专利名称：航空器的翼前缘部的防除冰装置及航空器主翼的制作方法
技术领域：
本发明涉及通过向航空器的翼前缘部供给引气而在航行中防止附着于翼前缘部的外侧的冰的生成的航空器的翼前缘部的防除冰装置及航空器主翼。
背景技术：
以往，作为航空器的翼前缘部的防除冰装置，在下述专利文献广3中有记载。在这各专利文献记载的主翼前缘部的防除冰装置中，将由外皮、内皮及隔壁围成的主翼前缘部的内侧空间作为暖气室而形成，并配置有能够将从航空器用的发动机抽取的高温空气(弓丨气)向主翼前缘部的内侧供给的通道。因此，将向该通道供给的引气向暖气室喷射，使其从·主翼前缘部向后方流动，由此防止附着在该主翼前缘部的外侧的冰粒的生成。在先技术文献专利文献专利文献I日本专利第3529910号公报专利文献2日本专利第3647612号公报专利文献3美国专利第5011098号公报
发明内容
然而，在航空器的主翼前缘部的外侧，在前端侧容易生成冰粒。然而，在以往的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，将来自通道的引气朝向暖气室中的主翼前缘部的前端供给，因此该前端附近被集中加热，因此在引气流动的下游侧，热量会不足而产生不均，难以适当地防止附着在主翼前缘部的外侧的冰粒的生成。本发明用于解决上述的课题，其目的在于提供一种通过有效地加热翼前缘部而能够适当地防止附着在翼前缘部的外侧的冰的生成的航空器的翼前缘部的防除冰装置及航
空器主翼。用于实现上述目的的本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置具备呈弯曲形状的翼前缘部；在该翼前缘部的内侧以规定间隙配置的呈弯曲形状的引导板；利用所述翼前缘部和所述引导板而沿着所述翼前缘部的内侧设置的暖气通路；及向该暖气通路供给引气的引气供给部，所述航空器的翼前缘部的防除冰装置的特征在于，所述暖气通路中使所述翼前缘部的前端侧的流路面积与引气流动方向的下游侧的流路面积为不同的面积。因此，暖气通路中，通过使翼前缘部的前端侧的流路面积与引气下游侧的流路面积不同，而从引气供给部向暖气通路供给的引气在暖气通路的整个区域上被稳定地供给，促进与翼前缘部的热交换，将翼前缘部有效地加热，由此能够适当地防止附着在翼前缘部的外侧的冰的生成。在本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，其特征在于，所述暖气通路中将所述翼前缘部的前端侧的流路面积形成得比引气流动方向的下游侧的流路面积窄。因此，暖气通路中，通过将翼前缘部的前端部的间隙形成得比下游侧窄，而从引气供给部向暖气通路供给的引气在该翼前缘部的前端部其流速加快，能够直至下游侧稳定地供给弓I气，从而能够将翼前缘部有效地加热。在本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，其特征在于，所述暖气通路中将弓丨气流动方向的下游侧的流路面积形成得比所述翼前缘部的前端侧的流路面积窄。因此，暖气通路通过将引气流动方向的下游侧的流路面积形成得比翼前缘部侧的流路面积窄，而从引气供给部向暖气通路供给的引气在下游侧其流速加快，能够稳定地供给直到引气的下游侧，从而能够将翼前缘部有效地加热。在本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，其特征在于，在所述翼前缘部与所述引导板之间设置间隙量调整构件，该间隙量调整构件将所述暖气通路的间隙量设定为
