ナセル防氷のためのノズル及びベーンシステム

本発明は、航空機ジェットエンジン推進システムのための防氷システムの改良に関する。

航空機の主翼、プロペラ、及び空気入口等の航空機の露出面上の氷の生成は、重航空機飛行の開始以来の問題となっている。何らかの堆積した氷は、重量を相当増やし、翼形又は入口形状を変化させ、航空機の飛行を非常に困難にし、場合によっては航空機の損害をもたらす。ジェット機の場合、エンジン入口ハウジングの前縁から離脱した大きな氷片は、回転ブレード又は他の内部エンジン構成要素に損傷を与えてエンジン故障につながる可能性がある。

最も一般的な防氷技術の1つは、氷結の可能性のある領域の近くのハウジングの中に高温ガスを供給することである。この問題を解決する現在の技術は、概して2つのタイプのシステムのうちの一方に分類される。すなわちインピンジメント型リングシステム又は旋回ノズルシステムである。各々の場合、高温ガス導管が、単純にジェットエンジン入口の前縁又は主翼前縁といったハウジングに高温ガスを導入する。これらのシステムは一般には有効であるが、その効率は、対象領域上により効率的に分散するのではなく必要以上の熱エネルギが局部領域に導入されることによって低下する。この局部「高温」スポットは、結果的にハウジングの構造的完全性に悪影響を与える。

インピンジメント型リングシステムにおいて、入口正面の周りに360度延在する環状形状の管体に孔を戦略的に配置することで、高温空気は、エンジン入口リップを形成する金属外皮に衝突する。入口リップを形成する金属外皮の内面上への空気の衝突により、金属温度が上昇して着氷を防ぐようになっている。

既存の旋回ノズルは、単一のハウジングの中に包含された複数の孔を通じて高温空気を吐出し、その結果、高温空気ジェット流れ場が形成される。空気は高速で吐出するので、一般にD−ダクトリップと呼ばれる最前方入口区画に旋回作用をもたらす。この空気は、環状D−ダクト区画の周りを360度移動し続ける。これは、排出ポートを通って大気に出て行くまで区画の周りを数回循環する。この循環及び/又は旋回する高温空気は、入口リップ外皮を加熱して着氷を防止するので、氷がリップから分離して下流の回転しているエンジンブレードに衝突する問題を緩和する。本明細書の図面及び記載は例示目的でノーズカウルの防氷を説明するが、本明細書に開示の発明は、例えば、限定ではないが主翼導管及びダクトを含む、氷の生成にさらされる何らかの他のハウジングに適用することができる。

既存の両システムには制約がある。インピンジメントリング型防氷システムは、厄介な前方入口区画の周りで360度延在する管体及び支持構造体を有する。これらのシステムは、一般に非常に大きな熱伝達率を有するが、同時に航空機の推進システムの重量が相当増える。旋回ノズルシステムは、一般にインピンジメントリング型システムよりもかなり軽量であり、リップ表面を防氷するめに使用する空気は少ない。両システムは、構造劣化及び準最適効率を促進する可能性がある、局部的な噴流衝突を与え。

米国特許第8967543号明細書

1つの実施形態において、航空機防氷システムが提供される、システムは、バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを備えた入口リップを含む。入口リップは、環状ハウジング容積を取り囲む。システムは、バルクヘッドから環状ハウジング容積に延び、各々がバルクヘッドに結合した第1の端部と、環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、1又は2以上のベーンをさらに含む。1又は2以上のベーンは、ノズルの下流に配置され、高温ガス流を第1の方向で環状ハウジング容積の中に向けるように構成される。1又は2以上のベーンは、高温ガス流を第1の方向から第2の方向への第1の転向角で向け直すように構成される。第2の方向は、入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている。

