WO2007118263A1 - Verfahren und vorrichtung zur beseitigigung einer vereisung von einer luftfahrzeugoberfläche - Google Patents

Verfahren und vorrichtung zur beseitigigung einer vereisung von einer luftfahrzeugoberfläche Download PDF

Info

Publication number
WO2007118263A1
WO2007118263A1 PCT/AT2007/000167 AT2007000167W WO2007118263A1 WO 2007118263 A1 WO2007118263 A1 WO 2007118263A1 AT 2007000167 W AT2007000167 W AT 2007000167W WO 2007118263 A1 WO2007118263 A1 WO 2007118263A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
aircraft surface
ice
cover layer
heated
Prior art date
Application number
PCT/AT2007/000167
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Michael Kaiser
Johannes Kienl
Wolfgang Kummer
Original Assignee
Kummer, Ursula
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Kummer, Ursula filed Critical Kummer, Ursula
Publication of WO2007118263A1 publication Critical patent/WO2007118263A1/de

Links

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
    • B64D15/16—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical means

Definitions

  • the present invention relates to a method of eliminating icing from an aircraft surface as well as to an apparatus for eliminating icing from an aircraft surface having a heater on the inside of the aircraft surface.
  • US Pat. No. 4,463,919 A discloses a pneumatic de-icing system in which heated surface parts are inflated.
  • a defrosting system is known from US Pat. No. 4,732,351 A, in which a corrugation of the surface is achieved by the action of current on piezoelectric material.
  • the pneumatic defrosting system proposed in EP 0 356 760 A2 operates with time-shifted pressure pulses.
  • the present invention has the object to provide a defrosting system which avoids the above disadvantages and provides a reliable de-icing.
  • a method of the type mentioned is essentially characterized in that by the heating of parts of the frozen aircraft surface, the ice from the top layer surface dissolved by a water film and at the same time a thermal and / or mechanical expansion of the cover layer material is generated, the one Change the aircraft surface structure and / or the ice surface generated.
  • Cover layer material is achieved a reliable blasting or removal of an optionally formed ice layer.
  • the iced Aircraft surface is divided into two or more segments.
  • the segments are heated in a fixed or non-fixed sequence.
  • the mechanically reinforcing force acts through a membrane, wherein this force can be formed by the natural spring force of a membrane and varied by a variably or not variably adjustable setting length.
  • the force created by the membrane provides protection of the system from icing and enhances the mechanical force provided by the thermo-mechanical expansion.
  • an apparatus of the type mentioned is also characterized essentially in addition, that one or more part (s) is slidably mounted to the aircraft surface on the air vehicle body "is (are).
  • one or more part (s) is slidably mounted to the aircraft surface on the air vehicle body "is (are).
  • the joints between the displaceable parts and the aircraft body having a cover it being proposed according to a further preferred embodiment that an axial guide, in particular a T-joint, is available.
  • a ' bearing which is displaceable in one direction only, receives mechanical loads.
  • ⁇ According to a further preferred embodiment of treadmill is intended that a cover layer side is bent.
  • the heated cover layer surface rests on or be sunk into the aircraft surface, wherein according to a further preferred embodiment it is proposed that only one of the two be Flanks or halves heated and / or expandable.
  • one or more parts of the aircraft surface are slidably mounted on the aircraft body and are connected to the basic structure by a mechanical storage, both in an expansion of the uppermost layer as well as a shrinkage of this layer, these actively move.
  • forces can be absorbed that act normally on the aerodynamic surface.
  • the switch-on command for the heating mat can be done by the pilot and the Eissensors and the associated, logical computer unit.
  • the heating unit reinforced by the thermoreflector effect of the bond between the heating unit and the installation aid, thermally acts on the cover layer.
  • the top layer of the de-icing system heats up due to the thermal effect and transfers the heat energy to the lowest ice layer of the affected area, which melts thereby.
  • the mechanical connection between the ice and the de-icing system is replaced by a film of water, on which the ice floats.
  • the cover layer mechanically expands due to the thermally induced action. This mechanical expansion is guided to the leading edge due to the cover layer, which is firmly clamped on one side in this case, in particular the wing.
  • the leading edge is a defined line on each wing, namely the connecting line of the foremost points of the profile sections of a wing.
  • the mechanical fastening of the firmly clamped cover layer side is a defined point, which is determined in the design of each specific bearing surface and corresponds to a mechanical, trivalent storage. Due to the angled shape of the cover layer on the free moving side, a cover layer slides on the second and pierces the ice. This lifting effect is mechanically reinforced by the membrane. Because of the now separate patch of ice and the resulting water film, the ice slides due to aerodynamic pressure forces from the Tragflä- chenobers' eite from.
  • the use of the present de-icing system is not limited only to wing surfaces of aircraft. It should be noted here that this system can be applied to any aerodynamically interesting, ice-prone surfaces of any form whose size is irrelevant. Experience has shown that it will be attached to wings, vertical and vertical stabilizers as well as ice-endangered fuselage sections and possibly also to propellers.
  • Fig. 1 is a circuit diagram for the deicing system in an aircraft
  • Fig. 2 is a sectional view of the de-icing system of the invention applied to an aircraft wing;
  • Fig. 1 shows the driving chain of the de-icing system.
  • the electrical system for controlling the heating mats consists of a bus which is controlled by a master or a slave in the computer unit (4). These two main computers control the bus, give an output to the display or the display (3) (the only input of the display is the on / off selection) and store any defects that are connected via a service plug (6) from a waiting or an operator can be queried.
  • the modules for the ice sensors (1) and heating systems (5) are connected to the bus.
  • a module of the Eissensor consists of several Eissensoren on the upper and lower wing sides and a microcontroller, which passes the results to the main computer.
  • the heating mats When the heating mats are actuated, the wing is de-iced, fed by the power bus on the generator (2).
  • the detachment of the ice after actuation of the heating mats works as follows:
  • Eissenormodul can consist of several Eissensoren
  • cockpit display control element for the pilot (s); consists of on / off switch and status indicator
  • Heating mat heats the cover layer or flanks
  • Service connector allows the operator or technician to read and configure accurate information.
  • FIG. 2 which shows a sectional drawing through a supporting surface
  • the device according to the invention consists of heating mats (5) which heat the covering layer (7). This temperature jump expands the cover layer. Slightly above the stagnation point, the upper and lower halves of the cover layer hit each other, with one half slipping on the other half by a ramp. Between the “ramps" of the top layer is a T-piece (9), which is to ensure a linear guide, lower sliding friction, high hardness against abrasion and a quick replacement of this single wearing part.
  • the bearing (11) can be designed as a sliding connection or as a plastic elastic connection.
  • the entire system or components, consisting of the cover layer, the heating mats and the bearing, are glued to a base layer (8) in order to be able to better transport and assemble the entire construction.
  • Top coat pushes the flanks against each other due to heating and protects the heating mats from FODs
  • Base layer almost all components are glued to it and serve for faster assembly
  • T-joint easily exchangeable component between the flanks
  • Cover layer with the T-joint, it prevents the
  • Fig. 3a shows the de-icing system in the warm and thus extended or extended state. Here you can clearly see how the flank hits the ice and peels it off. This image also shows how to sink the device into the aircraft and thus minimize aerodynamic drag. This can be seen from the connection of the end of the cover layer (7) with the surface of the aircraft. In this image, the deformation of the elastic bearing (11) and the cover layer (7) can be seen.
  • 3b shows a further optimization possibility by sinking the T-joint (9) and the cover (10) can be made in the cover layer (7), which is shown here in the cold state.
  • Cover (10) represents a corresponding protection, as can be seen in particular from Fig. 3a.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Control Of Resistance Heating (AREA)

