CN109573054A - 组合的流体防冰和电子冷却系统 - Google Patents
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Abstract
本发明的名称是组合的流体防冰和电子冷却系统。将航空器机翼和发动机防冰系统与航空器电子冷却系统结合的方法和装置。
Description
技术领域
本公开内容描述了新的防冰和/或电子冷却系统。
背景技术
航空器的空气动力学表面上的冰积聚可造成问题。例如，冰可以积聚在机翼的前缘和/或发动机短舱上。冰也可破坏空气动力学表面上方期望的气流，造成由空气动力学表面生成的升力的损失。现代翼面的设计考虑和现代认证要求的组合使得更少的冰耐受，这意味着现代航空器需要具有比一些常规的抗冰技术可提供的更强的抗冰能力。但是，现有抗冰技术是复杂的和/或昂贵的。
民航航空器使用流体防冰系统来使机翼前缘、风挡和螺旋桨抗冰。一般而言，具有机载抗冰或除冰能力的航空器使用选自下述的系统：引气系统、Tecalemit-Kilfrost-Sheepbridge(TKS)系统或防冻剂(FPD)系统、气动/机械除冰带(pneumatic/mechanicalboot)和电动机翼防冰系统(WIPS)。
图1图解了发动机入口102上的常规的发动机引气除冰系统100。喷嘴106使发动机引气108围绕发动机入口102的内侧涡漩，从而由发动机引气供应的热使发动机入口102上的冰融化。但是，引气系统具有许多限制。首先，入口结构必须适应高的内部温度和压力，其被各种失效模式和调度(dispatch)考虑加剧。该热管理需要额外的线束、保护和空间。第二，当发动机抗冰(EAI)系统操作时，必须增加发动机空转功率设置，从而在该条件下，引流提取(bleed flow extraction)不超过发动机能力。第三，因为当EAI打开时，功率设置必须增加，当EAI系统运转时可获得的最大推力下降。最后，当EAI系统运转时，比燃料消耗(SFC)也增加。尽管对于大部分任务，这对于轮挡油耗(block fuel)使用仅仅具有较小的影响，但是随着考虑符合双发延程运行标准(ETOPS)的部分，当分析对于发动机停车飞行状态的影响时，这变得显著。最终，由于EAI造成的SFC增加使得需要的燃料储备增加并且影响每次任务的起飞重量。对于具有大的风扇直径和更小的核心(core)的超高旁路(UHB)发动机，这些问题更大。事实上，由于EAI系统造成的可获得的最大推力的下降可最终影响UHB发动机核心尺寸并且导致重量和SFC惩罚。
在WIPS系统中，电动加热器板条位于机翼前缘上，从而加热器垫使前缘上的冰融化。但是，这种系统是高耗能的并且使用高电流和电压线来供应电力。WIPS系统是昂贵的、使用耗时的、重的且需要电磁相容性(EMC)和电磁干扰(EMI)保护。而且，加热器板条的功率需要由发动机产生并且需要管理热，从而其不损伤航空器结构。因此，由于WIPS增加的重量和功率要求，不利地影响燃料消耗。
接着所需要的是如此防冰系统，其能够实现增加的燃料和操作效率。本公开内容满足了该需要。
发明内容
本文描述了用于航空器202的空气动力学表面206的防冰系统200。该系统包括储箱208；电子冷却系统210，其连接至储箱208并且包括第一导管212；和与电子冷却系统210连通的第二导管232。电子冷却系统210通过与电子设备222(例如，马达控制器)热接触220的第一导管212分配来自储箱208的冷却剂218，从而将热224从电子设备222传递至冷却剂218(从而冷却电子设备222)。另外，可操作地结合/连接216至储箱208和第二导管232的泵214将冷却剂218泵送在空气动力学表面206上，从而冷却剂218(例如，防冰流体)减少或防止在空气动力学表面206上的冰形成204。
在一个或多个实例中，空气动力学表面206上的多孔板238包括出口232a，并且冷却剂218从多孔板238渗漏到空气动力学表面206上。多孔板238的位置包括但不限于板条上、尾翼上、机翼234上、螺旋桨500上、驾驶舱窗户308上或发动机入口236。
在各种实例中，冷却剂218(例如，丙二醇结合稀释剂)在空气动力学表面206上与水混合并且抑制水的冰点(例如，过冷的液滴或如FAR 25附录C或FAR 25附录O中定义的结冰包封(icing envelope)中遇到的水)。
