CN102069910A - 飞行器 - Google Patents

Abstract

一种飞行器(1)，其具有：机身(2)；以及检测装置(10)，该检测装置用于检测由具有大于阈值的第一特征尺寸的过冷液滴(20)的凝固所产生的冰的存在。该检测装置(10)具有用于聚积液滴(20)的优选的第一部分(15)；并且，优选的第一部分(15)的位置被设置为可从机身(2)的内部看到。

Description

飞行器

技术领域

本发明涉及一种飞行器。

背景技术

冰在飞行器的机翼和/或控制表面上的形成会损害飞行器的空气动力学特性，并且，在一些情况中，甚至会使其非常难以控制。

当飞行器飞过包含水滴的空气时，冰通常在飞行器的机翼和/或控制表面上形成，水滴在低于零摄氏度的温度下保持液态，并通常叫做过冷水滴。

过冷水滴趋向于在与飞行器的机翼和/或控制表面接触时凝固，并由此在机翼和/或控制表面上形成一层过冷冰。

遇到的直径小于假设50μm阈值的过冷水滴，通常不会对飞行器产生严重的危险。

这是由于分配气流的飞行器机翼和/或控制表面的原因，和由于这样的事实的原因：由于运动较少，大多数小于阈值直径的水滴趋向于越过机翼和/或控制表面，而不与其撞击。已经观察到，仅有少部分小于阈值直径的水滴实际与机翼的前缘和/或控制表面接触。

为了去除形成于机翼前缘和/或控制表面上的冰，飞行器由此装配有测冰和除冰装置。

另一方面，大于阈值直径的过冷水滴具有更大的惯量，并由此沿着很大程度上不会被机翼和/或控制表面与空气的相互作用所干扰的路径移动。

结果，大于阈值直径的过冷水滴趋向于撞击机翼和/或控制表面，并由此也在除了前缘以外的机翼和/或控制表面的部分上形成冰，从而使飞行器遭到危险。

用于检测由大于阈值直径的过冷水滴产生的冰的装置是已知的，例如在US-B-6296320中描述的装置。

此装置基本上包括固定至机身的壳体；传感器，尤其是振动件，容纳于壳体中的腔体中；以及用于测量传感器的振动频率的元件。

该检测装置还包括形成于壳体中并具有气流入口的管道；和相对于所述装置在气流方向上位于传感器上游的出口。

管道中的气流产生围绕传感器的涡流。由于运动较少，小于阈值直径的过冷水滴无法穿透涡流，结果是其大部分无法与传感器接触。另一方面，大于阈值直径的过冷水滴具有足够多的运动，以穿透涡流，并且，在传感器上撞击并形成冰。所形成的冰改变传感器的自然振动频率，这会被测量元件检测到。

US-A-2002/0158768中描述了检测装置的另一实施例，其基本上包括第一和第二冰敏探针；分别用于激励第一和第二探针的第一和第二激励电路；以及用于测量第一和第二探针的自然振动频率的装置。

该检测装置被设计为，使得大于阈值直径的过冷水滴撞击第一探针，然而，转移那些小于阈值直径并且运动较少的过冷水滴，使其其不撞击第一探针。

检测装置还被设计为，使得大于和小于阈值直径的过冷水滴均在第二探针上撞击并形成冰。

第一和第二激励电路分别激励第一和第二探针，并且，测量装置确定第一探针的第一自然振动频率和第二探针的第二自然振动频率，通过撞击大于阈值直径的过冷水滴，在第一探针上形成冰，并且，通过撞击小于和大于阈值直径的过冷水滴，在第二探针上形成冰。

根据第一和第二自然振动频率之间的比值，可确定飞行器所通过的空气中的过冷水滴的存在。

以上检测装置基本上以确定传感器的自然频率为基础，通过撞击大于阈值直径的过冷水滴，在传感器上形成冰，这意味着，这些传感器需要激励其的激励电路和用于测量其自然频率的测量电路。

本行业内有这样的需求：为飞行器装配能够快速检测大于阈值直径的过冷水滴的存在的检测装置，不需要借助于以上激励和测量电路。

发明内容

本发明的一个目的是，提供一种被设计为便宜且简单地符合以上需求的飞行器。

根据本发明，提供一种飞行器，其包括：

-机身；以及

-检测装置，用于检测由具有大于阈值的第一特征尺寸的第一过冷液滴的凝固所产生的冰的存在；所述检测装置包括用于聚积所述第一液滴的优选的第一部分；

所述第一部分的位置被设置为可从所述机身的内部看到；

所述检测装置包括用于聚积第二过冷液滴的优选的第二部分，第二过冷液滴具有小于所述阈值的第二特征尺寸；

所述第二部分与所述第一部分不同，并且，所述第二部分的位置被设置为可从机身的内部看到；

所述检测装置进一步包括本体，而所述本体依次包括由所述第一液滴和所述第二液滴经过的表面；

所述本体的所述表面限定所述第一和所述第二部分；

所述第二部分的位置被设置为，在所述飞行器的正常飞行方向上位于所述第一部分的前面；

其特征在于，所述第一部分被限定在分别位于彼此不同的第一和第二平面中的第一和第二闭合曲线之间；并且，通过位于与所述第一和第二平面不同的第三平面中的第三闭合曲线将所述第二部分限定在面向所述第一部分的一侧上。