Abstract

Bei einem Verfahren zur Beseitigung einer Vereisung von einer Luftfahrzeugoberfläche, ist vorgesehen, daß durch die Erwärmung von Teilen der vereisten Luftfahrzeugoberfläche das Eis von der Deckschichtoberfläche (7) durch einen Wasserfilm gelöst und gleichzeitig eine thermische und/oder mechanische Ausdehnung des Deckschichtmaterials (7) erzeugt wird, die eine Änderung der Luftfahrzeugoberflächenstruktur und/oder der Eisoberfläche erzeugt. Bei einer Vorrichtung zur Beseitigung einer Vereisung von einer Luftfahrzeugoberfläche mit einer Heizvorrichtung auf der Innenseite der Luftfahrzeugoberfläche, ist vorgesehen, daß ein oder mehrere Teil(e) der Luftfahrzeugoberfläche (7) auf dem Luftfahrzeugkörper verschiebbar angeordnet ist (sind), wodurch sich eine zuverlässige Enteisung einer Tragflächenstruktur erzielen läßt.

Description

VERFAHREN UND VORRICHTUNG ZUR BESEITIGIGtMG EINER VEREISUNG VON EINER LUFTFAHRZEUGOBERFLÄCHE •
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Beseitigung einer Vereisung von einer Luftfahrzeugoberfläche als auch auf eine Vorrichtung zur Beseitigung einer Vereisung von einer Luftfahrzeugoberfläche mit einer Heiz- vorrichtung auf der Innenseite der Luftfahrzeugoberfläche.
Vorrichtungen zur Beseitigung von Eisansatz auf Luftfahrzeugen, bei denen die Oberfläche von Luftfahrzeugen verändert wird, sind bereits bekannt. So ist aus der US 4,463,919 A ein pneumatisches Enteisungssystem bekannt, bei dem erwärmte Oberflächenteile aufgeblasen werden. Weiters ist aus der US 4,732,351 A ein Enteisungssystem bekannt, bei dem durch Stromeinwirkung auf piezoelektrisches Material eine Wellung der Oberfläche erreicht wird. Das in der EP 0 356 760 A2 vorgeschlagene, pneumatische Enteisungssystem arbeitet mit zeitversetzten Druckimpulsen.
Aus der DE 10 2005 009349 ist ein Flugzeugflügel mit einer elektrothermischen Enteisungs- und/oder Anti-Vereisungsvorrichtung bekannt geworden, wobei darauf abgezielt wird, einen Eisaufbau über einem vorderen Teil einer beweglichen Klappe als auch an anderen vereisungsanfälligen Gebieten eines Flugzeugflügels zu verhindern, wobei bei dieser Ausführungsform nachteilig ist, daß ein zusätzlicher Bauteil, wie beispielsweise die Klappe, so befestigt werden muß, daß sie aufgedreht bzw. aufgeklappt oder auch verschoben werden kann. Unter Berücksichtigung eines Strömungswiderstands und eines möglichen Strömungsabrisses kann eine derartige Klappe nur an der Unterseite einer Tragfläche montiert werden, wobei darüber hinaus die Klappe . relativ groß dimensio- niert werden muß oder sich auch in Richtung zur Flügelnase verschieben muß.
Darüber hinaus ist es aus der US 2,393,635 A bekannt, für einen EnteisungsVorgang einen hohlen Raum zwischen einer Flügeloberfläche und einer darüber mechanisch befestigten Gummimatte vorzusehen, welche mit einem Gas gefüllt wird, bis ein Druckausgleich zwischen der Aufladung aus einem Druckbehälter und der aufblasbaren bzw. aufgeblasenen Gum- mimatte herrscht, wobei in der Gummimatte Heizdrähte integriert sind. Nachteilig bei dieser bekannten Ausführungsform ist die Tatsache, daß derartige Gummimatten nur auf bestimmten Profilquerschnitten einer Tragfläche angebracht werden können, wobei bei kritischen Profilstrukturen eine Veränderung des ProfilquerSchnitts als Ursache für kritische Flugzustände angesehen wird, da ein laminares Anliegen des Luftstroms nicht mehr gewährleistet ist.
Nachteilig bei allen diesen bekannten Lösungen sind der große Materialaufwand, der große Wartungsaufwand, die hohe
Störanfälligkeit und damit geringe Verläßlichkeit im Hinblick auf Triebwerkzapfluft und gegebenenfalls Triebwerksausfall, der sehr hohe Leistungsverbrauch, die geringe Redundanz, der schlechte Wirkungsgrad und die schlechte Wirksamkeit, die schwierige Installation an bestehenden Systemen, die hohen Installations- und Betriebskosten, die schwierige Austauschbarkeit, die thermische Einwirkung auf die, allgemein gesagt, Luftfahrzeugzelle, das große Gewicht und das daraus folgende geringe Leistungsgewicht, die schwierige Anwendbarkeit von Vorflügeln, die komplizierte, logische Steuerung, die große, aerodynamische Beeinflussung vor allem der Grenzschicht im ausgefahrenen Zustand, der hohe pneumatische Lärm, das beschränkte Einsatzgebiet und die geringe FOD-Beständigkeit (FOD = Foreign Object Damage, Schaden durch Fremdkörper, insbesondere auf dem Flugplatz- gelände) .
