CN109279030B - 排放器驱动的防冰系统 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及排放器驱动的防冰系统。一种防冰系统，其包括用于在水到达易结冰表面下游的表面之前从加热的易结冰表面移除水的装置。在一个实施方式中，装置包括连接至易结冰表面的排放器。在另一个实施方式中，装置包括连接至易结冰表面的机械泵。易结冰表面的实例包括航空器上的发动机入口或空气动力学表面。
Description
技术领域
本公开内容涉及防冰系统。
背景技术
在航空器的空气动力学表面上积冰可能是有问题的。例如，冰可能积聚在机翼和/或发动机短舱的前缘上，干扰在空气动力学表面上方的预期的气流，引起由空气动力学表面产生的升力损失。或者，在发动机入口的情况中，冰使进入发动机的气流减少并扭曲，导致潜在的发动机失速。现代翼型和现代认证要求的设计考虑的组合产生较低的耐冰性，这意味着现代航空器需要具有比一些常规的防结冰技术可以提供的更多的防冰能力。
然而，现有的防冰技术是复杂的、昂贵的和效率低的。典型的航空器防结冰系统依赖于蒸发结冰环境中的大部分结冰液滴。这需要大量的来自发动机的热空气释放(airbleed)或来自电源的热量。目前，该防结冰功能通常通过使用旋流系统中的热发动机释放空气(bleed air)实现。图1图解了发动机入口102上的常规除冰系统100，其包括发动机入口旋流系统104，发动机入口旋流系统104包括将热量(以发动机释放空气108的形式)传递至发动机入口的凸缘110的喷嘴106。当输入到凸缘110中的发动机释放空气112的压力变化时，所有的喷嘴106被堵塞并且(发动机释放空气112至喷嘴106内的)入口空气质量流量被设计固定。
那么，需要的是一种更加有能量效率的防结冰方案。本公开内容满足了该需要。
发明内容
本公开内容描述了一种防冰系统，其包括用于在水到达加热的易结冰表面下游的表面之前从加热的易结冰表面移除水的装置(例如，排放器或机械泵)。连接至易结冰表面的加热系统加热水，以便抑制水在易结冰表面上的冻结。
在各种实例中，加热的易结冰表面位于选自机翼、发动机入口和尾翼的至少一个航空器部件的前缘上。
在一个或多个实施方式中，排放器包括在加热的易结冰表面上具有排放器吸入口的通道、覆盖排放器吸入口并且允许水穿过进入通道内的水捕集入口；和主排放器喷嘴。加压空气至主排放器喷嘴的流动产生在水捕集入口下方的低压P，其吸取水(例如，回流)通过水捕集入口并且进入通道内。
水捕集入口的实例包括但不限于栅格、狭缝和多孔材料，其允许包括流、液滴或膜的水流动以通过排放器吸入口进入通道。
通道进一步包括至航空器部件内部的出口，使得当加压空气流入排放器喷嘴内时，水从排放器吸入口流动通过通道并且进入内部。内部的水通过排水管离开航空器部件。
在一个或多个实例中，加压空气包括通过通道的出口排出并且加热内部以便抑制内部的水的冻结的热空气。
附图说明
现在参考附图，其中相同的附图标记始终表示相应的部件：
图1图解了包括发动机入口旋流系统的发动机入口。
图2图解了空气动力学表面上的喷射器或排放器驱动的防冰系统的实施方式。
图3A-3C图解了示例性模型喷射器/排放器驱动的防冰系统在发动机入口上的定位，其中图3A图解了防冰系统，图3B是附接至发动机入口凸缘的防冰系统的横截面视图，并且图3C是显示防冰系统在发动机上的定位的三维视图。
图3D是图3A-3C中图解的模型的从排放器系统输出至内部增压室内的发动机释放空气流动的速度等值线图。
图4是用于防冰系统的示例性机械泵的示意图。
图5是包括防冰系统的航空器的示意图。
图6是图解根据一个或多个实施方式制造防冰系统的方法的流程图。
图7是图解根据一个或多个实施方式从空气动力学表面移除水的方法的流程图。
图8图解了根据一个或多个实施方式用于控制防冰系统的硬件环境。
具体实施方式
在以下描述中，参考附图，附图在此形成其一部分，并且通过图解显示了若干实施方式。应当理解，可以利用其它实施方式并且可以做出结构改变，而不背离本公开内容的范围。
技术描述
图2图解了防冰系统(200)，其包括连接至空气动力学表面(206)的加热的易结冰表面(204)的排放器或喷射器(202)，其中排放器(202)将水(208a)从加热的易结冰表面(204)吸走，以便在水(208a)到达空气动力学表面(206)上的表面(210)之前移除水(208a)，空气动力学表面(206)在加热的易结冰表面(204)的下游。如本文所使用，排放器与喷射器同义。
