可调节防冰系统分隔条带的制作方法

1.本公开涉及用于飞行器的除冰系统，并且更特别地，涉及飞行器电热防冰系统。


背景技术：

2.飞行器实施除冰系统以去除飞行器的关键表面上的冰积聚，所述关键表面诸如例如机翼、水平安定面、发动机、挂架和/或桨叶，仅举几个表面。飞行器除冰系统的示例包括电热防冰系统(ips)，所述电热ips利用设置在关键表面的一个或多个冰滞区域处的一个或多个高瓦密度分隔条带。
3.分隔条带可响应于接收到电流而被加热，由此有利于防结冰(例如，防止冰的形成)和/或理想地从关键表面前缘上的最大动压位置的区域去除积冰。通过去除目标位置处的冰，关键表面在飞行器飞行期间实现的气动力有助于从关键表面的更远离尾部的位置去除或“脱落”积冰的其余部分，由此允许降低去冰(除冰)电热功率并且提高其他防冰区的脱落性能。


技术实现要素：

4.根据一个非限制性实施方案，一种安装在飞行器上的电热防冰系统(ips)包括传感器、分隔条带组件和控制器。所述传感器监测施加在所述传感器上的局部入射气流的方向。所述分隔条带组件联接到所述关键表面并且包括多个加热部段。所述控制器与所述传感器和所述分隔条带组件进行信号通信。所述控制器基于所述局部入射气流确定入射在所述飞行器的关键表面上的表面气流的方向，并且基于所述气流的所述方向，相对于所述多个加热部段之中的非目标加热部段选择性地将功率集中到所述多个加热部段之中的至少一个目标加热部段。
5.根据另一个非限制性实施方案，一种分隔条带组件被配置为安装在飞行器的一个或多个关键表面处。所述分隔条带组件包括中间分隔条带部段、下分隔条带部段和上分隔条带部段。所述中间分隔条带被配置为接触所述关键表面的中间部分，所述下分隔条带部段被配置为接触所述关键表面的下部，并且所述上分隔条带部段被配置为接触所述关键表面的上部。所述中间分隔条带部段、所述下分隔条带部段和所述上分隔条带部段响应于接收到集中功率而被激活，其中至少一个中间分隔条带部段、至少一个下分隔条带部段和至少一个上分隔条带部段被配置为彼此独立地激活。
6.根据又一个非限制性实施方案，提供了一种对飞行器的关键表面进行除冰的方法。所述方法包括确定所述飞行器的关键表面上的多个加热区并将分隔条带联接到所述关键表面，使得所述分隔条带的多个加热部段对应于所述多个加热区。所述方法还包括经由传感器监测施加在所述传感器上的局部气流的方向，以及经由控制器基于施加在所述传感器上的所述局部气流的所述方向确定入射在所述关键表面上的表面气流的方向。所述方法还包括经由所述控制器通过以下方式彼此独立地选择性地激活所述多个加热部段：基于所述表面气流的所述方向，相对于所述多个加热部段之中的非目标加热部段将电功率集中到
所述多个加热部段之中的至少一个目标加热部段。
附图说明
7.现在将仅以举例的方式并且参考附图来更详细地描述本公开的某些实施方案，在附图中：图1是装备有根据非限制性实施方案的电热防冰系统(ips)的飞行器的示意图；图2是根据非限制性实施方案的包括电热ips的分隔条带组件的分解图；图3是图2中所示的分隔条带组件的组装图；图4a和图4b示出根据非限制性实施方案的响应于接收到第一方向上的气流而加热第一目标分隔条带区的分隔条带组件；图5a和图5b示出根据非限制性实施方案的响应于接收到第二方向上的气流而加热第二目标分隔条带区的分隔条带组件；图6a和图6b示出根据非限制性实施方案的响应于接收到第三方向上的气流而加热第一目标分隔条带区的分隔条带组件；并且图7是示出根据非限制性实施方案的对飞行器的关键表面进行除冰的方法的流程图。
具体实施方式
8.飞行器设计师不断寻求设计解决方案以减少飞行器的电功率需求。随着飞行器设计增加基于电力的系统的数量，这一目标变得更加重要。防冰对于飞行器电气设计特别重要，因为最大功率汲取是高的并且在结冰状况下是特别 需要的，而结冰状况仅在一小部分操作时间期间才会遇到。常规电动ips或机电ips在有时称为“分隔条带区”的固定位置处利用单个带。分隔条带或多个加热器都同时一起通电，以便均匀地加热分隔条带区，而不管积冰的实际位置。因此，常规ips设计并未优化功耗。
