航空器的防除冰系统及具备该系统的航空器

摘要

在防止冰附着于航空器的翼（2）或者用于将附着的冰除去的航空器的防除冰系统（A）中，将从航空器的主机（3）抽取的引气（S2）和从设于机体（28）的进气口（31）取入而由航空器的机体的热源（26）升温后的外部气体（S1’）选择性地向形成在翼（2）的内侧的暖气室（32）供给而进行防除冰。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于防止冰附着在航行中的航空器的翼前缘部的 外侧或将附着的冰除去的航空器的防除冰系统及具备该系统的航空 器。

本申请对于在2010年8月30日向日本提出申请的特愿 2010-192618号主张优先权，并将其内容援引于此。

背景技术

航空器具备在航行中用于防止冰附着在翼前缘部或将附着的冰除 去的防除冰装置。并且，在该防除冰装置中，在主翼的翼前缘部的内 部形成暖气室，将从主机抽取的引气（高温空气）向该暖气室供给而 从内侧对主翼的翼前缘部进行加热（例如，参照专利文献1、专利文献 2）。

【在先技术文献】

【专利文献】

【专利文献1】日本实开平1-149894号公报

【专利文献2】日本特开平6-206593号公报

发明内容

在上述以往的防除冰装置中，通常仅在例如云中等机体上容易着 冰的条件下运转。然而，由于利用从航空器的主机抽取的引气将翼前 缘部加热，因此存在会导致本来的主机推力下降、与燃耗下降相伴的 运行成本恶化等这样的问题。即，成为导致航空器性能的下降的一主 要原因。

本发明鉴于上述情况，提供一种能够有效地进行防除冰且能够实 现主机推力的下降抑制/燃耗的改善等航空器性能的提高的航空器的防 除冰系统及具备该系统的航空器。

为了实现上述的目的，本发明提供以下的手段。

本发明的航空器的防除冰系统防止冰附着于航空器的翼或者用于 将附着的冰除去，该航空器的防除冰系统具备：暖气室，其形成在航 空器的翼的内侧；引气供给管线，其用于将从所述航空器的主机抽取 的引气向所述暖气室供给；升温外部气体供给管线，其用于将从所述 航空器的进气口取入的外部气体经由所述航空器的热源向所述暖气室 供给；及切换单元，其用于将所述引气和由所述热源加热后的外部气 体选择性地向所述暖气室供给，利用向所述暖气室供给的空气将所述 翼加热而进行防除冰。

在本发明中，与以往同样地从主机将引气向暖气室供给而进行翼 （翼前缘部）的防除冰，并且将从设于机体的进气口取入的外部气体 通过冲压向航空器的机体的热源传送，利用该热源来生成暖气（升温 后的外部气体）。并且，通过将该升温后的外部气体向暖气室供给而 进行防除冰。

另外，在本发明的航空器的防除冰系统中，优选的是，所述热源 是设置于航空器的液压回路所具备的油冷却器、油罐、或航空器的主 机中的至少一个。

在本发明中，作为用于使从进气口取入的外部气体升温的热源， 采用液压回路的油冷却器、油罐或航空器的主机，从而能够可靠地使 外部气体升温至可利用于防除冰的温度。

尤其是以往使用从进气口取入的外部气体作为冷却介质，使热交 换后的升温的外部气体向外部排出，相对于此，在本发明中，升温后 的外部气体被有效利用于防除冰。

另外，在使外部气体与积存于油罐的工作油之间进行热交换而升 温时，不仅利用油冷却器对高温化的工作油进行冷却，而且通过与外 部气体的热交换而使油罐内的工作油降温（低温化）。由此，延缓工 作油的氧化劣化，从而实现工作油的更换间隔的长期化。

此外，在本发明的航空器的防除冰系统中，更优选的是，所述油 冷却器具备双层管结构的传热管，该双层管结构的传热管由外管和工 作油所流通的内管构成，所述外管使从所述进气口取入的所述外部气 体在该外管与所述内管之间流通，使所述外部气体通过与在所述内管 中流通的工作油的热交换而升温。

在本发明中，以使从进气口取入的外部气体在双层管结构的传热 管的外管与内管之间流通的方式构成油冷却器，由此可靠且有效地使 外部气体与在内管中流通的工作油进行热交换而升温，该升温后的外 部气体有效利用于防除冰。

另外，在本发明的航空器的防除冰系统中，还优选的是，所述内 管在外表面具备凸部。

在本发明中，通过在内管的外表面设置凸部，而传热面积增大， 而且，当外部气体在外管与内管之间流通时，因凸部而外部气体的流 动成为紊流状态，从而促进工作油与外部气体的热交换。由此，使热 交换效率增大，缩短油冷却器内的配管长度（传热管长度）。而且， 如此能够缩短油冷却器内的配管长度，从而也有助于航空器的机体的 轻量化。