第2の実施形態において、航空機エンジンの入口リップの氷結を防止する方法が提供される。本方法は、高温ガス流をノズルから、バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを有しかつ環状ハウジング容積を取り囲む入口リップへ第1の方向で向ける段階を含む。本方法は、高温ガス流を、ノズルの下流に配置された1又は2以上のベーンを使用して、第1の方向から第2の方向への第1の転向角で向け直す段階をさらに含む。第2の方向は、入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている。

第3の実施形態において、防氷システムを備えたジェット機が提供される。ジェット機の防氷システムは、バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを備えた入口リップを含む。入口リップは、環状ハウジング容積を取り囲む。システムは、バルクヘッドから環状ハウジング容積に延び、各々がバルクヘッドに結合した第1の端部と、環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、1又は2以上のベーンをさらに含む。1又は2以上のベーンは、ノズルの下流に配置され、高温ガス流を第1の方向で環状ハウジング容積の中に向けるように構成される。1又は2以上のベーンは、高温ガス流を第1の方向から第2の方向への第1の転向角で向け直すように構成される。第2の方向は、入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている。

図1−8Bは、本明細書に記載の方法及び装置の例示的な実施形態を示す。

典型的なジェットタービンエンジンの概略図。

旋回ノズルを含む入口リップの部分図。

旋回ノズル組立体の概略図。

入口リップの環状ハウジング容積の中を進む高温ガス流の温度プロフィールを示す図。

入口リップの環状ハウジング容積の中の1又は2以上のベーンを移動する高温ガス流の温度プロフィールを示す図。

入口リップの環状ハウジング容積の中の1又は2以上のベーンを移動する高温ガス流の断面概略図。

入口リップの環状ハウジング容積の中の1又は2以上のベーンの断面概略図。

防氷システムを備えたジェット機の正面図。

図8Aに示すジェット機のエンジンナセルの拡大図。

以下、図面を詳細に参照すると、特に図1において、航空機の推進に適した形式のジェットタービンエンジン10の概略図が示されている。タービンエンジン10は、中央ハウジング12の中に収容されている。外気は、エンジン10のスピナ16と、部分的に環状外側シェル46から形成された入口リップ14との間で、空気入口セクション20を通ってエンジン10に流入し、環状外側シェル46は、エンジン10の空気入口セクション20の最前方部分を構成しており、さらに図1では簡略化のために一部の構成要素は省略されている。エンジン推力は、中央ハウジング12の中で流入空気及び燃料を燃焼させて、結果として得られた高温高圧の推進ガスを、排出出口22及びエンジン10の後方出口42を通過させることで生み出される。

飛行時、氷は、入口リップ14上に生じる傾向がある(簡略化のために省略された他の航空機構成要素に加えて)。氷は、入口リップ14とスピナ16との間の入口18の輪郭を変え、エンジン10に対する流入空気の所要量、流路、及び質に悪影響を及ぼす。また、氷片は、これらの構成要素から定期的に離脱してエンジン10に入り、回転ブレード及び他の内部エンジン構成要素(図示せず)に損傷を与える。

ジェットエンジン10の圧縮機セクション24の内部には高温ガスを収容する領域がある。適切な導管26は、第1の端部28において高温ガスを収容するこの領域に作動的に接続されて、この領域から高温ガスの一部を抽出する手段をもたらす。1つの実施形態において、高温ガスを収容する領域は、環境ブリード空気マニホルドであるが、他の実施形態において、高温ガスを収容する領域は、何らかの他の適切な領域又はエンジン10の高温空気供給源とすることができ、限定ではないが、圧縮機吐出ブリード空気マニホルドを含む。導管26の第2の端部30は、入口リップ14の環状外側シェル46を適切に閉じて所定量の空気を収容する環状ハウジング容積44を密閉するようになったバルクヘッド32を貫通する。