9.各种非限制性实施方案通过提供包括限定相应分隔条带区的多个分隔条带的分隔条带组件来改进常规ips。基于气流相对于关键表面的角度，一个或多个目标分隔条带区可彼此独立地被加热。因此，目标分隔条带区可被选择为要加热，并且可在最大动压位置随着飞行器攻角(aoa)、空速、增升装置的配置和/或其他参数变化时基于最大动压位置的改变而动态地改变。因此，并非如由常规电热ips当前执行的加热关键表面的设置有分隔条带的整个区域，而是一个或多个非限制性实施方案允许在不加热其他分隔条带的情况下选择性地加热目标分隔条带，由此提供能够以提高的功率效率操作的优化的电热ips。
10.现在参考图1，示出了配备有根据非限制性实施方案的优化的电热防冰系统(ips) 14的飞行器10。飞行器10包括可由电热ips 14加热的关键表面12。尽管关键表面12被自此描述为例如机翼，但应当理解，关键表面还可包括但不限于翼型件、桨叶或任何弯曲的前缘表面。
11.电热ips 14包括一个或多个传感器22、分隔条带组件15和控制器50。电热ips 14被配置为从机翼12的前缘18去除冰。在一些实施方案中，电热ips 14向前缘18提供热量，以便融化附着到前缘的冰。尽管由于电热ips 14的去冰能力，机翼12的前缘18被描绘为无冰，但冰积聚20被示出在位于电热ips 14尾部的停滞区域处。
12.传感器22可执行各种类型的感测功能和测量，包括但不限于温度测量、大气压力测量、气流速度测量和气流方向测量。在一个或多个非限制性实施方案中，传感器22包括从飞行器10 (例如，机身侧面)伸出由此与飞行器10相邻地将表面区域暴露于大气的探针。可使用各种技术来检测所暴露的传感器22上的冰积聚。例如，在一些实施方案中，可使用共振探针来检测这些表面区域上的冰积聚。共振探针可具有共振频率变化，所述共振频率变化指示传感器22的表面区域上的冰积聚，所述冰积聚与飞行器10的关键表面上的冰积聚相关。在一些实施方案中，两个相邻导体可定位在分隔条带组件15的表面区域上，使得导体与机翼12相邻地暴露于大气中。当水或冰附着在表面区域上并跨越两个相邻导体时，导体之间的导电率可指示此类状况。接近表面传感器定位的温度传感器可用于区分水与冰的检测。
13.在一个或多个非限制性实施方案中，传感器22被配置为监测与入射在飞行器10的关键表面12上的气流方向相关的入射气流方向。入射行程可描述为在飞行器10的飞行期间沿关键表面12 (例如机翼)的入射的变化。在一些情况下，在飞行器10的飞行期间，靠近飞行器10的表面的气流角度受边界层效应影响，并且可能与飞行器10相对于自由流条件的真实气流角度不相同。
14.一些传感器22可能够感测所谓的局部aoa或局部气流角度(即，在传感器的局部区域处的气流角度)，但可能无法提供飞行器10上其他关键位置处的局部气流角度的准确测量结果。因此，准确确定飞行器上其他关键位置处的局部气流角度可能涉及确定局部感测气流角度与局部关键表面气流角度之间的相关性。因此，传感器22可与控制器一起操作以提供局部和特定入射信息。例如，传感器22的局部区域处的气流角度可递送到控制器50，控制器然后确定局部气流角度与入射在飞行器10的关键表面12上的气流方向之间的相关性(例如，通过算术计算和/或使用存储在存储器中的预定查找表)。
15.电热ips 14、分隔条带组件15和传感器22与控制器50进行信号通信。控制器50可控制电热ips 14的各种操作。在一个或多个非限制性实施方案中，控制器50基于由传感器22提供的一个或多个信号控制分隔条带组件15的操作。例如，控制器可基于指示由一个或多个传感器22检测到的冰积聚的信号来控制电源(未描绘)以向分隔条带组件15输出电流。继而，电流促使分隔条带组件15发出热量，从而融化冰。在一个或多个非限制性实施方案中，传感器22可确定气流相对于机翼12的方向。基于气流的方向，控制器50可激活分隔条带组件15的一个部段以加热机翼12的目标区，同时停用分隔条带组件15的其他部段。以此方式，可提高电热ips 14的功率效率，如下面更详细描述的。
