EA002165B1 - Способ и устройство для обнаружения наростов льда на поверхности летательного аппарата в движении - Google Patents

Abstract

Устройство для обнаружения условий, вызывающих риск образования льда на поверхности летательного аппарата в движении, основанное на измерении температуры. Оно состоит, по крайней мере, из двух датчиков измерения температуры, расположенных на поверхности в точках (Р1, Р2, Р3, Р4) с различным давлением воздуха, средства (70) для регистрации изменения перепада температуры в зависимости от времени и средства (70, 71) для обнаружения и соответствующей индикации сигналов, основанных на регистрации, и, по крайней мере, одного датчика измерения температуры (Р3) для абсолютной температуры. Также описан соответствующий способ.

Description

В целом данное изобретение относится к обнаружению условий, при которых возникает риск образования льда на поверхности летательного аппарата во время движения, основанному на температурном измерении. В частности, в изобретение входят и способ, и устройство в различных сочетаниях, предназначенные для устранения проблем, возникающих при таком образовании льда.

Когда здесь упоминаются летательные аппараты, то в первую очередь имеются в виду самолеты, а во вторую - другие виды летательных аппаратов, включая вертолеты, которые также в высокой степени могут быть подвержены обледенению. В частности, может быть очень опасно обледенение винта вертолета.

К настоящему моменту имеется много предложений, направленных на обнаружение ледяных слоев, образующихся на поверхности летательного аппарата. Примерами известных способов, которые могут представлять интерес, являются патент США № 5521584 и, возможно частично, патент США № 5313202.

Патент США № 5313202

В описании этого патента отправной точкой является то, что часть летательного аппарата сталкивается с охлажденными каплями воды, находящимися в воздушном пространстве, где эта часть перемещается. Столкновение приводит к прилипанию капель воды на поверхность летательного аппарата и образованию льда как следствие данного столкновения. Когда вода замерзает, высвобождается энергия в виде тепла, и таким образом лед будет иметь температуру выше, чем окружающая среда при образовании льда. Лед образуется при 0°С. Этот участок летательного аппарата, который покрывается льдом или покрыт льдом еще не полностью, будет иметь температуру, которая является выше, чем в окружающей среде и соответственно также выше, чем на участках, еще не покрывшихся льдом. Это различие в температуре между, например, передним краем винта вертолета, где идет процесс образования льда и другими частями того же самого винта, где еще нет льда, согласно спецификации патента, может быть зарегистрировано с помощью отдельного бесконтактного датчика, который записывает разницу в инфракрасном излучении на обледеневших участках и на участках, свободных от льда.

Нигде в этом патенте не упомянуто, что замерзание может начинаться перед участком летательного аппарата, и чувствительности инфракрасного (ИК) датчика как показано, не будет достаточно, чтобы измерить влияние на участок летательного аппарата температурных перепадов, возникающих из-за замерзания очень малых капель охлажденной воды в воздушном пространстве вблизи данного участка летательного аппарата - т.е. капель, являющихся слишком малыми для того, чтобы примерзнуть к участку летательного аппарата. Поэтому данное решение не может быть использовано для предупреждения всех случаев обледенения.

Патент США № 5521584

Данный известный способ предназначен для обнаружения уже образовавшегося или образующегося льда, в особенности на крыльях, когда летательный аппарат находится на земле. Цель его состоит в том, чтобы избавиться от продолжительного осмотра для принятия решения об удалении льда с поверхности летательного аппарата перед взлетом.

Реализация этого способа основана на том факте, что лед создает эффект изоляции: после подъема на большую высоту летательный аппарат и содержимое топливных баков, часто располагающихся в области аэродинамических поверхностей, могут охладиться до температуры ниже точки замерзания льда. Если в месте приземления летательного аппарата воздух имеет высокую влажность, то влага может конденсироваться и превращаться в лед на поверхностях летательного аппарата в нежелательных местах. В определенных точках, где возможно обледенение, помещены специальные датчики, измеряющие поток тепла от влажного, теплого воздуха к охлажденной части летательного аппарата. По мере утолщения ледяного слоя на данном участке летательного аппарата, поток тепла будет уменьшаться из-за эффекта изоляции. Поток тепла и температурная картина позволяют вычислить возможную толщину образовавшегося льда. Таким образом, пилот на основе измерений может решить простым образом, требуется ли удалять обледенение.