规定量。因此，利用间隙量调整构件能够容易地将暖气通路的翼前缘部的前端部的间隙设 定得比弓I气流动方向的下游侧窄等所希望的间隙，从而能够提高组装性。在本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，其特征在于，所述间隙量调整构件作为将所述翼前缘部与所述引导板连结的连结构件发挥作用。因此，通过使间隙量调整构件作为连结构件发挥作用，能够抑制结构构件的增加及重量的增加，并防止结构的复杂化、高成本化。另外，通过利用与翼前缘部连结的间隙调整构件使传热面积增加并产生紊流，从而翼前缘部的受热量增加，能够提高引气与翼前缘部之间的热交换的效率。在本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，其特征在于，在所述暖气通路配置有翅片。因此，通过在暖气通路设置翅片，进一步使引气的传热面积增加并产生紊流，由此，翼前缘部的受热量增加，从而能够提高引气与翼前缘部之间的热交换的效率。在本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，其特征在于，在所述引导板的内侧以规定间隙配置第二引导板，由此设置使从所述暖气通路排出的引气沿着该暖气通路的内侧流动的第二暖气通路。因此，通过暖气通路的引气被通过第二暖气通路的引气保温，从而能够利用引气将翼前缘部有效地加热。在本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，其特征在于，设置有引气加热装置，该引气加热装置将从航空器用燃气轮机的压缩机抽取的引气由搭载于航空器的高温设备加热之后向所述引气供给部供给。因此，引气由引气加热装置加热之后而被供给，从而能够利用引气可靠地加热翼前缘部。本发明的航空器主翼的特征在于，设置有上述任一项所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置。因此，从引气供给部向暖气通路供给的引气在暖气通路的整个区域上稳定地被供给，促进与翼前缘部的热交换，有效地将翼前缘部加热，由此能够适当地防止附着在翼前缘部的外侧的冰的生成。发明效果根据本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置及航空器主翼，在利用翼前缘部和引导板而设置的暖气通路中，使翼前缘部的前端侧的流路面积与引气流动方向的下游侧的流路面积为不同的面积，因此能够将引气在暖气通路的整个区域上稳定地供给，促进与翼前缘部的热交换，有效地加热翼前缘部，由此能够适当地防止附着在翼前缘部的外侧的冰的生成。
图I是表示本发明的实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置的简要结构图。图2是表示适用了实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置的主翼的主要部分的图I的II-II剖视图。图3-1是表示实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置中的外板与引导板的连结结构的剖视图。 图3-2是表示实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置中的外板与引导板的连结结构的变形例的剖视图。图3-3是表示实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置中的外板与引导板的连结结构的变形例的剖视图。图4是适用了本发明的实施例2的航空器的翼前缘部的防除冰装置的主翼的主要部分剖视图。图5是表示本发明的实施例3的航空器的翼前缘部的防除冰装置的简要结构图。图6是表示本发明的实施例4的航空器的翼前缘部的防除冰装置的简要结构图。
具体实施例方式以下，参照附图，详细说明本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置及航空器主翼的优选的实施例。需要说明的是，并未通过本实施例来限定本发明。实施例I图I是表示本发明的实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置的简要结构图，图2是表示适用实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置的主翼的主要部分的图I的
