CN105612105B - 用于飞机的防结冰系统和方法 - Google Patents
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Abstract
一种用于加热飞机的表面的方法和装置。来自引擎的一部分的空气的流动被接收到管路系统中。流动通过管路系统的空气由加热系统加热并且被传送至飞机的表面。通过控制器控制来自引擎的该部分的空气的流动并控制加热系统以加热飞机的表面。从而减轻了飞机的表面处的结冰情况。
Description
技术领域
本公开总体上涉及飞机和结冰情况，并且具体地，涉及减轻飞机的结冰情况。另外更具体地，本公开涉及用于飞机的防结冰系统的方法和装置。
背景技术
在航空领域中，当大气条件导致在飞机的表面上形成冰时，会出现在飞机上结冰。在一些情况下，冰的形成也可出现在引擎内。在飞机的表面上、在引擎的入口上以及在其他位置上形成的冰是不期望的，并且对于操作飞机是潜在不安全的。当这些条件出现时，冰的形成可以不期望的方式降低飞机的性能。
当存在过度冷却的液态水滴时，出现结冰情况。在这些示例性实例中，当水被冷却到水的规定冰点以下但仍处于液体形态时，水被认为是过度冷却的。结冰情况的特征可能在于水滴的大小，液态水含量、空气温度和其他参数。这些参数可影响在飞机上形成冰的速率和程度。
当出现结冰时，飞机不能如期望地操作。例如，在飞机的机翼上的冰可能导致飞机不期望地以较大攻角飞行，并具有增大的阻力或减小的最大可达升力系数。这种情况可降低飞机的燃料效率或减小水平飞行失速速度。
飞机可具有用于防止结冰、除冰或其组合的机构以处理这些结冰情况。例如，飞机可包括防冰系统，该防冰系统检测在飞机上结冰、防止在飞机的表面上形成冰、从飞机的表面除冰或其组合。这些结冰保护系统可称作防结冰系统。使用引气(bleed air)、红外线加热和其他合适机构可防止在飞机的表面上形成冰。
然而，在一些情况下，用于飞机的防结冰系统比所期望的更加昂贵，这归因于其尺寸、重量、复杂性和可能存在于特定类型飞机的其他因素。此外，用于飞机的一些防结冰系统在多种环境条件中可能使用比期望更多的动力或可使飞机的表面温度比期望增加得更多。因此，将期望具有考虑上文讨论的至少一些问题以及其他可能问题的方法和装置。
发明内容
在一示例性实施方式中，一种装置包括管路系统和与该管路系统物理地关联的加热系统。该管路系统被配置成接收来自引擎的一部分的空气。该管路系统还被配置成将空气引导至飞机的表面。该加热系统被配置成对流动通过管路系统的空气进行加热。
在另一示例性实施方式中，提供了一种用于加热飞机的表面的方法。将来自引擎的一部分的空气的流动接收到管路系统中。流动通过管路系统的空气被加热。空气被传送至飞机的表面。控制来自引擎的部分的空气的流动并控制加热系统以加热飞机的表面。减轻了飞机的表面处的结冰情况。
在又一示例性实施方式中，飞机的防结冰系统包括：管路系统；加热系统，该加热系统与该管路系统物理地关联；喷嘴；阀，该阀与管路物理地关联；传感器系统；以及控制器。该管路系统被配置成接收来自引擎的一部分的空气。该管路系统还被配置成将空气传送至飞机的表面。该加热系统被配置成对流动通过管路系统的空气进行加热。该喷嘴被配置成将空气的流动引导至引擎的入口中。该阀被配置成被移动以控制通过管路系统的空气的流动。该传感器系统被配置为产生关于内部压力或温度中至少一个的信息。该控制器被配置为控制来自引擎的部分的空气的流动。该控制器还被配置为控制加热系统以加热飞机的表面。减轻了飞机的表面处的结冰情况。
特征和功能可在本公开内容的多种实施方式中独立地实现或可在其他实施方式中进行结合，其中，可参考以下说明和附图了解更多细节。
附图说明
在所附权利要求中阐述了示例性实施方式的具有新颖的特征。然而，示例性实施方式和使用的优选模式、其他目标及其特征将在结合附图阅读时参考本公开的示例性实施方式的以下详细说明来最好地理解，附图中：
图1是根据示例性实施方式的飞机的图示；
图2是根据示例性实施方式的防结冰环境的方框图的图示；
图3是根据示例性实施方式的防结冰系统的方框图的图示；
图4是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的立体图的图示；
图5是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的图示；
图6是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的另一图示；
图7是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的又一图示；
图8是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的侧视图的图示；
图9是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的立体图的图示；
图10是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的图示；
图11是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的立体图的图示；
图12是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的图示；
图13是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的引擎的另一图示；
图14是具有根据示例性实施方式的防结冰系统的机翼的图示；
图15是根据示例性实施方式的用于加热飞机表面的过程的流程图的图示
图16是根据示例性实施方式的飞行器制造和维修方法的方框图的图示；
图17是实施了示例性实施方式的飞机的方框图的图示；以及
图18是根据示例性实施方式的数据处理系统的方框图的图示。
具体实施方式
示例性实施方式认识到并考虑一个或多个不同的因素。例如，示例性实施方式认识到并考虑可能期望提供这样一种防结冰系统，该防结冰系统在天空中进行工作之前使用从引擎的一部分接收的引气。在这个示例性实例中，“引气”是指取自引擎的一部分内的空气。这种引气可被压缩。在这些示例性实例中，当空气具有比进入飞机的空气更大的压力时，空气被认为压缩的。通常，压缩的空气在压缩机的一个或多个级取自引擎中的压缩机。
示例性实施方式认识到并考虑在过程中越早地从引擎获取引气，则可能需要在引气中执行工作越少。因此，示例性实施方式认识到并考虑可能期望从引擎中的压缩机的较低的级获取引气。当在较低的级从压缩机获取空气时，可能需要较少的动力以将空气提供给防结冰系统。
示例性实施方式也认识到并考虑可能期望提供这样一种防结冰系统，该防结冰系统在飞机运转时不易与碎片不期望地遭遇。例如，在一些情况下，防结冰系统中的部件可被布置成使得一些部件暴露于飞机周围的环境中。在飞行期间，这些部件可能面临与天气、碎片和其他材料的不期望的遭遇，这会对部件有害。因此，维护、再校准和再加工可使防结冰系统的成本增加得比期望更多。
示例性实施方式进一步认识到并考虑可能期望降低用于飞机的防结冰系统的成本和复杂性。在一些情况下，防结冰系统可包括多个部件，这需要更多维护并且消耗比期望更多的动力。
