CN104627369A

CN104627369A - 用于除冰和/或避免结冰的装置、方法和轮廓体和飞行器

Info

Publication number: CN104627369A
Application number: CN201410638704.1A
Authority: CN
Inventors: T.施特罗布尔; S.施托姆; D.拉普斯; T.豪克
Original assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2013-11-13
Filing date: 2014-11-13
Publication date: 2015-05-20
Also published as: CA2870942A1; RU2014145427A; RU2602266C2; US20150129720A1; BR102014028159A2; CA2870942C; EP2873617A1; US10442540B2; EP2873617B1

Abstract

本发明涉及用于除冰和/或避免结冰的装置、方法和轮廓体和飞行器，具体而言，涉及用于除冰和/或避免结冰的装置和方法以及带有这种装置的轮廓体和飞行器。为了使飞行器(16)的表面区域(14)特别能量高效地保持成无冰，本发明提供了用于飞行器(16)的除冰和/或避免结冰的装置(10)，带有散热装置(12)以用于将热散发到飞行器(16)的表面区域(14)处，其特征在于，为了在积累在表面区域上的冰中产生应断部位或应断线(32)或分开线，散热装置(12)构造成线状散热。

Description

用于除冰和/或避免结冰的装置、方法和轮廓体和飞行器

技术领域

本发明涉及用于飞行器的除冰和/或避免结冰的装置，带有散热装置以用于将热散发至飞行器的表面区域处。此外，本发明涉及用于飞行器的、设有这种装置的流线型轮廓体，例如翼部或翼部的一部分、推进装置入口或尾翼的鳍状部(Flosse)。此外，本发明涉及带有这种装置和/或这种轮廓体的飞行器。最后，本发明涉及用于通过将热能引入至表面区域处为飞行器的表面区域除冰和/或避免在飞行器的表面区域处结冰的方法。

背景技术

当飞行器(例如飞机)飞行通过含有降温的小水滴的云或点滴/湿气会聚到降温的飞行器结构上时，冰形成在飞行器的暴露的部位处，例如翼部的前缘、尾翼、水平稳定器或推进装置入口。如果冰层生长，其在相关的表面上妨碍空气流。如果层足够大，对于飞行器来说例如可出现承载问题或操纵问题。

已经在飞行器中使用冰防护系统，以便避免这样的结冰。大多数的冰防护系统构造为用于避免结冰的防冰系统。为此通常设置有集成结构的加热系统。在结冰条件下飞行期间，翼部边缘例如利用热的支流空气或压缩引气(所谓的bleed air)或通过在翼部边缘中的电加热部来加热。此外，特别在更小的飞机中使用气动运行的除冰装置，其以规则的间隔为集成在翼部前缘处的橡胶垫或橡胶管充气，由此实现积聚的冰的脱落。

在此，传统的除冰措施与在飞行期间的很高的能量消耗相联系。针对大约12m²至15m²的待除冰的面积，关于用于从飞行器的表面清除冰的能量消耗，出现大约240kW至260kW的支流空气功率或大约130kW至150kW的电加热功率。在支流空气的情况下，在电加热时该数据相应于大约18.5kW/m²或大约10kW/m²的面功率。

用于除去在飞行期间在有流线型效果的表面上的积冰的已知的系统或装置通常可分成气动的除冰系统、热力的除冰系统和机械的除冰系统。由此在文献EP 0 658 478 B1中已知用于在飞行器处进行表面的气动除冰的装置。由文献US 6 702 233 B1已知用于在使用来自推进装置的热的支流空气的情况下在飞行器的表面区域处进行除冰或避免结冰的装置。

由文献DE 10 2010 045 450 B4已知用于通过利用激光辐射表面区域对飞行器的表面区域进行除冰的组件。

在使用电加热元件的情况下，用于除冰和/或避免结冰的其他的装置使用热力的除冰部。尤其已知基于通过电热的加热垫的大面积的供热防止翼部轮廓的表面的结冰。在文献EP 1 017 580 B1中说明了用于这样的热力的除冰系统的示例。

下面借助在附图6和7中的图示进一步阐述用于为飞行器除冰和/或避免结冰的这种已知的装置的作用原理，该装置具有附上的权利要求1的前序部分的特征。

图6和7显示了流线型轮廓体108，例如构造为飞机的飞行器的翼部，其带有用于除冰和/或避免结冰的已知的装置100，装置100设有散热装置102以用于将热散发到飞行器106的表面区域104处。散热装置102具有大面积地布置在表面区域104处的加热垫110，其将整个表面区域104加热。因此例如可将围绕前缘112或停滞线114的整个表面区域104的冰清除。

图6作为用于除冰和/或避免结冰的已知的装置100的示例显示了全蒸发式运行的电热除冰系统116的原理图，除冰系统116在翼部的前缘112的区域中设有加热垫110以用于大面积地且完全防止由于击中在翼部轮廓的表面上的水滴的积冰。

基于通过电热加热垫110的大面积的供热可在以下的两者可能性方面防止翼部轮廓的表面的结冰。在此，以此为出发点，即，电热式除冰系统116持续运行：

·如在图6中示出的那样，击中在翼部轮廓–轮廓体108–上的水滴在全蒸发的除冰模式中完全蒸发；

·如在图7中示出的那样，通过“湿式运行(Running-wet)”除冰模式防止变成积冰的水滴附着和凝结在轮廓体108的轮廓的前缘112处。前缘112的表面温度(其由借助于除冰模式的加热产生)低于在全蒸发的除冰模式中的表面温度。由此防止变成冰的击中的水滴首先凝结在已加热的翼部前缘112处。水滴沿着轮廓体108的翼部轮廓朝轮廓后缘的方向上行进且在翼部轮廓上的不那么重要的未加热的区域中凝结成冰118。

