CN107867402A - 使用即时湿度感测来检测结冰状况 - Google Patents
使用即时湿度感测来检测结冰状况 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107867402A CN107867402A CN201710866758.7A CN201710866758A CN107867402A CN 107867402 A CN107867402 A CN 107867402A CN 201710866758 A CN201710866758 A CN 201710866758A CN 107867402 A CN107867402 A CN 107867402A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- ice
- laser
- humidity
- electronic device
- detector
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 claims abstract description 20
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 18
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 claims description 13
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 11
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 8
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 8
- 239000013307 optical fiber Substances 0.000 claims description 8
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 6
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims description 5
- 238000000862 absorption spectrum Methods 0.000 claims description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims description 2
- 230000011514 reflex Effects 0.000 claims description 2
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 16
- 238000001514 detection method Methods 0.000 abstract description 6
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Chemical compound O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 166
- 239000003570 air Substances 0.000 description 107
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 19
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 18
- 230000008859 change Effects 0.000 description 15
- 239000013078 crystal Substances 0.000 description 9
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 9
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 7
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 7
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 4
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 4
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 4
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 4
- 230000004044 response Effects 0.000 description 4
- 230000001627 detrimental effect Effects 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 239000000284 extract Substances 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000000116 mitigating effect Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 239000008188 pellet Substances 0.000 description 2
- 239000012071 phase Substances 0.000 description 2
- 230000005622 photoelectricity Effects 0.000 description 2
- 239000007790 solid phase Substances 0.000 description 2
- 241000931526 Acer campestre Species 0.000 description 1
- 231100000987 absorbed dose Toxicity 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- -1 alleviates system Chemical compound 0.000 description 1
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000009530 blood pressure measurement Methods 0.000 description 1
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 1
- 238000004781 supercooling Methods 0.000 description 1
- 230000005619 thermoelectricity Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
- B64D15/22—Automatic initiation by icing detector
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/04—Hot gas application
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/16—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical means