排放器(202)包括在加热的易结冰表面(204)中具有排放器吸入口(214)和出口(216)的通道(212)。主排放器喷嘴(218)连接至通道(212)，并且水捕集入口(220)(例如，栅格(220a)、多孔材料或可渗透材料)覆盖排放器吸入口(214)并且允许水(208a)穿过进入通道(212)。
加压空气(222)流入主排放器喷嘴(218)和接着通道(212)在通道(212)中产生低压区域P(例如，真空)，其通过水捕集入口(220)和排放器吸入口(214)吸取水(208a)并且接着进入通道(212)内。在一个实施方式中，加压空气(222)包括从发动机释放空气系统(224)输出并且通过管道(224a)引导至排放器喷嘴(218)的热高压空气。
水(208a)由撞击(228)易结冰表面(204)的大气中的过冷水滴(226)形成。防冰系统(200)进一步包括热连接(例如，嵌入或以其它方式附接)至易结冰表面(204)的加热系统(230)。使用加热系统(230)加热易结冰表面(204)防止或抑制水滴(226)的冻结，使得水滴(226)在易结冰表面(204)上形成回流膜(232)。由于空气动力学表面(206)在方向(234)上通过大气的运动引起的空气动力学表面(206)上方的空气流动还朝向水捕集入口(220)推动水(208a)，使得水(208a)流动(236)至排放器吸入口(214)内。
低压P从排放器吸入口(214)抽吸水(208b)，通过通道(212)并且接着通过出口(216)进入连接至出口(216)的内部增压室(238)内。加压空气(222)也通过出口(216)排放(形成包括水(208b)和空气(222)的混合排放物)。当加压空气(222)包括热空气时，内部增压室(238)中的水(208b)和/或内部增压室(238)被加压空气(222)加热，以便抑制内部增压室(238)中的水(208b)的冻结。在排放之后，水(208b)接着通过出口排水管(242)流动(240)到机外。
图3A图解了一个实施方式，其中排放器吸入口(214)包括允许水(208a)穿过进入通道(212)内的水捕集入口(300)。水捕集入口(300)具有圆周区域和在流动方向(236)上的最小长度。在一个或多个实施方式中，多个排放器(202)被连接至空气动力学表面(206)上的易结冰表面(204)，并且每个狭缝(300)的表面积取决于排放器(202)的数量和分布进行优化。
图3B和3C图解了排放器(202)在航空器发动机(306)上的发动机入口(304)的空气动力学表面(206)上的定位(302)。
图3D是图3A中图解的模型排放器系统(202)的加压空气(222)的速度等值线图，加压空气(222)包括从出口(216)输出到内部增压室(238)内的热空气(308a)(发动机释放空气流动(308b))。
图4图解了代替排放器(202)用于从加热的易结冰表面(204)抽吸或泵送水的机械泵(400)。泵(400)包括代替排放器吸入口(214)的输入口(402)和代替排放器出口(216)的输出口(404)。
图5图解了包括多个空气动力学表面(206)的航空器(500)，其中空气动力学表面(206)中的一个或多个包括加热的易结冰表面(204)。一个或多个加热的易结冰表面(204)位于至少一个航空器部件(502)上，其选自机翼(504)、短舱(508)的发动机入口(506)、和尾部(510a)，例如，尾翼(510b)。还显示了连接至加热的易结冰表面(204)的用于抽吸或移除水(208a)的装置(512)。
加工步骤
制造
图6是图解制造设备或交通工具比如但不限于航空器(500)上的防冰系统(200)的方法的流程图。
方框600表示获得或制造用于移除或抽吸水(208a)的装置(512)。在一个实施方式中，装置(512)包括机械泵(400)。在另一个实施方式中，装置(512)包括排放器(202)，排放器(202)包括具有排放器吸入口(214)和出口(216)的通道(212)，并且其中排放器喷嘴(218)连接至通道(212)。通道(212)和喷嘴(218)典型地由金属制造，比如但不限于钛、铝和其合金。
方框602表示制造或获得形成易结冰表面(204)的交通工具部件、航空器部件(502)或设备部件。该步骤包括在部件中(例如，在部件(502)的面板中，部件包括航空器发动机入口(304)、(506)，航空器机翼(504)，和/或航空器尾翼(510))形成开口。