因此，在已知的电热式除冰系统116中，必须或者使用非常高的能量，以便实施全蒸发的除冰模式，或者在更低的能量使用的情况下在不那么重要的未加热的区域中出现结冰。

此外，还已知用于除冰和/或避免结冰的这样的装置，且作为混合式装置利用用于除冰的多种可能性，例如尤其使用热能和机械的变形。由以下引文已知已知的混合式除冰系统的示例：

· G. Fortin、M. Adomou、J. Perron的文献“Experimental Study of Hybrid Anti-Icing Systems Combining Thermoelectric and Hydrophobic Coatings, SAE International, Warrendale, Pa, 2011”：该出版物研究结合斥冰的表面涂层的电热式防结冰系统以用于在除冰时降低能量需要。在该系统中大面积地进行供热，以便保护与冰生长相关的所有的表面。因此，该系统的缺点是这样的事实，即，由于需大面积地安装的防结冰系统的持续的运行而在整个翼部前缘的区域中出现原则上很高的能量消耗；

· 文献US 5 921 502和US 2012/0091276 A1以及K. Al-Khalil、T. Ferguson、D. Phillips的文献“A Hybrid Anti-icing Ice Protection System, AIAA97-0302(1997)”：该出版物研究Cox & Company股份有限公司的混合式除冰系统，其由热力的“湿式运行”防结冰子系统以及基于排出电的执行器(EMEDS)的子系统组成。热力的子系统在翼部前缘处以大面积的方式或者部分地或完全覆盖点滴冲击的区域。因此，对于热力的子系统来说可引起这样的缺点，即，必须对翼部轮廓区域的相对很大的面积部分进行加热，以便进一步顺流而下地运输水滴。在此，凝结成积冰的点滴于是可借助于EMEDS执行器周期性地除去。此外，已知的混合式系统的其他缺点是EMEDS执行器的尺寸。利用EMEDS执行器实现的除冰系统特别不利地作用于与飞行器的其他的系统和构件的电磁相容性，因为为了执行器的脉冲触发而短时间地需要非常高的电流。此外，短时间地需要的非常高的电流需要所谓的“Energy Storage Bank(ESB, 蓄能库)”，其重量极其不利地作用于待除冰的飞行器；

· 同样在由文献US 6 283 411 B1已知的除冰系统中组合大面积的热力的加热部与体积大且很重的机械式执行器。

此外，关于工艺背景参考以下文献[1]和[2]：

[1] K. Al-Khalil, Effect of Mixed Icing Conditions on Thermal Ice Protection Sys-tems, [April 15, 2013], http://www.coxandco.com/files/pdf/FAA-D9688.pdf.

[2] K. Al-Khalil, Thermo-Mechanical Expulsion Deicing System - TMEDS, [April 15, 2013], http://www.coxandco.com/files/pdf/AIAA-2007-0692.pdf。

通常，在所有已知的系统中，必需相当高的能量使用以用于除冰或避免结冰。

发明内容

因此，本发明的目的在于提供一种用于除冰和/或避免结冰的装置和方法，借此以更低的能量消耗实现除冰和/或避免结冰。

根据一方面，本发明提出带有权利要求1的特征的装置。设有这种装置的流线型轮廓体(例如飞行器的机翼或鳍状部或推进装置入口的一部分)以及设有这种装置或这种轮廓体的飞行器为从属权利要求的对象。

根据另一方面，本发明提出了用于利用其他的从属权利要求的步骤为飞行器除冰和/或避免飞行器结冰的方法。

本发明的有利的设计方案为从属权利要求的对象。

本发明的一优点是，提供一种装置和方法以用于通过在限定的表面区域处有针对性地引入热能对飞行器的表面区域进行除冰和/或避免在飞行器的表面区域处结冰。

本发明的优选的设计方案的一特别的优点是提供一种用于除冰和/或避免结冰的装置和方法，借此实现除冰和/或避免结冰，其保证飞行器的除冰装置和系统的电磁的相容性。这种设计方案相对于已知的系统的一重要的优点是，在没有用于脉冲触发的短时间地高的电流的情况下应付得了待除冰的轮廓体的表面。

根据第一方面，本发明提供了用于为飞行器除冰和/或避免飞行器结冰的装置，带有散热装置以用于将热有针对性地散发至飞行器的限定的表面区域处，其中，为了在积累在表面区域上的冰中产生应断部位或应断线，散热装置构造成线状散热。

优选地，散热装置如此构造，即，其在带有在0.2mm至4mm(优选0.5mm至1.5mm，且最优选地大约1.0mm或大约0.8mm)的范围中或在大约0.8mm至大约1.0mm的范围中的线宽度的限定的线状的散热区域中散发热。

优选地，线状的散热区域以其纵向方向沿着飞行器的待除冰的或需保持成无冰的轮廓体的滞点线延伸。优选地，滞点线基本上居中地处在线状的散热区域中。

优选的是，散热装置粘结在轮廓体的表面的内侧处通过材料配合的连接(尤其粘接连接)来实施。在一优选的设计方式中，连接部(例如尤其粘接连接部)围绕轮廓体的滞点具有在在0.5mm与1.5mm之间的范围中的长度，且在一明确很好的设计方式中具有0.8mm的长度。在一优选的设计方式中，粘接连接部具有0.2mm的厚度。

优选的是，散热装置具有优选线状的热源。优选的是，热源由绝缘围罩围住，以便降低或防止热辐射到轮廓体的内部区域中。在优选的设计方式中，绝缘围罩例如由Kapton来实施，其具有很低的导热性和因此很好的绝缘效果。在一备选的设计方式中，绝缘围罩还可由另一极其隔热的材料或多种不同的极其隔热的材料来实施。此外，通过热源的绝缘围罩在围罩之内实现散热的聚束，由此可将热线状地引入到轮廓体的表面中。蓄热的由此产生的效应附加地引起能量降低。绝缘围罩优选具有线状的凹处以用于形成散热线。