- B64D15/163—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical means using electro-impulsive devices
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01D—MEASURING NOT SPECIALLY ADAPTED FOR A SPECIFIC VARIABLE; ARRANGEMENTS FOR MEASURING TWO OR MORE VARIABLES NOT COVERED IN A SINGLE OTHER SUBCLASS; TARIFF METERING APPARATUS; MEASURING OR TESTING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01D21/00—Measuring or testing not otherwise provided for
- G01D21/02—Measuring two or more variables by means not covered by a single other subclass
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N21/00—Investigating or analysing materials by the use of optical means, i.e. using sub-millimetre waves, infrared, visible or ultraviolet light
- G01N21/17—Systems in which incident light is modified in accordance with the properties of the material investigated
- G01N21/25—Colour; Spectral properties, i.e. comparison of effect of material on the light at two or more different wavelengths or wavelength bands
- G01N21/31—Investigating relative effect of material at wavelengths characteristic of specific elements or molecules, e.g. atomic absorption spectrometry
- G01N21/39—Investigating relative effect of material at wavelengths characteristic of specific elements or molecules, e.g. atomic absorption spectrometry using tunable lasers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Optics & Photonics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Investigating Or Analysing Materials By Optical Means (AREA)
Abstract
本发明涉及使用即时湿度感测检测结冰状况。具体而言，本发明涉及一种用于监测适合在飞机和推进系统上形成冰的结冰状况的系统和方法。系统包括即时地检测周围湿度、周围温度和周围压力的仪器。感测的信息被传送到控制器，控制器评估该信息来确定某些压力、温度和湿度标准是否有利于结冰，并且宣布结冰状况。系统还包括安装在飞机发动机上的冰缓解系统。当关于冰形成的状况是有利的时候，控制器通知飞行员冰形成的状况是有利的，或者自动地启用冰缓解系统，或者两者。飞行员可选地可禁用冰缓解系统。当感测的状况指示冰形成的状况是不利的时候，控制器确定冰缓解系统是否启用，并且如果启用了则禁用系统。
Description
技术领域
本发明涉及通过持续地监测周围压力、温度和湿度来识别有利于飞机冰形成的状况，并且开始步骤以避免在检测的有利状况下形成冰。
背景技术
商业和军用飞机在温度、高度、压力和湿度的某些组合下遇到大气结冰状况。结冰状况可使冰在飞机表面、发动机入口和发动机流径表面上积聚。飞机冰积聚可导致提升损失、空气动力失速和飞机控制损失。在最低限度上，冰积聚导致飞机重量增加，从而影响飞机性能和效率。发动机冰积聚还可引起空气流损失、空气动力失速和发动机推力损失。发动机和/或发动机入口中的大型冰块脱落可严重地损害发动机构件，从而导致推力损失或者使得发动机无法工作。检测结冰状况和冰积聚以及在遇到更严重的影响之前采用有效冰缓解是至关重要的。
商业和军用飞机从气象学家和气候学家那里收集关于大气状况的信息，包括在高的高度处的周围空气中的湿度。这种数据对于计划飞行是有用的，但这种信息可能是或可能不是飞机实际遇到的，因为自然大气有变化。目前的飞机具有从飞机传感器确定周围温度和压力的能力。目前的飞机不具有测量周围湿度的能力。
冰形成是飞机发动机设计的特征，而且不同的发动机模型具有不同的冰形成特征。上面论述的大气特征包括周围温度、压力和湿度。某个高度处的周围温度和压力目前由所有飞机基本即时地测量。直到最近，还无法获得湿度的即时测量。传统湿度传感器依赖于冷镜(露点或霜点)或电阻传感器，它们无法在周围冷温度和低密度的高的高度大气下满意地工作。这些系统通常响应慢、不稳定、需要频繁地校准，而且在周围温度下遇到的典型状况下、在出现大多数冰的状况下常常不准确。
图1是关于过冷的大落差混合相的飞机和发动机认证要求和从2010年6月29日联邦公报获得的冰晶结冰状况的可用绘图。这个图是高度与总的水含量(TWC)的图表。这个图表描绘了飞机的标准结冰包迹。横轴表示飞机高度(几千英尺)。竖轴表示TWC或绝对湿度。在图表上描绘结冰包迹；在0℃-60℃的温度处显示等温线。上面的实线建立结冰包迹的上边界，且下面的虚线建立结冰包迹的下边界。通过压力仪器感测飞机高度，压力仪器是飞机上的标准装备。TWC已经基于气象学家和气候学家提供的关于大气状况的预报信息。已经基于这些预报来制定冰缓解。冰缓解一般会造成发动机和飞机性能损失。在预测不准确方面来说，当冰缓解在非必要时启用时，会不必要地施加这些性能损失。
飞机发动机中的一些模式目前通过使用发动机控制系统来应付冰积聚，发动机控制系统通过测量发动机性能参数偏离正常性能操作计划来感测冰积聚。当由计划偏离检测到结冰时，一个或多个发动机几何构造周期地改变，以便以发动机燃料效率和构件寿命为代价使冰脱落或熔化。当冰已经熔化或已经脱落时，发动机性能回到正常操作计划。无法在周期性发动机几何构造变化进行的同时确定飞机是否已经离开结冰状况。也无法在周期性发动机几何构造变化进行的同时确定积聚冰已经熔化或者已经脱落。
当前FAA规定要求周期性发动机几何构造变化继续一段时间以使飞机离开结冰状况。然后周期性发动机几何构造变化停止，监测性能，如果没有检测到性能计划偏离，则命令周期性发动机几何构造变化的另一个周期绝对确保飞机已经脱离结冰状况。如果感测到性能偏离，则缓解程序再次开始。如果没有检测到性能偏离，则缓解过程无限期地暂停，直到发动机控制系统感测到另一个性能偏离为止。
与现有的温度和压力传感器一起使用而增加快速响应绝对湿度传感器将通过在飞机接近或已经离开冰形成区域时通知冰缓解控制器来协助缓解前面提到的这些缺点，从而最大程度地减少在以燃料消耗和发动机上的机械磨损为代价启用冰缓解的时期。使用温度、压力和湿度的即时测量状况的控制器然后可持续和即时地处理该信息以确定飞机是否在结冰包迹之内，使得可在必要时使用冰缓解系统。
发明内容