II-II剖视图，图3-1是表示实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置中的外板与引导板的连结结构的剖视图，图3-2及图3-3是表示实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置中的外板与引导板的连结结构的变形例的剖视图。在实施例I中，如图I所示，作为航空器用的发动机而适用的燃气轮机10具有风扇壳体11和主体壳体12，在风扇壳体11内收容有风扇13，且在主体壳体12内收容有压缩机14、燃烧器15及涡轮16。风扇13是在旋转轴21的外周部安装有多个风扇叶片22而构成。压缩机14具有低压压缩器23和高压压缩器24。燃烧器15位于压缩机14下游侧的位置，且沿着周向配置。涡轮16位于燃烧器15的下游侧的位置，且具有高压涡轮25及低压涡轮26。并且，将风扇13的旋转轴21与低压压缩器23连结，低压压缩器23与低压涡轮26利用第一转子轴27而连结。而且，高压压缩器24与高压涡轮25利用位于第一转子轴27的外周侧的呈圆筒形状的第二转子轴28连结。因此，由压缩机14从空气取入口取入的空气通过低压压缩器23和高压压缩器24中的未图示的多个静叶片和动叶片而被压缩，从而成为高温/高压的压缩空气。由燃烧器15对该压缩空气供给规定的燃料，而进行燃烧。在该燃烧器15生成的动作流体即高温/高压的燃烧气体通过构成涡轮16的高压涡轮25及低压涡轮26中的未图示的多个静叶片和动叶片，从而进行驱动旋转。这种情况下，低压涡轮26的旋转力由第一转子轴27向低压压缩器23传递而进行驱动。而且，高压涡轮25的旋转力由第二转子轴28向高压压缩器24传递而进行驱动。其结果是，能够驱动风扇13，能够主要利用该风扇13得到推力。在实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，将从作为上述的航空器用的发动机而适用的燃气轮机10的压缩机14抽取的引气向主翼31的前缘部供给，由此防止容易附着在该主翼前缘部的冰的生成。因此，设有从压缩机14中的低压压缩器23的上游位置向主翼31的前缘部延伸的引气供给线路32。这里，对主翼31的结构进行详细说明。如图2所示，主翼前缘部41的前端部例如通过将弯曲的上下的板材接合而呈弯曲形状地形成。这里，主翼前缘部41是指主翼31的前缘的附近。引导板42以规定间隙配置在该主翼前缘部41的内侧，与主翼前缘部41同样 地，前端部例如通过将弯曲的上下的板材接合而呈弯曲形状地形成。需要说明的是，主翼前缘部41及引导板42也可以不将上下的板材接合而一体成形。主翼前缘部41沿着主翼31的长度方向设置，引导板42沿着主翼31的长度方向、即航空器的宽度方向而具有规定长度，并沿着该方向并列设置多个。即，主翼前缘部41在其内侧沿着主翼31的长度方向(图2中的纸面铅垂方向)形成隔壁43，并且沿着主翼31的前后方向(图2中的左右方向)的隔壁44在主翼31的长度方向上以规定间隔形成。并且，该各引导板42的主翼31的长度方向上的两端部抵接或固定在隔壁44的端面。暖气室45由主翼前缘部41、后部的隔壁43及左右的隔壁44包围而形成。而且，暖气通路46作为由主翼前缘部41和引导板42夹持的空间部而形成，且沿着主翼前缘部41的内侧而从主翼前缘部41的前端部朝向后方设置，后端部向暖气室45敞开。作为引气供给部的通道配管47在暖气室45内，与引导板42相邻地设置在主翼前缘部41的前端部侧。该通道配管47沿着主翼31的长度方向贯通隔壁44而设置，在规定的位置上连结有上述的引气供给线路32 (参照图1)，各端部被闭塞。引导板42在与主翼前缘部41的前端部对应的位置形成有开口部42a，另一方面，通道配管47在与开口部42a相对的位置形成有朝向主翼前缘部41的前方开口的喷射孔47a，该引导板42的开口部42a与通道配管47的喷射孔47a利用连结管48连结。这种情况下，开口部42a、喷射孔47a、连结管48相对于一个引导板42以规定间隔设置多个。因此，如图I及图2所示，从燃气轮机10的压缩机14 (低压压缩器23)的上游位置抽取的引气通过引气供给线路32而向主翼前缘部41供给。