エンジン10の圧縮機セクション24からの高温高圧ガスを送る導管26は、バルクヘッド32を貫通して延び、導管26の第2の端部30に接続された出口ノズル34で終端する。出口ノズル34は、好ましくは約90度曲がっており、出口ノズル34は、図2に示すように、環状ハウジング容積44の円周方向中心線48に対して略接線方向に一致している。他の実施形態において、出口ノズル34の曲げ角は、実質的に大きくすること又は小さくすることができる。さらなる実施形態において、出口ノズル34は、何らかの他の軸線に対して回転して、入口リップ14の環状ハウジング容積44の中で上方又は下方、及び前方又は下方のいずれかに移行することができる。

種々の実施形態において、ノズル34は、高温ガスがノズル34から流出する際に旋回流を与えるように構成される。図3に示す1つの実施形態において、ノズル34は、らせんパターンで捻られた複数の流体流通路38を含む。好ましい実施形態において、4から6本の流体流通路38が使用されるが、他の実施形態において、通路の本数は、実質的にそれ以上又は以下とすることができる。加えて、限定ではないが内部ベーン又はノズルを含む、回転を引き起こす他の手段を利用することができる。高温ガスがノズル34の内部を移動する際に、流体流通路38は、高温ガスに対して回転運動を与えて、高温ガスをノズル出口40から出て入口リップ14の環状ハウジング容積44の中に向ける。高温ガスを入口リップ14の環状ハウジング容積44の中の空気に向けることは、空気流に対して運動量を与え、空気の初期質量が、環状ハウジング容積44の中で旋回回転方向に回転されるようにすることを理解されたい。高温空気噴流の開始直後に、ハウジング容積44は、出口ノズル34から導入された高温ガスで満たされる。高温ガスは、出口ノズル34が作動中である限り、環状ハウジング容積44の中で旋回し続けることになる。また、図2に示すように、多量の高温ガスが入口リップ14の環状ハウジング容積44の中を回転する際に、入口リップ14の環状外側シェル46の外寄りの位置に形成された適切なサイズの孔36として示される適切な排出手段は、高温空気ガス量の一部が、入口リップ14の環状ハウジング容積44に送られる高温ガスの質量流量に適合した質量流量で入口リップ14の環状ハウジング容積44から出るのを可能にし、流れの均衡を維持するようになっている。他の実施形態において、孔36は、限定ではないが入口リップ14の後方領域を含む他の領域に設けることができる。

高温ガスがノズル34によって入口リップ14の環状ハウジング容積44に送られる際に、所定の作動状態のセットの移行期間の後で熱平衡状態に至る可能性があることを理解されたい。熱エネルギは、対流によって高温ガスから入口リップ14の環状外側シェル46の内面62に伝達され、次に熱伝導によって環状外側シェル46の材料を通って伝達され、最後に対流によって環状外側シェル46の材料から外部の外気流に移動される。このようにして、入口リップ14の環状外側シェル46は加熱され、結果的に着氷しない。ノズル34、及び高温高圧ガスと入口リップ14の環状ハウジング容積44の中に閉じ込められた循環ガス流との混合により、ジェット噴流衝突温度は、噴流がノズル34を出る時点での温度よりも低くなる。しかしながら、依然として、環状外側シェル46の内面62上の直接ジェット噴流衝突領域52においてかなりの局部加熱が残存する。

入口リップ14の局部領域での高温ガスの衝突及び過度の加熱を低減するために、ノズル34から入口リップ14の環状ハウジング容積44に送られる高温ガスの流量は、最大流量に制限される。この流量が最大流量を超える場合、高温ガス流50は、入口リップ14の環状外側シェル46の内面62の衝突領域52において積極的に衝突して、この局部領域52に望まれるものよりも強烈に熱的負荷をかける。この状况は、入口リップ14の周囲の残部に沿った防氷作用のために利用できる熱エネルギをより少なくするのでシステム1の効率に悪影響を及ぼす。非限定的な実施例において、衝突は、環状ハウジング容積44の外周54で起こり得る。この衝突流50は、積極的な熱負荷を与え、限定ではないが環状外側シェル46及びバルクヘッド32を含む衝突領域52の中の構造体は、過熱に対して弱く、熱損傷に起因して構造劣化の可能性がある。