优选的是，装置构造为用于借助于热能和机械能除冰和/或避免结冰的混合式装置。

装置的一优选的设计方案包括变形装置以用于使表面区域的表面的至少一部分变形。

优选的是，散热装置具有至少一个优选长形的热源和用于热源的绝缘围罩以用于避免热辐射至不同于散热线的区域处。

优选的是，变形装置具有至少一个压电执行器或压电执行器的组件以用于使表面区域的表面变形。

在另一优选的设计方案中，变形装置可具有至少一个惯性力发生器(Inertialkraftgenerator)或惯性质量振动器(Inertialmassenschwinger)。附加地或备选于至少一个压电执行器，可设置惯性力发生器或惯性质量振动器。

优选的是，散热装置含有绝缘围罩，其防止通过热源(例如加热丝)的面状散布的热散发到轮廓体的表面中

优选的是，散热装置含有绝缘围罩，其防止通过加热丝散发的热辐射到轮廓体的内部区域中，以便产生线状地导入到轮廓体的表面中的蓄热。

优选的是，设置有冰探测装置，其构造成借助通过散热装置和/或至少一个执行器获得的信息探测冰的积累。

优选的是，至少一个压电执行器构造为d₃₃堆执行器(Stapelaktuator)。

优选地，至少一个执行器(尤其至少一个压电执行器)在使用在翼部的轮廓处时的伸展方向在翼展方向上取向。伸展方向尤其以至少一个方向分量在散热线的方向上取向。

优选的是，压电执行器和/或加热丝或加热元件可用于探测表面上的积冰。为此尤其设置有探测装置，其可借助通过利用该元件获得的参数探测是否存在冰的积累。

根据本发明的装置的散热装置构造成以线状形状散热，以便因此产生积累在表面区域上的冰的应断部位或应断线。因此，散热装置构造成沿着散热线散热。根据能量利用，沿着散热线形成位于其上的冰的削弱部，从而可使冰裂开，或沿着散热线完全没有形成冰，从而冰最多可形成在表面区域的通过散热线分开的区段处。在此，散热线优选在宽度方向上具有尽可能小的延伸部。线宽度例如最大应为5mm，优选地，显著更窄的散热线在0.2mm至3mm的范围中，更优选地在0.5mm至1.5mm的范围中，且最优选地为大约0.8mm。在最小的宽度延伸部的情况下，有针对性地线状地散发热。冰的裂开便已足够；剩下的冰残留物可能量高效地机械地除去。

在根据本发明的装置的一特别优选的设计方案中，变形装置具有在表面区域的第一区段上的第一变形单元和在通过散热线与第一区段分开的第二表面区域上的第二变形单元。

优选地，变形装置包括：在散热装置的散热线的第一侧部上的第一变形单元，其用于使表面区域的位于第一侧部上的第一区段变形；和在散热线的第二侧部上的第二变形单元，其用于使表面区域的位于第二侧部上的第二区段变形。

在一特别优选的设计方案中，装置包括用于表面区域的降低冰附着力的表面涂层。

优选的是，散热装置作为线状的热源具有至少一个加热丝和/或至少一个压电执行器，其如此构造和设立，即，其可线状地散热。

优选的是，散热装置的热源由绝缘围罩围住，以便防止热辐射到轮廓体的内部区域中和/或以便产生蓄热，借助于其可线状地将热引入到轮廓体的表面中。

根据另一方面，本发明提供了用于飞行器的流线型轮廓体，包括根据本发明或其有利的设计方案的用于除冰和/或避免结冰的装置。

优选地，轮廓体的一优选的设计方案的特征在于，为了沿着轮廓体的停滞线或在轮廓体的停滞线附近和/或沿着轮廓体的前缘产生应断部位或应断线，散热装置构造成线状散热。

在轮廓体中同样优选的是，设置有变形装置，借助于其可使轮廓体的包围轮廓体的停滞线和/或前缘的表面区域的至少一部分变形以用于除去冰。

特别优选地，变形装置具有用于使表面区域的第一区段变形的第一变形单元和用于使表面区域的第二区段变形的第二变形单元，其中，区段优选通过轮廓体的停滞线和/或前缘彼此分开。

优选的是，包围轮廓体的停滞线和/或前缘的表面区域设有降低冰附着力的表面涂层。

优选的是，表面区域设有具有纳米结构的表面和/或疏水的表面，尤其超级疏水的表面。

根据另一方面，提供了这样的飞行器，其带有根据本发明或其有利的设计方案的装置或根据本发明的另一方面或其有利的设计方案的流线型轮廓体。

根据另一方面，本发明提供了用于通过将热能引入至表面区域处为飞行器的表面区域除冰和/或避免在飞行器的表面区域处结冰的方法，其特征在于将热沿着线引入至表面区域处，以便在积累在表面区域处的冰或累积在此的水滴积累部中形成应断线或分开线。

优选是，用于通过将热能有针对性地引入至限定的表面区域处为飞行器的表面区域除冰和/或避免在飞行器的表面区域处结冰的方法，其特征在于将热沿着线引入至表面区域处，以便在积累在表面区域处的冰中或在累积在表面区域处的水滴积累部中形成应断线或分开线。

此外，方法的一优选的设计方案包括以下步骤：

尤其借助于压电执行器使表面区域变形，以便使冰沿着应断线裂开和/或以便除去沿着应断线裂开的冰和/或以便除去累积的水滴。

方法的另一优选的设计方案包括另一步骤：

设有或表面区域设置成带有降低冰附着力的表面涂层和/或降低冰附着力的表面特性。

本发明基于这样的思想，将热沿着散热线散发至待除冰的或需保持成无冰的表面区域处。优选地，使热沿着停滞线或滞点线或在停滞线或滞点线附近散发。因此，且在特别优选的设计方案中通过构造成线状散热的散热装置的热源的绝缘性的围罩可以相对很少的能量输入在仍然累积的水滴积累部或积冰之间提供应断线或分开线。因此，相应处在散热线那边的积冰可更简单地除去。

