CN111942594B - 飞行器、检测冰的存在的方法和改善空气动力学的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器(5)、检测冰的存在的方法和改善空气动力学的方法，所述飞行器包括空气动力学表面(6)、空气动力学改进装置，所述空气动力学改进装置具有：嵌入在所述空气动力学表面(6)下方并与所述空气动力学表面电绝缘的第一电极(27)；与所述第一电极(27)电绝缘的第二电极(28)；电压发生器(30)，所述电压发生器被适配成在所述第一电极与所述第二电极之间施加电压，所述飞行器进一步包括在所述第二电极(28)与所述空气动力学表面(6)之间的电绝缘材料层(26)。本发明还涉及用于检测空气动力学表面(6)上的冰和对所述空气动力学表面进行除冰方法，以及用于延迟边界层转变和从所述空气动力学表面分离的方法。

Description

飞行器、检测冰的存在的方法和改善空气动力学的方法

技术领域

本发明涉及一种空气动力学改进装置和一种装备有至少一个这种装置的飞行器。空气动力学改进装置尤其是旨在通过避免冰的形成、检测冰的形成、去除堆积的冰、并且延迟边界层分离来改进飞行器的空气动力学。本发明进一步涉及一种用于检测冰、避免并去除冰、并且延迟边界层与飞行器的空气动力学表面分离的方法。

特别地，本发明涉及一种用于限制或防止冰在飞行器上堆积的防冰装置。本发明还涉及一种被适配成延迟边界层与飞行器的空气动力学表面分离的装置。

背景技术

在某些大气条件下飞行时，飞行器外表面面临冰的形成。在这些条件下大气中的温度使得空气中含有处于过冷状态的水滴。过冷水滴可能在飞行器上形成冰，尤其是在飞行器的面向前向的空气动力学表面(诸如机翼和尾翼前缘、鼻部、发动机进气口等)上形成冰。众所周知，冰的形成对飞行器的效率和功能是有害的，尤其是对飞行器的升力面和操纵面是有害的。例如，可移动零件的移动性可能由于冰的形成而降低，飞行器的总重量和阻力可能显著增大，或者其空气动力学效率、尤其是其升力可能降低，因为飞行器周围的空气流、以及尤其是飞行器的空气动力学表面周围的空气流动受到冰堆积的干扰。

因此，重要的是，飞行员或机载计算机了解冰的形成或冰的形成的可能性，并且因此了解飞行器空气动力学的修正，并允许飞行员或计算机针对这种冰堆积采取应对措施，诸如启用除冰系统。

总的来说，防止在飞行器零件上形成冰是有益的。

附加地，升力面或操纵面上的边界层分离(这通常在高迎角下发生)对空气动力行为、对飞行器的效率、并且对飞行器操纵是有害的。延迟边界层的分离允许提高飞行器的操纵性和在高迎角下的效率。

多年来，在飞行器中已经实施了许多系统来限制或避免冰的形成，并对飞行器的结冰表面进行除冰。

最常见的系统对飞行器的某些部分进行加热，这些部分更容易结冰，或者这些部分的结冰会对飞行器的功能、安全或效率影响最大。特别地，在大多数系统中，暖空气从发动机放泄，并在空气动力蒙皮(诸如机翼前缘)后流通。其他加热系统包括电阻、电线圈等。

针对冰形成的一些其他解决方案还包括使用化学物质，这些化学物质可以从外部施加到飞行器上，或可以封装在飞行器表面中并逐渐从该飞行器表面释放。

还开发了机械解决方案(诸如可充气表面)以去除冰。

对于对空气动力学表面进行除冰并且对于延迟边界层与空气动力学表面的分离两者，已经提出了需要在空气中局部形成等离子体的解决方案。等离子体是通过用高电压差电离两个电极之间的空气而获得的。

CN 1048908801披露了一种用于对易于结冰的飞行器表面除冰的等离子体激励器，该等离子体激励器包括上电极和聚酰亚胺绝缘层中的下电极，上电极连接至正电压源，并且下电极连接至负电压源。在这种等离子体激励器中，电极利用绝缘层上的胶水附接到飞行器的蒙皮上。上电极暴露于空气。

这种除冰装置不能提供耐用的除冰装置，也不能提供抗腐蚀的飞行器蒙皮。而且，这种除冰系统只能保证一种功能，并且因此代表着对飞行器的额外重量。

US 2016/0003147披露了一种用于防止在可操作地暴露于空气的飞行器表面结冰的系统。它描述了一种包括用于防止结冰的系统的发动机机舱，该系统包括施加在暴露的表面上的电介质阻挡放电型等离子体激励器。它包括暴露于空气的电极、电介质材料的中间部分和被覆盖的电极，以及连接在电极之间的高压发电机。

所提出的装置还包括暴露的电极，并且因此不提供耐用的除冰装置，也不提供抗腐蚀的飞行器蒙皮。这种除冰系统只能保证一种功能。

WO 2018/060830描述了一种用于冰检测和防冰的系统，其中电极被印刷在外表面上。在这种装置中，电极也暴露在外部大气中。

在2018年6月25日至29日于佐治亚州亚特兰大举行的AIAA航空论坛2018年流动控制会议(2018Flow Control Conference,AIAA AVIATION Forum)“使用DBD等离子体激励器的掠翼过渡控制(Swept-wing transition control using DBD plasma actuators)”中，描述了放置在前缘上用于延迟边界层的分离的等离子体激励器阵列。这种阵列延迟了边界层从层流到湍流的转变。描述了在高频下进行等离子体激励以生成翼展方向调制的等离子体射流。等离子体由直接印刷在前缘表面上的电极生成。

