CN107264811A - 具有用于过冷大液滴结冰检测的传感器的气动除冰器 - Google Patents

Abstract

一种除冰组件包括具有翼型件的飞机。除冰器设置在所述翼型件的前缘上。突片在从所述除冰器的后缘向后的方向上从所述除冰器延伸。所述除冰器和所述突片以粘合方式附接到所述翼型件的外蒙皮上。过冷大液滴传感器内置在所述突片中。所述过冷大液滴传感器定位在所述除冰器的所述后缘后部的位置中。

Description

具有用于过冷大液滴结冰检测的传感器的气动除冰器

背景技术

本发明涉及防冰系统，并且更具体地，涉及用于飞机的检测过冷大液滴(“SLD”)结冰条件的防冰系统。

常规的防冰系统(例如，气动除冰器和加热的前缘)不能提供足够的覆盖以防止由常规防冰系统保护的区后部发生SLD冰积聚，这通过增加阻力、增加重量以及减小经历SLD结冰条件的翼型件的升力而对安全飞行造成危险。现有的SLD传感器需要修改飞机外蒙皮和某种类型的机械附接，这可能降低传感器位于其上的飞机元件的结构完整性和空气动力学性能。

发明内容

一种除冰组件包括具有翼型件的飞机。除冰器设置在翼型件的前缘上。突片在从除冰器的后缘向后的方向上从除冰器延伸。除冰器和突片以粘合方式附接到翼型件的外蒙皮上。过冷大液滴传感器内置在突片中。过冷大液滴传感器定位在除冰器的后缘后部的位置中。

一种安装除冰组件的方法包括将过冷大液滴传感器定位在附接到除冰器的突片内部。除冰器粘附到飞机的翼型件的前缘。除冰器的突片在除冰器粘附到翼型件的同时粘附到翼型件。粘附突片包括将过冷大液滴传感器定位在除冰器的后缘后部的区中。

一种除冰组件包括被配置来设置在翼型件的前缘上的除冰器。突片在从除冰器的后缘向后的方向上从除冰器延伸。过冷大液滴传感器内置在突片中。过冷大液滴传感器定位在除冰器的后缘后部的位置中。粘合剂被施加到除冰器和突片。

仅示例性而非限制性地提供本发明内容。考虑到本公开的全部内容，包括整个文本、权利要求和附图，将理解的本公开的其他方面。

附图说明

图1是飞机的透视图。

图2是具有SLD传感器的气动除冰器的透视剖视图，所述SLD传感器附接到飞机机翼的前缘。

图3是具有SLD传感器的气动除冰器沿图2的线3-3截取的剖视图，所述SLD传感器附接到飞机机翼的前缘。

图4是具有SLD传感器的气动除冰器的透视剖视图，所述SLD传感器附接到飞机水平稳定器的前缘。

虽然以上所标识的附图阐明本发明的实施方案，但也设想其他实施方案，如讨论中指出的。在所有情况下，本公开代表性地而非限制性地呈现本发明。应当了解，本领域的技术人员可设计出许多其他修改和实施方案，它们都落在本发明的原理的范围和精神内。附图可以不按比例绘制，并且本发明的应用和实施方案可包括附图中未具体示出的特征、步骤和/或部件。

具体实施方式

图1是包括机翼12、水平稳定器14和机身16的飞机10的透视图。机翼12包括前缘18，并且水平稳定器14包括前缘20。在图1所示的配置中，飞机10具有固定机翼设计。机身16从机头部分22延伸到机尾部分24，其中机翼12在机头部分22与机尾部分24之间固定到机身16。水平稳定器14在机尾部分24上附接到机身16。机翼12和水平稳定器14分别用于为飞机10产生升力和防止飞机10发生俯仰。机翼12和水平稳定器14包括临界吸力表面，诸如机翼12的上表面26和水平稳定器14的下表面28，其中如果在机翼12和水平稳定器14的所述表面中的任一个上形成结冰条件，则可能发生流动分离和升力损失。