16.图2和图3共同示出根据非限制性实施方案的能够加热诸如例如机翼12的关键表面的分隔条带组件15。机翼12具有在后缘25与前缘27之间延伸的主体13。在一个或多个非限制性实施方案中，主体13具有凹部29，所述凹部可通过渐缩逐渐形成或者可替代地通过减小厚度的步骤形成。
17.分隔条带组件15被配置为抵靠机翼12的前缘27的外表面30设置。在一个或多个非限制性实施方案中，分隔条带组件15的尺寸和形状可被设定成使得其贴合地装配在主体13的此凹入部段29内。在一个或多个非限制性实施方案中，分隔条带组件15的外表面与机翼12的外表面30齐平，使得所述表面彼此齐平并且它们的外表面之间没有台阶。
18.分隔条带组件15覆盖机翼12的前缘27的至少一部分。在一个或多个非限制性实施
方案中，机翼12的由分隔条带组件15覆盖的部分可包括预期冰滞区域。在一个或多个非限制性实施方案中，分隔条带组件15覆盖机翼12的上表面、中间表面和下表面以限定加热区100，如图3所示。在一些示例中，分隔条带组件15包括一个或多个分隔条带，其中每个分隔条带用作加热元件。在一个或多个非限制性实施方案中，分隔条带嵌入树脂或提供抗侵蚀保护并且还用作绝热层的其他基质中。根据至少一个非限制性实施方案，分隔条带中的一个或多个包括金属箔条带，所述金属箔条带具有电阻性并且在连接到电源时通过焦耳效应产生热量。然而，在不背离本发明的范围的情况下，可采用其他加热元件和基质。
19.继续参考图2和图3，分隔条带组件15包括多个单独分隔条带部段。在图2和图3所示的示例中，分隔条带组件15包括下分隔条带部段102、中间分隔条带部段104和上分隔条带部段106。然而，应当理解，在不脱离本发明的范围的情况下，可采用更多或更少分隔条带部段。下分隔条带部段102可限定下加热区，中间分隔条带部段104可限定中间加热区，并且上分隔条带部段106可限定上加热区。
20.下分隔条带部段102、中间分隔条带部段104和上分隔条带部段106与控制器50进行信号通信，并且每个部段都可相对于彼此独立地激活和停用。在一个或多个非限制性实施方案中，给定分隔条带部段102、104、106可通过将功率集中到给定部段102、104、106来激活。例如，控制器50可激活中间分隔条带部段104，而不激活下分隔条带部段102和上分隔条带部段106。在其他场景下，控制器50可激活分隔条带部段102、104和106的组合。例如，控制器50可激活下分隔条带部段102和中间分隔条带部段104，而不激活上分隔条带部段106。如有必要，控制器50可同时激活所有下分隔条带部段102、中间分隔条带部段104和上分隔条带部段106。
21.在一个或多个非限制性实施方案中，控制器50可向一个分隔条带部段102、104、106提供较高功率水平，同时向其他分隔条带部段102、104、106中的一个或多个提供较低功率水平。此外，控制器50可基于分隔条带处的局部aoa调节给定分隔条带部段102、104、106的功率水平(例如，功率密度)，同时一个或多个目标分隔条带部段102、104、106被控制(例如，热调节)以进行功率优化。飞行器的飞行包线上的入射气流角度范围用于定位不同分隔条带和调整不同分隔条带的尺寸。
22.现在转向图4a和图4b，根据非限制性实施方案，分隔条带组件15被示出为响应于检测到以第一方向(例如，在向前方向上)入射到机翼12的气流150而加热中间加热区105。如本文所述，一个或多个传感器22可检测气流150相对于机翼12的方向。因此，控制器50可接收来自传感器22的输出信号以确定在飞行器飞行期间的任何给定时刻的气流150的方向。
23.气流150入射在机翼12的中间区域的中部上的向前方向通常是飞行器的典型飞行条件期间的最大动压的区域。因此，基于由气流150施加的最大动压的当前位置，中间加热区105被确定为要加热的最佳区。如本文所述，控制器50可通过以下方式选择性地加热中间加热区105：激活中间分隔条带部段104 (例如，通过将电流递送到中间分隔条带部段104)，同时停用下分隔条带部段102和上分隔条带部段106 (例如，通过避免将电流递送到下分隔条带部段102和上分隔条带部段106)。