向主翼前缘部41供给的引气在通道配管47中流动，从喷射孔47a经由连结管48及开口部42a向暖气通路46的主翼前缘部41的前端部供给。如此，向暖气通路46供给的引气从暖气通路46的主翼前缘部41的前端部沿着该主翼前缘部41的内侧向后方流动，到达暖气室45。因此，主翼前缘部41由该引气加热。需要说明的是，流入到暖气室45中的引气由于为低温且接近大气压，因而向机外排出。然而，在实施例I中，暖气通路46将主翼前缘部41的前端侧的间隙(流路面积)与引气流动方向的下游侧的间隙(流路面积)设定成不同的面积。具体而言，暖气通路46的主翼前缘部41的前端侧的间隙(流路面积)形成得比引气流动方向的下游侧的间隙(流路面积)窄。S卩，在暖气通路46中，相对于主翼前缘部41的前端部的间隙SI，主翼前缘部41的后端部的间隙S2设定得大，其结果是，暖气通路46随着朝向引气的流动方向的下游侧而变宽。在本实施例中，通道配管47与主翼前缘部41的前端部相对设置，因此主翼前缘部41的弓I气供给位置的间隙形成得比引气流动方向的下游侧窄。这种情况下，在主翼前缘部41与引导板42之间设有间隙量调整构件或固定用具49，该间隙量调整构件设定暖气通路46的间隙量，该固定用具49作为将主翼前缘部41与引导板42连结的连结构件发挥作用。即，在该固定用具49中，如图3-1所示，主翼前缘部41在规定的位置形成有沉孔41a，引导板42在规定的位置形成有安装孔42b。套筒50对应于主翼前缘部41与引导板42的间隙、即暖气通路46的间隙而设定套筒50的高度。S卩，对应于要设定的暖气通路46的间隙来调整该套筒50的高度。埋头铆钉51从主翼前缘部41的外侧贯通沉孔41a、套筒50、安装孔42b，而前端部51a被压扁。因此，主翼前缘部41与引 导板42经由套筒50利用埋头铆钉51以规定间隙进行接合，从而能够形成希望间隙的暖气通路46。需要说明的是，设定主翼前缘部41与引导板42之间的间隙(暖气通路46的间隙)的间隙量调整构件、或将主翼前缘部41与引导板42连结的作为连结构件发挥作用的固定用具49并未限定于此。例如图3-2所示，主翼前缘部41在规定的位置形成具有凸缘41c的孔41d，引导板42在规定的位置形成有安装孔42b。该凸缘41c根据主翼前缘部41与引导板42之间的间隙、即暖气通路46的间隙而设定凸缘41c的高度。即，对应于要设定的暖气通路46的间隙而调整该凸缘41c的高度。埋头铆钉51从主翼前缘部41的外侧贯通孔41d、凸缘41c、安装孔42b，而前端部51a被压扁。因此，主翼前缘部41与引导板42经由凸缘41c利用埋头铆钉51以规定间隙进行接合，能够形成希望间隙的暖气通路46。另外，如图3-3所示，主翼前缘部41在规定的位置形成有沉孔41a，引导板42在规定的位置形成具有节流部42c的孔42d。该节流部42c对应于主翼前缘部41与引导板42的间隙、即暖气通路46的间隙而设定节流部42c的高度。即，对应于要设定的暖气通路46的间隙而调整该节流部42c的高度。埋头铆钉51从主翼前缘部41的外侧贯通沉孔41a、孔42d，而前端部51a被压扁。因此，主翼前缘部41与引导板42经由节流部42c利用埋头铆钉51以规定间隙进行接合，能够形成希望间隙的暖气通路46。需要说明的是，该间隙量调整构件、连结构件并未限定为上述结构，例如，也可以在引导构件42的端部形成弯曲部，并利用铆钉等将该部分固定。此外，也可以将螺钉、螺栓和螺母、焊接等手法组合使用。在如此构成的实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，暖气通路46的主翼前缘部41的前端部的间隙形成得比引气流动方向的下游侧窄。因此，如图2所示，引气从通道配管47通过连结管48向暖气通路46的主翼前缘部41的前端部供给时，在此分为上下两部分，分别沿着主翼前缘部41的内侧向后方流动。此时，暖气通路46的引气的流动在流路窄的主翼前缘部41的前端部快，随着向后方流动而变为低速。因此，引气在暖气通路46内稳定地流动到下游侧，主翼前缘部41利用该引气，不仅在前端部而且直至下游侧来促进热交换，从而在整个区域有效地加热，防止附着在主翼前缘部41的前端部的外侧的冰的生成。