CN107565247A - 供电接头、制造供电接头的方法、电防冰系统、飞机电防冰翼面以及组装方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种供电接头，该供电接头包括第一导电部件和第二导电部件，第一导电部件的第一端与待供电部件电气连接，而第二导电部件的第二端与电源电气连接，且第一导电部件以其第二端与第二导电部件电气连接，以使得待供电部件经由供电接头被所述电源供电，第一导电部件由第一绝缘介质所包围，而第二导电部件由第二绝缘介质所包围，第一导电部件的第二端穿过所述第二绝缘介质的至少一部分而与所述第二导电部件直接电气导通。此外，本发明也涉及一种包含供电接头的电防冰系统、包含供电接头的飞机电防冰翼面、制造供电接头的方法以及用于组装供电接头和飞机电防冰翼面的翼面主体的组装方法。借助本发明，可以对翼面主体进行可靠又牢固的电加热。

Description

供电接头、制造供电接头的方法、电防冰系统、飞机电防冰翼 面以及组装方法

技术领域

本发明首先涉及一种供电接头、尤其是用于对飞机电防冰翼面的翼面主体供电的供电接头。此外，本发明也涉及一种包含供电接头的电防冰系统以及包含供电接头的飞机电防冰翼面。另外，本发明还涉及一种制造供电接头的方法以及一种用于组装供电接头和飞机电防冰翼面的翼面主体的组装方法。

背景技术

飞机在云、雾、雨、雪气象条件下飞行时，机翼前缘、进气道前缘、驾驶舱风挡玻璃外表面、空速管等部位容易结冰。机翼前缘结冰会导致机翼升力减少、阻力增加，进气道前缘结冰会导致发动机推力降低、脱落的冰还可能损伤发动机叶片，驾驶舱风挡玻璃外表面会影响飞行员视野，空速管结冰会导致读数失真。

为此，飞机在机翼前缘等易于结冰的部位往往安装有防冰系统或设备，以防止在飞机表面的某些突出部位结冰或在结冰时能有效地除去冰层。

根据防(除)冰所采用能量形式的不同，可分成机械除冰系统、电脉冲除冰系统、液体防冰系统、热空气防(除)冰系统和电热防(除)冰系统。其中，缝翼、短舱进气道等一般采用热气防冰，而风挡玻璃、机外传感器等一般采用电加热防冰。还例如，当发动机悬挂于机身后部，缝翼前缘采用电加温，而尾翼前缘则采用热空气加温。

近年来，随着多电/全电飞机的日益兴起，缝翼等部件也开始采用电加热方式防冰。通常，电加热系统可包括加热控制器、供电电路、加热层和温度传感器等部件。

在目前已知的一些电防冰系统中，一般采用接线柱的方式对缝翼等部件中的一层加热层进行供电。具体来说，首先，使接线柱通过焊接或者螺接等方式与加热层进行固定连接。然后，在接线柱与周围结构(例如，缝翼的内蒙皮和绝缘层)之间填充绝缘胶。最后，再将接线柱通过导线与电源连通。

这些已知的电防冰系统普遍至少存在如下几个问题：

首先，这些电防冰系统的接线柱仅适用于较厚的加热层(例如，当加热层采用金属片、金属丝等形式时)。当加热层较薄时(例如，采用加热膜，其厚度往往小于0.1毫米)，将接线柱通过焊接或者螺接等方式与加热层连接会容易损伤到加热层。

其次，这样的电防冰系统的整个尺寸和重量较大，并且很难与待防冰的蒙皮结构一体成型制造，即集成度较低。

另外，这种接线柱的连接在飞机长期经历振动的情况下容易出现松脱和断裂，从而造成安全隐患。

此外，由于接线柱与周围结构之间通过填充绝缘胶进行绝缘，因而时间长了以后会出现老化、起鼓和烧穿等问题。

无论出现以上问题中的哪一些，都会不利地导致电加热飞机构件的失效，因此不能保证飞机的正常飞行。因而，在电加热领域中，存在对相对于现有技术改进的工作可靠又牢固的电防冰系统的需求。