连接器310将第一导管212连接至第二导管232。在一个实例中，连接器310在电子设备222的下游318将第一导管212连接至第二导管232，从而泵送至空气动力学表面206的冷却剂218包括至少一部分从电子设备222传递的热224。
在一个或多个实施方式中，第一导管212和第二导管232包括柔性软管或塑料管道。
防冰系统200可进一步包括连接至储箱208的流体液位传感器312。流体液位传感器312测量储箱208中的冷却剂218液位并且当冷却剂218的液位下降至阈值液位以下时，发送警报。可通过连接至地面服务装置316的服务端口314补充储箱208中的冷却剂218。
储箱的容量适于提供用于电子冷却系统和防冰的冷却剂。例如，可使用多个储箱208储存冷却剂218和/或至少一个储箱208可具有至少20加仑的冷却剂218容量。
本公开内容进一步描述了制造、改装或维修航空器202的方法，其包括在航空器202上安装为冷却电子设备222分配冷却剂218的电子冷却装置210；在航空器202上安装防冰装置242；和将防冰装置连接至电子冷却装置210。防冰装置从电子冷却装置210接收冷却剂218并且将冷却剂218分配到航空器202外侧的空气动力学表面206上，冷却剂218减少和去除在空气动力学表面206上的冰形成204。方法包括将第一导管212连接至储箱208并且使第一导管212与航空器202上的电子设备222热接触，从而当来自储箱208的冷却剂218流过与电子设备222热接触220的第一导管212时，将热224从电子设备222驱散。方法进一步包括使用连接器310将第二导管232连接至第一导管212或储箱208，从而连接器310将至少一部分冷却剂218转移至航空器202的空气动力学表面206上的出口232a。在各种实例中，连接器310在电子设备222的下游318位于第一导管212上，使得空气动力学表面206上的冷却剂218包括至少一部分热224。
在各种实例中，方法进一步包括通过连接至储箱208的服务端口314补充储箱208中的冷却剂218；安装发电机，该发电机与没有防冰系统200其他方面相同的航空器202上的发电机相比具有更低的功率输出；和安装涡轮风扇发动机400，该涡轮风扇发动机400与没有防冰系统200其他方面相同的航空器202上的涡轮风扇发动机400相比具有更少的燃料消耗。
本公开内容进一步描述了操作航空器202的方法，其包括提供具有如本文所描述的防冰系统200的航空器202；提供与没有防冰系统200其他方面相同的航空器202相比，允许航空器202在结冰条件下更高推力的指令；和提供当航空器202停机时，允许操作防冰系统200的指令。
附图说明
现参考附图，其中遍及全文相同的参考数字表示对应的部件：
图1图解了发动机入口102上的常规发动机引气除冰系统100。
图2图解了根据一个或多个实施方式的防冰系统。
图3图解了根据一个或多个实施方式将冷却剂分配至驾驶舱窗户的防冰系统。
图4图解了根据一个或多个实施方式的发动机入口上的多孔板。
图5图解了根据一个或多个实施方式的螺旋桨上的多孔板。
图6是流程图，其图解了根据一个或多个实施方式制备防冰系统的方法。
图7是流程图，其图解了根据一个或多个实施方式制备、改装或维修航空器的方法。
图8是流程图，其图解了根据一个或多个实施方式操作航空器的方法。
图9是用于控制本文所述的制造过程的示例性计算机硬件环境。
具体实施方式
在下述描述中，对附图进行参考，所述附图构成下述描述的一部分，并且经由图解显示了数个实施方式。应理解，在不背离本公开内容的范围的情况下，可使用其他实施方式并且可进行结构改变。
技术描述
系统实例
图2图解了航空器202上的防冰系统200，用于防止或抑制航空器202的一个或多个空气动力学表面/翼面206上的冰积聚204。防冰系统200包括一个或多个储箱208和与电子冷却系统210结合的防冰分配系统。
电子冷却系统210包括连接至一个或多个储箱208的一个或多个第一导管212(例如，管路(plumbing)系统)，和可操作地结合216至一个或多个储箱208的一个或多个泵214。电子冷却系统210通过与电子设备222热接触220的一个或多个第一导管212分配来自一个或多个储箱208的冷却剂218，从而将热224从电子设备222传递至冷却剂218。在各种实例中，电子冷却系统210是主电子冷却系统(PECS)，其中PECS包括两个泵214(例如，36加仑每分钟泵)和储箱208(设置在航空器的轮舱226中)。