種々の実施形態において、1又は2以上のベーン56は、防氷システム1の一部として入口リップ14の環状ハウジング容積44の中に設けられ、図5に示されている。1又は2以上のベーン56は、ノズル34により第1の方向58に向けられた高温ガス流50を第2の方向60に向け直すように構成される。高温ガス流50の移動方向を向け直すことで、ジェット噴流の衝突は、より下流の衝突領域52に先延ばしになり、運動量を循環ガス流に与えるための追加の時間が与えられ、結果的にガス噴流の強度が低下してより均一な流れ場及び温度場が生成される。その結果、構造劣化の可能性が低くなりかつシステム効率が高くなる。この加熱ガス流50の衝突の先延ばしは、周囲の構造体への早期の熱損失を低減し、ガス流50からのより多くの熱エネルギを利用できるようになり、環状外側シェル46の内面62に対するより均一な加熱がもたらされる。

再度、図5を参照すると、1又は2以上のベーン56は、ノズル34の下流に設けられている。図6に示すように、1又は2以上のベーン56の各ベーン64は、バルクヘッド32に取り付けられた第1の端部66と、第1の端部66の反対側の自由端68と、これらの間のベーン本体67を含む。各ベーン64はバルクヘッド32から環状ハウジング容積44に延びるが、環状外側シェル46には取り付けられていない。何らかの特定の理論に拘束されることなく、1又は2以上のベーン56を環状外側シェル46に取り付けると、高温ガス流50からの熱が局所的にバルクヘッド32に伝達されてシステム1の効率を低下させる可能性がある、伝熱経路が形成され得ると考えられる。

図6に示すように、各ベーン64は、バルクヘッド32からベーン高さ70まで延びる。種々の実施形態において、ベーン高さ70は、流れ50が1又は2以上のベーン56に衝突するように、流れ50の対応する高さに72に等しいか又はそれよりも高く構成されている。この実施形態において、ベーン高さ70は、1又は2以上のベーン56が流れ50を捕らえて第1の方向58から第2の方向60に向け直すことを保証する。

再度、図5を参照すると、各ベーン64は、ノズル34の下流に配置された前縁74と、前縁74の下流に配置された後縁76とを含む。前縁74は、流れ50の第1の方向58に整列し、後縁76は第2の方向60に整列する。第1の方向58は、流れ50が各ベーン64に衝突する方向に対応する。何らかの特定の理論に拘束されることなく、前縁74を第1の方向58に整列させることで、流れ50と各ベーン64との間の最小限の乱流又はスピレージでの滑らかな相互作用が可能になり、環状ハウジング容積44の中の流体力学的抗力及び関連の妨害が低減する。

後縁76は、第2の方向60と整列する。種々の実施形態において、第2の方向は、入口リップ14の環状外側シェル46の内面62上への高温ガス流50の直接的な衝突を低減するように構成される。典型的に、図4に示すように、高温ガス流50は、流れが、外周54において入口リップ14の環状外側シェル46の内面62等の表面に接触するまで、ノズル34によって向けられた第1の方向58で進む。種々の実施形態において、図5に示すように、後縁76が整列する第2の方向60は、内周80に向いている。流れ50の移動方向が1又は2以上のベーン56によって第1の転向角でもって第1の方向58から第2の方向60へ向け直された後で、流れ50は、外周54において環状外側シェル46の内壁62に衝突するまで第2の方向60に沿って下流に進む。しかしながら、流れ50は環状ハウジング容積44の中で追加の移動時間及び移動距離を必要とするので、流れ50は、容積44内でより冷たい周囲空気と混合することで適度に測定可能な程度に冷却される。その結果、衝突領域52での流れ50の温度は、周囲の構造要素を過熱する可能性のある温度よりも低く、入口リップ14の下流の防氷のために、より多くの高温ガス流れ50の熱エネルギを利用することができる。