Данный вид обледенения не может представлять интерес в применении к летательному аппарату, находящемуся в полете, и соответственно этот известный способ не подходит для регистрации обледенения, возникающего в результате столкновения с холодным дождем в воздухе в течение полета, и тем более не подходит для предупреждения обледенения.

Описание и формула изобретения этого патента не содержат никакого указания на то, что его автор рассмотрел эту возможность.

Таким образом, способы, известные до настоящего времени не были направлены на обеспечение предупредительных мер относительно обледенения. Когда ледяной слой только начинает образовываться, уже существует фактор риска, который пилоты самолета в высочайшей степени заинтересованы избежать. Соответственно, имеется большая потребность в средствах для определения условий, вызывающих обледенение, прежде, чем начнется образование льда. Данное изобретение, таким образом, направлено на решение этой задачи и основано на измерениях температуры так же, как и уже известные способы для обнаружения образующихся слоев льда.

В самых широких аспектах новые и специфические особенности изобретения, во первых, состоят в том, что температура поверхности измеряется с помощью датчиков измерения температуры, расположенных, по крайней мере, в двух точках поверхности, имеющих различное давление воздуха, что регистрация изменения перепада температур между двумя точками в зависимости от времени, принимается как основание для регистрации и соответствующего предоставления данных пилоту или экипажу самолета, и что, по крайней мере, один температурный датчик показывает абсолютную температуру и тем самым обеспечивает проверку достоверности обнаружения и индикации, когда абсолютная температура находится в интервале между 0 и -55°С.

Помимо уже описанных основных отличий данного способа согласно изобретению, в формуле изобретения определены дальнейшие и второстепенные особенности. Кроме того, в изобретение входят средства для обнаружения условий, вызывающих образование льда на поверхности летательного аппарата в процессе полета, которые используют измерения температуры, что также заявлено в формуле изобретения.

С технической точки зрения ясно, что вышеупомянутая регистрация изменений перепада температур в зависимости от времени будет выполняться с помощью компьютера, и что после соответствующей обработки управляющие или выходные сигналы будут выведены, например, на приборную панель для выдачи экипажу самолета сообщений тревоги или предупреждения о том, что на одном или более участках поверхностей самолета существует риск обледенения. Соответственно, в нужное время может быть предпринято необходимое действие, например, подходящее маневрирование или подключение антиобледенительных устройств.

Данное изобретение дает возможность, например, пилоту пассажирского самолета отследить динамику изменений соотношения температур за несколько минут до начала процесса обледенения. Для самолета, движущегося со скоростью несколько сотен километров в час, это означает, что предупреждение относительно имеющегося риска обледенения может поступить заранее, за несколько десятков километров. Значение этого трудно переоценить.

Изобретение основано частично на новом понимании механизма процессов, которые происходят непосредственно вблизи поверхностей движущегося летательного аппарата, и в последующем описании эти взаимосвязи будут обсуждены подробнее. Вообще о влиянии метеорологических факторов, представляющем интерес в этом отношении, здесь сделана ссылка на книгу «Уаег од кбша ί Гагдег» (заголовок поанглийски: «\Уса111сг апб сйша! ίη ео1оиг8») Рс11ег Иаппеу1д апб 8уап1е Вобш. Н.Аксйейоид. & Со, 1978, см., в частности, с. 105 в книге.

Когда летательный аппарат движется в воздухе, то возникают локальные изменения относительной скорости молекул воздуха и различных частей поверхности летательного аппарата - в зависимости от формы и способа его движения. В частности, представляют интерес передний край крыла и руль хвостовой части, также пропеллер, а на вертолетах - несущий и рулевой винты. В технической терминологии эти участки считаются критическими, они сориентированы под прямыми углами или близко к прямым углам по направлению движения. В этих местах молекулы воздуха будут задерживаться, что приведет к увеличению давления по сравнению с постоянным окружающим давлением, в популярном смысле из-за того, что молекулам воздуха в данных участках для набора скорости, равной приблизительно скорости летательного аппарата, потребуется время. Это увеличение давления приведет к адиабатическому увеличению температуры, которая в сухом воздухе при скорости, например, 500 км/ч, теоретически составит приблизительно 10°С.