这种装置只能保证一种功能。此外，它的电极暴露于空气，这对飞行器空气动力学表面和电极两者的寿命呈现出负面影响。

发明内容

本发明旨在提供一种具有可靠的冰检测装置的飞行器。

本发明旨在提供一种具有高效且经济的冰检测、防冰、以及除冰功能的飞行器。

本发明旨在提供一种在高迎角下具有提高的升力的飞行器。

本发明还提出了一种具有减小的阻力的飞行器。

本发明旨在提供一种尤其耐腐蚀、诸如耐空气或沙腐蚀的飞行器。

本发明还旨在提供一种具有优化重量的飞行器。

本发明提出了一种飞行器，包括：

-空气动力学表面，所述空气动力学表面被适配成暴露于空气流，

-至少一个空气动力学改进装置，包括：

·至少第一电极，所述至少第一电极嵌入在所述空气动力学表面下方、并且通过至少一层电绝缘材料与而所述空气动力学表面分开，

·至少第二电极，所述至少第二电极与所述第一电极电绝缘，

·电压发生器，所述电压发生器连接至所述第一电极并且连接至所述第二电极、并且被适配成在所述第一电极与所述第二电极之间施加电压信号，

其特征在于，所述飞行器包括在所述第二电极与所述空气动力学表面之间的至少一层电绝缘材料。

更一般地，本发明还扩展到空气动力学改进装置，包括：

-至少第一电极，所述至少第一电极嵌入电绝缘材料中，

-至少第二电极，所述至少第二电极与所述第一电极电绝缘，

-电压发生器，所述电压发生器连接至所述第一电极并且连接至所述第二电极、并且被适配成在所述第一电极与所述第二电极之间施加电压信号，

其特征在于，所述第二电极嵌入电绝缘材料中。

在整个文本中，术语“电极”无区别地用于第一电极或第二电极。特别地，第一电极可以是阳极并且第二电极是阴极，或者第一电极是阴极并且第二电极是阳极。

电压信号是电势差，该电势差的值可以随时间变化，或可以不随时间变化。电压信号可以例如采用不同的值、形状、频率。术语“电压”用于电压信号所取的值。飞行器的空气动力学表面可以是飞行器的任何外表面。空气动力学表面特别地可以包括升力面或操纵面，诸如机翼、水平和垂直尾翼、缝翼、襟翼、副翼、升降舵、方向舵、扰流板、翼片，或者还有发动机进气罩或皮托管。更具体地说，空气动力学表面可以是前缘或外拱面。

本发明允许实施飞行器空气动力学表面的基于等离子体的空气动力学增强，同时最大化所述空气动力学表面的抗腐蚀性。实际上，根据本发明，飞行器部件可以包括仅由一种材料制成的形成空气动力学表面的外层。外层可以由相同的材料均匀制成。这允许选择尤其耐腐蚀的材料，尤其是耐空气、水、以及沙腐蚀的材料。

因此，机翼的外表面可以是光滑且连续的。形成飞行器的空气动力学表面的外层的两个部分之间没有材料差异限制了空气动力学表面的非均匀腐蚀和劣化。形成飞行器空气动力学表面的外层的两个部分之间没有材料差异也排除了在暴露于环境大气的两种材料之间的界面处发生电偶腐蚀的任何风险。

因此，第一电极和第二电极两者嵌入在空气动力学表面下方，并通过一层或多层电绝缘材料与空气动力学表面分开。电绝缘材料可以是固体材料。第一电极和/或第二电极可以通过多个层与空气动力学表面绝缘。每一层可以由相同或不同的材料制成。

第一电极和第二电极可以在其整个外表面上与空气动力学表面绝缘。第一电极和第二电极可以不包括暴露于空气的任何部分。因此，电极不会暴露于大气条件。因此，它们的性质，尤其是它们的电性质，随着时间的推移保持稳定。在根据本发明的空气动力学改进装置中，电极被保护免受外部环境的影响，尤其是免受大气的影响，使得它们不会暴露于水、化学物质或腐蚀。因此，根据本发明的装置尤其耐用。

第一电极和/或第二电极可以放置在机翼的前缘或水平尾翼或垂直尾翼的前缘上，或者放置在飞行器的任何其他升力面或操纵面上，尤其是用于确保诸如检测结冰、防冰和除冰的功能。

第一电极和/或第二电极也可以被放置在飞行器的升力面或操纵面的外拱面的在前部分上，尤其是用于确保诸如延迟高迎角下的失速和改善升力面或操纵面的空气动力学面上的气流的层流性的功能。

第一电极和/或第二电极也可以放置在飞行器的升力面或操纵面的内拱面的在前部分上，尤其是用于确保改善升力面或操纵面的空气动力学面上的气流的层流性的功能。

所述电压发生器可以被适配成在所述第一电极与所述第二电极之间施加至少为称为电离电压的预定电压的电压信号，所述电离电压被适配成电离所述空气动力学表面上方的空气。在本发明的一些实施例中，电压发生器包括电压放大器。

电压发生器可以被适配成施加电压信号，该电压信号永久地或间歇地具有等于或高于电离电压的电压值。

电离电压可以被定义为施加在第一电极与第二电极之间以电离空气动力学表面上方的空气的最小电压。

电离电压可以例如是大约5kV。由电压发生器施加的电压例如可以是至少10kV。

当施加至少为电离电压的电压时，空气在第一电极和第二电极附近在空气动力学表面上方在第一电极与第二电极之间的路径上被电离。被电离的空气局部形成等离子体。

等离子体的形成对空气进行加热，从而局部减少了空气动力学表面的结冰。

此外，在等离子体的形成时，空气中局部发生超声波放电，这已被证明避免在空气动力学表面上形成冰。这种超声波放电也可以有助于空气动力学表面的除冰。

最后，被电离的空气或等离子体从一个电极朝向另一电极局部流通，使得它可以局部地形成空气流动或等离子体流。这个流可以加速、减速或使沿着空气动力学表面的整体空气流偏离，并且因此非常局部地扰动沿空气动力学表面的整体空气流。沿着空气动力学表面的空气流的这种局部扰动可以形成流动扰动，这允许边界层在较长的距离内保持更靠近空气动力学表面，从而改善沿着空气动力学表面的空气流和空气动力学表面的效率。因此，本发明允许机翼在高仰角下失速，该迎角比不启用空气动力学改进装置的情况下更高。

