RU2501717C2 - Способ управления электрической противообледенительной системой - Google Patents
Способ управления электрической противообледенительной системой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2501717C2 RU2501717C2 RU2011124179/11A RU2011124179A RU2501717C2 RU 2501717 C2 RU2501717 C2 RU 2501717C2 RU 2011124179/11 A RU2011124179/11 A RU 2011124179/11A RU 2011124179 A RU2011124179 A RU 2011124179A RU 2501717 C2 RU2501717 C2 RU 2501717C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heating elements
- resistive heating
- thermal model
- icing
- aircraft
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 23
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 33
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 3
- 238000010348 incorporation Methods 0.000 claims description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims 1
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 4
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000026058 directional locomotion Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000009257 reactivity Effects 0.000 description 1
- 230000004584 weight gain Effects 0.000 description 1
- 235000019786 weight gain Nutrition 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
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
- B64D15/22—Automatic initiation by icing detector
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/047—Heating to prevent icing
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Resistance Heating (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к способу контроля и управления, по меньшей мере, одним резистивным нагревательным элементом (1), входящим в состав противообледенительной системы гондолы самолетного турбореактивного двигателя, отличающемуся тем, что он включает этапы: получение параметров наружных условий полета от самолетного центрального блока управления (6), определение тепловой модели, соответствующей полученным условиям полета. В зависимости от выбранной тепловой модели, подают необходимую электрическую мощность (4) на резистивный нагревательный элемент. Обеспечивается оптимизация расхода электрической мощности и повышение надежности. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.
Description
Изобретение относится к способу удаления льда, в частности, удаления льда с узла воздухозаборной кромки гондолы турбореактивного двигателя.
Самолет приводится в движение с помощью одной или нескольких силовых установок, каждая из которых включает в себя турбореактивный двигатель, помещенный в цилиндрическую гондолу. Каждая силовая установка крепится к самолету с помощью стойки, находящейся, как правило, под крылом или в зоне расположения фюзеляжа.
Гондола имеет, как правило, конструкцию, включающую в себя воздухозаборник, который помещен спереди двигателя по потоку, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю по потоку секцию, в которую помещены средства реверса тяги и охватывающую камеру сгорания турбореактивного двигателя, и заканчивается обычно реактивным соплом, выход которого расположен позади турбореактивного двигателя по потоку.
В состав воздухозаборника входят, во-первых, воздухозаборная кромка, обеспечивающая оптимальный захват и направленное перемещение в сторону турбореактивного двигателя воздуха, необходимого для питания вентилятора и внутренних компрессоров турбореактивного двигателя, и, во-вторых, задняя по потоку конструкция, на которой закреплена кромка и которая обеспечивает надлежащую циркуляцию воздуха в сторону лопастей вентилятора. Весь этот узел закреплен спереди по потоку кожуха вентилятора, являющегося составной частью передней по потоку секции гондолы.
В полете, при определенных температурных и влажностных условиях, возможно образование льда на гондоле, в частности, в зоне наружной поверхности кромки воздухозаборника. Наличие льда или инея влияет на аэродинамические свойства воздухозаборника и препятствует нормальному поступлению воздуха к вентилятору.
Одно из технических решений, используемых в борьбе с обледенением, состоит в предотвращении образования инея или льда на наружной поверхности путем поддержания достаточной температуры наружной поверхности.
Так, например, из документа US 4688757 известен способ отбора горячего воздуха в зоне компрессора турбореактивного двигателя и подвод его в зону воздухозаборной кромки с целью нагрева стенок. Однако, для такого устройства требуется специальная система трубопроводов подачи горячего воздуха между турбореактивным двигателем и воздухозаборником, а также система отвода горячего воздуха в зоне воздухозаборной кромки. Из-за этого происходит нежелательное увеличение веса силовой установки.
Указанные выше недостатки удалось устранить благодаря специальным электрическим противообледенительным системам.
Можно назвать, в частности, документ ЕР 1495963, хотя этой теме и различным модификациям таких систем посвящены и многие другие материалы.
Для максимального снижения веса конструкций, используемых в составе гондол, а, в более широком смысле, и всякого авиационного оборудования, в последнее время все чаще прибегают к применению в этих конструкциях композитных материалов. В частности, из таких материалов может быть выполнена и воздухозаборная кромка.