本文阐述了一种用于监测冰形成的状况并且当感测的大气状况有利于冰形成时启用安装在飞机推进器上的冰缓解系统或程序以及当感测到的大气状况不利于冰形成时禁用冰缓解系统的系统和方法。系统包括即时地检测周围湿度的仪器，诸如可调谐的二极管激光吸收光谱仪，在下文称为TDLAS。湿度测量仪器安装在推进飞机的飞机发动机上或其附近。系统还利用安装仪器来即时地感测飞机中当前的周围温度和周围压力。感测的信息被传送到控制器，控制器使用该信息来监测冰形成的状况以确定是否已经进入结冰包迹。系统还包括安装在飞机发动机上的冰缓解系统。控制器收集信息，并且监测冰形成的状况。这些状况可传送给飞行员。当冰形成的状况是有利的时候，控制器自动地启用冰缓解系统。系统还通知飞行员冰形成的状况是有利的，如果期望，允许飞行员超驰系统。当感测的状况指示冰形成的状况是不利的时候，控制器确定冰缓解系统是否启用，并且如果启用了则禁用冰缓解系统。如果没有结冰状况的威胁，或者当季节大气使得不可能结冰时，飞行员可禁用冰缓解系统。可能的是，但不是必需的，结冰状况感测和飞行员通知系统始终起作用。
技术方案1. 一种冰缓解系统，包括：
安装在飞机发动机内的即时湿度仪器；
安装在飞机上的压力测量仪器；
安装在飞机上的温度测量仪器；
安装在飞机推进系统上的冰缓解系统；以及
控制器，其与所述即时湿度仪器、所述压力测量仪器和所述温度测量仪器持续地通信，所述控制器从所述仪器接收指示即时周围湿度、温度和压力的信号并且基于接收的信号持续地确定关于冰形成的状况，当基于从所述仪器接收的信号所确定的关于冰形成的状况是有利的时候，所述控制器发信号启用所述冰缓解系统，并且当确定的关于冰形成的状况是不利的时候，发信号停用所述冰缓解系统。
技术方案2. 根据技术方案1所述的系统，其中，安装在飞机发动机上的所述即时湿度仪器包括可调谐的二极管激光吸收光谱湿度传感器。
技术方案3. 根据技术方案2所述的系统，其中，所述湿度传感器包括吸收单元、产生激光束的激光器、检测器和安装在电子器件封罩中的电子器件，所述激光器安装在所述吸收单元的第一端处，所述检测器安装在所述吸收单元的相对的第二端处，并且所述电子器件与所述控制器通信。
技术方案4. 根据技术方案2所述的系统，其中，所述湿度传感器包括吸收单元、产生激光束的激光器、激光检测器和安装在电子器件封罩中的电子器件，所述激光器和所述检测器安装在所述吸收单元的第一端处，反射镜安装在所述吸收单元的第二端处，并且所述电子器件与所述控制器通信，所述反射镜使所述激光束从所述激光器反射到所述检测器。
技术方案5. 根据技术方案2所述的系统，其中，所述湿度传感器包括吸收单元、产生激光束的激光器、安装在所述吸收单元的相对的端部处的多个反射镜，安装在所述吸收单元的第一端处的激光检测器、安装在电子器件封罩中的电子器件，在所述激光束入射在所述检测器上之前，所述反射镜使所述激光束反射多次。
技术方案6. 根据技术方案4所述的系统，其中，所述湿度传感器安装到所述推进系统中的风扇旁通管道，在所述吸收单元安装在所述旁通管道内的情况下，对具有升高的温度和压力的风扇空气流取样，所述吸收单元的第一端包括所述激光器、所述检测器和定位在所述风扇空气流的外部的所述电子器件。
技术方案7. 根据技术方案1所述的系统，其中，所述系统进一步包括与压缩机级处于流体连通的压缩机放气流管线，所述湿度仪器具有：湿度传感器，其定位成使得吸收单元安装在所述放气流管线内；以及激光器、检测器和容纳所述电子器件的电子控制器件封罩，其定位在所述压缩机放气流管线的外部，所述激光器和所述检测器与所述电子器件持续地通信，所述电子器件持续地确定测量的湿度，并且传送指示所述湿度的信号到所述控制器。
技术方案8. 根据技术方案1所述的系统，其中，所述湿度仪器包括湿度传感器，其具有吸收单元、激光器、检测器、光纤传送器、光纤接收器和电子器件，所述电子器件、所述激光器和所述检测器安装在定位在风扇旁通管道的外部的电子器件封罩中，并且所述吸收单元定位在所述旁通管道内，从而对旁通管道空气流取样，所述光纤传送器和光纤接收器通过所述光纤传送器与吸收单元通信，所述光纤接收器接收在所述吸收单元内传送的激光信号，并且将所述激光信号传送到与所述电子器件通信的所述检测器，所述电子器件传送指示所测量的湿度的信号到所述控制器。
技术方案9. 根据技术方案1所述的系统，其中，所述系统进一步包括与风扇旁通管道处于流体连通的风扇空气管，所述湿度仪器具有：湿度传感器，其定位成使得吸收单元安装在所述风扇空气管内；以及激光器、检测器和容纳所述电子器件的电子控制器件封罩，其定位在压缩机进料流管线的外部，所述激光器和所述检测器与所述电子器件持续地通信，所述电子器件持续地确定测量的湿度，并且传送指示所述湿度的信号到所述控制器。
技术方案10. 根据技术方案1所述的系统，其中，所述湿度仪器安装在所述飞机发动机的冷侧上。
技术方案11. 根据技术方案1所述的系统，其中，所述湿度仪器安装在发动机涡轮壳上。
技术方案12. 根据技术方案1所述的系统，其中，所述湿度仪器安装在发动机压缩机壳上。
技术方案13. 根据技术方案1所述的系统，其中，来自所述冰缓解系统的流体流计量到飞机发动机中。
技术方案14. 根据技术方案13所述的系统，其中，来自所述冰缓解系统的流体流在所述发动机的冷侧后面计量到所述飞机发动机中。
技术方案15. 根据技术方案1所述的系统，其中，所述湿度仪器对发动机空气流取样。
技术方案16. 根据技术方案1所述的系统，其中，所述控制器是全权限数字发动机控制(FADEC)。
技术方案17. 一种用于监测飞机附近的冰形成的方法，包括以下步骤：
提供测量仪器以即时地监测所述飞机经过的空气中的温度、压力和湿度；
将温度和压力测量仪器安装在所述飞机上的位置中，在所述位置处，所述温度测量仪器持续地确定实际空气温度，并且所述压力测量仪器确定实际空气压力；
将所述湿度测量仪器安装在所述飞机上的位置中，在所述位置处，所述湿度测量仪器通过持续地将取样的空气加热到足以消除水的固相的温度来持续地和即时地确定周围空气的实际湿度；
提供控制器；
保持所述温度测量仪器、所述压力测量仪器和所述湿度测量仪器以及所述控制器之间的通信；
将来自所述温度测量仪器、所述压力测量仪器和所述湿度测量仪器的确定的状况持续地提供给所述控制器，所述控制器确定所确定的压力、温度和湿度是否有利于冰形成；以及
将冰形成的有利性传送给飞机飞行人员。
技术方案18. 根据技术方案17所述的方法，其中，所述湿度测量仪器安装在所述发动机的冷侧上。
技术方案19. 一种用于监测和缓解飞机附近的冰形成的方法，包括以下步骤：
提供测量仪器以即时地监测所述飞机经过的空气中的温度、压力和湿度；
将温度和压力测量仪器安装在所述飞机上的位置中，在所述位置处，所述温度测量仪器持续地确定实际空气温度，并且所述压力测量仪器确定实际空气压力；
将湿度测量仪器安装在所述飞机上的位置中，在所述位置处，所述湿度测量仪器通过持续地将取样的空气加热到足以消除水的固相的温度来持续地确定所述空气的实际湿度；
提供控制器；
提供冰缓解系统；
保持所述温度测量仪器、所述压力测量仪器和所述湿度测量仪器以及所述控制器之间的通信；
将来自所述温度测量仪器、所述压力测量仪器、所述湿度测量仪器的确定的状况持续地提供给所述控制器，所述控制器确定所确定的压力、温度和湿度是否有利于冰形成；
将冰形成的有利性传送给飞机飞行人员，以及
当冰形成是有利的时候，启用所述冰缓解系统。
技术方案20. 根据技术方案19所述的方法，其中，当冰形成是有利的时候，所述控制器自动地启用所述冰缓解系统，并且当冰形成是不利的时候，停用所述冰缓解系统。
技术方案21. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述方法包括提供乘务员可选操作模式的额外步骤，其可由乘务员在冰形成是有利的时候自动地启用所述冰缓解系统以及禁用所述冰缓解系统之间切换。
技术方案22. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述方法包括额外的步骤：
提供控制器启动的信号，所述信号提供冰形成的状态；以及
对座舱乘务员提供可选操作模式，其可由乘务员在启用所述冰缓解系统和禁用所述冰缓解系统之间手动地切换。
技术方案23. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述湿度测量仪器安装在所述发动机的冷侧上。