在根据本发明的空气动力学改进装置中：

-第一电极与第二电极之间的距离，以及

-第一电极与空气动力学表面之间的最小距离，以及

-第二电极与空气动力学表面之间的最小距离，

可以被适配成在第一电极与第二电极之间施加至少为电离电压的电压时电离空气动力学表面附近的空气。

空气动力学表面与电极之间的最小距离可以被定义为空气动力学表面上的点与电极之间的最小距离。最小距离可以被定义为垂直于空气动力学表面并结合电极表面的节段的长度。

空气动力学表面与电极之间的距离是电极与空气动力学表面之间的一层或多层的厚度。

第一电极和第二电极可以嵌入电绝缘材料中。

电绝缘材料可以例如是聚氨酯。聚氨酯层可以将第一电极和第二电极与飞行器的外部绝缘。

在本发明的一些实施例中，飞行器的部件的外表面可以包括聚氨酯。然而，这种外表面可以涂覆有油漆或其他表面保护物。聚氨酯提供了对空气和沙腐蚀的良好抵抗。

在替代性实施例中，防腐蚀涂层可以被直接施加在嵌入电极的电绝缘材料上。

电极与空气动力学表面之间的聚氨酯因此可以确保将电极与飞行器的外部绝缘的功能和提供用于形成飞行器部件的外表面的耐腐蚀的材料的功能两者。

第一电极和第二电极嵌入其中的电绝缘材料可以被适配成：

-在施加电离电压时，将第一电极和第二电极与直接放电电绝缘，以及

-在第一电极与第二电极之间施加电离电压时，在空气动力学表面上方实现空气电离。

根据本发明的飞行器可以进一步包括冰检测装置，所述冰检测装置被适配成：

-在第一电极与第二电极之间施加称为介电常数电压(permittivity voltage)的预定电压信号，

-测量所述第一电极与所述第二电极之间被称为介电常数电流(permittivitycurrent)的电流，

-基于在所述第一电极与所述第二电极之间施加介电常数电压时的所述介电常数电流，计算表示所述第一电极与所述第二电极之间的介电常数的介电常数值。

可以基于所施加的介电常数电压和所测量的介电常数电流来计算介电常数值。介电常数值可以至少部分地基于所施加的介电常数电压与所测量的介电常数电流之间的相移的结果。

冰检测装置可以例如将介电常数电流的值与所存储的介电常数值进行比较。

所存储的介电常数值可以是固定值，该固定值可以是针对具有特定电极布置、电压、材料等的飞行器的特定部件通过实验获得并在制造时存储在存储器中的值。

所存储的介电常数值可以替代性地是先前在飞行中测量并存储为参考值的值。冰检测装置能够通过存储介电常数的一个或多个先前值来跟踪外表面附接的介电常数的演化。

冰检测装置可以被适配成检测介电常数变化。冰检测装置可以被适配成检测飞行器的外表面附近的区域中的介电常数变化。冰检测装置可以被适配成检测表示外表面上的冰形成的介电常数变化。

冰检测装置可以被适配成输出包括表示介电常数值的数据的介电常数信号。

介电常数信号可以包括表示所述计算的介电常数值的数据。介电常数信号也可以包括表示冰的存在的数据。例如，如果所计算的介电常数值表示飞行器的外表面上的冰的存在，则冰检测装置可以仅输出信号，诸如电压。

该信号可以直接或间接地被发送到飞行员的显示器，和/或发送到控制除冰装置的计算单元。

在检测到冰的形成时，就可以启用除冰装置。更具体地，在检测到冰时，电压发生器可以被启用以用至少为电离电压的电压为第一电极和第二电极供电，以便限制空气动力学表面上的冰的堆积并对空气动力学表面进行除冰。

冰检测装置施加介电常数电压的第一电极和第二电极可以是与空气动力学改善装置施加电离电压的第一电极和第二电极相同的电极。因此，根据本发明的飞行器可以包括具有最小总重量的空气动力学改进装置和冰检测装置。事实上，这些电极因此被用于多种功能，并且飞行器不需要附加的电极以便获得附加的功能。

在根据本发明的用于检测冰的冰检测装置和方法中，可以以非常精确的方式检测冰，同时给飞行器增大最小重量。

根据本发明的飞行器可以包括被适配成控制电压发生器的控制器。

根据本发明的飞行器可以包括被适配成控制电压发生器和冰检测装置的控制器。

空气动力学改进装置可以包括被适配成控制电压发生器和冰检测装置的至少一者控制器。

控制器尤其被适配成使冰检测装置和电压发生器的功能交替。

冰检测装置被适配成通过施加低电压信号来检测冰，而电压发生器施加高电压信号用于防冰功能、除冰功能和边界层的不分离功能。因此，两个装置不能同时连接至这些电极。因此，控制器在启用和/或连接冰检测装置时断开和/或关闭电压发生器，反之亦然。

冰检测装置可以包括绝缘器，该绝缘器被适配成将所述(多个)冰检测装置的传感器从所述电极断开。绝缘器可以由控制器控制。

控制器可以被适配成在从冰检测装置接收到介电常数信号时启用电压发生器，以用于向电极供应具有至少为电离电压的至少一些电压值的电压信号，所述介电常数信号指示空气动力学表面上的冰的堆积。

例如，由控制器确保的功能可以由任何其他等效装置(诸如中央计算机)确保。

第一电极和第二电极中的至少一个电极可以是雷击保护装置的一部分。

包含非金属零件的飞行器必须包含雷击保护装置，用于在雷击的情况下传导由飞行器接收的电荷。特别地，飞行器必须在飞行器的突出末端(诸如翼尖、或者水平平面和竖平面)处包括导电保护件。导电保护件可以例如是金属网。这种导电保护件可以集成在飞行器的蒙皮中。

本发明的第一电极和/或第二电极可以电连接至导电保护件。本发明的电极也可以连接至飞行器的接地平面。因此，本发明的电极可以在飞行器的任何导电保护件与飞行器的接地平面之间传导电荷，从而有助于飞行器上电荷的均匀化，并且成为飞行器的雷击保护件的一部分。因此，本发明的电极可以确保多于一种功能。

例如，在第一电极连接至雷击保护件的同时，电压可以仅施加到第二电极，以用于防冰、除冰、检测冰、延迟边界层。因此，向第二电极施加电压在第一电极与第二电极之间形成电压差，以便于生成等离子体放电。

通过将本发明的一个或多个电极连接至雷击保护装置，本发明允许最小化重量对飞行器的总重量的影响。

因此，本发明的电极可以同时或交替地确保两种或更多种功能。

空气动力学表面可以由水平尾翼的外表面形成。

空气动力学表面可以由机翼的外表面形成。

空气动力学改进装置可以包括：

-嵌入在所述空气动力学表面下方的第一组电极，所述第一组电极被适配成并被布置成在所述第一电极与所述第二电极之间施加所述电离电压时限制所述空气动力学表面上的冰的堆积，