24.参考图5a和图5b，根据非限制性实施方案，分隔条带组件15被示出为响应于检测到以第二方向(例如，在向上方向上)入射到机翼12的气流150而加热下加热区103。在一个
或多个非限制性实施方案中，在飞行器的飞行期间，气流150的方向主动地从图4a和图4b所示的向前方向改变为图5所示的向上方向150。此场景在“保持状态”期间或在下降和/或着陆事件期间是典型的。因此，最大动压的位置移动到机翼12上的较低位置。
25.响应于气流150的向上方向，控制器可动态地确定要加热的最佳区是下加热区103。以此方式，控制器可通过停用中间分隔条带部段104 (例如，停止流向其的电流)动态地停止加热中间加热区105，并且通过以下方式发起加热下加热区103：激活下分隔条带部段102 (例如，递送流向其的电流)，同时停用中间分隔条带部段104和上分隔条带部段106 (例如，通过避免将电流递送到中间分隔条带部段104和上分隔条带部段106)。
26.转向图6a和图6b，根据非限制性实施方案，分隔条带组件15被示出为响应于检测到以第三方向(例如，在向下方向上)入射到机翼12的气流150而加热上加热区107。在一个或多个非限制性实施方案中，在飞行器的飞行期间，气流150的方向主动地将方向(例如，从图4a和图4b所示的向前方向)改变为图6a和图6b所示的向下方向150。此场景在下降期间是典型的。因此，最大动压的位置移动到机翼12上的较上位置。
27.响应于气流150的向下方向，控制器50可动态地确定要加热的最佳区是上加热区107。以此方式，控制器50可通过以下方式动态地发起加热上加热区107：激活上分隔条带部段106 (例如，递送流向其的电流)，同时停用下分隔条带部段102和中间分隔条带部段104 (例如，通过避免将电流递送到下分隔条带部段102和中间分隔条带部段104)。
28.现在参考图7，示出了根据非限制性实施方案的对飞行器的关键表面进行除冰的方法。所述方法在操作700处开始，并且在操作702处，激活安装在飞行器上的电热ips。在操作704处，监测入射在飞行器的关键表面上的气流的方向。关键表面可包括但不限于机翼、翼型件和/或桨叶。在操作706处，基于气流的方向确定关键表面的最佳加热区。在操作708处，基于最佳加热区确定分隔条带组件的一个或多个目标部段。在操作710处，激活分隔条带组件的目标部段，同时停用分隔条带组件的非目标部段或降低所述非目标部段的功率。因此，最佳加热区是使用分隔条带组件的所激活的部段进行加热。在操作712处，确定电热ips是否已被停用。当电热ips已被停用时，在操作714处停用分隔条带组件(例如，中断到分隔条带组件的目标部段的电流)，并且所述方法在操作716处结束。
29.然而，当电热ips未被停用时，方法返回到操作704并继续监测入射在关键表面上的气流的方向。飞行器通常会改变方向，因此动态地改变入射在关键表面上的气流的方向，如本文所述。例如，随着飞行器从巡航飞行阶段转变到爬升飞行阶段，气流的方向可从向前方向改变为向上方向。当在操作704处确定气流方向的变化时，可在操作706处确定新的最佳加热区，并且可基于新确定的最佳加热区动态地激活分隔条带组件的一个或多个不同目标部段。因此，可激活分隔条带的新目标部段以考虑气流方向的变化，并且方法继续到如上所述的操作712。
30.如本文所述，本公开的各种非限制性实施方案提供一种电热ips，所述电热ips能够确定最佳加热区，并且在最大动压的位置随着飞行器攻角(aoa)、空速、增升装置的配置或其他参数变化时，作为响应，选择性地激活分隔条带组件的部段。以此方式，电热ips有利于优化加热效率，同时降低飞行器飞行期间的整体功耗。

技术特征：