图2是除冰组件30的透视剖视图，所述除冰组件30具有除冰器32和附接到机翼12的前缘18的过冷大液滴(“SLD”)传感器34。如图2中可见，除冰器32包括气动除冰器，其具有沿翼展方向跨机翼12的前缘18延伸的管36。除冰器32防止沿机翼12的前缘18形成冰。沿机翼12的前缘18形成冰通过增加阻力、增加重量以及减小机翼12的升力而对安全飞行造成潜在危险。

这里讨论的示例性气动除冰器在Fahrner等人的1994年8月16日发布的标题为“Leading Edge Pneumatic Deicer Assembly”的美国专利号5,337,978中描述。另外或可替代地，除冰组件26可采用其他类型的防冰装置(例如，气动热装置、电脉冲系统、气动靴等)。

除冰器32在弦向方向上跨受保护区38延伸。受保护区38包括除冰器32的覆盖或保护范围，并且包括机翼12的受保护免于结冰条件的区域。未受保护区40在从受保护区38向后的方向上延伸，并且包括机翼12的位于除冰器32后缘42后部的不受保护免于结冰条件的区。未受保护区40包括机翼12上的区域，所述区域易受由于在SLD结冰条件下的飞行而导致的积冰的影响，这是因为除冰器32定位在机翼12的前缘18上并且不延伸到未受保护区40中。

突片44附接到除冰器32或与除冰器32一体形成，并且在从除冰器32的后缘42向后的方向上从除冰器32延伸并进入机翼12的未受保护区40。除冰器32和突片44以粘合方式附接到机翼12的外蒙皮46上。在一个实例中，将液体粘结剂施加到除冰器32和机翼12的外蒙皮46两者，并且然后将除冰器32按压到机翼12的外蒙皮46。在另一个实例中，将压敏粘合剂施加到除冰器32，并且在将除冰器安装到机翼12的外蒙皮46期间，去除覆盖压敏粘合剂的离型膜并将除冰器32按压到机翼12的外蒙皮46。在另外的实施方案中，粘附类型可改变以包括具体实施方案所需的其他类型的粘合剂和/或粘附方法。

SLD传感器34通过将SLD传感器34定位在突片44内部而内置在突片44中。SLD传感器34定位在未受保护区40中，所述未受保护区40位于除冰器32的后缘42后部。未受保护区40可位于机翼12的上表面26上，并且另外或可替代地，可位于水平稳定器14的下表面上。将SLD传感器34定位在这两个位置中的任一位置的重要性是由于机翼12的上表面26和水平稳定器14的下表面28是临界空气动力学表面，其中SLD结冰条件的形成可导致危险的飞行条件。机翼12的上表面26是临界吸力表面，其中如果由于在SLD条件下的飞行而导致在受保护区38后部形成冰，则可能发生流动分离和升力损失。另外，SLD传感器34可沿突片44的下侧或沿突片44的顶侧定位。

SLD传感器34可包括能够感测SLD结冰条件的任何合适的检测技术。例如，SLD传感器34可包括云响应加热元件、随着冰增加改变频率的振动探针、光学机构、温度保持电阻器、塞满冰的管道、阻抗随冰厚度变化的电极布置、声学通道和/或压电薄膜阵列，诸如在Botura等人的2013年4月26日提交并且标题为“Aircraft Ice Protection OptimizationBased On Ice-Detection Input”的美国专利申请号2013/0284856中所讨论的。

电线48将SLD传感器34连接到飞机10的电气系统50。电线48从SLD传感器34、穿过突片44、在除冰器32下方延伸，并且通过机翼12的外蒙皮46中的空气供应端口52馈送。空气供应端口52用于从空气源54或真空源向除冰器32供应加压空气或真空。电线48将信号从SLD传感器34传输到飞机10，以传达机翼12的未受保护区38中的SLD结冰条件的存在，以便警告机组人员危险的飞行条件。电气系统50能够监测SLD传感器34并向机组人员提供不安全条件的通告。

