JP6151751B2 - 翼構造体の着氷防止方法 - Google Patents

Description

本発明は、翼構造体の着氷防止方法に関する。

従来、航空機の離着陸時に、雲中の過冷却水滴が衝突することによって翼体に氷層が形成されることが知られており、この着氷が航空機の安全な運行を妨げることが大きな問題となっていた。この点につき、金属製の翼を備える従来機においては、ジェットエンジンから抽気した高温のガスを翼前縁部に吹き付けることによって着氷を防止していたが、エンジンからの抽気の影響により、操縦性が低下することが指摘されていた。

一方、近年、航空機の構成材料に、その軽量化を企図して、ＣＦＲＰ（ｇｌａｓｓ ｆｉｂｅｒ ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ ｐｌａｓｔｉｃ）に代表される炭素繊維複合材を利用する例が増えてきている。しかしながら、炭素繊維複合材に対して高温の抽気ガスを吹き付けると材料の層間剥離が生じるため、エンジン抽気を利用した従来の着氷防止策を適用することはできない。

そこで、新たな着氷防止対策として、電熱ヒータを使用することが提案されている。この点につき、特開２００１−２７８１９５号公報（特許文献１）は、航空機の翼前縁部に発熱体を設けることによって、翼前縁部に付着した氷を溶かして除氷する航空機用除氷装置を開示する。

さらに、近年、高緯度、山岳地域における風力発電が盛んになっているが、上述した航空機の翼の場合と同様に、寒冷環境下で運転される大型風力タービンのブレードには着氷が発生することが知られており、この着氷によって、効率的なエネルギー取得が阻害され、また、ブレードやタワーの寿命が短くなるといった問題が生じていた。

一方、近年、撥水性塗料の性能向上に伴い、航空機の翼や風力タービンブレードに対して撥水性塗料を塗布することによって着氷を防止することが検討されているが、いずれの試みも未だ実用レベルにまで達していない。

本発明者は、航空機の翼などに代表される、高速の過冷却水滴に曝露される翼構造体の着氷防止構造につき鋭意検討した。その過程で、翼前縁部を電熱ヒータで加熱することにより着氷を融解・除去する従来の方法について、重大な問題点を発見するに至った。以下、この点について図８を参照して説明する。

図８（ａ）は、翼前縁部を電熱ヒータで加熱することにより着氷を融解・除去する着氷防止構造を採用した従来の翼構造体３０の断面図を示す。翼構造体３０においては、過冷却水滴が衝突することによって翼前縁部に形成された氷核は、その翼前縁部の内側に設けられた電熱ヒータ３２から発生する熱によって、ただちに融解して液相の水となる。しかしながら、この水は、空気抵抗によって翼表面を伝って翼弦方向に流れる間に再び凍結し、翼体に対して固着してしまう。図８（ｂ）は、翼前縁部の後方に延びる翼表面に再凍結氷３４が形成された様子を拡大して示す。本発明者は、翼型模型を使った着氷風洞実験を通して上記事実を発見した。当該実験結果から、電熱ヒータによる融解水の再凍結氷は、翼後縁部にまで達することがわかった。

本発明者は、上述した融解水の再凍結の問題に着目し、その解決策として、翼構造体３０の翼表面に撥水性塗料を塗布する構成について検討した。ここで、翼表面に塗布される撥水性塗料については、母材に微小の粉粒を混入してなり、塗布面の粗度を増加させることによって、水滴との接触角を増大させ、その撥水性を実現するものを想定した。翼構造体３０の翼表面全体に撥水性塗料を塗布すれば、翼前縁部で発生する融解水は、撥水性塗料膜表面の撥水性作用によって翼表面で弾かれ、空気抵抗によって空中に飛散する可能性がある。

特開２００１−２７８１９５号公報

本発明は、上記従来技術における課題に鑑みてなされたものであり、本発明は、高速の過冷却水滴に曝露される環境下において、翼構造体の着氷を好適に防止することのできる翼構造体の着氷防止方法を提供することを目的とする。

