CN103538724B - 航空器冰保护系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空器冰保护系统和方法。本发明提供了一种用于构件的冰保护的系统和方法，其中，系统适合于粘着地接合于构件的表面。该系统包括加热元件层、将加热元件层的第一侧粘着地接合于构件的至少一个导热粘着剂层、隔离层、将加热元件的第二侧粘着地接合于隔离层的至少一个隔热粘着剂层、适合于在功率源与加热元件层之间提供连接的电气母线条、和至少一个温度传感器。

Description

航空器冰保护系统和方法
技术领域
本发明大致涉及涡轮机械，并且更具体地涉及用于航空器发动机表面的防冰和除冰系统。
背景技术
图1示意性地表示本领域中已知类型的高旁通涡轮风扇发动机10。发动机10示意性地表示为包括风扇组件12和核心发动机14。风扇组件12示为包括复合式风扇外壳16和从风扇叶片阵列18向前突出的机头整流罩20。机头整流罩20和风扇叶片18都由风扇盘(未示出)支撑。核心发动机14表示为包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮26和低压涡轮28。进入风扇组件12的空气中的大部分被旁通至发动机10的后部，以产生额外的发动机推力。旁通空气行进穿过环形旁通导管30，并穿过风扇喷嘴32离开导管30。风扇叶片18被风扇罩34包围，其限定旁通导管30的径向外边界以及通向发动机10和风扇喷嘴32的入口导管36。核心发动机14被核心壳38包围，其限定旁通导管30的径向内边界，以及从核心发动机14向后延伸的排气喷嘴40。
风扇罩34是重要的结构构件，其设计要素包括空气动力学准则以及承受外物损伤(FOD)的能力。出于这些原因，重要的是在制造罩34时选择合适的结构、材料和装配方法。已经考虑过各种材料和配置，其中金属材料且尤其铝合金得到广泛使用。还已考虑复合材料，诸如利用碳(石墨)纤维或织物加强的环氧叠片，因为它们提供一些优点，包括制造为足够大小的单件(single-piece)部件以满足空气动力学准则、轮廓控制和减轻重量的能力，这提高发动机效率并且改善比燃料消耗(SFC)。
当发动机在地面上且尤其在飞行条件下时，航空器发动机罩(尤其是在入口唇部(图1的42)处的罩前缘)经受结冰条件。移除罩入口唇部42上的积冰(除冰)和防止罩入口唇部42上的积冰(防冰)的一种众所周知的方法是通过使用热空气引气(bleed)系统。作为示例，发动机供给的引气空气可从燃烧室24穿过管道(未示出)抽吸到入口唇部42中，在此，热引气空气接触入口唇部42的内表面，以加热唇部42并移除/防止冰形成。作为备选，某些较小的涡轮风扇和涡轮螺旋桨航空器发动机已利用电防冰系统，其经由焦耳加热将电能转换成热量。电阻型加热导线可用作加热元件，但更近的示例使用能够商业上从GrafTech International Holdings Inc.获得的名为GRAFOIL®的柔性石墨材料。加热元件埋入诸如硅橡胶的保护罩(boot)中，其又附连于罩入口唇部42的内部前缘。这种系统的一个缺点是它们可需要过量能量用于诸如图1所示类型的高旁通涡轮风扇发动机的大型航空器发动机上的除冰和持续防冰操作。
还一些其他选择包括一种释放化学除冰剂的渗漏(weeping)系统，和装备可充气气囊以使积冰破裂的除冰保护罩。渗漏系统的显著缺点包括化学除冰剂的高昂成本、航空器始终携带除冰剂的需求、和如果在化学剂的供给在飞行期间耗尽时系统的不可操作性。除冰保护罩的缺点包括对气囊充气的泵的需求和相对短的寿命。
考虑到上述情况，正不断努力以研究能够通过对受保护表面的改善的热传递而提供除冰和防冰功能的新技术。
发明内容
本发明提供了一种用于航空器发动机表面的冰保护的系统和方法，其能够通过对受保护表面的改善的热量传递而提供除冰和防冰功能(冰保护)。