特别优选地，装置构造为混合式除冰系统。构造为混合式除冰系统的装置使得能够实现对在飞行中累积的冰进行特别能量高效地除冰。

在装置的一优选的设计方案中，混合系统由此实现：

a) 有针对性地使用热能–尤其通过加热丝，更多地尤其通过由绝缘围罩(大部分地，除了用于形成散热线的凹处之外)包围的加热丝或其他的适合于线状散热的热源，且结合

b) 优选通过一个或多个压电执行器和/或一个或多个惯性力发生器或惯性质量振动器使待除冰的表面变形，此外，特别优选地结合

c) 降低冰附着力的表面涂层–例如借助于具有纳米结构的、超级疏水的表面，例如借助于Hydrobead。

在特别优选的设计方案中，用于除冰和/或避免结冰的装置由混合式系统形成，其通过包括电热系统、机械系统以及表面涂层的三个子系统的组合形成。所有三种措施的组合已经证实为特别能量高效和最有效的解决方案。

但线状的散热部与其他的子系统中的仅仅一个(机械式变形部或表面涂层)的组合相对于已知的除冰系统同样提供已经显著的能量优点。

同样，使用沿着预定的散热线的线状的散热本身已经对于除冰来说是引人注意的。

特别优选地，为了机械地除去积累的冰，设置有压电执行器以用于使表面区域变形。

特别引人注意的是，组合线状地散发热的散热装置(例如尤其借助于加热丝，其在特别优选的设计方案中由绝缘围罩包围)与相应的表面变形(例如尤其通过压电执行器来变形)。如此的组合使得能够实现机械地从表面松开的冰不是进一步通过流的气体动力学的的力压紧在表面处，而是尤其通过在滞点处热引入的点状的应断部位(在二维观察时)或通过在停滞线处热引入的线状的应断部位在翼展方向上(在三维观察时)完全除去。

根据本发明的装置(尤其在作为混合式系统的设计方案中)的其他的优点是装置的更小的结构空间以及重量的降低。

尤其当装置在结构上集成到轮廓体(例如飞行器的翼部轮廓)中时，不存在运动的部件，由此可期望很高的使用寿命。

此外，使用加热丝是优选的。加热丝还在传感技术方面具有优点。现有的加热丝还可用作温度传感器。

此外，冰形成在轮廓体(例如翼部轮廓)的表面上还可借助于压电执行器(其可用于使表面变形)例如通过谐振频率的偏移或通过改变的振动模式来探测。

就此而言，所使用的加热元件和执行器还可用作传感器。因此，附加的传感器是可有可无的；且可进一步节省重量。

附图说明

下面借助附图进一步阐述本发明的实施例。其中：

图1以飞机的示例显示了飞行器的示意性的部分切去的图示，其中，飞行器的流线型轮廓体的前缘(例如尤其机翼和尾翼的鳍状部)设有用于除冰和/或避免结冰的装置；

图2在沿着图1的线II-II的截面中显示了通过例如用于形成图1的飞行器的机翼的流线型轮廓体的示意性的、部分透视性的、部分切去的图示，其中，轮廓体设有用于除冰和/或避免结冰的装置；

图3以示意性的截面图示显示了在散热装置没有运行的情况下通过图2的带有用于除冰和/或避免结冰的装置的轮廓体的前缘的剖面；以及

图4显示了在散热装置运行的情况下例如在图3中的图示；

图5显示了在散热装置运行的情况下图3或尤其图4的详细截面，散热装置由绝缘围罩围住，以便避免热散发到轮廓体的内部区域处且尤其以便在用于可将有针对性地线状地导入的热散发到轮廓体的表面中的围罩中产生蓄热；

图6在第一运行模式中显示了带有用于除冰和/或避免结冰的已知的装置的轮廓体的前缘；以及

图7显示了可与图6相比较的图示，其中，已知的装置在另一运行模式中运行。

参考标号列表

10 用于除冰和/或避免结冰的装置

12 散热装置

13 热源

14 表面区域

15 绝缘围罩

16 飞行器

18 轮廓体

20 飞机

22 翼部

24 尾翼鳍状部

25 推进装置入口

26 前缘

28 散热线

30 冰

32 应断线

34 停滞线

36 流线型轮廓

38 第一区段

39 第二区段

40 变形装置

42 表面涂层

44 混合式除冰系统

46 电热系统

48 加热丝

49 粘接连接部

50 环氧树脂基体

52 机电式除冰系统

54 第一压电执行器

55 第二压电执行器

56 第一变形单元

57 第二变形单元

60 冰层的第一组分

61 冰层的第二组分

100 用于除冰和/或避免结冰的装置

102 散热装置

104 表面区域

106 飞行器

108 轮廓体

110 加热垫

112 前缘

114 停滞线

116 电热式除冰系统

118 冰。

具体实施方式

下面借助在图1和2中的图示进一步阐述用于在飞行器16的表面区域14处除冰和/或避免结冰的装置10。

在图1和2中的图示仅仅示出了实施例。可实现装置10的很多其他的不同的设计方案。

图1显示了呈飞机20的形式的飞行器16。飞机20相应具有由轮廓体18形成的翼部22、尾翼鳍状部24和推进装置入口25。在围绕轮廓体18翼部22以及尾翼鳍状部24和推进装置入口25的前缘26的区域中存在表面区域14，在飞行中冰可积累在表面区域14处。

为了消除冰，飞行器16具有用于在相应的表面区域14处除冰和/或避免结冰的装置10。装置10具有散热装置12以用于将热散发到表面区域14处。

然而，不同于例如在图6和7中显示的现有技术，散热装置12并非构造成用于大面积的散热，而是构造成沿着散热线28线状散热。通过沿着散热线28的线状的散发，积累在表面区域14处的冰30可线状地削弱且沿着散热线28分开。就此而言，散热装置12构造成形成用于冰30的应断部位或应断线32。