Die vorliegende Erfindung hat sich die Aufgabe gestellt, ein EnteisungsSystem zu schaffen, das die obigen Nachteile vermeidet und eine zuverlässige Enteisung zur Verfügung stellt.
Zur Lösung dieser Aufgabe ist ein Verfahren der eingangs genannten Art im wesentlichen dadurch gekennzeichnet, daß durch die Erwärmung von Teilen der vereisten Luftfahrzeugoberfläche das Eis von der Deckschichtoberfläche durch einen Wasserfilm gelöst und gleichzeitig eine thermische und/oder mechanische Ausdehnung des Deckschichtmaterials erzeugt wird, die eine Änderung der Luftfahrzeugoberflächenstruktur und/oder der Eisoberfläche erzeugt.
Durch die erfindungsgemäß vorgesehene, thermische und/oder mechanische Ausdehnung von wenigstens Teilbereichen des
Deckschichtmaterials wird eine zuverlässige Absprengung bzw. Entfernung einer gegebenenfalls ausgebildeten Eisschicht erzielt.
Zur Schonung des Luftfahrzeugoberflächenteils bzw. einer Tragfläche ist gemäß einer bevorzugten Ausführungsform vorgesehen, daß die Ausdehnungsbewegung des erwärmten Luftfahrzeugoberflächenteils mechanisch begrenzt wird.
Für eine gezielte Enteisung von Teilbereichen einer vereisten Teilbereichen einer Tragfläche ist gemäß einer bevorzugten Ausführungsform vorgesehen, daß die vereiste Luftfahrzeugoberfläche in zwei oder mehrere Segmente gegliedert wird.
Zur Erzielung eines gewünschten Heizeffekts und somit einer gewünschten Entfernung von gegebenenfalls vorhandenem Eis wird gemäß einer weiters bevorzugten Ausführungsform vorgeschlagen, daß die Segmente in einer festgelegten oder auch nicht festgelegten Reihenfolge erwärmt werden.
Zur einfachen Steuerung bzw. Regelung wird darüber hinaus vorgeschlagen, daß das System von einer Rechnerlogik überwacht wird, wie dies einer weiters bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens entspricht.
Gemäß einer weiters bevorzugten Ausführungsform ist vorgesehen, daß die mechanisch verstärkende Kraft durch eine Membran wirkt, wobei diese Kraft durch die natürliche Federkraft einer Membran gebildet sein kann und durch eine variabel oder auch nicht variabel einstellbare Einstellänge variiert. Die durch die Membran gebildete Kraft bewirkt einen Schutz des Systems vor Vereisung und verstärkt die mechanische Kraft, welche durch die thermomechanische Expansion zur Verfügung gestellt wird.
Zur Lösung der eingangs genannten Aufgaben ist darüber hinaus eine Vorrichtung der eingangs genannten Art im wesentlichen dadurch gekennzeichnet, daß ein oder mehrere Teil(e) der Luftfahrzeugoberfläche auf dem Luftfahrzeugkörper verschiebbar angeordnet ist" (sind) . Wie oben bereits ausge- führt, ergibt sich somit mit einer einfachen und zuverlässigen Konstruktion die Möglichkeit einer sicheren Beseitigung einer Vereisung. Zum Schutz von aneinander angrenzenden, verschiebbaren Teilen ist gemäß einer weiters bevorzugten Ausführungsform vorgesehen, daß die Stoßstellen zwischen den verschiebbaren Teilen und dem Luftfahrzeugkörper eine Abdeckung aufweisen, wobei gemäß einer weiters bevorzugten Ausführungsform vorgeschlagen wird, daß eine axiale Führung, insbesondere ein T-Stoß, vorhanden ist.
Zur Aufnahme der einwirkenden Belastungen ist darüber hin- aus bevorzugt vorgesehen, daß eine ' Lagerung, die nur in eine Richtung verschiebbar ist, mechanische Lasten aufnimmt .
Gemäß ■ einer weiters bevorzugten Ausführungsform ist vorge- sehen, daß eine Deckschichtseite angewinkelt wird.
Zur Erzielung einer zuverlässigen Enteisungswirkung als auch zur Bereitstellung eines strömungsgünstigen Tragflächenprofils wird gemäß einer weiters bevorzugten Ausfüh- rungsform vorgeschlagen, daß die erwärmte Deckschichtoberfläche auf der Luftfahrzeugoberfläche aufliegt oder in diese versenkt wird, wobei gemäß einer weiters bevorzugten Ausführungsform vorgeschlagen wird, daß nur eine der beiden Flanken bzw. Hälften beheizt und/oder ausdehnbar ist.