-嵌入在所述空气动力学表面下方的第二组电极，所述第二组电极被适配成并被布置成在所述第一电极与所述第二电极之间施加所述电离电压时在沿着所述空气动力学表面的空气流中形成局部扰动。

特别地，第二组电极被适配成并被布置成在沿着空气动力学表面的空气流的边界层中形成局部扰动。

每组电极包括至少一个第一电极和至少一个第二电极。

此外，空气动力学改善装置可以被适配成向第一组电极施加称为除冰电压的第一电压信号，并向第二组电极施加不同于除冰电压的称为抗失速电压的第二电压信号。特别地，控制器和电压发生器可以被适配成向第一组电极施加除冰电压，并且向第二组电极施加抗失速电压。

除冰电压和抗失速电压是电离电压，该电离电压被适配成在除冰电压和抗失速电压被施加在其上的第一电极与第二电极之间的空气动力学表面上方生成空气等离子体。除冰电压和抗失速电压可以是具有预定频率、图案、以及值的电压信号。这些电压可以在飞行器飞行期间根据一个或多个参数进行调整。这些参数可以是：冰的存在或不存在、外部温度、飞行器的速度、飞行器的迎角等。

第一组电极可以嵌入在空气动力学表面下方、在易堆积冰的空气动力学表面区域中。第一组电极尤其可以嵌入机翼的、水平尾翼的或垂直尾翼的前缘中。

第一组电极可以包括多个第一电极和所述第二电极。

第二组电极可以嵌入在空气动力学表面下方、在空气动力学表面易受边界层的分离影响的区域前方的区域中。第二组电极可以嵌入在其中已经确定在沿着空气动力学表面的空气流中形成扰动会导致(尤其是在高仰角下)边界层与空气动力学表面的改善的附接的区域下方。

第二组电极可以特别地被嵌入在机翼的外拱面的或水平尾翼的在前部分中。

第二组电极可以包括多个第一电极和所述第二电极。

一组电极可以包括多于两个的电极。特别地，一组电极可以包括三个或更多个电极，其中至少一个电极充当第一电极至第二电极以及充当第二电极至第三电极。在这种装置中，电压发生器可以被适配成输出至少三个电压，在至少为电离电压的两个相继的电压值之间具有电压间隙。

电压发生器还可以被适配成将第一电压递送到第一电极和至少第三电极，并将第二电压递送到至少第二电极，所述第二电极放置在第一电极与第三电极之间。第一电压与第二电压之间的差可以是至少电离电压。

空气动力学改善装置可以包括多个电极对，这多个电极对各自包括至少一个第一电极和一个第二电极。第一电极对的布置可以不同于第二电极对的布置。

在两个不同的电极对中，第一电极与第二电极之间的距离可以不同。

在两个不同的电极对中，第一电极和/或第二电极的形状可以不同。

在飞行器的高仰角下，空气动力学改进装置可以被适配成向所述第一组电极施加抗失速电压。事实上，在低迎角下被放置在前缘上的第一组电极在高仰角下功能性地在外拱面上。因此，它的功能可以是在低迎角下进行防冰或除冰，以及在高仰角下延迟边界层的分离。

根据本发明的空气动力学改进装置还可以包括第三组电极。第三组电极可以具有形成具有特定空间图案的流动扰动的功能，使得在层流边界层中增长的流动不稳定性被抑制，并且因此边界层中从层流状态到湍流状态的转变沿着空气动力学表面在空间上被延迟，从而带来空气动力学表面中摩擦阻力的相对应的减小。第三组电极可以被放置在第二组电极后方。

第一电极和第二电极中的至少一个电极的形状和布置可以被适配成生成具有预定空间布置的等离子体放电。电极的布置可以被适配成控制边界层的演化，并且尤其是边界层与空气动力学表面的分离点。等离子体放电的空间布置可以根据飞行器的特性(诸如飞行器的巡航速度、飞行器的机翼的形状等)进行调整。

第一电极和/或第二电极可以具有细长的形状。电极可以沿着机翼、水平尾翼或垂直尾翼的翼展伸长。电极尤其可以是带状的，与它们的宽度相比具有较小的厚度，并且与它们的长度相比具有较小的宽度。

第一电极和第二电极可以彼此平行布置。

第二电极中的至少一个电极可以包括朝向至少一个第一电极的至少一个尖端。尖端可以具有不同的可能形状，诸如手指、三角形、矩形等。

第二电极可以具有梳状形状。

第二电极的尖端可以是第二电极的与第一电极最接近的点。第二电极的几何形状因此可以允许控制空气等离子体形成的精确位置。特别地，具有朝向所述第一电极的一个或多个尖端的第二电极将允许在第一电极与第二电极的(多个)尖端之间局部形成空气等离子体。

两个相继的尖端之间的距离沿电极可能不均匀，并且因此沿翼展不均匀。因此，电极的功能可以与它们位于其中的飞行器空气动力学表面的部分相适配。例如，机翼的一部分可以在其底部处或其端部处积聚或多或少的冰，或者机翼的一部分的冰堆积可以或多或少地对飞行器的空气动力学有影响。

在一些实施例中，第一电极和第二电极两者可以各自包括至少一个尖端。第一电极和第二电极的形状可以影响等离子体生成的位置。在第一电极和所述第二电极被布置成以便包括与在其他部分中相比它们在其中彼此更接近的部分的情况下，在施加电离电压时生成的空气等离子体的位置可以被预先确定。特别地，包括被定向为朝向彼此的尖端的第一电极和/或第二电极允许预先确定将生成空气等离子体的特定点或路径。