发明内容

为此，本发明提供了一种供电接头，供电接头包括第一导电部件和第二导电部件，其中，该第一导电部件包括相对的第一端和第二端，该第二导电部件也包括相对的第一端和第二端，该第一导电部件的第一端与待供电部件电气连接，而第二导电部件的第二端与电源电气连接，且该第一导电部件以其第二端与第二导电部件电气连接，以使得该待供电部件经由该供电接头被该电源供电，其中该第一导电部件由第一绝缘介质所包围，而该第二导电部件由第二绝缘介质所包围，其中，该第一导电部件的第二端穿过该第二绝缘介质的至少一部分而与该第二导电部件直接电气导通。借助这种供电接头，可以实现可靠的电气连接、较好的绝缘性能、以及电源和待供电部件之间的稳定牢固的连接。

优选地，该第二绝缘介质为柔性绝缘层，而该第一绝缘介质为刚性绝缘层。由此，可以实现第二绝缘介质的灵活布置以及第一绝缘介质的可靠支承。

特别是，该第一导电部件和该第二导电部件可以布置成彼此正交地定向。由此，可以实现占空空间少且方便制造的优势。

在一些情况下，该第一导电部件的第二端可以与该第二导电部件的该第一端直接电气导通。由此实现端对端的电气连接，以减少导电部件的材料重量。

有利地，该第一绝缘介质布置成沿着该第二导电部件的长度中的至少一部分包围该第二绝缘介质延伸。由此，可以实现对第二绝缘介质以及因此第二导电部件的稳定支承以及非常可靠的绝缘。

较佳地，在该第一绝缘介质中形成孔，在该孔的内壁上涂有导电介质，以形成作为该第一导电部件的导电孔，或者该第一导电部件由被该第一绝缘层包围的导电柱构成，该导电柱填充有导电介质。这两种形成第一导电部件的方式均非常易于生产，从而有利于整个电防冰系统的制造效率。

本发明还提供一种制造供电接头的方法，该供电接头包括第一导电部件和第二导电部件，其中，该第一导电部件包括相对的第一端和第二端，该第二导电部件也包括相对的第一端和第二端，该第一导电部件的该第一端与待供电部件电气连接，而第二导电部件的第二端与电源电气连接，且第一导电部件以其第二端与第二导电部件也电气连接，以使得该待供电部件经由该供电接头被该电源供电，其中，该方法包括如下各相继步骤：

-用柔性绝缘介质包覆该第二导电部件；

-将刚性绝缘介质附连到包覆有该柔性绝缘介质的该第二导电部件的该第一端；

-从该刚性绝缘介质的朝向该待供电部件的一端朝向其远离该待供电部件的相对端，在该刚性绝缘介质内制成孔；

-将该第一导电部件提供到该刚性绝缘介质内的该孔中，因而，该第一导电部件由该刚性绝缘介质所包覆；

-使位于该孔中的该第一导电部件的该第二端穿过该柔性绝缘介质中的至少一部分而与该第二导电部件直接电气导通。

借助该制造方法，能以较少步骤和低成本耗费获得可靠的电气连接、较好的绝缘性能、以及电源和待供电部件之间的稳定牢固的连接。

尤其是，在该制造方法中，可以将铜提供到该孔的内壁上，以形成作为该第一导电部件的导电孔，或者用铜填充到该孔中，以形成作为该第一导电部件的导电柱。

特别有利的是，可以对该第一导电部件的该第一端以及该刚性绝缘介质的朝向该待供电部件的端面提供铜，以形成与该待供电部件接触的接触盘。由此，可以扩大与待供电部件之间的接触面积，加强导电性能。

本发明还能提供一种电防冰系统，该电防冰系统包括前述的供电接头以及作为该待供电部件的加热层，该加热层借助该供电接头被传输电能，从而对该加热层进行加热。

此外，本发明还提供一种飞机电防冰翼面，该飞机电防冰翼面包括前述的电防冰系统，该飞机电防冰翼面的翼面主体沿其厚度方向包括外层、内层以及位于该内层和该外层之间的该加热层，其中，该加热层借助该供电接头被传输电能，从而对该飞机电防冰翼面的该翼面主体进行加热防冰。