Dadurch, daß erfindungsgemäß einer oder mehrere Teile der Luftfahrzeugoberfläche auf dem Luftfahrzeugkörper verschiebbar angeordnet sind und mit der Grundstruktur durch eine mechanische Lagerung verbunden sind, kann sowohl bei einer Expansion der obersten Schicht als auch einem Schrumpfen dieser Schicht sich diese aktiv mitbewegen. Darüber hinaus können Kräfte aufgenommen werden, die normal auf die aerodynamische Fläche wirken. "* O ""
Der Einschaltbefehl für die Heizmatte kann seitens des Piloten und seitens des Eissensors und der damit verbundenen, logischen Rechnereinheit erfolgen. Nun wirkt die Heizein- heit, verstärkt durch den Thermoreflektor-Effekt der Verklebung zwischen Heizeinheit und Einbauhilfe, thermisch auf die Deckschicht ein. Die Deckschicht des EnteisungsSystems heizt sich aufgrund der thermischen Einwirkung auf und gibt die Wärmeenergie an die unterste Eisschicht der betroffenen Stelle weiter, die dadurch schmilzt. An die Stelle der mechanischen Verbindung zwischen dem Eis und dem Enteisungs- System tritt nun ein Wasserfilm, auf dem das Eis aufschwimmt . Gleichzeitig expandiert die Deckschicht aufgrund der thermisch induzierten Einwirkung mechanisch. Diese me- chanische Ausdehnung wird aufgrund der einseitig fest eingespannten Deckschicht, hier speziell Tragfläche, zur Nasenleiste geführt. Die Nasenleiste ist eine definierte Linie auf jeder Tragfläche, nämlich die Verbindungslinie der vordersten Punkte der Profilschnitte einer Tragfläche. Die mechanische Befestigung der fest eingespannten Deckschichtseite ist ein definierter Punkt, der bei der Auslegung auf jede spezifische Tragfläche ermittelt wird und einer mechanischen, dreiwertigen Lagerung entspricht. Aufgrund der angewinkelten Form der Deckschicht an der frei beweglichen Seite gleitet eine Deckschicht auf der zweiten auf und durchstößt das Eis. Dieser Hebeeffekt wird durch die Membran mechanisch verstärkt. Aufgrund der nun getrennten Eisplatte und des entstandenen Wasserfilms gleitet das Eis aufgrund aerodynamischer Druckkräfte von der Tragflä- chenobers'eite ab. Aufgrund einer Zeitschaltuhr oder des Erfahrungsschatzes des Piloten wird das System auf diesem Luftfahrzeugoberflächensegment nun abgeschaltet und logisch das nächste Segment eingeschaltet. Das ursprüngliche System wird nun nicht mehr geheizt und wird zusätzlich durch die Fahrtkühlung in die mechanische Ursprungsstellung gebracht. Die gesamte Spannungsversorgung gewährleistet ein Generator. Am Beispiel einer Tragfläche verläuft diese zyklische Steuerung beginnende von der Tragflächenwurzel bis zum Tragflächenende symmetrisch. Bei Defekt eines Segments wird das nächste angesteuert und nur das defekte still gelegt. Es wird somit eine hohe Redundanz gewährleistet . Bei besonders tiefen Temperaturen gewährleistet der T-Stoß, der mit einer Deckschichtseite mechanisch fest verbunden ist, die axiale Führung der Deckschicht und verhindert, daß die obere Deckschicht vom Fahrtwind eingebeult wird. Zusätzlich definiert er eine bestimmte Fläche und damit Kraft die durch das Eis stößt.
Der Einsatz des vorliegenden Enteisungssystems ist nicht nur auf Flügeloberflächen von Flugzeugen begrenzt. Es soll hier erwähnt werden, daß dieses System an allen in irgendeiner Form aerodynamisch interessanten, eisgefährdeten Oberflächen, deren Größe unrelevant ist, angewandt werden kann. Erfahrungsgemäß wird es an Tragflächen, Höhen- und Seitenleitwerk sowie eisgefährdete Rumpfabschnitte und möglicherweise auch an Propeller angebaut werden.
Die vorliegende Erfindung wird im Folgenden an Hand der Figuren näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 ein Schaltbild für das Enteisungssystem in einem Luftfahrzeug; Fig. 2 ein Schnittbild des erfindungsgemäßen Enteisungs- Systems auf eine Flugzeugtragfläche angewendet;