如此，在实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置及航空器主翼中，由呈弯曲形状的主翼前缘部41和在该主翼前缘部41的内侧以规定间隙配置的呈弯曲形状的引导板42，沿着主翼前缘部41的内侧设置暖气通路46，并设置向该暖气通路46供给引气的通道配管47，将暖气通路46的主翼前缘部41的前端部的间隙形成得比引气流动方向的下游侧窄。因此，暖气通路46中，从通道配管47通过连结管48向暖气通路46供给的引气在该主翼前缘部41的前端部的狭窄的间隙的流速加快，稳定地流动到下游侧，主翼前缘部41利用该引气，不仅在前端部而且直至下游侧来促进热交换，从而能够在整个区域上有效地加热，其结果是，能够适当地防止附着在主翼前缘部41的外侧的冰的生成。另外，在实施例I的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，在主翼前缘部41与引导 板42之间设有将暖气通路46的间隙量设定为规定量的作为间隙量调整构件的固定用具49(套筒50、凸缘41c、节流部42c)。因此，利用固定用具49，能够容易地将暖气通路46的主翼前缘部41的前端部的间隙设定得比引气流动方向的下游侧窄等、设定为希望的间隙，从而能够提高组装性。另外，在实施例I的航空器的翼前缘部的防冰装置中，将作为该间隙量调整构件的固定用具49作为将主翼前缘部41与引导板42连结的连结构件而发挥作用。因此，由于间隙量调整构件作为连结构件而发挥作用，从而防止结构构件的增加及重量的增加，能够防止结构的复杂化、高成本化。而且，由于与主翼前缘部41连结的固定用具49而传热面积增加且产生紊流，由此，主翼前缘部41的受热量增加，从而能够提高引气与主翼前缘部41之间的热交换的效率。实施例2图4是适用了本发明的实施例2的航空器的翼前缘部的防除冰装置的主翼的主要部分剖视图。需要说明的是，对于与前述的实施例中说明的构件具有同样功能的构件标注同一标号而省略重复说明。在实施例2的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，如图4所示，通过在主翼前缘部41的内侧固定引导板42，而在两者之间形成暖气通路46。并且，该暖气通路46中，将主翼前缘部41的前端部的间隙形成得比引气流动方向的下游侧窄。另外，在本实施例中，在该暖气通路46配置有翅片61。具体而言，翅片61在板材上形成有多个凹凸而构成，利用铆钉62以向主翼前缘部41侧突出的方式固定在引导板42的外侧。需要说明的是，这种情况下，既可以将翅片61以向引导板42侧突出的方式固定在主翼前缘部41的内侧，也可以将翅片61与主翼前缘部41或引导板42—体成形。而且，翅片61的形状也并未限定为实施例的形状。因此，当引气在暖气通路46中流动时，该引气不仅与主翼前缘部41的内侦彳、引导板42的外侧接触，而且也与翅片61接触，从而主翼前缘部41的受热量增加。而且，引气由于翅片61而产生紊流，能预见到主翼前缘部41的受热量的进一步增加。其结果是，能够有效地加热主翼前缘部41。如此，在实施例2的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，通过在暖气通路46配置翅片61，而在暖气通路46中流动的引气与该暖气通路46内的传热面积增加且产生紊流，从而主翼前缘部41的受热量增加，能够促进热交换。实施例3图5是表示本发明的实施例3的航空器的翼前缘部的防除冰装置的简要结构图。需要说明的是，对于与前述的实施例中说明的构件具有同样功能的构件标注同一标号而省略重复说明。在实施例3的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，如图5所示，在主翼前缘部41的内侧固定有引导板42，而在两者之间形成有暖气通路46。并且，该暖气通路46中，将主翼前缘部41的前端部的间隙形成得比引气流动方向的下游侧窄(S1〈S2)。