種々の実施形態において、各ベーン64は、制限なく前縁74と後縁76との間で任意の輪郭を有することができる。1つの実施形態において、図5に示すように、各ベーン64は、前縁での第1の方向58の配向から後縁76での第2の方向60の配向まで徐々に移行する湾曲した輪郭を備える。他の実施形態において、各ベーン64は、前縁74と後縁76との間で少なくとも2つの小平面を含む(図示せず)。この実施形態において、各ベーン64は、前縁74及び少なくとも残りのベーン64の一部を含む第1の方向58に整列した第1の小平面、並びに後縁76及び少なくとも残りのベーン64の一部を含む第2の方向60に整列した第2の小平面を備える。

種々の他の実施形態において、各ベーン64は、制限なく前縁74と後縁76との間で任意の厚さの輪郭を有することができる。1つの実施形態において、各ベーン64は、前縁74から後縁76まで一定厚であることを特徴とする厚板様(slab−like)とすることができる(図5参照)。この実施形態において、前縁7及び後縁76は、個別に縁部輪郭を備え、限定ではないが、平らな(方形)縁部、円形縁部、2又は3の小面を有する小面縁部、又は鋭角にテーパー付けされた縁部輪郭を含む。他の実施形態において、各ベーン64は、制限なく何らかの公知の翼形輪郭に対応する厚みのある輪郭を備えることができる。この実施形態において、厚みのある輪郭は、バルクヘッド32からの各々の距離で一定とすることができ(図6参照)、又は厚みのある輪郭は、バルクヘッド32からの距離に応じて変化することができる。非限定的な実施例として、各ベーン64は、第1の端部66でのより厚い輪郭から自由端68でのより薄い輪郭68まで漸減すること又はその逆とすることができる。他の実施形態において、各ベーン64は、限定ではないが自由端68に取り付けられたエンドプレートを含む1又は2以上の流れエントレインメント特徴部を備えることができ、高温ガス流50の捕捉及び向け直しを強化するようになっている。

種々の実施形態において、1又は2以上のベーン56は、少なくとも1つのベーン、少なくとも2つのベーン、少なくとも3つのベーン、少なくとも4つのベーン、又は少なくとも5つのベーンを含む。1つの例示的な実施形態において、図7に示すように、1又は2以上のベーン56は、第1のベーン76及び第2のベーン78を含む。この実施形態において、第1のベーン76は、第2のベーン78に比べて環状ハウジング容積44の内周80の近くに位置付けられている。第1のベーン76は、ノズル34(図示せず)の下流に配置された第1の前縁82及び第1の前縁82の下流に配置された第1の後縁84を含む。第2のベーン78は、ノズル34(図示せず)の下流に配置された第2の前縁86及び第2の前縁86の下流に配置された第2の後縁88を含む。

再度、図7を参照すると、第1の前縁82及び第2の前縁86の両者は、高温ガス流50が第1のベーン76及び第2のベーン78に衝突するその方向に一致する第1の方向58に整列する。第1の後縁84は、第2の方向60に整列し、前述のように高温ガス流50を内周80に向け直すようになっている。第2の後縁88は、第3の方向90に整列し、外周54のより近くに位置付けられた高温ガス流50の一部を内周80に向け直すように構成され、入口リップ14の環状外側シェル46の内面62への流れ50の衝突を先延ばしするようになっている。第2のベーン78は第1のベーン76よりも外周54の近くに配置されるので、第2の後縁88が整列する第3の方向90は、流れ50を、第1の方向58から第2の方向60への第1の転向角に比べてより内周80に向けられた第2の転向角で向け直す。