除冰组件26可提供单个制品，其将具有如下组合的冰防护和检测功能：提供14CFR23/25.1419(部分25附录C)所要求的冰防护以便在结冰条件下飞行，以及满足14CFR25.1420(部分25附录O)针对部分25飞机所要求的、并且如预期未决条例14CFR23.230针对部分23飞机所要求的SLD结冰条件检测的新要求。除冰组件26还提供SLD传感器34，所述SLD传感器34在不修改外蒙皮46(例如，除了已经在外蒙皮46中的空气供应端口52之外，SLD传感器34的放置不需要外蒙皮46中的第二孔以用于气动空气递送)并且不需要某种类型的机械附接的情况下定位在未保护区40中，所述机械附接可能降低SLD 30传感器位于其上的机翼12的结构完整性和空气动力学性能。除冰组件26还允许除冰器32和带有SLD传感器34的突片44作为单件同时附接到机翼12，而不是需要将多个部件安装到机翼12的非整体组件。

图3是具有SLD传感器34的除冰器组件30沿图2的线3-3截取的剖视图，所述SLD传感器34附接到机翼12的前缘18。在图3中，冰块56被示出为沿除冰器32形成，并且冰脊58被示出为沿机翼12的未受保护区40形成。在沿除冰器32形成冰块56时，除冰器32的管36膨胀以使冰块56扩张并分裂，从而使冰块56与除冰器32和机翼12脱离。管36在图2中示出为处于膨胀状态。然而，未受保护区40不受除冰器32和冰脊58的保护，这包括SLD结冰条件的形成，所述未受保护区40能够在除冰器32的后缘42后部形成。利用位于未受保护区40中的SLD传感器30，除冰组件26可以检测并提供SLD结冰条件存在的通知，以使得飞行员可以采取校正动作并退出SLD结冰条件。

SLD传感器34定位在突片44内部，突片44沿机翼12在弦向方向上在除冰器32的后缘42后部延伸。具有SLD传感器34的突片44的厚度T为约0.0625英寸(0.15875厘米)，其例如与处于收缩状态下的除冰器32的厚度相同或相似。在另外的实施方案中，突片44的厚度T可改变以包括具体实施方案所需的更小或更大的厚度。

如图3中可见，具有SLD传感器34的突片44放置在外蒙皮46的顶部上，并且这种放置不需要外蒙皮46中的切口或孔。SLD传感器34可包括突片44内的多个单独的传感器。如以上所讨论，SLD传感器34可包括具体实施方案所需的各种类型的冰检测器。

图4是除冰组件130的透视剖视图，所述除冰组件130具有除冰器132和附接到水平稳定器14的前缘20的SLD传感器134。图4示出与图2中包括的元件类似的元件，并且因此图4中的元件的一部分包括使图2与图4之间的对应元件增加100的指定编号。如图4中可见，除冰器132包括气动除冰器，其具有沿翼展方向跨水平稳定器14的前缘20延伸的SLD传感器136。除冰器132防止沿水平稳定器14的前缘20形成冰。沿水平稳定器14的前缘20形成冰通过增加阻力、增加重量以及减小水平稳定器14的升力而对安全飞行造成潜在危险。

除冰器132在弦向方向上跨受保护区138延伸。受保护区138包括除冰器132的覆盖或保护范围，并且包括水平稳定器14的受保护免于结冰条件的区域。未受保护区140在从受保护区138向后的方向上延伸，并且包括水平稳定器14的位于除冰器132后缘142后部的不受保护免于结冰条件的区。未受保护区140包括水平稳定器14上的区域，所述区域易受SLD结冰条件的影响，这是因为除冰器132定位在水平稳定器14的前缘20上并且不延伸到未受保护区140中。