此外，在本发明的航空器的防除冰系统中，优选的是，所述油罐 具备外壳体，在该外壳体与积存工作油的罐主体的外表面之间形成流 通空间，使在所述流通空间内流通的所述外部气体通过与所述罐主体 内的工作油的热交换而升温。

在本发明中，具备在与罐主体的外表面之间形成流通空间的外壳 体而形成油罐，并使外部气体向流通空间流通，由此可靠地以油罐为 热源而使外部气体升温。

另外，在本发明的航空器的防除冰系统中，优选的是，所述罐主 体在外表面具备凸部。

在本发明中，由于在罐主体的外表面设置凸部，而传热面积增大。 而且，外部气体在罐主体与外壳体之间的流通空间内流通时，因凸部 而流动成为紊流状态，由此促进与工作油的热交换。由此，使热交换 效率增大，可靠且有效地使外部气体升温，并且该升温后的外部气体 有效利用于防除冰。

此外，在本发明的航空器的防除冰系统中，优选的是，所述主机 具备外壳体，在该外壳体与壳体的外表面之间形成流通空间，通过使 所述外部气体流通至所述流通空间而使所述外部气体升温。

在本发明中，例如，具备在与比较高温的燃烧器等的壳体的外表 面之间形成流通空间的外壳体而形成主机，通过使外部气体在流通空 间中流通，而以该主机为热源来使外部气体升温。

另外，在本发明的航空器的防除冰系统中，优选的是，在所述壳 体的外表面具备凸部。

在本发明中，由于在壳体的外表面设有散热片等凸部，而传热面 积增大，而且，当外部气体在壳体与外壳体之间的流通空间内流通时， 因凸部而流动成为紊流状态，由此促进与主机的热交换。由此，使热 交换效率增大，可靠且有效地使外部气体升温，并且该升温后的外部 气体有效利用于防除冰。

此外，在本发明的航空器的防除冰系统中，更优选的是，所述壳 体的外表面的凸部形成为使所述外部气体沿着所述壳体的外表面回旋 而流通。

在本发明中，由壳体的外表面的凸部而使外部气体沿着壳体的外 表面回旋并流通。由此，增加外部气体与壳体的接触时间，提高热交 换效率，更可靠且有效地使外部气体升温，并且升温后的外部气体有 效利用于防除冰。

在本发明的航空器的防除冰系统中，所述切换单元也可以具备： 设置在所述引气供给管线上的第一开闭阀；设置在所述升温外部气体 供给管线上的第二开闭阀；及控制所述第一、第二开闭阀的动作的控 制部。

本发明的航空器具备上述任一个所述的航空器的防除冰系统。在 本发明中，得到上述的航空器的防除冰系统的作用效果。

【发明效果】

根据本发明的航空器的防除冰系统及具备该防除冰系统的航空 器，除了与以往同样地从主机将引气向暖气室供给的结构之外，将从 设于航空器的机体的进气口取入的外部气体通过冲压向航空器的机体 的热源传送，将利用该热源而生成的暖气（升温后的外部气体）向暖 气室供给而进行防除冰。

由此，将引气和由热源升温后的外部气体选择性地向暖气室供给 而进行防除冰，因此在能够利用由热源升温后的外部气体充分地进行 防除冰时，无需使用引气。而且，在仅利用由热源升温后的外部气体 的话不充分时，通过使用引气而可靠地进行防除冰。此外，即便在使 用该引气的情况下，也能利用升温后的外部气体预先对翼进行保温（能 够预先将翼加热），成为冰难以附着的状态，因此能够将引气的抽出 量抑制成最小限度。

由此，在航行中，不需要从主机抽取的引气或者将引气的抽气量 抑制成必要最少量，因此与具备以往的防除冰装置时相比，能抑制主 机推力的下降，能够实现与燃耗的改善相伴的运行成本的减少等航空 器性能的提高。

附图说明

图1是表示本发明的实施方式的航空器的图。

图2是表示本发明的第一实施方式的航空器的防除冰系统的图。

图3是表示主机且表示从该主机向翼的暖气室供给引气的结构的 图。

图4是表示翼的暖气室的图3的X1-X1剖视图。

图5是表示本发明的第一实施方式的航空器的防除冰系统的油冷 却器具备的传热管的图。

图6是表示本发明的第二实施方式的航空器的防除冰系统的图。

图7是表示本发明的第二实施方式的航空器的防除冰系统的油罐 （罐主体、外壳体、流通空间）的一部分的图。

图8是表示本发明的第三实施方式的航空器的防除冰系统的图。

图9中，（a）是表示在本发明的第三实施方式的航空器的防除冰 系统的主机形成的流通空间（壳体、外壳体、凸部）的图，（b）是（a） 的A向视图。

具体实施方式

[第一实施方式]