根据本发明的第一方面，提供一种用于构件的冰保护的系统，其中，该系统适合于粘着地接合于构件的表面，并包括加热元件层、将加热元件层的第一侧粘着地接合于构件的至少一个导热粘着剂层、隔离层、将加热元件的第二侧粘着地接合于隔离层的至少一个隔热粘着剂层、适合于在功率源与加热元件层之间提供电气连接的电气母线条、和并入该系统中的至少一个温度传感器。
根据本发明的第二方面，一种保护航空器上的构件免于冰形成的方法包括附连于电气母线条且与母线条和至少一个热传感器一起封装的加热元件层，以形成层叠结构，其中，第一导热粘着剂层设置在层叠结构的第一侧处，并且第一隔热粘着剂层设置在层叠结构的第二侧处。层叠结构然后被固化，此后隔离层利用第二隔热粘着剂层而附连于层叠结构的第二侧。层叠结构然后利用第二导热粘着剂层而附连于构件。最后，层叠结构和粘着剂层固化于构件，以将层叠结构接合于表面。
一种用于构件的冰保护的系统，其中，系统适合于粘着地接合于构件的表面，系统包括：加热元件层；至少一个导热粘着剂层，其将加热元件层的第一侧粘着地接合于构件；隔离层；至少一个隔热粘着剂层，其将加热元件层的第二侧粘着地接合于隔离层；电气母线条，其适合于在功率源和加热元件层之间提供连接；和至少一个温度传感器，其并入系统中。
优选地，隔离层具有宽度和厚度，并且宽度和厚度中的至少一个不是恒定的。
优选地，隔离层的厚度是变化的。
优选地，隔离层的密度是变化的。
优选地，加热元件层中的瓦特密度变化。
优选地，系统具有多于一个区域，其包括加热元件层、至少一个导热粘着剂层、隔离层、至少一个隔热粘着剂层、和至少一个温度传感器，并且每个区域构造成独立地提供防冰或除冰功能。
优选地，加热元件层是基于石墨的电阻元件。
优选地，加热元件层具有碳纳米管添加剂。
优选地，加热元件层、至少一个导热粘着剂层、隔离层、至少一个隔热粘着剂层、和至少一个温度传感器成至少两个条带(strip)的形式。
优选地，条带形成为交错的蛇形形状。
优选地，条带中的每个独立地附连于功率源。
优选地，构件是航空器的一部分。
优选地，构件是罩入口唇部。
一种保护航空器上的构件免于冰形成的方法，方法包括：形成加热元件层；将电气母线条附连于加热元件层；封装加热元件层、至少一个热传感器和电气母线条，以形成层叠结构，其中，第一导热粘着剂层设置在层叠结构的第一侧处，并且第一隔热粘着剂层设置在层叠结构的第二侧处；固化层叠结构；利用第二隔热粘着剂层将隔离层附连于层叠结构的第二侧；利用第二导热粘着剂层将层叠结构附连于构件；并且然后将层叠结构和隔离层固化于构件。
优选地，该方法还包括在固化于构件之前将层叠结构和隔离层切割成多于一个条带的步骤。
优选地，该方法还包括将条带形成为蛇形形状的步骤。
优选地，该方法还包括将每个条带独立地连接于功率源的步骤。
优选地，重复[0023]段的步骤，以形成多个独立区域，每个独立区域包括层叠结构。
本发明的技术效果是通过对受保护表面的改善的热传递而提供除冰和防冰功能的能力。
从以下详细说明中将进一步理解本发明的其他方面和优点。
附图说明
图1示意性地表示本领域中已知类型的高旁通涡轮风扇发动机。
图2示意性地表示根据本发明的实施例的冰保护系统的加热元件架构的截面。
图3表示成条带形式的加热元件架构，其已经形成为蛇形形状，以形成根据本发明的实施例的冰保护系统的防冰或除冰区域。
图4表示根据本发明的方面的具有两个不同区域的冰保护系统。
图5表示根据本发明的方面的具有三个不同区域的冰保护系统。
图6表示根据本发明的方面的冰保护系统。
部件列表
10 发动机
12 组件
14 发动机
16 外壳
18 叶片
20 机头
22 压缩机
24 燃烧器
26 涡轮
28 涡轮
30 导管
32 喷嘴
34 罩
36 导管
38 壳
40 喷嘴
42 唇部
44 架构
46 表皮
48 元件
50 层
52 层
54 传感器
56 层
58 层
60 层
62 条
64 条带
66 区域
68 附连部
70 系统。
具体实施方式
