专利名称：用于飞行器机翼前缘的除冰和/或防冰系统的制作方法
用于飞行器机翼前缘的除冰和/或防冰系统本发明涉及一种用于飞行器机翼的前缘或用于飞行器发动机的进气口的唇的除 冰和/或防冰系统，以及用于控制这种系统的方法。在飞行器机翼的前缘或飞行器发动机的进气口的唇上形成冰存在许多问题，包括 增加的重量、左舷和右舷部分之间的不平衡，并且在发动机吸气的特定情况下，冰块的形成 物能够进入发动机并造成显著损害。为此，在航空领域已经开发了多种除冰或防冰系统，这里指的是包括去除已经形 成的冰的除冰以及包括防止冰形成的防冰。在发动机包括由合成材料制成的部分(例如风扇叶片)的情况下特别需要防冰 在这种情况下，需要消除冰打到发动机的任何危险，合成材料不能抵抗这种冲击。现有技术的除冰系统可以分成两类系统气动系统和电动系统。在气动系统中，从发动机获取热空气，并且使用设置有适当放置的孔口的导管回 路，使得热空气在待除冰的前缘或进气口的唇内循环。虽然这些气动系统相对有效，它们具有多种缺陷它们体积大、沉重，并且使得飞 行器发动机的性能退化。在电动系统中，电阻垫利用由飞行器的电源构件所产生的电流来供能。这些电阻 器通常配置在前缘或进气口的唇的外壳中。虽然这些电动系统相对有效，它们具有多种缺陷其制造精密，并且敏感。因此本发明特别旨在提供一种不具有上述缺陷的系统，并且适用于除冰和防冰。本发明的目的通过用于飞行器机翼的前缘或用于飞行器发动机的进气口的唇的 除冰和/或防冰系统来实现，其特征在于，该系统包括配置在所述前缘或所述唇内的多个 红外发射构件、用于所述发射器的电力供应装置以及用于控制所述电力供应装置的装置。红外发射构件的使用特别有利的是这种商业上可以得到的发生器使得可能消除 热空气在发动机上的任何流失；它们具有出色的辐射功率/重量比对于IOOg通常在500W 左右；它们占据很少空间并能容易地更换；它们具有长的寿命，通常大于10000小时；它们 具有强的发射率，在1.5μπι和10 μ m之间的频谱上在800°C时通常为97%左右(相比之 下，石英管具有70%左右的发射率)；它们具有低的热惯性，对于1000W的发射器，允许在 100秒内升高700°C的温度；它们使得可能消除闪电敏感问题，这是由于它们能够安装在由 前缘或进气口的唇限定的空腔内；它们特别适用于防冰，这是由于它们使得可能实现高的 表面能，大于每平方米70kW;它们消耗很少电流，这是由于其出色的效率，大于95% 这种 效率是由于所使用的红外发射构件接近全辐射器，并且该红外辐射加热吸收它的材料，而 不加热位于发射构件和这些材料之间的空气。根据本发明的系统的其它任选的特征-所述红外发射构件包括加热电阻器，该加热电阻器被包含在具有高发射性专用 外涂层的陶瓷中这种发射器出色地满足了需要，并且在商业上是可获得的，特别是商标为 Infraline ⑧的；-所述红外发射构件远离所述前缘或所述唇的内壁而安装在支承装置上，该支承装置固定在所述前缘或所述唇内这种构造特别适用于前缘或唇由合成材料制成，从而在 紧邻红外发射构件处不能提供足够的耐高温性能的情况；-所述支承装置被连接到所述进气口的前隔壁，或被连接到位于该进气口的前部 中的结构加强件这种前隔壁(将进气口的唇所限定的空腔与所述进气口的其它部分分 开)，或者这些结构加强件(在没有前隔壁的情况下)构成足够刚性的支承件以支承红外发 射构件；_所述支承装置在所述前隔壁(或者所述结构加强件)和所述唇的内壁之间延伸 这种支承装置紧固在前隔壁(或所述结构加强件)和唇的内壁上的方案允许红外发射器特 别相对于振动来说具有出色的稳定性；-所述进气口的唇包括金属内壁，并且所述红外发射器固定在所述壁上或紧邻所 述壁特别是在唇包括结合有金属蜂窝结构的表皮的情况下存在的这种金属内壁，能够经 受在紧邻红外发射器处主导的高温；-所述红外发射器分布在所述唇的内周边，从而优化其作用这种分布允许整个 唇的一致的除冰/防冰；-所述电力供应装置能够被连接到机载的或位于地面的电源与机载电源的连接 使得可能在飞行过程中实现除冰/防冰功能，与地面上的电源的连接使得可能在飞行器位 于停机坪时实现这些功能，包括完全停止(发动机停止)时；-所述控制装置能够调节所述电力供应装置的电压和/或强度和/或持续时间，从 而调节朝着所述前缘或所述唇的内壁辐射出的加热能量；-所述系统包括第一温度传感器，该第一温度传感器靠近所述前缘或所述唇的内 壁设置，并被电连接到所述控制装置，并且其中所述控制装置能够根据所述传感器接收的 信号来调节所述红外发射构件的电力供应的电压和/或强度和/或持续时间这些第一温 度传感器使得可能控制发射构件所接触的表面的温度，从而不超过预定的最大温度。