技术方案24. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述冰缓解系统加热飞机发动机推进表面。
技术方案25. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述冰缓解系统使用压缩机放气来加热飞机发动机推进表面。
技术方案26. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述冰缓解系统使用气动、液压或电气促动器来持续地、暂时、间歇地或周期性地改变发动机几何构造以使冰脱落或熔化。
本发明的其它特征和优点从下面结合附图对优选实施例的以下详细描述将是显而易见的，附图以示例的方式说明了本发明的原理。
附图说明
图1是基于温度、高度和绝对湿度(TWC)的当前(现有技术)冰晶结冰状况的图表。
图2描绘了安装在旁通管道上且与其连通的湿度指示器。
图3描绘了安装在压缩机放气流管线上的湿度指示器。
图4描绘了部分地安装在发动机的旁通管道中的湿度指示器。
图5描绘了安装在与旁通管道连通的外部旁通管上的湿度指示器。
图6是可用作本发明中的即时湿度测量仪器的湿度传感器的第一实施例的示意图。
图7是可用作本发明中的即时湿度测量仪器的湿度传感器的第二实施例的示意图。
具体实施方式
阐述了一种用于监测飞机附近的冰形成的状况的系统。系统基于监测的状况来进一步启用或禁用冰缓解器件。当感测的大气状况对于冰形成有利时，系统启用安装在飞机推进器上的系统来抑制冰形成。当感测的大气状况对于冰形成不利的时候，其进一步禁用用于抑制冰形成的系统。当感测的大气状况对于冰形成有利时和感测的大气状况对于冰形成不利时，其进一步告知飞行员。
系统实时地即时操作，因为甚至对冰形成状况的监测有略微延迟都可能导致冰缓解系统延迟启用，从而导致在发动机中形成冰。冰形成(即使暂时地)可能对飞行中的飞机有不利影响，因为冰可改变入口、风扇和/或压缩机空气流，从而导致发动机失速、喘振或推力损失。
系统持续和即时地监测飞机经过的周围大气的湿度、温度和压力。这些参数是重要的，而且它们的值用来确定是否可能形成冰，在高精度下，将这些值与当前冰晶结冰状况比较，如图1中阐述的那样。将认识到，图1确定当前对于冰晶形成而言可接受的包迹，但未来发展可使得当前图1的图表中阐述的包迹的改进。由于所有涡轮喷气飞机和涡轮风扇喷气飞机包括实时地监测这些相应的参数的压力测量仪器和温度测量仪器，需要用于快速监测周围湿度的即时湿度测量仪器及其改变以用于检测结冰状况，而且本发明提供这种仪器。这种监测的湿度数据与压力测量和温度测量一起传送到控制器。使用预编程算法的控制器然后能够持续和即时地确定周围状况是否有利于还是不利于冰形成，使得当周围状况是有利的时候，可启用必要的冰缓解对策，以及当周围状况不再有利的时候或者不利于冰形成的时候，可禁用冰缓解对策。
图2描绘了用于监测冰形成状况的系统10。图2中描绘的系统是优选实施例。系统10包括冰缓解系统，冰缓解系统包括温度测量仪器14、压力测量仪器16、即时湿度测量仪器20和控制器26。在图2中，正如在所有图中一样，虚线表示各种监测仪器和控制器之间以及控制器和冰缓解仪器之间的通信的路径，其容许数据和控制指令传输。这些路径可经由信号电缆(硬接线)、光纤或RF(低功率，具有有限距离能力)。
如图2中描绘的那样，周围温度测量仪器14和周围压力测量仪器16描绘为安装在飞机的外部，这里为了方便指的是发动机风扇18。但是，此测量仪器可安装在飞机上的任何地方，而且经常是安装在机身上。
即时湿度测量仪器20在图1中描绘为安装在发动机旁通管道22上。虽然即时湿度测量仪器20可安装在飞机上的暴露于周围空气的任何地方，但关于湿度测量仪器的位置有实际限制。优选地，即时湿度测量仪器20可在燃烧器34前面安装在发动机中的任何地方，燃烧器34位于压缩机28和高压涡轮30之间，简单地称为发动机的冷侧，尽管压缩机空气温度可达到升高的温度，目前在最后一个压缩机级中是大约1200°F。在压缩机28后面的发动机温度高得足以排除即时湿度测量仪器20操作延长时段(如果真的是这样的话)。但湿度测量仪器20可安装在压缩机后面，例如，安装在涡轮壳上，只要采取了预防措施使选定位置处的仪器20的温度保持低于可能有损伤的温度即可(诸如通过提供冷却空气)。
即时湿度测量仪器20通过对周围空气取样来获取其读数。由于冰形成的高度处的周围空气(典型地0℃和更低)非常冷，处于该周围温度的空气中的任何湿气都必须呈液滴或冰晶的形式，从而使得准确的持续整体湿度监测是不合需要的。呈雪粒和/或冰粒的形式的冰晶会反射光，这对于用吸收技术(特别是诸如可调谐的二极管激光吸收光谱或TDLAS的技术)来快速监测湿度是不利的。通过操作风扇18来将周围空气吸到推进系统、飞机发动机中。风扇18可包括一个或多个级，并且典型地将吸到发动机中的空气加热100°F或更多，这必然使空气中的水滴、雪粒和/或冰粒形成蒸气。例如，三级风扇空气(对于具有三个级的风扇，空气从第三级或最后级抽出)将使吸到发动机中的空气的温度升高几百度。空气分成流到旁通管道22中的一部分空气和流到压缩机中的一部分空气以支持发动机操作。旁通管道中的空气传递到排气喷嘴24中，在那里，空气与燃烧产生的排气结合且促成推力。当发动机包括多个风扇级时，传递到旁通管道22中的空气可从较后的风扇级抽出，并且来自此较后级的空气可超过212°F，这意味着空气中的水是气态的(蒸汽)。在任一种情况下，进入即时湿度测量仪器20的空气中的水作为蒸气或气体而存在是优选的。在图2中，即时湿度测量仪器20持续地对传递通过旁通管道的空气取样。即时湿度测量仪器20的一部分、吸收单元52和反射镜54(参见图6)定位在旁通管道空气流内，并且因而与流过旁通管道22的周围加热空气处于流体连通，而即时湿度测量仪器20的其它部分、激光器56、检测器58和电子控制器件封罩以及相关联的电子器件60(参见图6)则定位在旁通管道22附近，但在旁通管道空气流的外部，从而允许这些昂贵和精密的构件与吸收单元和流动的空气流的热振动隔离，并且易于维护。
图3类似于图2，除了发动机包括压缩机放气流管线40以及即时湿度测量仪器20定位在压缩机放气流管线40附近之外。在图3中，压缩机放气流管线40从压缩机28中抽出压缩空气。压缩机空气必然会具有比风扇空气更高的温度，所以此压缩机放气流管线40中的水分应当是蒸汽。图6中描绘的即时湿度测量仪器20的一部分、吸收单元52和反射镜54定位在放气流空气流内，而即时湿度测量仪器20的其它部分、激光器56、检测器58和电子控制器件封罩以及相关联的电子器件60(参见图6)则位于压缩机放气流管线40附近，但在放气流空气流的外部，并且因而不暴露于温度升高的空气，从而允许对这些昂贵和精密的光电构件和电子构件进行更好的热隔离。
图4类似于图1，其中从在旁通管道22中流动的空气中对周围空气取样。在图4的布置中，即时湿度测量仪器20的一部分、吸收单元52定位在旁通管道22中的空气流内，而即时湿度测量仪器20的其它部分、激光器56、检测器58和电子控制器件封罩以及相关联的电子器件60则位于旁通管道22附近，但在旁通管道22中流动的空气流的外部。在此布置中，光纤用来将激光器和检测器信号传送到吸收单元以及从吸收单元传送信号。此布置对即时湿度测量仪器20的昂贵和精密的构件提供更好的热隔离。
图5类似于图1，其中最终从旁通管道空气对周围空气取样。但是，在此布置中，空气由于进气口72而从旁通管道22偏转到风扇空气管74中，并且通过在风扇空气管74中流动的空气对周围空气取样而获得湿度。在图5的布置中，即时湿度测量仪器20的一部分、吸收单元52定位在风扇空气管74内，而即时湿度测量仪器20的其它部分、激光器56、检测器58和电子控制器件封罩以及相关联的电子器件60则位于风扇空气管附近，但在风扇空气管中流动的空气流的外部。向前面向进气口72会使风扇管道流的总压力(动压头)恢复，以提高跨过风扇空气管74的压降。布置还可包括可选的朝后的凹处76，其用来降低风扇空气管74的下沉压力。如果不利用朝后的凹处76，则从风扇空气管74回到旁通管道22的空气可定位在静压力低的区域中，而且空气排到发动机舱中或者排到飞机的外部。在图5中，由传感器在风扇空气管74中取样的空气回到旁通管道22，而激光器56、检测器58和电子控制器件封罩以及相关联的电子器件60位于风扇空气管74的外部，从而提供改进的热隔离和较简单的维护。