航空機の翼や風力タービンブレードに対して撥水性塗料を塗布することによって着氷を防止する構成を検討するにあたり、本発明者は、速度を持たない水滴が物体表面において氷化する場合（以下、静的な着氷として定義する）と、離着陸時の航空機の翼における着氷現象のように水滴が速度を持って物体に衝突して氷化する場合（以下、動的な着氷として定義する）とでは、撥水性塗料の塗装面に対する氷の付着力に差異が生じるのではないかという仮説を立てた。この仮説について検証すべく、更なる検証実験を行なった結果、静的な着氷に対して高い着氷防止効果を示す、大きな表面粗さを有する表面構造が、動的な着氷においては、逆に、着氷の付着強度を強める作用を示すという属性を発見し、本発明に至ったのである。

すなわち、本発明によれば、速度を持った過冷却の水滴に曝露される環境下では表面粗さが大きい撥水性領域よりも、表面粗さが小さい非撥水性領域の方が着氷付着強度が小さくなるという性質に基づいて、翼の表面において、過冷却状態の水滴が速度を持って前記翼に衝突する場合に着氷が発生し得る翼前縁部を、水滴の接触角が９０°未満となる非撥水性領域として形成し、前記性質に基づいて、該翼前縁部から翼弦方向に延在する領域を撥水性領域として形成し、前記非撥水性領域を加熱手段を用いて加熱する、翼構造体の着氷防止方法が提供される。本発明においては、前記翼前縁部において、水滴の衝突が予想される部位が非撥水性領域として形成することができ、前記翼前縁部から翼弦方向に延在する領域を、前記翼前縁部から翼中央部に至るまでの領域とすることができる。また、本発明においては、前記撥水性領域を撥水性塗料の塗布膜によって形成することができ、前記撥水性領域を撥水性フィルムの貼付によって形成することができる。本発明においては、前記非撥水性領域の算術平均粗さＲａを１μｍ以下とすることを特徴とし、また、前記撥水性領域の算術平均粗さＲａを２μｍ以上とすることを特徴とする。

上述したように、本発明によれば、高速の過冷却水滴に曝露される環境下において、翼構造体の着氷を好適に防止することのできる翼構造体の着氷防止方法が提供される。

第１の実施形態の航空機の翼構造体の断面図。 第２の実施形態の風力タービンブレードの翼構造体の断面図。 ポリウレタン塗料（艶あり）・ポリウレタン塗料（艶消し）・超撥水性塗料（ＡＩＳ）のサンプルを示す図。 各サンプルについて測定した算術平均粗さＲａ[μｍ]を示す図。 動的着氷成長装置を示す図。 着氷付着強度測定治具を示す図。 各サンプルについて、風速条件［ｍ／ｓ］と着氷付着強度［ｋＰａ］の関係を示した図。 翼前縁部を電熱ヒータで加熱することにより着氷を融解・除去する従来の翼構造体の断面図。

以下、本発明を図面に示した実施の形態をもって説明するが、本発明は、図面に示した実施の形態に限定されるものではない。なお、以下に参照する各図においては、共通する要素について同じ符号を用い、適宜、その説明を省略するものとする。

図１（ａ）は、本発明の第１の実施形態である航空機の翼構造体１０の断面図を示す。通常、航空機の離着陸時においては、図１（ａ）に示されるように、翼構造体１０は、相対的な空気の流れに対して一定の角度（仰角）をもって対峙しており、このとき、着氷の原因となる過冷却状態の水滴の多くは、翼前縁部の一定領域に衝突する。この水滴の衝突が予想される領域（以下、水滴衝突領域Ｆとして参照する）は、航空機の飛行速度、相対的な空気の流れに対する翼の角度、水滴の大きさ、翼型に依存するが、これらを特定することによって、水滴衝突領域Ｆを一意的に決定することができる。

本実施形態においては、そのように決定された水滴衝突領域Ｆを加熱することができるように、少なくとも水滴衝突領域Ｆに対応する翼前縁部の内側の所定位置に電熱ヒータなどで構成される発熱体１２を加熱手段として設ける。通常、水滴衝突領域Ｆは、上面側（負圧面側）よりも翼の下面側(正圧面側)に広く延在するため、発熱体１２は、図１（ａ）に示すように、下面側(正圧面側)により広く配置することが好ましい。