尤其是，该第二导电部件的该第二绝缘层可以构造成紧贴于该内层的内侧表面延伸。由此获得连接十分可靠、且不易出现松脱、断裂等问题。

本发明还可提供一种组装方法，该组装方法用于组装供电接头和飞机电防冰翼面的翼面主体，其中，该第一导电部件包括相对的第一端和第二端，该第二导电部件也包括相对的第一端和第二端，该第一导电部件的该第一端与该待供电部件电气连接，而第二导电部件的第二端与电源电气连接，且第一导电部件以其第二端与第二导电部件也电气连接，其中，该翼面主体沿其厚度方向包括外层、内层和位于该内层和该外层之间的加热层，该加热层作为该待供电部件通过该供电接头与电源连接，从而对该翼面主体进行加热防冰，其中，该第一导电部件由第一绝缘介质所包覆，而该第二导电部件由第二绝缘介质所包覆，其中，该第一导电部件的该第二端穿过该第二绝缘介质中的至少一部分而与该第二导电部件直接电气导通，其中，该组装方法包括如下各相继步骤：

a)在该内层中预制贯穿其厚度延伸的安装开口；

b)将该供电接头安装于该安装开口内，以使得包覆有该第一绝缘介质的该第一导电部件在该安装开口中延伸，而包覆有该第二绝缘介质的该第二导电部件至少部分地沿该内层的背离该加热层的内侧表面延伸；

c)在该供电接头上制成该加热层，以使得该第一导电部件与该加热层电导通；

d)在该加热层上再覆盖上该外层，以形成该翼面主体。

至此，可以获得一种集成度非常高、且制造方便的组件，即该组件包括供电接头和飞机电防冰翼面的翼面主体，且连接时不容易损伤加热层，尤其适合给加热膜等薄的加热层进行供电。

优选地，可以在该第一导电部件的该第一端上以及该第一绝缘介质的朝向该加热层的端面上设有接触盘，在步骤c)中，在该接触盘上喷涂该加热层，以使该第一导电部件能通过该接触盘与该加热层电导通。由此，可以扩大与待供电部件之间的接触面积，加强导电性能

此外，在步骤b)中，可以将该供电接头在该安装开口内安装成使得该第二导电部件的该第二绝缘介质能紧贴于该内层的内侧表面，由此能够获得连接十分可靠、而不易出现松脱、断裂等问题。

附图说明

图1示出根据本发明的一个实施例的供电接头的结构示意图；

图2示出根据图1所示实施例的供电接头在飞机电防冰翼面的翼面主体中进行组装的剖面示意图；

图3示出根据本发明的另一个实施例的供电接头的结构示意图；以及

图4示出根据图3所示实施例的供电接头在飞机电防冰翼面的翼面主体中进行组装的剖面示意图。

具体实施方式

应注意参考的附图并非都按比例绘制，而是可扩大来说明本发明的各方面，且在这方面，附图不应被解释为限制性的。

尽管参照飞机上的电防冰系统来描述了本发明的各种实施例，但应当理解到，本发明的范围内的实施例可应用至具有相似结构和/或功能的其它需要防止结冰的系统、设备、车间等。

本发明提供一种飞机电防冰翼面，该飞机电防冰翼面包括翼面主体和供电接头200。翼面主体可以为多层结构。例如，该多层结构可以是飞机上的蒙皮结构。在本发明的含义下，飞机电防冰翼面或翼面主体的“外侧”或“外部”表示朝向飞机之外的方向或定向，而飞机电防冰翼面或翼面主体的“内侧”或“内部”表示朝向飞机的方向或定向。例如，当前述翼面主体为飞机蒙皮结构时，外侧表示朝向飞机外的方向，而内侧则表示朝向飞机内部的方向。

尤其是，在本发明的语境下，“内侧表面”是指某一部件的朝向飞机里面的表面，而“外侧表面”是指某一部件的朝向飞机外面的表面。换言之，“内侧”和“外侧”并不是针对某一构件的整个结构本身而言，即，并不是该构件的内部(例如，该部件之中)和外部(例如，该部件之外)的概念，而是相对于包括飞机电防冰翼面的整个系统、例如是整个飞机而言的。

如图2和4的剖视图所示，“外侧”或“外部”在这些页面中显示为处于“内侧”或“内部”的上方，这是由于剖取的是飞机电防冰翼面的翼面主体的整个结构的上半部分。可以理解到，当从剖取下半部分的剖视图中观察时，“外侧”或“外部”则相应在“内侧”或“内部”的下方。

本发明的飞机电防冰翼面的翼面主体300具有一厚度，该厚度从外侧延伸到内侧或从内侧延伸到外侧，即，厚度方向是指横跨整个翼面主体300中的各层的方向，而不限于是从外向内的方向还是从内向外的方向。

