结冰探测系统及具有该结冰系统的飞行器的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种结冰探测系统，该结冰探测系统特别地用于飞行器。本发明还涉及具有该结冰探测系统的飞行器。
【背景技术】
[0002]结冰探测器是保障飞行器的飞行安全的一项重要措施。在飞行器飞行时，由于气流的作用，在飞行器的一些部位处会发生结冰现象，例如在飞行器的机翼、尾翼、发动机进气罩等部位处。严重的结冰会危及飞行器的飞行安全。为此，在飞行器上需要安装结冰探测器。当探测器探测到飞行器发生或即将发生结冰情况时，探测器会发出结冰信号，提醒飞行员开启飞行器上的防冰系统，以防止结冰，或者去除已经形成的冰。
[0003]目前，随着飞行器整体设计的发展，对结冰探测器的设计也提出了越来越高的要求。例如，飞行器的机翼设计不断改进，开发出了超临界机翼、层流机翼等，这些导致机翼前缘越来越纤薄，造成气流在机翼的上下表面上加速，形成负压区，且机翼的局部温度降低，从而更容易结冰。此外，随着飞行器的发动机功率不断提高，其进气道唇口处的气流加速也越来越剧烈，其结果是，即使在环境温度为10°C的条件下也存在结冰的风险。
[0004]另一方面，对结冰探测器来说，为了提高飞行安全，需要将结冰探测器设计为先于飞机表面结冰。但是，与期望的相反，有时会发生结冰探测器还未结冰或结冰量还未达到触发警报的阈值，而飞机表面已经开发生结冰的情况，在环境温度接近或略低于O °C的情况下尤其如此。
[0005]为此，在现有的结冰体探测器中，通常采用对探头局部降温的手段来使探头结冰提前。讲题探头温度的方法主要包括探头外形设计以及设置主动制冷装置。例如，在美国专利US7，104，502中披露了通过改进结冰探测器的支撑部的几何形状，以使气流加速并增加紊流的程度，从而降低探测器的表面温度。不过，对探测器几何形状的设计受到飞行条件的制约。比如，在飞行速度较低的情况下，气流加速和紊流程度的提高有限，从而对结冰探测器的局部降温效果一般，而在高速飞行的情况下，降温效果会过于显著，反而会造成虚假报警的问题。
[0006]在美国专利US4，570，881中公开了在结冰探测器上加装制冷元件的方案，从而实现对结冰探测器的主动制冷。不过，该美国专利中也没有涉及对制冷幅度的控制，因而仍有可能降温不足而起不到报警作用，或者降温过甚而造成虚假报警。
[0007]因此，需要一种既能保证结冰探头首先结冰，又能防止结冰探头过度灵敏的结冰探测系统。
【发明内容】
[0008]本发明是为解决以上所提到的现有技术中问题而作出的。进一步地，本发明的目的是提供一种改进的结冰探测系统，该结冰探测系统能够对结冰探头进行受控的主动制冷，从而在确保结冰探头首先结冰的同时，避免结冰探头过于灵敏而发生虚假报警。
[0009]本发明的上述目的通过一种用于飞行器的结冰探测系统来实现，该系统包括:至少一个机身温度传感器，该机身温度传感器安装在飞行器的机身上，传感飞行器的机身温度;第一结冰探测器，该第一结冰探测器包括结冰探头，在结冰探头上安装有探测器温度传感器和制冷元件；以及控制器，控制器与机身温度传感器和第一结冰探测器相联通，接收由机身温度传感器测量到的机身温度、由探测器温度传感器测量到的探测器温度以及由第一结冰探测器发出的第一结冰信号;其中，控制器被构造成，当机身温度传感器和探测器温度传感器所测量到的温度满足以下关系时，该控制器启动制冷元件:
[0010]τκο cCmxr1-T0;
[0011 ] 其中，T1是由机身温度传感器测量到的机身温度，!^是由探测器温度传感器测量到的探测器温度，而To是温度差设定值且大于等于O，相反，若检测到的温度满足T1X) V，或者满足Τ2〈Τι-Το，则控制器将决定不启动制冷元件或停止制冷元件的工作。
[0012]通过如上所述的结冰探测系统，通过机身温度传感器、探测器温度传感器以及与这些传感器联通的控制器，在具备结冰条件的情况下，例如当飞行器机身的温度下降到(TC以下时，可确保结冰探测器上先发生结冰，从而及时地提供结冰信号，同时又将结冰探测器上的温度与机身温度之间的差值控制在一个预设的范围内，从而防止结冰探测器过于灵敏而给出虚假的结冰信号，导致虚假报警。
[0013]较佳地，其中的温度差设定值可预先存储在控制器内，且该温度差设定值的一个例子是2°C。
[0014]在一个进一步优选的实施例中，结冰探测系统包括两组机身温度传感器，分别为第一机身温度传感器组和第二机身传感器组。