方框604表示将开口连接至机械泵(400)的输入口(402)或排放器(202)的排放器吸入口(214)。在一个或多个实施方式中，排放器吸入口(214)或泵(400)的输入口(402)被定位在易结冰表面(204)中，以便抽吸包括在易结冰表面(204)的前缘(244)上的回流(232)的水(208a)。
方框606表示定位水捕集入口(220)(例如，栅格(220a)、多孔材料或可渗透材料)以便覆盖排放器吸入口(214)或机械泵(400)的输入口(402)，其中水捕集入口(220)允许水(208a)穿过进入通道(212)或机械泵(400)。
方框608表示将加热系统(230)附接在部件(502)上。加热系统(230)熔化冰(208c)或防止水(208a)在易结冰表面(204)上冻结。
方框610表示在部件(502)的下面(244)上形成排水管(242)。
方框612表示任选地将部件(502)(与用于移除或抽吸水的装置(512))组装成完整的交通工具、航空器(500)或设备。
方框614表示将机械泵(400)的输出口(404)或排放器(202)的出口(216)连接至部件(502)内侧的内部增压室(238)，或连接至与部件(502)连接的蓄水器。
方框616表示将机械泵(400)连接至电源，或将排放器喷嘴(218)连接至加压空气源比如发动机空气释放系统(224)。
方框618表示最终结果，附接至交通工具、航空器(500)或设备的防冰系统(200)，该防冰系统包括用于从易结冰表面(204)移除水(208a)的装置(512)(例如，排放器(202)或机械泵(400)或其法定等效物)，以便在水(208a)到达加热的易结冰表面(204)下游的表面(210)之前移除水(208a)。在一个或多个实施方式中，多个排放器(202)或泵(400)被连接至空气动力学表面(206)上的易结冰表面(204)。
操作
图7图解了从交通工具、航空器(500)或设备的易结冰表面(204)移除水(208a)的方法。该方法包括以下步骤。
方框700表示加热易结冰表面(204)，以便抑制水(208a)的冻结或在易结冰表面(204)上将冰(208c)熔化为水(208a)。在一个或多个实施方式中，水(208a)包括流、液滴或膜(232)。
方框702表示从加热的易结冰表面(204)抽吸、抽空或泵送水(208a)。在一个实施方式中，抽吸使用排放器(202)，并且该方法包括使加压空气(222)流动通过排放器(202)以便在排放器(202)中形成将水(208a)抽吸至排放器(202)内的低压区域(P)(例如，真空)。在另一个实施方式中，泵送使用机械泵(400)。
方框704表示将由排放器(202)抽吸的水(208a)，或由泵(400)泵送的水(208a)收集在附接至部件(502)的蓄水器中。在一个或多个实施方式中，部件(502)具有内部增压室(238)，并且每个排放器(202)包括将水(208b)引导至内部增压室(238)的通道(212)。在另一个实施方式中，机械泵(400)的输出口(404)被连接至内部增压室(238)，并将水(208b)引导至内部增压室(238)。
方框706表示通过部件(502)的下面(244)上的排水管(242)从内部(238)排出水(208b)。
在一个或多个实施方式中，系统(200)仅需要提供充足的电力来阻止液滴(226)冻结，并且因此汲取(drawn)的总电力比常规的防结冰系统中使用的总电力少(例如，少10％)。与由排放器驱动的防结冰系统(根据一个或多个实例)提供的改进的防结冰性能相关的电力优势转化为在飞行期间航空器(500)的更少的燃料消耗，并且因此更高的燃料效率。
加工环境
图8图解了可用于实施控制(例如，触发、解除或以其它方式控制)本文描述的抽吸装置(512)所需要的加工元件的示例性系统800。计算机系统通常位于航空器上，例如但不限于安装在发动机风扇箱或航空器内部的箱子中。
计算机802包括处理器804(通用处理器804A和专用处理器804B)和存储器，比如随机存取存储器(RAM)806。通常，计算机802在存储于存储器806中的操作系统808的控制下操作，并且与用户/其它计算机接合以接受输入和命令(例如，模拟或数字信号)并通过输入/输出(I/O)模块810呈现结果。计算机程序应用812访问和操纵存储在计算机802的存储器806中的数据。操作系统808和计算机程序812由指令组成，当通过计算机802读取和执行时，该指令引起计算机802执行本文描述的操作。在一个实施方式中，实施操作系统808和计算机程序810的指令被有形地体现在存储器806中，从而制造计算机程序产品或制品。这样，如本文使用的术语“制品”、“程序存储器件”和“计算机程序产品”旨在涵盖由任何计算机可读器件或介质可访问的计算机程序。