图2进一步图解了电子设备222包括第一空调单元或热交换器228a、向航空器电气系统供应电力的直流DC马达和在航空器202后面的第二备用热交换器。在一个或多个实例中，热交换器228a包括四个压缩机和四个马达、控制马达的马达控制器228b、电扇和散热器。电子设备222也可包括热负载228c和228d。
防冰系统200进一步包括与一个或多个泵214和/或第一导管212和/或一个或多个储箱208连通的一个或多个第二导管232或者导管或分配管道系统。一个或多个泵214将液体冷却剂218通过一个或多个第二导管232泵送至设置在位于航空器的机翼(一个或多个)234和发动机入口(一个或多个)236上的一个或多个空气动力学表面206上的一个或多个出口232a。在各种实例中，一个或多个多孔板238(连接至一个或多个第二导管232和包括一个或多个出口232a)设置在一个或多个空气动力学表面206上，从而冷却剂218从一个或多个多孔板238流动、渗漏或渗出在一个或多个空气动力学表面206上。图2中也图解了液压渗漏隔离设备240。
图3图解了系统300实例，其中第二导管302连接至航空器202上的驾驶舱窗户308的空气动力学表面306上的多孔板304，提供防冰窗户流体218(例如，用于SLD遭遇)。
流体液位传感器312用于测量储箱208中的冷却剂218液位。一个或多个连接器(例如，丁字接头)310将一个或多个第一导管212连接至一个或多个第二导管232、302。在各种实例中，连接器310在电子设备222的下游318，从而泵送至空气动力学表面(一个或多个)206、306的冷却剂218包括至少一部分从电子设备222传递至冷却剂218的热224。
发动机入口上多孔板的进一步实例
图4图解了在燃气轮机发动机400上使用根据各个方面的防冰系统200。燃气轮机发动机包括安装在吊架(pylon)404上的短舱402。例如，吊架404可将短舱402连接至航空器的机翼或机身。短舱402包括前缘或唇口(lipskin)406。前缘或唇口406包括多孔板238，其包括多个孔或出口410，包括防冰流体的冷却剂可渗出通过这些孔或出口410。从孔410渗出的防冰流体可在箭头I的方向上朝着短舱402的向内下游表面408行进或在箭头J的方向上朝着短舱402的向外下游表面411行进。短舱402的向内下游表面408包括开口412。开口412可设置为连续开口或一系列间隔开的开口。朝着开口412行进的防冰流体可以在箭头K的方向上吸引入开口412并且防冰流体携带的水可以在箭头M的方向上继续进入发动机400。短舱402的向外下游表面411包括开口414。开口414可设置为连续开口或一系列间隔开的开口。朝着开口414行进的防冰流体可以在箭头L的方向上吸引入开口414并且防冰流体携带的水可以在箭头N的方向上继续向机尾(aft)。
燃气轮机发动机400的整流罩(spinner)420也可包括多孔板。用于将防冰流体渗出在整流罩上的孔426的阵列可设置在整流罩420的第一区域422上(例如，上游区域)。开口428可设置在整流罩420的第二区域424上(例如，下游区域)。开口428可设置为连续开口或一系列间隔开的开口。从孔426(在箭头O的方向上)朝着开口428行进的防冰流体可在箭头P的方向上吸引入开口428并且防冰流体携带的水可在箭头Q的方向上继续进入发动机400。
在一个或多个实例中，与防冰系统200一起使用的发动机400更小和更有效，从而能够实现更有效的和更轻的航空器。防冰系统200的一个或多个实例能够实现使用具有非常高的涵道比和小的核心的发动机400，这是因为减少或消除了抗冰引流(bleed flow)。
螺旋桨或喷气式发动机风扇上的多孔板的实例
图5图解了结合航空器螺旋桨500的根据各个方面的防冰系统200。螺旋桨包括从整流罩502延伸的四个螺旋桨叶片504。孔510的阵列可设置在整流罩502的第一区域506上(例如，上游区域)。与图4中显示的开口412或开口428类似的开口512可设置在整流罩502的第二区域508上(例如，下游区域)。开口512可设置为连续开口或一系列间隔开的开口。从孔510(在箭头R的方向上)朝着开口512行进的防冰流体可在箭头S的方向上吸引入开口512并且防冰流体携带的水可在箭头T的方向上继续朝着叶片504。
