RU2489320C2 - Устройство, устраняющее и/или предотвращающее обледенение переднего края крыла летательного аппарата - Google Patents
Устройство, устраняющее и/или предотвращающее обледенение переднего края крыла летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2489320C2 RU2489320C2 RU2010146575/11A RU2010146575A RU2489320C2 RU 2489320 C2 RU2489320 C2 RU 2489320C2 RU 2010146575/11 A RU2010146575/11 A RU 2010146575/11A RU 2010146575 A RU2010146575 A RU 2010146575A RU 2489320 C2 RU2489320 C2 RU 2489320C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- edge
- emitters
- infrared
- air intake
- power supply
- Prior art date
Links
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims abstract description 27
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 10
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 10
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 6
- 230000007547 defect Effects 0.000 claims description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims description 3
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 claims description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 3
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 7
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 3
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 3
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 3
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 3
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 239000010453 quartz Substances 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N silicon dioxide Inorganic materials O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Photometry And Measurement Of Optical Pulse Characteristics (AREA)
- Control Of Resistance Heating (AREA)
- Resistance Heating (AREA)
- Radiation Pyrometers (AREA)
- Catching Or Destruction (AREA)
Abstract
Устройство содержит множество элементов (13, 13а, 13b) инфракрасного излучения, расположенных внутри указанного переднего края или кромки (1) воздухозаборника (3) двигателя летательного аппарата, средства (17) энергоснабжения для излучателей и средства (27) для управления средствами энергоснабжения. Излучатели выполнены из керамики и характеризуются совокупностью следующих параметров: соотношение параметров мощность излучения/вес составляет приблизительно 500 Вт/100 г, излучательная способность составляет приблизительно 97% при 800°С в диапазоне 1,5-10 мкм, поверхностная плотность энергии излучения превышает 70 кВт/м2, эффективность превышает 95%. Использование элементов инфракрасного излучения позволяют исключить отведение горячего воздуха от двигателей, они имеют оптимальное соотношение параметров мощность излучения/вес, занимают мало места и могут быть легко заменены, имеют длительный срок службы, высокую излучательную способность, обладают низкой тепловой инерцией. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 14 ил.
Description
Изобретение относится к устройству, устраняющему и/или предотвращающему обледенение переднего края крыла летательного аппарата или кромки воздухозаборника авиационного двигателя, а также к способу управления подобным устройством.
Образование льда на передних кромках крыла летательного аппарата или на кромках воздухозаборников авиационных двигателей создает много проблем, включая добавленный вес, дисбаланс между участками левого и правого борта, а в конкретном случае воздухозаборников двигателей - вероятность попадания в двигатель образований из больших кусков льда с нанесением значительного повреждения.
Для устранения вышеизложенных проблем в области аэронавтики были разработаны устраняющие обледенение и/или предотвращающие обледенение устройства. Напоминаем, что в данном документе под устранением обледенения понимается удаление уже образовавшегося льда, а под предотвращением обледенения понимается препятствование образованию льда.
Предотвращающие обледенение устройства необходимы, в частности, в случае использования двигателей, содержащих детали, выполненные из композиционных материалов, например, лопатки крыльчатки. В подобных случаях необходимо устранять любую опасность проникновения льда в двигатель, так как композиционные материалы не способны выдерживать подобное ударное воздействие.
Устраняющие обледенение устройства предшествующего уровня техники можно разделить на две категории устройств - пневматические устройства и электрические устройства.
В пневматических устройствах горячий воздух, отводимый от двигателя, заставляют циркулировать внутри освобождаемого ото льда переднего края крыла или кромки воздухозаборника с использованием системы трубопроводов, снабженных расположенными в соответствующих местах отверстиями.
Несмотря на то что указанные пневматические устройства являются сравнительно эффективными, тем не менее, они обладают рядом недостатков, а именно, они громоздки, тяжеловесны и ухудшают эксплуатационные качества двигателей летательного аппарата.
В электрических устройствах к резистивной пластине подается питание с использованием тока от элементов энергоснабжения летательного аппарата. Эти резисторы, в общем, расположены в обшивке переднего края крыла или в кромке воздухозаборника.
Несмотря на сравнительную эффективность указанных электрических устройств они обладают рядом недостатков, а именно, они сложны в производстве и уязвимы для повреждений.
Среди электрических систем из документа FR 920 828 известен принцип использования инфракрасных ламп для нагрева внутренней стороны переднего края крыла. Эта известная система имеет ряд недостатков, она тяжела, имеет большие размеры и не подходит для борьбы с обледенением композитных передних краев крыльев летательных аппаратов.
Таким образом, целью данного изобретения является создание устройства, которое не обладает вышеупомянутыми недостатками и приспособлено как для устранения обледенения, так для предупреждения обледенения, в особенности в отношении передних краев крыльев летательных аппаратов, выполненных из композитных материалов.
Указанная цель достигается посредством устраняющего обледенение и/или предотвращающего обледенение устройства для переднего края крыла летательного аппарата или для кромки воздухозаборника двигателя летательного аппарата, отличающегося тем, что оно содержит множество элементов инфракрасного излучения, расположенных внутри указанного переднего края или указанной кромки, средства энергоснабжения для указанных излучателей и средства для управления указанными средствами энергоснабжения, причем указанные эмиттеры выполнены из керамики и имеют совокупность следующих признаков:
соотношение параметров мощность излучения/вес составляет приблизительно 500 Вт/100 г,
излучательная способность составляет приблизительно 97% при 800°С в диапазоне 1,5-10 мкм,
поверхностная плотность энергии излучения превышает 70 кВт/м2,
эффективность превышает 95%.