另外，在本实施例中，在引导板42的内侧以规定间隙配置第二引导板71、72，另一 方的第二引导板71位于主翼背侧，一方的第二引导板72位于主翼腹侧。并且，该第二引导板71、72中，前端部延伸到通道配管47的附近，后端部以围绕引导板42的后端部的方式与主翼前缘部41密接。并且，第二引导板71、72利用多个铆钉73、74而固定于主翼前缘部41及引导板42。并且，在引导板42与第二引导板71、72之间设有使从暖气通路46排出的引气沿着该暖气通路46的内侧流动的第二暖气通路75、76。因此，引气从通道配管47通过连结管48向暖气通路46的主翼前缘部41的前端部供给时，在此分为上下部分，分别沿着主翼前缘部41的内侧向后方流动。此时，暖气通路46的引气的流动在流路狭窄的主翼前缘部41的前端部快，随着向后方流动而变为低速。因此，引气在暖气通路46内稳定地流动直到下游侧，主翼前缘部41利用该引气，不仅在前端部而且直到下游侧来促进热交换，在整个区域有效地加热，从而防止附着在主翼前缘部41的前端部的外侧的冰的生成。并且，在暖气通路46中向后方流动的引气由于暖气通路46的后端部被第二引导板71、72闭塞，而在这里折回，通过第二暖气通路75、76向前方侧流动。此时，流过暖气通路46的引气由流过第二暖气通路75、76的引气来抑制温度下降。如此，在实施例3的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，通过在引导板42的内侧以规定间隙来配置第二引导板71、72，由此来设置使从暖气通路46排出的引气沿着该暖气通路46的内侧流动的第二暖气通路75、76。因此，通过暖气通路46的引气由通过第二暖气通路75、76的引气来保温，能够利用引气高效率地将主翼前缘部41加热。实施例4图6是表示本发明的实施例4的航空器的翼前缘部的防除冰装置的简要结构图。需要说明的是，对于与前述的实施例中说明的构件具有同样功能的构件标注同一标号而省略重复说明。在实施例4的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，如图6所示，引气供给线路32将从燃气轮机10的压缩机14 (低压压缩器23)的上游位置抽取的引气向主翼前缘部41供给。该引气供给线路32在中途部设有引气加热装置81。该引气加热装置81是搭载于航空器的高温设备，例如，是用于使副翼动作的液压设备。例如，将构成引气供给线路32的空气配管附设在构成液压设备的液压缸的外周部。因此，从燃气轮机10的压缩机14抽取的引气由引气加热装置81加热之后向主翼31供给，从而能够有效果地将主翼前缘部41 (参照图2)加热。如此，在实施例4的航空器的翼前缘部的防除冰装置中，设有引气加热装置81，该引气加热装置81将从航空器用的燃气轮机10的压缩机14抽取的引气由搭载于航空器的高温设备加热之后向主翼前缘部41的通道配管47供给。因此，引气在由引气加热装置81加热之后供给，由此能够利用引气将主翼前缘部可靠地加热。而且，通过使用高温的引气，能够减少引气的供给量，从而能够抑制燃气轮机10的效率的下降。另一方面，由于能够利用引气对高温设备进行冷却，因此能够削减高温设备的冷却所需的冷却空气量，由此也能够抑制燃气轮机10的效率的下降。需要说明的是，在上述的各实施例中 ，使暖气通路46的主翼前缘部41的前端部的间隙朝向引气流动方向的下游侧逐渐变宽，但也可以以阶段性地变宽的方式形成。另外，在上述的各实施例中，将暖气通路46的主翼前缘部41的前端部的间隙(流路面积)设定得比引气流动方向的下游侧的间隙(流路面积)窄，但并未限定为该结构。例如，在暖气通路46中，也可以使引气流动方向的下游侧的间隙(流路面积)S2形成得比主翼前缘部41的前端侧的间隙(流路面积)SI窄。这种情况下，将引气向暖气通路46供给时，在下游侧其流速加快，因此能够稳定地将引气供给到暖气通路46的下游侧，从而能够将主翼前缘部41有效地加热。另外，在上述的各实施例中，将本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置适用于航空器的主翼进行了说明，但并不局限于主翼，也可以适用于尾翼等其他翼。工业实用性本发明的航空器的翼前缘部的防除冰装置及航空器主翼中，在暖气通路中，通过使翼前缘部的前端侧的流路面积与引气流动方向的下游侧的流路面积为不同的面积，而能够将翼前缘部有效地加热来适当地防止附着在翼前缘部的外侧的冰的生成，能够适用于任意种类的航空器的翼。标号说明11风扇壳体12主体壳体13 风扇14压缩机15燃烧器16 涡轮23低压压缩器24高压压缩器25高压涡轮26低压涡轮31 主翼(翼)32引气供给线路41主翼前缘部42引导板45暖气室