Fig. 3a und 3b den Ablöseprozeß und Optimierung des erfindungsgemäßen Enteisungssystems an einer Flugzeugtragfläche. Fig. 1 zeigt die Ansteuerungskette das des Enteisungs- systems . Das elektrische System zur Regelung der Heizmatten besteht aus einem Bus, das von einem Master oder einem Slave in der Rechnereinheit (4) gesteuert wird. Diese beiden Hauptrechner kontrollieren den Bus, geben eine Ausgabe auf das Display bzw. die Anzeige (3) (einzige Eingabe des Displays ist die Ein/Aus-Auswahl) und speichern etwaige Defekte, die über einen Servicestecker (6) von einem Wart bzw. einer Bedienungsperson abgefragt werden können. Am Bus sind die Module für die Eissensoren (1) und Heizsysteme (5) angeschlossen. Ein Modul des Eissensors besteht aus mehreren Eissensoren an der oberen und unteren Tragflächenseiten und einem MikroController, der die Ergebnisse an die Hauptrechner leitet. Bei Betätigung der Heizmattern wird, ange- speist durch den Leistungsbus am Generator (2) , die Tragfläche enteist . Das Ablösen des Eises nach Betätigung der Heizmatten funktioniert wie folgt beschrieben:
Bauteile : (1) Eissensormodul (kann aus mehreren Eissensoren bestehen)
(2) Generator: stellt die Leistung für die Heizmatten zur Verfügung
(3) Cockpitanzeige: Bedienelement für den/die Pilot (en); besteht aus Ein/Aus-Schalter und Zustandsanzeiger
(4) Rechnereinheit: steuert den Bus mit einem Master und Slave
(5) Heizmatte: erwärmt die Deckschicht bzw. die Flanken
(6) Servicestecker: über den die Bedienungsperson oder der Techniker genaue Informationen auslesen und konfigurieren kann. Wie aus Fig. 2, welche eine als Schnittzeichnung durch eine Tragfläche darstellt, zu ersehen ist, besteht die erfindungsgemäße Vorrichtung aus Heizmatten (5) , die die Deckschicht (7) aufheizen. Durch diesen Temperatursprung dehnt sich die Deckschicht aus. Leicht oberhalb des Staupunkts treffend die obere und die untere Hälfte der Deckschicht aufeinander, wobei die eine Hälfte auf die andere Hälfte durch eine Rampe aufgleitet. Zwischen den "Rampen" der Deckschicht befindet sich ein T-Stück (9) , das eine lineare Führung, geringere Gleitreibung, hohe Härte gegen die Abreibung und ein schnelles Austauschen dieses einzigen Verschleißteils gewährleisten soll. Diese aufgleitende Kante der Deckschicht/Membran (10) nach außen stößt ins Eis und erzeugt zumindest Risse, die eine Instabilität des Eises oder das Absprengen des Eises hervorruft. Die Lagerung (11) kann als Gleitverbindung oder als elastische Kunststoffverbindung ausgeführt sein. Das gesamte System bzw. die Bauteile, bestehend aus der Deckschicht, den Heizmatten und dem Lager, sind auf eine Basisschicht (8) geklebt, um die gesamte Konstruktion besser transportieren und montieren zu können.
(7) Deckschicht: schiebt die Flanken aufgrund der Erwärmung gegeneinander und schützt die Heizmatten vor FODs
(8) Basisschicht: darauf sind nahezu alle Bauteile angeklebt und dienen zur schnelleren Montage
(9) T-Stoß: leicht austauschbarer Bauteil zwischen den Flanken (10) Abdeckschicht: mit dem T-Stoß verhindert sie das
Eindringen von Feuchtigkeit und Fremdkörper in das System (11) Lagerung: hält die Deckschicht in ihrer Gestalt und vermindert Beulen, soll aber di Wärmeausdehnung nicht behindern.
Fig. 3a zeigt das EnteisungsSystem im warmen und damit ausgefahrenen bzw. ausgedehnten Zustand. Hier sieht man deutlich, wie die Flanke ins Eis stößt und diese ablöst. In diesem Bild wird auch gezeigt, wie man die Vorrichtung in das Luftfahrzeug versenken kann und damit der aerodyna- mische Widerstand minimiert wird. Dies erkennt man an der Verbindung des Endes der Deckschicht (7) mit der Oberfläche des Luftfahrzeugs . Bei diesem Bild wird auch die Verformung der elastischen Lagerung (11) und der Deckschicht (7) ersichtlich.
Fig. 3b zeigt eine weitere Optimierungsmöglichkeit durch das Versenken des T-Stoßes (9) und es kann die Abdeckung (10) in die Deckschicht (7) erfolgen, das hier im kalten Zustand gezeigt wird.
Aus den Figuren ist somit ersichtlich, daß durch die Verschiebung von einzelnen Bereichen bzw. Teilen (7) der Tragflächen' bei einem Erwärmen mittels der unter den Teilbereichen (7) angeordneten Heizmatten ein zuverlässiges Ab- sprengen von gegebenenfalls bestehendem Eis erzielbar ist, wobei die Abdeckung (10) einen entsprechenden Schutz darstellt, wie dies insbesondere aus Fig. 3a ersichtlich ist.

