JP2009298198A - 防除氷装置 - Google Patents

Abstract

【課題】相対的な空気流内に配置される構造体の防除氷を、省エネルギで実現する。
【解決手段】防除氷装置は、構造体（翼本体）１１と、翼本体１１の外表面においてよどみ点となる特定部分を含む、外表面の所定範囲に亘って形成されかつ、ナノ構造のピンが多数配列されたナノピン表面部１２と、翼本体１１に対して取り付けられかつ、特定部分を含む外表面の防除氷のためのエネルギを付与するエネルギ付与手段（ヒータ）３と、を備えている。
【選択図】図１

Description

本発明は、例えば航空機の前縁部、ヘリコプターのローターブレード、風車のブレード等の、相対的な空気流内に配置される構造体における防除氷装置に関する。

航空機の飛行中において、例えば主翼等の前縁部には過冷却水の衝突により氷が付着することがある。その付着した氷が成長した場合は、空気抵抗の増加や、揚力減少等を招くことから、その対策として、加熱空気式や電熱式等の防除氷装置を備えることが従来から知られている（例えば特許文献１，２参照）。
特開平９−７１２９８号公報 特開２００４−２５９２５号公報

しかしながら、こうした加熱空気式や電熱式等の防除氷装置によって、前縁部の防除氷を完璧に行おうとすると、多大な熱エネルギが必要となる。そのため、例えば加熱空気式の防除氷装置は、エンジン抽気を利用することから燃費の悪化を招くと共に、例えば電熱式等の防除氷装置もまた、電力消費に伴い燃費の悪化を招くという問題があった。防除氷に多大なエネルギが必要となる問題は、航空機だけでなく、例えばヘリコプター等の飛行体においても同様である。

本発明は、かかる点に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、相対的な空気流内に配置される構造体の防除氷を、省エネルギで実現することにある。

前記の目的に鑑み、本願発明者が実験及び検討を重ねたところ、構造体に対し防除氷のためのエネルギを付与する手段に加えて、その構造体の外表面に超撥水性を付与することによって、防除氷のためのエネルギ消費量を大幅に低減させることが可能になることを見出して、本願発明を完成するに至ったものである。

本発明の一側面によると、防除氷装置は、相対的な空気流内に配置される構造体と、前記構造体の外表面においてよどみ点となる特定部分を含む、当該外表面の所定範囲に亘って形成されかつ、ナノ構造のピンが多数配列されたナノピン表面部と、前記構造体に取り付けられかつ、前記特定部分を含む外表面の防除氷のためのエネルギを前記構造体に対して付与するエネルギ付与手段と、を備えている。

この構成によると、構造体の外表面には、ナノ構造のピンが多数配列されたナノピン表面部が形成されている。このナノピン表面部は、その表面における凹部に空気が存在している状態であると共に、表面における空気層の割合が増大していることになるため、その表面は超撥水性になる（例えば、細野英司、周豪慎，「ナノ構造制御により親水性表面を超撥水表面へ」，産総研ＴＯＤＡＹ，２００６−０１，Ｐ２６−２７参照）。従って、前記の構造体の外表面においてよどみ点となる特定部分を含む所定の範囲は、撥水性（超撥水性）を有することになる。

本構成では、構造体の外表面に超撥水性を付与することと、防除氷のためのエネルギ付与手段とを組み合わせる。このことによって、そのエネルギ付与手段によるエネルギ消費量が低減する。その理由は明らかではないものの、次のように考えられる。

すなわち、構造体の外表面に超撥水性を付与していることにより、この構造体を相対的な空気流内に配置して、過冷却水が当該構造体のよどみ点に衝突しても、氷の付着は抑制される。また、仮に氷が表面に付着してそれが多少成長したとしても、その氷と表面との接着力は極めて弱い。そのため、エネルギ付与手段によって構造体に付与するエネルギ量が少なくても、付着している氷はその構造体の外表面から容易に脱落するようになる。こうして、エネルギ付与手段によるエネルギ消費量を低減しながら、構造体の防除氷が実現する。