图6和7提供即时湿度测量仪器20的实施例，其利用可调谐的二极管激光吸收光谱(TDLAS)技术来测量进入发动机的周围空气的总绝对湿度，如之前论述的那样。TDLAS技术测量水蒸气的辐射吸收量。虽然可使用任何辐射带，但典型地辐射处于波长范围为1-2微米的近红外辐射带中，其中经济的可调谐二极管激光都是可获得的，而且合适的水分子吸收管线是常见的。绝对湿度与水蒸气吸收的辐射成比例。处于期望波长的在吸收带附近的辐射由激光精确地产生。TDLAS系统包括：吸收单元，其包括测量腔室；产生激光束的可调谐的激光二极管；激光控制器；检测器和检测器信号处理电子器件。周围空气不断地从空气源馈送通过吸收单元，如在图1-4的各种实施例中阐述的那样。通过改变供应给激光器的电流来扫描跨越水蒸气吸收管线的小波长带。激光波长随时间而增加，检测器随时间测量水蒸气吸收。比较在吸收管线的中心处的最大吸收与在略微低于和高于管线中心的波长处的近零吸收。采用激光调制和控制以及其它信号处理技术来进一步提高读数的精度。目前使用TDLAS系统来监测天然气管线中的湿度，并且将TDLAS系统安装在商业民航飞机(诸如由UPS和联邦快递运营的那些)的机身上，以监测气候变化和协助天气预报模型。安装在机身上的传感器与结冰状况感测毫无关系，并且不对飞机飞行员或冰缓解系统发送信号。在安装在机身上的这些传感器中，可不利地影响吸收单元的操作的水滴和冰晶与进入吸收单元或腔体的流分开，从而导致误差，而且以电的方式加热进入吸收腔体的充满蒸气的空气。
现在参照图6，描绘了用作本发明中的即时湿度测量仪器20的即时湿度传感器80的第一实施例的示意图。目前可从获得大气科学研究大学联盟(UCAR)许可的德克萨斯州休斯顿的SpectraSensor获得此湿度传感器80。在湿度传感器80的第一实施例中，激光器56和检测器58定位在吸收单元52的相对的端部处。电子器件60包括激光控制和调制82、I/O接口84和检测器信号处理电子器件86，其位于电子控制器封罩中，电子控制器封罩可远离吸收单元52定位。来自机身进气口的周围空气被吸到空气入口88中且从空气出口89排出。驻留在吸收单元52中的空气在来自吸收单元的第一端处的激光器56的激光束62的路径中。检测器58位于吸收单元的相对的第二端处且接收激光束62，激光束62是衰减激光束。电子器件60比较传送的激光束与接收到的激光束，并且使用预编程算法来确定湿度。然后计算的湿度被传送到飞机控制器26。这种整体操作在不到一秒钟内执行。
图7提供了用作本发明中的即时湿度测量仪器20的即时湿度传感器90的第二实施例。目前可从马萨诸塞州比尔里卡的Technology Park Drive 1100号的GE SensingInspection Technologies获得此湿度传感器90。科罗拉多州博尔德的Zolo Technologies可提供备选实施例。
湿度传感器90类似于湿度传感器80的第一实施例，其中它包括：吸收单元52，其具有空气入口98和空气出口99；激光器56；显示为光电二极管104的激光检测器；以及电子器件控制器60，其包括激光控制和调制(描绘成驱动电路92)、I/O接口94和描绘成微处理器96的检测器信号处理。湿度传感器90还描绘了束准直仪100，其也可包括在湿度传感器80中。湿度传感器90与湿度传感器89的不同在于，激光器56和检测器58两者都位于吸收单元52的第一端处，从而使得在较短的单元长度中有较长的吸收路径。可通过提供具有吸收单元的湿度传感器90来增加额外的通道，吸收单元利用多个反射镜来反射激光束，在激光束入射到检测器上之前，反射镜使激光束反射多次。由于吸收单元中的多次反射的这种较长的路径长度通过使用这种吸收单元而提供更高的精度。虽然任何这种吸收单元都将提供改进的精度，但一个这种吸收单元是2011年10月12日公开的欧洲公开EP2 375 237中描述的Herriott多通道单元，该公开通过引用而结合在本文中。还包括在吸收单元52的第一端处的是热电加热器/冷却器108，其可用来使激光保持在预选温度范围内。图6中的圆形插图放大显示了激光器56、准直仪199和热电加热器/冷却器108之间的关系。如果期望，热电加热器/冷却器可扩展以对检测器58提供温度控制(如果期望)。激光束62通过光学窗102从激光器56投射出，沿轴向跨过吸收单元52，在那里与通过空气入口输入且通过空气出口排出的空气相互作用。湿度传感器90包括反射镜54，反射镜54使通过光学窗102的入射激光束62(检测器)反射为反射激光束64，其中反射激光束64被第一光电二极管104检测到。第二光电二极管106在激光束62穿过光学窗102之前对激光束62取样。来自与第一光电二极管104相互作用的反射激光64的信号被提供给微处理器96，微处理器96处理这些信号，将这些信号与驱动电路所产生的激光束62比较，并且基于算法的预编程表来计算湿度。然后计算的湿度值被传送到飞机控制器26。
湿度传感器90包括压力传感器110和温度传感器112。这些与图2-5中描绘的压力测量仪器16和温度测量仪器14不同。压力传感器110和湿度传感器112监测进入吸收单元52的空气的压力和温度。指示监测的压力和温度的信号被传送到驱动电路92，并且由激光控制器和调制用来精细地调谐激光。由于进入吸收单元的空气从风扇级抽出，可选地通过旁通管道、压缩机级或者通过与风扇级或压缩机级相关联的放气管线，所以该空气相比飞机的出现冰形成的外部的空气具有较高的温度和压力。因而进入吸收单元52的空气的温度和压力不同于飞机经过的周围空气。
如图6和7中指示的那样，当用作本发明中的即时湿度测量仪器20时，湿度传感器80和湿度传感器90两者与飞机控制器通信，从而将快速计算的湿度测量实时地传送给飞机控制器26。虽然飞机控制器可为专用于监测冰形成状况和基于读数来启用或禁用冰缓解系统12的单独的控制器，但优选的是，复杂独立的发动机控制器使本发明的冰形成监测系统10作为其模块之一来操作。本行业中众所周知的一个这种控制器被称为全权限数字电子控制或FADEC。
当FADEC 26在可能形成冰的高度处获取高度、温度、压力和湿度信息时，它可持续地将这个数据输入到预编程算法中，或者将值与存储表中对于冰形成已知的值比较。当FADEC 26指示状况已经从不形成冰变成形成冰时，FADEC可开始缓解冰形成的步骤，这取决于FADEC可能处于的若干模式之一。当状况有利于冰形成时，FADEC发送信号以启用冰缓解系统，并且通知飞行员冰缓解系统已经启用。飞行员可以可选地超驰冰缓解系统的自动操作。当状况不利于冰形成时，FADEC发送信号以停用冰缓解系统，并且通知飞行员该禁用。飞行员或其它乘务员可选择冰缓解系统的若干模式之一。
在第一乘务员可选模式中，冰缓解系统关闭。当对于飞机无结冰可能性时，诸如当本地周围温度太热时，或者当季节或地理操作使得不可能结冰时，选择此模式。即使状况有利于冰形成时(其可在控制面板上指示让飞行员或乘务员看到)，也可能有飞行员了解的原因而关闭冰缓解。
在第二乘务员可选模式中，启用冰缓解系统。在此模式(称为自动模式)中，FADEC将自动地确定冰形成的状况。如果状况不利于冰形成，则不进行冰缓解，因为不需要。当状况变成指示有利于冰形成时，冰缓解系统自动地启用和操作，直到冰形成的状况不再有利为止。当状况不再有利时，FADEC禁用冰缓解系统。
在第三乘务员可选模式中，FADEC操作冰缓解系统且在控制面板上显示冰形成的状态，即，状况是有利还是不利于冰形成。但是，对于冰缓解系统的启用，FADEC不采取行动。这是手动模式，而且飞行员或乘务员负责启用或禁用冰缓解系统。为此在座舱中提供控制开关。因而，飞行员或乘务员可在任何时间手动地启用或禁用冰缓解系统，不管冰形成监测系统指示冰形成是有利的还是不利的。
因而，飞行员或乘务员可通过切换到第三可选模式(手动模式)来超驰自动模式(第二可选模式)，并且可负责手动地操作冰缓解系统。备选地，如果在冰缓解系统起作用的自动模式中，飞行员或乘务员可通过切换到对于冰缓解系统基本关闭的第一可选模式来超驰自动模式。飞行员或乘务员可根据需要从一个可选模式移到另一个可选模式，以在本地状况改变或飞机改变地理或季节位置时选择最适合他/她的飞行操作的设定或改变模式。