Трение между воздухом и поверхностью летательного аппарата также способствует увеличению температуры. Вблизи критического участка это влияние будет умеренным, но на участках, где относительная скорость соответствует скорости самолета, увеличение температуры из-за трения будет иметь тот же самый порядок значения, что и при увеличении давления. При нормальном полете давление на нижних частях аэродинамических поверхностей будет выше, чем на верхних. Этот перепад давлений также приведет к соответствующему перепаду температур. Различные факторы, влияющие на температуру, создают температурный профиль, который можно отобразить, регистрируя распределение температуры на поверхности летательного аппарата. На результаты воздействия различных факторов, упомянутых выше, будут влиять условия полета летательного аппарата, т.е. скорость, угол атаки, мощность двигателя и т.д. Для самолетов, имеющих фиксированные аэродинамические поверхности, использование щелей, щитков и т.д., также будет иметь влияние на профиль температуры.

Если воздух содержит водяной пар или газы, имеющие другие физические свойства по отношению к воздуху, то профиль температуры будет отличаться от профиля температур для чистого сухого воздуха. Изменения давления и сопротивление трения будут также причиной турбулентности в пространстве вокруг летательного аппарата. Если в воздухе имеются капли охлажденной воды, то их замерзание может быть инициировано турбулентностью, быстрыми изменениями температуры и увеличением давления вблизи летательного аппарата. Образование льда из водяных капель обычно происходит при температуре около 0°С (температура замерзания частично зависит от давления), и при фазовом переходе воды в лед высвобождается большое количество энергии на единицу объема воды. Если вода охлаждена, часть этой энергии будет нагревать воду, а часть будет также постепенно распределяться в окружающем воздухе и между водяными каплями. Следовательно, замерзание охлажденной воды приведет к увеличению температуры по сравнению с температурой перед началом процесса.

Вначале, перед замерзанием перепады температур водяных капель и окружающего воздуха могут быть несущественными. Когда замерзание начинается, в результате фазового перехода энергия высвобождается и как следствие температура быстро увеличивается до 0°С. Таким образом, в течение короткого времени образуется перепад температур замерзающей воды и окружающего воздуха, и при этом возникает поток тепла от воды к воздуху. Тепловой поток является функцией размера водяных капель и их количества на единицу объема - так же как и плотности (давления) воздуха в данной точке.

Если охлажденные капли воды малы и количество их ограничено, то тепло, высвобождающееся при переходе, в целом может распределиться в каплях воды и окружающем воздухе. Если размер капель больше, чем критический минимальный размер, и плотность их достаточно высока, распределение и потребление энергии, выделяющейся при замерзании не будет достаточно быстрым. Следовательно капельки будут налипать в критических областях прежде, чем начнут замерзать; они будут иметь «жидкую консистенцию» и теперь превращение этих капель в плотный лед будет происходить либо при контакте с холодными потоками, либо при контакте со льдом, который уже образовался на поверхности летательного аппарата.

Если обледенение происходит в течение полета, то оно всегда начинается на критических участках, и лед тогда разрастается за пределы этих участков. Когда обледенение началось, форма профиля может изменяться, так как толщина льда увеличивается, а изменение профиля крыла и хвостовой части влечет за собой ухудшение или потерю подъемной силы и способности маневрировать. Кроме того, с изменением формы могут также образоваться новые критические участки и области обледенения.

Охлаждение и замерзание льда могут вмещать в себя специфические механизмы или процессы. Общее понятие заключается в том, что точка замерзания воды и точка плавления льда соответствуют одному и тому же значению температуры. Это, однако, является допустимым, только когда речь идет о больших водных поверхностях. Если встает вопрос об очень малых каплях, то должен начаться процесс замерзания. В известном смысле это аналогично тому, как при наличии центров конденсации из пара фор мируются водяные капли. При отсутствии центров кристаллизации, которые могут инициировать замораживание, а также при отсутствии кинетических или тепловых возмущений, вода может оставаться охлажденной в течение долгого времени, в частности, если температура воздуха не ниже чем приблизительно -12°С. Бывали исключительные случаи обнаружения охлажденной воды при температурах вплоть до приблизительно -40°С. Неожиданные изменения температуры или давления, например, в результате образования турбулентных потоков вблизи самолета, движущегося среди капель воды, могут инициировать процесс замерзания. Предполагается, что процесс замерзания начнется тем быстрее, чем холоднее капли воды, и чем они больше. Конечная температура может быть вычислена, если известны давление воздуха, количество охлажденной воды и начальная температура. Наоборот, если известны давление воздуха, начальная и конечная температуры, то можно определить количество охлажденной воды. Расчеты показали, что, если имеются малые количества охлажденной воды, то высвободившегося тепла не будет достаточно для подъема конечной температуры выше 0°С. Это означает, что нет риска обледенения для самолетов, так как водные капли превратятся в лед прежде, чем самолет столкнется с ними.