При использовании таких материалов возникает ряд проблем, относящихся к работе электрической противообледенительной системы.
Дело в том, что воздействующая на эти материалы температура не должна, как правило, превышать определенное критическое пороговое значение из-за опасности ухудшения свойств материала и, следовательно, повреждения конструкции. Поэтому, во избежание перегрева, в частности, локального, температуру композитного материала следует контролировать.
Одно из очевидных технических решений - это использование в конструкциях из композитных материалов температурных датчиков. Однако, таким путем не избежать ситуаций локального перегрева в зонах между датчиками, если значительно не увеличить количество датчиков. Кроме того, реализация данного решения требует создания сети для передачи получаемых датчиком данных, что приводит к увеличению веса конструкции и чрезмерному усложнению противообледенительной системы, затрудняя монтаж и эксплуатацию.
Исходя из соображений надежности, может также потребоваться резервирование датчиков, что приведет к еще большему увеличению веса конструкции и ее сложности.
Одной из целей изобретения является разработка эффективной электрической противообледенительной системы, исключающей риск повреждения используемых композитных материалов.
Для достижения указанной цели предложен способ контроля и управления работой, по меньшей мере, одного резистивного нагревательного элемента, входящего в состав противообледенительной системы гондолы самолетного турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что он включает в себя следующие этапы:
- получают от самолетного центрального блока управления параметры, характеризующие наружные условия полета;
- определяют тепловую модель в соответствии с полученными условиями полета;
- в зависимости от тепловой модели, подают необходимую электрическую мощность на резистивный нагревательный элемент.
Таким образом, пользуясь совокупностью данных о наружных условиях полета и наличием этих данных в бортовой ЭВМ, оптимизируют удаление льда с различных узлов гондолы. Это связано с тем, что температура наружной среды, давление, скорость и пр., являются решающими факторами при образовании льда на поверхности гондолы.
Знание указанных наружных условий полета позволяет поместить Самолет внутрь области режимов полета, соответствующей заданной тепловой модели, которая связывает с этой областью режимов полета необходимые значения электрической мощности, подаваемой на нагревательные элементы.
Предпочтительно, в качестве самолетного центрального блока управления используют так называемую ЭЦСУД (Электронно-Цифровую Систему Управления Двигателем (FADEC)). Этот же блок также обозначают с помощью сокращения ЭСУД (Электронная Система Управления Двигателем).
Преимущественно, параметры наружных условий полета получают с помощью, по меньшей мере, одного канала передачи данных с использованием шины «Авиационного радио», АР (ARINC, Aeronautical Radio Incorporation), причем указанный канал связи, предпочтительно, резервируют.
Предпочтительно, параметры наружных условий полета включают в себя, по меньшей мере, один из следующих параметров: наружная температура, скорость самолета, уровень влажности.
Преимущественно, способ согласно изобретению включает в себя управление рядом резистивных нагревательных элементов. Также преимущественно, резистивные нагревательные элементы распределяют, по меньшей мере, по двум секциям нагревательных элементов, причем способ предусматривает выдачу в каждую секцию собственной электрической мощности, одинаковой или разной по величине, в зависимости от принятой тепловой модели и размещения секции. В результате этого имеется возможность предусмотреть разные мощности, например, для первой периферийной цепи резистивных нагревательных элементов, помещенной внутри воздухозаборника, второй периферийной цепи элементов, находящейся в зоне кромки, и третьей периферийной цепи, несколько смещенной вперед по потоку относительно кромки гондолы.
Предпочтительно, применяемую тепловую модель выбирают из ряда тепловых моделей, включающего в себя, по меньшей мере, одну тепловую модель, соответствующую крейсерской мощности двигателя, при этом остальные тепловые модели могут быть тепловыми моделями, в частности, соответствующими, среди прочего, режимам взлета, набора высоты, снижения, ожидания перед посадкой и нахождения самолета на земле.
Преимущественно, в рамках способа используют контур регулирования электрической мощности, подаваемой на нагревательные элементы, в зависимости от мощности, рассеиваемой указанными нагревательными элементами.