在各种实例中，齿轮传动的涡轮风扇发动机400具有旋转不是非常快的风扇。在一些点，它们可旋转的足够慢，使得可在叶片的毂附近形成冰并且抗冰系统可用于从毂去除冰。
处理步骤
制造
图6是图解制造防冰装置(例如，流体防冰系统(FIPS))的方法的流程图。
方框600表示获得或组装电子冷却装置210。在一个或多个实施方式中，电子冷却装置210包括储存冷却剂的储箱208或罐；和连接至储箱208的第一导管212，其中当来自储箱208的冷却剂流过与电子设备222热接触220的第一导管212时，将热224从电子设备222驱散。与未使用防冰装置的常规电子冷却系统储箱/罐相比，储箱208具有增加的容量(例如，至少20加仑)。
由电子冷却系统210冷却的实例电子/电气系统包括但不限于马达，其为航空器202上的空调系统或液体冷却的厨房提供功率。
方框602表示获得或组装防冰分配系统242，其包括一个或多个第二导管232，所述第二导管232包括可设置在位于航空器202外侧的一个或多个空气动力学表面206上的一个或多个出口232a。在各种实例中，分配系统242进一步包括连接至一个或多个第二导管232并且包括一个或多个出口232a的一个或多个多孔板238，从而冷却剂218从一个或多个多孔板238流动、渗出或渗漏到一个或多个空气动力学表面206上。空气动力学表面206的示例性位置包括但不限于在航空器202的板条上、螺旋桨500上、驾驶舱窗户上或发动机入口上。
在各种实例中，第一和第二导管212、232包括柔性软管、塑料或尼龙管道或管。在各种实例中，液体冷却剂218通过包括尼龙管道的分枝系统的第二导管232，被从罐208泵送至多孔板238。
方框604表示将防冰分配系统242连接(例如，使用连接器310)至电子设备冷却装置210，从而防冰分配系统242从电子冷却装置210接收冷却剂218并且将冷却剂218通过多孔板238分配到航空器202的空气动力学表面206上。
方框606表示连接冷却剂流体监测/液位传感器312，其测量一个或多个储箱中的冷却剂液位。
方框608表示将服务端口314连接至储箱208，其中当服务端口314用连接物(connection)350连接至地面服务装置316时，通过服务端口314补充储箱208中的冷却剂218。
方框610图解了最终结果，防冰系统200包括分配冷却剂218冷却电子设备222的电子冷却装置210；和连接至电子冷却装置210的防冰装置242，其中防冰装置从电子冷却装置210接收冷却剂218并且将冷却剂218分配到航空器202的空气动力学表面206上，冷却剂218减少和去除空气动力学表面206上的冰形成204。
在一个或多个实施方式中，一个或多个连接器310将一个或多个第二导管232在电子设备222的下游318连接至电子冷却装置210，从而分配至空气动力学表面206的防冰流体218包括至少一部分热224并且减少或防止空气动力学表面206上的冰积聚204。热224有助于降低冷却剂218的粘度(增加铺展)，从而改善其作为防冰流体的性能。
示例性泵包括但不限于直流(DC)马达从动泵。在一个实例中，泵214从未加压的储箱208提取流体并且将压力升高至至少约100psia。
在一个或多个实施方式中，冷却剂是防冰流体和稀释剂(例如水)，所述防冰流体包括防冻剂，其包括但不限于抗冻剂、基于乙二醇的流体比如丙二醇。与未连接至防冰装置的电子冷却系统210中的冷却剂相比，稀释剂降低了冷却剂的粘度。从而，冷却剂进行至少两个功能：(1)当冷却剂218流过与电子设备222热接触220的一部分电子冷却装置210时，将热224从电子设备222驱散；和(2)冷却剂218与空气动力学表面206上的水滴混合，降低了水滴的冰点，从而水滴不能结冰。基于乙二醇的流体和水滴的混合物然后一起流出(flowoff)航空器202。
防冰系统可以安装在交通工具比如航空器202或高速火车上，以便减少交通工具的空气动力学表面(例如，火车驾驶舱窗户或翼面的前缘、发动机短舱和/或螺旋桨或风扇的整流罩)上的冰积聚。
航空器制造、改装和维修
图7图解了制造、改装或维修航空器202——其包括但不限于商业和军用航空器——的方法。防冰系统200对于携带超过100名乘客并且具有许多电子系统(包括，例如，大的液体冷却的厨房系统)的大型航空器尤其有价值。