此外，在本发明的语境下，“电接触”表示两个部件之间的直接电气接触，而“电连通”或者“电导通”则表示两个部件之间形成电气导通路径，但不限于二者的直接连通，即，也可以包括经由其它路径的间接电气连通。

如上所述，翼面主体300可包含多层结构，多层结构沿其厚度、例如从外向内依次包括外层、加热层304和内层，即，加热层304布置在外层与内层之间。当翼面主体300为飞机蒙皮结构时，外层可以例如包括位于其较外侧的外蒙皮层或防护层306以及位于其较内侧的外绝缘层305，而内层则可以包括位于其较外侧的内绝缘层303和位于其较内侧的内蒙皮层302或其它结构层。在此，“较”是针对该内层或者该外层中的一层相对于其另一层的位置而言的。

根据本发明的供电接头200可以防止待防冰构件、例如飞机电防冰翼面的翼面主体300结冰。经由该供电接头200，可以使翼面主体300中的加热层304与供电电源(在图中未示出)电连接，从而使加热层304产生热量，以对整个翼面主体300进行加热。

供电接头200可包括第一导电部件201和第二导电部件204，其中，第一导电部件201与待供电部件、例如为翼面主体300中的加热层304电气导通，而第二导电部件204与电源电气导通，且第一导电部件201和第二导电部件204也彼此电气导通。

第一导电部件201和第二导电部件204均由绝缘介质所包围或包覆，并且它们与翼面主体300中的仅加热层304(而不与其它各层、例如内层、外层等)电导通。更进一步说，由于围绕第一导电部件201和第二导电部件204的绝缘介质的存在，这些导电部件如果与翼面主体300接触，与仅存在于翼面主体300中的加热层304的电连通。当然，可以理解到，第二导电部件204还应与供电电源电气导通，以向待供电部件提供电能。

第一导电部件包括相对的第一端和第二端，而第二导电部件也包括相对的第一端和第二端。根据本发明，第一导电部件201的第一端与待供电部件电气连接，而第二导电部件的第二端与电源电气连接，且第一导电部件201以其第二端与第二导电部件电气连接，以使得待供电部件经由该供电接头被电源供电。在第一导电部件201以其第二端与第二导电部件电气连接的情况下，第一导电部件201的第二端穿过第二绝缘介质的至少一部分而与第二导电部件直接电气导通。

在此，术语“穿过”是指第一导电部件201的第二端通过/经过/穿过第二绝缘层的厚度(即，穿过厚度的至少一部分)才能与第二导电部件电气接触，而不是指第一导电部件201的第二端与包围第二导电部件的第二绝缘介质仅处于彼此接触的关系。

较佳的是，第二导电部件204至少部分地沿翼面主体300中的内层的背离加热层304的内侧表面延伸。由此，可以使得整个供电接头200在受到振动时不容易松脱。更佳的是，第二导电部件204至少部分地平行于翼面主体300中的内层的背离加热层304的内侧表面延伸。最佳的是，第二导电部件204至少部分地紧贴于翼面主体300中的内层的背离加热层304的内侧表面延伸。

第二导电部件204可由一导电体、尤其是柱形导电体/导电棒构成，该导电体被第二绝缘层202包围、较佳为同心地包围。但还可以设想，第二导电部件204可以构造成一平坦的导电层。

第二导电部件204优选由铜或者铜合金制成，而第二绝缘层202优选为柔性绝缘层。柔性绝缘层一般可采用例如呈薄膜形式的、较佳为聚酰亚胺的材料来制成。第二导电部件204与第二绝缘层202之间的连接可以采用诸如静电吸附或者优选为胶接的方式进行。第二导电部件204和第二绝缘层202的总体厚度一般可以在0.1-0.5毫米的范围内，尤其是小于0.2毫米。

第一导电部件201在待供电构件、例如为翼面主体300中的加热层304与第二导电部件204之间延伸。尤其是，第一导电部件201可以至少部分地布置在待防冰构件、例如为翼面主体300的多层结构之中，并且从其加热层304延伸到位于翼面主体300的内层更内侧的第二导电部件204。较佳的是，第一导电部件201以其一端直接与加热层304并以其相对端与第二导电部件204电气接触。

较佳地，第一绝缘层203构造为刚性绝缘层。刚性绝缘层一般采用诸如玻璃纤维之类的绝缘材料制成。刚性绝缘层用于保证供电接头200的结构刚度，以避免在整个系统受到震动或反复应力的情况下发生变形、断裂或松脱等。第一绝缘层203的横截面可以为圆形(直径例如可以在5-10毫米之间)，或者经倒圆的四边形(例如，边长为5-10毫米之间)。