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e :
1. Verfahren zur Beseitigung einer Vereisung von einer Luftfahrzeugoberfläche, dadurch gekennzeichnet, daß durch die Erwärmung von Teilen der vereisten Luftfahrzeugoberfläche das Eis von der Deckschichtoberfläche (7) durch einen Wasserfilm gelöst und gleichzeitig eine thermische und/oder mechanische Ausdehnung des Deckschichtmaterials (7) erzeugt wird, die eine Änderung der Luftfahrzeugober- flächenstruktur und/oder der Eisoberfläche erzeugt.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausdehnungsbewegung des erwärmten Luftfahrzeugoberflächenteils (7) mechanisch begrenzt wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2 , dadurch gekennzeichnet, daß die vereiste Luftfahrzeugoberfläche in zwei oder mehrere Segmente gegliedert wird.
4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Segmente in einer festgelegten oder auch nicht festgelegten Reihenfolge erwärmt werden.
5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch ge- kennzeichnet, daß das System von einer Rechnerlogik (4) überwacht wird.
6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die mechanisch verstärkende Kraft durch eine Membran wirkt.
7. Vorrichtung zur Beseitigung einer Vereisung von einer Luftfahrzeugoberfläche mit einer Heizvorrichtung auf der Innenseite der Luftfahrzeugoberfläche, dadurch gekennzeichnet, daß ein oder mehrere Teil(e) der Luftfahrzeugoberfläche (7) auf dem Luftfahrzeugkörper verschiebbar angeordnet ist (sind) .
8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Stoßstellen zwischen den verschiebbaren Teilen und dem Luftfahrzeugkörper eine Abdeckung (10) aufweisen.
9. Vorrichtung nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß eine axiale Führung, insbesondere ein T-Stoß (9) , vorhanden ist.
10. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß eine Lagerung (11) , die nur in eine
Richtung verschiebbar ist, mechanische Lasten aufnimmt.
11. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß eine Deckschichtseite (7) angewinkelt wird.
12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die erwärmte Deckschichtoberfläche (7) auf der Luftfahrzeugoberfläche aufliegt oder in diese ver- senkt wird.
13 j. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 12 , dadurch gekennzeichnet, daß nur eine der beiden Flanken bzw. Hälften (7) beheizt und/oder ausdehnbar ist.
PCT/AT2007/000167 2006-04-14 2007-04-13 Verfahren und vorrichtung zur beseitigigung einer vereisung von einer luftfahrzeugoberfläche WO2007118263A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ATA653/2006 2006-04-14
AT6532006A AT503398A1 (de) 2006-04-14 2006-04-14 Elektro thermo-mechanisches enteisungssystem für luftfahrzeuge