以下，参照图1至图5，说明本发明的第一实施方式的航空器的 防除冰系统及具备该系统的航空器。

首先，如图1及图2所示，本实施方式的航空器1具备：设于主 翼2的主机3；以主机3为驱动源的液压泵25；利用液压泵25进行动 作的液压回路5；及成为液压回路5的一部分且用于对设于主翼2的促 动器4进行控制的岐管5’。

如图3所示，作为主机3的燃气轮机6具备风扇壳体7和核心发 动机壳体8，在风扇壳体7内收容风扇9，在核心发动机壳体8内收容 压缩机10、燃烧器11、及涡轮12。

风扇9在旋转轴15的外周部安装多个风扇叶片16而形成。压缩 机10具备低压压缩机17和高压压缩机18。涡轮12具备高压涡轮19 及低压涡轮20，相对于压缩机10而设置在下游侧。并且，风扇9的旋 转轴15与低压压缩机17连结，低压压缩机17与低压涡轮20通过第 一转子轴21连结。而且，高压压缩机18与高压涡轮19由位于第一转 子轴21的外周侧的圆筒状的第二转子轴22连结。

并且，从空气取入口取入的空气通过压缩机10的低压压缩机17、 高压压缩机18的多个静叶片和动叶片（未图示）而被压缩，由此成为 高温/高压的压缩空气。而且，对于该压缩空气由燃烧器11供给规定的 燃料并进行燃烧而生成高温/高压的燃烧气体。如此生成的燃烧气体通 过构成涡轮12的高压涡轮19及低压涡轮20的多个静叶片和动叶片（未 图示），由此，驱动涡轮12旋转。此时，低压涡轮20的动力由第一 转子轴21向风扇9传递，风扇9送出空气而能够得到推力。

如图1及图2所示，本实施方式的液压回路5对于襟翼、副翼、 方向舵、起落装置等操纵系统用的促动器4供给排出工作油，驱动该 促动器4，具备液压泵25、油冷却器（热交换器）26、油罐27。而且， 例如图1所示，液压泵25是主机驱动，装备在主机舱室内，油冷却器 26和油罐27装备在主体（机体）28的下部。

并且，在该液压回路5中，如图1及图2所示，由于液压泵25进 行驱动而从油罐27向促动器4供给工作油，促动器4进行驱动并且来 自促动器4的工作油（返回油）通过油冷却器26而向油罐27回送。 此时，油冷却器26将传热管（液压管线）30蜿蜒形成，将从形成于主 体28的进气口31取入的低温的外部气体S1作为冷却介质，在例如 70~80℃左右的高温的返回油与外部气体S1之间进行热交换，由此将 返回油冷却，并使其返回油罐27。

另一方面，在本实施方式的航空器的防除冰系统A中，如图2及 图3所示，将从主机3抽取的引气（高温空气）S2和从进气口31取入 而由油冷却器（航空器的机体的热源）26升温的外部气体S1’选择性 地向在主翼2的翼前缘部2a的内侧形成的暖气室32供给而进行防除 冰。

在此，在本实施方式中，如图3及图4所示，主翼2的翼前缘部 2a的前端部例如通过将弯曲的上下的板材接合而以弯曲形状形成，引 导板33隔开规定的间隙而设置在翼前缘部2a的内侧。而且，该引导 板33与翼前缘部2a同样地，前端部例如通过将弯曲的上下的板材接 合而以弯曲形状形成。需要说明的是，翼前缘部2a表示包括翼2的前 缘附近的部分。

另外，翼前缘部2a沿着主翼2的长度方向（图4中的纸面铅垂方 向）延伸，引导板33沿着航空器1的宽度方向具有规定长度，沿着该 方向并列设置多个。此外，在翼前缘部2a的内侧沿着主翼2的长度方 向且沿着主翼2的前后方向（图3中的左右方向）设有隔壁34，该隔 壁34沿着主翼2的长度方向隔开规定的间隔而形成。而且，各引导板 33以其两端部抵接或固定于隔壁34的端面的方式设置。

并且，通过由翼前缘部2a、后部的隔壁35、左右的隔壁34包围， 从而形成暖气室32。而且，翼前缘部2a与引导板33之间为暖气通路 36，该暖气通路36沿着翼前缘部2a的内侧从翼前缘部2a的前端部朝 向后方延伸设置，并向暖气室32敞开。需要说明的是，在暖气室32 设有用于将该暖气室32内的空气适当地向外部排出的排气口。