附图说明

参考附图通过实例描述本发明的优选的非限制性实施方式，其中：

图1示出了根据本发明的飞行器(尤其是直升机)的透视图；

图2示出了图1的直升机的放大俯视平面图，为了清楚起见，去除了一些部分；

图3和图4示出了图1和图2的直升机的测冰装置的零件的俯视平面图和侧视图；

图5和图6示出了转动90度的图3和图4的零件。

具体实施方式

图1中的数字1总体上表示飞行器，尤其是直升机。

直升机1基本上包括：机身2；机身2的顶部上的主螺旋桨(未示出)；以及尾部螺旋桨(未示出)。

在相对的两端，机身2包括机头3和支撑尾部螺旋桨的尾梁(未示出)。

在以下描述中，诸如“前”、“顶部”、“后”、“向下”等术语不是限制性的，并且，参照如图1所示的直升机1的正常飞行位置和方向，即，其中，直升机在水平方向上飞行，机身2的机头3在尾梁的前面。

在机身前端，机身2限定驾驶舱4。

机身2包括位于驾驶舱4的前部和到机头3的后部的两个前窗5；以及在机身2的相应侧7中的两对侧窗6(在图1中仅示出一对)。

直升机1还包括检测装置10，其用于检测由具有大于给定阈值的特征尺寸(尤其是直径)的过冷液滴20(图2，图6)的凝固所产生的冰的存在。更具体地，液滴20的直径超过50μm，并且，由其形成的冰严重地危及直升机1的支撑和/或控制。

检测装置10包括用于聚积液滴20的优选部分15。

有利地，可从驾驶舱4的内部看到部分15。

因此，飞行员和/或其它机组成员可用眼睛检测由液滴20产生的冰的存在。

换句话说，检测装置10是被动的，没有电子元件。

更具体地，检测装置10基本上包括(图1和图2)：

-栓结至机身2的一侧7的法兰12，位于窗户6的下方；

-可从驾驶舱4看到的主体13；以及

-臂部14，其具有与法兰12连接的第一端，和与第一端相对的支撑本体13的第二端。

在所示实例中，本体13是球形的，并具有由包含过冷液滴20，21和22的气流经过的外表面11。

更具体地，过冷液滴21的直径是30-50μm，并且，过冷液滴22的直径小于30μm。

表面11限定：部分15；用于聚积过冷液滴21的优选部分16；以及用于聚积过冷液滴22的优选部分17。

在直升机1的正常飞行方向上，部分17位于部分16的前面，并且，部分16位于部分15的前面。

液滴22具有非常少的运动，因此趋向于停留在部分17上并形成冰。

液滴21的运动比液滴22多，并且比液滴20少，因此，其继续通过部分17，并趋向于停留在部分16上并形成冰。

液滴20的运动比液滴21和22多，因此，其继续通过部分16，并趋向于停留在部分15上并形成冰。

部分15被限定在圆30和圆31之间至圆30的前面。

部分16被限定在圆31和圆32之间至圆31的前面。

部分17被限定在圆32的后面。

圆30和31的平面之间的距离大于圆31和32的平面之间的距离。

换句话说，圆30、31、32限定部分15、16、17在本体13上的表现。

圆30、31、32也位于相应的平行的偏移平面中。

圆30、31、32的相应中心沿着轴线A设置，轴线A相对于平行于直升机1的正常飞行方向的本体13的轴线B倾斜，并与相对于直升机1的气流方向重合。

如图3和图4所示，轴线A和B在本体13的中心处相遇。

包含圆30、31、32的中心的轴线A的部分位于臂部14和轴线B之间(图3)，位于轴线B之上(图4)。

图5示出了本体13和圆30、31、32在平行于轴线A且垂直于圆30、31、32的平面的平面中的投影。

在本体13的中心处，与以上平面中的圆30对着的角度α的范围在90度至110度之间，并且，优选地是100度。

在本体13的中心处，与以上平面中的圆31对着的角度β的范围在65度至75度之间，并且，优选地是70度。

在本体13的中心处，与以上平面中的圆32对着的角度γ的范围在55度至65度之间，并且，优选地是60度。

为了使飞行员容易从驾驶舱4观察，部分15、16、17具有不同的颜色。

更具体地，部分15是红的，部分16是黄的，部分17是黑的。

在检测装置10的第一实施方式中，本体13由复合材料制成，以减小直升机1的整体重量。

在检测装置10的第二实施方式中，本体13包括加热元件(未示出)以防止其结冰，并且，本体13由金属制成。

在实际使用中，直升机1在平行于轴线B的方向上飞行，并且，可飞过包含过冷液滴20，21，22的云，过冷液滴20，21，22与直升机1(尤其是检测装置10)接触并在其上形成冰。