第一电极可以具有梳状形状。

第一电极和第二电极的(多个)尖端可以朝向彼此定向。

第一电极和第二电极的尖端可以替代性地在面向背离另一电极的相同方向上定向。

第一电极和第二电极还可以包括朝向彼此的尖端并面向背离另一电极的其他尖端定向，和/或它们可以包括朝向彼此的尖端和沿着空气动力学表面的翼展偏移的其他尖端。

第一电极和第二电极的尖端可以面向彼此。当飞行器飞行时，对齐的尖端允许等离子体在与气流相同的方向上流动。这种布置允许以抑制所谓的“横流”不稳定性(这些不稳定性是从层流边界层向湍流边界层转变的原因)的方式激励层流边界层，从而允许减小摩擦阻力。可以使第一电极和第二电极的尖端偏移，例如沿着升力面或操纵面的翼展偏移。例如，梳状形状的第一电极和梳状形状的第二电极可以相互叠置，其中尖端朝向彼此。因此，第二电极的尖端可以沿着翼展与第一电极的尖端分离一定距离，以便沿着翼展生成等离子体流。当飞行器飞行时，偏移的尖端允许等离子体在具有与沿着空气动力学表面的气流方向正交的非零分量的方向上流动。这种布置允许通过在气流中形成特定的局部扰动来延迟沿着空气动力学表面的边界层转变和分离。

特别地，第一电极和/或第二电极的尖端的布置可以不同于第一电极对至第二电极对。第一电极和/或第二电极的两个相继的尖端之间的距离在第一电极对与第二电极对之间可以不同。

本发明还扩展到一种用于检测飞行器的空气动力学表面上的冰的存在的方法，所述方法包括：

-在布置在所述空气动力学表面下方的彼此电绝缘的两个电极之间施加称为介电常数电压的预定电压信号，

-测量所述两个电极之间的电流响应，

-检测所述两个电极之间的介电常数改变。

在这种方法中，电极中的一个或多个电极可以不与空气动力学表面电绝缘。电极中的至少一个电极可以至少部分暴露于空气动力学表面周围的空气。

在本发明的特殊的实施例中，在用于检测飞行器的空气动力学表面上的冰的存在的方法中，电极与空气动力学表面电绝缘。

特别地，该方法包括在两个电极之间检测介电常数相对于介电常数参考值的改变。

在根据本发明的方法中，两个电极中的至少一个电极还可以形成空气动力学表面的至少一部分。在这样的实施例中，电极因此至少部分暴露于空气动力学表面周围的空气中。

选择介电常数电压以允许测量两个电极之间的介电常数。更具体地，选择介电常数电压以允许在空气动力学表面之外在两个电极之间的路径上测量介电常数。介电常数电压例如可以是大约128V、远在电离电压之下，使得空气中没有等离子体出现。

测量可能是间歇性的。然后，在没有实行测量的时段期间，电极可以在较高电压下用于防冰或除冰功能。

介电常数的改变的检测可以例如通过将所测量或计算的值与之前的值或一组值进行比较来实行。也可以通过将所测量的值与所存储的表示冰存在的阈值进行比较来实行。对于具有特定电极布置、电压、材料等的飞行器的特定部件，所存储的阈值例如可以以实验的方式获得。

用于检测介电常数的改变的值可以是当施加介电常数电压时在电极中流通的电流强度测量值的值。替代性地或以组合的方式，它可以是通过测量所施加的介电常数电压与所测量的介电常数电流之间的相位差而获得的值。它可以是来自测量和/或至少部分地基于测量的计算的任何其他替代性值。

在根据本发明的用于检测冰的存在的方法中，介电常数电压可以间歇地施加在电极之间。

在根据本发明的用于检测冰的存在的方法中，所述介电常数电压可以间歇地施加在所述电极之间，并且可以进一步包括在两次相继的施加所述介电常数电压到所述电极之间，施加至少具有预定电压的电压信号，所述预定电压被称为电离电压、被适配成电离空气动力学表面上方的空气。

电离电压具有比所述介电常数电压的值高得多值。因此，当电离电压或更高的电压施加到所述电极上时，冰检测装置必须与所述电极断开，以便保护冰检测装置。因此，根据本发明的方法在与冰检测装置的启用的同时施加介电常数电压(这允许测量空气动力学表面正上方的环境的介电常数，并且因此允许检测空气动力学表面上的冰堆积)与施加电离电压(这允许避免或限制空气动力学表面上的冰积聚，并且对空气动力学表面上进行除冰)之间交替进行。

本发明还扩展到一种用于限制冰的形成并对飞行器的空气动力学表面进行除冰的方法，所述方法包括在两个电极之间施加具有至少预定电压(称为电离电压)的电压信号，所述两个电极彼此电绝缘、布置在空气动力学表面下方、并且与空气动力学表面电绝缘，所述电离电压被适配成电离空气动力学表面上方的空气。

特别地，所述方法包括施加至少具有至少为电离电压的值的电压信号。

所述方法特别地包括在第一电极与第二电极之间施加电压信号，所述第二电极与所述第一电极电绝缘，第一电极和第二电极布置在空气动力学表面下方，每个电极与空气动力学表面电绝缘。

每个电极通过至少一层电绝缘材料与空气动力学表面周围的空气电绝缘。所述电绝缘材料是固体材料。所述电绝缘材料例如可以是合成材料，诸如聚合物，例如聚氨酯。

本发明还扩展到一种用于延迟飞行器的空气动力学表面上气流的边界层的分离的方法，所述方法包括在两个电极之间施加至少具有预定电压(称为电离电压)的电压信号，所述两个电极彼此电绝缘、布置在空气动力学表面下方、并且与空气动力学表面电绝缘，所述电离电压被适配成电离空气动力学表面上方的空气。

特别地，所述方法包括施加至少具有至少为电离电压的值的电压信号。

一种用于延迟边界层的分离的方法还可以包括以预定频率(称为电离频率)向第一电极和第二电极中的至少一个施加至少为电离电压的电压。

电离频率是由电压发生器在第一电极与第二电极之间施加的电压信号的频率。

电离频率可以取决于飞行器的速度。

电离频率可以取决于飞行器的迎角。更特别地，电离频率可以取决于飞行器一部分的迎角，例如机翼或水平尾翼的迎角。

因此，可以更精确地控制沿着飞行器的空气动力学表面的气流的边界层的控制。因此，边界层的分离可以根据飞行器的空气动力学情况以自适应且非常有效的方式被延迟。

类似地，边界层的分离的控制可以包括启用或停用根据本发明的空气动力学改进装置。

一种根据本发明的用于延迟飞行器的空气动力学表面上的空气流的边界层的分离的方法可以特别地包含在两个电极之间施加电离电压，使得在至少包括与沿着空气动力学表面的空气动力学流空气流正交的非零分量的方向上形成离子流(或等离子体流)。特别地，该方法被适配成在两个电极之间施加电离电压，这两个电极布置成由于空气动力学表面在空气中的移位而在正交于空气流的方向上形成局部空气离子流。