Использование элементов инфракрасного излучения является особенно преимущественным, так как подобные элементы доступны для приобретения, позволяют исключить какое-либо отведение горячего воздуха от двигателей, они имеют оптимальное соотношение параметров мощность излучения/вес, занимают мало места и могут быть легко заменены, имеют длительный срок службы, обычно превышающий 10000 часов, высокую излучательную способность, (в сравнении, кварцевая трубка имеет излучательную способность приблизительно 70%), обладают низкой тепловой инерцией, обычно допускающей для излучателя мощностью в 1000 Вт подъем температуры в 700°С за 100 сек, позволяют устранить проблемы, связанные с чувствительностью к грозовым разрядам, поскольку они могут быть установлены внутри полости, определяемой передним краем крыла или кромкой воздухозаборника, они особенно приспособлены для предупреждения обледенения, так как позволяют получать высокую поверхностную плотность энергии излучения, потребляют небольшой электрический ток, благодаря их высокой эффективности, причем подобная эффективность обусловлена тем, что используемые элементы инфракрасного излучения близки к абсолютно черному телу, при этом инфракрасное излучение нагревает материалы, которые поглощают его, а не воздух, находящийся между излучательным элементом и этими материалами.
В соответствии с другими свойствами предлагаемого устройства указанные элементы инфракрасного излучения содержат нагревательные резисторы, заключенные в керамику со специальным наружным покрытием, обладающим высокой излучательной способностью, причем подобные излучатели идеально удовлетворяют требованиям и доступны для приобретения, в частности, под товарным знаком Infraline®;
указанные элементы инфракрасного излучения установлены на расстоянии от внутренней стенки указанного переднего края крыла или указанной кромки на опорных средствах, прикрепленных внутри указанного переднего края или указанной кромки, причем эта конструкция особенно подходит для случая, когда передний край или кромка выполнены из композиционных материалов, которые не способны достаточно противостоять температурам в непосредственной близости от элементов инфракрасного излучения,
указанные опорные средства присоединены к передней перегородке указанного воздухозаборника, или к конструктивным придающим жесткость деталям, расположенным в передней части воздухозаборника, причем указанная передняя перегородка, которая отделяет полость, границы которой определены кромкой воздухозаборника, от оставшейся части указанного воздухозаборника, или эти конструктивные придающие жесткость детали, в случае отсутствия передней перегородки, представляют собой опоры, обладающие достаточной жесткостью, чтобы поддерживать элементы инфракрасного излучения,
указанные опорные средства простираются между указанной передней перегородкой, или указанными придающими жесткость деталями, и внутренней стенкой указанной кромки, такое решение, при котором опорные средства закреплены как на передней перегородке, или на указанных конструктивных придающих жесткость деталях, так и на внутренней стенке кромки, обеспечивает оптимальную устойчивость инфракрасных излучателей, в частности, к вибрациям,
указанная кромка воздухозаборника содержит металлическую внутреннюю стенку, а указанные инфракрасные излучатели закреплены на указанной стенке, или в непосредственной близости от нее, причем эта металлическая стенка в случае, когда кромка содержит обшивку, имеющую металлическую ячеистую конструкцию, способна противостоять высоким температурам, преобладающим в непосредственной близости от инфракрасных излучателей,
указанные инфракрасные излучатели распределены по внутренней периферии указанной кромки так, чтобы оптимизировать их действие, причем это распределение допускает равномерное устранение обледенения/предупреждение обледенения всей кромки,
указанные средства энергоснабжения могут быть присоединены к источнику питания на борту, или расположенному на земле, причем данное соединение с источником на борту позволяет выполнять функции устранения обледенения/предупреждения обледенения во время полета, а соединение с источником питания, расположенным на земле, позволяет выполнять эти функции, когда летательный аппарат находится на бетонированной площадке, включая случай, когда он полностью остановлен (при выключенных двигателях),
указанные средства управления способны регулировать напряжение, и/или интенсивность, и/или продолжительность работы указанных средств энергоснабжения так, чтобы регулировать тепловую энергию, излучаемую в направлении внутренней стенки указанного переднего края или указанной кромки,
указанное устройство содержит первые температурные датчики, расположенные около внутренней стенки указанного переднего края или указанной кромки и присоединенные электрически к указанным средствам управления, при этом указанные средства управления способны регулировать напряжение, и/или интенсивность, и/или продолжительность энергоснабжения указанных элементов инфракрасного излучения в зависимости от сигналов, полученных от указных датчиков, эти первые температурные датчики позволяют регулировать температуру поверхности, входящей в контакт с излучающими элементами, так, чтобы она не превышала заданную максимальную температуру,
указанное устройство содержит два температурных датчика, расположенных в непосредственной близости от указанных инфракрасных излучателей и электрически присоединенных к указанным средствам управления, при этом указанные средства управления способны регулировать напряжение, и/или интенсивность, и/или продолжительность энергоснабжения указанных инфракрасных излучателей в зависимости от сигналов, полученных от указных вторых датчиков, причем эти вторые датчики позволяют регулировать температуру поверхности инфракрасных излучателей и, таким образом, изменять полосу частот излучения в инфракрасном диапазоне,
указанные излучатели выполнены так, чтобы обеспечивать индивидуальное или групповое управление, в зависимости от необходимости в удалении льда и габаритов указанного воздухозаборника,
указанные излучатели распределены так, что неисправность, выявленная средством управления в одном из них, влечет за собой увеличение энергии, вырабатываемой соседними излучателями, с возможностью компенсации указанного дефекта,
встроенные средства самотестирования позволяют выявлять любой дефект одного из компонентов устройства во время технического обслуживания на земле.