Если, с другой стороны, количество охлажденной воды увеличивается, то потребуется больше времени для отвода освобожденного тепла, и вода не замерзнет полностью до момента соприкосновения с поверхностью самолета. Капли будут теперь представлять собой смесь льда и воды по типу клея, которая может прилипать к крыльям, поверхностям хвостовой части и т. д., и таким образом возникают условия обледенения. Если поверхности крыльев, хвостовой части и т.д. уже имели температуры ниже 0°С, то они могут поглощать остаточное тепло так, что вода будет превращаться в лед и примерзать к данным поверхностям. Заметим в этой связи, что для образования льда из данного объема воды требуется то же количество энергии, отводимой от воды, что необходимо для охлаждения такого же объема воды примерно до 80°С.

Дополнительные объяснения в связи с вышеупомянутым и решение задачи согласно изобретению следуют из данного описания со ссылкой на рисунки, где фиг. 1 схематично и в поперечном сечении показывает часть профиля крыла с сопутствующей диаграммой для показа воздушного потока, соотношения значений давления и температуры для данного изобретения;

фиг. 2 частично отображает крыло самолета, как на фиг. 1 и, кроме того, более подробно последовательность температур в процессах, отраженных на фиг. 1;

фиг. 3 является схематической иллюстрацией как фиг. 2, но с ситуацией, при которой в воздухе присутствует большее количество капель охлажденной воды;

фиг. 4 схематично в соответствии с ситуацией на фиг. 2 показывает, как может быть выполнено измерение и обнаружение обледенения согласно изобретению;

фиг. 5 подобным образом, как и на фиг. 4 и в соответствии с фиг. 3, показывает способ согласно изобретению;

фиг. 6 показывает пример типичной температурно-временной зависимости на основе показаний, полученных с четырех термоэлектрических датчиков перепада на крыле самолета до и в течение процесса образования льда, и фиг. 7а-б схематично показывают некоторые примеры расположения и устройства термодатчиков перепада на самолете.

На фиг. 1 показан в качестве примера случай, при котором часть летательного аппарата, подвергающаяся обледенению (например, крыло, лопасть винта вертолета или другие части) перемещается со скоростью У(м/с) через воздушное пространство, где воздух в покое или движется в основном с постоянной скоростью относительно поверхности земли. Таким образом, имеется область КТ на фиг. 1 непосредственно перед или впереди летательного аппарата, где турбулентность незначительна. Если температура в этой области низка, то в течение длительного времени там могут возникать охлажденные капли воды.

Непосредственно рядом с интересующим участком летательного аппарата находится область К2, где будет иметь место скачок давления или сжатие и, следовательно, также изменения температуры, которые могут инициировать замерзание вероятно охлажденных капель воды. Здесь начинается замораживание. Вначале образуется некоторое количество льда среди капель воды в то же самое время, когда значительное количество энергии фазового перехода высвобождается из кристаллов льда, фактически одновременно с образованием льда. Если температура охлажденной воды выше, чем -80°С, т.е. всегда в практических условиях, количество высвобождаемой энергии будет настолько велико, что только частично вода может замерзнуть при 0°С, т.е. при температуре более высокой чем та, которую капли воды и воздух имели в области К1.

Затем проходит некоторое время до того как сравняются температуры водно-ледяных капель и охлажденного воздуха. Это время является функцией количества капель на единицу объема воздуха, их размера, силы турбулентности в данной области и начальной температуры охлажденной воды и воздуха. Большое количество малых капель будет иметь большую эффективную поверхность на единицу объема воды, чем меньшее количество или большие кап ли, и теплообмен соответственно будет происходить более быстро. Этот теплообмен начнется в области К2, но в существенной степени будет иметь место в области КЗ на фиг. 1.