因此，示例性实施方式提供一种用于减轻在飞机的表面处的结冰情况的方法和装置。装置包括管路系统、加热系统和控制器。管路系统被配置为接收来自引擎的一部分的空气并且将空气传送至飞机的表面。加热系统与管路系统物理地关联。加热系统被配置为加热流经管路系统的空气。控制器被配置为控制来自引擎的该部分的空气的流动。控制器还被配置为控制加热系统以加热飞机的表面，这样使得减轻在飞机的表面处的结冰情况。
现在参考附图并且特别地参考图1，其根据示例性实施方式描述了飞机的图示。在这个示例性实例中，飞机100具有附接至本体106的机翼102和机翼104。飞机100包括附接至机翼102的引擎108和附接至机翼104的引擎110。
本体106具有尾部112。水平稳定器114、水平稳定器116和竖直稳定器118附接至本体106的尾部112。
飞机100是可根据示例性实施方式实现防结冰系统的飞机的实例。在这个示例性实例中，防结冰系统可以是配置为减轻在飞机表面上的结冰情况的系统。例如，防结冰系统可基本上防止在飞机的表面上形成冰、从飞机的的表面除冰或其组合。
在一些实例中，防结冰系统可以用于加热空气以减轻在飞机100的一个或多个表面上的结冰情况。例如，防结冰系统可以用于加热空气以减轻从机翼102、机翼104、引擎108、引擎110、尾部112中的至少一个选择的表面或在飞机100上的其他表面的结冰情况。
如本文中使用的，词组“...中的至少一个”在使用列举项目时，表示可使用所列举的项目中的一个或多个的不同组合并且可仅需要列举项目中的一个。项目可以是特定物体、用品或种类。换句话说，“...中的至少一个”表示可从列举中使用的项目的任意组合或多个项目，而不是可能需要在列举中的所有项目。
例如，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可能表示：项目A；项目A和项目B；项目B；项目A、项目B和项目C；或项目B和项目C。在一些情况下，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可表示，例如不限于，两个项目A，一个项目B和十个项目C；四个项目B和七个项目C；或其他的合适组合。
在图1中的飞机100的图示不表示默认对可实现示例性配置的方式的物理限制或结构限制。例如，尽管飞机100被示出为商用飞机，飞机100也可以是军用飞机、旋翼飞机、直升机、无人驾驶飞行器或任何其他合适飞行器。
接下来参考图2，根据示例性实施方式描述了防结冰环境的方框图的图示。在这个描述的实例中，防结冰环境200用平台202示出。
在这个示例性实例中，平台202可采取飞机204的形式。在图1中的飞机100是在图中示出的飞机204的一个实施方式的一个实例。
如示出的，飞机204包括多个表面206和防结冰系统208。如本文中使用的，“多个”项目可以是一个或多个项目。例如，多个表面206可以是一个或多个表面。
在这个示例性实例中，多个表面206包括表面210。表面210可选自引擎212、蒙皮面板、机翼、机身或飞机204上其他合适表面中的至少一个。表面210也可选自飞机204的外表面209或内表面211中的至少一个。
在这个描述的实例中，外表面209是暴露于飞机204外部周围的环境中的飞机204的表面。例如(不限于)，外表面209可以是在飞机204的机翼上的蒙皮面板。内表面211是在飞机204的内部中的表面并且不可暴露于飞机204的外部的环境中。例如(不限于)，内表面211可以是机身的机舱的内壁。
在这个示例性实例中，引擎212可以是燃气涡轮引擎213。燃气涡轮引擎213是用于飞机204的内燃机。在其他示例性实例中，引擎212可以是除燃气涡轮引擎213以外的不同类型的引擎。当引擎212是燃气涡轮引擎213时，引擎212包括入口部分、压缩机、燃烧部分、涡轮和其他合适部件。
如所描述的，多个表面206可能经受结冰情况214。特别地，多个表面206中的表面210可在飞机204周围环境中结存在冰状态214时经受冰216的形成。
可能在飞机204处于多个操作阶段(例如但不限于，滑行、起飞、上升、巡航、下降、着陆和合适的其他操作阶段)时出现结冰情况214。在其他示例性实例中，可在飞机204的测试期间模拟结冰情况214。这些不同的操作阶段也可被称为飞机204的飞行阶段。
如示出的，防结冰系统208可被配置为基本上防止在飞机204的表面210上形成冰216、从飞机204的表面210去除冰216，或其组合。例如，防结冰系统208可在期望公差内防止在表面210上形成冰216。换句话说，防结冰系统208可被配置为防止在表面210上形成任何冰216、防止在表面210上形成特定厚度的冰216，或者这两者。在其他示例性实例中，当存在结冰情况214时，防结冰系统208可使形成在表面210上的冰216熔化。
在此示例性实例中，防结冰系统208可使用来自飞机204的引擎212的空气218防止冰216在飞机204的表面210上形成。具体地，防结冰系统208可使用来自引擎212的部分220的空气218防止在飞机204的表面210上形成冰216。在一实例中，部分220可以是燃气涡轮引擎213的压缩机。在其他实例中，部分220依据特定实施方式可以是引擎212的不同部分。例如，部分220可以是引擎212的燃烧部分或其他合适部分。
空气218在这个示例性实例中可以是引气219。空气218可包括加热空气222或加压空气224中的至少一个。在这些示例性实例中，加热空气222可以是加热至期望温度的空气218。加热空气222的期望温度可被选择以防止在飞机204的表面210上形成冰216。
在这个描述的实例中，加压空气224可以是取自引擎212的压缩空气。加压空气224可在引擎212的压缩机中被压缩至一期望压力，该期望压力可大于大气压力。例如(不限于)，加压空气224可被压缩至40磅/平方英寸(PSI)。在其他实例中，加压空气224依据特定实施方式可被压缩至其他合适压力。在这个示例性实例中，加压空气224可被压缩至使得空气218以期望方式到达飞机204的表面210的压力。
接下来转向图3，根据示例性实施方式描述了防结冰系统的方框图的图示。在这个描述的实例中，示出了在来自图2的飞机204中的防结冰系统208的更详细图示。
如所描述的，防结冰系统208包括管路系统300、加热系统302和控制器304。在这个示例性实例中，图2中，管路系统300被配置为接收来自引擎212的部分220的空气218并将空气218传送至飞机204的表面210。换句话说，空气218的流动306可经过管路系统300行进至飞机204的表面210。
在这个描述的实例中，加热系统302与管路系统300关联。如本文中使用的，当一个部件与另一个部件“关联”时，关联是所描述的实例中的物理关联。例如，第一部件(诸如加热系统302)可被认为通过固定至第二部件、结合至第二部件、安装至第二部件、焊接至第二部件、紧固至第二部件和/或以其他方式连接至第二部件而与第二部件(诸如管路系统300)关联。第一部件也可使用第三部件连接至第二部件。此外，第一部件可被认为通过形成为第二部件的一部分和/或形成为第二部件的延伸部而与第二部件关联。