第一绝缘层203可以同心地或者也可以非同心地包围第一导电部件201。可以在第一绝缘层203之中形成孔。在一些实施例中，在该孔的内壁上涂有导电介质，以形成作为第一导电部件201的导电孔。例如，可以采用电镀、金属热喷等方式在孔壁上镀铜(合金)或喷铜(合金)，并且使镀的铜或喷的铜(即，导电孔)直接与第二导电部件204的诸如铜合金的导电层接触。

替代地，第一导电部件201可以由被第一绝缘层203包围的导电柱构成，该导电柱填充有导电介质。例如，可以用铜或铜合金将上述孔填满，从而构成铜或铜合金的导电柱。

优选地，第一绝缘层203可以沿翼面主体300的厚度方向包括面向加热层304的第一端203a和背离加热层304的第二端203b。此外，第一绝缘层203的该第一端203a可以与加热层304直接接触，和/或该第二端203b可以延伸到内层的(其内侧表面的)内侧，即该第二端203b可以较佳地与翼面主体300的内层的内侧表面、朝向内侧的方向间隔开一段距离。

由第一绝缘层203的第一端203a和第二端203b限定出的第一绝缘层203的厚度应至少等于、且优选大于翼面主体300的整个内层的厚度。整个内层的厚度例如是指从内层的外侧表面(朝向加热层304的表面)到内层的内侧表面(即，背离加热层304的表面)的距离。在一些情况下，在翼面主体300的多层结构中的各层彼此邻接的情况下，整个内层的厚度也可以大致相当于从加热层304的内侧表面到内层的内侧表面的距离。

有利地，第一导电部件201与第二导电部件204在第一绝缘层203所占据的范围之中相交、即电气接触。换言之，除了第一导电部件201位于第一绝缘层203之中以外，第二导电部件204的与第一导电部件201电气接触的部分也位于第一绝缘层203之中。优选的是，第一绝缘介质布置成沿第二导电部件的长度的至少一部分包围第二绝缘介质延伸。尤其是，第一绝缘层203可以将第一导电部件201和第二导电部件204的相交部分包围起来。

由此，第二绝缘层202中的至少一部分、例如处于第二导电部件204的与第一导电部件201相交的部分周围的第二绝缘层202部分也处于第一绝缘层203之中。由此，可以获得集成度高且绝缘性好的供电接头200。较佳的是，第一绝缘层203与第二绝缘层202和第二导电部件204通过胶接的方式彼此连接。

优选的是，第一导电部件201与第二导电部件204布置成彼此正交地定向。但本发明不限于此，也可以实现第一导电部件与第二导电部件二者之间的非正交定向。

如前所述，第一导电部件201可以在待防冰构件、例如为翼面主体300中沿其厚度方向延伸，而第二导电部件204可以在待防冰构件、例如为翼面主体300的内侧沿其内层的内侧表面、较佳地紧贴于该内侧表面(但实际上二者之间也可能存在可忽略的间隙)延伸。根据本发明，第二导电部件204包括与电源连接的第二端204b以及背离该电源的第一端204a。第一绝缘层203的第一端203a可以与第一导电部件201的第一端201a齐平，但也可以高于第一导电部件201的第一端201a。

在如图1中所示的一个实施例中，第一导电部件201的第二端201b与第二导电部件204的第一端204a直接相连(即，直接电气接触/电气导通)，而第二导电部件204的第一端204a止于第一绝缘层203之中、即不突出超过第一绝缘层的范围。

尤其有利的是，包围第二导电部件204的第二绝缘层202的远离电源的一端也止于第一绝缘层203之中、尤其是不延伸超过第一导电部件201。在该实施例中，第一导电部件201可以从第二导电部件204的上方延伸到与第二导电部件204的第一端204a相交。在此情况下，第一导电部件201穿过第二绝缘层202的末端的一部分到达第二导电部件204，并与其电气接触。但也可以设想，第一导电部件从第二导电部件的第一端的左侧与第二导电部件接触。