Фиг. 2 иллюстрирует последовательность температур процесса как показано на фиг. 1 для случаев, где в воздухе имеются только малые или возможно только очень малые охлажденные капли воды. В верхней части этого рисунка показатель ЕТ по оси ординат описывает начальную температуру овладения, а ЕТ показывает температуру замерзания воды, то есть приблизительно 0°С.

Часть кривой \УЭТ показывает температуру водно-ледяной смеси в зависимости от времени в период образования льда. В этом примере температура увеличилась с и С XV (ЕТ) к ЕТ до значения Е1а, т.е. прежде, чем самолет столкнется с каплями воды, содержащими ледяные кристаллы. Из примера видно, что температура воды уже начала падать ниже 0°С до того, как капли начали налипать на поверхность летательного аппарата. Эта критическая точка соответствует ЕТЬ.

Если большая часть воды преобразовалась в лед до столкновения с летательным аппаратом, то этот лед уже не может прикрепиться к поверхности летательного аппарата и не представляет никакой опасности. Кривые М1 и М2 показывают температуру льда и оставшейся воды в процессе замерзания наряду с выравниванием перепада температур воды и воздуха в результате теплообмена. Кривая М1 представляет направление развития процесса для случая с очень малыми каплями воды, а М2 - для случая, когда размер водяных капель является предельным, т. е. может начаться прилипание капель к поверхности летательного аппарата (предел риска для обледенения).

Кривые А1 и А2 соответствующим образом показывают изменение температуры воздуха в результате теплообмена между воздухом и охлажденной водой в сторону увеличения в начале замерзания. Температура на поверхности летательного аппарата будет регулироваться в зависимости от температурных профилей А1 и А2 как следствие происходящего теплообмена.

Фиг. 3 иллюстрирует случай, когда капли воды столь велики, что замораживание только частично закончилось до того, как смесь льда и воды в виде суспензии начала налипать на поверхность летательного аппарата. Эта суспензия сначала прикрепится на тех участках, где относительная скорость низка, т. е. в так называемых критических областях. Вначале температура летательного аппарата будет несколько выше, чем ИС№ температура. Как предварительно было упомянуто, нагрев происходит по причине увеличения адиабатического давления и температуры из-за относительной скорости самолета. Если температура поверхности летательного аппарата ниже, чем ЕТ (около 0°С), образование льда освободит часть излишней энергии на поверхность летательного аппарата, и наращивание льда ускорится, если не приняты меры по борьбе с обледенением. Это может привести к опасной ситуации. На фиг. 3 показана такая ситуация. Другие ссылки и символы те же, что и на фиг. 2. Кривая М3 описывает температуру водной суспензии, А3 - воздуха.

На фиг. 4, которая должна рассматриваться вместе с фиг. 2, показано как может быть измерено влияние замерзания охлажденной воды, и как по «признакам» температурной кривой можно сказать что-нибудь относительно размера капли, и таким образом оценить уровень риска. Свободный от риска интервал распределения размеров охлажденных капель воды, может быть определен на основе сигналов измерений с двух (а возможно и больше) термодатчиков перепада Ό11 и Ό12, размещенных в принципе, как показано на фиг.4, если профиль температуры подобен кривой А1. Уровни сигнала термодатчиков перепада отклоняется на 8ΌΤ1Α1 и 8ΌΤ2Α1 соответственно, т.е. будут только относительно малые отклонения от «нормального перепада температур», наблюдаемого при перемещении летательного аппарата в сухом воздухе. Соответственно показано, что, когда размер капли увеличивается, отклонение от нормальных значений также увеличится, см. кривую А2 и сигналы 8ΌΤ1Α2 и 8ΌΤ2Α2.

Когда здесь рассматривается вопрос нормального значения или «нормы», то имеется в виду нормальная ситуация, в которой находится летательный аппарат или его части, представляющие интерес. Нормальная ситуация также определена скоростью летательного аппарата, высотой и условиями, касающимися подъема или спуска и других параметров, которые могут характеризовать фактическую ситуацию в полете и, таким образом, условия в воздушном потоке, смежном с частями самолета или интересующими участками поверхности. При таких данных условиях параметры нормальной ситуации могут быть определены опытным путем или они могут быть вычислены с учетом других показателей геометрии поверхности данной части летательного аппарата.