如示出的，加热系统302被配置为对流动通过管路系统300的空气218进行加热。在这个实例中，加热系统302可沿着管路系统300布置在期望位置处。可沿着管路系统300选择这个位置，这样使得功率消耗和热损失降低。例如，加热系统302可布置在管路系统300的与引擎212的部分220相对的端部处，这样使得正好在直接空气218被引入飞机204的表面210上之前通过加热系统302加热空气218。以这种方式，可在空气218中执行较少工作以使空气218达到期望温度。因此，可降低防结冰系统208的功率消耗或在行进通过防结冰系统208中的管路系统300期间的热损失中的至少一个。
在这个示例性实例中，控制器304可被配置为控制来自引擎212的部分220的空气218的流动306。例如，控制器304可被配置为使用多个阀308来控制来自引擎212的部分220的空气218的流动306。
在这个示例性实例中，控制器304可被实现为软件、硬件、固件或其组合。当使用软件时，可使用例如(不限于)配置为在处理器单元中运行的程序代码而实现由控制器304执行的操作。当使用固件时，可使用例如(不限于)程序代码和数据而实现由控制器304执行的操作，并且该操作可存储在永久性存储器中以在处理器单元中运行。
当硬件应用于控制器304时，硬件可包括一个或多个电路，该电路操作成执行由控制器304执行的操作。依据实施方式，硬件可采取电路系统、集成电路、专用集成电路(ASIC)、可编程序逻辑设备或配置为执行任意数量操作的一些其他合适类型的硬件设备的形式。
可编程逻辑设备可被配置为执行某些操作。该设备可被永久配置为执行这些操作或可被重新配置。可编程逻辑设备可采取例如(不限于)可编程逻辑阵列、可编程阵列逻辑、现场可编程序逻辑阵列、现场可编程门阵列或其他类型的可编程硬件设备的形式。
如所描述的，控制器304也可被配置为控制加热系统302的操作。例如，控制器304可控制加热系统302，这样使得在空气218离开管路系统300之前达到空气218的期望温度312。
在这个示例性实例中，加热系统302可选自电加热器和其他合适类型的加热系统中的一种。在其他示例性实例中，加热系统302依据特定实施方式可以是气体加热系统或一些其他合适类型的加热系统。当加热系统302是电加热器时，加热系统302包括多个加热元件314。
在这个描述的实例中，多个加热元件314可与引擎212的入口322、飞机204的蒙皮、管路系统300或一些其他合适结构中的至少一个关联。多个加热元件314可以是电阻器，这样使得电能转化成热量以便加热管路系统300中的空气218。
在这个示例性实例中，控制器304可控制加热系统302中的多个加热元件314，这样使得达到空气218的期望温度312。例如，控制器304可被配置为选择一个或多个加热元件314以产生热来使空气218热加一段时间。然后加热的空气222可被引导在飞机204的表面210上。以这种方式，控制器304控制多个加热元件314，使得来自图2的在飞机204的表面210上的结冰情况214减轻。
在这个描述的实例中，控制器304也可控制期望温度312。例如，在飞行的不同阶段期间，可获得不同的期望温度。例如，空气218在起飞期间的期望温度312可小于在巡航期间的期望温度。此外，期望温度312可基于飞机204周围的环境条件(诸如，大气含水量)而改变。在较热环境中，空气218的期望温度可设置成比在结冰情况214期间低的温度。以这种方式，控制器304可在多种环境中和在飞机204的飞行的多个阶段期间控制加热系统302。
如示出的，管路系统300可包括多个管路317和与多个管路317关联的多个阀308。多个阀308可被配置为通过多个管路317控制空气218的流动306。
在这个示例性实例中，管路316是多个管路317中的一个，并且阀310是多个阀308中的一个。管路316可被称为管道。管路316可以是配置为运载空气218的流动306的任何结构。
在这个描述的实例中，管路316可由多种不同材料构成。例如(不限于)，管路316可由金属、金属合金、复合材料、塑料或一些其他合适类型的材料构成。管路316所选的材料被选择为经受空气218的温度和压力以及本地环境(包括振动级和其他环境因素)。
在这个示例性实例中，管路316是配置为将空气218传递至期望位置的结构。如所描述的，期望位置可以是图2中的飞机204的表面210。多个管路317中的管路可彼此物理地关联，以形成管路系统300。当多个管路317包括管道时，管路系统300可被称为“管道系统”或“管道网络”。
如所描述的，控制器304可使阀310移动以控制空气218通过管路316的流动306。控制器304可使阀310在打开位置、关闭位置、部分打开位置和其他位置之间移动，以提供期望水平的空气218流动306。使阀310移动的这种过程在一些情况下可被称为对阀310进行“调整”。
在这个描述的实例中，喷嘴318和传感器系统320也可存在于防结冰系统208中。喷嘴318可与管路系统300关联，并且可被配置为将空气218的流动306引导至飞机204的表面210。在一个实例中，喷嘴318可被配置为将空气218的流动306引导至引擎212的入口322中。在其他实例中，喷嘴318可将空气218的流动306引导至飞机204的其他表面(包括例如但不限于蒙皮面板、机身、机翼或飞机204的其他合适表面)。
如示出的，喷嘴318可采取多种不同的形式。例如，喷嘴318可选自喷雾器、扇形喷嘴、平坦喷嘴、扇形平坦喷嘴、冲洗喷嘴(flood nozzle)、环状管嘴、通风孔、锥形喷嘴、中空锥形喷嘴、针状物或一些其他合适类型的喷嘴中的一种。为喷嘴318所选的喷嘴类型可取决于不同的参数。例如，参数可依据用于喷嘴318的特定实施过程而选自表面210的类型、空气218的期望温度312、表面210的面积或其他参数中的至少一个。
在这个示例性实例中，传感器系统320与管路系统300关联并被配置为产生关于流动通过管路系统300的空气218的信息324。在这个示例性实例中，传感器系统320可包括多个传感器326。多个传感器326可被配置为产生关于流动通过管路系统300的空气218的温度328的信息324。多个传感器326也可被配置为产生关于流动通过管路系统300的空气218的压力330的信息324。
如所描述的，多个传感器326可包括多个温度传感器332、多个压力传感器334或其他合适类型的传感器中的至少一个，以产生关于流动通过管路系统300的空气218的温度328和压力330的信息324。当多个温度传感器332存在于传感器系统320时，多个温度传感器332可位于管路系统300中的第一位置336和第二位置338。在一些示例性实例中，多个温度传感器332中的至少一个温度传感器可以位于第一位置336，并且多个温度传感器332中的至少一个温度传感器可位于第二位置338。
在这个示例性实例中，第一位置336可以在加热系统302的上游，而第二位置338可以在加热系统302的下游。以这种方式，可在通过加热系统302加热空气218之前且在通过加热系统302加热空气218之后，产生关于流动通过管路系统300的空气218的温度328的信息324。