替代地，在图3中所示的另一实施例中，第一导电部件201并不在第二导电部件204的第一端204a处与其接触，而是在第二导电部件204的第一端204a与第二端204b中间的某一位置到达第二导电部件204(即，与其电气接触)。例如，可以在第二导电部件204的接近第一端204a的位置处与其电气接触。因此，在此情况下，第二绝缘层202的远离电源的一端可延伸超过第一导电部件201。另外，包围第二导电部件204的第二绝缘层202的末端202a可以处于第一绝缘层203之中或者也可以略延伸超出第一绝缘层203。

在各种实施例中，第一绝缘层203包括朝向加热层304的第一端203a和远离加热层304的第二端203b，第一绝缘层203的第二端203b可以比第一导电部件201的第二端201b更向内侧延伸。在此情况下，当将根据本发明的供电接头200安装在待防冰构件、例如为翼面主体300中时，由第二导电部件204以及包围第二导电部件204的第二绝缘层202构成的总体厚度可以在翼面主体300的内层的内侧表面与第一绝缘层203的该第二端203b之间延伸。

另外，第一绝缘层203的第一端203a与第二导电部件204之间的距离可以大于、等于或甚至小于、但优选是大于第一绝缘层203的第二端203b与导电层之间的距离，如图2和4中示例性所示。

此外，还可以在第一导电部件201的第一端201a处设置有接触盘205。接触盘205可以增加第一导电部件201与加热层304之间的导电连通面积，从而加强导电区域的性能。

较佳地，接触盘205还可以至少部分地在第一绝缘层203的第一端203a上设置，尤其是在在第一绝缘层203的整个第一端203a上设置有接触盘205。例如，可以在第一绝缘层203的朝向加热层304的表面上部分地或者整个镀铜(或铜合金)或者喷铜，从而形成接触盘205。尤其是，接触盘205应当不与除了加热层304之外的翼面主体300中的其它层电气接触，以避免电气短路等故障发生。

还可以设想，第二绝缘层202中的仅一部分、而非整个第二绝缘层202构造成柔性绝缘层，该部分例如可以是第二绝缘层202的并非处于第一绝缘层203之中的那部分。类似地，第一绝缘层203中的仅一部分、而非整个第一绝缘层203构造成刚性绝缘层。例如，第一绝缘层203为非均质的材料，即靠近第一导电部件201的材料与远离第一导电部件201的材料在强度、密度、组分方面可以是不同的。第二绝缘层202可以如此相似地进行设计。

接下来，进一步阐释如何制造如前所述的供电接头200的制造方法。

有利地，该制造方法可以包括如下各相继步骤：

-用第二绝缘介质、优选为柔性绝缘介质包覆第二导电部件204；

-将第一绝缘介质、优选为刚性绝缘介质附连到包覆有柔性绝缘介质的第二导电部件204的第一端(即，与和电源连接的第二端相对的那端)；

-从刚性绝缘介质的朝向待供电部件、例如为加热层304的一端(例如，203a)朝向其远离待供电部件的相对端(例如，203b)，在刚性绝缘介质内制成、例如以蚀刻的方式制成孔；

-将第一导电部件201提供到刚性绝缘介质内的孔中，或者说在刚性绝缘介质内的孔中设置有第一导电部件201，以使得该第一导电部件201由所述刚性绝缘介质所包覆；

-使位于刚性绝缘介质内的孔中的第一导电部件201的第二端(例如，201b)穿过柔性绝缘介质中的至少一部分而与第二导电部件204直接电气接触/导通。

有利地，在形成第一导电部件201的过程中，将铜提供到刚性绝缘介质内的孔的内壁上，以形成作为第一导电部件201的导电孔，或者用铜填充到刚性绝缘介质内的孔中，以形成作为第一导电部件201的导电柱。

更有利的是，对第一导电部件201的第一端以及刚性绝缘介质的朝向待供电部件、例如加热层304的端面提供铜或其它金属或其它合金，以形成与待供电部件将直接接触的接触盘。

然后，进一步阐释如何将供电接头200组装到翼面主体300以形成飞机电防冰翼面的方法。

与先形成待防冰构件的整个多层结构、然后再将供电接头插入其中的现有技术不同，根据本发明的组装方法包括如下多个相继步骤：

首先，在待防冰构件、例如为飞机电防冰翼面的翼面主体300的内层(例如，包括内蒙皮302和内绝缘层303)中预先制成安装开口，该安装开口贯穿该内层的厚度；

然后将如前所述的供电接头安装在该安装开口内，以使得包覆有第一绝缘介质的第一导电部件201在该安装开口中延伸，而包覆有第二绝缘介质的第二导电部件204至少部分地沿内层的背离加热层的内侧表面延伸；