Данное изобретение также относится к способу управления устройством в соответствии с вышеизложенным, при котором выполняется прерывание работы указанных средств энергоснабжения на короткие периоды, во время которых требуется обеспечить функционирование другого оборудования указанного летательного аппарата, например реверсоров тяги с электрическими приводами: с учетом тепловой инерции нагретых частей этот способ позволяет обеспечивать максимальную энергию для указанного другого оборудования летательного аппарата с одновременным поддержанием по существу постоянной температуры в участках, которые необходимо освободить ото льда.
Данное изобретение также относится к способу управления устройством в соответствии с вышеизложенным, при котором выполняется управление указанными средствами энергоснабжения так, что указанные инфракрасные излучатели функционируют в заданной полосе частот, предварительно определенной и зависящей от материала, из которого выполнен передний край крыла или носок воздухозаборника, чтобы оптимизировать передачу тепла к поверхности, с которой должен быть удален лед.
Другие свойства и преимущества данного изобретения будут очевидны из последующего описания и прилагаемых чертежей, на которых:
фиг.1 показывает схематически продольный разрез кромки воздухозаборника двигателя летательного аппарата, оборудованного устройством в соответствии с первым вариантом выполнения данного изобретения;
фиг.2 показывает вид, подобный виду, показанному на фиг.1, альтернативный первому варианту выполнения;
фиг.3 показывает схематически схему управления первого варианта выполнения устройства в соответствии сданным изобретением;
фиг.4-6 показывают, в соответствии с подобными видами на фиг.1 и 3, виды трех вариантов второго варианта выполнения по данному изобретению;
фиг.7 показывает, в соответствии с подобным видом на фиг.3, схему второго варианта выполнения управления устройством в соответствии с данным изобретением;
фиг.8a и 8b представляют собой половинные виды, соответствующие вариантам выполнения, показанным на фиг.1 и 4, схематически изображающие, соответственно, одно возможное распределение элементов инфракрасного излучения по периферии кромки воздухозаборника;
фиг.9a и 9b представляют собой виды в поперечном сечении двух возможных вариантов выполнения инфракрасных излучателей в соответствии с данным изобретением;
фиг.10a-10c представляют собой виды в плоскости трех возможных вариантов выполнения инфракрасных излучателей в соответствии с данным изобретением.
В последующем будет приведено описание предлагаемого устройства, объединенного с кромкой воздухозаборника двигателя летательного аппарата.
Однако следует помнить, что данное изобретение также может быть использовано для переднего края крыла летательного аппарата.
Обратимся теперь к фиг.1, на котором показана кромка 1 воздухозаборника 3 двигателя летательного аппарата.
Как известно, воздухозаборник двигателя летательного аппарата, который является частью гондолы, окружающей указанный двигатель, представляет собой, по существу, кольцевой кожух, обеспечивающий возможность захвата наружного воздуха и его направление сначала к крыльчатке, а затем к компрессору двигателя летательного аппарата.
Кромка 1 воздухозаборника 3 является, до известной степени, его передним краем, т.е. краем, который отделяет поток воздуха, поступающего в двигатель, от потока проходящего снаружи гондолы.
Как известно, воздухозаборник 3, в общем, содержит перегородку 5, называемую «передней перегородкой», отделяющую полость 7, границы которой определены кромкой 1, от остальной части внутренней области 9 воздухозаборника.
Указанная передняя перегородка 5 обладает, с одной стороны, конструктивной функцией, которая, позволяет обеспечивать высокую прочность конструкции воздухозаборника, а, с другой стороны, функцией теплоизоляции полости 7 относительно области 9, чтобы удержать тепло в области удаления льда.
В указанной полости 7 фактически находятся удаляющие лед средства, создающие тепло, которое требуется удержать в контакте с внутренней стенкой 11 кромки 1, чтобы получить оптимальную эффективность в удалении льда.
Более конкретно, в контексте данного изобретения, указанные средства для удаления льда содержат множество элементов 13 инфракрасного излучения, закрепленных на внутренней стенке 11 кромки 1, Следует отметить, что этот первый вариант выполнения, в котором инфракрасные излучатели 13 закреплены непосредственно на указанной внутренней стенке 11, вполне подходит для случая, когда указанная внутренняя стенка 11 обладает высокой термостойкостью, в частности, когда она выполнена из металла.
В частности, это относится к случаю, когда кромка 1 выполнен в виде металлической ячеистой конструкции 14, в которой внутренняя стенка 11 выполнена в виде металлической обшивки.
Обычно инфракрасные излучатели 13 могут быть расположены в трех отдельных местоположениях, как показано на фиг.1 в продольном поперечном разрезе.
Предпочтительно, эти излучатели распределены равномерно по внутренней периферии кромки 1, как показано в осевой проекции на фиг.8а.
В другом, показанном на фиг.2, варианте инфракрасные излучатели 13 присоединены к внутренней стенке 11 кромки 1 с помощью опор 15.
Инфракрасные излучатели 13 могут быть керамическими излучателями (резисторами, встроенными в керамическую опору), снабжаемыми от источника электрического тока или напряжения.
Подобные излучатели являются доступными для приобретения, в частности, под товарным знаком INFRALINE®;
Интенсивность этого типа инфракрасных излучателей составляет приблизительно 74 кВт/м2, которая позволяет получить мощность около 1 кВт при напряжении 235 В для излучателей с размером 200×64 мм.
Подобные излучатели могут иметь по существу прямоугольную, квадратную или трапецеидальную форму, как показано на фиг.9a, 9b, 10a и 10c.
Преимущественно, как показано на фиг.9b, эти излучатели могут иметь радиус R кривизны, обеспечивающий максимальное рассеяние инфракрасного излучения в направлении указанной кромки.