在一些示例性实例中，多个压力传感器334也可位于管路系统300的第一位置336和第二位置338，以产生关于空气218的压力330的信息324。尽管示例性实例描述了位于管路系统300中的第一位置336和第二位置338的多个传感器326，但多个传感器326可位于管路系统300中的更多或更少位置。此外，其他许多传感器可存在于多个温度传感器332、多个压力传感器334或这两者中。例如，一个传感器、六个传感器、十个传感器、三十个传感器或一些其他合适数量的传感器可存在于多个温度传感器332、多个压力传感器334或这两者中。这些传感器可位于沿着管路系统300的多个位置处以产生信息324。
在通过传感器系统320产生信息324之后，信息324被传送至控制器304。控制器304使用信息324来控制阀308和加热系统302的数量。例如，在接收关于压力330的信息324之后，控制器304可调节阀310以增加或减少管路系统300中的空气218的流动306的压力330。
在一个实例中，控制器304可将关于压力330的信息324与阈值(threshold value，临界值)进行比较。如果压力330达到或超过这个值，则控制器304可或不可将阀310移动至不同位置。如果压力330未达到这个值，控制器304可相应地移动阀310。
以类似方式，控制器304可基于通过多个温度传感器332测量的温度328调节加热系统302。例如，控制器304可将在加热系统302上游的第一位置336处的空气218的温度328与在加热系统302下游的第二位置338处的空气218的温度328进行比较以设定加热系统302的操作的期望水平。
在另一实施例中，控制器304可将在加热系统302下游的第二位置338处的空气218的温度328与空气218的期望温度312进行比较。如果空气218的温度328小于空气218的期望温度312，则可增加由加热系统302产生的热量。例如，控制器304可通过多个加热元件314传送更多电流以产生更多热量，以便加热空气218。
如果空气218的温度328大于空气218的期望温度312，则可减少由加热系统302产生的热量。例如，可减小通过多个加热元件314中的一个或多个发出的电流。因此，控制器304在飞机204的操作期间可以期望方式动态控制防结冰系统208的操作，这样使得在图2中的飞机204的表面210处的结冰情况214减轻。
在一些示例性实例中，控制器304可实现为计算机系统309。计算机系统309可以是飞机204中的一个或多个计算机。当多于一个计算机存在于计算机系统309中时，那些计算机可使用通信媒介(诸如网络)彼此通信。
在这种情况下，计算机系统309也可包括用于飞机的其他功能，诸如导航、环境控制和其他合适功能。在其他示例性实例中，控制器304可以是独立部件，其被实现为不是计算机系统309的部分的设备。
尽管相对于飞机204描述了用于防结冰系统208的示例性实例，示例性实施方式可应用于其他类型的平台。平台202可以是例如(不限于)移动平台、固定平台、基于地面的结构、基于水的结构和基于空间的结构。更具体地，平台202可以是水面船舶、坦克、私人载具、火车、太空船、空间站、卫星、潜水艇、汽车、发电站、桥、坝、房屋、风车、制造设施、建筑物或其他合适平台。
在图2和图3中的防结冰系统208的图示不表示对可实现示例性实施方式的方式进行物理限制或结构限制。可使用除了所示出部件以外或代替所示出部件的其他部件。一些部件可以是可选的。另外，区块被呈现为示出一些功能部件。当在示例性实施方式中实施时，一个或多个区块可被组合、划分或者组合并划分成不同的区块。
在一些示例中，管路系统300可在飞机204的蒙皮内延伸。在这种情况下，管路系统300与加热系统302一起可被配置成加热飞机204的蒙皮。在示例性实例中，蒙皮可以是飞机204的内蒙皮或外蒙皮。
在其他示例性实例中，加热系统302可沿着管路系统300布置在除管路系统300的与引擎212的部分220相对的端部以外的另一位置，如在本文中所描述的。例如，空气218在由管路系统300从引擎212的部分220接收之后可被加热系统302直接加热。在其他实例中，多于一个加热系统302可存在于防结冰系统208中以加热处于沿着管路系统300的多个位置中的空气218。
现在参考图4，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的立体图的图示。在这个描述的实例中，示出了来自图1的飞机100的引擎110的更详细的视图。在这个示例性实例中，引擎110是燃气涡轮引擎。
如所描述的，引擎110包括壳体400。在一些实例中，壳体400可被称作引擎舱。壳体400可包括表面402和表面404。在这些示例性实例中，表面402可以是引擎110的蒙皮，而表面404也可以是引擎110的蒙皮。
在示例性实例中，表面402和表面404两者均可暴露于飞机100周围的环境中。换句话说，表面402和表面404两者均可以是用于在图2中的外表面209的实施方式的实例。
在这个视图中，在引擎110中示出了入口406和风扇408。入口406是引擎110的接收空气的部分。风扇408被配置成将空气移动至引擎110中的压缩机。
在这个示例性实例中，防结冰系统208可布置在引擎110的壳体400内以直接将空气218引导至入口406中，这样使得在表面404、表面402或其组合上的结冰情况214减轻。以这种方式，防结冰系统208可用于防止在图2中的冰216形成在表面404、表面402或这两者上。
在图5中，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的图示。在这个示例性实例中，示出了引擎110的在图4中的线5-5方向上的放大图。
如所描述的，引擎110包括防结冰系统500。防结冰系统500是在图2和图3中以方框形式示出的防结冰系统208的一实施方式的实例。
在这个示例性实例中，引擎110的壳体400包括入口406的表面404中的开口502。开口502可以是通过防结冰系统500使空气直接通过的开口。具体地，防结冰系统500可将空气218引导到入口406的表面404中的开口502以外，以减轻在入口406的表面404处的结冰情况。
在其他示例性实例中，空气218不可被引导到开口502以外。相反地，可朝向入口406的内部中的内表面(未示出)引导空气218。在这种情况下，空气218被引导至入口406的内部的内表面，这样使得热量传导至入口406的表面404以防止在入口406上形成冰216。参考图6至图10可看到在防结冰系统500内的部件的更多细节。
现在转向图6，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的另一图示。在这个示例性实例中，以虚化的方式示出了图5的引擎110的壳体400以露出防结冰系统500中的部件。
如所描述的，引擎110包括风扇隔室600和核心隔室602。风扇隔室600包括风扇408，而核心隔室602包括压缩机604以及其他部件。在这些示例性实例中，压缩机604以期望方式被配置成使引擎110中的空气的压力增加。压缩机604位于朝向引擎110中的核心隔室602的前面。没有示出其他部件(诸如接线、支架和其他结构)以避免妨碍示出引擎110内的防结冰系统500。