在优选的设计方案中，散热装置12如此构造，即，热沿着相应的轮廓体18的相应的流线型轮廓36的最外部的前缘26且尤其沿着停滞线34线状地散发。停滞线34为这样的线，其使流线型轮廓36的滞点彼此相连接，或换句话说为在流线型轮廓36处的这样的线，在其处在相应的空气绕流(在图3和4中通过箭头和速度矢量v示出)的情况下在流方面朝两侧更确切地说朝上且朝下分开。在飞行中沿着停滞线34形成最高的压力。

在优选的设计方案中，散热装置12具有长形的热源13。在进一步优选的设计方案中，热源13由绝缘围罩15包围，其防止热散发到轮廓体18的内部区域中且此外在绝缘围罩15之内产生蓄热，由此可将散发的热有针对性地线状地导入到轮廓体18的表面中。

此外，装置10具有用于在表面区域14的通过散热线28或停滞线34划分的区段38、39中或处除去冰和/或避免积冰的配置。

在一可行的设计方案中，变形装置40设置成使表面区域14的相应的部分或区段38、39变形。

在另一可行的设计方案中，在表面区域14处设置有表面涂层42以用于减小冰附着力。

特别优选地，不仅设置有变形装置40，而且设置有降低冰附着力的表面涂层42，如在图2中显示的实施方式为这种情况。

根据一优选的设计方案，装置10构造为混合式除冰系统44，其在使用至少两个原理的情况下执行去冰或避免结冰。

优选地，散热装置12通过电热系统46来构造，其构造为混合式除冰系统44的子系统。

在一优选的设计方案中，散热装置12具有作为热源13的加热丝48以用于在轮廓36的停滞线34处以限定的方式形成应断部位。

对此，如可尤其由图2可见的那样，为了将装置10设立在轮廓体18(其例如用于形成翼部22或形成尾翼鳍状部24)的前缘26的区域中，沿着轮廓36的停滞线34安装电热式加热丝48。在优选的设计方案中，加热丝48嵌入到包含固定材料的基体(例如尤其环氧树脂基体50)中。代替使用嵌入基体，加热丝48还可利用薄的薄膜胶粘剂固定在轮廓36的内侧处。将带有纤细的圆形截面的单股的外罩加热导体(Mantelheizleiter)用作优选的加热丝48。备选地，还可将碳纤维线(Kohlefaserkordel，未示出)用作加热元件。碳纤维线例如可浸润有环氧树脂且例如利用玻璃层缠绕以用于电绝缘。

如尤其可在图5中看出的那样，加热丝48由绝缘围罩15包围。在优选的设计方案中，绝缘围罩15由起绝缘作用的材料实现，且在明确优选的设计方案中，围罩由Kapton来实施。绝缘围罩的凹处仅实施在粘接部(粘接连接部49)的区域中，其使加热丝48与轮廓体的表面的内侧材料配合地相连接。

因此，除了狭窄的区域(在该处，热源13优选材料配合地与轮廓体18的内侧相连接)之外，绝缘围罩15在热源13的整个周围上包围热源13。在该连接区域中，绝缘围罩切口状地留下凹口。

如可进一步在图5中看出的那样，粘接连接部49在优选的设计方式中围绕轮廓体18的滞点（停滞线34）具有在0.5mm与1.5mm之间的范围中的长度l，而在一明确地很好的设计方式中具有大约0.8mm的长度。在优选的设计方式中，粘接连接部49具有的厚度d为0.2mm。

通过绝缘外罩15的凹处和在此设置的粘接连接部限定和限制线状的散热区域(散热线28)。因此可实现热受限地散发到非常狭窄的区域(其小于5mm，优选在0.2mm与4mm之间，更优选地在0.5mm与1.5mm之间且最优选地为从约0.8mm至约1.0mm)上。

然而，代替加热丝48，散热装置12还可利用压电执行器，其例如高频地来操控且因此不仅散发热能，而且散发机械能。没有加热丝48的、在此未进一步示出的其他的设计方案的这种压电执行器应如此构造，即，其使热沿着散热线28如此散发使得形成应断部位。在此还设置成所限定的热受限地散发到带有上面说明的优选的宽度(相应于粘接连接部49的长度l)的散热线上。

在进一步优选的设计方案中，装置10除了散热装置12之外还具有作为混合式除冰系统44的其他的子系统的机电式除冰系统52。机电式除冰系统52可看作变形装置40的示例。优选地，机电式除冰系统52具有至少一个压电执行器54。

特别优选地，变形装置40和其机电式除冰系统52具有第一变形单元56和第二变形单元57。第一变形单元56用于在散热线28的第一侧部上使表面区域14的第一区段38变形。对于在图2中示出的示例，此处轮廓体18为翼部22的一部分，第一区段38例如为包围前缘26的表面区域14的处在停滞线34之上的区段。相应地，在示出的示例中，可通过第二变形单元57变形的第二区段39应为前缘表面区域14的处在停滞线34之下的区段。

相应地，机电式除冰系统52优选具有至少两个压电执行器54、55，即，用于第一变形单元56的至少一个第一压电执行器54和用于第二变形单元57的至少一个第二压电执行器55。

相应地，例如为了建立机电式除冰系统52，设置成在流线型轮廓36的前缘26的区域(例如翼部22、尾翼鳍状部或推进装置入口25的轮廓体18)中安装至少两个压电执行器54、55。压电执行器54、55在流方向上处在由加热丝48限定的线状的散热区域(散热线28)之后。因此，其用于除去在轮廓36的滞点之后的积冰和用于除去由由于电热系统46的回流和凝结的点滴形成的冰积累。