Так как точки расположения Р1, Р2, Р3 датчиков, как показано фиг. 4, обычно дают отрицательный сигнал от Ό11 и Ό12, значения сигнала приблизятся к 0°С тем больше, чем больше количество капель охлажденной воды замерзает на единицу объема. Количество капель на единицу объема воздуха будет мало изменяться, что означает, что большее отклонение от нормального значения указывает на больший размер капель и более высокий риск обледенения. Меньшие отклонения от нормальных значений сигнала в принципе означают, что в воздухе есть охлажденные капли воды воздуху, но в данный момент нет никакой непосредственной опасности. Регистрация (запись) отклонений со временем позволяет проанализировать тенденцию, и таким образом система может быть использована для предварительного предупреждения обледенения. Такая регистрация временной зависимости перепадов температур в точках поверхности Р1, Р2, Р3 является основой для обнаружения и соответствующей индикации, представляемой пилоту самолета или экипажу. Более подробно это объяснено ниже со ссылкой на фиг. 6 и 7.

На фиг. 5, которая должна рассматриваться вместе с фиг. 3, показано, каким будут отклонения от нормального уровня, когда начнется обледенение летательного аппарата. Наиболее очевидной характеристикой является то, что тепло, высвобождаемое при образовании льда, регистрируемое Ό11 (в критической точке Р1), образует ясный, положительный сигнал, легко распознаваемый (8ΌΤ1Α3).

На фиг. 4, 5 и 7 показываются точки Р1, Р2 и Р3, где расположены чувствительные точки термодатчиков перепада. Кроме того, на фиг. 7а показан пример возможного расположения датчика перепада Ό13. который обнаруживает или записывает перепад температуры между нижней стороной и верхней стороной, например, крыла летательного аппарата, т.е. перепад температуры в точках Р3 и Р4 на фиг. 7а, где давления будут различны. Термодатчик перепада Ό11 может служить не только для того, чтобы выдать предупреждение относительно обледенения в точке Р1, но, в соответствии с изобретением будет, в частности, применяться и в качестве индикатора риска обледенения, пока в точке Р1 еще нет обледенения. Предпочтительно, чтобы точка Р1 была смежна с критическими участками или находилась на критическом участке. Точка Р2 должна находиться в другом месте по сравнению с точкой Р1 , вдоль линии обтекания (ниже по потоку) летательного аппарата. Задачей термодатчика перепада Ό12 будет предупреждать относительно подтвержденного или нового риска обледенения, которое последует в случае обледенения Р1.

Согласно изобретению преимуществом при расшифровке сигнала, точной насколько возможно, является то, что, по крайней мере, в одной из областей Р1, Р2, Р3 или Р4 измеряется также абсолютная температура. См. «эталон» на фиг. 76, где, например, может быть использован резистивный термодатчик типа Р1100.

Что касается длины и других габаритов термодатчика перепада или требуемых термодатчиков, то они определяются аэродинамическими условиями и возможными местами установки для каждого типа летательного аппарата на интересующих участках.

Аппаратура, описанная здесь, включает в себя пассивные датчики (термоэлектрические датчики), которые не требуют подачи питания. Датчики могут быть установлены под внешней обшивкой самолета, чаще всего сделанной из алюминия, который является хорошо проводящим тепло материалом. Соответственно для установки датчиков не требуется отверстий. В случае необходимости датчики могут быть изготовлены такими тонкими и таким образом, что можно будет установить их снаружи обшивки. Не имеется фактически никаких ограничений по установке этого типа аппаратуры на любых участках летательного аппарата. Таким же образом можно оснастить приборами лопасти пропеллера и винты вертолета. Кроме того, что датчики данного типа могут быть расположены или установлены очень простым способом, они также очень устойчивы к вибрациям и высокому механическому напряжению, которые могут возникать в летательном аппарате.

