防氷システム
NASAツイン・オッター研究機の過冷却大滴（SLD）氷

航空学において、防氷システムは、主翼、プロペラ、ローターブレード、エンジン吸気口、環境制御吸気口などの航空機表面に大気中の水分が蓄積するのを防ぎます。[ 1 ]氷の蓄積は翼や操縦翼面の形状を変化させ、操縦性や性能、操縦性を損なう可能性があります。防氷システム、除氷システム、または防氷システムは、氷の形成を防ぐか、氷が危険になる前に航空機が氷を剥離できるようにします。

着氷の影響

風洞内のローターブレードへの氷の蓄積

航空機の着氷は、重量と抗力を増加させ、揚力と推力を低下させる可能性があります。氷は吸気口を塞ぐことでエンジン出力を低下させます。衝突による凍結や流出水としての凍結によって氷が堆積すると、表面の形状と滑らかさが変化し、空気力学が変化します。その結果、抗力が増加し、翼の揚力またはプロペラの推力が低下します。翼型の形状変化による翼の揚力低下と、氷の荷重による重量増加の両方により、通常、高度を維持するために失われた揚力を補うために、より大きな迎え角で飛行する必要があります。これにより燃料消費量が増加し、さらに速度が低下し、失速が発生しやすくなり、航空機は高度を失います。

ヘリコプターの回転翼や飛行機のプロペラに氷が積もり​​、回転により重量と空気力学の不均衡が増幅されます。

ジェットエンジンやターボプロップ機に搭載されている防氷システムは、気流の問題を防ぎ、氷の吸い込みによるエンジン内部の深刻な損傷のリスクを回避するのに役立ちます。これらの懸念は、吸気経路に急カーブがあり、氷が堆積しやすいターボプロップ機で特に深刻です。[ 2 ]

システムの種類

空気圧式除氷ブーツ

機首に氷が積もると、エンジン駆動の空気圧ポンプがゴムブーツを膨らませます。[ 3 ]

空気圧ブーツは通常、ゴムまたはその他のエラストマーの層で作られ、層間には 1 つ以上の空気室があります。複数の空気室を使用する場合、空気室は通常、ブーツの長手方向と揃った縞模様になります。これは通常、航空機の翼の前縁と安定板に配置されます。空気室は、同時に、または特定の空気室のみのパターンで、急速に膨張および収縮します。このブーツの形状の急激な変化は、氷とゴムの間の粘着力を破壊し、翼を通過する空気の流れによって氷が運び去られるように設計されている。ただし、氷は表面の後部からきれいに剥がれ落ちなければならない。さもないと、保護された領域の後ろで再凍結する可能性がある。このように氷が再凍結したことが、アメリカン・イーグル 4184 便の墜落の一因であった。

旧式の空気圧ブーツは氷の橋渡し現象を起こしやすいと考えられていました。雪解け水は、ブーツが硬化する前に、膨張部から押し出されてしまう可能性がありました。この問題は、膨張/収縮サイクルを高速化し、隣接するセルの膨張/収縮タイミングを交互にすることで解決されました。[ 4 ] 1990年代に実施された試験とケーススタディでは、現代のブーツ設計では氷の橋渡し現象は大きな問題ではないことが実証されています。[ 5 ]

空気圧式除氷ブーツは、スラットなどの前縁揚力装置を持たない低速・中速機に適しているため、サーブ 340やエンブラエル EMB 120 ブラジリアなどの小型ターボプロップ機に最も多く搭載されています。空気圧式除氷ブーツは、他の機種、特に旧型の航空機に搭載されることもあります。現代のジェット機ではほとんど使用されていません。1923年にBFグッドリッチによって発明されました。

流体除氷

流体除氷システムを備えたプロペラブレード –ハブから外側に向かってグリコールを噴霧し、ブレードを覆います

ウィーピングウィング、[ 6 ]ランニングウェットシステム、または蒸発システムと呼ばれることもあるこれらのシステムは、通常エチレングリコールまたはイソプロピルアルコールをベースとした除氷液を使用して、航空機の重要な表面の氷の形成を防ぎ、蓄積した氷を分解します。[ 7 ] 1つまたは2つの電動ポンプが流体をプロポーショニングユニットに送り、そこで保護する領域間で流量が分割されます。2つ目のポンプは冗長性のために使用され、特に既知の着氷条件での飛行が認定されている航空機では、風防用に追加の機械式ポンプが使用されます。流体は、翼の前縁、水平安定板、フェアリング、支柱、エンジン吸気口のパネルの穴、およびプロペラのスリンガーリングと風防スプレーから押し出されます。これらのパネルには、直径1 ⁄ 400インチ (0.064 mm) の穴が開けられており、1平方インチあたり800個の穴 (120/cm 2 )このシステムはセルフクリーニング機能を備えており、液体が航空機を洗浄し、後流で吹き飛ばされる前に航空機を洗浄します。[ 8 ] [ 9 ]このシステムはテカレミット・キルフロスト・シープブリッジ・ストークス（TKS）によって開発され、第二次世界大戦中にイギリスで 初めて使用されました。[ 9 ]