作为压电执行器54、55，尤其可使用D33执行器，其例如带有大约30mm的长度、大约10mm宽度和大约2mm的高度。对于关于压电执行器的构造和可行的布置方案的更详细的细节，明确地参考文献WO 2007/071231 A1。

为了引起尽可能高效地机械接合到结构中，为优选的例如方形的压电执行器54、55设置有平坦的面以用于应用到轮廓36的内侧上。优选的方形的压电执行器54、55尤其有利，因为其可作为成本有利的标准构件得到。备选地，还可使用形状合适的压电执行器，其呈现出与轮廓36相同的弯曲的轮廓，以便引起尽可能高效地机械接合到结构中。

在优选的设计方案中，用于除冰和/或避免结冰的装置10优选还具有作为混合式除冰系统44的、用于在表面区域14处减小冰附着的配置。配置可看作是用于除冰的另一子系统。该配置尤其具有表面涂层42。

在优选的设计方案中，围绕流线型轮廓36的前缘26的表面区域14或例如轮廓体18(例如翼部22)的整个表面区域如此来涂覆和/或具有某种结构，即，该表面在冰(或水)与轮廓表面之间具有最小的附着特性。例如，作为轮廓体18，NACA-0012-铝-翼部轮廓在前缘26的区域中设置成带有具有纳米结构的超级疏水的表面结构或表面涂层42，例如Hydrobead。

例如将以下方法用于调节带有具有纳米结构的疏水组织的极度光滑的表面，该方法可分成三个步骤：

1) 平滑如镜地抛光由铝合金形成的结构

2) 通过磷酸/硫酸阳极氧化(PSA)形成纳米多孔的铝氧化层，以及

3) 表面疏水处理(Oberfl?chenhydrphobisierung)。

在步骤1)中，将铝合金表面抛光到如此程度上，即，直至其形成极其光滑的镜面。PSA方法例如以在16伏至26伏的范围中的电压和在在18°C与35°C之间的温度下来实施。在步骤3)中，纳米多孔的铝氧化表面的通过阳极氧化余留的顶部利用疏水剂(Hydrophibisationsmittel)进行处理。在此在浸渍方法中例如使用在工业上可获得的药剂(例如Surfactis Technologies公司的“Episurf”溶液)或化学药品(例如Sigma Aldrich公司的1H, 1H, 2H, 2H-全氟辛基三氯硅烷)，其在优选的实施方式中在干燥器中通过蒸发工艺沉积在已抛光的具有纳米结构的铝表面上。在专利申请P700750-DE-NP中详细说明了用于制造以及使用已抛光的具有纳米结构的、带有斥水和斥冰特性的金属表面的方法。

相应地，图2显示了装置10的优选的设计方案，带有：作为电热系统46的、沿着停滞线34设有加热丝48的散热装置12；利用压电执行器54、55形成的第一变形单元和第二变形单元56、57，其用于使表面区域14的第一区段和第二区段38、39变形、形成为机电式除冰系统52的变形装置40；和作为混合式除冰系统44的另一子系统的表面涂层42。

下面借助在图3和4中的图示进一步阐述这种混合式除冰系统44的工作原理。

图3以翼部22的轮廓的示例显示了流线型轮廓36的原理图，其中，前缘26完全由冰30覆盖。在该示例中，显示的加热丝48(其在轮廓36的内侧上粘在停滞线34的高度上)从未电热加热。即使现在通过操控显示的压电执行器54、55使在轮廓36的表面区域14中在在冰与表面之间的边界层中的结合部裂开，包围轮廓36的前缘26的冰层仍然停留在相同的部位处，因为流的空气动力学的力(通过速度矢量v示出)继续将冰层压紧到轮廓36的前缘26处。

而图4显示了例如形成翼部22的轮廓体18的轮廓36的原理图，轮廓体18带有例如持续运行的加热丝48，其在轮廓36的内侧上粘在停滞线34的高度上。在二维的观察中点状地或在三维的观察中线状地引入热能产生应断部位或应断线32，其目的在于使积累的冰30在翼部22的轮廓36的停滞线34处分区或分裂成冰层的上部部分60和下部部分61。总地来看，将冰30沿着应断线32分成第一部分60和第二部分61。由此可通过显示的压电执行器54、55除去两个冰部分60、61。

如可在图4和5中看出的那样，散热装置12具有长形的热源13(例如尤其加热丝48)和用于热源13的绝缘围罩。热源13由绝缘围罩15包围，由此避免热散发至散热线28之外。尤其防止热散发到轮廓体18的内部区域中，且此外在绝缘围罩中产生蓄热。因此，可将散发的热有针对性地导入到轮廓体18的表面中。基本上使所有的热能线状地散发至散热线28处，以便因此产生应断部位或应断线32且将冰30分开。由此仅需要非常少量的热能。

在此，如果使冰30在在0.5mm与1.5mm之间的范围中分裂，这便足够。在特别优选的设计方案中，沿着带有大约1mm的线宽度的应断线32进行分裂。然后可通过使轮廓体18的表面的变形机械地除去分裂的两个冰部分。

据此，混合式除冰系统44的可借助图3和4看出的工作原理还以更详细的细节以用于在飞行器处除冰或避免在飞行器处结冰的方法(其例如可利用装置10执行)的一可行的设计方案的示例来进一步阐述。

通过在翼部22、鳍状部、推进装置入口等的轮廓36的停滞线34处例如使用加热丝48(加热丝48粘到轮廓36的内侧上)使热能在翼展方向上线状地传递到轮廓36处。通常，散热装置12的散热在三维观察时线状地实现或在二维地观察时点状地实现，如在图4中示出的那样。这引起切开包围前缘26的冰层30且可看作有意地引入应断部位或应断线32，其用于将积冰分区成第一冰半部和第二冰半部(例如上部的冰半部和下部的冰半部)的目的。