显然，即时湿度测量仪器20现在使得实时监测结冰状况以及当冰形成状况有利且飞行操作建议防止冰积聚时自动地启用冰缓解系统成为可能。另外，现在也可能的是，当冰形成状况不再有利时自动地禁用冰缓解系统，从而避免燃料消耗损失和对可变的发动机几何构造上的机械磨损。
当恰当地置于发动机中时，即时湿度测量仪器20消除激光读数的不准确，不准确是由冰晶和雪晶引起的，或者当冰和雪在进入吸收单元52之前分离时由于水分含量变化引起的。此外，当恰当地置于发动机中时，外部空气将加热到足以使冰、雪和水转化成过热水蒸气的温度，其中水蒸气包括在空气中扩散的细分的通常不可见的水滴，而且不可见的过热水蒸气是蒸汽，从而进一步改进湿度确定的精度，因为TDLAS检测到这些形式不可见的水。当然，需要准确的湿度、温度和压力测量来准确地监测适合冰形成的状况，并且适当地校准即时湿度测量仪器20。
由于周围空气由各种风扇级或压缩机级造成的空气压缩而被加热，所以不必在周围冷空气进入吸收单元52之前用电加热器加热冷的周围空气。
因为即时湿度测量仪器20在内部置于发动机中，所以它不会如安装在机身的传感器的情况下那样对飞机引起空气动力学阻力或性能损失。
虽然本发明阐述了可用来提供结冰状况检测系统的即时湿度测量仪器20，但认识到现成的湿度传感器不可在各种位置处任意地插入到飞机发动机中和用来监测湿度。虽然即时湿度测量仪器20的具体设计在本发明的范围之外，但认识到在发动机内的各种位置处使用的空气的密度和温度将改变，而且即时湿度测量仪器20的恰当操作取决于空气密度和空气温度。因而，第一级、第二级和第三级风扇空气和压缩机(级相关)空气将具有不同的密度和温度，而且为了实现可接受的操作，必须基于这些位置中的各个处的密度和温度来选择即时湿度测量仪器位置。吸收单元的腔体长度与空气密度成反比。由于湿度测量仪器随着进一步的发展而变得更小，所以在主发动机风扇和压缩机流路径内的额外位置可能能够适应这种即时湿度测量仪器20的布置。虽然湿度传感器设计在本申请的范围之外，但在不会不利地影响发动机中的空气流的情况下将即时湿度测量仪器20布置在飞机发动机内在本发明的范围之内。上面论述的对于湿度传感器的这些修改在本领域技术人员的范围之内。
如已经提到的那样，TDLAS技术的响应时间使得有效的冰形成监测系统10可行。即时响应时间是必要的，使得可基本即时地(一秒或更短的时间)评估变化的温度、压力和湿度状况，以确定冰形成是否变得更有利的或减弱。本文阐述的仪器受到通过吸收单元的气流时间和信号处理时间的限制。当激光吸收腔室是发动机系统的一部分时，通过吸收单元的气流时间和信号处理非常快速地进行以至于基本即时，并且比现有技术的冷镜系统进行得快得多。
虽然已经参照优选实施例描述了本发明，但本领域技术人员将理解，在不偏离本发明的范围的情况下，可作出各种改变且对于其元件可替代等同物。另外，在不偏离本发明的实质范围的情况下，可作出许多修改以使特定情形或材料适合本发明的教导。因此，意在使本发明不限于被公开为为了执行本发明而构想到的最佳模式的特定实施例，而是本发明将包括落在所附权利要求的范围内的所有实施例。
Claims (10)
1.一种冰缓解系统，包括：
安装在飞机发动机内的即时湿度仪器；
安装在飞机上的压力测量仪器；
安装在飞机上的温度测量仪器；
安装在飞机推进系统上的冰缓解系统；以及
控制器，其与所述即时湿度仪器、所述压力测量仪器和所述温度测量仪器持续地通信，所述控制器从所述仪器接收指示即时周围湿度、温度和压力的信号并且基于接收的信号持续地确定关于冰形成的状况，当基于从所述仪器接收的信号所确定的关于冰形成的状况是有利的时候，所述控制器发信号启用所述冰缓解系统，并且当确定的关于冰形成的状况是不利的时候，发信号停用所述冰缓解系统。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，安装在飞机发动机上的所述即时湿度仪器包括可调谐的二极管激光吸收光谱湿度传感器。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述湿度传感器包括吸收单元、产生激光束的激光器、检测器和安装在电子器件封罩中的电子器件，所述激光器安装在所述吸收单元的第一端处，所述检测器安装在所述吸收单元的相对的第二端处，并且所述电子器件与所述控制器通信。
4.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述湿度传感器包括吸收单元、产生激光束的激光器、激光检测器和安装在电子器件封罩中的电子器件，所述激光器和所述检测器安装在所述吸收单元的第一端处，反射镜安装在所述吸收单元的第二端处，并且所述电子器件与所述控制器通信，所述反射镜使所述激光束从所述激光器反射到所述检测器。
5.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述湿度传感器包括吸收单元、产生激光束的激光器、安装在所述吸收单元的相对的端部处的多个反射镜，安装在所述吸收单元的第一端处的激光检测器、安装在电子器件封罩中的电子器件，在所述激光束入射在所述检测器上之前，所述反射镜使所述激光束反射多次。
6.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述湿度传感器安装到所述推进系统中的风扇旁通管道，在所述吸收单元安装在所述旁通管道内的情况下，对具有升高的温度和压力的风扇空气流取样，所述吸收单元的第一端包括所述激光器、所述检测器和定位在所述风扇空气流的外部的所述电子器件。
7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统进一步包括与压缩机级处于流体连通的压缩机放气流管线，所述湿度仪器具有：湿度传感器，其定位成使得吸收单元安装在所述放气流管线内；以及激光器、检测器和容纳所述电子器件的电子控制器件封罩，其定位在所述压缩机放气流管线的外部，所述激光器和所述检测器与所述电子器件持续地通信，所述电子器件持续地确定测量的湿度，并且传送指示所述湿度的信号到所述控制器。
8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述湿度仪器包括湿度传感器，其具有吸收单元、激光器、检测器、光纤传送器、光纤接收器和电子器件，所述电子器件、所述激光器和所述检测器安装在定位在风扇旁通管道的外部的电子器件封罩中，并且所述吸收单元定位在所述旁通管道内，从而对旁通管道空气流取样，所述光纤传送器和光纤接收器通过所述光纤传送器与吸收单元通信，所述光纤接收器接收在所述吸收单元内传送的激光信号，并且将所述激光信号传送到与所述电子器件通信的所述检测器，所述电子器件传送指示所测量的湿度的信号到所述控制器。
9.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统进一步包括与风扇旁通管道处于流体连通的风扇空气管，所述湿度仪器具有：湿度传感器，其定位成使得吸收单元安装在所述风扇空气管内；以及激光器、检测器和容纳所述电子器件的电子控制器件封罩，其定位在压缩机进料流管线的外部，所述激光器和所述检测器与所述电子器件持续地通信，所述电子器件持续地确定测量的湿度，并且传送指示所述湿度的信号到所述控制器。
10.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述湿度仪器安装在所述飞机发动机的冷侧上。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15/275013 | 2016-09-23 | ||
| US15/275,013 US10392117B2 (en) | 2016-09-23 | 2016-09-23 | Icing condition detection using instantaneous humidity sensing |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107867402A true CN107867402A (zh) | 2018-04-03 |