在一个实施方式中，计算机802包括一个或多个现场可编程门阵列(FPGA)。在一个实施方式中，电子发动机控制(EEC)通过I/O 810向计算机802发送数字请求以触发、解除或以其它方式控制抽吸装置(512)。图8进一步图解了用于提供电力至系统800的电源816。
进一步，本公开内容包括根据以下条款的实施方式：
条款1.一种防冰系统(200)，其包括：
连接至加热的易结冰表面(204)的排放器(202)，其中排放器(202)将水(208a)从加热的易结冰表面(204)吸走，以便在水(208a)到达表面(210)和在加热的易结冰表面(204)的下游冻结之前移除水(208a)。
条款2.条款1的系统，其中加热的易结冰表面(204)是选自机翼(504)、发动机入口(506)和尾翼(510a)的至少一个航空器部件(502)上的空气动力学表面(206)。
条款3.条款2的系统，其中：
排放器(202)包括在加热的易结冰表面(204)中具有排放器吸入口(214)的通道(212)、覆盖排放器吸入口(214)并且允许水(208a)穿过进入通道(212)的水捕集入口(220)、和主排放器喷嘴(218)；并且
加压空气(222)流入主排放器喷嘴(214)产生在水捕集入口(218)下方的低压P，其通过水捕集入口(218)吸取水(208b)并且进入通道(212)。
条款4.条款3的系统，其中水捕集入口(220)包括选自栅格、狭缝和多孔材料的至少一种构件，其允许穿过水捕集入口(220)，水(208a)包括选自流、液滴和膜流动的至少一个成员。
条款5.条款2的系统，其中：
排放器(202)包括在加热的易结冰表面(204)中具有排放器吸入口(214)的通道(212)和主排放器喷嘴(218)；并且
当加压空气(222)流入主排放器喷嘴(218)时，水(208a)流入排放器吸入口(214)。
条款6.条款5的系统，其中排放器吸入口(214)被定位在加热的易结冰表面(204)上，以便在易结冰表面(204)的前缘(244)上抽吸包括回流(232)的水(208a)。
条款7.条款5的系统，其中：
航空器部件具有内部增压室(238)；
通道(212)进一步包括通向内部增压室(238)的出口(216)；和
当加压空气(222)流入排放器喷嘴(218)时，水(208b)从排放器吸入口(214)流动通过通道(212)并进入内部增压室(238)。
条款8.条款7的系统，进一步包括航空器部件(502)的下面(244)上的排水管(242)，其中内部增压室(238)中的水(208b)通过排水管(242)离开航空器部件(502)。
条款9.条款7的系统，其中加压空气(222)包括通过出口(216)排放并且加热内部增压室(238)以便抑制水(208b)在内部增压室(238)中的冻结的热空气(308a)。
条款10.条款1的系统，进一步包括在易结冰表面(204)上的加热系统(230)，其中加热系统(230)加热水(208a)以便熔化冰(208c)或抑制水(208a)在易结冰表面(204)上的冻结。
条款11.一种从易结冰表面移除水的方法，其包括：
使用排放器(202)从加热的易结冰表面(204)抽吸水(208a)，以便在水(208a)到达加热的易结冰表面(204)下游的表面(210)之前移除水(208a)。
条款12.条款11的方法，进一步包括使加压空气(222)流动通过排放器(202)，以便在排放器(202)中形成将水(208a)抽吸到排放器(202)内的低压区域(P)。
条款13.条款11的方法，进一步包括加热易结冰表面(204)，以便熔化冰(208c)或抑制水在易结冰表面(204)上的冻结。
条款14.条款11的方法，其中易结冰表面(204)是选自机翼(504)、发动机入口(506)和尾翼(510b)的至少一个航空器部件(502)上的空气动力学表面(206)。
条款15.条款14的方法，进一步包括将由排放器(202)抽吸的水(208b)收集在航空器部件(502)的内部增压室(238)中。
条款16.条款15的方法，进一步包括通过航空器部件(502)下面(244)上的排水管(242)从内部增压室(238)排出水(208b)。
条款17.一种防冰系统(200)，其包括：