さらに、本実施形態の翼構造体１０の翼表面には、撥水性領域ＷＲが形成されている。撥水性領域ＷＲは、母材に微小の粉粒を混入してなる撥水性塗料を塗布することによって、塗布面の表面粗さを増大させて、その撥水性を実現している。なお、本実施形態における撥水性塗料は、高撥水性（すなわち、水滴の接触角θが１１０°を超える撥水性）のものを用いることが好ましく、超撥水性（すなわち、水滴の接触角θが１５０°を超える撥水性）のものを用いることがより好ましい。

図１（ｂ）は、本実施形態の翼構造体１０の翼前縁部を拡大して示す。本実施形態においては、図１（ｂ）に示されるように、翼前縁部の水滴衝突領域Ｆに、撥水性領域ＷＲを形成しない。これは、大きな表面粗さを有する表面構造が、動的な着氷においては、着氷の付着強度を強める作用を示すという本発明者の知見に基づいて採用された新規な着氷防止構造である。本実施形態の翼構造体１０においては、上記着氷防止構造が採用されているため、過冷却水滴が衝突して翼前縁部に形成された氷核は、発熱体１２からの熱によって融解し水となった後、撥水性領域ＷＲに達すると、その表面の撥水構造によって弾かれて、最終的には、空気抵抗の作用で離脱し除去される。

一方、撥水性領域ＷＲの塗料の硬度は母材の特性に依存しており、現在、市場に流通している撥水性塗料の最大硬度は，鉛筆硬度にして２Ｈ程度であるため、大気中のゴミや昆虫などの衝突に起因する撥水性塗装面の侵食が問題となる。この点につき、本実施形態の翼構造体１０においては、大気中のゴミなどの衝突頻度が最も高いと予想される水滴衝突領域Ｆに対し、撥水性領域ＷＲを形成しないため、撥水性塗装面の侵食が回避され、その結果、保守コストを低減することができる。

なお、本実施形態の翼構造体１０において、撥水性領域ＷＲを形成しない翼前縁部の水滴衝突領域Ｆについては、航空機の翼体表面の塗装材料として一般的に使用されるポリウレタン塗料などの塗装膜によって形成することができる。本発明者は、動的な着氷において、大きな表面粗さを有する表面構造が着氷の付着強度を強める作用を示す理由について、相対速度４０〜１００ｍ／ｓ程度で水滴が塗膜表面に衝突する場合には、水滴がその撥水表面で弾かれることなくその表面に形成された凹凸構造の内部に入り込んで凍結するという現象が起こり、その結果、表面粗さの大きい構造ほどそのアンカー効果により付着強度が大きくなるものと推察する。したがって、本実施形態においては、翼前縁部の水滴衝突領域Ｆを、ポリウレタン塗料などの従来塗装膜よりもさらに表面粗さの小さい滑面として形成することがより好ましい。

また、本実施形態の翼構造体１０の撥水性塗料塗布面については、その撥水性（表面性状）を維持するために、極力、機械的接触を回避することが要請される。そのため、点検・整備に係る作業性向上の観点から、撥水性領域ＷＲをできる限り狭くすることが好ましい。図１（ａ）に示す翼構造体１０は、上記要請に従って、撥水性領域ＷＲを翼中央部までとした態様を例示する。図１（ａ）に例示したように、撥水性領域ＷＲが翼前縁部の水滴衝突領域Ｆの後端から、翼弦方向に、翼中央部まで延在していれば、翼前縁部で発生する融解水は、撥水性領域ＷＲで全て弾かれて飛散し、これを完全に除去することができる。なお、図１（ａ）に示す例において、撥水性領域ＷＲの後端から翼後縁部までの領域は、従来塗装膜によって形成することができる。

図２は、本発明の第２の実施形態である風力タービンブレードの翼構造体２０の断面図を示す。本実施形態の翼構造体２０の構成は、上述した航空機の翼構造体１０と基本的には同じである。但し、風力タービンブレードの場合には、撥水性領域ＷＲを水滴衝突領域Ｆの後端から翼後縁部に至る全域に形成することが望ましい。なぜなら、風力タービンが着氷した状態で回転を停止した場合、あるいは、回転が停止したブレードに着氷した状態でヒータが作動した場合に、融解した液相の水はブレード表面を流れることが予想されるが、その流れの方向は必ずしも翼弦方向だけとは限らないからである。また、風力タービンブレードは、一般に、大規模な改修時以外にブレード表面への機械的接触の機会はないと考えてよいため、この観点からの塗装範囲を限定する必要がないからである。