突片144附接到除冰器132或与除冰器132一体形成，并且在从除冰器132的后缘142向后的方向上从除冰器132延伸并进入水平稳定器14的未受保护区140。除冰器132和突片144以粘合方式附接到水平稳定器14的外蒙皮146上。在一个实例中，将液体粘结剂施加到除冰器132和水平稳定器14的外蒙皮146两者，并且然后将除冰器132按压到水平稳定器14的外蒙皮146。在另一个实例中，将压敏粘合剂施加到除冰器132，并且在将除冰器安装到水平稳定器14的外蒙皮146期间，去除覆盖压敏粘合剂的离型膜并将除冰器132按压到水平稳定器14的外蒙皮146。在另外的实施方案中，粘附类型可改变以包括具体实施方案所需的其他类型的粘合剂和/或粘附方法。

SLD传感器134通过将SLD传感器134定位在突片144内部而内置在突片144中。SLD传感器134定位在未受保护区140中，所述未受保护区140位于除冰器132的后缘142后部。未受保护区140可位于水平稳定器14的下表面28上，并且另外或可替代地，可位于机翼12的上表面26上。将SLD传感器134定位在这两个位置中的任一位置的重要性是由于水平稳定器14的下表面28和水平稳定器14的下表面是临界空气动力学表面，其中SLD结冰条件的形成可导致危险的飞行条件。水平稳定器14的下表面28是临界吸力表面，其中如果由于在SLD条件下的飞行而导致在受保护区138后部形成冰，则可能发生流动分离和升力损失。另外，SLD传感器134可沿突片144的下侧或沿突片144的顶侧定位。

可能实施方案的讨论

以下是本发明的可能实施方案的非排他性描述。

一种除冰组件可包括具有翼型件的飞机。除冰器可设置在翼型件的前缘上。突片可在从除冰器的后缘向后的方向上从除冰器延伸。除冰器和突片可以粘合方式附接到翼型件的外蒙皮上。过冷大液滴传感器可内置在突片中。过冷大液滴传感器可定位在除冰器的后缘后部的位置中。

另外和/或可替代地，前一段的除冰组件可任选地包括以下特征、配置和/或附加部件中的任何一个或多个：

前述除冰组件的另一个实施方案，其中翼型件还可包括机翼，其中过冷大液滴传感器可定位在机翼的上表面上；

任一前述除冰组件的另一个实施方案，其中除冰组件还可包括电线，所述电线将过冷大液滴传感器连接到飞机的电气系统；和/或

任一前述除冰组件的另一个实施方案，其中电线可从过冷大液滴传感器、穿过突片、在除冰器下方延伸，并且穿过翼型件的外蒙皮中的空气供应端口，其中所述空气供应端口还可用于到除冰器的空气供应。

一种安装除冰组件的方法可包括将过冷大液滴传感器定位在附接到除冰器的突片内部。除冰器可粘附到飞机的翼型件的前缘。除冰器的突片可在除冰器粘附到翼型件的同时粘附到翼型件。粘附突片可包括将过冷大液滴传感器定位在除冰器的后缘后部的区中。

另外和/或可替代地，上一段的方法可任选地包括以下特征、配置和/或附加部件中的任何一个或多个：

前述方法的另一个实施方案，其中所述方法还可包括通过翼型件的蒙皮中的空气供应端口馈送连接到过冷大液滴传感器的电线，其中所述空气供应端口可包括用于除冰器的空气连接件。

除冰组件可包括被配置来设置在翼型件的前缘上的除冰器。突片可在从除冰器的后缘向后的方向上从除冰器延伸。过冷大液滴传感器可内置在突片中。过冷大液滴传感器可定位在除冰器的后缘后部的位置中。粘合剂可施加到除冰器和突片。

另外和/或可替代地，前一段的除冰组件可任选地包括以下特征、配置和/或附加部件中的任何一个或多个：

前述除冰组件的另一个实施方案，其中所述除冰组件可被配置成将过冷大液滴传感器定位在飞机的机翼的上表面上；

任一前述除冰组件的另一个实施方案，其中所述除冰组件可被配置成将过冷大液滴传感器定位在飞机的机翼的水平稳定器的下表面上；和/或

任一前述除冰组件的另一个实施方案，其中除冰组件还可包括电线，所述电线将过冷大液滴传感器连接到飞机的电气系统。

虽然已经参考示例性实施方案描述了本发明，但是本领域的技术人员将理解，在不背离本发明的范围的情况下，可做出各种改变并可使用等效物来取代示例性实施方案的要素。此外，在不背离本发明的基本范围的情况下，可以做出许多修改来使具体情况或材料适应本发明的教导。因此，本发明不意图限于所公开的具体实施方案，而是本发明将包括落在所附权利要求书的范围内的所有实施方案。

