CN110630383A - 飞行器防冰系统 - Google Patents

Abstract

一种飞行器可包括涡轮发动机，涡轮发动机包括转子和定子，并且还包括以轴向流动布置的压缩机，燃烧器和涡轮。该飞行器还可包括防冰系统，防冰系统具有磁场产生器以及热联接到暴露表面的碳纳米管阵列，磁场产生器具有旋转部分和非旋转部分。

Description

飞行器防冰系统

技术领域

一种用于飞行器的电磁动力防冰系统。

背景技术

在飞行器结构(例如发动机进气口，机翼，控制表面，螺旋桨，增压器进气口轮叶，进气口框架等)上形成冰对于现代飞行器来说可能是个问题。冰增加了重量，增加了阻力，并且损害了翼型、控制表面和进气口的空气动力学轮廓，所有这些都降低了性能并增加了燃料消耗。此外，在飞行器结构上形成的冰可能会脱落，增加了对其他飞行器零件和发动机部件的风险。当代飞行器可以包括除冰或防冰检测系统，其利用热源或发热元件来向飞行器结构提供热量，以熔化或防止冰的形成。

发明内容

在一个方面，本公开涉及一种包括涡轮发动机的飞行器，该涡轮发动机包括转子和定子，并且还包括以轴向流动布置的压缩机，燃烧器和涡轮。该飞行器还包括防冰系统，该防冰系统包括磁场产生器以及碳纳米管阵列，该磁场产生器包括旋转部分，非旋转部分和碳结构阵列，该碳纳米管阵列热联接到暴露表面并且电联接到磁场产生器。

在另一方面，本公开涉及一种加热系统，该加热系统包括磁场产生器以及碳纳米管阵列，该磁场产生器包括旋转部分，非旋转部分和碳结构阵列，该碳纳米管阵列热联接到暴露表面并且电联接到磁场产生器。

在另一方面，本公开涉及一种加热暴露表面的方法，该暴露表面具有热联接到暴露表面的碳纳米管阵列。该方法包括产生包围碳结构阵列的变化磁场，以及使电流流过碳结构阵列到碳纳米管阵列，以加热碳纳米管阵列。

附图说明

在附图中：

图1是根据本文描述的各个方面的具有防冰系统的飞行器的立体视图。

图2是具有防冰系统的图1的飞行器的涡轮发动机的横截面图。

图3是根据本文描述的各个方面的图1的防冰系统的一部分的横截面视图，其包括防冰结构和电源结构。

图4是可以在图1的防冰系统中使用的示例性碳结构阵列的示意视图。

图5是图3的防冰结构的示意性横截面视图。

图6是示出防止图1的飞行器上形成冰的方法的流程图。

具体实施方式

所描述的本公开的实施例涉及一种用于涡轮发动机的防冰系统形式的加热系统。防冰系统可以包括碳纳米管，碳纳米管是碳原子的圆柱形结构布置，其可以以多种方式形成，包括单壁，双壁或多壁形式。取决于纳米管中碳原子的具体布置，这种碳纳米管可具有非常高的拉伸强度(在一个实例中，高达60GPa)，沿管的方向上的高导热率(在一个实例中，高达3500W/m·K)，以及类似于金属或半导体的电导率。当提供有电流时，碳纳米管可以将热量散发到周围结构。

出于说明的目的，将关于具有涡轮发动机的飞行器描述本公开。此外，本公开的各方面可适用于飞行期间或非飞行操作中的飞行器。然而，应该理解的是，本公开不限于此并且可以在非飞行器应用中具有普遍适用性，例如其他移动应用和非移动工业，商业和住宅应用。

如本文所用，术语“前”或“上游”是指在朝向发动机进气口的方向上移动，或者部件与另一个部件相比相对更靠近发动机进气口。与“前”或“上游”结合使用的术语“后”或“下游”是指朝向发动机后部或出口的方向，或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。

如本文所使用的，“一组”可包括任何数量的相应描述的元件，包括仅一个元件。另外，这里使用的术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线和外部发动机周边之间延伸的尺寸。

所有方向参考(例如，径向，轴向，近侧，远侧，上，下，向上，向下，左，右，侧向，前，后，顶部，底部，上方，下方，竖直，水平，顺时针，逆时针，上游，下游，向前，向后，等)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不产生限制，特别是关于本公开的位置，取向或用途。连接参考(例如，附接，联接，连接和接合)将被广义地解释，并且除非另有指示，否则可包括元件集合之间的中间构件和元件之间的相对移动。因此，连接参考不必推断两个元件直接连接并且彼此处于固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且附图中反映的尺寸，位置，顺序和相对大小可以变化。

图1示出了飞行器1，其包括机身2，定位在机身2中的驾驶舱4，以及从机身2向外延伸的机翼组件6。飞行器1还可以包括多个发动机，包括具有机舱11的涡轮发动机10，作为非限制性示例，涡轮发动机10可以是涡轮喷气发动机，涡轮风扇发动机或涡轮螺旋桨发动机。虽然已经示出了商用飞行器1，但是可以预期，本文所述的本公开的各方面可以用于任何类型的飞行器。此外，虽然已经在每个机翼组件6上示出了两个涡轮发动机10，但是应当理解，可以包括任何数量的涡轮发动机10，其包括机翼组件6上的单个涡轮发动机10，或甚至安装在机身2中的单个涡轮发动机10。

飞行器1可包括用于产生热量的加热系统99。这种热量产生可用于各种目的，在非限制性示例中，包括舱室升温或发动机间隙控制。示例性加热系统99被示为防冰系统100，其定位在飞行器1周围的各个位置处。用于加热系统99(例如防冰系统100)的位置的非限制性示例包括涡轮发动机10，机身2或机翼组件6。虽然将根据防冰系统100讨论本公开的各方面，但是应当理解，本公开不限于此，并且这些方面也可以应用于加热系统99或包括在加热系统99中。另外，如本文所用，“防冰”是指除去已经积聚在飞行器部件上的冰，或者当环境条件有利于冰形成时防止积冰。

图2是可以在飞行器1中使用的示例性燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10容纳在机舱11内并且具有大致纵向延伸的轴线或中心线12，其从前部14向后部16延伸。发动机10以下游串行流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。

风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕中心线12径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26，燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的芯44，其产生燃烧气体。芯44由芯壳体46围绕，芯壳体46可与风扇壳体40联接。

绕发动机10的中心线12同轴设置的HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。在较大直径环形HP线轴48内绕发动机10的中心线12同轴设置的LP轴或线轴50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48,50可绕发动机中心线旋转并联接到多个可旋转元件，这些可旋转元件可共同限定转子51。

LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58相对于相应的一组静态压缩机轮叶60,62旋转，以压缩或加压通过级的流体的流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可以设置成环并且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而相应的静态压缩机轮叶60,62定位在旋转叶片56,58的上游并与其相邻。应注意，选择图1中所示的叶片，轮叶和压缩机级的数量仅用于说明目的，并且其他数量是可能的。

用于压缩机级的叶片56,58可以安装到盘61上(或与盘61一体形成)，盘61安装到HP和LP线轴48,50中相应的一个上。用于压缩机级的轮叶60,62可以以周向布置安装到芯壳体46。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70相对于相应的一组静态涡轮轮叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从通过级的流体的流中提取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可以设置成环并且可以相对于中心线12径向向外延伸，而相应的静态涡轮轮叶72,74定位在旋转叶片68,70的上游并且与其相邻。应注意，选择图1中所示的叶片，轮叶和涡轮级的数量仅用于说明目的，并且其他数量是可能的。

用于涡轮级的叶片68,70可以安装到盘71上，盘71安装到HP和LP线轴48,50中相应的一个上。用于压缩机级的轮叶72,74可以以周向布置安装到芯客体46上。

与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机和涡轮区段22,32中的静态轮叶60,62,72,74也被单独地或共同地称为定子63。这样，定子63可以指整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，使得一部分气流被引导到LP压缩机24中，然后LP压缩机24将加压空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功(work)，其驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，并且排气最终经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动驱动了LP线轴50，以使风扇20和LP压缩机24旋转。

加压气流76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22中抽出。引气77可以从加压气流76中抽出并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著增加。因此，由引气77提供的冷却对于在升高的温度环境中操作这种发动机部件是必要的。

气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机芯44，并通过风扇排气侧84处的静止轮叶排(更具体地，出口导叶组件80)离开发动机组件10，出口导叶组件80包括多个翼型导叶82。更具体地，在风扇区段18附近使用周向排的径向延伸的翼型导叶82，以对气流78施加一些方向控制。

图3中示出了压缩机区段22的一部分90，其中与飞行器1的暴露表面一起更详细地示出了示例性防冰系统100(图1)。如本文所用，“暴露”表面是指直接或间接暴露于积冰的表面，或暴露于外部气流或水流，使得冰可以在表面上积聚的表面。在分流器鼻部85上示出了可以易于结冰的一个示例性暴露表面95。分流器鼻部85形成到LP压缩机24的进气口的前缘，并将进入的空气分流成在发动机芯上流动的旁路气流78和流过发动机芯的加压气流76。可以预期，分流器鼻部85可以由复合材料形成，包括填充碳的环氧树脂。或者，分流器鼻部85可以是金属的。

防冰系统100可包括磁场产生器105，其具有旋转部分106(例如转子51)以及非旋转部分107(例如定子63)。磁场产生器105还可以包括具有碳结构阵列111的电源结构110。碳结构阵列111可以联接到定子63并且面对转子51。另外，碳结构阵列111可以热联接到第二暴露的飞行器表面96(例如定子63的)。虽然电源结构110被示出为部分地嵌入定子63内，但是应当理解，电源结构110的相对尺寸和位置可以变化。例如，电源结构110可以定位在定子63上，或者定位在另一个暴露的飞行器表面上，而不是嵌入在表面内。

磁场产生器105的旋转部分106还可以包括可旋转部件，例如在根部124和尖端126之间从平台122延伸的示例性旋转翼型120，其可以包括在磁场产生器105中。根部124联接到平台122，并且碳结构阵列111可以面对示例性旋转翼型120的尖端126。应当理解，示例性翼型120可以是风扇区段18、压缩机24,26或涡轮64,66(图2)中的旋转叶片。

还示出了转子51的示例性旋转方向128；可以理解的是，示例性翼型120与转子51一起旋转。在翼型120旋转期间，在尖端126最接近的位置处，可以在尖端126和碳结构阵列111之间限定最小间隔距离127。在非限制性示例中，预期最小间隔距离127可以是30cm或更小，或者在5cm和50cm之间。

进一步预期磁场产生器105可包括多个碳结构阵列111。图3的示例示出了多个电源结构110(每个都具有碳结构阵列111)，其联接到定子63并面对旋转翼型120。另外，多个碳结构阵列111可以经由导体115彼此电联接或热联接。这种导体115可以包括碳纳米管，例如碳纳米管线或纤维，或者还可以包括布线，例如铝或铜布线。

应该理解，磁场产生器105可以具有各种形式。一个示例性磁场产生器可以包括涡轮发动机10内的齿轮箱(未示出)中的发电机附件模块，其中发电机附件模块可以产生磁场和电磁波。另一示例性磁场产生器可包括联接到转子51的铁质部件(未示出)，其中铁质部件的运动可产生磁场。在又一个示例中，磁场产生器可以包括靠近转子51上的移动部件的绝缘石墨烯片，其中由移动的转子部件产生的压缩空气波遇到绝缘的石墨烯片并激活磁场。

防冰系统100还可包括至少一个防冰结构130，其联接到暴露的飞行器表面，例如分流器鼻部85。防冰结构130和磁场产生器105的电源结构110可以通过导体115电联接或热联接。进一步预期具有碳纳米管的导体115可以将碳结构阵列111电联接到暴露的飞行器表面。另外，防冰结构130示意性地示出为联接到飞行器部件的暴露表面95，诸如分流器鼻部85。虽然示出为定位在暴露表面95上，但是可以预期防冰结构130可以至少部分地嵌入分流器鼻部85的表面内，以优化分流器鼻部表面和防冰结构130上的气流流线。防冰结构还可包括碳纳米管阵列131。以这种方式，碳纳米管阵列可以热联接到暴露的飞行器表面(例如，分离器鼻部85)并且电联接到磁场产生器105。

此外，至少一个电荷存储装置118可以包括在防冰系统100中。电荷存储装置118可以定位在飞行器1内的任何期望位置处，并且示出在邻近电源结构110中的一个电源结构的示例性位置。电荷存储装置118可以电联接到磁场产生器105中的碳结构阵列111，或者电联接到防冰结构130中的碳纳米管阵列131。另外，电荷存储设备118可以包括用于环境的任何合适的装置，在非限制性示例中，例如锂离子电池组。

此外，电源结构110可以与防冰结构130分离。如图所示，电源结构110位于转子51上，并且防冰结构130位于分离器鼻部85上。联接距离139可以限定在磁场产生器105中的碳结构阵列111和防冰结构130内的碳纳米管阵列131之间。在非限制性示例中，联接距离139可小于2米，或在30-400厘米之间，或大于4米。导体115可以跨联接距离139电联接或热联接碳结构阵列111和碳纳米管阵列131。

磁场产生器105可以产生变化磁场140，包括通过旋转转子51。变化磁场140能够穿过包围转子51的机舱11的至少一部分，并且还可以包围阵列111,131中的任一个。现在参考图4，示出了在变化磁场140的作用下的示例性碳结构阵列101。应当理解，示例性阵列101可以用于电源结构110内的碳结构阵列111，或者用于防冰结构130内的碳纳米管阵列131。

示例性阵列101被示为石墨烯片，其是一个原子厚度的六方碳原子晶格。进一步预期其他碳结构，例如纳米管，纳米芽，纳米带，巴基球等，或其组合，可用于示例性阵列101中。可选地，碳结构阵列101可以设置在由导电材料制成的载体表面或层112之上或之内。

变化磁场140可以在碳结构的示例性阵列101中感应出电流142。感应电流142可以通过导电材料(例如导体115)被引导到其他部件，例如电荷存储装置118，电源结构110或防冰结构130。另外，感应电流142可以引起示例性阵列101的加热，这用箭头145示出。热量可以散发到相邻的暴露表面或者被引导到其他部件，包括通过导体115。可以理解，以这种方式，可以在电源结构110中的碳结构阵列111和防冰结构130中的碳纳米管阵列121之间提供电流，电力或热量。

可以理解，磁场140的幅度和方向都可以变化。例如，调节转子51的旋转速度可以引起磁场140的变化幅度，其中由于变化磁场140，旋转速度的变化率与感应电流142成比例。进一步预期的是，对转子51的旋转速度的调节也可以基于飞行器1的暴露表面95,96(图3)的预定发热水平。

转到图5，更详细地示出了防冰结构130。预期防冰结构130可包括绝缘层150，发热层160和侵蚀保护层170。

绝缘层150可具有第一侧151和相对的第二侧152，第二侧152联接到暴露表面95(图3)。如图所示，可以在第一和第二侧151,152之间限定绝缘层厚度155。在非限制性示例中，绝缘层厚度可以在200和1400μm之间。此外，在非限制性实例中，绝缘层可由各种电绝缘或绝热材料制成，例如玻璃纤维，聚合物/塑料，或复合材料。

发热层160可包括第一侧161和相对的第二侧162，其中发热层160的第二侧162可以联接到绝缘层150的第一侧151，如图所示。如图所示，加热层厚度165可以限定在第一和第二侧161,162之间，在非限制性示例中，例如在200和1400μm之间。

预期碳纳米管阵列131可设置在发热层160内并热联接到分配器鼻部85。阵列131内的碳纳米管168可具有各种取向。例如，阵列131的第一部分131A可以具有随机取向的碳纳米管168，并且阵列131的第二部分131B可以具有彼此对准取向的碳纳米管。

侵蚀保护层170可以联接到防冰结构130内的发热层160。在非限制性示例中，侵蚀保护层170可以是金属的并且具有在200和1400μm之间的保护层厚度175。进一步预期保护层厚度175可以与绝缘层厚度155的尺寸相同。在另一个示例中，加热层厚度165可以是绝缘层厚度155或保护层厚度175之一的两倍。

在涡轮发动机10(图2)的操作期间，翼型120(图3)与转子51一起旋转可产生包围碳结构阵列111(图3)或碳纳米管阵列131的变化磁场140(图4)。在图3所示的示例中，变化磁场140在电源结构110中的碳结构的阵列111内感应出电流。电流可以经由导体115被引导到防冰结构130，从而在碳纳米管阵列131内产生热量。还预期变化磁场140可以在多个阵列111中感应电流142，例如用于向电荷存储装置118提供电荷或者用于为飞行器1周围的多个防冰结构130供电。

产生的热量可用于分流器鼻部85的防冰，或用于联接到防冰结构130的任何飞行器部件。此外，碳结构阵列111内的感应电流也可引起阵列111内的加热。在非限制性示例中，这种产生的热量可以用于靠近电源结构110的部件的防冰，例如用于定子63的防冰，或者电源结构110的2m内的任何部件的防冰。进一步预期在碳结构阵列111内产生的热量可以热引导到其他飞行器部件，例如分离器鼻部85，机翼组件6或机身2(图1)。

加热具有热联接到暴露表面的碳结构阵列(例如，示例性碳结构阵列101，碳结构阵列111或碳纳米管阵列131)的暴露表面的方法200包括，在201处，产生包围碳结构阵列的变化磁场。变化磁场可以在202处通过碳结构阵列实现电流流动到碳纳米管阵列，以加热碳纳米管阵列。可选地，产生变化磁场可以包括在飞行器的发动机内旋转转子。磁场的大小可以变化，例如通过改变转子的转速。可选地，在203处，该方法可以包括将碳纳米管阵列(例如阵列131)热联接到碳结构阵列(例如阵列111)。可选地，在204处，该方法可以包括存储从通过碳结构阵列的电流的流动所产生的电荷，如上所述。

本公开的各方面提供了多种益处。传统的防冰解决方案包括使用来自发动机的加热引气来去除或防止诸如增压器和发动机进气口结构的飞行器部件积冰，这限制了发动机性能。此外，已经利用复杂的空气管道结构将这种加热的引气引导到飞行器部件用于防冰，这也增加了发动机的重量。由于不再需要专用的管道系统，所以在发热层中使用碳纳米管可以减少发动机重量和复杂性。在一个实例中，通过使用本公开的防冰系统实现了超过50磅的重量减轻。发热的碳纳米管还可以改善发动机性能，因为更多的空气可以保留在发动机内用于燃烧而不是作为引气被拉出。

此外，在碳结构阵列中使用感应电流可以为飞行器的其他部件提供电力或热量，包括本公开的防冰系统的其他部件。与诸如电阻布线的传统加热结构相比，诸如石墨烯的碳结构可以更有效地加热，并且经历更快的温度增加速率。碳结构的这种性质可以提供防冰系统的改进性能，包括去除积冰的速率或防止暴露表面上积冰。由本公开的加热系统或防冰系统产生的热量也可以在各种环境中使用，包括舱室升温或其他飞行器加热需求，或者可以在非飞行器设置中使用，例如车辆，道路或其他有加热需求的结构。

本公开的各种特征，方面和优点还可以体现在本公开的方面的任何置换中，包括但不限于在列举的方面中限定的以下技术方案：

1.一种飞行器，包括：

涡轮发动机，涡轮发动机包括转子和定子，并且还包括以轴向流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮；和

防冰系统，防冰系统包括：

磁场产生器，磁场产生器包括旋转部分，非旋转部分和碳结构阵列；和

碳纳米管阵列，碳纳米管阵列热联接到暴露表面并电联接到磁场产生器。

2.根据方面1所述的飞行器，其中磁场产生器中的碳结构阵列联接到非旋转部分，并面对旋转部分。

3.根据方面1-2中的任何方面所述的飞行器，其中旋转部分包括转子，并且非旋转部分包括定子。

4.根据方面3所述的飞行器，其中转子包括在根部和尖端之间从平台延伸的旋转翼型，根部联接到平台。

5.根据方面4所述的飞行器，其中碳结构阵列联接到定子，并面对旋转翼型的尖端。

6.根据方面5所述的飞行器，其中磁场产生器中的碳结构阵列与旋转翼型的尖端分开了小于30cm的最小间隔距离。

7.根据方面1-6中的任何方面所述的飞行器，还包括电荷存储装置，电荷存储装置电联接到碳纳米管阵列或磁场产生器中的碳结构阵列中的一个。

8.根据方面1-7中的任何方面所述的飞行器，其中磁场产生器中的碳结构阵列与碳纳米管阵列分开了小于2m的联接距离。

9.根据方面1-8中的任何方面所述的飞行器，还包括导体，导体具有碳纳米管，并且将碳纳米管阵列电联接到暴露表面。

10.根据方面1-9中的任何方面所述的飞行器，还包括绝缘层，该绝缘层具有第一侧，第一侧与第二侧间隔开，第二侧联接到暴露表面。

11.根据方面10所述的飞行器，进一步包括联接到绝缘层的发热层，其中碳纳米管阵列设置在发热层内。

12.根据方面1-11中的任何方面所述的飞行器，其中磁场产生器包括彼此电联接的多个碳结构阵列。

13.一种加热系统，包括：

磁场产生器，磁场产生器包括旋转部分，非旋转部分和碳结构阵列；和

碳纳米管阵列，碳纳米管阵列热联接到暴露表面并电联接到磁场产生器。

14.根据方面13所述的加热系统，其中磁场产生器中的碳结构阵列联接到非旋转部分，并面对旋转部分。

15.根据方面13-14中的任何方面所述的加热系统，其中旋转部分包括涡轮发动机中的转子，并且非旋转部分包括涡轮发动机中的定子。

16.根据方面15所述的加热系统，其中转子包括在根部和尖端之间从平台延伸的旋转翼型，根部联接到平台。

17.根据方面16所述的加热系统，其中碳结构阵列面对旋转翼型的尖端。

18.根据方面13-17中的任何方面所述的加热系统，还包括联接到绝缘层的发热层，其中碳纳米管阵列设置在发热层内，并且其中绝缘层联接到暴露表面。

19.一种加热暴露表面的方法，该暴露表面具有热联接到暴露表面的碳纳米管阵列，该方法包括：

产生包围碳结构阵列的变化磁场；和

使电流流过碳结构阵列到碳纳米管阵列，以加热碳纳米管阵列。

20.根据方面19所述的方法，其中产生变化磁场包括在发动机内旋转转子。

21.根据方面20所述的方法，其中产生变化磁场包括通过改变转子的旋转速度来改变变化磁场的大小。

22.根据方面20-21中的任何方面所述的方法，其中变化磁场穿过包围转子的机舱的至少一部分。

23.根据方面20-22中的任何方面所述的方法，还包括基于暴露表面的预定发热水平来调节转子的旋转速度。

24.根据方面19-23中的任何方面所述的方法，还包括将碳纳米管阵列热联接到碳结构阵列。

25.根据方面19-24中的任何方面所述的方法，还包括存储从使电流流动通过碳结构阵列所产生的电荷。

在尚未描述的范围内，各种版本，实施方式或实施例的不同特征，结构或方面可以组合使用，或者根据需要彼此替换。在所有实施例中未示出一个特征，结构或方面并不意味着解释为不能如此示出，而是为了描述的简洁而这样做。因此，可以根据需要混合和匹配不同实施例的各种特征，结构或方面，以形成新版本，实施方式或实施例，无论是否明确地描述了新版本，实施方式或实施例。本公开内容涵盖本文描述的特征的所有组合或置换。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器，其特征在于，包括：

涡轮发动机，所述涡轮发动机包括转子和定子，并且还包括以轴向流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮；和

防冰系统，所述防冰系统包括：

磁场产生器，所述磁场产生器包括旋转部分、非旋转部分和碳结构阵列；和

碳纳米管阵列，所述碳纳米管阵列热联接到暴露表面，并且电联接到所述磁场产生器。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述磁场产生器中的所述碳结构阵列联接到所述非旋转部分，并且面对所述旋转部分。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述旋转部分包括所述转子，并且所述非旋转部分包括所述定子。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述转子包括旋转翼型，所述旋转翼型在根部和尖端之间从平台延伸，所述根部联接到所述平台。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述碳结构阵列联接到所述定子，并面对所述旋转翼型的尖端。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述磁场产生器中的所述碳结构阵列与所述旋转翼型的所述尖端分离小于30厘米的最小间隔距离。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，进一步包括电荷存储装置，所述电荷存储装置电联接到所述碳纳米管阵列或所述磁场产生器中的所述碳结构阵列中的一个。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，进一步包括导体，所述导体具有碳纳米管，并且将所述碳纳米管阵列电联接到所述暴露表面。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述磁场产生器包括彼此电联接的多个碳结构阵列。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，进一步包括：

绝缘层，所述绝缘层具有第一侧，所述第一侧与第二侧间隔开，所述第二侧联接到暴露的飞行器表面；和

发热层，所述发热层联接到所述绝缘层；

其中所述碳纳米管阵列设置在所述发热层内。

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