用于在水(208a)到达易结冰表面(204)下游的表面(210)之前从加热的易结冰表面(204)移除水(208a)的装置(512)。
条款18.条款17的系统，其中装置(512)包括连接至易结冰表面(204)的排放器(202)。
条款19.条款17的系统，其中装置(512)包括连接至加热的易结冰表面(204)的机械泵(400)。
条款20.条款17的系统，其中装置包括连接至航空器(500)的空气动力学表面(206)上的易结冰表面(204)的多个排放器(202)。
本领域技术人员将认识到，可以对该配置做出许多改进，而不背离本公开内容的范围。例如，本领域技术人员将认识到，可以使用上述组件的任何组合，或任何数量的不同的组件、外围和其他器件。
结论
这结束了本公开内容的优选实施方式的描述。已经出于说明和描述的目的呈现了优选实施方式的前述描述。其并非旨在是穷尽的或将本公开限制于所公开的精确形式。鉴于上述教导，许多改进和变型都是可能的。意图是权利的范围不被该详细描述限制，而是由所附权利要求限制。
Claims (11)
1.一种防冰系统(200)，其包括：
排放器(202)，所述排放器包括：
包括入口和出口的通道；和
连接至所述通道的喷嘴；和
包括易结冰表面的至少一个航空器部件，所述易结冰表面包括所述入口，其中从所述喷嘴进入所述通道的加压空气流将水通过所述入口从所述易结冰表面吸走并进入所述出口，以便在所述水在所述易结冰表面(204)的下游冻结之前移除所述水，其中所述易结冰表面(204)是选自机翼(504)、发动机入口(506)和尾翼(510a)中的所述至少一个航空器部件(502)上的空气动力学表面(206)，和
其中所述加压空气包括发动机释放空气。
2.根据权利要求1所述的系统，进一步包括：允许所述水穿过进入所述通道的水捕集入口；其中所述加压空气流进入所述喷嘴产生在所述水捕集入口下方的低压P，其通过所述水捕集入口吸取水并且进入所述通道。
3.根据权利要求1所述的系统，其中所述入口(214)被定位在所述易结冰表面(204)上，以便在所述易结冰表面(204)的前缘(244)上抽吸包括回流(232)的所述水(208a)。
4.根据权利要求1所述的系统，其中：
所述至少一个航空器部件具有内部增压室(238)；
所述出口(216)输出至所述内部增压室(238)；和
当所述加压空气(222)流入排放器喷嘴(218)时，所述水(208b)从所述入口(214)流动通过所述通道(212)并进入所述内部增压室(238)。
5.根据权利要求4所述的系统，进一步包括在所述至少一个航空器部件(502)的下面(244)上的排水管(242)，其中所述内部增压室(238)中的所述水(208b)通过所述排水管(242)离开所述航空器部件(502)。
6.根据权利要求4所述的系统，其中所述加压空气(222)包括通过所述出口(216)排放并且加热所述内部增压室(238)以便抑制所述水(208b)在所述内部增压室(238)中的冻结的热空气(308a)。
7.根据权利要求1所述的系统，进一步包括在所述易结冰表面(204)上的加热系统(230)，其中所述加热系统(230)加热所述水(208a)以便熔化冰(208c)或抑制所述水(208a)在所述易结冰表面(204)上的冻结。
8.一种从易结冰表面移除水的方法，其包括：
使用排放器(202)从易结冰表面(204)抽吸水(208a)，所述排放器包括喷嘴和连接至所述喷嘴的通道，其中所述易结冰表面(204)是选自机翼(504)、发动机入口(506)和尾部(510a)的至少一个航空器部件(502)上的空气动力学表面(206)，并且所述通道在所述易结冰表面中的出口和入口；和
提供通过所述喷嘴并进入所述通道的加压空气流，其中所述加压空气包括发动机释放空气和所述加压空气流在所述入口中产生低压P，其通过所述入口吸取水，以便从所述易结冰表面(204)移除所述水。
9.根据权利要求8所述的方法，进一步包括加热所述易结冰表面(204)，以便熔化冰(208c)或抑制所述水在所述易结冰表面(204)上的冻结。
10.根据权利要求8所述的方法，进一步包括将由所述排放器(202)抽吸的水(208b)收集在所述至少一个航空器部件(502)的内部增压室(238)中。
11.根据权利要求10所述的方法，进一步包括通过所述航空器部件(502)下面(244)上的排水管(242)从所述内部增压室(238)排出所述水(208b)。
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