Предпочтительно, в тех случаях, когда применяют тепловую модель, соответствующую области режимов полета без обледенения, нагревательные элементы получают питание в соответствии с режимом предварительного нагрева с поддержанием заданной температуры. Благодаря этому удастся повысить реактивность противообледенительной системы в процессе входа в область режимов полета без обледенения, предотвращая в то же время температурные пики и локальные перегревы в случаях чрезмерно быстрого подъема температуры.
Преимущественно, способ включает в себя этап запроса датчика обледенения, причем этот запрос выполняют, в основном, в тех случаях, когда применяемая тепловая модель соответствует области режимов полета с обледенением.
Предметом изобретения является также устройство, сконструированное таким образом, чтобы обеспечить реализацию предложенного способа.
Должно быть совершенно понятно, что, хотя предложенные способ и устройство рассматриваются здесь применительно к кромке воздухозаборника, изобретение отнюдь не ограничивается таким применением и может быть использовано для любой поверхности, которая может подвергаться обледенению.
Сущность изобретения станет более понятной из нижеследующего детального описания, приводимого со ссылками на приложенные чертежи, где
- фиг.1 - схематическое изображение устройства управления электрической противообледенительной системы согласно изобретению;
- фиг.2 и 3 - графические изображения областей режимов полета с обледенением в зависимости от величин наружной температуры и наружного давления.
На фиг.1 схематически показано устройство управления электрической системы для удаления льда с воздухозаборника гондолы турбореактивного двигателя (не показана).
Данный воздухозаборник снабжен рядом сгруппированных в секции 1 нагревательных элементов.
Преимущественно, каждая секция нагревательных элементов соответствует одной отдельной зоне воздухозаборной кромки.
Можно, например, объединить резистивные нагревательные элементы в первую периферийную секцию, состоящую из резистивных нагревательных элементов, помещенных возле внутреннего объема воздухозаборника (Инт.), второй периферийной секции резистивных нагревательных элементов, находящейся в зоне воздухозаборной кромки гондолы, и третьей периферийной секции нагревательных элементов, несколько смещенной (D2) вперед по потоку относительно кромки гондолы.
Указанные зоны воздухозаборной кромки, хотя они и работают в одинаковых наружных условиях, имеют разные потребности в подаваемой на них мощности, необходимой для удаления льда.
Устройство управления содержит блок управления 2, получающий питание от трехфазной сети переменного тока 3 напряжением, например, 115 В или 230 В с регулируемой частотой, при этом от указанного блока управления 2 запитывают секцию 1 резистивных нагревательных элементов через выходы 4, преобразуя переменное или постоянное питающее напряжение в регулируемое постоянное питающее напряжение для каждой секции 1.
Совершенно очевидно, что, исходя из конкретных потребностей, выходное напряжение может быть также переменным.
Каждый электрический выход 4 является выделенным и снабжает питанием одну секцию. Таким образом, на каждую секцию 1 поступает собственное питающее напряжение, являющееся функцией электрической мощности, требуемой для удаления льда из зоны воздухозаборной кромки, обслуживаемой секцией 1.
Кроме того, блок управления 2 осуществляет измерение тока, потребляемого каждой нагревательной секцией 1. Таким образом, мощность, рассеиваемая каждым нагревательным элементом, легко определяют с помощью блока управления 2 без необходимости использовать для этого какой-либо температурный датчик.
В соответствии с предлагаемым способом, в блоке управления 2 используют информацию о наружных условиях полета, имеющуюся в регуляторе типа ЭЦСУД 6. Обмен данными между блоком управления 2 и ЭЦСУД 6 обеспечивают с помощью канала связи 5 по резервной шине АР.
Преимущество использования ЭЦСУД для получения указанных данных заключается в том, что вся информация, касающаяся полетных условий, уже присутствует и подтверждена. Таким образом, блок управления 2 использует полученную от ЭЦСУД информацию для определения электрической мощности, которую необходимо подать в секцию 1 резистивных нагревательных элементов в зависимости от конкретных режимов полета, и поддерживает эту мощность на основе результатов измерений тока и напряжения, выполненных тем же блоком управления 2.
В ходе обычного полета различают, в частности, следующие полетные режимы: взлет, набор высоты, крейсерский режим, снижение, ожидание перед посадкой и нахождение самолета на земле.