На фиг. 6 показаны реальные сигналы с четырех термодатчиков перепада, установленных на крыле. В целом показаны четыре сигнала: самый верхний график сигнала 61 начинается со значения больше 0 (сигнал относительного перепада). Этот сигнал поступает от датчика, размещенного приблизительно как Ό11. Следующий сигнал 62 начинается со значения, близкого к 0. Он поступает от датчика, который также размещен приблизительно как Ό11, но на нижней стороне крыла. Сигнал 63 поступает от датчика перепада, размещенного приблизительно как Ό12 на верхней стороне, и сигнал 64 поступает от соответствующего датчика, размещенного на нижней стороне, и измеряется относительно 63, см. Ό13 и 8ΌΤ3 на фиг. 7а. Следует отметить, что сигналы описывают кривую, сходящуюся в общем к нулю, в точке, обозначенной стрелкой 60, которая характеризует возникновение обледенения на переднем крае крыла. На основе схождения значений измерений, упомянутых здесь или кривых 61-64, и зная аэродинамические условия (в нормальной ситуации) самолета, а также объем тепла и т.д. для воздуха, капель воды и льда, можно провести предварительные вычисления и таким образом дать предупреждение относительно риска обледенения. Необходимые средства для этого описаны ниже, со ссылкой на фиг. 7.

В дополнение к значениям сигналов, поступающих от одного или нескольких термоэлектрических датчиков перепада, расположенных в различных местах, учитываются измерения абсолютной температуры Т. Она сильно не изменяется, но со временем несколько уменьшается, пока не произойдет сильного обледенения, а после этого медленно увеличивается. Для предупреждения относительно риска обледенения недостаточно измерять только значения абсолютной температуры.

На фиг. 7 показаны примеры устройства термодатчиков перепада. С целью получения высокой чувствительности, были объединены несколько термодатчиков перепада, каждый из которых имеет биметаллическую конфигурацию. На фиг. 7а показаны возможное размещение. Могут также быть рассмотрены места в направлении потока после Ό12. Другие возможные места - на нижней стороне части самолета или крыле 77, и тогда могут быть рассмотрены измерения температуры между нижней и верхней сторонами, такие как Ό13.

Как схематично проиллюстрировано на фиг. 7а выходные сигналы 8ΌΤ1, 8ΌΤ2 и 8ΌΤ3 от термодатчиков перепада, передаются на компьютер 70 для временного хранения и обработки. Эти сигналы на компьютер 70 могут поступать из нескольких каналов измерений, например, в соответствии с кривыми или графиками 61-64 на фиг. 6. Помимо этого важно, чтобы выходной сигнал из точки Р3, который показывает измерения абсолютной или эталонной температуры, передавался на компьютер 70. На фиг. 76 показано более подробно, как данная эталонная температура может измеряться в точке или области Р3 с помощью резистивного термодатчика Р1100. Сигнал измерения абсолютной температуры имеет существенное значение для контроля правильности обработки сигнала, что касается перепадов температуры, так как по существу диапазон температур между 0°С и -55°С абсолютной температуры составляет тот диапазон, который фактически, в общем, подразумевает, что способ и устройство согласно данному изобретению пригодны для использования и полезны.

Упомянутая выше нормальная ситуация, т.е. температурные перепады, существующие в этой ситуации, также обязательно использованы или сохранены в компьютере 70. Базой данных для этого послужил ряд различных нормальных ситуаций для указанного летательного аппарата, как обсуждалось выше. Используя по существу известные принципы программирования, компьютер 70 может тогда выполнять корреляцию или сравнение между записанными позже перепадами температуры и теми, которые характерны для данной нормальной ситуации, чтобы затем выдать указание, предупреждение или сигналы опасности обледенения. Блок индикации 71 показан в соединении с компьютером 70 и служит для получения выходных сигналов и представления их экипажу самолета или пилоту.

Так называемая нормальная ситуация для распределения температуры в сухом воздухе вокруг летательного аппарата может быть рассчитана заранее или измерена и записана в базе данных, запрограммированной в компьютере 70.

На фоне параметров полета (Р1уРаг на фиг. 7а) ожидаемые значения распределения температуры сухого воздуха корректируются в зависимости от скорости полета, отклонения руля, мощности двигателя, высоты полета и ситуации загрузки. Система может быть так устроена, чтобы эти параметры непрерывно и автоматически подавались в компьютер 70 или же вручную вводились экипажем.

Обычно все современные летательные аппараты оборудованы приборами для необходимых измерений. Исключение составляет ситуация с загрузкой, которая может меняться от полета к полету в зависимости от того, насколько полезная нагрузка важна.

Переменная часть нагрузки таким образом уменьшается до количества топлива, остающегося в любое время. Это можно определить по показаниям топливного датчика летательного аппарата.