在这个示例性实例中，压缩机604包括在空气218中执行工作的大量的级。这些级可以是第一级、第二级、第三级和其他合适的级。如本文中使用的工作可指代将力施加至空气218。例如，工作可包括对空气218进行压缩、将燃料添加至空气218以用于燃烧、加热空气218或在空气218中执行其他类型的工作。空气218在流动通过压缩机604时从第一级流动至第三级。当在第一级时，空气218处于比当在第三级时更低的压力。换句话说，在第一级中在空气218中执行的工作比在第三级中在空气218中执行的工作少。
在这个描述的实例中，也可看到入口406的内表面606。在引擎110的该视图中以虚化方式示出了入口406的内表面606。内表面606是入口406的内蒙皮。在一个示例性实例中，防结冰系统500可将空气218引导至内表面606上。在另一个示例性实例中，朝向入口406的表面404将空气218引导到图5中的开口502以外，如以上所描述的。
接下来参考图7，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的又一图示。在这个描述的实例中，去除了图6的引擎110的蒙皮400。
如示出的，防结冰系统500包括管路系统700和加热系统702。在这个实例中，管路系统700可由多个管路704组成。具体地，管路系统700可包括在多个管路704中的管路706、管路708、管路710、管路712和管路714。
多个管路704可布置成使得图2中的空气218可以期望方式流动通过多个管路704。例如，多个管路704可布置成使得管路系统700不干扰引擎110内的部件。如另一实例，多个管路704可布置成使得空气218的期望压力可在入口406的方向上流出引擎110的喷嘴，参见图4和图5。用于管路系统700的管路的长度和数量可设计成用于这些目的和其他目的。
多个管路704的每个可使用多个配件716彼此连接。多个配件716可被配置成将多个管路704彼此密封，这样使得空气218不穿过一个管路与另一个管路之间的结合面。
在这个示例性实例中，加热系统702沿着管路系统700中的管路714布置。具体地，加热系统702布置成使得加热系统702围绕管路714的与喷嘴718相邻的部分。加热系统702中的多个加热元件(未示出)被配置成对流动通过管路系统700中的管路714的空气218进行加热，这样使得当空气从喷嘴718流出经过开口502流入引擎110的入口406中时达到空气218在图3中的期望温度312，如图5所示。
在一些示例性实例中，管路系统700可与一个或多个支撑结构720关联。支撑结构720可被配置成对多个管路704提供支撑，并且在一些情况下，将多个管路704固定至图4至图6中的壳体400的表面404，风扇隔室600、核心隔室602或其他合适结构。
在图8中，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的侧视图的图示。在这个描述的实例中，在图7中的线8-8方向上示出了引擎110。
在这个示例性实例中，防结冰系统500包括多个阀800。如在这个示例性实例中所示，多个阀800与多个管路704中的管路706关联。多个阀800中的阀802可被配置成在打开位置、关闭位置、部分打开位置和其他位置之间移动，以控制图2中的空气218通过管路系统700的流动。
在这个描述的实例中，控制器304(未示出)可移动多个阀800中的阀802以控制空气218的通过管路系统700中的管路706的图3中的流动306。例如，控制器304可将阀802移动至使得期望量的空气218经过阀进入管路706中的位置。此外，控制器304可将阀802移动至使得空气218将喷嘴718留在预期压力处的位置，以减轻图4中的引擎110的入口406的表面404处的结冰情况214。
如所描述的，管路706与引擎110的核心隔室602关联。在这个示例性实例中，空气218可从引擎110的核心隔室602的压缩机604被管路706接收。如所示的，管路706朝向压缩机604的前部连接至压缩机604。该前部可以是较低的级，诸如压缩机604的第一级或第二级。因此，在空气218中执行的工作少于取自进一步远离风扇隔室600的压缩机604的部分的空气218执行的工作。因此，可通过使用防结冰系统500实现节约燃料和动力。
在这个示例性实例中，防结冰系统500也包括传感器系统804。传感器系统804包括传感器806、传感器808和传感器810。在这个描述的实例中，传感器806与传感器808是温度传感器，而传感器810是压力传感器。在这些示例性实例中，传感器806、传感器808和传感器810中的每一个可延伸进入管路系统300中。
如所描述的，传感器806位于管路系统700的第一位置812以在由加热系统702加热之前产生关于空气218的温度的信息。在这个示例性实例中，传感器808位于管路系统700的第二位置814以在由加热系统702加热之后而在被引导至引擎110的入口406之前产生关于空气218的温度的信息。然后，将关于在第一位置812和第二位置中的每一个的温度信息传送至控制器304。该信息可被无线地或使用有线连接件传送。
在这个示例性实例中，传感器810也位于管路系统700的第二位置814。传感器810在管路系统700的第二位置814产生关于空气218的压力的信息。然后，传感器810将该信息传送至控制器304。
响应于通过传感器806、传感器808和传感器810中的至少一个传送的信息，控制器304可调节在管路706、加热系统702或这两者的组合中的阀310的位置，以为离开喷嘴718的空气218提供期望的温度或压力。
尽管在图8中描述的传感器系统804示出了两个温度传感器和一个压力传感器，在多种组合中的其他多个传感器可存在于传感器系统804中。此外，在一些示例中，除温度传感器和压力传感器以外的其他类型的传感器也可存在于传感器系统804中。在其他示例性实例中，防结冰系统500可在不使用传感器系统804的前提下进行操作。
接下来参考图9，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的立体图的图示。在这个描述的实例中，在图8中的线9-9的方向上示出了防结冰系统500。
现在转向图10，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的图示。在这个描述的实例中，管路1000和阀1002被添加至引擎110中的防结冰系统500。
如示出的，来自图2的空气218从阀802或阀1002中的至少一个接收。换句话说，空气218可通过阀802被接收在管路706中，空气218可通过阀1002被接收在管路1000中，或其结合。控制器304可控制阀802和阀1002的操作。一个或多个阀802和阀1002可被同时或不同时地打开、关闭、部分打开或移动至另一位置。在一些实例中，阀802和阀1002可以期望方式移动。
在这个描述的实例中，管路1000在比管路706更加远离风扇隔室600的位置处连接至压缩机604。例如，管路1000可连接至压缩机604以在第二级或第三级处接收来自压缩机604的空气218。因此，可在接收在管路1000中的空气218中执行更多工作。因此，通过阀1002接收在管路1000中的空气218具有比通过阀802接收在管路706中的空气更高的温度、压力或温度和压力两者。