本文使用的任何相对术语或程度术语，诸如“基本上”、“本质上”、“大体上”、“大约”等应根据并且服从在本文中明确说明的任何适用定义或限制来解释。在所有情况下，本文使用的任何相对术语或程度术语应解释为：广泛涵盖任何相关的公开实施方案以及如本领域普通技术人员考虑到本公开的全部内容所理解的此类范围或变化，诸如涵盖正常制造公差变化、偶然对准变化、由热、扭转、拉伸、压缩或振动操作条件引起的瞬时对准或形状变化等。此外，本文使用的任何相对术语或程度术语应当被解释为：涵盖明确包括指定质量、特性、参数或值的范围，而没有变化，如同在给定公开或叙述中未使用限定的相对术语或程度术语一样。

Claims (11)

1.一种除冰组件，其包括：

飞机，所述飞机具有翼型件；

除冰器，所述除冰器设置在所述翼型件的前缘上；

突片，所述突片在从所述除冰器的后缘向后的方向上从所述除冰器延伸，其中所述除冰器和所述突片以粘合方式附接到所述翼型件的外蒙皮上；以及

过冷大液滴传感器，所述过冷大液滴传感器内置在所述突片中，其中所述过冷大液滴传感器定位在所述除冰器的所述后缘后部的位置中。

2.如权利要求1所述的除冰组件，其中所述翼型件包括：

机翼，其中所述过冷大液滴传感器定位在所述机翼的上表面上。

3.如权利要求1所述的除冰组件，其中所述翼型件包括：

水平稳定器，其中所述过冷大液滴传感器定位在所述水平稳定器的下表面上。

4.如权利要求1所述的除冰组件，其还包括：

电线，所述电线将所述过冷大液滴传感器连接到所述飞机的电气系统。

5.如权利要求4所述的除冰组件，其中所述电线从所述过冷大液滴传感器、穿过所述突片、在所述除冰器下方延伸，并且穿过所述翼型件的所述外蒙皮中的空气供应端口，其中所述空气供应端口还用于到所述除冰器的空气供应。

6.一种安装除冰组件的方法，所述方法包括：

将过冷大液滴传感器定位在附接到除冰器的突片内部；

将所述除冰器粘附到飞机的翼型件的前缘；以及

将所述除冰器的所述突片在所述除冰器粘附到所述翼型件的同时粘附到所述翼型件，其中粘附所述突片还包括：

将所述过冷大液滴传感器定位在所述除冰器的后缘后部的区中。

7.如权利要求6所述的方法，其还包括：

通过所述翼型件的蒙皮中的空气供应端口馈送连接到所述过冷大液滴传感器的电线，其中所述空气供应端口包括用于所述除冰器的空气连接件。

8.一种除冰组件，其包括：

除冰器，所述除冰器被配置来设置在翼型件的前缘上；

突片，所述突片在从所述除冰器的后缘向后的方向上从所述除冰器延伸；

过冷大液滴传感器，所述过冷大液滴传感器内置在所述突片中，其中所述过冷大液滴传感器定位在所述除冰器的所述后缘后部的位置中；以及

粘合剂，所述粘合剂被施加到所述除冰器和所述突片。

9.如权利要求8所述的除冰组件，其中所述除冰组件被配置来将所述过冷大液滴传感器定位在飞机的机翼的上表面上。

10.如权利要求8所述的除冰组件，其中所述除冰组件被配置来将所述过冷大液滴传感器定位在飞机的机翼的水平稳定器的下表面上。

11.如权利要求8所述的除冰组件，其还包括：

电线，所述电线将所述过冷大液滴传感器连接到飞机的电气系统。