取入外部氣體SI，分支而利用沖壓向油冷卻器26和主機(jī)3傳送，該外部氣體SI由油冷卻器通過(guò)熱交換進(jìn)行升溫，并且通過(guò)與主機(jī)3的核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的熱交換而進(jìn)行升溫。此時(shí)，在主機(jī)3中，外部氣體SI在核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8與外殼體60之間的多個(gè)流通空間50內(nèi)流通。并且，這些流通空間50 (多個(gè)第二凸部62)形成為螺旋狀，因此在各流通空間50內(nèi)流通的外部氣體SI沿著筒狀的核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面回旋并流通。因此，利用核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面及第二凸部62有效地使外部氣體SI升溫。另外，在本實(shí)施方式中，由于在主機(jī)3的核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面設(shè)置第一凸部61，因此利用第二凸部62和該第一凸部61而傳熱面積增大，此外，在各流通空間50內(nèi)流通的外部氣體SI的流動(dòng)成為紊流狀態(tài)，由此促進(jìn)熱交換。由此，提高傳熱效率，可靠且有效地使外部氣體升溫。如此在主機(jī)3的核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外側(cè)升溫后的外部氣體(暖氣)S1’與由油冷卻器26升溫后的外部氣體SI’混合，通過(guò)升溫外部氣體供給管線46向暖氣室32的另一方的通道配管41供給。并且，從該另一方的通道配管41的噴射孔41a通過(guò)連結(jié)管43、引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a向翼前緣部2a與引導(dǎo)板33之間的暖氣通路36噴射。該升溫后的外部氣體SI，在暖氣通路36內(nèi)流通，由此從內(nèi)側(cè)加熱翼前緣部2a，防止冰附著于翼2的外側(cè)或?qū)⒏街谋?。由此，在本?shí)施方式的防除冰系統(tǒng)C中，也是，能夠利用由主機(jī)3升溫后的外部氣體SI’(及由油冷卻器26升溫后的外部氣體SI’)充分地進(jìn)行防除冰時(shí)，無(wú)需使用引氣S2。另一方面，在僅利用由主機(jī)3升溫后的外部氣體SI，(及由油冷卻器26升溫后的外部氣體SI’)不能充分地得到防除冰效果時(shí)，與第一實(shí)施方式、第二實(shí)施方式同樣地，閥控制器54對(duì)開(kāi)閉閥51、52進(jìn)行開(kāi)閉控制，從主機(jī)3將引氣S2通過(guò)一方的通道配管40的噴射孔40a、連結(jié)管42、引導(dǎo)板33的開(kāi)口部33a而向翼前緣部2a與引導(dǎo)板33之間的暖氣通路36噴射。并且，由于該引氣S2比升溫后的外部氣體SI’的溫度高，因此可靠地進(jìn)行防除冰。需要說(shuō)明的是，在本實(shí)施方式中，使外部氣體SI在主機(jī)3的核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外側(cè)流通而升溫，因此相對(duì)于第一實(shí)施方式、第二實(shí)施方式那樣僅將熱源設(shè)為液壓回路5的油冷卻器26、油罐27的情況，以不會(huì)導(dǎo)致主機(jī)3的推力下降的方式設(shè)計(jì)，通過(guò)將主機(jī)3設(shè)為熱源而使向暖氣室32供給的外部氣體SI’更加高溫。因此，與第一實(shí)施方式、第二實(shí)施方式相比，防除冰效果升高。因此，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)C中，與第一、第二實(shí)施方式同樣地，從主機(jī)3將引氣S2向暖氣室32供給，進(jìn)行翼前緣部2a的防除冰，并且將從設(shè)于機(jī)體28的進(jìn)氣口 31取入的外部氣體SI利用沖壓向主機(jī)3 (及油冷卻器26)傳送，利用主機(jī)3來(lái)生成暖氣(升溫后的外部氣體)SI’。由此，將引氣S2和由主機(jī)3升溫后的外部氣體SI’選擇性地向暖氣室32供給而進(jìn)行防除冰，在利用由主機(jī)3升溫后的外部氣體SI’能夠充分地進(jìn)行防除冰時(shí)，無(wú)需使用引氣S2。