| CN107867402B CN107867402B (zh) | 2021-06-08 |
Family
ID=61688233
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710866758.7A Active CN107867402B (zh) | 2016-09-23 | 2017-09-22 | 冰缓解系统、用于监测和缓解飞机附近的冰形成的方法 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10392117B2 (zh) |
| CN (1) | CN107867402B (zh) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10534359B2 (en) | 2017-01-10 | 2020-01-14 | Honeywell International Inc. | Aircraft management systems and methods for ECS predictive maintenance |
| US10242508B2 (en) * | 2017-01-10 | 2019-03-26 | Honeywell International Inc. | Aircraft maintenance systems and methods for ECS fouling predictions |
| US20190039742A1 (en) * | 2017-08-01 | 2019-02-07 | Honeywell International Inc. | Managing response to icing threat |
| KR102261389B1 (ko) * | 2021-03-08 | 2021-06-09 | 대한민국 | 도로 상의 도로살얼음의 생성 환경을 시뮬레이션하는 방법, 제어 장치 및 이를 포함하는 시스템 |
| FR3123049A1 (fr) * | 2021-12-20 | 2022-11-25 | Airbus Operations | Système de protection électrique contre le givre d’une nacelle d’aéronef. |
| US11912419B2 (en) | 2022-01-21 | 2024-02-27 | Honeywell International Inc. | Ice protection modulation with atmospheric conditions |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4852343A (en) * | 1987-07-02 | 1989-08-01 | Avco Corporation | Method of operating anti-icing valve |
| US20050039516A1 (en) * | 2002-11-26 | 2005-02-24 | University Corporation For Atmospheric Research | Aerial sampler system |
| CN102209666A (zh) * | 2008-11-17 | 2011-10-05 | 埃尔塞乐公司 | 用于控制电除冰系统的方法 |
| CN102438903A (zh) * | 2008-12-18 | 2012-05-02 | 佩尼贾尔斯航空航天有限公司 | 结冰传感器系统及方法 |
| US20130061597A1 (en) * | 2011-09-14 | 2013-03-14 | General Electric Company | Systems and Methods for Inlet Fogging Control |
| CN103303482A (zh) * | 2012-03-15 | 2013-09-18 | 波音公司 | 基于激光的过冷大液滴结冰条件探测系统 |
| US20150040577A1 (en) * | 2013-08-09 | 2015-02-12 | Honeywell International Inc. | System and method for preventing ice crystal accretion in gas turbine engines |
| CN204649617U (zh) * | 2015-03-18 | 2015-09-16 | 山东省科学院海洋仪器仪表研究所 | 一种可调谐激光湿度测量装置 |
| WO2015159193A1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-10-22 | National Research Council Of Canada | Air sensor with downstream facing ingress to prevent condensation |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8544279B2 (en) * | 2005-11-04 | 2013-10-01 | Zolo Technologies, Inc. | Method and apparatus for spectroscopic measurements in the combustion zone of a gas turbine engine |
| FR2941439B1 (fr) * | 2009-01-28 | 2011-01-14 | Aircelle Sa | Dispositif de degivrage electrique et systeme de controle associe |
| US8779945B2 (en) * | 2010-03-17 | 2014-07-15 | Sikorsky Aircraft Corporation | Virtual ice accretion meter display |
| EP2375237A1 (en) | 2010-03-30 | 2011-10-12 | Scienza Industria Tecnologia S.r.l. | Herriott multipass cell with spherical mirrors and method for making it |
| US8702302B2 (en) * | 2010-09-13 | 2014-04-22 | General Electric Company | Hot gas temperature measurement in gas turbine using tunable diode laser |
| EP2458351A1 (en) * | 2010-11-30 | 2012-05-30 | Alstom Technology Ltd | Method of analyzing and controlling a combustion process in a gas turbine and apparatus for performing the method |
| US9555894B2 (en) * | 2012-04-27 | 2017-01-31 | Goodrich Corporation | Aircraft ice protection optimization based on ice-detection input |
| US20130327012A1 (en) * | 2012-06-11 | 2013-12-12 | General Electric Company | Gas turbine anti-icing system |