Пользуясь существующими тепловыми моделями, можно определить необходимую для удаления льда электрическую мощность для каждой секции 1 резистивных нагревательных элементов.
В Таблице 1 (см. ниже) приведены примерные значения электрической мощности, требуемой для удаления льда с воздухозаборной кромки гондолы диаметром 75,1 дюйма, разделенной на три зоны D1, D2 и Инт.
| Таблица 1 | |||||||||
| Плотность мощности в положении «12 час» | Плотность мощности в положении «6 час» | ||||||||
| Режим | Высота | Скорость | Наружная температура | D1 | D2 | Инт | D1 | D2 | Инт |
| (фут) | (число Маха) | (°С) | Р (Вт/м2) | Р (Вт/м2) | Р (Вт/м2) | Р (Вт/м2) | Р (Вт/м2) | Р (Вт/м2) | |
| МТО | 8000 | 0,192 | -2 | 2906 | 1889 | 9672 | 3873 | 4861 | 8044 |
| МТО | 15000 | 0,497 | -18 | 2906 | 1889 | 9672 | 3873 | 4861 | 12112 |
| Набор высоты | 15000 | 0,388 | -8 | 2906 | 1889 | 13937 | 3873 | 4861 | 17159 |
| Крейсерский | 22000 | 0,785 | -30 | 2906 | 1889 | 7254 | 3873 | 4861 | 10598 |
| Снижение | 15000 | 0,388 | -8 | 2906 | 1889 | 12694 | 3873 | 4861 | 12167 |
| Ожидание | 22 000 | 0,629 | -20 | 2906 | 1889 | 13903 | 3873 | 4861 | 16049 |
Сокращение МТО означает Maximum Take-off, «максимальный режим взлета».
«12 час» соответствует положению «12 часов» в зоне воздухозаборника, то есть положению вблизи крепежной стойки.
«6 час» соответствует положению «6 часов» в зоне воздухозаборника.
Исходя из информации, полученной от ЭЦСУД 6, блок управления 2 определяет, соответствуют ли условия движения самолета области режимов полета с обледенением, и определяет подлежащую применению тепловую модель (режим), а следовательно, и определяемую этой моделью электрическую мощность, которую необходимо подать в нагревательные секции 1.
На фиг.2 и 3 приведены графики, иллюстрирующие области режимов полета с обледенением, где по оси ординат отложены температурные пределы в °С, а по оси абсцисс - пределы давления (барометрическая высота: высота, на которой давление составляет 1013,25 гПа).
Когда условия движения самолета выходят из области режимов полета с обледенением, блок управления подает питание к секциям 1 в соответствии с режимом предварительного нагрева, поддерживая определенную температуру, чтобы система реагировала со всей возможной быстротой, как только самолет войдет в указанную область режимов полета с обледенением.
К блоку управления 2 можно добавить датчик обледенения, обеспечивающий подачу необходимой электрической мощности только в том случае, если движение самолета происходит в условиях реального обледенения.
Хотя изобретение было описано выше применительно к частному примеру осуществления, надо понимать, что оно не ограничивается только этим примером, но охватывает всевозможные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств и их различных комбинаций, при условии, что они включены в объем изобретения.
Claims (11)
1. Способ контроля и управления, по меньшей мере, одним резистивным нагревательным элементом (1), входящим в состав противообледенительной системы гондолы самолетного турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что он включает этапы:
- получают параметры наружных условий полета от самолетного центрального блока управления (6),
- определяют тепловую модель, соответствующую полученным условиям полета,
- в зависимости от данной тепловой модели подают необходимую электрическую мощность (4) на резистивный нагревательный элемент (1).
- получают параметры наружных условий полета от самолетного центрального блока управления (6),
- определяют тепловую модель, соответствующую полученным условиям полета,
- в зависимости от данной тепловой модели подают необходимую электрическую мощность (4) на резистивный нагревательный элемент (1).
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве центрального блока управления используют Электронно-Цифровую Систему Управления Двигателем (ЭЦСУД (FADEC)).
3. Способ по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что параметры наружных условий полета получают с помощью, по меньшей мере, одного канала передачи данных с использованием шины «Авиационного радио» (АР (ARINC, Aeronautical Radio Incorporation)) (5), причем указанный канал связи предпочтительно резервируют.