方框700表示任选地在航空器202上安装分配冷却剂冷却电子设备222的电子冷却装置210。电子设备冷却装置210包括储箱208和第一导管212，并且该步骤包括将第一导管212连接至储箱208并且使第一导管212与航空器202上的电子设备222热接触，从而当来自储箱208的冷却剂流过与电子设备222热接触220的第一导管212时，将热224从电子设备222驱散入冷却剂。
方框702表示任选地在航空器202上安装防冰装置242和将防冰装置连接至电子冷却装置210，使得防冰装置从电子冷却装置210接收冷却剂218和将冷却剂218分配到航空器202的外侧表面上的空气动力学表面206上。冷却剂218减少和去除/防止空气动力学表面206上的冰形成204。防冰装置242进一步包括第二导管232，并且该步骤包括使用连接器310将第二导管232连接至第一导管212或储箱208，使得连接器310将至少一部分冷却剂218转移至一个或多个第二导管232，其将部分冷却剂218分配至航空器202上空气动力学表面206上的出口232a/多孔板或膜238。
在一个或多个实例中，该步骤包括使连接器310位于电子设备222下游318的第一导管212上，从而当冷却剂218防止或抑制空气动力学表面206上的冰形成204时，空气动力学表面206上的冷却剂218包括至少一部分从电子设备222驱散的热224。
在一个或多个实例中，该步骤包括使多孔板238(例如，钛板材/板之间)位于空气动力学表面206上，其中连接至第二导管232的多孔板/膜238从第二导管232接收冷却剂218并且冷却剂218从多孔板238流动到尾翼或机翼的空气动力学表面206上，以便防止或抑制冰积聚204。
防冰系统242/200被安装在航空器202上并且在制造或改装期间例如当航空器202被更换发动机时认证。如果存在的话，则电动机翼防冰系统(WIPS)被去除和用防冰系统200替换。WIPS控制器、重的高电流线、转换线束(translating wire bundle)和WIPS系统中的加热板条用如本文所描述的第一和第二导管232、212(例如，轻质～1/2英寸塑料管道)、储箱(一个或多个)208和多孔板238替换。在另一实例中，气动发动机抗冰系统(EAI)(例如，如图1中图解)被去除和用FIPS替换。在仍进一步的实例中，包括加热窗口的备用抗冰系统被包括在航空器202上，用于SLD遭遇。
方框704表示任选地维修电子冷却系统210和/或防冰系统200(例如，冷却剂218服务)。当航空器202遭遇结冰条件时，可能需要更频繁地维修。该步骤任选地包括通过连接至储箱208的服务端口314和使用地面服务装置316补充或填充储箱208中的冷却剂218。WIPS服务可用管路和多孔板238服务替换。
方框706表示任选地安装与没有防冰系统200其他方面相同的航空器202上的发电机(一个或多个)相比，具有较低功率输出的发电机(一个或多个)。在一个或多个实例中，去除老旧的较高功率输出发电机(一个或多个)。安装在具有防冰系统200的航空器上的发电机可更小以及更低的功率输出，这是因为与使用WIPS或EAI系统的航空器202的功率要求相比，本文所述的一个或多个防冰系统200的功率要求大幅度地更低。
方框708表示任选地安装或改装航空器202上的发动机(一个或多个)，其中与没有防冰系统200其他方面相同的航空器202上的发动机(例如，涡轮风扇发动机)相比，发动机400(例如，涡轮风扇发动机)具有更小的燃料消耗。可重新调整发动机的尺寸(即，更小以及较低的功率输出)，这是因为与使用WIPS或EAI系统的航空器202的功率要求相比，本文所述的一个或多个防冰系统200大幅度降低的功率要求。WIPS系统可能需要许多功率。本文公开的实例防冰系统200的功率要求可明显地更低(例如，比WIPS低超过95％)。
方框710表示与没有FIPS系统其他方面相同的航空器202相比(例如，与使用WIPS或EAI用于抗冰的航空器202相比)，安装更小、更轻质发动机入口(例如，包括更高的复合材料含量)。
因此，在一些实例中，防冰系统200显著地降低了发动机功率要求并且允许发动机、入口和发电机显著地调整尺寸，从而改善航空器任务性能。
操作
图8是流程图，其图解了操作本文公开的防冰系统200和/或航空器202的方法。