46暖气通路47通道配管(引气供给部)49固定用具(间隙量调整构件、连结构件)61 翅片71、72第二引导板 75、76第二暖气通路81引气加热装置
权利要求
1.一种航空器的翼前缘部的防除冰装置，其具备 呈弯曲形状的翼前缘部； 在该翼前缘部的内侧以规定间隙配置的呈弯曲形状的引导板； 利用所述翼前缘部和所述引导板而沿着所述翼前缘部的内侧设置的暖气通路；及 向该暖气通路供给弓I气的弓丨气供给部， 所述航空器的翼前缘部的防除冰装置的特征在于， 所述暖气通路中使所述翼前缘部的前端侧的流路面积与引气流动方向的下游侧的流路面积为不同的面积。
2.根据权利要求I所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置，其特征在于， 所述暖气通路中将所述翼前缘部的前端侧的流路面积形成得比引气流动方向的下游侧的流路面积窄。
3.根据权利要求I所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置，其特征在于， 所述暖气通路中将引气流动方向的下游侧的流路面积形成得比所述翼前缘部的前端侧的流路面积窄。
4.根据权利要求广3中任一项所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置，其特征在于， 在所述翼前缘部与所述引导板之间设置间隙量调整构件，该间隙量调整构件将所述暖气通路的间隙量设定为规定量。
5.根据权利要求4所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置，其特征在于， 所述间隙量调整构件作为将所述翼前缘部与所述引导板连结的连结构件发挥作用。
6.根据权利要求1飞中任一项所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置，其特征在于， 在所述暖气通路配置有翅片。
7.根据权利要求1飞中任一项所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置，其特征在于， 在所述引导板的内侧以规定间隙配置第二引导板，由此设置使从所述暖气通路排出的引气沿着该暖气通路的内侧流动的第二暖气通路。
8.根据权利要求广7中任一项所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置，其特征在于， 设置有引气加热装置，该引气加热装置将从航空器用燃气轮机的压缩机抽取的引气由搭载于航空器的高温设备加热之后向所述引气供给部供给。
9.一种航空器主翼，其特征在于，设置有所述权利要求广8中任一项所述的航空器的翼前缘部的防除冰装置。
全文摘要
在航空器的翼前缘部的防除冰装置及航空器主翼中，利用呈弯曲形状的主翼前缘部(41)和在该主翼前缘部(41)的内侧以规定间隙配置的呈弯曲形状的引导板(42)，沿着主翼前缘部(41)的内侧设置暖气通路(46)，并设置向该暖气通路(46)供给引气的通道配管(47)，通过使暖气通路(46)的主翼前缘部(41)的前端部的间隙形成得比引气流动方向的下游侧窄，由此能够通过有效地对翼前缘部进行加热而适当防止附着在翼前缘部的外侧的冰的生成。
文档编号B64D15/04GK102791579SQ20118001286
公开日2012年11月21日 申请日期2011年1月6日 优先权日2010年3月8日
发明者水上聪, 石黑达男, 齐藤勋 申请人:三菱重工业株式会社