此外，如图4所示，在暖气室32内，在翼前缘部2a的前端侧与 引导板33相邻而设置两个通道配管40、41。这些通道配管40、41分 别将两端部闭塞而形成，沿着主翼2的长度方向贯通隔壁34而延伸设 置。而且，在引导板33上的与翼前缘部2a的前端部对应的位置形成 有开口部33a。在各通道配管40、41的与形成于引导板33的开口部 33a相对的位置上形成有朝向翼前缘部2a的前方开口的喷射孔40a、 41a。并且，各通道配管40、41中经由连结管42、43而将喷射孔40a、 41a与引导板33的开口部33a连结。而且，此时，开口部33a、喷射孔 40a、41a、连结管42、43相对于一个引导板33隔开规定的间隔设置多 个。而且，2个通道配管40、41中分别单独地经由连结管42、43而将 喷射孔40a、41a与引导板33的开口部33a连结，即，单独地与暖气通 路36连通而设置。

并且，在本实施方式的航空器的防除冰系统A中，如图2至图4 所示，一方的通道配管40利用配管（引气供给管线）45而与主机3的 压缩机10连接，从该引气供给管线45将主机3的压缩机10的引气S2 向暖气通路36（暖气室32）供给。

此外，另一方的通道配管41利用配管（升温外部气体供给管线） 46而与液压回路5具备的油冷却器26连接。此时，在本实施方式中， 油冷却器26的蜿蜒的传热管30如图2及图5所示，由双层管结构形 成，该双层管结构具备：内管47，流通有从促动器4排出的工作油； 及外管48，使从进气口31取入的外部气体S1在该外管48与内管47 之间流通。而且，内管47一体地安装有多个环，利用这些环而形成从 内管47的外表面朝向外管48的内表面突出的凸部49。

此外，另一方的通道配管41经由升温外部气体供给管线46而与 油冷却器26的传热管30的内管47和外管48之间的外部气体S1所流 通的流通空间50连接。

另外，如图2所示，在引气供给管线45和升温外部气体供给管线 46分别设有开闭阀51、52。并且，在本实施方式的航空器的防除冰系 统A中，基于对主翼2的翼前缘部2a的表面温度（外表面温度或外部 气体温度）进行计测的温度计53的计测结果，利用阀控制器54而对 这些开闭阀51、52进行开闭控制。

此外，在引气供给管线45和升温外部气体供给管线46分别设有 用于防止空气从暖气室32（暖气通路36）向主机3、油冷却器（热源） 26逆流的止回阀等（未图示）。

接下来，说明由上述结构构成的本实施方式的航空器的防除冰系 统A的作用及效果。

首先，在本实施方式的防除冰系统A中，在航行中，从进气口31 取入外部气体S1，利用冲压向油冷却器26传送，将该外部气体S1作 为冷却介质，利用油冷却器26进行将工作油冷却的热交换。此时，油 冷却器26的传热管30由双层管结构形成，外部气体S1在内管47与 外管48之间的流通空间50内流通。并且，如此通过流通空间50，低 温的外部气体S1沿着高温的工作油流通的内管47进行流通，由此， 有效率地在工作油与外部气体S1之间进行热交换而外部气体S1升温。

另外，在本实施方式中，在内管47安装多个环而在内管47的外 表面设置凸部49，因此内管47的传热面积增大，此外，在内管47与 外管48之间的流通空间50内流通的外部气体S1的流动成为紊流状态， 由此促进热交换。由此，热交换效率升高，外部气体S1可靠且有效地 升温。

如此，由油冷却器26升温的外部气体（暖气）S1’通过升温外部 气体供给管线46而向暖气室32的另一方的通道配管41供给，从该另 一方的通道配管41的喷射孔41a通过连结管43、引导板33的开口部 33a而向翼前缘部2a与引导板33之间的暖气通路36喷射。并且，该 升温后的外部气体S1’在暖气通路36内流通，由此从内侧加热翼前缘 部2a，防止冰附着在翼2的外侧或将附着的冰除去。

如此，在本实施方式的防除冰系统A中，将以往从进气口31取入 而作为油冷却器26的冷却介质使用之后向外部排出的外部气体S1利 用于防除冰。由此，在能够利用由油冷却器26升温后的外部气体S1’ 充分地进行防除冰时，无需使用引气S2。即，在温度计53检测到充分 进行防除冰的温度时，通过阀控制器54的控制而开闭阀51关闭但开 闭阀52打开，因此仅外部气体S1’通过另一方的通道配管41的喷射 孔41a、连结管43、引导板33的开口部33a而向暖气通路36供给。