1.一种安装在飞行器上的电热防冰系统(ips)，所述电热ips包括：传感器，所述传感器被配置为监测施加在所述传感器上的局部入射气流的方向；分隔条带组件，所述分隔条带组件联接到所述飞行器的关键表面，所述分隔条带组件包括多个加热部段；以及控制器，所述控制器与所述传感器和所述分隔条带组件进行信号通信，所述控制器被配置为基于所述局部入射气流确定入射在所述飞行器的关键表面上的表面气流的方向，并且基于所述表面气流的所述方向，相对于所述多个加热部段之中的非目标加热部段选择性地将功率集中到所述多个加热部段之中的至少一个目标加热部段。2.如权利要求1所述的电热ips，其中所述控制器基于所述表面气流的所述方向和所述关键表面的冰滞区域中的一者或两者确定所述关键表面的最佳加热区，并且将第一水平的功率递送到所述至少一个目标部段以加热所述最佳加热区，同时将小于所述第一水平的功率的第二水平的功率递送到所述非目标部段中的至少一个。3.如权利要求2所述的电热ips，其中所述多个加热部段包括：接触所述关键表面的中间部分的至少一个中间分隔条带部段；接触所述关键表面的下部的至少一个下分隔条带部段；以及接触所述关键表面的上部的至少一个上分隔条带部段。4.如权利要求3所述的电热ips，其中所述控制器基于所述表面气流的所述方向，激活所述中间分隔条带部段、所述至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段中的至少一个，同时停用其余的中间分隔条带部段、所述至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段中的至少一个。5.如权利要求4所述的电热ips，其中所述控制器响应于检测到入射在所述关键表面的所述中间部分上的所述表面气流，激活所述至少一个中间分隔条带部段，同时停用所述下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段中的至少一个。6.如权利要求4所述的电热ips，其中所述控制器响应于检测到入射在所述关键表面的所述下部上的所述表面气流，激活所述至少一个下分隔条带部段，同时停用所述中间分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段中的至少一个。7.如权利要求4所述的电热ips，其中所述控制器响应于检测到入射在所述关键表面的所述上部上的所述表面气流，激活所述至少一个上分隔条带部段，同时停用所述中间分隔条带部段和所述至少一个下分隔条带部段中的至少一个。8.如权利要求2所述的电热ips，其中所述控制器控制到所述至少一个目标部段的电流输出以将所述功率集中在所述至少一个目标部段处，同时阻止到所述非目标部段中的所述至少一个的电流输出以停用所述至少一个非目标部段。9.一种分隔条带组件，其包括：接触飞行器的关键表面的中间部分的至少一个中间分隔条带部段；接触所述关键表面的下部的至少一个下分隔条带部段；以及接触所述关键表面的上部的至少一个上分隔条带部段，其中所述至少一个中间分隔条带部段、所述至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段响应于接收到集中功率而被激活，并且所述至少一个中间分隔条带部段、所述至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段被配置为彼此独立地激活。
10.如权利要求9所述的分隔条带组件，其中基于入射到所述关键表面的表面气流的方向，所述至少一个中间分隔条带部段、所述至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段被配置为激活，同时其余的至少一个中间分隔条带部段、所述至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段中的至少一个被配置为停用。11.如权利要求10所述的分隔条带组件，其中响应于检测到入射在所述关键表面的所述中间部分上的所述表面气流，所述至少一个中间分隔条带部段被配置为激活，同时至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段被配置为停用。