前記エネルギ付与手段は、前記構造体における前記特定部分を含む所定の範囲に対して熱エネルギを付与する加熱手段である、としてもよい。

また、前記エネルギ付与手段は、前記構造体における前記特定部分を含む所定の範囲に対して衝撃エネルギを付与する衝撃手段である、としてもよい。

前記エネルギ付与手段による前記構造体に対するエネルギ付与の範囲は、前記ナノピン表面部の形成範囲よりも狭く設定されている、としてもよい。

前述したように、構造体に対して氷が付着するのは、当該構造体のよどみ点の近傍だけであり、よどみ点以外の箇所においては、ナノピン表面部を形成しておくことによって、過冷却水はその表面には付着せずに、流れ方向の後方に流れていくことになる。従って、よどみ点以外の箇所の着氷は、ナノピン表面部のみで確実に防止し得る。一方、よどみ点の近傍に氷が付着した場合には、エネルギ付与手段によりエネルギを付与することによって、その氷は容易に脱落する。

そこで、ナノピン表面部の形成範囲を、前記よどみ点となる特定部分を含む所定範囲とする一方で、エネルギ付与手段のエネルギ付与範囲は、そのナノピン表面部の形成範囲よりも狭く設定する。このことで、消費エネルギ量をさらに低減しつつも、構造体全体に対する氷の付着が効果的に抑制される。

前記構造体は、航空機の前縁部である、としてもよい。こうすることで、防除氷に必要なエネルギ消費量が低減するため、航空機の燃費が大幅に向上する。

以上説明したように、本発明によると、構造体の外表面にナノピン表面部を設けることと、構造体に対して防除氷のためのエネルギを付与するエネルギ付与手段を設けることとを組み合わせることにより、構造体の防除氷を、省エネルギで実現することができる。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。尚、以下の好ましい実施形態の説明は、本質的に例示に過ぎず、本発明、その適用物或いはその用途を制限することを意図するものではない。

（実施形態１）
図１は、本発明に係る防除氷装置が適用された航空機の主翼における前縁部分を示しており、この前縁部１は、例えば金属材料やカーボン繊維強化複合材料等によって形成されている。つまり、前記主翼は、桁等を含めその全ての部位を金属材料によって形成してもよいし、前縁部１を金属材料又は繊維強化複合材料によって形成する一方で、他の部位はそれとは別の材料によって形成してもよい。また、前記主翼の全ての部位を繊維強化複合材料によって形成してもよい。また、主翼の翼型等については何ら制限がない。

図２は、前記前縁部１の一部の断面を拡大して示す図であり、この前縁部１は、中空状の翼本体１１と、その翼本体１１の外表面に形成されたナノピン表面部１２と、を備える。ナノピン表面部１２は、詳しくは後述するが、ナノ構造のピン１３が多数配列された構造（以下、ナノピン構造という）を有している。

ここで、ナノピン表面部１２は、前縁部１のよどみ点となる特定部分を含みかつ、当該翼本体１１の負圧面及び圧力面の双方において、後縁に向かって延びるように、翼本体１１の外表面の所定範囲に亘って形成されている。尚、図示は省略するが、ナノピン表面部１２は、主翼の桁方向に、その全域に亘って延びて形成されている。

このナノピン構造では、図３に示すように、水２がピン１３の先端に接触することで表面における空気の割合が高くなり、その結果、超撥水性を有することになる。このようにナノピン表面部１２が超撥水性を有していることにより、前記主翼は、その前縁部１への着氷や氷の成長が防止されるようになっている。

ここで、こうした前縁部１を製造する方法としては、以下の方法が挙げられる。

先ず従来周知の方法により、少なくとも前縁部１（翼本体１１）を製造する。例えばカーボン繊維強化複合材料によって翼本体１１を形成する場合は、前縁部１の形状を有する所定の型に対して、例えばハンドレイアップ法等によって、カーボン繊維を順次積層していき、前縁部１の形状を有する積層体を成形し、そこに樹脂を含浸させると共にそれを硬化させることによって、翼本体１１を製造することができる。

こうして製造された翼本体１１とは別に、ナノピン表面部１２を製造する。このナノピン表面部１２は、所定材料（この材料は前記翼本体１１を形成する材料と同じであってもよいし、異なっていてもよい）の部材（母材）に対して、ナノ構造のピンを多数形成する表面処理を施すことによって製造することができる。

そうして製造したナノピン表面部１２（表面処理後の前記母材）を、翼本体１１の外表面に対して、例えば接着等によって取り付けることによって、翼本体１１とナノピン表面部１２とを備え、そのナノピン表面部１２がナノピン構造を有する前縁部１が完成する。

尚、これとは異なる製造方法として、例えば前記の如く製造した翼本体１１に対して直接、ナノ構造のピンを多数形成する表面処理を施すことによっても、前記前縁部１を製造することが可能である。これは、翼本体１１を金属材料によって形成する場合に、特に有効である。