然后，在供电接头200上、较佳是供电接头200的第一导电部件201上、尤其较佳是第一导电部件201的第一端201a上形成加热层304(例如，呈薄膜形式的加热层304)，以使得加热层304与第一导电部件201电气导通；

最后，在加热层304上再覆盖形成有外层(外蒙皮/防护层306以及外绝缘层305)，从而最终获得组装有供电接头200的翼面主体300、即根据本发明的飞机电防冰翼面。

较佳地，在第一导电部件201的第一端上以及第一绝缘介质的朝向加热层的端面上设有接触盘，在形成加热层的步骤中，在接触盘上喷涂加热层，以使第一导电部件201能通过接触盘与加热层电导通。

另外，在将供电接头200安装在安装开口中的过程中，使得供电接头200的第二导电部件204周围的第二绝缘层202平行于内层的内侧表面、尤其是紧贴于该内侧表面(尽管实际上也可能留有一微小的间隙)。

与传统组装接线柱的方式相比，根据本发明的供电接头的优势在于：连接时不容易损伤到加热层304，尤其适合给加热膜等薄膜类的加热层304进行供电；还容易与整个待防冰构件、例如为翼面主体的多层结构一体化制造和组装，集成度颇高；连接可靠，不容易出现松脱、断裂等不期望发生的问题；安装时无需进行绝缘胶填充，绝缘性能非常好。

根据本发明，总地提供了一种电防冰系统，该电防冰系统包括前述供电接头200以及作为所述待供电部件的加热层304，该加热层借助供电接头被传输电能，从而对加热层进行加热。

根据本发明，总地还提供了一种飞机电防冰翼面，该飞机电防冰翼面包括前述电防冰系统(即，包括供电接头200和加热层304)，该飞机电防冰翼面的翼面主体沿其厚度方向包括外层、内层以及位于内层和外层之间的所述加热层，其中，加热层借助供电接头被传输电能，从而对该飞机电防冰翼面的翼面主体进行加热防冰。

前面的描述已经给出了许多特征和优点，包括各种替代的实施方式，以及装置和方法的结构和功能的细节。本文的意图是示例性的，并不是穷尽性的或限制性的。对于本领域的技术人员来说显然可对由所附权利要求所表达的术语的宽泛上位含义所指示的全部范围内做出各种改型，尤其是在结构、材料、元素、部件、形状、尺寸和部件的布置方面，包括这些方面在此处所描述的原理范围内的结合。在这些各种改型未偏离所附权利要求的精神和范围的程度内，意味着它们也包含于此。

Claims (15)

1.一种供电接头，所述供电接头包括第一导电部件和第二导电部件，其中，所述第一导电部件包括相对的第一端和第二端，所述第二导电部件也包括相对的第一端和第二端，所述第一导电部件的第一端与待供电部件电气连接，而第二导电部件的第二端与电源电气连接，且所述第一导电部件以其第二端与第二导电部件电气连接，以使得所述待供电部件经由所述供电接头被所述电源供电，

其特征在于，所述第一导电部件由第一绝缘介质所包围，而所述第二导电部件由第二绝缘介质所包围，其中，所述第一导电部件的第二端穿过所述第二绝缘介质的至少一部分而与所述第二导电部件直接电气导通。

2.如权利要求1所述的供电接头，其特征在于，所述第二绝缘介质为柔性绝缘层，而所述第一绝缘介质为刚性绝缘层。

3.如前述权利要求中任一项所述的供电接头，其特征在于，所述第一导电部件和所述第二导电部件布置成彼此正交地定向。

4.如前述权利要求中任一项所述的供电接头，其特征在于，所述第一导电部件的第二端与所述第二导电部件的所述第一端直接电气导通。

5.如前述权利要求中任一项所述的供电接头，其特征在于，所述第一绝缘介质布置成沿着所述第二导电部件的长度中的至少一部分包围所述第二绝缘介质延伸。

6.如前述权利要求中任一项所述的供电接头，其特征在于，在所述第一绝缘介质中形成孔，在所述孔的内壁上涂有导电介质，以形成作为所述第一导电部件的导电孔，或者所述第一导电部件由被所述第一绝缘层包围的导电柱构成，所述导电柱填充有导电介质。