本发明还延伸至以上描述中和以下关于附图的描述中所描述的特征的其他可能的组合。特别地，本发明延伸到包括关于空气动力学改进装置和/或冰检测装置以及关于用于检测冰的方法和/或用于对空气动力学表面进行除冰的方法和/或用于延迟边界层的分离的方法所描述的特征的飞行器；本发明延伸到用于检测冰和/或用于对空气动力学表面进行除冰和/或用于延迟边界层的分离的方法，所述方法包括关于根据本发明的飞行器和/或空气动力学改进装置和/或冰检测装置所描述的特征。

附图说明

在以下描述中参考附图描述本发明的一些特定示例性实施例和方面。

图1是根据本发明的飞行器机翼的一部分的截面的示意性表示。

图2是根据本发明的飞行器的水平尾翼的表示。

图3是根据本发明的飞行器的水平尾翼的一部分的透视性表示。

图4是根据本发明的飞行器机翼的前缘的截面表示。

图5是根据本发明的飞行器的透视性表示。

具体实施方式

在图1中，表示了机翼8的一部分。机翼包括支撑机翼的载荷的结构层25。结构层25形成机翼8的蒙皮的一部分，并且包括提供机翼的外部形状的外表面。机翼进一步包括在结构层25的外表面上的电绝缘层29，该电绝缘层的功能是防止电极27与28之间通过结构层25的电连接。结构层可以例如包括碳纤维增强的聚合物。

结构层包括在电绝缘层29上的附加的外部抗腐蚀和电绝缘层26。抗腐蚀层26被适配成耐腐蚀，尤其是耐空气、沙、以及水的腐蚀，同时保持轻质。

防腐蚀层26的外表面形成机翼8的空气动力学表面6。

防腐蚀层26也是电绝缘的。抗腐蚀层26的材料有利地选自电绝缘材料。例如，防腐蚀层26可以由诸如聚氨酯的聚合物制成。

可以向抗腐蚀层26添加附加的油漆层或表面处理物层(未示出)。

图1中示意性表示了其一部分的飞行器包括根据本发明的空气动力学改进装置。

空气动力学改善装置包括第一电极27和第二电极28。第一电极27和第二电极28两者嵌入在抗腐蚀层26中。第一电极27和第二电极28因此是分开的、并且通过防腐蚀层26的一部分与空气动力学表面6电绝缘。第一电极27和第二电极28不暴露于飞行器的环境，并且不形成空气动力学表面6的一部分。

第一电极27和第二电极28彼此分开间隙12，该间隙被适配成确保第一电极与第二电极之间足够的电绝缘。假如选择作为抗蚀层26的材料没有被充分电绝缘，或者假如第一电极27与第二电极28之间的距离减小，则可以在第一电极27与第二电极28之间的抗蚀层26中插入高度电绝缘材料薄层。

空气动力学改进装置还包括电压发生器30。电压发生器30包括函数发生器16和电压放大器17。函数发生器16递送电压信号。电压信号可以是任何种类的。在一些实施例中，电压信号可以是周期性信号。周期信号的频率可以是恒定的，或可以取决于其他参数。

空气动力学改进装置还包括控制器15。控制器15控制函数发生器16。特别地，控制器可以启用或停用函数发生器16。控制器15还可以向函数发生器16提供指令。控制器15提供用于控制由函数发生器16输出的电压信号的指令。函数发生器16被适配成在接收到来自控制器的指令时递送预定类型和/或幅值和/或频率的电压信号。

控制器15可以在飞行器中具有另外的功能，或者可以特定地专用于根据本发明的空气动力学改进装置。

控制器15可以接收表示与飞行器和/或其环境相关的多个参数的数据作为输入，这些参数例如是：局部介电常数、外部空气温度、外部湿度、飞行器的相对空速、飞行器的迎角等。

由函数发生器16递送的电压信号被电压放大器17放大。电压放大器17连接至第一电极27和第二电极28，以便在第一电极27与第二电极28之间递送电压差。电压放大器17被适配成向第一电极27和第二电极28供应为至少为电离电压的电压差，该电离电压被适配成在空气动力学表面6上方生成空气等离子体电流。空气等离子体在第一电极27与第二电极28之间的间隙12上方生成，并形成局部等离子体流。电压发生器可以被适配成提供至少为10kV的电压。

空气动力学改进装置还包括冰检测装置20，该冰检测装置被适配成测量第一电极27与第二电极28之间的介电常数。在第一电极27和第二电极28固定地布置在防腐蚀层26中的情况下，第一电极27与第二电极28之间的介电常数变化指示空气动力学表面6上方的外部环境的介电常数由于在电极之间、在空气动力学表面上方的空间的局部特性的改变(如可以当冰在表面上堆积时预期的)而引起的变化。

冰检测装置20被适配成输出介电常数电压，该介电常数电压被适配成测量空气动力学表面6正上方的环境中的介电常数的变化。冰检测装置20连接至第一电极27和第二电极28，以便能够在第一电极27与第二电极28之间施加介电常数电压。

绝缘器19放置在冰检测装置20与第一电极27与第二电极28之间，以便将冰检测装置20与第一电极27和第二电极28断开。控制器15被适配成控制绝缘器19。控制器15被适配成在电压发生器30被启用时断开绝缘器19，并在电压发生器30被停用时连接绝缘器19。因此保护冰检测装置20免受由电压发生器30递送的高电压的影响。