Фиг.3 показывает электрическую схему, позволяющую управлять инфракрасными излучателями 13.
Эта электрическая схема содержит источник 17 питания, присоединенный к источнику 19 энергоснабжения на борту летательного аппарата, или расположенному на земле с присоединением к источнику питания 17 с возможностью отсоединения.
Система кабелей 21 позволяет присоединить источник 17 питания к инфракрасным излучателям 13.
Указанная система кабелей 21 предпочтительно может быть отсоединена от инфракрасных излучателей простым способом, чтобы допустить легкую замену частей последних по отдельности или в комплектах. Показанная на фиг.3 схема более точно соответствует варианту, показанному на фиг.1, при этом инфракрасные излучатели 13 закреплены на внутренней металлической стенке ячеистой структуры 14 кромки 1.
На металлической стенке 11 расположены температурные датчики 23, которые присоединены подходящей кабельной проводкой 25 к электронному управляющему блоку 27, действующему на источник 17 питания через соответствующую кабельную проводку 29.
Следует понимать, что датчики 23 и кабельные средства 25 образуют контур обратной связи, позволяющий благодаря управляющему средству 27 регулировать напряжение, и/или интенсивность, и/или продолжительность (например, с периодическим отключением подачи электроэнергии) энергоснабжения инфракрасных излучателей 13 и, соответственно, температуры внутренней стенки 11, и температуры, обеспечивающей устранение обледенения и/или предотвращение обледенения кромки 1.
В показанном на фиг.4 варианте выполнения кромка 1 выполнена из композиционного материала, и не имеет металлической внутренней стенки 11, как в случае предыдущего варианта выполнения.
В этом случае не допускается размещение инфракрасных излучателей 13 в непосредственной близости от внутренней стенки кромки 1, повреждение которой создаст реальную опасность повреждения указанной кромки под действием весьма высокой температуры в непосредственной близости от инфракрасных излучателей.
По этой причине необходимо расположить инфракрасные излучатели на расстоянии от внутренней стенки кромки 1.
В другом варианте, показанном на фиг.4, эти излучатели 13 закреплены попарно на передней перегородке 5 с помощью опор 15.
Соответствующей осевой проекцией является вид, показанный на фиг.8b, на котором можно видеть эти пары инфракрасных излучателей, равномерно распределенные по внутренней периферии кромки воздухозаборника, аналогично предыдущему варианту выполнения.
В варианте выполнения, показанном на фиг.5, инфракрасные излучатели 13 закреплены на опоре 15, которая простирается между внутренней стенкой кромки 1 и передней перегородкой 5.
Подобные опоры могут иметь трубчатую конструкцию, на которой закреплены попарно инфракрасные излучатели, направленные к кромке 1, как можно видеть на фиг.5.
В этом случае на внутренней периферии кромки 1 равномерно распределено множество опор 15 и их инфракрасных излучателей.
Фиг.6 показывает другой вариант, в котором инфракрасные излучатели 13 закреплены на опоре 15, непосредственно присоединенной к передней перегородке 5, и опосредовано к кромке 1 посредством двух кронштейнов 31a, 31b.
Как показано на фиг.6, два излучателя 13а, 13b помещены на каждой стороне опоры 15, а третий излучатель помещен у конца указанной опоры, напротив кромки 1.
Следует отметить, что варианты, показанные на фиг.4-6, также можно использоваться для кромки воздухозаборника, содержащей ячеистую конструкцию 14, как показано на фиг.6.
Фиг.7 показывает электрическую схему управления инфракрасными излучателями вариантов, показанных на фиг.4-6.
В отличие от предыдущего варианта выполнения кроме первых датчиков 23, расположенных на внутренней стенке кромки 1, в непосредственной близости от излучателей 13 расположены вторые датчики 33, причем эти первые 23 и вторые 33 датчики присоединены соответствующей кабельной проводкой 25 к средствам 27 управления.
Наличие этих двух типов датчиков позволяет, используя известный специалистам в данной области техники закон (в частности, закон Вина), обеспечивать управление (напряжением, и/или интенсивностью, и/или продолжительностью) энергоснабжением излучателей 13, чтобы получить заданную полосу диапазона инфракрасного излучения (например 3,8-4,3 мкм) и не превышать требуемую температуру на внутренней стенке кромки 1, при заданном расстоянии d, отделяющем эти инфракрасные излучатели от указанной кромки 1 (на фиг.7 инфракрасное излучение обозначено стрелкой 35).
Расстояние d, в типичном случае, может изменяться в диапазоне 0-400 мм. Рабочий режим и преимущества предлагаемого устройства следует непосредственно из предшествующего описания.
Для удаления льда с кромки 1 воздухозаборника, или предотвращения образования на ней льда, к излучателям направляют электрический ток так, что они обеспечивают инфракрасное излучение в направлении внутренней стенки кромки 1 воздухозаборника.
Это инфракрасное излучение позволяет нагревать указанную кромку воздухозаборника непосредственно (вариант, показанный на фиг.1 и 2), или опосредовано (вариант, показанный на фиг.4-6).
Управление интенсивностью излучения и полосой испускания обеспечивается средствами 27 управления.
Следует отметить, что излучение на длинах волн 3,8-4,3 мкм особенно подходит для нагревания кромки воздухозаборника, выполненной из композиционного материала.
Следует отметить, что модульный характер излучателей 13 допускает большую гибкость в установке и расположении, позволяя оптимизировать эффективность устранения или предотвращения обледенения.
Следует также отметить, что управление инфракрасными излучателями 13 средствами 27 управления может быть выполнено на каждом излучателе индивидуально, или по группам излучателей в зависимости от расстояния до излучателей, их количества, их расположения в полости 7 и характера нагреваемых материалов кромки.