流体システムの利点は、機械的な単純さと、小さな穴による気流の乱れが最小限に抑えられることです。そのため、このシステムは旧型のビジネスジェット機で人気を博しました。欠点は、空気圧ブーツよりもメンテナンスの必要性が高いこと、機内に不要な流体が積み込まれる可能性があること、必要なときに流体が限られていること、そして流体の補充が予測不可能なため、途中の停車が複雑になることです。[ 10 ]

ブリードエア

ブリードエアシステムは、ジェットエンジンまたはターボプロップエンジンを搭載したほとんどの大型航空機で使用されています。1つまたは複数のエンジンの圧縮機セクションから、翼、尾翼、エンジン吸気口を通るチューブに熱い空気が「ブリード」されます。使用済みの空気は翼下面の穴から排出されます

これらのシステムの欠点は、十分な量のブリードエアを供給するとエンジン性能に悪影響を与える可能性があることである。巡航中や降下中、特に1つ以上のエンジンが故障している場合は、通常よりも高い出力設定が必要になることが多い。さらに重要なのは、ブリードエアの使用はエンジンの温度制限に影響を与え、上昇中に出力設定を下げる必要が生じることが多く、その結果、上昇性能が大幅に低下し、特にエンジンが故障した場合には重大な結果を招く可能性があることである。この後者の懸念から、ブリードエアシステムは小型タービン航空機では一般的ではないが、セスナ・サイテーションジェットなどの一部の小型航空機では導入されている。[ 11 ] [ 12 ]

電熱式

電熱式除氷システムを備えたプロペラの詳細

電熱式除氷システムは、機体構造に埋め込まれた加熱コイル（低出力ストーブの電熱線のようなもの）を使用して、電流を流すと熱を発生させます。熱は連続的に、または断続的に発生させることができます。[ 13 ]

ボーイング787ドリームライナーは電熱式防氷装置を採用しています。この場合、加熱コイルは複合材製の主翼構造内に埋め込まれています。ボーイング社によると、このシステムはエンジンから供給されるブリードエアシステムの半分のエネルギーしか消費せず、抗力と騒音を低減します。[ 14 ]

エッチングされたフォイル加熱コイルは、金属機体外板の内側に接着することができ、埋め込み型回路に比べて高電力密度で動作するため、消費電力を低減できます。[ 15 ]一般航空分野では、ThermaWingは、翼の前縁に取り付けられた柔軟で導電性のあるグラファイトフォイルを使用します。電気ヒーターでフォイルを加熱することで氷を溶かします。

風防ガラスに細い電線などの導電性材料を埋め込むことで、風防ガラスを加熱することができます。パイロットは電気ヒーターを作動させ、風防ガラスの凍結を防ぐのに十分な熱を得ることができます。ただし、風防ガラス用電気ヒーターは風防ガラスを過熱する可能性があるため、飛行中にのみ使用できます。また、コンパスの偏差を最大40°も引き起こす可能性があります。[ 16 ]

ある提案では、カーボンナノチューブを細いフィラメント状に成形し、それを10ミクロンの厚さのフィルムに紡糸する。このフィルムはナノチューブ間の隙間のため、電気伝導性が低い。その代わりに、電流を流すと急速な温度上昇が起こり、機内除氷用の発熱体としてよく使われるニクロムの2倍の速さで加熱される。しかも、重量はニクロムの1万分の1で、エネルギー消費量は半分である。747の翼を覆うのに十分な材料の重量は80グラム（2.8オンス）で、コストはニクロムの約1%である。低電力で連続的に作動させることができるエアロゲルヒーターも提案されている。[ 17 ]

電気機械式

電気機械式除氷システム（EMEDS）は、構造内部のアクチュエータによって発生する衝撃力を利用して、除氷対象面に衝撃波を発生させます。 [ 18 ] [ 19 ] EMEDSと加熱要素を組み合わせたハイブリッドシステムも開発されており、ヒーターが翼の前縁の氷の蓄積を防ぎ、EMEDシステムが翼の加熱部分後部の氷の蓄積を除去します。[ 20 ]