4. Способ по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что параметры наружных условий полета включают в себя, по меньшей мере, один из следующих параметров: наружная температура, наружное давление, скорость самолета, уровень влажности.
5. Способ по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что включает в себя управление рядом резистивных нагревательных элементов (1).
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что резистивные нагревательные элементы распределяют, по меньшей мере, по двум секциям (1) резистивных нагревательных элементов, причем способ предусматривает подачу в каждую из секций собственной электрической мощности (4), одинаковой или разной по величине, в зависимости от принятой тепловой модели и размещения секций.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что применяемую тепловую модель выбирают из ряда тепловых моделей, включающего в себя, по меньшей мере, одну тепловую модель, соответствующую крейсерскому режиму, при этом остальные тепловые модели могут быть тепловыми моделями, соответствующими, в частности, режимам взлета, набора высоты, снижения, ожидания перед посадкой и нахождения самолета на земле.
8. Способ по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что используют контур регулирования электрической мощности, подаваемой на нагревательные элементы, в зависимости от мощности, рассеиваемой указанными нагревательными элементами.
9. Способ по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что в тех случаях, когда применяют тепловую модель, соответствующую области режимов полета без обледенения, резистивные нагревательные элементы (1) получают питание в соответствии с режимом предварительного нагрева с поддержанием заданной температуры.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что включает этап запроса датчика обледенения, причем этот запрос выполняют, в основном, в тех случаях, когда применяемая тепловая модель соответствует области режимов полета с обледенением.
11. Устройство, предназначенное для реализации способа по любому из пп.1-10.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR08/06416 | 2008-11-17 | ||
| FR0806416A FR2938503A1 (fr) | 2008-11-17 | 2008-11-17 | Procede de controle d'un systeme de degivrage electrique |
| PCT/FR2009/001032 WO2010055215A1 (fr) | 2008-11-17 | 2009-08-26 | Procédé de contrôle d'un système de dégivrage électrique |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011124179A RU2011124179A (ru) | 2012-12-27 |
| RU2501717C2 true RU2501717C2 (ru) | 2013-12-20 |
Family
ID=40790675
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011124179/11A RU2501717C2 (ru) | 2008-11-17 | 2009-08-26 | Способ управления электрической противообледенительной системой |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9102411B2 (ru) |
| EP (1) | EP2352672B1 (ru) |
| CN (1) | CN102209666B (ru) |
| BR (1) | BRPI0921661A2 (ru) |
| CA (1) | CA2741457A1 (ru) |
| ES (1) | ES2403049T3 (ru) |
| FR (1) | FR2938503A1 (ru) |
| RU (1) | RU2501717C2 (ru) |
| WO (1) | WO2010055215A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2558408C2 (ru) * | 2013-12-30 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Крыловский государственный научный центр" | Электроимпульсное противообледенительное устройство |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8517601B2 (en) | 2010-09-10 | 2013-08-27 | Ultra Electronics Limited | Ice detection system and method |
| CN102522026B (zh) * | 2011-11-29 | 2013-09-18 | 天津空中代码工程应用软件开发有限公司 | 飞行结冰模拟器 |
| CN102897324B (zh) * | 2012-07-13 | 2015-06-10 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种飞机防冰装置 |
| US10179654B2 (en) * | 2015-10-20 | 2019-01-15 | Honeywell International Inc. | Architecture for air data probe power supply control |
| US10392117B2 (en) * | 2016-09-23 | 2019-08-27 | General Electric Company | Icing condition detection using instantaneous humidity sensing |
| RU2666886C1 (ru) * | 2017-11-14 | 2018-09-12 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета |
| FR3079818A1 (fr) * | 2018-04-10 | 2019-10-11 | Airbus Operations (S.A.S.) | Nacelle de moteur d'aeronef munie d'un systeme de protection contre le givre et procede de protection associe |
| US10822999B2 (en) * | 2018-07-24 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Systems and methods for fan blade de-icing |
| CN114476079B (zh) * | 2021-12-27 | 2023-10-20 | 武汉航空仪表有限责任公司 | 一种基于结冰条件判断的传感器及方法 |
| CN114313272B (zh) * | 2022-02-07 | 2024-09-27 | 中国商用飞机有限责任公司 | 结冰探测器、电子设备和结冰探测方法 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB772188A (en) * | 1953-09-11 | 1957-04-10 | Honeywell Regulator Co | A new or improved icing indicator for aircraft |
| GB1082707A (en) * | 1966-07-27 | 1967-09-13 | Rosemount Eng Co Ltd | Improvements in or relating to ice detection apparatus |
| US3596264A (en) * | 1969-03-13 | 1971-07-27 | Holley Carburetor Co | Multichannel frost ice and snow detecting device |
| WO2001010713A1 (en) * | 1999-08-06 | 2001-02-15 | Bell Helicopter Textron Inc. | Redundant de-icing/anti-icing system for aircraft |
| EP1495963A2 (en) * | 2003-07-08 | 2005-01-12 | Rohr, Inc. | Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip |
| US20080128556A1 (en) * | 2006-11-30 | 2008-06-05 | Platt Clyde F | System and method for detecting ice formation on an aircraft |
| RU2349780C2 (ru) * | 2004-09-21 | 2009-03-20 | Эрбюс Франс | Устройство для защиты от обледенения воздушных судов и способ защиты от обледенения |
| RU2411161C2 (ru) * | 2005-06-22 | 2011-02-10 | Эрбюс Франс | Система защиты от обледенения и борьбы с обледенением гондолы двигателя летательного аппарата, содержащая резистивный слой |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4688757A (en) * | 1986-08-11 | 1987-08-25 | Dresser Industries, Inc. | Soft seat Y pattern globe valve |
| US4831819A (en) * | 1987-07-02 | 1989-05-23 | Avco Corporation | Anti-icing valve |
| US5412181A (en) * | 1993-12-27 | 1995-05-02 | The B. F. Goodrich Company | Variable power density heating using stranded resistance wire |
| US6151567A (en) * | 1994-05-27 | 2000-11-21 | Hamilton Sundstrand Corporation | Data communication analysis and simulation tool |
| US6593547B1 (en) * | 2000-11-30 | 2003-07-15 | Pacific Scientific Electro Kinetics Division | Air gap deicing device |
| FR2863586B1 (fr) * | 2003-12-12 | 2007-01-19 | Eurocopter France | Dispositif de degivrage/antigivrage modulaire d'une surface aerodynamique. |
| FR2887519B1 (fr) * | 2005-06-22 | 2008-10-10 | Airbus France Sas | Systeme d'anti-givrage et de degivrage de nacelle de moteur d'aeronef a tapis resistif |
| ATE486779T1 (de) * | 2005-06-22 | 2010-11-15 | Airbus Operations Sas | Antivereisungs- und enteisungssystem für ein flugzeugmotorengehäuse mit widerstandsmatte |
| US7708227B2 (en) * | 2006-01-06 | 2010-05-04 | Cox & Company, Inc. | Energy-efficient electro-thermal ice-protection system |
| GB0722398D0 (en) * | 2007-11-15 | 2007-12-27 | Rolls Royce Plc | A method of monitoring a gas turbine engine |
| US8049147B2 (en) * | 2008-03-28 | 2011-11-01 | United Technologies Corporation | Engine inlet ice protection system with power control by zone |
| US7938368B2 (en) * | 2008-04-07 | 2011-05-10 | United Technologies Corporation | Nosecone ice protection system for a gas turbine engine |
| FR2941439B1 (fr) * | 2009-01-28 | 2011-01-14 | Aircelle Sa | Dispositif de degivrage electrique et systeme de controle associe |
| CN102522026B (zh) * | 2011-11-29 | 2013-09-18 | 天津空中代码工程应用软件开发有限公司 | 飞行结冰模拟器 |
-
2008
- 2008-11-17 FR FR0806416A patent/FR2938503A1/fr not_active Withdrawn
-
2009
- 2009-08-26 WO PCT/FR2009/001032 patent/WO2010055215A1/fr active Application Filing
- 2009-08-26 CN CN200980144502.9A patent/CN102209666B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2009-08-26 EP EP09737032A patent/EP2352672B1/fr not_active Not-in-force