再度、図7を参照すると、1つの実施形態において、第1の前縁82及び第2の前縁86は、前縁隙間92によって分けられている。この実施形態において、前縁隙間92は、第1のベーン76と第2のベーン78との間に高温ガス流50を捕捉するのに十分な広さに構成される(図6参照)。加えて、第1の後縁84及び第2の後縁88は、後縁隙間94によって分けることができる。1つの実施形態において、前縁隙間92は、後縁隙間94と類似しており、前縁82/86から後縁84/88までの第1のベーン76と第2のベーン78との間の比較的均一な空間がもたらされる。他の実施形態において、後縁隙間94は、前縁隙間92に比べて狭く、第1のベーン76と第2のベーン78との間の分離距離の漸減がもたらされる。何らかの特定の理論に拘束されることなく、この分離距離の減少は、ノズルのように機能することができ、第1及び第2のベーン76/78から流出する高温ガス流50の速度を高めるので、入口リップ14の中の環状ハウジング容積44中の流れ50によって温められた空気の混合及び運動を強化することができる。

種々の実施形態において、防氷システム1は、前述のように高温ガス流50を環状ハウジング容積44に向け、流れ50を第1の方向58から第2の方向60への第1の転向角で向け直して入口リップ14の環状外側シェル46の内面62上の流れ50の直接的な衝突を低減することで、航空機エンジン10の入口リップ14の氷結を防止する方法を可能にするために利用することができる。種々の他の実施形態において、本明細書に記載の防氷システム1は、推進システムのジェットタービンエンジン10の入口の氷結を防止するために、航空機の推進システムに組み込むことができる。

図8Aは、胴体102及び一対の主翼104を含む航空機100の概略図である。1つの実施形態において、航空機100は、一対の取り付け構造体、すなわち一対の胴体パイロン110によって胴体102に取り付けられかつ外側に延びる一対の胴体搭載型エンジン組立体108を含む。主翼搭載型エンジン組立体111は、一対の取り付け構造体、すなわち一対の主翼パイロン112によって主翼104に吊り下げられている。胴体パイロン110及び主翼パイロン112は、何らかの適切な結合方式(例えばボルト方式)で胴体102及び主翼104にそれぞれ結合することができる。主翼搭載型エンジン組立体111及び胴体搭載型エンジン組立体108は、取り付け方向以外は実質的に同じである。図8Bは、1つの主翼搭載型エンジン組立体111の拡大図である。主翼搭載型エンジン組立体111は、環状ハウジング容積44を取り囲む入口リップ14を含む。