当直升机向前运动时，直升机1产生导致液滴20，21，22撞击检测装置10的本体13的气流。

由于运动较少，液滴22主要停留在黑色部分17上并形成冰。

液滴21的运动比液滴22的运动多，因此，其能够到达部分16，从而，大部分液滴21停留在黄色部分16上并形成冰。

液滴20的运动比液滴21的运动多，因此，其能够到达部分15，从而，大部分液滴20停留在红色部分15上并形成冰。

飞行员或其它机组人员通过简单地扫视本体13并检查部分15上的冰，可确定由液滴20产生的冰的存在。

在这样做的基础上，并确认由液滴20产生的冰的存在，飞行员驾驶直升机1从云中飞出。

从以上描述中，根据本发明的直升机1的优点将是显而易见的。

具体地，飞行员或其它机组人员通过简单地检查部分15上的冰，可确定由液滴20产生的冰的存在。

因此，检测装置10不需要传感器或调节电路，并由此是完全被动的，没有电子零件。

最后，在飞行器是直升机的情况中，主螺旋桨的空气动力学作用使气流转移，该气流以倾斜角度流动，并平行于轴线B。在此情况中，因为轴线A和B相对于彼此倾斜，所以液滴20，21，22仍撞击部分15，16，17，这意味着，使气流转移决不会损害检测装置10的操作。

然而，显而易见地，在不背离本发明的范围的前提下，可对该飞行器进行改变。

特别地，所述飞行器可以是飞机或垂直升降飞机。

在所述飞行器是飞机的情况中，轴线A和B不需要相对于彼此倾斜。

而且，本体13可包括限定部分15，16，17的半球形前部；和圆柱形后部。

Claims (10)

1.一种飞行器(1)，包括：

-机身(2)；以及

-检测装置(10)，用于检测由具有大于阈值的第一特征尺寸的第一过冷液滴(20)的凝固所产生的冰的存在；所述检测装置(10)包括用于聚积所述第一液滴(20)的优选的第一部分(15)；

所述第一部分(15)被定位为能够从所述机身(2)的内部看到；

所述检测装置(10)包括用于聚积第二过冷液滴(22)的优选的第二部分(17)，所述第二过冷液滴(22)具有小于所述阈值的第二特征尺寸；

所述第二部分(17)与所述第一部分(15)不同，并且，所述第二部分被定位为可从机身(2)的内部看到；

所述检测装置(10)进一步包括本体(13)，而所述本体(13)包括由所述第一液滴(20)和所述第二液滴(22)经过的表面(11)；

所述本体(13)的所述表面(11)限定所述第一和所述第二部分(15，17)；

所述第二部分(17)被定位为在所述飞行器(1)的正常飞行方向上位于所述第一部分(15)的前面；

其特征在于，所述第一部分(15)被限定在分别位于彼此不同的第一和第二平面中的第一和第二闭合曲线(30，31)之间；并且，通过位于与所述第一和第二平面不同的第三平面中的第三闭合曲线(32)将所述第二部分(17)限定在面向所述第一部分(15)的一侧上。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述检测装置(10)包括第三部分(16)，所述第三部分由所述表面(11)限定并限定用于聚积第三过冷液滴(21)的部分，所述第三过冷液滴(21)具有介于所述第一和第二特征尺寸之间的第三特征尺寸；

所述第三部分(16)设置在所述第一和第二部分(15，17)之间。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述第一、第二和第三曲线(30，31，32)分别是沿着公共第一轴线(A)具有各自中心的第一、第二和第三圆。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述表面(11)包括至少一个限定所述第一、第二和第三部分(15，17，16)的球面部分。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述检测装置(10)包括用于加热所述本体(13)的装置。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述本体(13)由金属制成。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述本体(13)由复合材料制成。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，包括从所述机身(2)伸出的支撑部(14)，并且，所述支撑部在与所述机身(2)相对的一端支撑所述本体(13)。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器是直升机。

10.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述本体(13)具有平行于所述飞行器(1)的所述正常飞行方向的对称的第二轴线(B)；并且，所述第一和第二轴线(A，B)相对于彼此倾斜。

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