而且，在僅利用由主機(jī)3升溫后的外部氣體SI’的話不充分時(shí)，通過(guò)使用引氣S2而可靠地進(jìn)行防除冰。此外，即使在使用該引氣S2時(shí)，也能夠利用升溫后的外部氣體SI，對(duì)翼2進(jìn)行預(yù)先保溫，成為冰難以附著的狀態(tài)，因此能夠?qū)⒁龤釹2的抽出量抑制成最小限度。由此，在本實(shí)施方式的航空器的防除冰系統(tǒng)C(及具備該防除冰系統(tǒng)C的航空器I)中，也是，在航行中，不需要從主機(jī)3抽取的引氣S2，或者將引氣S2的抽氣量抑制成必要最少量，因此與具備以往的防除冰裝置的情況相比，抑制主機(jī)推力的下降，與燃耗的改善相伴的運(yùn)行成本的減少等航空器性能提聞。另外，如本實(shí)施方式那樣在核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面設(shè)置散熱片等第一凸部
61,由此,傳熱面積增大，而且，外部氣體SI在核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8與外殼體60之間的流通空間50內(nèi)流通時(shí)，由第一凸部61而流動(dòng)成為紊流狀態(tài)，從而促進(jìn)熱交換。由此，與在流通空間50內(nèi)流通的外部氣體SI的熱交換效率增大，可靠且有效地使外部氣體SI升溫，并且該升溫后的外部氣體SI’有效利用于防除冰。此外，第二凸部62以使外部氣體SI沿著核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的外表面回旋并流通的方式形成，因此外部氣體SI與核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體8的接觸時(shí)間增加，熱交換效率升高，此外可靠且有效地使外部氣體SI升溫，并且升溫后的外部氣體SI，有效利用于防除冰。以上，說(shuō)明了本發(fā)明的航空器的防除冰系統(tǒng)的第一、第二、第三實(shí)施方式，但本發(fā)明并未限定為上述的第一、第二、第三實(shí)施方式，在不脫離其宗旨的范圍內(nèi)能夠適當(dāng)變更。例如，也可以與在第三實(shí)施方式中將熱源設(shè)為主機(jī)3與油冷卻器26的組合的情況同樣地，將第一、第二、第三實(shí)施方式的熱源選擇性地組合，利用油冷卻器26和油罐27、油罐27和主機(jī)3、油冷卻器26和油罐27和主機(jī)3，使從進(jìn)氣口 31取入的外部氣體SI升溫而向暖氣室32供給。而且，這種情況下，即使將從多個(gè)熱源升溫的外部氣體SI’分別單獨(dú)地向暖氣室32供給(并聯(lián)式)，也可以利用多個(gè)熱源依次使外部氣體SI升溫并向暖氣室32供給(串聯(lián)式)。另外，在第一、第二、第三實(shí)施方式中，進(jìn)行了向在主翼2的翼前緣部2a形成的暖氣室32供給引氣S2、由熱源升溫后的外部氣體SI’并對(duì)主翼2進(jìn)行防除冰的說(shuō)明，但是當(dāng)然也可以在尾翼等上形成暖氣室32并通過(guò)與本實(shí)施方式同樣的防除冰系統(tǒng)A、B、C，向形成在另一翼上的暖氣室32 (也向形成在另一翼上的暖氣室32)供給引氣S2、由熱源升溫后的外部氣體SI’而得到防除冰效果。此外，在第三實(shí)施方式中，具備第一凸部61和螺旋狀的第二凸部62而形成外部氣體SI的流通空間50，但即使在具備本發(fā)明的凸部而構(gòu)成的情況下，只要具備第一凸部61和第二凸部62中的任一方，就能夠可靠且有效地使外部氣體SI升溫。而且，也可以不必在流通空間50設(shè)置凸部49、57、61、62。另外，在利用主機(jī)3使外部氣體SI升溫的情況下，也可以不必限定為利用燃燒器11使外部氣體Si升溫的情況。標(biāo)號(hào)說(shuō)明I 航空器2 主翼(翼)2a 翼前緣部3 主機(jī)(熱源)4 促動(dòng)器5 液壓回路5’ 岐管
`
6 燃?xì)廨啓C(jī)7 風(fēng)扇殼體8 核心發(fā)動(dòng)機(jī)殼體9 風(fēng)扇10 壓縮機(jī)11 燃燒器12 渦輪15 旋轉(zhuǎn)軸16 風(fēng)扇葉片17 低壓壓縮機(jī)18 高壓壓縮機(jī)19 高壓渦輪20 低壓渦輪21 第一轉(zhuǎn)子軸22 第二轉(zhuǎn)子軸25 液壓泵26 油冷卻器(熱源)27 油罐(熱源)28 主體(機(jī)體)30 傳熱管31 進(jìn)氣口