Следует также отметить, что можно автоматически осуществлять текущий контроль надлежащей работы действующего излучателя: измерение напряжения, и/или потребляемого ток, и/или температуры стенки кромки позволяет выявлять неисправность в одном из излучателей. В сравнении с заданной минимальной отсчетной температурой, можно локально увеличить электроэнергию излучателей, смежных с неисправным излучателем, для поддержания соответствующей температуры для удаления льда.
Следует также отметить, что данное устройство может быть обеспечено востренными средствами самотестирования, позволяющими выявлять эксплуатационный дефект в системе управления и различных группах излучателей во время наземного техобслуживания.
Следует также отметить, что преимущественно прослойка 36 тепловой изоляции может быть закреплена на передней перегородке 5 для обеспечения оптимальной изоляции полости 7 относительно области 9 воздухозаборника.
Из предшествующего описания следует, что предлагаемое устройство позволяет устранять обледенение и/или предупреждать обледенение кромки воздухозаборника или переднего края крыла летательного аппарата, при этом оно обладает малым весом, весьма эффективно, легко ремонтируется и полностью защищено от грозовых разрядов.
Естественно, что данное изобретение ни в коем случае не ограничивается рассмотренными выше вариантами выполнения, приведенными исключительно в качестве примеров.
Claims (16)
1. Устройство, устраняющее и/или предотвращающее обледенение переднего края крыла летательного аппарата или кромки (1) воздухозаборника (3) двигателя летательного аппарата, содержащее множество элементов (13, 13а, 13b) инфракрасного излучения, расположенных внутри указанного переднего края или указанной кромки (1), средства (17) энергоснабжения для указанных излучателей (13, 13а, 13b) и средства (27) для управления указанными средствами (17) энергоснабжения, причем указанные излучатели выполнены из керамики и характеризуются совокупностью следующих параметров:
соотношение параметров мощность излучения/вес составляет приблизительно 500 Вт/100 г,
излучательная способность составляет приблизительно 97% при 800°С в диапазоне 1,5-10 мкм,
поверхностная плотность энергии излучения превышает 70 кВт/м2,
эффективность превышает 95%.
соотношение параметров мощность излучения/вес составляет приблизительно 500 Вт/100 г,
излучательная способность составляет приблизительно 97% при 800°С в диапазоне 1,5-10 мкм,
поверхностная плотность энергии излучения превышает 70 кВт/м2,
эффективность превышает 95%.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что указанные элементы (13, 13а, 13b) инфракрасного излучения содержат нагревательные резисторы, заключенные в керамику со специальным наружным покрытием, обладающим высокой излучательной способностью.
3. Устройство по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что указанные элементы (13, 13а, 13b) инфракрасного излучения установлены на расстоянии от внутренней стенки указанного переднего края крыла или указанной кромки (1) на опорных средствах (15), прикрепленных внутри указанного переднего края или указанной кромки (1).
4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что указанные опорные средства (15) присоединены к передней перегородке (5) указанного воздухозаборника (3) или к конструктивным придающим жесткость деталям, расположенным в передней части воздухозаборника.
5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что указанные опорные средства (15) простираются между указанной передней перегородкой (5) или указанными придающими жесткость деталями и внутренней стенкой указанной кромки (1).
6. Устройство по любому из пп.1 или 2, отличающееся тем, что указанная кромка (1) воздухозаборника содержит металлическую внутреннюю стенку (11), а указанные инфракрасные излучатели (13, 13а, 13b) закреплены на указанной стенке или в непосредственной близости от нее.
7. Устройство по любому из пп.1, 2, 4 или 5, отличающееся тем, что указанные инфракрасные излучатели (13, 13а, 13b) распределены по внутренней периферии указанной кромки (1) так, чтобы оптимизировать их действие.
8. Устройство по любому из пп.1, 2, 4 или 5, отличающееся тем, что указанные средства (17) энергоснабжения присоединены к источнику питания (19), расположенному на борту или на земле.
9. Устройство по любому из пп.1, 2, 4 или 5, отличающееся тем, что указанные средства (27) управления предназначены для регулировки напряжения, и/или интенсивности, и/или продолжительности работы указанных средств (17) энергоснабжения так, чтобы управлять тепловой энергией, излучаемой к внутренней стенке указанного переднего края или указанной кромки (1).
10. Устройство по любому из пп.1, 2, 4 или 5, отличающееся тем, что оно содержит первые температурные датчики (23), расположенные около внутренней стенки указанного переднего края или указанной кромки и присоединенные электрически к указанным средствам (27) управления, при этом указанные средства (27) управления предназначены для регулировки напряжения, и/или интенсивности, и/или продолжительности энергоснабжения указанных элементов (13, 13a, 13b) инфракрасного излучения в зависимости от сигналов, полученных от указанных датчиков (23).
11. Устройство по любому из пп.1, 2, 4 или 5, отличающееся тем, что оно содержит вторые температурные датчики (33), расположенные в непосредственной близости от указанных инфракрасных излучателей (13, 13а, 13b) и электрически присоединенные к указанным средствам (27) управления, при этом указанные средства (27) управления предназначены для регулировки напряжения, и/или интенсивности, и/или продолжительности энергоснабжения указанных инфракрасных излучателей (13, 13а, 13b) в зависимости от сигналов, полученных от указанных вторых датчиков (33).
12. Устройство по любому из пп.1, 2, 4 или 5, отличающееся тем, что указанные излучатели (13, 13а, 13b) выполнены так, что управление ими осуществляется или индивидуально, или в группах, в зависимости от конкретных условий удаления льда и габаритов воздухозаборника (3).