另一方面，仅利用由油冷却器26升温的外部气体S1’不能充分 地得到防除冰效果时，即，在温度计53检测到未充分地进行防除冰的 温度时，接受该检测结果，阀控制器54对开闭阀51、52进行开闭控 制，引气S2从主机3通过一方的通道配管40的喷射孔40a、连结管 42、引导板33的开口部33a而向暖气通路36喷射。并且，该引气S2 比由油冷却器26升温后的外部气体S1’的温度高，因此能可靠地进行 防除冰。

因此，在本实施方式的航空器的防除冰系统A中，与以往同样地 从主机3将引气S2向暖气室32供给，能够进行翼前缘部2a的防除冰， 并且将从设于机体28的进气口31取入的外部气体S1通过冲压向油冷 却器26传送，生成暖气（升温后的外部气体）S1’。

另外，如本实施方式那样，以将以往从进气口31取入的外部气体 S1作为冷却介质使用并将热交换后的外部气体S1’向外部排出的油冷 却器26作为热源时，与航空器1的航行相伴产生的热量有效利用于防 除冰。

由此，将引气S2和由油冷却器26升温后的外部气体S1’选择性 地向暖气室32供给而进行防除冰，在能够利用由油冷却器26升温后 的外部气体S1’充分进行防除冰时，无需使用引气S2。而且，仅利用 由油冷却器26升温后的外部气体S1’不充分时，通过使用引气S2而 可靠地进行防除冰。此外，即使在使用该引气S2时，能够利用升温后 的外部气体S1’预先对翼2进行保温（能够预先对翼2进行加热）， 能够成为冰难以附着的状态，因此能够将引气S2的抽出量抑制成最小 限度。

由此，根据本实施方式的航空器的防除冰系统A及具备该防除冰 系统A的航空器1，在航行中，不需要从主机3抽取的引气S2，或者 将引气S2的抽气量抑制成必要最少量，因此与具备以往的防除冰装置 的情况相比，抑制主机推力的下降，从而与燃耗的改善相伴的运行成 本的减少等航空器性能提高。

另外，在本实施方式的航空器的防除冰系统A中，以使从进气口 31取入的外部气体S1在双层管结构的传热管30的外管48与内管47 之间流通的方式构成油冷却器26，由此可靠地与在内管47中流通的工 作油进行热交换，由此使外部气体S1升温。

此外，通过在内管47的外表面设置凸部49，而传热面积增大， 而且，外部气体S1在外管48与内管47之间流通时，因凸部49而流 动成为紊流状态，从而促进热交换。由此，能够增大在内管47中流通 的工作油与在内管47和外管48之间流通的外部气体S1的热交换效率， 缩短油冷却器26内的配管长度（传热管长度）。并且，如此通过缩短 油冷却器26内的配管长度，而能够实现航空器1的机体的轻量化。

[第二实施方式]

接下来，参照图1、图3至图7，说明本发明的第二实施方式的航 空器的防除冰系统及具备该防除冰系统的航空器。本实施方式的航空 器的防除冰系统相对于第一实施方式，仅仅是主要使从进气口取入的 外部气体升温的热源不同。因此，对于与第一实施方式同样的结构， 标注同一标号，省略其详细的说明。

如图6所示，本实施方式的航空器的防除冰系统B将从主机3抽 取的引气S2和从进气口31取入而由油罐（航空器的机体的热源）27 升温后的外部气体S1’选择性地向形成在主翼2的翼前缘部2a的内侧 的暖气室32供给而进行防除冰。

另外，如图7所示，油罐27构成为具备外壳体56，该外壳体56 在与积存工作油的罐主体55的外表面之间形成流通空间50。此外，罐 主体55在外表面具备凸部（凸状片）57。

另外，如图4及图6所示，另一方的通道配管41由升温外部气体 供给管线46而与液压回路5具备的油罐27连接。此时，另一方的通 道配管41经由升温外部气体供给管线46而与油罐27的罐主体55和 外壳体56之间的外部气体S1流通的流通空间50连接。

需要说明的是，一方的通道配管40与第一实施方式同样地利用引 气供给管线45而与主机3连接，从该一方的通道配管40将主机3的 引气S2向暖气通路36（暖气室32）供给。

在由上述结构构成的本实施方式的航空器的防除冰系统B中，在 航行中，从进气口31取入外部气体S1，利用冲压向油罐27传送，在 该外部气体S1与暂时积存在油罐27的罐主体55中的工作油之间进行 热交换。此时，油罐27具备罐主体55和外壳体56而形成，使外部气 体S1在罐主体55与外壳体56之间的流通空间50内流通。并且，如 此通过流通空间50而外部气体S1沿着积存工作油的罐主体55的外表 面流通，由此有效地在工作油与外部气体S1之间进行热交换而使外部 气体S1升温。