前記前縁部１にはまた、図１，２に示すように、その内部に加熱手段としての電熱式のヒータ３が配設されている。すなわち、このヒータ３は、詳細な図示は省略するが、通電することにより発熱する電熱線を含んで構成されており、前縁部１の内表面に密着して配設されている。ここで、このヒータ３は、ナノピン表面部１２と同様に、前縁部１のよどみ点となる特定部分を含みかつ、当該翼本体１１の負圧面側及び圧力面側の双方において、後縁方向に延びるように所定範囲に亘って配設されており、ナノピン表面部１２の形成範囲は、ヒータ３の配設範囲と略同じに、又はそれよりも大に設定されている。また、図示は省略するが、ヒータ３は、ナノピン表面部１２と同様に、主翼の桁方向に、その全域に亘って延びて形成されている。このヒータ３による加熱は、航空機の飛行中は継続して行ってもよいし、適宜の停止時間を設けながら、間欠的に行ってもよい。

このような構成の前縁部１は、前述したように、その表面が超撥水性を有している。これによって、この前縁部１を有する航空機が飛行している最中に、その前縁部１に過冷却水が衝突しても氷が付着することが抑制される。また、ヒータ３による加熱によっても、氷が付着することが抑制される。

仮に前縁部１の表面に氷が付着してそれが成長したとしても、氷とその表面との接着力は極めて弱い。このため、ヒータ３による加熱量が少なくても、氷は表面から容易に脱落するようになる。また、主翼の変位や気流の変化によっても氷は容易に剥がれるようになる。

こうして、ヒータ３による加熱量を低減しつつも、前縁部１の防氷及び除氷効果が十分に得られる。

従って、この前縁部１を含む主翼を備えた航空機は、ヒータ３による加熱量が低減されるため、航空機における電力の消費量がその分低下し、燃費の向上を図ることができる。

ここで、実施例として、本願発明者が電熱式のヒータを取り付けた翼型模型を用いて、着氷風洞実験を行ったところ、ナノピン表面部を形成した翼型模型において無着氷となるのに必要な消費電力は、ナノピン表面部を形成していない翼型模型において無着氷となるのに必要な消費電力の約３０％で済むという結果が得られた。このことにより、防除氷のためのエネルギ付与手段に対してナノピン表面部を組み合わせることにより、省エネルギ化が図られることがわかる。

（実施形態２）
図４は、実施形態２に係る前縁部１を示している。図４において、図１に示す構成と同じ構成については、同じ符号を付して、その詳細な説明は省略する。

実施形態２に係る前縁部１では、ヒータ３の配設範囲を、ナノピン表面部１２の形成範囲よりも狭くしている。具体的にヒータ３は、前縁部１においてよどみ点となる部分の近傍にのみ配設している。これによって、ヒータ３の配設範囲を、ナノピン表面部１２の形成範囲と比較して、大幅に狭くしている。

このような構成でも、前縁部１を含めた翼の全体に対する防除氷効果を、少ない消費エネルギ量で得ることができる。つまり、図４に二点鎖線で示すように、前縁部１において氷４が付着して成長し易い箇所は、前縁部１のよどみ点を含む近傍である。これに対し、よどみ点以外の箇所においては、ナノピン表面部１２によって、過冷却水はその表面に付着せずに後方に流れていきやすい。従って、よどみ点以外の箇所は、ナノピン表面部１２によって着氷が効果的に防止される。

一方で、ヒータ３をよどみ点となる部分の近傍にのみ配設しても、そこに付着した氷を、ヒータ３の加熱によって効率的に脱落させることができる。

従って、ヒータ３の配設範囲を、ナノピン表面部１２の形成範囲と比較して、大幅に狭くしても、翼の全体に対する防除氷が実現する。

こうして、ヒータ３の配設範囲を小さくすることにより、ヒータ３による消費エネルギ量をさらに低減しつつ、前縁部１の防氷及び除氷効果を得ることができる。また、ヒータ３の小型化により、航空機の重量軽減効果も得られ、そのことによる燃費の向上も図られる。

（実施形態３）
図５は、実施形態３に係る前縁部１を示している。図５において、図１に示す構成と同じ構成については、同じ符号を付して、その詳細な説明は省略する。

実施形態３に係る前縁部１では、ヒータ３の代わりに、衝撃手段としてのパルス発生器５を前縁部１に対し取り付けている。

パルス発生器５は、通電により翼本体１１の内表面を打撃し、それによって翼本体１１に振動（衝撃）を付与する装置である。パルス発生器５は、翼本体１１の内周面に、よどみ点となる特定部分を囲むように複数個（図例では４個）取り付けられている。尚、パルス発生器５は、図示は省略するが、主翼の桁方向に所定の間隔を空けて複数個、並んで配設される。