32暖氣室33引導(dǎo)板33a 開(kāi)口部34隔壁35隔壁36暖氣通路40通道配管40a噴射孔41通道配管41a噴射孔42連結(jié)管43連結(jié)管45引氣供給管線46 升溫外部氣體供給管線47內(nèi)管48外管49凸部50流通空間51開(kāi)閉閥52開(kāi)閉閥53溫度計(jì)54閥控制器55罐主體56外殼體60外殼體61第一凸部(凸部)62第二凸部(凸部)A航空器的防除冰系統(tǒng)B航空器的防除冰系統(tǒng)C航空器的防除冰系統(tǒng)SI外部氣體SI’升溫后的外部氣體S2引氣
權(quán)利要求
1.一種防除冰系統(tǒng)，防止冰附著于航空器的翼或者用于將附著的冰除去，該防除冰系統(tǒng)具備 暖氣室，其形成在航空器的翼的內(nèi)側(cè)； 引氣供給管線，其用于將從所述航空器的主機(jī)抽取的引氣向所述暖氣室供給； 升溫外部氣體供給管線，其用于將從所述航空器的進(jìn)氣口取入的外部氣體經(jīng)由所述航空器的熱源向所述暖氣室供給；及 切換單元，其用于將所述引氣和由所述熱源加熱后的外部氣體選擇性地向所述暖氣室供給， 利用向所述暖氣室供給的空氣將所述翼加熱而進(jìn)行防除冰。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空器的防除冰系統(tǒng)，其中， 所述熱源是設(shè)置于航空器的液壓回路所具備的油冷卻器、油罐、或航空器的主機(jī)中的至少一個(gè)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空器的防除冰系統(tǒng)，其中， 所述油冷卻器具備雙層管結(jié)構(gòu)的傳熱管，該雙層管結(jié)構(gòu)的傳熱管由外管和工作油所流通的內(nèi)管構(gòu)成，所述外管使從所述進(jìn)氣口取入的所述外部氣體在該外管與所述內(nèi)管之間流通， 使所述外部氣體通過(guò)與在所述內(nèi)管中流通的工作油的熱交換而升溫。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的航空器的防除冰系統(tǒng)，其中， 所述內(nèi)管在外表面具備凸部。
5.根據(jù)權(quán)利要求2 4中任一項(xiàng)所述的航空器的防除冰系統(tǒng)，其中， 所述油罐具備外殼體，在該外殼體與積存工作油的罐主體的外表面之間形成流通空間，使在所述流通空間內(nèi)流通的所述外部氣體通過(guò)與所述罐主體內(nèi)的工作油的熱交換而升溫。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的航空器的防除冰系統(tǒng)，其中， 所述罐主體在外表面具備凸部。
7.根據(jù)權(quán)利要求2飛中任一項(xiàng)所述的航空器的防除冰系統(tǒng)，其中， 所述主機(jī)具備外殼體，在該外殼體與殼體的外表面之間形成流通空間，通過(guò)使所述外部氣體在所述流通空間中流通而使所述外部氣體升溫。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的航空器的防除冰系統(tǒng)，其中， 在所述殼體的外表面具備凸部。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的航空器的防除冰系統(tǒng)，其中， 所述殼體的外表面的凸部形成為使所述外部氣體沿著所述殼體的外表面回旋而流通。
10.根據(jù)權(quán)利要求廣9中任一項(xiàng)所述的防除冰系統(tǒng)，其中， 所述切換單元包括設(shè)置在所述引氣供給管線上的第一開(kāi)閉閥；設(shè)置在所述升溫外部氣體供給管線上的第二開(kāi)閉閥；及控制所述第一、第二開(kāi)閉閥的動(dòng)作的控制部。
11.一種航空器，其具備權(quán)利要求廣10中任一項(xiàng)所述的航空器的防除冰系統(tǒng)。
全文摘要
在防止冰附著于航空器的翼(2)或者用于將附著的冰除去的航空器的防除冰系統(tǒng)(A)中，將從航空器的主機(jī)(3)抽取的引氣(S2)和從設(shè)于機(jī)體(28)的進(jìn)氣口(31)取入而由航空器的機(jī)體的熱源(26)升溫后的外部氣體(S1’)選擇性地向形成在翼(2)的內(nèi)側(cè)的暖氣室(32)供給而進(jìn)行防除冰。
文檔編號(hào)B64D15/04GK103068679SQ20118003994
公開(kāi)日2013年4月24日 申請(qǐng)日期2011年8月30日 優(yōu)先權(quán)日2010年8月30日
發(fā)明者齊藤勛, 石黑達(dá)男, 阿部茂樹(shù), 田中秀明, 高須徹, 渥美基廣, 中西正和, 鴨狩實(shí) 申請(qǐng)人:三菱重工業(yè)株式會(huì)社