另外，在本实施方式中，由于在罐主体55的外表面设置凸部57， 因此罐主体55的传热面积增大，此外，在罐主体55与外壳体56之间 的流通空间50内流通的外部气体S1的流动成为紊流状态，由此促进 热交换。由此，与第一实施方式同样地，能提高热交换效率，可靠且 有效地使外部气体升温。

如此由油罐27升温后的外部气体（暖气）S1’通过升温外部气体 供给管线46向暖气室32的另一方的通道配管41供给，从该另一方的 通道配管41的喷射孔41a通过连结管43、引导板33的开口部33a而 向翼前缘部2a与引导板33之间的暖气通路36喷射。并且，该升温后 的外部气体S1’在暖气通路36内流通，由此从内侧加热翼前缘部2a， 防止冰附着在翼2的外侧或者将附着的冰除去。

由此，在本实施方式的防除冰系统B中，也是，在能够利用由油 罐27升温后的外部气体S1’充分地进行防除冰时，无需使用引气S2。 另一方面，在仅利用由油罐27升温后的外部气体S1’不能充分得到防 除冰效果时，与第一实施方式同样地，阀控制器54对开闭阀51、52 进行开闭控制，引气S2从主机3通过一方的通道配管40的喷射孔40a、 连结管42、引导板33的开口部33a而向暖气通路36喷射。并且，该 引气S2比由油罐27升温后的外部气体S1’的温度高，因此能可靠地 进行防除冰。

因此，在本实施方式的航空器的防除冰系统B中，与第一实施方 式同样地，从主机3将引气S2向暖气室32供给，能够进行翼前缘部 2a的防除冰，并且将从设于机体28的进气口31取入的外部气体S1通 过冲压向油罐27传送，利用该油罐27而生成暖气（升温后的外部气 体）S1’。

由此，能够将引气S2和由油罐27升温后的外部气体S1’选择性 地向暖气室32供给而进行防除冰，在能够利用由油罐27升温后的外 部气体S1’充分地进行防除冰时，无需使用引气S2。而且，在仅利用 由油罐27升温后的外部气体S1’不充分时，通过使用引气S2而可靠 地进行防除冰。此外，即使在使用该引气S2时，利用升温后的外部气 体S1’预先对翼2进行保温，成为难以附着冰的状态，因此能够将引 气S2的抽出量抑制成最小限度。

由此，在本实施方式的航空器的防除冰系统B（及具备该防除冰 系统B的航空器1）中，也是，在航行中，不需要从主机3抽取的引气 S2，或者将引气S2的抽气量抑制成必要最少量，因此与具备以往的防 除冰装置的情况相比，抑制主机推力的下降，与燃耗的改善相伴的运 行成本的减少等航空器性能提高。

另外，如本实施方式那样在与积存于油罐27的工作油之间进行热 交换而使外部气体S1升温时，不仅利用油冷却器26对高温化的工作 油进行冷却，而且通过与外部气体S1的热交换而使油罐27内的工作 油降温（低温化）。由此，通过使工作油的氧化劣化延迟而实现更换 间隔的长期化。

[第三实施方式]

接下来，参照图1、图3至图5、图8、图9，说明本发明的第三 实施方式的航空器的防除冰系统及具备该防除冰系统的航空器。在本 实施方式的航空器的防除冰系统中，使从进气口取入的外部气体由油 冷却器和主机升温，热源与第一实施方式及第二实施方式不同。因此， 在本实施方式中，对于与第一实施方式及第二实施方式同样的结构， 标注同一标号而省略其详细的说明。

如图8所示，本实施方式的航空器的防除冰系统C将从主机3抽 取的引气S2和从进气口31取入而由主机3及油冷却器26（航空器的 机体的热源）升温后的外部气体S1’选择性地向形成在主翼2的翼前 缘部2a的内侧的暖气室32供给而进行防除冰。

另外，在本实施方式中，使从进气口31取入的外部气体S1分支 而分别通过冲压向油冷却器26和主机3传送，将由油冷却器26和主 机3分别升温后的外部气体S1’混合，向暖气室32内的另一方的通道 配管41供给。

并且，本实施方式的油冷却器26与第一实施方式同样（参照图5）， 具备双层管结构的传热管30。

另一方面，主机3的例如燃烧器11的壳体由双重筒结构形成。即， 如图9所示，在筒状的核心发动机壳体8具备外壳体60，该外壳体60 在其与该核心发动机壳体8的外表面之间形成流通空间50。此外，在 具备该外壳体60的部分（在本实施方式中为燃烧器11），在核心发动 机壳体8的外表面整体上分散配置地设有散热片等第一凸部（凸部） 61。该第一凸部61以从核心发动机壳体8的外表面朝向外壳体60的 内表面突出的方式形成。即，第一凸部61的前端与外壳体60的内表 面未接触。

