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。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术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。
技术介绍
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
技术实现思路
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。本专利技术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专利技术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。在本专利技术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。在本专利技术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。在本专利技术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。在本专利技术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。在本专利技术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。在本专利技术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。在本专利技术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。本专利技术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。专利技术效果根据本专利技术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。附图说明图I是表示本专利技术的实施例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是适用了本专利技术的实施例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是表示本专利技术的实施例3的航空器的翼前缘部的防除冰装置的简要结构图。图6是表示本专利技术的实施例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，详细说明本专利技术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专利技术。实施例I图I是表示本专利技术的实施例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。并且本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：齐藤勋，石黑达男，水上聪，
申请(专利权)人：三菱重工业株式会社，
类型：发明
国别省市：
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