Обработка сигнала в компьютере 70 может быть непосредственно адаптирована для того, чтобы обнаружить отклонения уровня записанных позже перепадов температуры, сравниваемых со значениями в нормальной ситуации, и может основываться на отклонениях уровня выше и ниже определенного предельного значения. Другая возможность в добавление к только что упомянутым, поскольку может быть и такой случай, состоит в наличии в компьютере вычислений производной записанных и сохраненных перепадов температуры по времени, как основания для обнаружения и индикации.

На фиг. 7Ь и 7с показано возможное устройство датчика, где использованы медь (Сипровод) и константан (Ко-провод) соответственно в каждом втором проводе. Они имеют электрическую связь в точках, обозначенных малыми кругами (см. указатель 1и).

Один минимальный набор аппаратуры содержит два датчика абсолютной температуры, т.е. состоит из любой комбинации двух датчиков, находящихся в областях Р1, Р2, Р3 и Р4. Другой состоит из одного термодатчика перепада как Όΐ1, Ό12 или Ό13 на фиг. 7а, и одного датчика абсолютной температуры (эталонная температура), соединенного с одним из чувствительных концов термодатчика перепада. Сегодняшняя технология позволяет на практике при использовании термодатчиков перепада получать более высокую точность.

Claims (12)

1. Способ обнаружения условий, создающих риск образования льда на поверхности летательного аппарата в движении, основанный на измерении температуры, по которому поверхностную температуру измеряют датчиками измерения температуры, расположенными, по крайней мере, в двух точках, отличающийся тем, что температуру измеряют в точках, одна из которых расположена ниже относительно другой поверхностной точки по направлению течения основного воздушного потока в области поверхности в данных точках, при этом запись перепада температур между точками в зависимости от времени, включающая перепад температуры в нормальной ситуации для летательного аппарата, его скорость, высоту, соотношение подъем/спуск, сухой воздух, а также абсолют ную температуру, принимается за основу для обнаружения и соответствующего указания пилоту или экипажу летательного аппарата, а последовательно записанные перепады температуры соотносят с перепадом температур в нормальной ситуации для определения и индикации риска образования льда.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что отклонение уровня последовательно записанных перепадов температур относительно перепада температуры в нормальной ситуации принимается за основу для обнаружения и индикации предпочтительно на базе отклонений уровня от предопределенного значения.

3. Способ по любому из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что производная по времени записанных перепадов температур принимается как основание для обнаружения и индикации.

4. Способ по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что, по крайней мере, один датчик измерения температуры размещен в критической точке или области на поверхности летательного аппарата.

5. Способ по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что используют датчики измерения температуры, которые в паре составляют датчик измерения перепада температуры, и что датчик абсолютной температуры предпочтительно размещают в области вблизи датчика измерения перепада температуры.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что используют два или более датчиков измерения перепада температуры.

7. Способ по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что относительно большое увеличение абсолютной температуры используют для предупреждения о начале образования льда.

8. Устройство для обнаружения условий, создающих риск образования льда на поверхности летательного аппарата, для осуществления способа по п. 1, содержащее, по меньшей мере, два датчика измерения температуры, расположенные в различных поверхностных точках, отличающееся тем, что датчики расположены в точках, одна из которых расположена ниже относительно другой точки по направлению течения основного воздушного потока в области поверхности данных точек; устройство содержит средство для записи кривой времени или графика перепада температур между точками, средство для обнаружения и соответствующей индикации опасности обледенения, основанное на записи, при этом один из датчиков измерения температуры показывает абсолютную температуру, а средство для обнаружения и индикации расположено на приборной доске для пилота или экипажа.

9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что, по крайней мере, один датчик для измерения температуры расположен в критической точке или области на поверхности летательного аппарата.

10. Устройство по любому из пп.8 и 9, отличающееся тем, что, по крайней мере, несколько датчиков для измерения температуры попарно состоят из датчиков измерения перепада температур и тем, что датчик измерения абсолютной температуры предпочтительно размещен с датчиком измерения перепада температур.

11. Устройство по п.10, отличающееся тем, что оно содержит два или более датчиков измерения перепада температур.

12. Устройство по любому из пп.8-11, отличающееся тем, что два или более датчиков измерения перепада температур установлены под теплопроводящей внешней обшивкой летательного аппарата.