另外，在本实施方式中，在具备外壳体60的部分的核心发动机壳 体8的外表面上，除了第一凸部61之外，还设有从外表面到外壳体60 的内表面突出的多个第二凸部（凸部）62。并且，这些第二凸部62沿 着核心发动机壳体8的轴线O1中心的周向延伸，并且逐渐从轴线O1 方向一端侧朝向另一端侧形成。而且，在相邻的第二凸部62之间隔开 规定的间隙而形成。由此，在沿着轴线O1方向相邻的第二凸部62彼 此之间形成螺旋状的流通空间50。

并且，在本实施方式中，另一方的通道配管41利用升温外部气体 供给管线46而与油冷却器26和主机3连接，此时，另一方的通道配 管41经由升温外部气体供给管线46而与油冷却器26的内管47和外 管48之间的流通空间50及主机3的核心发动机壳体8和外壳体60之 间的流通空间50连接。

需要说明的是，一方的通道配管40与第一及第二实施方式同样 地，利用引气供给管线45而与主机3连接，从该一方的通道配管40 将主机3的引气S2向暖气通路36供给。

在由上述结构构成的本实施方式的航空器的防除冰系统C中，在 航行中，从进气口31取入外部气体S1，分支而利用冲压向油冷却器 26和主机3传送，该外部气体S1由油冷却器通过热交换进行升温，并 且通过与主机3的核心发动机壳体8的热交换而进行升温。此时，在 主机3中，外部气体S1在核心发动机壳体8与外壳体60之间的多个 流通空间50内流通。并且，这些流通空间50（多个第二凸部62）形 成为螺旋状，因此在各流通空间50内流通的外部气体S1沿着筒状的 核心发动机壳体8的外表面回旋并流通。因此，利用核心发动机壳体8 的外表面及第二凸部62有效地使外部气体S1升温。

另外，在本实施方式中，由于在主机3的核心发动机壳体8的外 表面设置第一凸部61，因此利用第二凸部62和该第一凸部61而传热 面积增大，此外，在各流通空间50内流通的外部气体S1的流动成为 紊流状态，由此促进热交换。由此，提高传热效率，可靠且有效地使 外部气体升温。

如此在主机3的核心发动机壳体8的外侧升温后的外部气体（暖 气）S1’与由油冷却器26升温后的外部气体S1’混合，通过升温外部 气体供给管线46向暖气室32的另一方的通道配管41供给。并且，从 该另一方的通道配管41的喷射孔41a通过连结管43、引导板33的开 口部33a向翼前缘部2a与引导板33之间的暖气通路36喷射。该升温 后的外部气体S1’在暖气通路36内流通，由此从内侧加热翼前缘部 2a，防止冰附着于翼2的外侧或将附着的冰除去。

由此，在本实施方式的防除冰系统C中，也是，能够利用由主机 3升温后的外部气体S1’（及由油冷却器26升温后的外部气体S1’） 充分地进行防除冰时，无需使用引气S2。另一方面，在仅利用由主机 3升温后的外部气体S1’（及由油冷却器26升温后的外部气体S1’） 不能充分地得到防除冰效果时，与第一实施方式、第二实施方式同样 地，阀控制器54对开闭阀51、52进行开闭控制，从主机3将引气S2 通过一方的通道配管40的喷射孔40a、连结管42、引导板33的开口 部33a而向翼前缘部2a与引导板33之间的暖气通路36喷射。并且， 由于该引气S2比升温后的外部气体S1’的温度高，因此可靠地进行防 除冰。

需要说明的是，在本实施方式中，使外部气体S1在主机3的核心 发动机壳体8的外侧流通而升温，因此相对于第一实施方式、第二实 施方式那样仅将热源设为液压回路5的油冷却器26、油罐27的情况， 以不会导致主机3的推力下降的方式设计，通过将主机3设为热源而 使向暖气室32供给的外部气体S1’更加高温。因此，与第一实施方式、 第二实施方式相比，防除冰效果升高。

因此，在本实施方式的航空器的防除冰系统C中，与第一、第二 实施方式同样地，从主机3将引气S2向暖气室32供给，进行翼前缘 部2a的防除冰，并且将从设于机体28的进气口31取入的外部气体S1 利用冲压向主机3（及油冷却器26）传送，利用主机3来生成暖气（升 温后的外部气体）S1’。