图2表示加热元件架构44的截面，加热元件架构44适于在冰保护系统，例如根据本发明某些实施例的、图3至图6所示的冰保护系统70中使用。图2还表示罩入口唇部(例如图1的入口唇部42)的唇部表皮46。如此，唇部表皮46不是加热元件架构44的一部分，并且仅仅出于清晰目的而示出。冰可能成形于唇部表皮46的上表面(如图2中所见)上，其限定将与唇部42的外部环境直接接触的唇部表皮46的外表面。为了移除积冰(除冰)且防止积冰(防冰)，唇部表皮46表示为通过架构44的加热元件48而被加热。加热元件48优选为基于GRAFOIL7的电阻元件，其理想地重量较轻，并且可比传统金属网加热元件更快速地被加热，但使用其他材料作为加热元件48也在本发明的范围内。具体而言，如果使用GRAFOIL7，则加热元件48可具有恒定的厚度和宽度，或者具有阶梯式或锥形宽度和/或厚度以改变其电阻，且因而改变遍及整个加热元件48的功率密度。加热元件48可由任何等级的石墨制成，然而优选较高纯度的材料。石墨可被支撑或不被支撑，并且可包括添加剂，诸如碳纳米管，以增强穿平面(through-plane)导热率。
图2表示两个导热粘着剂层50和52，其将加热元件48粘着于唇部表皮46。虽然加热元件架构44在图2中表示为包括两个导热粘着剂层50和52，但是在本发明的范围内可使用任意数量的导热粘着剂层。导热粘着剂层50和52可以是可被支撑或不被支撑的薄膜粘着剂，其可用于封装加热元件48，并将它粘着于唇部表皮46。导热粘着剂层50和52可包含导热率增强材料，其非限制性示例包括氧化铝(铝氧化物)、氮化铝、金刚砂和/或氮化硼。优选地，导热粘着剂层50和52能够达到大约3W/mK或更大的穿平面导热率，具有大约-70ºC至大约200ºC或更大的操作范围，并且还提供大约每毫米4千伏或更大的最小介电电阻。
在图2中，温度传感器54表示为定位在导热粘着剂层50与52之间。温度传感器54可用于对控制系统提供反馈，用于更精确的操作、故障检测和过热保护功能。虽然图2表示用于温度传感器54的合适位置，但是温度传感器54或其他/另外的温度传感器定位在架构44内的其他地方是在本发明的范围内的。温度传感器54可为传统热电偶或RTD型仪器。温度传感器54的合适位置将基于加热元件48的安装位置以及应用和控制系统所需要的温度数据而进行选择。
唇部表皮46、导热粘着剂层50和52、和温度传感器54限定在本文中什么被称为加热元件48的热侧，即加热元件48的如下侧面，其中，热量倾向于朝着唇部表皮46的外表面传导，以为唇部42提供防冰和除冰。后文所述的层限定在本文中什么被称为加热元件48的冷侧，即加热元件48的隔离侧，其中，热量被阻止从唇部表皮46中传导开。
如图2所示，加热元件48的冷侧通过隔离层56而被隔离。优选地，这是用于防止在远离唇部表皮46的方向上的热量传导的主层，但另外的层也可提供隔热。用于隔离层56的合适类型的材料在本领域中是众所周知的，并且在这里将不进行论述。通过加热元件48在其冷侧上被隔离，热量损耗显著减少以促进对唇部42的更有效的热传递。
如之前提到的，通过修整加热元件48的宽度和/或厚度，以及修整层叠于加热元件48的层，可轻易且容易地达到加热元件48内的局部瓦特密度。例如，可形成隔离层56，使得其宽度和/或厚度在任何方向上变化，并且/或者密度可在任何方向上改变。改变这些参数可改变材料电阻，并且导致改变跨单个加热元件48的瓦特密度，从而提供修整唇部42的比面积的热量输入的能力。瓦特密度和每个加热元件48能够进行热循环的速率的精确调整容许包含元件48的冰保护系统以给定的功率分配更有效地操作。
隔离层56优选通过隔热粘着剂层58和60而粘着于加热元件48。虽然加热元件架构44在图2中表示为包括两个隔热粘着剂层58和60，但是在本发明的范围内可使用任意数量的隔热粘着剂层。隔热粘着剂层58和60可为薄膜粘着剂，其可被支撑或不被支撑，并且在冷侧上封装加热元件48。隔离粘着剂层58和60可构造成提供低导热率，优选大约0.5W/mK或更小。隔热粘着剂层58和60还优选具有大约-70°C至大约200°C或更大的操作范围，及大约每毫米4千伏或更大的最小介电强度。