以上、本発明の翼構造体の着氷防止方法について説明してきたが、本発明は上述した実施形態に限定されるものではない。例えば、本発明においては、撥水性領域ＷＲを撥水性塗料の塗布によって形成する構成に限定するものではなく、撥水性の表面性状を有するフィルムを貼付することによって、撥水性領域ＷＲを形成してもよい。また、撥水性領域ＷＲとそれ以外の領域との境界については、表面段差を生じさせないように形成することが、着氷を防止する上で望ましい。その他、当業者が推考しうる実施態様の範囲内において、本発明の作用・効果を奏する限り、本発明の範囲に含まれるものである。

以下、本発明の翼構造体の着氷防止方法について、実施例を用いてより具体的に説明を行なうが、本発明は、後述する実施例に限定されるものではない。

（サンプルの作製）
図３に示すように、円柱状の基材に棒状の支持体を固設したものを３つ用意し、それぞれの基材表面に対して、ポリウレタン塗料（艶消し）、ポリウレタン塗料（艶あり）、および超撥水性塗料（Ａｎｔｉ Ｉｃｉｎｇ Ｓｕｒｆａｃｅ ，富士重工業）を塗布して３種類のサンプルを作製した。以下、ポリウレタン塗料（艶消し）、ポリウレタン塗料（艶あり）、および超撥水性塗料（ＡＩＳ）を、それぞれ、サンプル１、サンプル２、およびサンプル３として参照する。図４は、各サンプルの塗装表面について測定した算術平均粗さＲａ[μｍ]を示す。上述した手順で作製した各サンプルの塗装表面に対し、動的に着氷を成長させた上で、各塗装表面における着氷の付着強度を評価した。以下、その詳細について説明する。

（動的着氷実験）
本発明者は、大気中の過冷却水滴が高速で物体に衝突して起こる着氷を再現するために、図５に示す動的着氷成長装置１００を作製した。本実験においては、動的着氷成長装置１００に形成された空気流路１０２内を、氷点下の低温環境に保持した上で、紙面右手から整流された空気を一定の風速で送風した。一方、動的着氷成長装置１００内の上流側に噴霧器１０４を配設し、その下流側に回転軸１０６を配置した。図３に示した円柱状の各サンプルを回転軸１０６に固定し、その塗装面が気流の流下方向に対して垂直になるようにセットした。上記構成において、サンプルを回転させるとともに、噴霧器１０４からミストを噴霧した。なお、各サンプルは、モータ１０８を使用して全て同じ回転数で回転させた。

上記構成を備える動的着氷成長装置１００を下記表１に示す試験条件で運転し、各サンプルの表面に着氷を成長させた。

なお、上記表１において、「ＭＶＤ：Ｍｅｄｉａｎ Ｖｏｌｕｍｅ Ｄｉａｍｅｔｅｒ」は、動的着氷成長装置１００内を飛散する水滴粒子の体積の分布の中央値における直径（μｍ）を示し、「ＬＷＣ：Ｌｉｑｕｉｄ Ｗａｔｅｒ Ｃｏｎｔｅｎｔ」は、体積当たりの水分含有量（ｇ／ｍ^３）を示す。また、風速３０ｍ／ｓと５０ｍ／ｓの条件については、サンプル３（ＡＩＳ）についてのみ実施した。

（着氷付着強度の評価）
上記各試験条件下で成長した着氷について、その着氷の付着強度を図６に示す測定治具を使用して定量化した。具体的には、まず、各サンプルの円柱状基材の外周にリング状に成長した着氷のサイズに合致する大きさの開口を有するリング状部材１１０を用意し、当該着氷部分の外周面にその内周面が当接するようにリング状部材１１０を嵌合する。これは、サンプル表面に成長した氷１１１が、その界面においてせん断剥離する前に、割れによって破壊されることを防止するためである。