方框800表示提供包括防冰系统200的航空器202，所述防冰系统200包括储箱208；电子冷却系统210，其被连接至储箱208并且包括第一导管212；泵214，其可操作地结合216至储箱208；和第二导管232，其与泵214连通并且包括设置在位于航空器202的外侧表面上的空气动力学表面206处的出口232a。电子冷却系统210通过与电子设备222热接触220的第一导管212分配来自储箱208的冷却剂218，从而将热224从电子设备222传递至冷却剂218。
方框802表示使用冷却剂218流体，在正常和过冷的大液滴(SLD)结冰条件下使机翼的空气动力学表面206抗冰。泵214将冷却剂218泵送到空气动力学表面206上，从而冷却剂218减少或防止在空气动力学表面206上的冰形成204(例如，冷却剂218在空气动力学表面206上与水混合并且抑制水的冰点)。在一个或多个实施方式中，冷却剂218流体在如14CFR章节24附录C或附录O(FAR 24附录C或FAR 24附录O)定义的结冰条件/包封下使用。
方框804表示任选地提供与没有防冰系统200其他方面相同的航空器202相比，允许航空器202在结冰条件(例如，着陆/下降期间)更高发动机推力的指令。
方框806表示使用流体液位传感器312监测冷却剂218液位，从而在冰遭遇之后根据需要可以重新填充冷却剂218。在一个或多个实施方式中，当冷却剂218的液位下降至阈值液位以下时，流体液位传感器312向航班、地面或维修机组人员发送警报。
方框808表示当需要避免结冰条件时，向机组人员报警(例如，由于低冷却剂218液位或防冰系统200的其他故障)。
方框810表示任选地提供当航空器202停机时，允许操作防冰系统200的指令(即使在热的地面气候条件下)。另一方面，当航空器停机时，因为加热板条可损伤航空器结构(操作期间，WIPS系统需要气流)，WIPS系统不能在地面上操作。
加工环境
图9图解了用于实施控制本文所述的防冰系统200、发动机推力或其他过程所需要的加工元件的示例性系统900。
计算机902包括处理器904(通用处理器904A和专用处理器904B)和存储器，比如随机存取存储器(RAM)906。一般而言，计算机902在储存在存储器906中的操作系统908的控制下操作，并且与使用者/其他计算机交互，以接收输入和命令(例如，模拟信号或数字信号)并且通过输入/输出(I/O)模块910呈现结果。计算机程序应用912访问和操作储存在计算机902的存储器906中的数据。操作系统908和计算机程序912由如此指令组成，当由计算机902读取和执行该指令时，其使得计算机902实施本文描述的操作。在一个实施方式中，实施操作系统908和计算机程序912的指令可明确地(tangibly)体现在存储器906中，从而使得一个或多个计算机程序产品或制造制品能够根据本文所述的方法控制防冰系统200和发动机推力。在一个或多个实施方式中，当冷却剂218的液位下降至阈值液位以下时，连接至流体液位传感器312的计算机向航班、地面或维修机组人员发送警报。
这样，本文使用的术语“制造制品”、“程序储存设备”和“计算机程序产品”旨在包括从任何计算机可读的设备或介质可访问的计算机程序。
本领域技术人员将认识到，在不背离本公开内容的范围的情况下可对该构造进行许多修改。例如，本领域技术人员将认识到，可使用上述组件的任何组合，或任何数量的不同组件、外设和其他设备。
进一步，本公开内容包括根据下述条款的实施方式：
条款1.用于航空器202的空气动力学表面206的防冰系统200，防冰系统200包括：
储箱208；
电子冷却系统210，其连接至储箱208并且包括第一导管212，其中：
电子冷却系统210通过与电子设备222热接触220的第一导管212分配来自储箱208的冷却剂218，和
将热224从电子设备222传递至冷却剂218；
泵214，其可操作地结合216至储箱208；和
第二导管232，其与泵214连通并且包括设置在位于航空器202外侧上的空气动力学表面206处的出口232a，其中泵214将冷却剂218泵送到空气动力学表面206上并且冷却剂218减少或防止在空气动力学表面206上的冰形成204。
条款2.条款1所述的防冰系统200，进一步包括空气在动力学表面206上并且包括出口232a的多孔板238，其中冷却剂218从多孔板238渗漏到空气动力学表面206上。
条款3.条款2所述的防冰系统200，其中多孔板238连接至板条、机翼234、螺旋桨500、驾驶舱窗户308或发动机入口236。