电气母线条62表示为定位在加热元件48与隔热粘着剂层58之间。电气母线条62可通过机械压接方法和/或导电接合而附连于加热元件48。电气母线条62可为具有高导电率和高导热率的金属构件，优选铜或铜基合金。电气母线条62提供从电功率源线至加热元件48的连续性。电气母线条62优选具有用于附连功率源线的整体特征，诸如用于压接型连接的接头、或用于环形连接和螺旋连接的接头、或任何其他合适的装置。
构造加热元件架构44的优选方法包括首先将电气母线条62压接或紧固于加热元件48。然后利用导热粘着剂层52和隔热粘着剂层58封装加热元件48和电气母线条62，并且然后经由烘炉或高压釜工艺进行固化，以形成层叠结构。在该固化期间，粘着剂层52和58的外表面上的分离薄膜(未示出)最好存在，以有助于层叠结构的操控。在移除分离薄膜之后，使用辅助固化工艺以利用导热粘着剂层50将层叠结构接合于唇部表皮46，并且利用隔热粘着剂层60将隔离层56接合于层叠结构。
上述加热元件架构44能够提供关于待加热期望表面的比传统冰保护系统更高的热效率。这容许冰保护系统接合于现存结构的背侧，而不是制造为现存结构的整体部分。将冰保护系统附连于结构的背侧(与需要加热的表面相反)容许更容易的维护接近，并改善冲击损伤容限。
图3表示加热元件架构44的一个实施例，其已经被处理(例如切断)成条带64，并形成蛇形形状，以产生根据本发明的优选实施例的冰保护系统70的防冰或除冰区域66。虽然区域66在图3中表示为并且在本文中描述为包括三个交错的蛇形形状的条带64，但是可使用任意数量的条带64。条带64可为交错的，使得条带64中的每一个由三相功率源(未示出)的一个相驱动，并且以便三相功率中的每个相可跨待加热区域分布，用于冰保护。条带64中的每个可具有通向功率源配线(未示出)的其自身的附连部68。对于大型航空器发动机入口安装，条带64优选由3相Y源驱动，并且可构造成达到密切的相位平衡，即小于3%。三相功率源可为交流或直流功率。
多个区域66可布置在唇部42或待加热的另一构件周围。多个区域66可布置以提供防冰保护或除冰能力或它们的某些组合。图4表示具有两个不同区域66的冰保护系统70。图5表示具有三个不同区域66的冰保护系统70。每个区域66可彼此独立地操作。此外，每个区域66可构造成执行防冰或除冰功能。图6表示能够完全覆盖图1的入口唇部42的冰保护系统。
提供多个区域66为冰保护系统70提供额外的安全水平。如果冰保护系统70是基于GRAFOIL7的，则区域66的单个条带64的局部损伤仍可容许区域66的受损条带64的操作，但是存在温度方面的局部升高。然而，如果条带64完全用于防止连续的电气路径，则从功率源移除的条带64的一部分可不工作。在该情况下，或者在通过功率源配线或连接器的、或在功率发生、调节或控制中的单个条带64失效的故障的情况下，冰保护系统70的三分之二仍将运转。交错的蛇形条带64布置通过冰保护系统70的可操作的三分之二容许足够的热量传递，以提供除冰或防冰能力。
虽然已经根据特殊实施例描述了本发明，但是明显的是，本领域技术人员还可采用其他形式。例如，冰保护系统70可在外观和结构方面与图中所示的实施例不同，冰保护系统70的每个构件的功能可通过不同结构但能够具有相似(虽然不一定等同)功能的构件执行，并且合适的材料可替代所提到的那些材料。因此，应该懂得本发明并不限于图中所示的特殊实施例。还应该懂得，上面采用的措词和术语是为了公开所示实施例，并且不一定用作对本发明的范围的限制。最后，虽然所附权利要求陈述了据信是与本发明相关联的某些方面，但是它们不一定用作对本发明的范围的限制。

Claims (18)

1.一种用于构件的冰保护的系统，其中，所述系统适合于粘着地接合于所述构件的表面，所述系统包括：
加热元件层；