13. Устройство по любому из пп.1, 2, 4 или 5, отличающееся тем, что указанные излучатели (13, 13а, 13b) распределены так, что неисправность, выявленная средством (27) управления в одном из них, влечет за собой увеличение энергии, вырабатываемой соседними излучателями, с возможностью компенсации указанного дефекта.
14. Устройство по любому из пп.1, 2, 4 или 5, отличающееся тем, что имеются встроенные средства самотестирования, позволяющие выявлять любой дефект одного из компонентов устройства во время технического обслуживания на земле.
15. Способ управления устройством, выполненным согласно любому из предыдущих пунктов, в котором выполняют прерывание работы указанных средств (17) энергоснабжения на короткие периоды, во время которых требуется обеспечить функционирование другого оборудования указанного летательного аппарата, например реверсоров тяги с электрическим приводом.
16. Способ регулирования устройства, выполненного в соответствии с любым из пп.1-14, согласно которому выполняют регулирование указанных средств (17) энергоснабжения так, что указанные инфракрасные излучатели (13, 13a, 13b) функционируют в заданной полосе частот, предварительно определенной и зависящей от материала, из которого выполнен передний край крыла или кромка воздухозаборника, чтобы оптимизировать передачу тепла к поверхности, с которой должен быть удален лед.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0802200A FR2930234B1 (fr) | 2008-04-21 | 2008-04-21 | Systeme de degivrage et/ou d'antigivrage pour bord d'attaque de voilure d'aeronef. |
| FR0802200 | 2008-04-21 | ||
| PCT/FR2009/000033 WO2009130400A1 (fr) | 2008-04-21 | 2009-01-12 | Systeme de degivrage et/ou d'antigivrage pour bord d'attaque de voilure d'aeronef |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010146575A RU2010146575A (ru) | 2012-05-27 |
| RU2489320C2 true RU2489320C2 (ru) | 2013-08-10 |
Family
ID=40003339
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010146575/11A RU2489320C2 (ru) | 2008-04-21 | 2009-01-12 | Устройство, устраняющее и/или предотвращающее обледенение переднего края крыла летательного аппарата |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8991763B2 (ru) |
| EP (1) | EP2265498B1 (ru) |
| CN (1) | CN102007038A (ru) |
| BR (1) | BRPI0910855A2 (ru) |
| CA (1) | CA2721365A1 (ru) |
| ES (1) | ES2398797T3 (ru) |
| FR (1) | FR2930234B1 (ru) |
| RU (1) | RU2489320C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009130400A1 (ru) |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2961789B1 (fr) * | 2010-06-24 | 2012-07-20 | Eurocopter France | Procede pour eviter le colmatage d'une grille, grille et entree d'air mettant en oeuvre un tel procede |
| FR2966801B1 (fr) * | 2010-10-29 | 2012-11-02 | Aircelle Sa | Structure de bord d'attaque notamment pour entree d'air de nacelle de moteur d'aeronef |
| FR2976556B1 (fr) * | 2011-06-17 | 2013-12-27 | Airbus Operations Sas | Entree d'air d'une nacelle d'aeronef incorporant une levre renforcee avec un systeme de degivrage par effet joule |
| US9221544B2 (en) * | 2011-09-20 | 2015-12-29 | The Boeing Company | Integrated surface thermal management system |
| EP2650220B1 (en) * | 2012-04-11 | 2015-07-15 | Goodrich Corporation | Deicer zones with shedding-enhanced borders |
| US20140014776A1 (en) * | 2012-07-13 | 2014-01-16 | Kelly Aerospace Thermal Systems Llc | System containing an electric heating element and method for installation and use thereof |
| FR2986779A1 (fr) * | 2012-10-30 | 2013-08-16 | Aircelle Sa | Ensemble d'entree d'air a degivrage infrarouge |
| EP2917107B1 (en) * | 2012-11-08 | 2017-08-30 | Saab Ab | De-icing arrangement and method for de-icing a structural element |
| CN104340368B (zh) * | 2013-07-24 | 2017-02-08 | 中国国际航空股份有限公司 | 飞机机翼防冰活门的监控系统和方法及其维修方法 |
| CN105564651B (zh) * | 2014-10-31 | 2018-01-16 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机热力防冰系统 |
| CN105667806A (zh) * | 2014-11-19 | 2016-06-15 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种除冰方法 |
| DE102015115628A1 (de) * | 2015-09-16 | 2017-03-16 | Rainer Förster | Infrarotheizung |
| EP3165761B1 (de) * | 2015-11-03 | 2019-05-22 | Nordex Energy GmbH | Windenergieanlagenrotorblatt mit einer elektrischen heizeinrichtung |
| CN105416593A (zh) * | 2015-12-11 | 2016-03-23 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞行器除冰系统 |
| US10543926B2 (en) * | 2015-12-21 | 2020-01-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ice protection systems |
| US10189572B2 (en) * | 2016-05-02 | 2019-01-29 | The Boeing Company | Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft |
| US10273012B2 (en) * | 2016-09-08 | 2019-04-30 | Ge Aviation Systems Llc | Deicing module for an aircraft and method for deicing |
| US10662877B2 (en) * | 2016-10-03 | 2020-05-26 | Rohr, Inc. | Embedded aircraft heater repair |
| GB2563271A (en) * | 2017-06-08 | 2018-12-12 | Short Brothers Plc | Aircraft ice protection system and method |