在这个示例性实例中，防结冰系统500使用来自压缩机604的两个不同部分的空气218以期望方式减轻在图4中的引擎110的入口406的表面404处的在图2中的结冰情况214。在其他示例性实例中，另外的管路和阀可存在于防结冰系统500中。以这种方式，图3中的控制器304可通过上文描述的这些阀动态地控制空气218的流动。
在图11中，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的立体图的图示。在这个描述的实例中，在图10中的线11-11的方向上示出了引擎110中的防结冰系统500。
尽管图10和图11中的示例性实施方式描述了从压缩机604的两个不同部分接收的图2中的空气218，这些图示不意味着限制可实现示例性实施方式的方式。在其他示例性实例中，空气218可取决于特定实现方式而从压缩机604的相同的部分的一个或多个管路接收，或以另外的合适方式接收。例如，在示例性实施方式的一些实现过程中，具有阀802的管路706和具有阀1002的管路1000可以位于压缩机604的相同部分中以通过防结冰系统500提供用于使用的空气218。
现在参考图12，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的图示。在这个示例性实例中，示出了具有防结冰系统1200的图4中的引擎110。防结冰系统1200可以是在图2和图3中以方框形式示出的用于防结冰系统208的一实现方式的另一实例。
在这个描述的实例中，以虚化方式示出了引擎110的壳体400以露出防结冰系统1200的部件。这些部件与相对于图5至图11示出和描述的防结冰系统500的部件类似。
如所描述的，防结冰系统1200包括环1202。环1202被配置成将图2的空气218引导至引擎110的入口406内。在这个实例中，环1202可被配置成沿着引擎110的入口406的内表面606延伸。在一个实例中，环1202可接触入口406的内表面606。在其他实例中，环1202可布置在与入口406的内表面606相距一期望距离处。
在这个描述的实例中，环1202包括多个开口1204。空气218通过环1202中的多个开口1204而被释放到引擎110的入口406内，这样使得通过经由入口406到表面404的热传导而减轻在入口406的表面404处的在图2中的结冰情况214。
接下来转向图13，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的引擎的另一图示。在这个描述的实例中，去除了图12中的引擎110的壳体400。在这个示例性实例中，防结冰系统1200包括传感器系统1300、管路系统1302和加热系统1304。传感器系统1300、管路系统1302和加热系统1304如以上描述地操作。
如示出的，在防结冰系统中流动通过环1202的空气218的温度、压力或温度和压力两者都可与通过在图5至图11中示出的流动通过防结冰系统500的空气218的温度、压力或温度和压力不同。
在这个示例性实例中，防结冰系统1200中的传感器系统1300用于产生关于流动通过防结冰系统1200的管路系统1302的空气218的温度和压力的信息。进而，控制器304(未示出)可使用该信息来控制加热系统1304、阀系统(未示出)或其组合，以提供空气218流动到环1202中的多个开口之外的期望流动。
现在参考图14，根据示例性实施方式描述了具有防结冰系统的机翼的图示。在这个描述的实例中，示出了图1中的飞机100中的机翼104和引擎110。
如示出的，机翼104和引擎110具有防结冰系统1400。防结冰系统1400被配置成减轻在飞机100的蒙皮1402上的在图2中的结冰情况214。换句话说，防结冰系统1400被配置成防止冰形成在机翼104的蒙皮1402上、融化形成在机翼104的蒙皮1402上的冰，或其组合。在这个示例性实例中，防结冰系统1400可减轻在机翼104的控制表面1404上的结冰情况。
在这个描述的实例中，防结冰系统1400包括管路系统1406、加热系统1408和通风孔1410。管路系统1406与引擎110关联并且在飞机100的蒙皮1402内延伸。具有加热系统1408的管路系统1406被配置为对飞机100的机翼104的蒙皮1402进行加热。通风口1410将空气218引导至控制表面1404，使得在控制表面1404处的结冰情况214减轻。
在图5-11中的防结冰系统500、在图12和图13中的防结冰系统1200和在图14中的防结冰系统1400的图示不意味着暗示对可实现示例性实施方式的方式进行物理限制或结构限制。可以使用除了所示出的一个或多个部件之外或代替所示出的一个或多个部件的其他部件。一些部件可以是可选的。
在图1和图4至图14中示出的不同部件可以是在图2和图3中以方框形式示出的部件如何可实现为物理结构的示例性实例。另外，在图4至图14中的一些部件可与在图1和图2中的部件结合、与在图1和图2中的部件一起使用或两者的组合。
现在参考图15，根据示例性实施方式描述了用于对飞机的表面进行加热的过程的流程图的图示。在图15中示出的过程可通过在图2和图3中以方框形式示出的防结冰系统208实现。
该过程通过在管路系统中接收来自引擎的部分的空气的流动(操作1500)而开始。例如，来自引擎212的部分220的空气218的流动306可由图3中的防结冰系统208中的管路系统300接收。空气218可由单个管路或多个管路接收，并且然后可流动通过管路系统300。
接下来，流动通过管路系统的空气被加热系统加热(操作1502)。在这个描述的实例中，流动通过管路系统300的空气218被加热系统302加热。
然后，空气被传送至飞机的表面(操作1504)。例如，空气218被传送至飞机204的表面210。在这个实施例中，空气218的流动306可在表面210处被引导通过喷嘴318。
此后，该过程然后使用传感器系统产生关于空气的温度的信息(操作1506)。例如，使用传感器系统320产生关于空气218的温度328的信息324。
该过程然后控制来自引擎的部分的空气的流动并控制加热系统以加热飞机的表面，这样使得减轻飞机的表面处的结冰情况(操作1508)，此后终止该过程。在这个示例性实例中，控制器304控制来自引擎212的部分220的空气218的流动306。控制器304可通过将阀310移动来控制空气218流经管路系统300的管路316的流动306。
在这个示例性实例中，控制器304也控制加热系统302以加热飞机204的表面210，这样使得在飞机204的表面210处的结冰情况214减轻。控制器304可控制空气218的温度328，可使用加热系统302增大或减小该温度。
本公开的示例性实施方式可被描述在如图16所示的飞机制造和维修方法1600和如图17所示的飞机1700的上下文中。图1中的飞机100是如图17所示的飞机100的一个实施方式的一个实例。
首先转向图16，根据示例性实施方式描述了飞机制造和维修方法的方框图的图示。在预生产期间，飞机制造和维修方法1600可包括图17中的飞机1700的说明和设计1602以及材料采购1604。