在图2中，表示了飞行器尾翼表面。根据本发明的空气动力学改进装置的元件表示在水平尾翼9中的一个水平尾翼上。

水平尾翼9包括：

-第一组电极21，该第一组电极被放置在空气动力学表面6下方、在水平尾翼9的前缘处，

-第二组电极22，该第二组电极被放置在空气动力学表面6下方、前缘后面、在水平尾翼9的外拱面的在前部分上，

-第三组电极23，该第三组电极被放置在空气动力学表面6下方、第二组电极22后方、在水平尾翼9的外拱面的在前部分上。

类似于图1的实施例，例如，第一组21、第二组22和、以及第三组23的电极可以嵌入抗腐蚀层(诸如聚氨酯层)中。

三个组21、22、23也在图3中更详细地进行表示。

第一组电极21被放置在水平尾平面9的前缘上。第一组电极21的主要功能是在前缘处生成等离子体放电以限制冰的堆积，并在前缘处对水平尾翼9的空气动力学表面6进行除冰。冰堆积的限制和除冰由于沿着第一组21的电极的等离子体放电引起的局部加热和超声波冲击而发生。

第一组21的电极是细长的。这些电极布置在前缘的翼展方向上。如图2所示，一些电极可以沿着前缘的大部分长度延伸，而一些其他电极可以具有较短的长度，并且朝向水平尾翼9的尖端集中。

第一组21的电极是线性的，并且具有规则的恒定截面，使得它们不表现出尖端。因此，等离子体放电总是沿着电极发生。

第一组电极21包括多个电极。特别地，第一组电极包括多于两个的电极。电极可以替代性地由具有第一电压和第二电压的电压发生器供电，以便总是在沿着空气动力学表面在两个相继的电极之间保持至少为电离电压的电压间隙。

第一组21的电极中的至少一个电极可以电连接至飞行器的接地平面。只有另一电极必须被供应电离电压。

替代性地，每个电极可以处于不同的电压，每个电压被选择成使得两个相继的电极之间的电压间隙至少为电离电压。例如，最靠近前沿的电极可以处于第一电压；其相邻的电极处于通过将第一电压加上最小电离电压而获得的第二电压；与第二电压相邻的第三电极处于通过将第二电压加上最小电离电压而获得的第三电压；等等。

可以向电极供应变化的电压，例如周期性电压信号。供应给第一电极和供应给第二电极的电压可以在它们之间具有相位差。

第一组电极21可以附加地连接至用于检测空气动力学表面前缘上的冰的存在的介电常数检测器。控制器可以通过介电常数检测器和电压发生器交替给第一组电极21供电。

第二组电极22被放置在水平尾翼9的外拱面的在前部分上。第二组电极21的主要功能是在水平尾翼9前缘处的空气动力学表面6上方生成等离子体放电。这些等离子体放电可以在水平尾翼9周围的空气流中形成局部扰动，使得水平尾翼9的失速角可以增大。因此，利用根据本发明的装置，更大的仰角变得安全。

在所表示的实施例中，第二组电极22包括两个电极。这些电极布置在前缘的翼展方向上。这些电极可以沿着前缘的长度的大部分延伸。

第二组22的电极各自包括尖端222。尖端222沿着电极的长度侧向布置。尖端222沿着相同的方向、并且全部朝向前缘定向。第二组22的电极具有带有线性尖端的梳状形状。

尖端222形成第二组22的两个电极彼此更靠近的精确位置，使得等离子体生成定位在空气动力学表面6上的非常精确的位置处。这允许发射等离子流的图案。尖端222之间的距离可以根据预定条件来选择。例如，该距离可以被选择成在给定的速度和迎角下沿水平尾翼9最佳地延迟边界层转变。尖端的距离和图案可以具有空间频率，该空间频率被调谐到飞行器的巡航速度下空气动力表面6上的气流中的横流不稳定波的频率。

尖端之间的距离可以沿着前缘的翼展变化，使得所获得的等离子体放电的密度也可以沿着翼展变化。因此，根据本发明的空气动力学改进装置能够被适配成沿着机身和在机翼或尾翼的尖端处不同的气流。

而且，位于第一组21的后方的在后电极212和第二组22的在前电极可以由电压发生器供电，使得它们之间的电压间隙至少为电离电压。因此，可以在第一组的在后电极212与第二组22的在前电极的尖端222之间的间隙上方获得第二条线的局部等离子体流。

第三组电极23被放置在水平尾翼9的外拱面的在前部分上、在第二组电极22后方。第三组电极23的主要功能是在水平尾翼9的外拱面的前部处、在空气动力学表面6上方生成等离子体放电。这些等离子体放电可以在水平尾翼9周围的空气流中形成局部扰动，使得边界层的分离沿着水平尾翼9朝向水平尾翼9的后缘在空间上被延迟，使得即使在小迎角下，水平尾翼9的阻力也被减小。这些等离子体放电可以通过在水平尾翼9的外拱面上方的气流中形成小的局部涡流或扰动而在气流中注入动量。

在所表示的实施例中，第三组23包括四个电极。两个相继的电极之间的电离电压可以通过不同的方式获得，诸如结合第一组电极所解释的那样。

第三组23的电极各自包括尖端233。尖端233沿着电极的长度侧向布置。尖端233沿着相同的方向、并且全部朝向前缘定向。第三组23的电极的尖端233具有三角形形状。

第二组22的电极的尖端222的其他特征也可以适用于第三组23的电极的尖端233。

而且，第二组22的在后电极可以由电压发生器供电，使得其与第三组23的在前电极的电压间隙至少为电离电压。

第三组23的至少一个电极电连接至雷击保护装置，该雷击保护装置包括集成在水平尾翼9的尖端14处的金属网13。尖端14本身可以包括连接至网13和/或连接至第三组23的电极的一个或多个金属部分。第三组23的所述电极还在其另一端处电连接至飞行器的电接地平面，以便尤其在雷击的情况下将电荷从翼尖传导至飞行器的电接地平面。第三组23的电极中的至少一个电极因此形成了将雷击保护金属网13和尖端14的金属部件连接至飞行器的接地平面的结合带。

在图4中，以截面的方式表示安装在机翼上的本发明的另一实施例。类似于图1的情况，该机翼包括结构层25和抗腐蚀层26，电极27、28嵌入在该抗腐蚀层中并与空气动力学表面6绝缘。