由此，将引气S2和由主机3升温后的外部气体S1’选择性地向 暖气室32供给而进行防除冰，在利用由主机3升温后的外部气体S1’ 能够充分地进行防除冰时，无需使用引气S2。而且，在仅利用由主机 3升温后的外部气体S1’的话不充分时，通过使用引气S2而可靠地进 行防除冰。此外，即使在使用该引气S2时，也能够利用升温后的外部 气体S1’对翼2进行预先保温，成为冰难以附着的状态，因此能够将 引气S2的抽出量抑制成最小限度。

由此，在本实施方式的航空器的防除冰系统C（及具备该防除冰 系统C的航空器1）中，也是，在航行中，不需要从主机3抽取的引气 S2，或者将引气S2的抽气量抑制成必要最少量，因此与具备以往的防 除冰装置的情况相比，抑制主机推力的下降，与燃耗的改善相伴的运 行成本的减少等航空器性能提高。

另外，如本实施方式那样在核心发动机壳体8的外表面设置散热 片等第一凸部61，由此，传热面积增大，而且，外部气体S1在核心发 动机壳体8与外壳体60之间的流通空间50内流通时，由第一凸部61 而流动成为紊流状态，从而促进热交换。由此，与在流通空间50内流 通的外部气体S1的热交换效率增大，可靠且有效地使外部气体S1升 温，并且该升温后的外部气体S1’有效利用于防除冰。

此外，第二凸部62以使外部气体S1沿着核心发动机壳体8的外 表面回旋并流通的方式形成，因此外部气体S1与核心发动机壳体8的 接触时间增加，热交换效率升高，此外可靠且有效地使外部气体S1升 温，并且升温后的外部气体S1’有效利用于防除冰。

以上，说明了本发明的航空器的防除冰系统的第一、第二、第三 实施方式，但本发明并未限定为上述的第一、第二、第三实施方式， 在不脱离其宗旨的范围内能够适当变更。

例如，也可以与在第三实施方式中将热源设为主机3与油冷却器 26的组合的情况同样地，将第一、第二、第三实施方式的热源选择性 地组合，利用油冷却器26和油罐27、油罐27和主机3、油冷却器26 和油罐27和主机3，使从进气口31取入的外部气体S1升温而向暖气 室32供给。而且，这种情况下，即使将从多个热源升温的外部气体S1’ 分别单独地向暖气室32供给（并联式），也可以利用多个热源依次使 外部气体S1升温并向暖气室32供给（串联式）。

另外，在第一、第二、第三实施方式中，进行了向在主翼2的翼 前缘部2a形成的暖气室32供给引气S2、由热源升温后的外部气体S1’ 并对主翼2进行防除冰的说明，但是当然也可以在尾翼等上形成暖气 室32并通过与本实施方式同样的防除冰系统A、B、C，向形成在另一 翼上的暖气室32（也向形成在另一翼上的暖气室32）供给引气S2、由 热源升温后的外部气体S1’而得到防除冰效果。

此外，在第三实施方式中，具备第一凸部61和螺旋状的第二凸部 62而形成外部气体S1的流通空间50，但即使在具备本发明的凸部而 构成的情况下，只要具备第一凸部61和第二凸部62中的任一方，就 能够可靠且有效地使外部气体S1升温。而且，也可以不必在流通空间 50设置凸部49、57、61、62。

另外，在利用主机3使外部气体S1升温的情况下，也可以不必限 定为利用燃烧器11使外部气体S1升温的情况。

【标号说明】

1    航空器

2    主翼（翼）

2a   翼前缘部

3    主机（热源）

4    促动器

5    液压回路

5’  岐管

6    燃气轮机

7    风扇壳体

8    核心发动机壳体

9    风扇

10   压缩机

11   燃烧器

12   涡轮

15   旋转轴

16   风扇叶片

17   低压压缩机

18   高压压缩机

19   高压涡轮

20   低压涡轮

21   第一转子轴

22   第二转子轴

25   液压泵

26   油冷却器（热源）

27   油罐（热源）

28   主体（机体）

30   传热管

31   进气口

32   暖气室

33   引导板

33a  开口部

34   隔壁

35   隔壁

36   暖气通路

40   通道配管

40a  喷射孔

41   通道配管

41a  喷射孔

42   连结管

43   连结管

45   引气供给管线

46   升温外部气体供给管线

47   内管

48   外管

49   凸部

50   流通空间

51   开闭阀

52   开闭阀

53   温度计

54   阀控制器

55   罐主体

56   外壳体

60   外壳体

61   第一凸部（凸部）

62   第二凸部（凸部）

A    航空器的防除冰系统

B    航空器的防除冰系统

C    航空器的防除冰系统

S1   外部气体

S1’ 升温后的外部气体

S2   引气