通常，特别有利的是，结合通过压电执行器54、55使轮廓36的表面区域14变形来使用用于形成混合式除冰系统44的加热丝48。

如果取消使用加热丝48，虽然压电执行器54、55可使翼部22的轮廓36的表面变形且因此使在冰和表面的边界面中的结合部裂开。然而，与表面松开的冰30由于绕流的空气动力学的滞止压力继续压紧到翼部22的轮廓36处。因此，并未使表面区域14最终摆脱积冰，参见图3。通过利用散热装置12(例如借助于加热丝48)分区成多个区段或部分60、61(例如上部的冰半部和下部的冰半部)应付冰30压紧到轮廓36处的可能的问题，对此参见图4，且可附加地利用轮廓36的空气动力学的绕流和由此作用到冰30上的力的效果。

因此，相比于电热系统或散热装置102(其利用加热垫110来工作)，加热丝48不是用于大面积地用热除去在例如翼部22的流线型轮廓36上的积冰，而是用于使冰层线状地裂开。

相应地，例如可利用装置10执行的用于飞行器16的表面区域14的除冰和/或避免在飞行器16的表面区域14处结冰的方法具有这样的步骤：将热沿着线引入至表面区域14处，以便在积累在表面区域14处的冰30中形成应断线32或在积累在表面区域处的冰中或在累积在表面区域处的水滴积累部中形成分开线。

因此，在合适地利用绕流的情况下，可能可通过使冰沿着应断线裂开发生去冰。

更优选地，执行沿着散热线28引入热以用于沿着流线型轮廓36的停滞线34形成应断线32或分开线。

此外，更优选地，方法还具有至少一个这样的步骤，即，使表面区域14变形，以便使冰沿着应断线32裂开和/或以便除去沿着应断线32裂开的冰或累积在分开线的侧部上的积水和/或尤其借助于相应的表面涂层42为表面区域14设置成带有降低冰附着力的表面特性。

在优选的设计方案中，电热系统46的加热丝48以持续的湿式运行防结冰模式运行。但备选地，为了更低的能量消耗，加热丝还可以循环的除冰模式运行，以便借助于变形装置40实现除去在轮廓36上的冰30的彼此分开的部分60、61。

优选地，使表面区域14变形通过压电执行器54、55实现。使轮廓36的表面变形尤其通过在结构的谐振频率的范围中操控压电执行器54、55(在此在设定电压(Aufsetzspannung)为0V的情况下优选使用很低的操控电压)或通过几乎静态地触发压电执行器(在此在设定电压>0V的情况下优选使用很高的幅度)来进行，由此除去在流方向上在轮廓36的停滞线34之后的区域中的积冰。

另一可行的操控是在重复频率为例如1Hz的情况下以带有限定的边沿斜度的方波信号连续、动态地操控压电执行器54、55。通过方波信号将翼部结构置于谐振中，除了静态的偏移之外，该效应进一步正面地作用于冰30的剥落。

此外，在相应在轮廓36的第一区段和第二区段38、39上(例如在翼部22的轮廓36的上侧和下侧上)安装例如两个或多个压电执行器54、55时，存在这样的可能性，即，单独地操控执行器54、55，以便在轮廓36的表面上产生任意的振动形式，例如横向于表面区域14的表面的类型的波。

压电执行器54、55的运动方向可在翼展方向或飞行方向(D33效应)上或面状地(D31效应)实现。

在一备选的此处未进一步示出的实施方式中，还可通过使用惯性力发生器或惯性质量振动器实现谐振变形。用于对此可使用的惯性力发生器或惯性质量振动器的示例在文献WO 2007073820 A1、EP 01963704 B1、EP 0907036 A2、US 020050285477 A1、US 020080316671 A1、US 020050280332 A1、US 000006411009 B2中且尤其在德国专利申请DE 10 2014 110 753.5(对于其他的细节明确参考这些文献)进行了阐述。还可设置成组合至少一个压电执行器和至少一个惯性力发生器和/或惯性质量振动器。

通过超级疏水的涂层42的憎冰特性将在冰30与轮廓36的表面之间的附着的结合力降低到最低程度。由此实现在轮廓36处能量高效地除去所有的积冰。

为了证实功能，在实验室标准中在真实的飞行条件下在结冰风道中实现翼部22的轮廓36的结冰。通过使用混合式除冰系统44的所有三个子系统将附着在翼部轮廓上的所有的积冰除去。在此同时使用三个子系统。混合式除冰系统44与对于飞行运行已经认证的除冰系统(尤其在图6和7中显示的类型的纯粹电热式除冰系统116)的能量需求的比较可显示出非常显著的能量节省。

在开头提及的文件[1]中说明了除了面(应在该面上通过热系统防止冰的生长)之外，空气流的温度决定性地确定消耗的功率的值。

对于热的子系统(其在优选的实施方式中通过圆形的、带有1.2mm的直径的加热丝实现)，可取决于温度确定由加热元件消耗的功率的范围。

为了在90m/s与120m/s之间的速度范围中产生带有1mm的宽度的不结冰的线，热系统每跨距消耗在18.5W/m与29.4W/m之间的范围中的功率。用于在停滞线处防止冰生长的功率数据与透明冰的形成有关，其在水的冰点之下附近的温度范围中形成。

在有利于形成霜冰的空气温度的情况下，散热装置的热功率可在功率范围方面在跨距上确定在209.1W/m与452.4W/m之间。

在比较带有在此说明的散热装置(例如加热丝)的线状的除冰部与文献的热的子系统[2](其在轮廓体的表面上设置有冰的面状的除去部或冰的面状的溶解部)时，可看出带有加热丝的线状的除冰部相对于面状的除冰部节省多于95%的热功率。

对于机械式变形单元(其在优选的设计方式中利用压电执行器来实施)的消耗的功率，同样可说明这样的功率范围，其相比于热的功率范围可认为与温度无关。为了在不结冰的线的下游的区域中利用执行器除去生长的冰，每跨距消耗的功率在在28.6W/m与38.1W/m之间的范围中。