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2007118263A1 true WO2007118263A1 (de) 2007-10-25

Family

ID=38191118

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/AT2007/000167 WO2007118263A1 (de) 2006-04-14 2007-04-13 Verfahren und vorrichtung zur beseitigigung einer vereisung von einer luftfahrzeugoberfläche

Country Status (2)

Country Link
AT (1) AT503398A1 (de)
WO (1) WO2007118263A1 (de)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2543596A3 (de) * 2011-07-05 2013-04-03 Bell Helicopter Textron Inc. Verteiltes Eisschutzsteuerungssystem
US9267715B2 (en) 2012-02-03 2016-02-23 Airbus Operations Gmbh Icing protection system for an aircraft and method for operating an icing protection system

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2393635A (en) 1942-04-17 1946-01-29 Robert H Wendt Ice removing device for aircraft
US4463919A (en) 1981-06-03 1984-08-07 Caoutchouc Manufacture Et Plastiques Pneumatic deicers for aircraft
US4508295A (en) * 1982-06-09 1985-04-02 S.N.E.C.M.A. Device for detecting and preventing the formation of ice on contoured surfaces
US4732351A (en) 1985-03-21 1988-03-22 Larry Bird Anti-icing and deicing device
EP0356760A2 (de) 1988-09-02 1990-03-07 The B.F. Goodrich Company Kaskadengeschaltete, druckluftgesteuerte Trennvorrichtung und dazugehörige Ventile
WO1995034189A1 (en) * 1994-06-06 1995-12-14 Innovative Dynamics, Inc. Shape memory alloy de-icing technology
US5590854A (en) * 1994-11-02 1997-01-07 Shatz; Solomon Movable sheet for laminar flow and deicing
US5921502A (en) * 1996-06-19 1999-07-13 Cox & Company, Inc. Hybrid ice-protection system for use on roughness-sensitive airfoils
US6283411B1 (en) * 1998-01-21 2001-09-04 The B.F. Goodrich Company Hybrid deicer with element sequence control
DE102005009349A1 (de) 2004-03-03 2005-09-22 Goodrich Corp. Flugzeugflügel mit elektrothermischer Enteisungs- und/oder Anti-Vereisungsvorrichtung