| CN108058832B (zh) * | 2017-11-03 | 2022-06-28 | 中航通飞研究院有限公司 | 一种复合式防冰液-气囊防除冰系统 |
| FR3096657B1 (fr) | 2019-05-27 | 2021-04-30 | Safran Nacelles | Lèvre d’entrée d’air de nacelle d’aéronef comportant au moins une source d’émission d’infrarouges |
| CN110589026B (zh) * | 2019-10-10 | 2023-05-09 | 中国商用飞机有限责任公司 | 闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置 |
| CN111003209A (zh) * | 2019-12-26 | 2020-04-14 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 大型尾翼除冰风洞试验装置和方法 |
| RU2753977C1 (ru) * | 2020-05-29 | 2021-08-25 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Способ защиты поверхностей воздухозаборника летательного аппарата от обледенения |
| FR3123049A1 (fr) * | 2021-12-20 | 2022-11-25 | Airbus Operations | Système de protection électrique contre le givre d’une nacelle d’aéronef. |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1633720A1 (ru) * | 1988-10-06 | 1996-11-10 | В.А. Ивлиев | Электротепловая система циклического действия для элементов планера самолета |
| DE19745621C1 (de) * | 1997-10-16 | 1998-11-19 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Verfahren zur Enteisung von einer Eisbildung ausgesetzten Flächen an Luftfahrzeugen |
| WO2001008973A1 (en) * | 1999-07-30 | 2001-02-08 | Northcoast Technologies | Zoned aircraft de-icing system and method |
| DE202006007228U1 (de) * | 2006-05-03 | 2006-10-26 | Beier, Gerhard M., Dipl.-Ing. | Infrarotflächenheizelement |
| WO2006136748A2 (fr) * | 2005-06-22 | 2006-12-28 | Airbus France | Systeme d'anti-givrage et de degivrage de nacelle de moteur d'aeronef a tapis resistif |
| FR2898868A1 (fr) * | 2006-03-24 | 2007-09-28 | Aircelle Sa | Structure pour levre d'entree d'air de nacelle a degivrage electrique |
Family Cites Families (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2317019A (en) * | 1941-01-27 | 1943-04-20 | Altemus James Dobson | De-icing device for airplane propellers, wings, and the like |
| FR920828A (fr) * | 1945-10-15 | 1947-04-18 | Moyen nouveau et dispositifs de dégivrage des organes ou éléments sensibles au froid d'un avion | |
| US2681409A (en) * | 1949-11-19 | 1954-06-15 | North American Aviation Inc | Condensate removing apparatus |
| CN85204992U (zh) * | 1985-11-20 | 1986-11-05 | 韦保江 | 远红外线辐射板 |
| US5206806A (en) * | 1989-01-10 | 1993-04-27 | Gerardi Joseph J | Smart skin ice detection and de-icing system |
| US5129598A (en) * | 1989-12-22 | 1992-07-14 | B. F. Goodrich Co. | Attachable electro-impulse de-icer |
| US5272400A (en) * | 1992-05-26 | 1993-12-21 | Dataproducts New England, Inc. | Expulsive ice detector |
| FI90957C (fi) * | 1992-09-08 | 1994-04-25 | Soundek Oy | Lentokoneen siiven jäätymisen ilmaisin |
| ATE182404T1 (de) * | 1993-05-06 | 1999-08-15 | Tulip Bay Pty Ltd | Leckprüfgerät und -verfahren |
| US5429327A (en) * | 1993-10-22 | 1995-07-04 | The B.F. Goodrich Company | Electro-impulse de-icer |
| US5484121A (en) * | 1993-11-12 | 1996-01-16 | Padawer; Jacques | Icing detector for aircraft surfaces |
| CN1077061C (zh) * | 1995-05-23 | 2002-01-02 | 辐射航空服务公司 | 用红外辐射线为飞机除冰的方法和设备 |
| US5921502A (en) * | 1996-06-19 | 1999-07-13 | Cox & Company, Inc. | Hybrid ice-protection system for use on roughness-sensitive airfoils |
| FR2756253B1 (fr) * | 1996-11-27 | 1999-01-29 | Eurocopter France | Elements resistifs pour le chauffage d'un profil aerodynamique, et dispositif de chauffage d'un profil aerodynamique incorporant de tels elements |
| FR2756254B1 (fr) * | 1996-11-27 | 1999-01-29 | Eurocopter France | Dispositif de chauffage d'un profil aerodynamique |
| FR2772341B1 (fr) * | 1997-12-12 | 2000-03-24 | Aerospatiale | Diffuseur d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction a circuit de degivrage |
| US6283411B1 (en) * | 1998-01-21 | 2001-09-04 | The B.F. Goodrich Company | Hybrid deicer with element sequence control |
| FR2779314B1 (fr) * | 1998-05-27 | 2000-08-04 | Eurocopter France | Dispositif de chauffage a elements resistifs d'un profil aerodynamique |
| US6206325B1 (en) * | 1998-09-18 | 2001-03-27 | Sunlase, Inc. | Onboard aircraft de-icing using lasers |
| AU1324200A (en) * | 1998-10-27 | 2000-05-15 | Trustees Of Dartmouth College | Systems and methods for modifying ice adhesion strength |
| US6378225B1 (en) * | 2001-04-02 | 2002-04-30 | Fred M. Slingo | Hair dryer employing far-infrared radiation |
| US7278610B2 (en) * | 2004-03-03 | 2007-10-09 | Goodrich Corporation | Aircraft wing with electrothermal deicing and/or anti-icing device |
| US7246773B2 (en) * | 2004-05-06 | 2007-07-24 | Goodrich Coporation | Low power, pulsed, electro-thermal ice protection system |
| US7784739B2 (en) * | 2004-05-26 | 2010-08-31 | The Boeing Company | Detection system and method for ice and other debris |
| US7469862B2 (en) * | 2005-04-22 | 2008-12-30 | Goodrich Corporation | Aircraft engine nacelle inlet having access opening for electrical ice protection system |