条款4.条款1所述的防冰系统200，其中冷却剂218在空气动力学表面206上与水混合并且抑制水的冰点。
条款5.条款4所述的防冰系统200，其中水包括过冷的液滴。
条款6.条款4所述的防冰系统200，其中水包括如FAR 24附录C或FAR 24附录O中限定的结冰包封中遇到的水。
条款7.条款1所述的防冰系统200，其中冷却剂218包括防冰流体和稀释剂，所述防冰流体包括丙二醇。
条款8.条款1所述的防冰系统200，进一步包括连接器310，其将第一导管212在电子设备222下游318连接至第二导管232，其中泵送至空气动力学表面206的冷却剂218包括至少一部分从电子设备222传递的热224。
条款9.条款1所述的防冰系统200，其中第一导管212和第二导管232包括柔性软管或塑料管道。
条款10.条款1所述的防冰系统200，进一步包括储存冷却剂218的多个储箱208，其中至少一个储箱208具有至少20加仑的冷却剂218容量。
条款11.条款1所述的防冰系统200，进一步包括与储箱208连接的流体液位传感器312，流体液位传感器312测量储箱208中的冷却剂218液位并且当冷却剂218的液位下降至阈值液位以下时，发送警报。
条款12.条款1所述的防冰系统200，进一步包括用于连接至地面服务装置316的服务端口314，其中通过服务端口314补充储箱208中的冷却剂218。
条款13.条款1所述的防冰系统200，其中电子设备222包括马达控制器228b。
条款14.一种航空器202，其包括条款1的防冰系统200。
条款15.一种制造、改装或维修航空器202的方法，其包括：
在航空器202上安装分配冷却剂218冷却电子设备222的电子冷却装置210；和
在航空器202上安装防冰装置242和将防冰装置连接至电子冷却装置210，其中防冰装置242从电子冷却装置210接收冷却剂218并且将冷却剂218分配到航空器202外侧的空气动力学表面206上，冷却剂减少和去除在航空器202的空气动力学表面206上的冰形成204。
条款16.条款15所述的方法，其中电子设备冷却装置210包括储箱208和第一导管212并且防冰装置242进一步包括第二导管232，方法进一步包括：
将第一导管212连接至储箱208并且使第一导管212与航空器202上的电子设备222热接触220，其中当来自储箱208的冷却剂218流过与电子设备222热接触220的第一导管212时，将热224从电子设备222驱散；和
使用连接器310将第二导管232连接至第一导管212或储箱208，其中连接器310将至少一部分冷却剂218转移至第二导管232，其将部分冷却剂218分配至空气动力学表面上的出口232a。
条款17.条款16所述的方法，进一步包括：
使连接器310位于电子设备222的下游318的第一导管212上，使得空气动力学表面206上的冷却剂218包括至少一部分热224。
条款18.条款15所述的方法，其中防冰装置242包括多孔板238并且冷却剂218从多孔板238流动到航空器的尾翼或机翼上的空气动力学表面206上。
条款19.条款15所述的方法，进一步包括：
通过连接至储箱208的服务端口314补充储箱208中的冷却剂218；
安装发电机，其与没有防冰系统200其他方面相同的航空器202上的发电机相比，具有更低的功率输出；和
安装涡轮风扇发动机400，其与没有防冰装置242其他方面相同的航空器202上的涡轮风扇发动机400相比，具有更小的燃料消耗。
条款20.一种操作航空器202的方法，其包括：
提供包括防冰系统200的航空器202，防冰系统200包括：
储箱208；
电子冷却系统210，其连接至储箱208并且包括第一导管212，其中：
电子冷却系统210通过与电子设备222热接触220的第一导管212分配来自储箱208的冷却剂218，和
将热224从电子设备222传递至冷却剂218；
泵214，其可操作地结合216至储箱208；和
第二导管232，其与泵214连通并且包括设置在位于航空器202外侧上的空气动力学表面206处的出口232a，其中泵214将冷却剂218泵送到空气动力学表面206上，并且冷却剂218减少或防止在空气动力学表面206上的冰形成204；
提供与没有防冰系统200其他方面相同的航空器202相比，允许航空器202在结冰条件下更高推力的指令；和
提供当航空器202停机时，允许操作防冰系统200的指令。
结论