至少一个导热粘着剂层，其将所述加热元件层的第一侧粘着地接合于所述构件；
隔离层；
至少一个隔热粘着剂层，其将所述加热元件的第二侧粘着地接合于所述隔离层；
电气母线条，其适合于在功率源和所述加热元件层之间提供连接；和
至少一个温度传感器，其并入所述系统中。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述隔离层具有宽度和厚度，并且所述宽度和所述厚度中的至少一个不是恒定的。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述隔离层的厚度是变化的。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述隔离层的密度是变化的。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述加热元件层中的瓦特密度变化。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统具有多于一个区域，其包括所述加热元件层、至少一个导热粘着剂层、所述隔离层、至少一个隔热粘着剂层、和至少一个温度传感器，并且每个区域构造成独立地提供防冰或除冰功能。
7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述加热元件层是基于石墨的电阻元件。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述加热元件层具有碳纳米管添加剂。
9.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述加热元件层、至少一个导热粘着剂层、所述隔离层、至少一个隔热粘着剂层、和至少一个温度传感器成至少两个条带的形式。
10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，所述条带形成为交错的蛇形形状。
11.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，所述条带中的每个独立地附连于功率源。
12.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述构件是航空器的一部分。
13.根据权利要求12所述的系统，其特征在于，所述构件是罩入口唇部。
14.一种保护航空器上的构件免于冰形成的方法，所述方法包括：
形成加热元件层；
将电气母线条附连于所述加热元件层；
封装所述加热元件层、至少一个热传感器和所述电气母线条，以形成层叠结构，其中，第一导热粘着剂层设置在所述层叠结构的第一侧处，并且第一隔热粘着剂层设置在所述层叠结构的第二侧处；
固化所述层叠结构；
利用第二隔热粘着剂层将隔离层附连于所述层叠结构的第二侧；
利用第二导热粘着剂层将所述层叠结构附连于所述构件；并且然后
将所述层叠结构和所述隔离层固化于所述构件。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，还包括在固化于所述构件之前将所述层叠结构和所述隔离层切割成多于一个条带的步骤。
16.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，还包括将所述条带形成为蛇形形状的步骤。
17.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，还包括将每个条带独立地连接于功率源的步骤。
18.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，重复权利要求14的步骤，以形成多个独立区域，每个所述独立区域包括层叠结构。
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