12.如权利要求11所述的分隔条带组件，其中响应于检测到入射在所述关键表面的所述下部上的所述表面气流，所述至少一个下分隔条带部段被配置为激活，同时至少一个中间分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段被配置为停用。13.如权利要求12所述的分隔条带组件，其中响应于检测到入射在所述关键表面的所述上部上的所述表面气流，所述至少一个上分隔条带部段被配置为激活，同时至少一个中间分隔条带部段和所述至少一个下分隔条带部段被配置为停用。14.一种对飞行器进行除冰的方法，所述方法包括：确定所述飞行器的关键表面上的多个加热区并将分隔条带联接到所述关键表面，使得所述分隔条带的多个加热部段对应于所述多个加热区；经由传感器监测施加在所述传感器上的局部气流的方向；以及经由控制器基于施加在所述传感器上的所述局部气流的所述方向确定入射在所述关键表面上的表面气流的方向；以及经由所述控制器通过以下方式彼此独立地选择性地激活所述多个加热部段：基于所述表面气流的所述方向，相对于所述多个加热部段之中的非目标加热部段将电功率集中到所述多个加热部段之中的至少一个目标加热部段。15. 如权利要求14所述的方法，其中彼此独立地选择性地激活所述多个加热部段还包括：基于所述表面气流的所述方向和停滞位置确定所述关键表面的最佳加热区；以及激活所述至少一个目标部段以加热所述最佳加热区，同时停用所述非目标部段中的至少一个或向所述非目标部段中的至少一个提供较低功率。16.如权利要求15所述的方法，其中彼此独立地选择性地激活所述多个加热部段还包括：基于所述表面气流的所述方向，激活所述中间分隔条带部段、所述至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段中的至少一个，同时停用其余的至少一个中间分隔条带部段、所述至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段中的至少一个。17.如权利要求16所述的方法，其中彼此独立地选择性地激活所述多个加热部段还包括：响应于确定所述表面气流入射在所述关键表面的所述中间部分上，激活所述至少一个中间分隔条带部段，同时停用至少一个下分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段。18.如权利要求16所述的方法，其中彼此独立地选择性地激活所述多个加热部段还包括：响应于确定所述表面气流入射在所述关键表面的所述下部上，激活所述至少一个下分
隔条带部段，同时停用至少一个中间分隔条带部段和所述至少一个上分隔条带部段。19.如权利要求16所述的方法，其中彼此独立地选择性地激活所述多个加热部段还包括：响应于确定所述表面气流入射在所述关键表面的所述上部上，激活所述至少一个上分隔条带部段，同时停用至少一个中间分隔条带部段和所述至少一个下分隔条带部段。20.如权利要求15所述的方法，其中彼此独立地选择性地激活所述多个加热部段还包括：经由控制器输出到所述至少一个目标部段的电流以将所述功率集中在所述至少一个目标部段处，同时阻止到所述非目标部段中的所述至少一个的电流输出以停用所述至少一个非目标部段。

技术总结
一种安装在飞行器上的电热防冰系统(IPS)包括传感器、分隔条带组件和控制器。所述传感器监测施加在所述传感器上的局部入射气流的方向。所述分隔条带组件联接到关键表面并且包括多个加热部段。所述控制器与所述传感器和所述分隔条带组件进行信号通信。所述控制器基于所述局部入射气流确定入射在所述飞行器的关键表面上的表面气流的方向，并且基于所述表面气流的所述方向，相对于所述多个加热部段之中的非目标加热部段选择性地将功率集中到所述多个加热部段之中的至少一个目标加热部段。多个加热部段之中的至少一个目标加热部段。多个加热部段之中的至少一个目标加热部段。


技术研发人员：R
受保护的技术使用者：古德里奇公司
技术研发日：2022.10.21
技术公布日：2023/6/3