在这个实施例中，多个所述第一电极27和第二电极28从前缘到机翼的任一表面的在前部分交替。

在图5中，表示了包括空气动力学改进装置的飞行器，该空气动力学改进装置包括在以下位置的电极：

-在水平尾翼上，如关于图2所描述的，以及

-在机翼上。

飞行器可以有利地包括在相反的机翼和水平尾翼上的电极，以及在垂直尾翼或发动机短舱上的电极，这在图5中未示出。

本发明不受限于本文中作为实例所披露的特定实施例。特别地，关于机翼或水平尾翼给出的任何示例可以应用于飞行器的任何其他升力面或操纵面，并且更一般地，应用于飞行器的任何空气动力学面。本发明还涵盖本文未明确描述的其他实施例，这些实施例可以包括本文所描述的特征的不同组合。

Claims (19)

1.一种飞行器(5)，包括：

-空气动力学表面(6)，所述空气动力学表面被适配成暴露于空气流，

-至少一个空气动力学改进装置，包括：

·至少第一电极(27)，所述至少第一电极嵌入在所述空气动力学表面(6)下方、并且通过至少一层电绝缘材料(26)而与所述空气动力学表面(6)分开，

·至少第二电极(28)，所述至少第二电极嵌入在所述空气动力学表面(6)下方、并且通过至少一层电绝缘材料(26)而与所述空气动力学表面(6)分开、并且与所述第一电极(27)电绝缘，

·电压发生器(30)，所述电压发生器连接至所述第一电极(27)并且连接至所述第二电极(28)、并且被适配成在所述第一电极(27)与所述第二电极(28)之间施加至少为称为电离电压的预定电压的电压信号，所述电离电压被适配成电离所述空气动力学表面上方的空气，

其特征在于，所述飞行器包括：

-嵌入在所述空气动力学表面(6)下方的第一组电极(21)，所述第一组电极由所述第一电极和所述第二电极形成，并且被适配成并被布置成在所述第一电极与所述第二电极之间施加所述电离电压时限制所述空气动力学表面上的冰的堆积，

-嵌入在所述空气动力学表面(6)下方的第二组电极(22)，所述第二组电极由所述第一电极和所述第二电极形成，并且被适配成并被布置成在所述第二组电极的所述第一电极与所述第二电极之间施加所述电离电压时在沿着所述空气动力学表面的空气流中形成局部扰动。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，所述电压发生器被适配成向所述第一组电极施加称为除冰电压的第一电压信号，并向所述第二组电极施加不同于所述除冰电压的称为抗失速电压的第二电压信号。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，所述第一组电极嵌入机翼的、水平尾翼的、或垂直尾翼的前缘中。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，所述第二组电极嵌入在机翼的、水平尾翼的、或垂直尾翼的外拱面的前部部分中。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，所述飞行器包括被放置在所述第二组电极后方的第三组电极。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征进一步在于，所述第三组电极具有在所述空气动力学表面上的空气流中形成流动扰动以延迟沿着所述空气动力学表面的边界层的分离的功能。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，在所述飞行器的低迎角下，所述电压发生器被适配成：

-向所述第一组电极施加称为除冰电压的第一电压信号，并且

-向所述第二组电极施加不同于所述除冰电压的称为抗失速电压的第二电压信号。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征进一步在于，在所述飞行器的高仰角下，所述电压发生器被适配成向所述第一组电极施加抗失速电压。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，所述飞行器进一步包括冰检测装置，所述冰检测装置被适配成：

-在第一电极(27)与第二电极(28)之间施加称为介电常数电压的预定电压信号时，测量所述第一电极与所述第二电极之间的称为介电常数电流的电流，

-基于在所述第一电极与所述第二电极之间施加介电常数电压时的所述介电常数电流，计算表示所述第一电极与所述第二电极之间的介电常数的介电常数值。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征进一步在于，所述飞行器包括控制器(15)，所述控制器被适配成控制所述电压发生器(30)以在所述第一电极(27)与所述第二电极(28)之间交替施加以下电压：

-所述介电常数电压，以及

-所述电离电压。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，所述飞行器包括作为雷击保护装置的一部分的金属网(13)，并且所述第一电极(27)和所述第二电极(28)中的至少一个电极是所述金属网(13)的一部分。

12.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，所述第一电极具有梳状形状。

13.根据权利要求1所述的飞行器，其特征进一步在于，所述第二电极具有梳状形状。

14.根据权利要求12或13所述的飞行器，其特征进一步在于，所述第一电极和所述第二电极相互叠置，其中尖端朝向彼此。

15.一种用于检测飞行器(5)的空气动力学表面(6)上的冰的存在的方法，所述方法包括：

-在布置在所述空气动力学表面(6)下方的彼此电绝缘的两个电极(27，28)之间施加称为介电常数电压的预定电压信号，

-测量所述两个电极(27，28)之间的电流响应，

-检测所述两个电极(27，28)之间的介电常数的特定改变，所述特定改变表示所述两个电极之间的冰的存在，其中，通过将所测量或计算的值与之前的值或一组值进行比较来执行所述特定改变的检测；

其中，所述介电常数电压间歇地施加在所述两个电极(27，28)之间，并且进一步包括在两次相继的施加所述介电常数电压到所述两个电极之间，施加至少为称为电离电压的预定电压的电压信号，所述预定电压被适配成电离所述空气动力学表面(6)上方的空气。

16.一种用于改善飞行器的空气动力学表面(6)的空气动力学的方法，所述方法包括：

-在形成第一组电极的至少两个电极(27，28)之间施加称为除冰电压的第一预定电压信号，所述至少两个电极彼此电绝缘、布置在所述空气动力学表面(6)下方、并且与所述空气动力学表面(6)电绝缘，

-在形成第二组电极的至少两个电极(27，28)之间施加称为电离电压的第二预定电压信号以在沿着所述空气动力学表面的空气流中形成局部扰动，所述第二组电极的所述至少两个电极彼此电绝缘、布置在所述空气动力学表面(6)下方并与所述空气动力学表面(6)电绝缘。

17.根据权利要求16所述的方法，其中，在所述飞行器的低迎角下，电压发生器：

-向所述第一组电极施加称为除冰电压的所述第一预定电压信号，并且

-向所述第二组电极施加不同于所述除冰电压的称为抗失速电压的所述第二预定电压信号。

18.根据权利要求17所述的方法，其中，在所述飞行器的高仰角下，所述电压发生器向所述第一组电极施加抗失速电压。

19.根据权利要求16所述的方法，其中，至少为所述电离电压的电压以被称为电离频率的预定频率被施加到所述至少两个电极(27，28)中的至少一个电极。