在生产期间，发生图17中的飞机1700的部件和子组件制造1606和系统集成1608。此后，在图17中的飞机1700可通过验证和交付1610以便处于保修状态1612。在消费者使用保修1612时，图17中的飞机1700被安排进行例行维护和维修1614，其可包括修改、重置、刷新和其他维护或维修。
飞机制造和维修方法1600的每一过程可通过系统集成商、第三方和/或操作者执行或实施。在这些实例中，操作者可以是消费者。为了这个说明的目的，系统集成商可以包括(不限于)任意数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括(不限于)任意数量的供货商、分包商和供应商；以及操作者可以是航空公司、租赁公司、军队、服务组织等。
现在参考图17，描述了可实现示例性实施方式的飞机的方框图的图示。在这个实例中，通过图16中的飞机制造和维修方法1600生产飞机1700，并且该飞机可包括具有多个系统1704和内部1706的机身1702。系统1704的实例可包括一个或多个推进系统1708、电力系统1710、液压系统1712以及环境系统1714。可包括任意数量其他系统。尽管示出了航空航天的实例，但不同的示例性实施方式可应用于其他行业，诸如汽车行业。
可在图16中的飞机制造和维修方法1600的至少一个阶段期间使用在本文中体现的装置和方法。具体地，可在飞机制造和维修方法1600的一个或多个阶段期间使用图2的防结冰系统208。例如(不限于)，可在保修1612或飞机制造和维修方法1600的一些其他阶段期间使用图2的防结冰系统208。
在一示例性实例中，在图16中的部件和子组件制造1606中生产的部件或子组件可以与当飞机1700处于在图16的保修1612时生产的部件或子组件类似的方式装配或制造。如另一实例，可在生产阶段(诸如在图16中的部件和子组件制造1606和系统集成1608)期间利用一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合。可在飞机1700处于保修1612时和/或在图16中的维护和维修1614期间利用一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合。多个不同的示例性实施方式的使用可显著加快飞机1700的组装和/或降低飞机的成本。
现在转向图18，根据示例性实施方式描述了数据处理系统的方框图的图示。数据处理系统1800可用于实现图3的计算机系统309中的一个或多个计算机。如所描述的，数据处理系统1800包括通信架构1802，该通信架构提供处理器单元1804、存储设备1816、通信单元1810、输入/输出单元1812以及显示器1814之间的通信。在一些情况下，通信架构1802可实现为总线系统。
处理器单元1804被配置为执行软件的指令以进行多个操作。处理器单元1804可取决于实现方式而包括多个处理器、多处理器核心和/或其他类型的处理器。在一些情况下，处理器单元1804可采取硬件单元的形式，诸如电路系统、专用集成电路(ASIC)、可编程序逻辑设备或其他合适类型的硬件单元。
用于操作由处理器单元1804运行的系统、应用和/或程序的指令可以位于存储设备1816。存储设备1916可通过通信架构1802与处理器单元1804通信。如本文中使用的，存储设备(也被称作计算机可读存储设备)是能够以临时和/或永久的方式存储信息的硬件的任何零件。这种信息可包括(但不限于)数据、程序代码和/或其他信息。
存储器1806和永久性存储体1808是存储设备1816的实例。存储器1806可采取例如随机存取存储器或一些类型的易失性或非易失性存储设备的形式。永久性存储体1808可包括任意数量的部件或设备。例如，永久性存储体1808可包括硬盘驱动器、闪存、可重写光盘、可重写磁带或上述设备的一些组合。由永久性存储体1808使用的媒介可或不可去除。
通信单元1810允许数据处理系统1800与其他数据处理系统和/或设备通信。通信单元1810可使用物理的和/或无线的通讯连接件提供通信。
输入/输出单元1812允许从与数据处理系统1800连接的其他设备接收输入以及允许将输出传送至与数据处理系统连接的其他设备。例如，输入/输出单元1812允许通过键盘、鼠标和/或其他的类型的输入设备接收用户输入。如另一实例，输入/输出单元1812可允许将输出传送至与数据处理系统1800连接的打印机。
显示器1814被配置为向用户显示信息。显示器1814可包括例如(不限于)监控器、触摸屏、激光显示器、全息显示器、虚拟显示设备和/或其他的类型的显示设备。
在这个示例性实例中，可使用计算机实现指令通过处理器单元1804执行不同的示例性实施方式的过程。这些指令可被称作程序代码、计算机可用程序代码或计算机可读程序代码，并且可通过处理器单元1804中的一个或多个处理器读取和执行。
在这些实例中，程序代码1818以函数形式位于计算机可读介质1820上，该程序代码是选择性地可移除的，并且该程序代码可被加载到数据处理系统1800上或传输至数据处理系统1800以用于由处理器单元1804执行。程序代码1818和计算机可读介质1820一起形成计算机程序产物1822。在这个示例性实例中，计算机可读介质1820可以是计算机可读存储介质1824或计算机可读信号介质1826。
计算机可读存储介质1824是用于存储程序代码1818的物理的或有形的存储设备而不是传送或传输程序代码1818的介质。计算机可读存储介质1824可以是例如(不限于)与数据处理系统1800连接的光盘或磁盘或永久性存储设备。
可替代地，可使用计算机可读信号介质1826将程序代码1818传输至数据处理系统1800。计算机可读信号介质1826可以是例如包含程序代码1818的传播数据信号。该数据信号可以是电磁信号、光信号和/或可通过物理的和/或无线的通讯连接件传输的其他类型的信号。
图18中的数据处理系统1800的图示不意味着对可实现示例性实施方式的方式提供结构限制。可在数据处理系统中实现不同的示例性实施方式，该数据处理系统包括除了用于处理系统1800所示出的那些数据处理系统之外的或代替用于处理系统所示出的那些数据处理系统的部件。此外，图18中示出的部件可与示出的示例性实例不同。
不同描述的实施方式中的流程图和方框图示出了示例性实施方式中的装置和方法的一些可能实现方式的结构、功能和操作。在这方面，在流程图或方框图中的每个方框可代表模块、片段、功能和/或操作或步骤的一部分。
在示例性实施方式的一些可替代的实现方式中，在方框中标注的功能或多个功能可不按照图中标注的顺序发生。例如，在一些情况下，连续地示出的两个方框可取决于所涉及的功能而被基本上同时执行或这些方框有时可以逆序执行。另外，除了在流程图或方框图中示出的方框之外，可添加其他方框。
因此，示例性实施方式提供了用于减轻在飞机204的表面210的结冰情况214的方法和装置。防结冰系统208包括管路系统300、加热系统302和控制器304。管路系统300被配置成接收来自引擎212的部分220的空气218并且将空气218传送至飞机204的表面210。加热系统302与管路系统300物理地关联。加热系统302被配置成对流动通过管路系统300的空气218进行加热。控制器304被配置为控制来自引擎212的部分220的空气218的流动306。控制器304还被配置为控制加热系统302以加热飞机204的表面210，这样使得飞机204的表面210处的结冰情况减轻。