-
2016
- 2016-09-23 US US15/275,013 patent/US10392117B2/en active Active
-
2017
- 2017-09-22 CN CN201710866758.7A patent/CN107867402B/zh active Active
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4852343A (en) * | 1987-07-02 | 1989-08-01 | Avco Corporation | Method of operating anti-icing valve |
| US20050039516A1 (en) * | 2002-11-26 | 2005-02-24 | University Corporation For Atmospheric Research | Aerial sampler system |
| CN102209666A (zh) * | 2008-11-17 | 2011-10-05 | 埃尔塞乐公司 | 用于控制电除冰系统的方法 |
| CN102438903A (zh) * | 2008-12-18 | 2012-05-02 | 佩尼贾尔斯航空航天有限公司 | 结冰传感器系统及方法 |
| US20130061597A1 (en) * | 2011-09-14 | 2013-03-14 | General Electric Company | Systems and Methods for Inlet Fogging Control |
| CN103303482A (zh) * | 2012-03-15 | 2013-09-18 | 波音公司 | 基于激光的过冷大液滴结冰条件探测系统 |
| US20150040577A1 (en) * | 2013-08-09 | 2015-02-12 | Honeywell International Inc. | System and method for preventing ice crystal accretion in gas turbine engines |
| WO2015159193A1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-10-22 | National Research Council Of Canada | Air sensor with downstream facing ingress to prevent condensation |
| CN204649617U (zh) * | 2015-03-18 | 2015-09-16 | 山东省科学院海洋仪器仪表研究所 | 一种可调谐激光湿度测量装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107867402B (zh) | 2021-06-08 |
| US20180086471A1 (en) | 2018-03-29 |
| US10392117B2 (en) | 2019-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107867402A (zh) | 使用即时湿度感测来检测结冰状况 | |
| JP5782417B2 (ja) | 航空機内で測定した大気中の水分量を使用して天気を予報する方法及びシステム | |
| US10259590B2 (en) | Aircraft propulsion system | |
| US9334807B2 (en) | Methods and apparatus to determine airflow conditions at an inlet of an engine | |
| Whiteman et al. | Airborne and ground-based measurements using a high-performance Raman lidar | |
| US10336465B2 (en) | Ice crystals and volcanic ash detection system | |
| CN107543649B (zh) | 热气除冰总压受感器 | |
| CN206990187U (zh) | 一种高精度的结冰风洞热气防冰试验模拟装置 | |
| Pikridas et al. | On-flight intercomparison of three miniature aerosol absorption sensors using unmanned aerial systems (UASs) | |
| Van Zante et al. | NASA Glenn icing research tunnel: 2012 cloud calibration procedure and results | |
| EP3431720B1 (en) | Ice detection on gas turbine components | |
| Schreckling | Gas Turbines for Model Aircraft | |
| CN112483336A (zh) | 一种除冰风电叶片加热系统检测装置及方法 | |
| Ghani et al. | Experimental study of atmospheric ice detection on wind turbine blade using thermal infrared technique | |
| CN103693199B (zh) | 冰保护系统 | |
| Weinstock et al. | Measurements of the total water content of cirrus clouds. Part I: Instrument details and calibration | |
| WO2008138846A2 (en) | A method for warning of engine icing conditions and application of runup procedures for a jet engine | |
| Avi | Development of icing testing tools for large climatic chamber | |
| Idzikowski et al. | Ground and in-fligh testing of cooling efficiency of turboprop engine compartment | |
| CN214145773U (zh) | 一种除冰风电叶片加热系统检测装置 | |
| CN207439925U (zh) | 一种飞机机载大气总含水量测量装置 | |
| Bernstein et al. | The Embraer-170 and-190 Natural Icing Flight Campaigns: Keys to Success | |
| Roellig et al. | Measuring the water vapor above the SOFIA Observatory | |
| Dershowitz et al. | Experimental investigation of passive infrared ice detection for helicopter applications | |
| Bellucci et al. | SONACA icing test campaign on a 2D model at CIRA IWT |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |