CN110723294A - 飞机防冰系统及其制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机防冰系统及其制造方法。该防冰系统包括：金属物质，其被施用于飞机的前缘处的外蒙皮部分的非导电子结构；电源；以及导体电路，其将所述电源跨所述金属物质电连接。特别地，金属物质可被施用于飞机发动机舱的唇缘蒙皮的环形入口表面上的非导电子结构，并且可将电源跨金属物质电连接。

Description

飞机防冰系统及其制造方法

技术领域

本公开涉及用于飞机外表面的防冰系统及其制造方法。更具体地，所公开的示例涉及飞机的热电防冰系统。

背景技术

遭遇冷湿空气的飞机可能易受飞机各个表面上形成的冰的影响。在这些状况下，机翼、发动机舱、涡轮机元件或其他表面上的积冰可能有损飞机的飞行特性。那些最易受结冰影响的部件可配备有适于特定飞机的防结冰设备和系统。已经开发出各种不同的机械、化学和热系统并且将其用于防止或去除飞机表面上的冰堆。

目前使用的一些热防结冰系统将来自飞机发动机的升温空气重新引导到可能发生结冰的区域。遗憾的是，这种系统可能需要复杂的机械部件阵列，所述部件包括阀、传感器、热空气分配管道、绝缘件、支撑结构、安装部件和紧固件。因此，这些系统还显著增加了加工和制造成本，还有操作和维护成本。另外，这些机械系统可能通过增加重量并且将风扇空气转向以进行防冰操作而造成性能代价，即，增加燃料消耗。另外，必须从内部将飞机的外部蒙皮升温，这需要用诸如金属这样的耐高温材料制造这些区域中的蒙皮，从而防止使用不太能够耐受这种密集升温的较轻材料。

另选地，热防结冰系统可采用电阻加热，通过施加流过足够电阻材料的电流在所期望的位置处产生热。遗憾的是，进行高效加热所需的电流量必然要增加发电机和/或电池组，并且这种系统的增加的重量代价使得它们对于商业用途而言是不切实际的。

所需要的是如下的防结冰系统，其快速且高效去除飞机上的结冰和/或防止飞机上结冰而没有先前系统的复杂性、重量代价和过度电力需求，从而使得它们在商用飞机中的使用经济且有利。

发明内容

本公开提供了飞机的防冰系统及其制造。

在一些示例中，本公开可提供一种飞机发动机的防冰系统，其中，飞机发动机舱包括连接到唇缘蒙皮部分的内筒部分，唇缘蒙皮部分又可包括在非导电子结构上的环形入口表面。该防冰系统可包括：金属物质，其设置在飞机发动机舱的环形入口表面的至少一部分处；电源；以及导体电路，其将电源跨金属物质电连接。

在一些示例中，本公开可提供一种飞行器的防冰系统，该飞机具有外蒙皮部分，并且外蒙皮部分具有在非导电子结构上的前缘表面。该防冰系统可包括：金属物质，其设置在前缘表面上；电源；以及导体电路，其将电源跨金属物质电连接。

在一些示例中，本公开可提供一种制造飞机的防冰系统的方法，其中，该方法可包括以下步骤：将金属物质施用于飞机发动机舱的唇缘蒙皮的环形入口表面上的非导电子机构；以及将电源跨金属物质电连接。

所公开的系统和方法的所公开的特征、功能和优点可在本公开的各种示例中独立地实现，或者可在其他示例中被组合，可参照以下的描述和附图明白这些示例的其他细节。

附图说明

图1描绘了例示性飞机，从而指示根据本公开的安装防冰系统的可能位置。

图2描绘了飞机的例示性发动机舱。

图3描绘了发动机舱的进气罩。

图4描绘了发动机舱的进气罩，从而示出应用于进气罩的唇缘蒙皮的例示性防冰系统。

图5是包括根据本公开的防冰系统的唇缘蒙皮的上部部分的示意性横截面。

图6是图5的唇缘蒙皮的一部分的示意性横截面。

图7示意性描绘了图5的例示性防冰系统。

图8描绘了本公开的制造防冰系统的方法的流程图。

具体实施方式

本公开的防冰系统包括设置在非导电基板上的金属物质。该金属物质可被作为薄层施用，并且通过选择金属层的适当厚度、几何形状和组成，跨该薄层施加电流可在金属层内产生电阻加热。在一方面，电阻加热可大得足以熔化可能在金属层上存在的冰，和/或防止在金属层上形成冰。

特别地，防冰系统可包括：金属物质，其可被施用于或沉积在飞机的非导电子结构(特别是设置在飞机部件的前缘表面上的子结构)上；适当的电源；以及跨所述金属物质连接所述电源以由此产生电阻加热的适当电路。

应该理解，不受限制地，本文中公开的防冰系统可有利地用于防止任何合适的表面、结构、建筑物或交通工具上的积冰和/或用于去除其上的冰。所公开的防冰系统可证明在例如极冷环境中或者在冰堆可能带来问题的山地海拔处是有用的。然而，所公开的防冰系统在被应用于飞机时以及在飞机和航空领域中采用时具有特定的优点。

在图1中示出了例示性飞机10，其中，使用阴影非排他地指示根据本公开的冰防护系统应用在其中可能有益的区域。例如，在结冰条件下进行飞行期间，冰可能积聚在大量飞机部件的前缘(特别是诸如机翼12、水平稳定器14或垂直稳定器16这样的空气动力学表面的前缘)的上面或附近。可能易受结冰影响的其他前缘可包括飞机的机头18和/或发动机舱20，还有其他。虽然这些飞机部件的前缘可以是用于防冰系统的典型(即，传统)位置，但是应该理解，如有需要，本公开的防冰系统也可以用于或者被配置用于诸如鸭翼、小翼、边条翼、皮托管、天线或起落架(还有其他)这样的各种飞机结构和表面的上面或附近。

如图2中所示，发动机舱20可包括风扇罩22、进气罩26和推力反向器27，其中，在图3中更详细示出了进气罩26。进气罩26的外部流动表面可包括内筒24、唇缘蒙皮34和外面板。唇缘蒙皮34可包括诸如具有前缘30的环形入口表面28这样的流动表面。如图4中所示，金属物质36被设置在环形入口表面28的非导电子结构上，从而将进气罩26的前缘30卷绕在进气罩的外表面上。

在图5中示出了进气罩26的上部部分的示意性横截面。金属物质36的薄层或薄膜48被施用到唇缘蒙皮34的环形入口表面28上，延伸超过前缘30。金属物质36可以被施用到进气罩26的非导电子结构。

金属物质36可以是可被作为薄层施用于唇缘蒙皮34的表面的具有适当电阻率的任何金属或金属合金。当跨金属物质薄层施加电流导致因电阻加热产生热时，金属物质具有适当的电阻率。将材料加热至足以进行防冰操作的温度所需的功率取决于质量和比热容。因此，金属物质可具有低密度和低比热容，以使功率要求最小化。可作为薄层沉积的金属物质可使需要通过电阻加热进行加热的材料的质量最小化，从而使功率要求最小化。

导电率高的金属物质需要高电流来产生足够的用于防结冰的电阻加热，而电阻率高的金属物质需要高电压来产生有用的加热。有用的金属物质可以是当作为厚度在大致0.001英寸至大致0.050英寸的范围内的层施用时产生有用的电阻加热的物质。

可以通过任何适当的机制将金属物质36施用于所期望的非导电基板，例如，唇缘蒙皮34。可以经由诸如蒸发沉积、物理气相沉积、溅射沉积和有机金属气相外延(OMVPE)、电镀或电铸(还有其他)这样的许多不同沉积方法来施用金属薄膜。另选地或另外地，可将金属膜预成形，然后将其作为薄膜或金属布施用于基板。在金属物质被作为预成形薄膜或布施用的情况下，金属膜或布可被图案化。也就是说，膜或布可包括可按规则重复图案布置的一个或更多个空隙、孔或不连续部。一种这样的图案化膜或布可包括例如网状图案或者孔的重复图案，还有其他。

在通过电镀或其他电沉积施用金属物质36的示例中，晶种导体可被包括在防冰系统中。也就是说，在将金属物质36沉积到非导电基板上之前，可将第二导电材料施用于非导电基板。第二导电材料可被选定具有与金属物质36不同的导电率和/或电阻率，使得引入薄膜48的电流行进通过并由此加热金属物质36而不加热第二导电材料。

金属物质的结构可以是无定形的，或者可以是纳米晶体。纳米晶体材料是多晶的，其中，材料(微晶或晶粒)的离散晶畴的尺寸为纳米级。纳米晶材料可具有低于约100nm的晶粒尺寸。通过使金属在其结晶温度以上退火，可将一些非晶态金属转变成纳米晶体材料。

金属物质可包括任何合适的金属或金属组合物，但是在所公开的防冰系统的一个方面，金属物质包括氧化钛(TiO_x)、镍铬合金(NiCr)、镍铁合金(NiFe)和镍钴合金(NiCo)中的至少一种。在一些示例中，薄层48可包括因瓦合金(Invar)涂层和/或Ti 6Al-4V或2219-T62网。

再次参照图5，金属物质36形成薄的外层。进气罩26不需要支撑传统防结冰系统的附加机械设备，包括前隔板、供应管道、排气管道、热毯和支撑结构。另外，不需要进气罩26的唇缘蒙皮34承受先前施加到进气罩内部的极高温度，以便利用传导加热外表面。消除由于这种高温而引起的热定径条件，这可允许进气罩26利用复合材料和改进的设计条件来减轻重量并简化机舱组件。

例如，唇缘蒙皮34可由复合材料构成，并且被形成为单件或大段，所以进气罩26的外表面不需要当前采用的多个接头和紧固件，从而在唇缘蒙皮上方得到更光滑外表面和增加的层流气流，以减少阻力并提高效率。进气罩的复合结构还允许声学衰减区域特别是沿着进气罩的内表面32的扩展，以减小飞机噪声。

在一方面，所公开的防冰系统允许唇部皮34经由互锁或重叠的接头连接到发动机舱20的内筒24，互锁或重叠的接头可经由重叠的交错紧固件排附接，或者机舱的内筒和唇缘蒙皮可被形成为单件。

在用于金属物质的基板包含复合材料的情况下，可相对容易地为金属膜形成非导电基板。通常，用于金属物质的非导电子结构可包括隔离器基板和多个结构石墨复合层。例如，图5的横截面的唇缘蒙皮34在图6中被放大，示出了金属物质、隔离器和下面的结构的布置。如所示出的，示例性的唇缘蒙皮34包括结构石墨复合物的内蒙皮42。复合物被可包括一个或更多个诸如玻璃纤维这样的材料层的隔离器44覆盖，以提供附加的电绝缘并且为金属物质36的薄膜48提供非导电子结构。

图7示意性描绘了根据本公开的例示性防冰系统50，在图5中还示出防冰系统50的一些元件。防冰系统50包括金属物质36的薄膜48。在一些示例中，防冰系统50可包括已经适当应用于飞机的任何期望部分的金属物质薄膜。

防冰系统50还包括电源54，其中，该电源包括一个或更多个电池、一个或更多个发电机或其组合。电源54经由多条电引线58通过导体电路56电连接到薄膜48。薄膜48也通过飞机电流返回网络(CRN)59连接到地。电源54按电源54在薄膜48内和跨薄膜48形成电流这样的方式连接到薄膜48。

为了采用通过使电流流过薄膜48而产生的电阻加热，电引线58应该相对于薄膜48的几何形状被适当地放置。跨薄膜48施加的任何电流必然将遵循最小电阻的路径，所以应该选择该路径使薄膜48的面积最大化以进行电阻加热。电引线58应该按所施加的电流必须跨薄膜的宽度或长度行进使得均匀地加热薄膜这样的方式连接到薄膜48。另选地，或另外地，防冰系统可包括多个薄膜，这些薄膜被设置成彼此相邻，同时将这些薄膜彼此电隔离，从而单独调节电流和温度。

如图5中所示，电引线58在薄膜48的内(下)末端和外(上)末端附接到薄膜48。在一些示例中，外末端可接地到飞机电流返回网络(CRN)59，如图7中所示。如所配置的，电流的方向如箭头所指示地从内端通向外端。应该清楚，仅使用一对电引线将电流跨覆盖机舱的整个唇缘蒙皮的环形薄膜传送可能是不切实际的。更实际地，环形薄膜可被分成多个弧形段，每个弧形段都具有它自己的内引线和外引线或地。

如图7中所示，防冰系统50还可包括控制器60，控制器60被配置为监测和调节从电源54流过金属物质36的电流。控制器60还可经由一个或各个多个温度传感器62从薄膜48接收反馈，温度传感器62被配置为测量薄膜48的温度并且将温度数据提供给控制器60。薄膜48的每段可具有不止一个温度传感器，并且通常每个段将具有至少一个温度传感器。控制器60还可要么直接地(作为表盘或仪表)要么间接地(作为数字仪表系统的数据馈送)电联接到其上安装有防冰系统50的飞机的飞行仪表。

控制器60可向飞行器的机组人员提供常规温度信息，使得可监测结冰条件的可能性或存在。控制器60还可监测薄膜48的温度，以便提供反馈来调节提供给薄膜的电流量。例如，高初始电流可被施加到薄膜48，以便在现有条件下将金属物质36快速加热至高于水冰熔点的温度。温度传感器62可向控制器60提供关于何时达到薄膜48的期望或设定点温度的反馈。为了进行接地操作，温度传感器62可为与用于安全接地操作的视觉指示器联接的命令系统操作提供输入。

在本公开的一方面，防冰系统被配置为使得其能够在安全飞机操作所需的时间限制内将金属物质36加热至至少防冰/除冰温度要求。例如，防冰系统可被配置为在1分钟内将金属物质36加热至少800华氏度。又如，防冰系统可通过使用小于100,000瓦或100至100,000瓦在1分钟内将金属物质36加热至少800华氏度。

商用飞机通常具有足够的电池和/或发电机，以满足飞机的常规电气需求。本公开的防冰系统可与具有用于这些系统的足够容量的飞机的现有电力网络联接。另选地，并且可能有利地，防冰系统可包括可为防冰系统提供必要电力的专用电源，诸如一个或更多个电池和/或发电机。该专用电源以与飞机的现有电力网络隔离或连接。

在下面描述并在相关附图中示出了防冰系统以及防冰系统制造方法的各个方面和示例。除非另外指定，否则防冰系统和/或其各种部件可包含但不必包含本文中描述、例示和/或并入的结构、部件、功能和/或变形中的一个或更多个。此外，除非排他性指定，否则结合本教导的本文中描述、例示和/或并入的处理步骤、结构、部件、功能和/或变形可被包括在其他相似装置和方法中，从而包括在所公开示例之间可相互改变。以下对各种示例的描述本质上仅仅是例示性的，决不是旨在限制本公开、其应用或使用。另外，由下述示例提供的优点本质上是例示性的，并非所有示例将都必须提供相同的优点或相同程度的优点。

示例、部件和替代方案

以下部分描述了示例性防冰系统和/或方法的选定方面。这些部分中的示例旨在用于例示，而不应该被解释为限制本公开的整个范围。每个部分可包括一个或更多个不同示例，和/或上下文或相关信息、功能和/或结构。

实例1：

该实例描述了制备防冰系统的例示性方法，如在图8的流程图64中陈述的。通过在流程图64的步骤66中将金属物质施用于飞机发动机舱的唇缘蒙皮的非导电子结构并且在流程图64的步骤68中将电源跨金属物质电连接来制备所公开的防冰系统。

实例2：

该实例描述了为了获得对按期望加热薄金属膜以采用其作为防冰系统所需的电能的理想估计必须进行的计算。这些计算并未考虑诸如由于对流/传导和雨水冲击引起的热损失这样的所有因素。

这些计算是基于例示性的防冰系统，该防冰系统包括施用于发动机舱的进气罩的内唇缘蒙皮的纳米晶体镍铁合金(NiFe)薄膜，该薄膜具有0.01英寸的厚度。其他合适的材料可包括氧化钛(TiO_x)、镍铬合金(NiCr)、镍铁合金(NiFe)、镍钴合金(NiCo)、因瓦合金、Ti6Al-4V和/或2219-T62。

可用比热方程来估算加热例示性防冰系统的薄膜所需的能量：

Q_req＝mcΔT

其中，Q_req是薄膜所吸收的热能，ΔT是薄膜温度的变化，m是形成薄膜的金属物质的质量，c是所采用的金属物质的比热。

假定例示性防冰系统能够进行防结冰操作，防冰系统应该能够将薄膜从-30°F(结冰条件)的初始温度加热至800°F的最终温度，在加热至800°F时，将会去除积冰。这对应于830°F的温度升高。防结冰操作的表面温度要求为大致300°F，但是温度800°F是用于估算热损失。

镍铁合金的比热或c值是已知的：

可通过考虑薄膜本身的几何形状来估算形成薄膜的金属物质的质量。如图4中所示，被金属薄膜覆盖的区域在进气罩的内唇缘蒙皮上形成环形片。可通过将环形带的宽度(W)(28英寸)乘以带的近似周长(L＝460英寸)来估算薄膜的面积，得到面积A＝12880平方英寸。通过将该估计面积乘以膜的厚度(t＝0.01英寸)，可确定镍铁合金的近似体积等于128.8立方英寸。

若得知薄膜的体积，可使用金属物质的密度来计算金属物质的质量。所使用的镍铁合金的密度是已知的：

给定总质量m＝38.64磅。

将这些值代入比热方程中，得到3849BTU的Q_req。也就是说，必须将3849BTU的热能施加到薄膜，以实现所期望的温度升高。

通过指派应该在期间发生所期望加热的期望时间区间，可计算所需的功率(P)。通过将时间设置为45秒，要求从-30°F到800°F的薄膜加热仅需45秒完成。

在已知功率的情况下，可使用金属膜的电阻率来计算所需的施加电压。然而，随着薄膜温度升高，薄膜的电阻率将变化(增加)。可如下地用初始电阻率(ρ_i＝2.3622×10^-5欧姆·英寸)计算最终电阻率ρ_f：

ρ_f＝ρ_i(1+α(T_f-T_i))＝5.1482×10^-5ohm·in

其中，α是电阻的温度系数。若得知电阻率，基于薄膜的配置来确定薄膜的实际电阻(R)：

在已知所需功率(P_req＝90228瓦)和已知电阻(R＝0.0846欧姆)的情况下，可计算所需的电压：

以及所需的电流：

因此，用于一个发动机舱的进气罩的示例性防冰系统的电气需求将通过能够在87伏下输送1032安的电源来满足。

先前的研究已经表明，当试图加热飞机蒙皮的一部分(诸如，例如，进气罩的唇缘蒙皮)的整个质量时，采用电阻加热作为防结冰机制是不切实际的。试图对这个量的材料进行电阻加热需要相当大的功率。例如，对于28英寸宽、460英寸长和0.08英寸厚的铝唇缘壳体本身的电阻加热将需要超过745千伏安来在45秒内获得830华氏度的温度变化。这样的功率要求将需要附加的发电机容量，从而招致可能比目前使用的重型和复杂的基于热空气的防冰系统付出更高的重量代价。

相比之下，涂层的电阻加热需要显著更少的功率。例如，将0.01英寸厚的NiFe环形涂层施用于进气罩的唇部蒙皮(该薄膜被施用于28英寸宽×460英寸长的相同区域)将仅需要大致156千伏安在45秒内获得830F的温度变化，这是可用一个相对小的发电机和/或电池阵列可满足的适度需求。

另外，涂层的施用区域可被优化，以获得防结冰效果。例如，例示性的0.01英寸厚的NiFe环形涂层可施用于包括唇缘蒙皮的前缘的区域，但是其仅为20英寸宽×460英寸长。此涂层将仅需要大致111千伏安，从而进一步降低了功率需求。

有效地，使被加热以产生所需热通量的材料的体积最小化，这使功率需求最小化。加热金属材料的涂层而非全部唇缘蒙皮允许以两种单独方式减小体积：减小厚度并且减小面积。涂层可如实际应用一样薄，而唇缘蒙皮或其他飞机部件可具有厚度方面的结构限制。涂层的使用还允许将加热限制在由涂层放置而限定的选定区域。可在仅容易形成冰的那些区域中策略性地施用涂层，而不受由飞机的其他部件执行的诸如空气动力学流动成形这样的附加功能所施加的限制。另外，可选择涂层的材料，以使电阻加热最高效，而诸如唇缘蒙皮这样的结构可能基于结构或其他考虑因素对材料有限制。

还可使用上述的计算方法来计算将进气罩的进气唇缘蒙皮上的金属薄膜随着加热时间的变化而加热达所选定度数的功率需求。也就是说，在各种时间区间内加热薄膜以获得所期望的温度升高将需要多少功率。

实例3：

该部分描述了在没有被限制为一系列段落的所公开的防冰系统和制造方法的附加方面和特征，这些段落中的一些或全部可为了清楚和有效起见用字母数字指定的。这些段落中的每个可按任何合适方式与一个或更多个其他段落组合，和/或与本申请中别处的公开内容组合。以下一些段落明确提及并进一步限制其他段落，从而提供但不限于一些合适组合的示例。

A1.一种用于飞机发动机的防冰系统，包括：飞机发动机舱，该飞机发动机舱包括连接到唇缘蒙皮部分的内筒部分，所述唇缘蒙皮部分具有非导电子结构上的环形入口表面；金属物质，所述金属物质设置在所述环形入口表面上的至少一部分上；电源；以及导体电路，所述导体电路将所述电源跨所述金属物质电连接。

A2.根据段落A1所述的防冰系统，其中，所述金属物质是纳米晶体。

A3.根据段落A1所述的防冰系统，其中，所述金属物质包括TiOx、NiCr、NiF和NiCo中的至少一种。

A4.根据段落A1所述的防冰系统，其中，所述金属物质形成厚度在大约0.001英寸至大约0.050英寸的范围内的外层。

A5.根据段落A1所述的防冰系统，其中，所述电源包括电池和发电机中的一者或多者。

A6.根据段落A1所述的防冰系统，所述防冰系统还包括：一个或更多个温度传感器，所述一个或更多个温度传感器被配置为监测所述金属物质的温度；以及控制器，所述控制器被配置为基于从所述一个或更多个温度传感器接收的数据来调节通过所述金属物质的电流。

A7.根据段落A1所述的防冰系统，其中，所述非导电子结构包括由玻璃纤维形成的隔离器。

A8.根据段落A1所述的防冰系统，其中，所述非导电子结构包括多个玻璃纤维层和多个石墨层。

A9.根据段落A1所述的防冰系统，其中，所述内筒部分通过接头连接到所述唇缘蒙皮部分，所述接头的特征在于交叠的交错的紧固件排。

A10.根据段落A1所述的防冰系统，其中，所述金属物质、所述电源和所述导体电路能够利用小于100,000瓦在1分钟内将所述金属物质升温达至少800华氏度。

B1.一种飞机的防冰系统，包括：飞机外蒙皮部分，所述外蒙皮部分具有非导电子结构上的前缘表面；金属物质，所述金属物质设置在所述前缘表面上；电源；以及导体电路，所述导体电路将所述电源跨所述金属物质电连接。

B2.根据段落B1所述的防冰系统，其中，所述前缘表面处于机舱入口唇缘蒙皮的环形部分上。

B3.根据段落B1所述的防冰系统，其中，所述前缘表面是机翼的前缘表面。

B4.根据段落B1所述的防冰系统，其中，所述金属物质是纳米晶体。

B5.根据段落B1所述的防冰系统，所述防冰系统还包括：一个或更多个温度传感器，所述一个或更多个温度传感器被配置为监测所述金属物质的温度；以及控制器，所述控制器被配置为基于从所述一个或更多个温度传感器接收的数据来调节通过所述金属物质的电流。

C1.一种制造飞机的防冰系统的方法，该方法包括以下步骤：将金属物质施用于飞机发动机舱的唇缘蒙皮的环形入口表面上的非导电子机构；以及将电源跨所述金属物质电连接。

C2.根据段落C1所述的方法，其中，施用所述金属物质的步骤包括：将所述金属物质电镀或溅射到所述环形入口表面上。

C3.根据段落C1所述的方法，其中，将所述金属物质施用于所述环形入口表面的步骤形成所述金属物质的纳米晶体涂层。

C4.根据段落C1所述的方法，其中，所述电源是所述飞机的电力系统。

C5.根据段落C1所述的方法，其中，施用所述金属物质包括施用厚度在大约0.001英寸至大约0.050英寸的范围内的层。

优点、特征、益处

本文中描述的方法、设备和系统的不同示例提供了优于已知防冰系统的众多优点，该已知防冰系统采用从飞机发动机转移的热空气以从内部加热飞机前缘。本文中描述的系统和方法的例示性示例允许在飞机前缘的表面处进行快速且高效的局部加热。允许在不需要当前需要的重型和复杂的结构、系统和机械装置的情况下进行防冰和/或除冰。

另外，通过采用所公开的防冰系统，发动机进气罩的唇缘蒙皮可被设计成采用复合材料，从而在唇缘蒙皮的整个圆周上产生全深度的层流气流。另外，复合唇缘蒙皮可不需要当前对唇缘蒙皮上的多个紧固件或飞机的外模线的需要，因为飞机蒙皮中的较大部分可被制成单件。复合板还可包含集成的加强件或蜂窝板，以便增强强度。此外，复合唇缘蒙皮可在发动机舱的内筒和唇缘蒙皮上包含附加的声学衰减区域，从而减少发动机噪声。

不用传统的基于热空气的防结冰系统使得不用热空气管材和阀、热空气排放部和前舱壁，从而既降低成本又降低重量。这提高了飞机的可维护性，增强了维修防冰系统的能力，并且创建了具有增强的损坏容限的防冰系统。由于全深度层流唇缘蒙皮、在唇缘蒙皮的外模线(OML)上不用紧固件以及不用空气从发动机转向以进行防冰操作，飞机性能也得以改善。

除了以上优点之外，所公开的防冰系统还将增强飞机的安全性，因为系统允许容易积冰的前缘表面被快速加热至温度以增强除冰和防冰。

结论

以上阐述的公开内容可以包含具有独立效用的多个不同示例。尽管已经以其优选形式公开了这些中的每一个，但是本文中公开和例示的其具体示例将被视为是限制含义，因为众多变形形式是可能的。就本公开内使用的章节标题而言，这些标题仅用于归纳目的。本公开的主题包括本文中公开的各种元件、特征、功能和/或性质的所有新颖和非显而易见的组合和子组合。以下的权利要求书特别指出了被视为新颖且非显而易见的某些组合和子组合。可在要求该申请或相关申请的优先权的申请中，可要求特征、功能、元件和/或特性的其他组合和子组合。这些权利要求(无论是否与原始权利要求相比范围更宽、更窄、相同或不同)被认为被包括在本公开的主题内。

Claims (15)

1.一种飞机(10)的防冰系统(50)，该防冰系统(50)包括：

飞机外蒙皮部分(34)，所述飞机外蒙皮部分(34)具有设置在非导电子结构上的前缘表面(30)；

金属物质(36)，所述金属物质(36)设置在所述前缘表面上；

电源(54)；以及

导体电路(56)，所述导体电路(56)将所述电源跨所述金属物质电连接。

2.根据权利要求1所述的防冰系统(50)，其中，所述前缘表面(30)处于发动机舱入口唇缘蒙皮的环形部分(28)上。

3.根据权利要求1所述的防冰系统(50)，其中，所述前缘表面(30)是机翼(12)的前缘表面。

4.根据权利要求1所述的防冰系统(50)，其中，所述金属物质(36)是纳米晶体，其中，所述非导电子结构包含玻璃纤维，并且其中，所述电源(54)包括电池和发电机中的一者或多者。

5.根据权利要求1所述的防冰系统(50)，其中，所述金属物质(36)包括TiO_x、NiCr、NiFe和NiCo中的至少一种。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的防冰系统(50)，其中，所述金属物质(36)形成厚度在大约0.001英寸至大约0.050英寸的范围内的外层(48)。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的防冰系统(50)，所述防冰系统还包括：温度传感器(62)，所述温度传感器(62)被配置为监测所述金属物质(36)的温度；以及控制器(60)，所述控制器(60)被配置为基于从所述温度传感器接收的数据来调节通过所述金属物质的电流。

8.根据权利要求1至5中任一项所述的防冰系统(50)，其中，所述非导电子结构包括多个玻璃纤维层和多个石墨层。

9.根据权利要求1至5中任一项所述的防冰系统(50)，其中，所述金属物质(36)、所述电源(54)和所述导体电路(56)能够利用100瓦至100,000瓦在1分钟内将所述金属物质升温达至少800华氏度。

10.根据权利要求2所述的防冰系统(50)，其中，内筒部分(24)通过接头连接到所述飞机外蒙皮部分(34)，所述接头的特征在于交叠的交错的紧固件排。

11.一种制造飞机(10)的防冰系统(50)的方法(64)，该方法包括以下步骤：

在飞机发动机舱的唇缘蒙皮(34)的环形入口表面(28)上的非导电子结构(44)上沉积(66)金属物质(36)；以及

将电源(54)跨所述金属物质电连接(68)。

12.根据权利要求11所述的方法(64)，其中，沉积(66)所述金属物质(36)包括将所述金属物质电镀或溅射到所述环形入口表面(28)上。

13.根据权利要求11所述的方法(64)，其中，在所述环形入口表面(28)上沉积(66)所述金属物质(36)使纳米晶体涂层(48)形成在所述环形入口表面上。

14.根据权利要求11至13中任一项所述的方法，其中，所述电源(54)是所述飞机(10)的电力系统。

15.根据权利要求11至13中任一项所述的方法，其中，沉积(66)所述金属物质(36)包括沉积厚度在大约0.001英寸至大约0.050英寸的范围内的层(48)。

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