通过使用示例性实施方式，流动至引擎110的入口406的空气218的流动306基于由传感器系统320产生的信息324而被控制器304移动。因此，流动至引擎110的入口406的空气218的流动306保持在稳定的温度。此外，这种稳定的温度可以是空气218的期望温度312以减轻飞机204的表面210处的结冰情况214。
示例性实施方式设计成使得在空气218中完成不必要的工作之前从压缩机604的较低的级接收空气218。随着加热系统302接近喷嘴318(在此空气218被传送至引擎110的入口406)，可从压缩机获取较冷的空气，由此减少防结冰系统208的动力使用和燃料消耗。
以这种方式，示例性实施方式提供了可用于多种环境条件中而基本上没有失效风险的防结冰系统的动态控制。因此，可以期望方式减轻飞机204的不同表面处的结冰情况214。
为了说明和描述的目的已呈现了不同的示例性实施方式的描述，并且并非旨在详尽或局限于所公开形式的实施方式。许多修改和变化对本领域中的普通技术人员而言将是显而易见的。此外，不同的示例性实施方式可提供与其他期望的实施方式相比不同的特征。所选择的实施方式或多个实施方式被选择和描述以便最佳地解释实施方式的原理、实际应用并且使本领域的其他普通技术人员能够理解具有作为适于预期特定使用的多种修改的多种实施方式的公开。
Claims (9)
1.一种用于飞机的防结冰系统的装置，所述装置包括：
管路系统(300)，所述管路系统被配置成接收来自引擎(212)的一部分(220)的空气(218)并且将所述空气(218)引导至飞机(204)的表面(210)；以及
加热系统(302)，所述加热系统与所述管路系统(300)物理地关联，其中，所述加热系统(302)被配置为对流动通过所述管路系统(300)的所述空气(218)进行加热，
其中，所述装置进一步包括被配置成产生关于所述空气(218)的信息(324)的传感器系统(320)，所述传感器系统(320)包括多个传感器(326)，所述多个传感器被配置成产生关于流动通过所述管路系统(300)的所述空气(218)的温度(328)的信息(324)，
其中，所述多个传感器(326)包括多个温度传感器(332)，其中至少一个温度传感器位于所述加热系统(302)的上游的第一位置(336)，并且至少一个温度传感器位于所述加热系统(302)的下游的第二位置(338)，
其中，所述多个温度传感器(332)在所述第一位置(336)和所述第二位置(338)中产生关于所述空气(218)的温度(328)的信息(324)。
2.根据权利要求1所述的装置，还包括：
控制器(304)，所述控制器被配置为控制来自所述引擎(212)的所述部分(220)的所述空气(218)的流动(306)并且控制所述加热系统(302)以加热所述飞机(204)的所述表面(210)，其中，减轻了所述飞机(204)的所述表面(210)处的结冰情况(214)。
3.根据权利要求2所述的装置，还包括：
喷嘴(318)，所述喷嘴被配置成将所述空气(218)的流动(306)引导到所述引擎(212)的入口(322)中。
4.根据权利要求1所述的装置，其中，所述管路系统(300)在所述飞机(204)的蒙皮(1402)内延伸并且被配置成加热所述飞机(204)的所述蒙皮(1402)。
5.根据权利要求1所述的装置，其中，所述加热系统(302)包括多个加热元件(314)，所述多个加热元件与所述引擎(212)的入口(322)、所述飞机(204)的蒙皮(1402)、或所述管路系统(300)中的至少一个物理地关联。
6.根据权利要求1所述的装置，其中，所述飞机(204)的所述表面(210)选自外表面(209)、内表面(211)、用于所述引擎(212)的入口(322)、蒙皮面板、机翼、或机身中的至少一个。
7.一种用于加热飞机(204)的表面(210)的方法，所述方法包括：
将来自引擎(212)的一部分(220)的空气(218)的流动(306)接收到管路系统(300)中的步骤(1500)；
通过加热系统(302)对流动通过所述管路系统(300)的所述空气(218)进行加热的步骤(1502)；以及
将所述空气(218)传送至所述飞机(204)的所述表面(210)的步骤(1504)，
其中，所述方法进一步包括使用传感器系统(320)产生关于所述空气(218)的温度的信息(324)，所述传感器系统(320)包括多个传感器(326)，所述多个传感器被配置成产生关于流动通过所述管路系统(300)的所述空气(218)的温度(328)的信息(324)，其中，所述多个传感器(326)包括多个温度传感器(332)，其中至少一个温度传感器位于所述加热系统(302)的上游的第一位置(336)，并且至少一个温度传感器位于所述加热系统(302)的下游的第二位置(338)，其中，所述多个温度传感器(332)在所述第一位置(336)和所述第二位置(338)中产生关于所述空气(218)的温度(328)的信息(324)。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述空气(218)是加热空气(222)或加压空气(224)中的至少一个。
9.一种用于飞机的防结冰系统，所述防结冰系统包括：
管路系统(300)，所述管路系统被配置成接收来自引擎(212)的一部分(220)的空气(218)并且将所述空气(218)传送至所述飞机(204)的表面(210)；
加热系统(302)，所述加热系统与所述管路系统(300)物理地关联并且被配置成对流动通过所述管路系统(300)的所述空气(218)进行加热；
喷嘴(318)，所述喷嘴被配置成将所述空气(218)的流动(306)引导到用于所述引擎(212)的入口(322)中；
阀(310)，所述阀与管路(316)物理地关联并且被配置成被移动以控制通过所述管路系统(300)的所述空气(218)的流动(306)；
传感器系统(320)，所述传感器系统被配置为产生关于压力(330)或温度(328)中的至少一个的信息(324)，并且所述传感器系统包括多个传感器(326)，所述多个传感器被配置成产生关于流动通过所述管路系统(300)的所述空气(218)的温度(328)的信息(324)，其中，所述多个传感器(326)包括多个温度传感器(332)，其中至少一个温度传感器位于所述加热系统(302)的上游的第一位置(336)，并且至少一个温度传感器位于所述加热系统(302)的下游的第二位置(338)，并且其中，所述多个温度传感器(332)在所述第一位置(336)和所述第二位置(338)中产生关于所述空气(218)的温度(328)的信息(324)；以及
控制器(304)，所述控制器被配置为控制来自所述引擎(212)的所述部分(220)的所述空气(218)的流动(306)并控制所述加热系统(302)以加热所述飞机(204)的所述表面(210)，其中，减轻了所述飞机(204)的所述表面(210)处的结冰情况(214)。
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