| DE102006031330B4 (de) * | 2005-07-14 | 2014-03-20 | Goodrich Corp. | Für Eis empfänglicher Abschnitt eines Flugzeugs, insbesondere Flugtriebwerk- Zelleneinlasslippe, umfassend ein Eisschutzsystem, Flugtriebwerk mit einer solchen Einlasslippe sowie ein Verfahren zum Schutz einer solchen Einlasslippe vor Vereisung |
| US20070187381A1 (en) * | 2006-02-16 | 2007-08-16 | United Technologies Corporation | Heater assembly for deicing and/or anti-icing a component |
| US7923668B2 (en) * | 2006-02-24 | 2011-04-12 | Rohr, Inc. | Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein |
| DE102007029842B4 (de) * | 2006-06-28 | 2019-05-29 | Goodrich Corp. | Flugzeug-Eisschutzverfahren |
| FR2928346B1 (fr) * | 2008-03-05 | 2011-09-16 | Hutchinson | Systeme et procede d'antigivrage/degivrage et structure d'aeronef incorporant ce systeme. |
-
2008
- 2008-04-21 FR FR0802200A patent/FR2930234B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-01-12 RU RU2010146575/11A patent/RU2489320C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-01-12 CN CN2009801138139A patent/CN102007038A/zh active Pending
- 2009-01-12 CA CA2721365A patent/CA2721365A1/fr not_active Abandoned
- 2009-01-12 US US12/988,699 patent/US8991763B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-01-12 ES ES09733760T patent/ES2398797T3/es active Active
- 2009-01-12 WO PCT/FR2009/000033 patent/WO2009130400A1/fr active Application Filing
- 2009-01-12 BR BRPI0910855A patent/BRPI0910855A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2009-01-12 EP EP09733760A patent/EP2265498B1/fr not_active Not-in-force
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1633720A1 (ru) * | 1988-10-06 | 1996-11-10 | В.А. Ивлиев | Электротепловая система циклического действия для элементов планера самолета |
| DE19745621C1 (de) * | 1997-10-16 | 1998-11-19 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Verfahren zur Enteisung von einer Eisbildung ausgesetzten Flächen an Luftfahrzeugen |
| WO2001008973A1 (en) * | 1999-07-30 | 2001-02-08 | Northcoast Technologies | Zoned aircraft de-icing system and method |
| WO2006136748A2 (fr) * | 2005-06-22 | 2006-12-28 | Airbus France | Systeme d'anti-givrage et de degivrage de nacelle de moteur d'aeronef a tapis resistif |
| FR2898868A1 (fr) * | 2006-03-24 | 2007-09-28 | Aircelle Sa | Structure pour levre d'entree d'air de nacelle a degivrage electrique |
| DE202006007228U1 (de) * | 2006-05-03 | 2006-10-26 | Beier, Gerhard M., Dipl.-Ing. | Infrarotflächenheizelement |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES2398797T3 (es) | 2013-03-21 |
| US8991763B2 (en) | 2015-03-31 |
| FR2930234B1 (fr) | 2010-07-30 |
| US20110036950A1 (en) | 2011-02-17 |
| BRPI0910855A2 (pt) | 2019-09-24 |
| EP2265498B1 (fr) | 2012-10-31 |
| RU2010146575A (ru) | 2012-05-27 |
| EP2265498A1 (fr) | 2010-12-29 |
| FR2930234A1 (fr) | 2009-10-23 |
| WO2009130400A1 (fr) | 2009-10-29 |
| CA2721365A1 (fr) | 2009-10-29 |
| CN102007038A (zh) | 2011-04-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2489320C2 (ru) | Устройство, устраняющее и/или предотвращающее обледенение переднего края крыла летательного аппарата | |
| JP6194201B2 (ja) | 航空機防除氷システムおよび方法 | |
| EP1495963B1 (en) | Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip | |
| US8499540B2 (en) | Device for de-icing the air intake of a gas turbine | |
| US10144520B2 (en) | De-icing system with thermal management | |
| CN101203424B (zh) | 飞行器发动机舱及其解冻系统以及该系统的操控方法 | |
| US7124983B2 (en) | Hybrid electrical ice protection system and method including an energy saving mode | |
| US20160123185A1 (en) | Method and a circuit for ventilating equipment of a turbojet by thermoelectricity | |
| US20070102582A1 (en) | Aircraft engine nacelle ice protection system | |
| CN104995403B (zh) | 风力发电站的转子叶片 | |
| EP2546515B1 (en) | Wind turbine cooling arrangement | |
| US20090194633A1 (en) | Icing protection for aircraft air inlet scoops | |
| EP3414446B1 (en) | Acoustic honeycomb panel with integrated electrical heater | |
| US20080087315A1 (en) | Thermoelectric Fan for Radiation-Based Heaters, and Methods Related Thereto | |
| US20150056074A1 (en) | System and method for deicing wind turbine rotor blades | |
| EP1935783B1 (en) | Ice protection system including a plurality of segmented sub-areas and a cyclic diverter valve | |
| GB2259287A (en) | Apparatus for and method of de-icing a surface | |
| EP2427376A1 (en) | Heating system | |
| CA2916300A1 (en) | Rotor blade de-icing device of a wind turbine | |
| EP2762407B1 (en) | A de-icing apparatus and a method of using the same | |
| CN110630383A (zh) | 飞行器防冰系统 | |
| CA2766446A1 (en) | Heated guide vane | |
| EP1873060B1 (en) | Hybrid electrical ice protection system and method including an energy saving mode | |
| CA2763082A1 (en) | Wind turbine featuring recirculation of a cooling stream | |
| RU2753977C1 (ru) | Способ защиты поверхностей воздухозаборника летательного аппарата от обледенения |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160113 |