- 2009-08-26 US US13/129,719 patent/US9102411B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-08-26 RU RU2011124179/11A patent/RU2501717C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-08-26 ES ES09737032T patent/ES2403049T3/es active Active
- 2009-08-26 BR BRPI0921661A patent/BRPI0921661A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2009-08-26 CA CA2741457A patent/CA2741457A1/fr not_active Abandoned
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB772188A (en) * | 1953-09-11 | 1957-04-10 | Honeywell Regulator Co | A new or improved icing indicator for aircraft |
| GB1082707A (en) * | 1966-07-27 | 1967-09-13 | Rosemount Eng Co Ltd | Improvements in or relating to ice detection apparatus |
| US3596264A (en) * | 1969-03-13 | 1971-07-27 | Holley Carburetor Co | Multichannel frost ice and snow detecting device |
| WO2001010713A1 (en) * | 1999-08-06 | 2001-02-15 | Bell Helicopter Textron Inc. | Redundant de-icing/anti-icing system for aircraft |
| EP1495963A2 (en) * | 2003-07-08 | 2005-01-12 | Rohr, Inc. | Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip |
| RU2349780C2 (ru) * | 2004-09-21 | 2009-03-20 | Эрбюс Франс | Устройство для защиты от обледенения воздушных судов и способ защиты от обледенения |
| RU2411161C2 (ru) * | 2005-06-22 | 2011-02-10 | Эрбюс Франс | Система защиты от обледенения и борьбы с обледенением гондолы двигателя летательного аппарата, содержащая резистивный слой |
| US20080128556A1 (en) * | 2006-11-30 | 2008-06-05 | Platt Clyde F | System and method for detecting ice formation on an aircraft |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2558408C2 (ru) * | 2013-12-30 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Крыловский государственный научный центр" | Электроимпульсное противообледенительное устройство |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2352672A1 (fr) | 2011-08-10 |
| WO2010055215A1 (fr) | 2010-05-20 |
| US20110225975A1 (en) | 2011-09-22 |
| US9102411B2 (en) | 2015-08-11 |
| EP2352672B1 (fr) | 2013-01-16 |
| BRPI0921661A2 (pt) | 2016-02-16 |
| ES2403049T3 (es) | 2013-05-13 |
| RU2011124179A (ru) | 2012-12-27 |
| CA2741457A1 (fr) | 2010-05-20 |
| FR2938503A1 (fr) | 2010-05-21 |
| CN102209666B (zh) | 2015-08-05 |
| CN102209666A (zh) | 2011-10-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2501717C2 (ru) | Способ управления электрической противообледенительной системой | |
| US6725645B1 (en) | Turbofan engine internal anti-ice device | |
| RU2516909C2 (ru) | Электрическое противообледенительное устройство и соответствуюшая система контроля | |
| EP2250090B1 (en) | Icing protection for aircraft air inlet scoops | |
| JP7370134B2 (ja) | 組み合わされた流体防除氷及び電子冷却システム | |
| US7124983B2 (en) | Hybrid electrical ice protection system and method including an energy saving mode | |
| US20140345292A1 (en) | Return fluid air cooler system for turbine cooling with optional power extraction | |
| US20180079511A1 (en) | Turbofan engine fluid ice protection delivery system | |
| US9476360B2 (en) | Method of automatically regulating aircraft power plant gas generator and free turbine speeds as a function of heating, electricity generation, noise emission, and fuel consumption | |
| US4976397A (en) | Anti-icing system for aircraft | |
| US7922121B2 (en) | Power distribution architecture for an ice protection system | |
| US10259589B2 (en) | Pulsed deicing system | |
| US4741499A (en) | Anti-icing system for aircraft | |
| US20150292351A1 (en) | Electric de-icing device for turbojet engine nacelle element | |
| EP2835517B1 (en) | An anti-ice system for preventing ice crystal accretion in gas turbine engines | |
| US9156556B2 (en) | Method and device for using hot air to de-ice the leading edges of a jet aircraft | |
| CN110712756A (zh) | 用于飞行器上的防冰的多模发电机 | |
| US12078103B1 (en) | Anti-ice mixing unit utilizing bleed air for a gas turbine engine | |
| Shah | Integrated Engine Inlet Thermal Anti-Icing and Environmental Control System (TAI/ECS) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150827 |