図8Bに示すように、航空機100の入口リップ14は、防氷システム1をさらに含む。防氷システム1は、前述のようにノズル34の下流に配置された1又は2以上のベーン56を含む。前述のように、ノズル34は高温ガス流を環状ハウジング容積44の中に第1の方向で向け、1又は2以上のベーン56は、高温ガス流を第1の方向から第2の方向への第1の転向角で向け直すように構成される。前述のように、第2の方向は、入口リップの内面上の高温ガス流の直接的な衝突を低減するように構成される。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。 [実施態様1] バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを含み、環状ハウジング容積を取り囲む入口リップと、 上記バルクヘッドから上記環状ハウジング容積に延び、各々が上記バルクヘッドに結合した第1の端部と、上記環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、1又は2以上のベーンと、 を備える航空機防氷システムであって、 上記1又は2以上のベーンは、ノズルの下流に配置され、高温ガス流を第1の方向で上記環状ハウジング容積の中に向けるように構成され、 上記1又は2以上のベーンは、上記高温ガス流を第1の方向から第2の方向への第1の転向角で向け直すように構成され、上記第2の方向は、上記入口リップの内面上への上記高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている、航空機防氷システム。 [実施態様2] 上記ベーンの各々の上記自由端は、上記高温ガス流が上記1又は2以上のベーンに衝突する場合の、上記バルクヘッドからの上記高温ガス流の対応する高さよりも高いベーン高さまで延びる、実施態様1に記載のシステム。 [実施態様3] 上記ベーンの各々は、 上記第1の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された前縁と、 上記第2の方向に整列しかつ上記前縁の下流に配置された後縁と、 をさらに備える、実施態様1に記載のシステム。 [実施態様4] 上記ベーンの各々は、上記前縁から上記後縁に延びる翼形輪郭をさらに備える、実施態様3に記載のシステム。 [実施態様5] 上記第2の方向は、上記環状ハウジング容積の内周に向いている、実施態様1に記載のシステム。 [実施態様6] 上記1又は2以上のベーンは、第1のベーン及び第2のベーンを含み、上記第1のベーンは、上記第2のベーンに比べて上記環状ハウジング容積の内周の近くに配置され、 上記第1のベーンは、上記第1の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された第1の前縁と、上記第2の方向に整列しかつ上記第1の前縁の下流に配置された第1の後縁とを含み、 上記第2のベーンは、上記第1の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された第2の前縁と、第3の方向に整列しかつ上記第2の前縁の下流に配置された第2の後縁とを含み、 上記第1のベーンは、上記高温ガス流を、上記第1の方向から上記第2の方向への第1の転向角で上記環状ハウジング容積の内周に向け直すように構成され、 上記第2のベーンは、高温ガス流を、上記第1の方向から上記第3の方向への第2の転向角で記環状ハウジング容積の内周に向け直すように構成され、 上記第2の転向角は、上記第1の転向角に比べて大きい、実施態様1に記載のシステム。 [実施態様7] 上記第1及び第2の前縁は、前縁隙間よって分けられており、上記前縁隙間は、上記第1及び第2のベーンの間で上記高温ガス流を捕らえるようになっている、実施態様6に記載のシステム。 [実施態様8] 上記第1及び第2の後縁は、後縁隙間によって分けられており、上記後縁隙間は上記前縁隙間よりも狭い、実施態様6に記載のシステム。 [実施態様9] 上記1又は2以上のベーンは、上記高温ガス流が上記環状ハウジング容積の中で外気と混合する前に上記高温ガス流を向け直すように配置される、実施態様1に記載のシステム。 [実施態様10] 航空機エンジンの入口リップの氷結を防止する方法であって、 高温ガス流をノズルから、バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを有しかつ環状ハウジング容積を取り囲む入口リップへ第1の方向で向ける段階と、 上記高温ガス流を、上記ノズルの下流に配置された1又は2以上のベーンを使用して、第1の方向から第2の方向への第1の転向角で向け直す段階と、 を含み、上記第2の方向は、上記入口リップの内面上への上記高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている、方法。 [実施態様11] 上記1又は2以上のベーンの各々は、上記バルクヘッドに結合した第1の端部と、上記環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、実施態様10に記載の方法。 [実施態様12] 上記ベーンの各々の上記自由端は、上記高温ガス流が上記1又は2以上のベーンに衝突する場合の、上記バルクヘッドからの上記高温ガス流の対応する高さよりも高いベーン高さまで延びる、実施態様10に記載の方法。 [実施態様13] 上記高温ガス流は、上記環状ハウジング容積の内周に向かう第2の方向に向け直される、実施態様10に記載の方法。 [実施態様14] 上記ベーンの各々は、 上記第1の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された前縁と、 上記第2の方向に整列しかつ上記前縁の下流に配置された後縁と、 をさらに備える、実施態様10に記載の方法。 [実施態様15] 上記ベーンの各々は、上記前縁から上記後縁に延びる翼形輪郭をさらに備える、実施態様14に記載の方法。 [実施態様16] 上記高温ガス流を向け直す段階は、 上記高温ガス流を、上記1又は2以上のベーンの第1のベーンを使用して、上記第1の方向から、上記入口リップの内周に向いた上記第2の方向への第1の転向角で向け直す段階と、 上記高温ガス流を、上記1又は2以上のベーンの第2のベーンを使用して上記第1の方向から第3の方向へ第2の転向角で向け直す段階と、 を含み、 上記第2のベーンは、上記第1のベーンに比べて上記入口リップの上記内周から離れて配置され、 上記第2の転向角は、第1の転向角に比べて、上記内周により向いている、実施態様10に記載の方法。 [実施態様17] 上記高温ガス流を向け直す前に上記高温ガス流を上記第1及び第2のベーンの間で捕らえる段階をさらに含む、実施態様16に記載の方法。 [実施態様18] 防氷システムを備えるジェット機であって、上記防氷システムは、 バルクヘッドに取り付けられた外側シェルを含み、環状ハウジング容積を取り囲む入口リップと、 上記バルクヘッドから上記環状ハウジング容積に延び、各々が上記バルクヘッドに結合した第1の端部と、上記環状ハウジング容積に広がる自由端と、これらの間で延びるベーン本体とを含む、1又は2以上のベーンと、 を備える航空機防氷システムであって、 上記1又は2以上のベーンは、ノズルの下流に配置され、高温ガス流を第1の方向で上記環状ハウジング容積の中に向けるように構成され、 上記1又は2以上のベーンは、上記高温ガス流を第1の方向から第2の方向への第1の転向角で向け直すように構成され、上記第2の方向は、上記入口リップの内面上への上記高温ガス流の直接的な衝突を低減するようになっている、ジェット機。 [実施態様19] 上記ベーンの各々の上記自由端は、上記高温ガス流が上記1又は2以上のベーンに衝突する場合の、上記バルクヘッドからの上記高温ガス流の対応する高さよりも高いベーン高さまで延びる、実施態様10に記載のジェット機。 [実施態様20] 上記1又は2以上のベーンは、第1のベーン及び第2のベーンを含み、上記第1のベーンは、上記第2のベーンに比べて上記環状ハウジング容積の内周の近くに配置され、 上記第1のベーンは、上記第1の方向に整列しかつ上記ノズルの下流に配置された第1の前縁と、上記第2の方向に整列しかつ上記第1の前縁の下流に配置された第1の後縁とを含み、 上記第2のベーンは、上記第1の方向に整列しかつ上記第1の前縁と同じ下流位置で上記ノズルの下流に配置された第2の前縁と、第3の方向に整列しかつ上記第2の前縁の下流に配置された第2の後縁とを含み、 上記第1のベーンは、上記高温ガス流を、第1の転向角で上記環状ハウジング容積の内周に向け直すように構成され、 上記第2のベーンは、高温ガス流を、上記第1の方向から上記第3の方向への第2の転向角で向け直すように構成され、上記第2の転向角は、上記第1の転向角に比べて上記内周により向いている、実施態様10に記載のジェット機。