このような構成の前縁部１でも、前述したように、その表面が超撥水性を有しているため、この前縁部１を有する航空機が飛行している最中に、その前縁部１に過冷却水が衝突しても氷が付着することが抑制される。また、仮に氷が付着してそれが成長したとしても、氷と前縁部１の表面との接着力は極めて弱い。このため、パルス発生器５を駆動させることにより、翼本体１１に付与される衝撃によって、付着していた氷は表面から容易に脱落するようになる。ここで、パルス発生器５は、航空機の飛行中に定期的に駆動させるようにすればよい。

このように、ナノピン表面部１２とパルス発生器５との組み合わせによって、前縁部１の防除氷を確実に行うことができる。この構成では、ナノピン表面部１２により、付着した氷を容易に脱落させることが可能であるため、例えばパルス発生器５を単独で用いる場合と比較して、配置するパルス発生器５の必要数を少なくしたり、各パルス発生器５の出力を小さくしたりすることが可能になる。その結果、防除氷に必要となるエネルギ量、つまり、航空機における電力の消費量が低下し、燃費の向上を図ることができる。

尚、本発明は前記の各実施形態に限定されるものではない。例えば前縁部１に配設する加熱手段としては、エンジン抽気を利用した、従来公知の加熱手段としてもよい。この場合は、防除氷に必要なエンジン抽気の量を減らすことができると共に、翼本体１１内に配設する抽気ダクトの小径化（小型軽量化）を図ることができ、航空機の燃費を向上させることができる。

また、主翼においてナノピン表面部１２を設ける範囲は、少なくともその前縁を含む範囲として適宜設定すればよい。

また本発明は、主翼の前縁部１に適用することに限らず、航空機において従来より防氷乃至除氷システムが適用されている箇所に広く適用することが可能である。

さらに、本発明は航空機に限らず、例えばヘリコプターのローターブレード等の、各種飛行体における構造体の防除氷装置として適用することが可能である。

加えて、本発明は、例えば発電用風車のブレード等の防除氷装置として利用することも可能である。この場合、風車のブレードに着氷が生じ得る条件においても、風車を駆動させることが可能になるため、風車を安定的に継続して駆動させることができるという利点がある。

以上説明したように、本発明は、少ない消費エネルギで、相対的な空気流内に配置される構造体の防除氷を行うことができるから、航空機を始めとして、各種の飛行体や、風車等における防除氷装置として、広く適用することができる。

実施形態１に係る主翼の前縁部を示す断面図である。 前縁部の一部を拡大して示す拡大断面図である。 ナノピン構造の拡大図である。 実施形態２に係る主翼の前縁部を示す断面図である。 実施形態３に係る主翼の前縁部を示す断面図である。

符号の説明

１ 前縁部
１１ 構造体
１２ ナノピン表面部
１３ ピン
３ ヒータ（加熱手段）
５ パルス発生器（衝撃手段）

Claims (5)

1. 相対的な空気流内に配置される構造体と、
   前記構造体の外表面においてよどみ点となる特定部分を含む、当該外表面の所定範囲に亘って形成されかつ、ナノ構造のピンが多数配列されたナノピン表面部と、
   前記構造体に取り付けられかつ、前記特定部分を含む外表面の防除氷のためのエネルギを前記構造体に対して付与するエネルギ付与手段と、を備えている防除氷装置。
2. 請求項１に記載の防除氷装置において、
   前記エネルギ付与手段は、前記構造体における前記特定部分を含む所定の範囲に対して熱エネルギを付与する加熱手段である防除氷装置。
3. 請求項１に記載の防除氷装置において、
   前記エネルギ付与手段は、前記構造体における前記特定部分を含む所定の範囲に対して衝撃エネルギを付与する衝撃手段である防除氷装置。
4. 請求項１〜３のいずれか１項に記載の防除氷装置において、
   前記エネルギ付与手段による前記構造体に対するエネルギ付与の範囲は、前記ナノピン表面部の形成範囲よりも狭く設定されている防除氷装置。
5. 請求項１〜４のいずれか１項に記載の防除氷装置において、
   前記構造体は、航空機の前縁部である防除氷装置。

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