这结束了对本公开内容的优选实施方式的描述。已经出于图解和描述的目的呈现了优选实施方式的前述描述。其并非旨在穷举性的或将本公开内容限制于所公开的精确形式。鉴于上述教导，许多修改和变型都是可能的。意图是权利的范围不由该详细描述限制，而是由所附权利要求限制。
Claims (15)
1.用于航空器202的空气动力学表面206的防冰系统200，所述防冰系统200包括：
储箱208；
电子冷却系统210，其连接至所述储箱208并且包括第一导管212，其中：
所述电子冷却系统210通过与电子设备222热接触220的所述第一导管212分配来自所述储箱208的冷却剂218，和
将热224从所述电子设备222传递至所述冷却剂218；
泵214，其可操作地结合216至所述储箱208；和
第二导管232，其与所述泵214连通并且包括设置在位于所述航空器202外侧上的所述空气动力学表面206处的出口232a，其中所述泵214将所述冷却剂218泵送到所述空气动力学表面206上并且所述冷却剂218减少或防止所述空气动力学表面206上的冰形成204。
2.根据权利要求1所述的防冰系统200，进一步包括在所述空气动力学表面206上并且包括所述出口232a的多孔板238，其中所述冷却剂218从所述多孔板238渗漏到所述空气动力学表面206上。
3.根据权利要求2所述的防冰系统200，其中所述多孔板238被连接至板条、机翼234、螺旋桨500、驾驶舱窗户308或发动机入口236。
4.根据权利要求1所述的防冰系统200，其中所述冷却剂218在所述空气动力学表面206上与水混合并且抑制所述水的冰点。
5.根据权利要求4所述的防冰系统200，其中所述水包括过冷的液滴。
6.根据权利要求4所述的防冰系统200，其中所述水包括如FAR 24附录C或FAR 24附录O中限定的结冰包封中遇到的水。
7.根据权利要求1所述的防冰系统200，其中所述冷却剂218包括防冰流体和稀释剂，所述防冰流体包括丙二醇。
8.根据权利要求1所述的防冰系统200，进一步包括连接器310，其将所述第一导管212在所述电子设备222下游318连接至所述第二导管232，其中泵送至所述空气动力学表面206的所述冷却剂218包括至少一部分从所述电子设备222传递的所述热224。
9.根据权利要求1所述的防冰系统200，其中所述第一导管212和所述第二导管232包括柔性软管或塑料管道。
10.根据权利要求1所述的防冰系统200，进一步包括储存所述冷却剂218的多个储箱208，其中至少一个储箱208具有至少20加仑的冷却剂218容量。
11.根据权利要求1所述的防冰系统200，进一步包括连接至所述储箱208的流体液位传感器312，所述流体液位传感器312测量所述储箱208中的所述冷却剂218液位并且当所述冷却剂218的液位下降至阈值液位以下时，发送警报。
12.根据权利要求1所述的防冰系统200，进一步包括用于连接至地面服务装置316的服务端口314，其中通过所述服务端口314补充所述储箱208中的所述冷却剂218。
13.根据权利要求1所述的防冰系统200，其中所述电子设备222包括马达控制器228b。
14.一种航空器202，其包括根据权利要求1-13中任一项所述的防冰系统200。
15.一种操作航空器202的方法，其包括：
提供包括防冰系统200的航空器202，所述防冰系统200包括：
储箱208；
电子冷却系统210，其连接至所述储箱208并且包括第一导管212，其中：
所述电子冷却系统210通过与电子设备222热接触220的所述第一导管212分配来自所述储箱208的冷却剂218，和
将热224从所述电子设备222传递至所述冷却剂218；
泵214，其可操作地结合216至所述储箱208；和
第二导管232，其与所述泵214连通并且包括设置在位于所述航空器202外侧上的所述空气动力学表面206处的出口232a，其中所述泵214将所述冷却剂218泵送到所述空气动力学表面206上并且所述冷却剂218减少或防止所述空气动力学表面206上的冰形成204；
提供与没有所述防冰系统200其他方面相同的航空器202相比，允许所述航空器202在结冰条件下更高推力的指令；和
提供当所述航空器202停机时，允许操作所述防冰系统200的指令。
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