[0015]包括两组机身温度传感器的结冰探测系统尤其有利地应用于结冰探测系统包括两种工作模式的情形中。这两种工作模式分别为保守模式和经济模式。此时，将第一机身温度传感器组测量到的温度设为T3，将第二机身温度传感器组测量到的温度设为T4，则控制器被构造成接收T3和Τ4，并且，当结冰探测系统处于保守模式时，控制器将T3和Τ4中较大的那一个的值赋予T1，当结冰探测系统处于经济模式时，控制器将T3和Τ4中较小的那一个的值赋予Tu
[0016]进一步地，第一机身温度传感器组可包括多个第一机身温度传感器，第二机身温度传感器组可包括多个第二机身温度传感器。此时，控制器被构造成，取多个第一机身温度传感器所测量到的温度中的最高温度作为Τ3，并且取多个第二机身温度传感器所测量到的温度中的最高温度作为Τ4。
[0017]在结冰探测系统包括保守模式和经济模式的情形中，除了之前提到的第一结冰探测器之外，结冰探测系统还可包括第二结冰探测器，第二结冰探测器与控制器相联通，从而控制器能够接收来自第二结冰探测器的第二结冰信号。该第二结冰探测器不同于第一结冰探测系统，其上没有安装探测器温度传感器和制冷元件。
[0018]此时，当结冰探测系统处于保守模式时，控制器使用来自第一结冰探测器的第一结冰信号，当结冰探测系统处于经济模式时，控制器使用来自第二结冰探测器的第二结冰信号。
[0019]较佳地，结冰探测系统还包括控制面板，控制面板与控制器相联通，由此，飞行器的飞行员可通过控制面板来选择结冰探测系统的保守模式和经济模式。
[0020]—般来说，机身温度传感器安装在飞行器的机翼和/或发动机上，第一结冰探测器和第二结冰探测器安装在飞行器的机头上。
[0021 ]本发明还涉及一种包括了上述结冰探测系统的飞行器。
【附图说明】
[0022]图1示出了装备有本发明的结冰探测系统的飞行器。
[0023]图2示出了结冰探测系统的结冰探头的示意性结构图。
[0024]图3以流程图的形式示出了控制器对结冰探头上的制冷元件的控制。
[0025]图4以流程图的形式示出了一种用来确定飞机机身表面上(例如机翼、发动机等)的温度的方案。
[0026]图5以流程图的形式示出了一种用来确定结冰信号的方案。
【具体实施方式】
[0027]下面将结合附图对本发明的【具体实施方式】进行描述。应当理解，图中所示的只是本发明的优选实施方式，相关领域中的技术人员可以对其中的细节作各种等效变换，而这些等效变换同样在本发明所要求的保护范围之内。
[0028]〈飞行器及其结冰探测系统〉
[0029]图1示出了装备有本发明的结冰探测系统的飞行器I。该飞行器I包括机头11、机翼12和设置在机翼上的发动机13。
[0030]本发明的结冰探测系统包括至少一个结冰探测器20。结冰探测器20较佳地设置在飞行器I的机头11上。进一步地，结冰探测系统还包括至少一个机身温度传感器，该机身温度传感器可选择性地设置在机翼12上和发动机13中的至少一个上。例如，在图1所示的飞行器I中，在机翼12上设置有第一机身温度传感器31，而在发动机13上设置有第二机身温度传感器32。
[0031]当然，如已经提到的，本发明的结冰探测系统也可只包括设置在机翼12上的第一机身温度传感器31，或者只包括设置在发动机13上的第二机身温度传感器32。
[0032]图2示意性地示出了结冰探测器20的结冰探头21的结构。其中，结冰探头21上设置有探测器温度传感器22。较佳地，探测器温度传感器22可设置在结冰探头21的迎向气流(如图2中的箭头A所示)的一侧。此外，在结冰探头21的至少一侧(图2中显示的是两侧)上设置制冷元件23 ο该制冷元件23的一个实例是帕尔帖效应制冷元件。
[0033]回到图1，结冰探测系统还包括控制器40，该控制器40与机身温度传感器31、32和结冰探测器的探测器温度传感器22相联通，接收由这些温度传感器所感测到的温度值，并基于这些温度值来控制结冰探测器的制冷元件23的动作。
[0034]该控制器40还与控制面板50相连通，从而能够将监测到的飞行器温度数据传输给控制面板50，并且可选择地，可接收来自控制面板50的指令，以调整控制策略。控制面板50可设置在例如飞行器I的驾驶舱内，从而飞行员至少可以监控飞行器飞行过程中机身以及结冰探测器的温度。并且较佳地，飞行员还可通过控制面板50向控制器40发出指令，从而允许手动干预飞行器的防冰操作。例如，可由飞行员选择结冰探测器的工作模式。
[0035]〈结冰探测系统的动作方式〉
[0036]下面将参照图3?5来详细描述本发明的结冰探测系统的动作方式。
[0037]图3中从总体上示出了本发明的结冰探测系统的动作方式。其中，在飞行器I的飞行过程中，由机身温度传感器31、32测量飞行器机身表面上的温度(以下称为第一温度)，而由探测器温度传感器22测量结冰探测器20处的温度(以下称为第二温度)。控制器所测量到的第一温度和第二温度。
[0038]接着，控制器40进行两步判断。首先，在第一步中判断第一温度是否