1 防氷システム 10 ジェットタービンエンジン 12 中央ハウジング 14 環状入口リップ 16 スピナ 18 入口 20 空気入口セクション 22 排出出口 24 圧縮機セクション 26 導管 28 第1の端部 30 第2の端部 32 バルクヘッド 34 出口ノズル 36 孔 38 流体流通路 40 ノズル出口 42 エンジン後方出口 44 環状ハウジング容積 46 入口リップの環状外側シェル 48 ノズルリップの円周中心線 50 高温ガス流 52 高温ガス衝突領域 54 外周 56 1又は2以上のベーン 58 プラムの第1の移動方向 60 プラムの第2の移動方向 62 ハウジングの内面 64 ベーン 66 ベーンの第1の端部 67 ベーン本体 68 ベーンの自由端 70 ベーン高さ 72 対応するプラム高さ 74 前縁 75 後縁 76 第1のベーン 78 第2のベーン 80 環状ハウジング容積の内周 82 第1の前縁 84 第1の後縁 86 第2の前縁 88 第2の後縁 90 第3の方向 92 前縁隙間 94 後縁隙間 100 航空機 102 胴体 104 主翼 108 胴体搭載型エンジン組立体 110 胴体パイロン 111 主翼搭載型エンジン組立体 112 主翼パイロン