次に、サンプルの先端にガイド１１２を装着し、当該ガイドを下型１１４に形成された挿入孔に挿入して、サンプルの外周に形成された着氷とリングのみが下型１１４の上面に当接するように固定する。この状態において、サンプルに接続された棒状の支持体を荷重計１１６を用いて矢印方向に押圧し、サンプルの表面から氷１１１がせん断して抜けるまで押圧を実施した。サンプル表面の氷がせん断剥離したときの荷重計１１６が示した値（Ｆｓ）と着氷面積（Ａ：サンプルの外周の表面積）から、下記式によりせん断応力（γ）を求め、これを本実験における着氷付着強度［ｋＰａ］として定義した。

図７は、サンプル１〜３について、風速条件［ｍ／ｓ］と着氷付着強度［ｋＰａ］の関係を示した図である。図７に示されるように、風速条件が１０［ｍ／ｓ］の場合、着氷付着強度［ｋＰａ］は、サンプル１［ポリウレタン塗料（艶あり）］が一番大きく、これに僅差で、サンプル２［ポリウレタン塗料（艶消し）］がつづく一方、サンプル３［超撥水性塗料（ＡＩＳ）］の着氷付着強度は、上記両サンプルのそれとは段違いに低い値を示した。これは、静的な着氷における着氷付着強度とほぼ同様の結果であるということができる。

一方、風速条件が４０［ｍ／ｓ］ を超えたあたりからこの傾向に変化が生じ、風速条件が８０［ｍ／ｓ］の場合では、サンプル３［超撥水性塗料（ＡＩＳ）］の着氷付着強度が、サンプル１および２のそれを大きく引き離す形で大きくなることが示された。この高い風速条件における各サンプルの着氷付着強度の大きさの順番は、ちょうど、図４に示した各サンプルの表面粗さの大きさの順番と符合する。上述した実験結果から、風速が高い場合には、表面粗さの小さい表面性状ほど、氷の付着力を低減しうることが示された。

以上、説明したように、本発明によれば、高速の過冷却水滴に曝露される環境下において、翼構造体の着氷を好適に防止することのできる翼構造体の着氷防止方法が提供される。本発明の翼構造体の着氷防止方法の普及により、航空機の安全な運行、ならびに、風力エネルギーの効率的な取得が達成されることが期待される。

１０...翼構造体、１２...発熱体、２０...翼構造体、３０...翼構造体、３２...電熱ヒータ、３４...再凍結氷、１００...動的着氷成長装置、１０２...空気流路、１０４...噴霧器、１０６...回転軸、１０８...モータ、１１０...リング状部材、１１１...氷、１１２...ガイド、１１４...下型、１１６...荷重計

Claims (8)

1. 速度を持った過冷却の水滴に曝露される環境下では表面粗さが大きい撥水性領域よりも、表面粗さが小さい非撥水性領域の方が着氷付着強度が小さくなるという性質に基づいて、翼の表面において、過冷却状態の水滴が速度を持って前記翼に衝突する場合に着氷が発生し得る翼前縁部を、水滴の接触角が９０°未満となる非撥水性領域として形成し、
   前記性質に基づいて、該翼前縁部から翼弦方向に延在する領域を撥水性領域として形成し、
   前記非撥水性領域を加熱手段を用いて加熱する、翼構造体の着氷防止方法。
2. 前記翼前縁部から翼弦方向に延在する領域は、前記翼前縁部から翼中央部に至るまでの領域である、請求項１記載の翼構造体の着氷防止方法。
3. 前記撥水性領域を、撥水性塗料の塗布膜によって形成する、請求項１又は２記載の翼構造体の着氷防止方法。
4. 前記撥水性領域を、撥水性フィルムの貼付によって形成する、請求項１又は２記載の翼構造体の着氷防止方法。
5. 前記非撥水性領域の算術平均粗さＲａを１μｍ以下とすることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか１項に記載の翼構造体の着氷防止方法。
6. 前記撥水性領域の算術平均粗さＲａを２μｍ以上とすることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか１項に記載の翼構造体の着氷防止方法。
7. 前記翼は航空機の翼である請求項１〜６のいずれか１項に記載の翼構造体の着氷防止方法。
8. 前記翼は風力タービンブレードである請求項１〜６のいずれか１項に記載の翼構造体の着氷防止方法。