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2393635A (en) 1942-04-17 1946-01-29 Robert H Wendt Ice removing device for aircraft
US4463919A (en) 1981-06-03 1984-08-07 Caoutchouc Manufacture Et Plastiques Pneumatic deicers for aircraft
US4508295A (en) * 1982-06-09 1985-04-02 S.N.E.C.M.A. Device for detecting and preventing the formation of ice on contoured surfaces
US4732351A (en) 1985-03-21 1988-03-22 Larry Bird Anti-icing and deicing device
EP0356760A2 (de) 1988-09-02 1990-03-07 The B.F. Goodrich Company Kaskadengeschaltete, druckluftgesteuerte Trennvorrichtung und dazugehörige Ventile
WO1995034189A1 (en) * 1994-06-06 1995-12-14 Innovative Dynamics, Inc. Shape memory alloy de-icing technology
US5590854A (en) * 1994-11-02 1997-01-07 Shatz; Solomon Movable sheet for laminar flow and deicing
US5921502A (en) * 1996-06-19 1999-07-13 Cox & Company, Inc. Hybrid ice-protection system for use on roughness-sensitive airfoils
US6283411B1 (en) * 1998-01-21 2001-09-04 The B.F. Goodrich Company Hybrid deicer with element sequence control
DE102005009349A1 (de) 2004-03-03 2005-09-22 Goodrich Corp. Flugzeugflügel mit elektrothermischer Enteisungs- und/oder Anti-Vereisungsvorrichtung

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2543596A3 (de) * 2011-07-05 2013-04-03 Bell Helicopter Textron Inc. Verteiltes Eisschutzsteuerungssystem
US9296483B2 (en) 2011-07-05 2016-03-29 Bell Helicopter Textron Inc. Distributed ice protection control system
US9267715B2 (en) 2012-02-03 2016-02-23 Airbus Operations Gmbh Icing protection system for an aircraft and method for operating an icing protection system

Also Published As

Publication number Publication date
AT503398A1 (de) 2007-10-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2873617B1 (de) Vorrichtung und Verfahren zur Enteisung und/oder Vermeidung von Eisbildung sowie Profilkörper und Luftfahrzeug mit einer solchen Vorrichtung
DE102005009349B4 (de) Flugzeugflügel mit elektrothermischer Enteisungs- und/oder Anti-Vereisungsvorrichtung
DE102004056537B4 (de) Anordnung zur Minderung des aerodynamischen Lärms an einem Zusatzflügel eines Flugzeuges
EP2826993B1 (de) Windenergieanlagenrotorblattenteisungsverfahren sowie Windenergieanlagenrotorblattenteisungssystem
EP3509950B1 (de) Enteisungsmodul für ein flugzeug und verfahren zur enteisung
US5686003A (en) Shape memory alloy de-icing technology
EP2886463B1 (de) Aktuatormontageverfahren und herstellverfahren für eine eisschutzvorrichtung
WO2016116102A1 (de) Multifunktionales flap als rueckstromklappe
WO2010040501A2 (de) An der tragfläche eines flugzeugs angeordneter vorflügel
DE102005016578A1 (de) Einfachspaltklappe mit gleitender Abweiserklappe und absenkbarem Spoiler
EP2998573A1 (de) Verfahren zum Betreiben einer Windenergieanlage mit einer Rotorblattheizeinrichtung
WO2010105744A2 (de) Kühler für ein flugzeugkühlsystem, flugzeugkühlsystem und verfahren zum betreiben eines flugzeugkühlsystems
WO2007118263A1 (de) Verfahren und vorrichtung zur beseitigigung einer vereisung von einer luftfahrzeugoberfläche
DE102009003937A1 (de) Flugzeugklimaanlage mit einer verringerten Vereisungsgefahr
DE102015107275B4 (de) Vorrichtung zum Enteisen einer Oberfläche eines aerodynamischen Körpers und Flügel mit dieser Vorrichtung
DE102015113404A1 (de) Multifunktionales Flap-System zur Verbesserung der Energieeffizienz
WO2007121501A1 (de) Verfahren und vorrichtung zur beseitigung einer vereisung der rotorblattoberfläche einer windkraftanlage
DE102008012701B4 (de) Enteisungsvorrichtung für eine Nutzfahrzeugplane
DE102015120958A1 (de) Aktives Positionieren von Turbulatorflächenelementen
DE102015017127A1 (de) Multifunktionale Flaps als Rückstromklappe für die Luftfahrt
DE102010045450A1 (de) Anordnung zur Enteisung eines Oberflächenbereichs eines Luftfahrzeugs
EP3287271B1 (de) Folie zum ausbilden einer luftströmungsfläche an einem körper, aussenhüllenteil für ein fahrzeug und verfahren zum ausbilden einer luftströmungsfläche an einem körper
Gerardi et al. A shape memory alloy based de-icing system for aircraft
DE19853354C2 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Enteisung von Flugzeugen
DE102022127923A1 (de) Flügelkörper sowie Verfahren zum Herstellen und Reparieren eines Flügelkörpers

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 07718384

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 07718384

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1