パッシブ（撥氷コーティング）

パッシブシステムは撥氷表面を採用しています。撥氷性は撥水性に類似しており、着氷に耐性のある材料特性を表します。この用語は明確に定義されていませんが、一般的に3つの特性が含まれます。氷と表面間の接着力の低さ、氷の形成防止、過冷却液滴に対する撥水性です。[ 21 ]撥氷性には特別な材料特性が必要ですが、撥水性とは異なります。[ 22 ]

堆積を最小限に抑えるため、研究者たちは疎氷性材料の探索を進めています。候補としては、カーボンナノチューブや、氷を形成する際に水をはじく液体を注入した多孔質表面（SLIPS）などが挙げられます。[ 23 ]

参照

参考文献

  1. ^ Wragg, David W. (1973). A Dictionary of Aviation (初版). Osprey. p. 106. ISBN 9780850451634。
  2. ^連邦航空局2015年、16～17ページ
  3. ^「第7章 航空機システム」。パイロットの航空知識ハンドブック（FAA-H-8083-25B版）。連邦航空局。2016年8月24日。p. 40。 2023年6月20日時点のオリジナルよりアーカイブ。
  4. ^ 「FAA運航者向け情報 09005」（PDF）。
  5. ^連邦航空局 2015年、20ページ。
  6. ^ Szurovy 1999、31ページ。
  7. ^連邦航空局2015年、22ページ。
  8. ^ E. マクマン、マイケル. 「TKSアイスプロテクション：TKSアイスプロテクションシステムで一年中飛行が可能に」 . Plane & Pilot Magazine . Werner Publishing Corporation . 2014年10月17日閲覧。
  9. ^ a b「De-Icing for To-day」 . Flight . 1946年4月11日. 2012年3月15日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2013年12月11日閲覧。
  10. ^ Szurovy 1999、31～32ページ。
  11. ^連邦航空局2015年、21ページ。
  12. ^ Szurovy 1999、58ページ。
  13. ^ Sloan, Jeff (2008年12月30日). 「787、新型複合材翼除氷システムを搭載」www.compositesworld.com .
  14. ^ 「AERO – 787 ノーブリードシステム」www.boeing.com。
  15. ^ http://papers.sae.org/2009-01-3165/ | 高出力密度電熱除氷による柔軟性の向上の活用
  16. ^「第7章 航空機システム」。パイロットの航空知識ハンドブック（FAA-H-8083-25B版）。連邦航空局。2016年8月24日。p. 41。 2023年6月20日時点のオリジナルよりアーカイブ。
  17. ^ 「飛行機の除氷：すすけた空」エコノミスト誌、2013年7月26日。 2013年12月11日閲覧。
  18. ^ 「氷防護システムの仕組み」 Aviation Week、2010年。
  19. ^ 「電気機械式除氷」 Air & Space Magazine、2004年。
  20. ^ 「除氷と防氷の統合」 NASA STI、2002年。 2003年4月5日時点のオリジナルよりアーカイブ。
  21. ^ Hejazi, Vahid; Sobolev, Konstantin; Nosonovsky, Michael (2013-07-12). 「超疎水性から疎氷性へ：力と相互作用分析」. Scientific Reports . 3 (1): 2194. Bibcode : 2013NatSR...3E2194H . doi : 10.1038/srep02194 . ISSN 2045-2322 . PMC 3709168. PMID 23846773 .   
  22. ^ Jung, Stefan; Dorrestijn, Marko; Raps, Dominik; Das, Arindam; Megaridis, Constantine M.; Poulikakos, Dimos (2011-02-14). 「超疎水性表面は疎氷性に最も適しているか？」 Langmuir . 27 ( 6): 3059– 3066. doi : 10.1021/la104762g . hdl : 20.500.11850/32592 . ISSN 0743-7463 . PMID 21319778 .  
  23. ^ Kim, Philseok; Wong, Tak-Sing; Alvarenga, Jack; Kreder, Michael J.; Adorno-Martinez, Wilmer E.; Aizenberg, Joanna (2012年8月28日). 「極めて優れた防氷・防霜性能を持つ液体注入ナノ構造表面」ACS Nano . 6 (8): 6569– 6577. doi : 10.1021/nn302310q . PMID 22680067 – ACS Publicationsより. 

参考文献

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