7.一种制造供电接头的方法，所述供电接头包括第一导电部件和第二导电部件，其中，所述第一导电部件包括相对的第一端和第二端，所述第二导电部件也包括相对的第一端和第二端，所述第一导电部件的所述第一端与待供电部件电气连接，而第二导电部件的第二端与电源电气连接，且第一导电部件以其第二端与第二导电部件也电气连接，以使得所述待供电部件经由所述供电接头被所述电源供电，

其特征在于，所述方法包括如下各相继步骤：

-用柔性绝缘介质包覆所述第二导电部件；

-将刚性绝缘介质附连到包覆有所述柔性绝缘介质的所述第二导电部件的所述第一端；

-从所述刚性绝缘介质的朝向所述待供电部件的一端朝向其远离所述待供电部件的相对端，在所述刚性绝缘介质内制成孔；

-将所述第一导电部件提供到所述刚性绝缘介质内的所述孔中，因而，所述第一导电部件由所述刚性绝缘介质所包覆；

-使位于所述孔中的所述第一导电部件的所述第二端穿过所述柔性绝缘介质中的至少一部分而与所述第二导电部件直接电气导通。

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，将铜提供到所述孔的内壁上，以形成作为所述第一导电部件的导电孔，或者用铜填充到所述孔中，以形成作为所述第一导电部件的导电柱。

9.如权利要求7或8所述的方法，其特征在于，对所述第一导电部件的所述第一端以及所述刚性绝缘介质的朝向所述待供电部件的端面提供铜，以形成与所述待供电部件接触的接触盘。

10.一种电防冰系统，其特征在于，所述电防冰系统包括如权利要求1所述的供电接头以及作为所述待供电部件的加热层，所述加热层借助所述供电接头被传输电能，从而对所述加热层进行加热。

11.一种飞机电防冰翼面，其特征在于，所述飞机电防冰翼面包括如权利要求10所述的电防冰系统，所述飞机电防冰翼面的翼面主体沿其厚度方向包括外层、内层以及位于所述内层和所述外层之间的所述加热层，其中，所述加热层借助所述供电接头被传输电能，从而对所述飞机电防冰翼面的所述翼面主体进行加热防冰。

12.如权利要求11所述的飞机电防冰翼面，其特征在于，所述第二导电部件的所述第二绝缘层构造成紧贴于所述内层的内侧表面延伸。

13.一种组装方法，所述组装方法用于组装供电接头和飞机电防冰翼面的翼面主体，其中，所述第一导电部件包括相对的第一端和第二端，所述第二导电部件也包括相对的第一端和第二端，所述第一导电部件的所述第一端与所述待供电部件电气连接，而第二导电部件的第二端与电源电气连接，且第一导电部件以其第二端与第二导电部件也电气连接，

其中，所述翼面主体沿其厚度方向包括外层、内层和位于所述内层和所述外层之间的加热层，所述加热层作为所述待供电部件通过所述供电接头与电源连接，从而对所述翼面主体进行加热防冰，

其中，所述第一导电部件由第一绝缘介质所包覆，而所述第二导电部件由第二绝缘介质所包覆，其中，所述第一导电部件的所述第二端穿过所述第二绝缘介质中的至少一部分而与所述第二导电部件直接电气导通，

其特征在于，所述组装方法包括如下各相继步骤：

a)在所述内层中预制贯穿其厚度延伸的安装开口；

b)将所述供电接头安装于所述安装开口内，以使得包覆有所述第一绝缘介质的所述第一导电部件在所述安装开口中延伸，而包覆有所述第二绝缘介质的所述第二导电部件至少部分地沿所述内层的背离所述加热层的内侧表面延伸；

c)在所述供电接头上制成所述加热层，以使得所述第一导电部件与所述加热层电导通；

d)在所述加热层上再覆盖上所述外层，以形成所述翼面主体。

14.如权利要求13所述的组装方法，其特征在于，在所述第一导电部件的所述第一端上以及所述第一绝缘介质的朝向所述加热层的端面上设有接触盘，在步骤c)中，在所述接触盘上喷涂所述加热层，以使所述第一导电部件能通过所述接触盘与所述加热层电导通。

15.如权利要求13或14所述的组装方法，其特征在于，在步骤b)中，将所述供电接头在所述安装开口内安装成使得所述第二导电部件的所述第二绝缘介质能紧贴于所述内层的内侧表面。