此外已经显示出，可通过使用斥冰的表面层降低最小的冰厚度，其可通过使用机械的变形单元除去，其中，最小可除去的冰厚度可看作机械的除冰系统的重要的设计标准。在没有涂层的情况下，可通过使用机械的变形单元除去平均2.67mm的冰厚度，且完全优选地除去带有1.85mm的最小值的冰厚度。

如果机械的变形单元通过斥冰的表面层(或相应的表面结构)来支持，其中，通过斥冰的表面层降低附着在轮廓体的表面上的冰，因此平均可除去带有2.03mm的值的冰厚度，且在明确优选的实施方式中，可实现1.45mm的最小可除去的冰厚度。

因此，在比较最小可除去的冰厚度时，可通过使用斥冰的表面层再次实现多于21%的能量降低，或在比较平均可除去的冰厚度时可实现大约24%的能量降低。

上面详细阐述了装置10和用于在飞行器16的表面区域14处除冰和/或避免结冰的方法的实施例。不言而喻，本发明不限于单独的示出的实施例。可进行多种变型。尤其三个子系统还可相应单独地或彼此以任意的组合来使用。

可实现且可考虑其他的实施例。

一些实施例研究降低失效可能性。

因此，为了确保混合式除冰系统44的冗余性，散热装置12可具有多个加热丝48。

例如可将加热丝48直接设置在停滞线34处，而将其他的加热丝(未进一步示出)布置在围绕停滞线34的区域中。

还可相应在相应的区段38、39上使用多个压电执行器54、55。

Claims

1. 一种用于飞行器(16)的除冰和/或避免结冰的装置(10)，带有散热装置(12)以用于将热散发到飞行器(16)的表面区域(14)处，其特征在于，为了在积累在表面区域上的冰中产生应断部位或应断线(32)或分开线，所述散热装置(12)构造成线状散热。

2. 根据权利要求1所述的装置(10)，其特征在于，所述装置(10)构造为混合式装置以用于借助于热能和机械能除冰和/或避免结冰。

3. 根据权利要求1或2所述的装置(10)，其特征在于变形装置(40)，其用于使所述表面区域(42)的表面的至少一部分变形。

4. 根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述变形装置(40)包括：

a) 至少一个压电执行器(54,55)或压电执行器(54,55)的组件以用于使表面区域的表面变形；和/或

b) 至少一个惯性力发生器或惯性质量振动器；和/或

c) 在所述散热装置(12)的散热线(28)的第一侧部上的第一变形单元(56)，其用于使所述表面区域(14)的位于第一侧部上的第一区段(38)变形；和在所述散热线(28)的第二侧部上的第二变形单元(57)，其用于使所述表面区域(14)的位于第二侧部上的第二区段(39)变形。

5. 根据权利要求4所述的装置，其特征在于，

d) 设置有冰探测装置，其构造成借助通过所述散热装置(12)和/或通过至少一个执行器(54,55)获得的信息探测冰的积累，和/或

e) 所述至少一个压电执行器构造为d₃₃堆执行器，其伸展方向尤其在翼展方向上取向。

6. 根据上述权利要求中任一项所述的装置(10)，其特征在于降低冰附着力的表面结构和/或用于所述表面区域(14)的表面涂层(42)。

7. 根据上述权利要求中任一项所述的装置(10)，其特征在于，所述散热装置(12)具有至少一个长形的热源(13)和用于所述热源(13)的绝缘围罩(15)以用于避免热辐射至不同于散热线(28)的区域处。

8. 根据上述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述散热装置(12)具有至少一个加热丝(48)和/或至少一个压电执行器(54,55)，其如此构造和设立，即，其可线状地散热。

9. 一种用于飞行器(16)的轮廓体(18)，包括根据上述权利要求中任一项所述的用于除冰和/或避免结冰的装置(10)。

10. 根据权利要求9所述的轮廓体(18)，其特征在于，

a) 散热装置(12)构造成沿着所述轮廓体(18)的停滞线(34)或在所述轮廓体(18)的停滞线(34)附近和/或沿着所述轮廓体(18)的前缘(26)产生应断线或分开线，和/或

b) 设置有变形装置(40)，借助于其可使所述轮廓体(18)的包围所述轮廓体(18)的停滞线(34)和/或前缘(26)的表面区域(14)的至少一部分变形以用于除去冰或积水。

11. 根据权利要求9或10中任一项所述的轮廓体(18)，其特征在于，包围所述轮廓体(18)的停滞线(34)和/或前缘(26)的表面区域(14)设有降低冰附着力的表面涂层(42)。

12. 根据权利要求11所述的轮廓体(18)，其特征在于，所述表面区域(14)设有具有纳米结构的表面和/或超级疏水的表面。

13. 一种飞行器(16)，带有根据权利要求1至7中任一项所述的用于除冰和/或避免结冰的装置(10)和/或根据权利要求8至12中任一项所述的流线型轮廓体(18)。

14. 一种用于通过将热能引入至表面区域(14)处为飞行器(16)的表面区域(14)除冰和/或避免在飞行器(16)的表面区域(14)处结冰的方法，其特征在于将热沿着线引入至所述表面区域(14)处，以便在积累在所述表面区域(14)处的冰中或在累积在所述表面区域(14)处的水滴积累部中形成应断线(32)或分开线。

15. 根据权利要求14所述的方法，其特征在于至少一个以下步骤：

a) 使所述表面区域(14)尤其借助于压电执行器(54,55)变形，以便使冰沿着应断线(32)裂开和/或沿着所述应断线(32)或分开线除去裂开的冰和/或水滴，和/或

b) 设有或所述表面区域(14)设置成带有降低冰附着力的表面涂层(42)和/或降低冰附着力的表面特性。