-所述系统包括第二温度传感器，该第二温度传感器紧邻所述红外发射器设置，并 被电连接到所述控制装置，并且所述控制装置能够根据从所述第二传感器接收的信号来调 节所述红外发射器的电力供应的电压和/或强度和/或持续时间这些第二传感器使得可 能控制红外发射器的表面温度，并因此控制红外辐射的发射频率带；-所述发射器能够根据除冰需要和所述进气口的尺寸来单独或成组地被控制；-所述发射器被分布成使得由控制装置在这些发射器之一上检测到的故障造成由 邻近发射器所输出的功率的增加，使得可能弥补所述故障；-集成自检装置使得可能在地面维护过程中检测系统的部件之一的任何故障；本发明还涉及一种用于控制如上所述的系统的方法，其中短时间中断所述电力供 应装置的操作，在该短时间中断中，必须使得所述飞行器的其它设备保持工作，例如具有电 致动器的推力反向器给定被加热部件的热惯性，这种方法使得可能对于飞行器的所述其 它设备具有最大功率，同时在除冰区域保持温度大致恒定。本发明还涉及一种用于控制如上所述的系统的方法，其中控制所述电力供应装 置，使得所述红外发射器发射根据构成前缘或进气口的唇的材料的而且预先设定的给定辐 射带，以优化朝着待除冰表面传递的热量。在一些描述的启发下并阅读附图，将明白本发明的其它特征和优点，附图中
图1以纵向示意截面图示出装备有根据第一实施例的本发明系统的飞行器发动 机的进气口的唇；图2根据类似于图1的视图示出第一实施例的变型；图3示意地示出根据本发明的系统的第一实施例的控制回路；图4-6根据类似于图1和3的视图示出根据本发明的第二实施例的三个变型；图7根据类似于图3的视图示出根据所述第二实施例的本发明系统的控制回路；图8a和8b是分别与图1和4相对应的轴向一半的视图，示意地示出红外发射构 件根据进气口的唇的周边的一种可能的分布；图9a和9b是根据本发明的红外发射器的两个可能的实施例的截面图；以及图IOa-IOc是根据本发明的三个可能的实施例的平面图。下面，将对于根据本发明的系统与飞行器的发动机的进气口的唇相结合时的根据 本发明的系统进行描述。但是必须记住本发明还能够适用于飞行器机翼的前缘。现在参考图1，图1示出了飞行器发动机的进气口 3的唇1。如公知那样，作为围绕发动机的机舱的一部分的飞行器发动机的进气口是一种大 致环形的罩，使得可能收集外部空气，并且使该外部空气朝向风扇接着朝向飞行器发动机 的压缩机。这种进气口 3的唇1在某种程度来说是其前缘，也就是将进入发动机的气流与流 向机舱外部的气流分开的边缘。如公知那样，进气口 3通常包括称为“前隔壁”的隔壁5，该前隔壁5将由唇1限定 的空腔7与进气口的内部区域9的其它部分分开。此前隔壁5—方面具有使得可能确保进气口结构的良好抵抗能力的结构功能，另 一方面具有空腔7的相对于区域9的隔热功能，从而将热量局限在待除冰的区域内。在此空腔7内，实际上具有产生热量的除冰装置，该产生的热量需要与唇1的内壁 11保持接触，从而获得最佳的除冰效果。更特别是，在本发明的描述中，这种去冰装置包括固定在唇1的内壁11上的多个 红外发射构件13。应该注意到，第一实施例的非常适用于所述内壁11具有高的热承受能 力，特别是在它们是金属的情况，在第一实施例中这些红外发射器13直接固定在所述内壁 11上。特别是唇1由金属蜂窝结构14形成的情况，其中内壁11由金属表皮形成。在纵向截面中，红外发射器13能够通常被设置在三个分开的位置，如图1所示。在轴向视图中，这些发射器优选大致均勻地配置在图1的内周边上，如图8a所示。在图2所示的变型中，红外发射器13通过支承件15连接至唇1的内壁11。红外发射器13能够是由电流或电压电源供能的陶瓷发射器(嵌入到陶瓷支承件 内的电阻)。这种发射器在商业上是可以得到的，特别是商标为INFRALINE 的。这种类型的红外发射器的能量在74kW/m2左右，对于200mmX64mm的发射器来说， 使得可能在235V下具有大约IkW的功率。这种发射器能够采用大致为矩形、方形或梯形的形状，如图9a、9b、10a、10b和IOc所示。有利地，并如图9b所示，这些发射器能够具有R的曲率半径，从而使得红外辐射最 佳地朝着所述唇辐射。图3表示使得可能控制红外发射器13的电路。该电路包括连接到电源19的电力供应装置17，该电源19是飞行器机载的，或者位 于地面并且是以可断开的方式连接到电力供应装置17。电缆网21使得可能将电力供应装置17连接到红外发射器13。该电缆网21能够优选地与红外发射器13简单断开，从而允许对该红外发射器13 的单独或成组地容易的更换。图3所示的图更特别地与图1的变型相对应，并且红外发射器13因此固定在唇1 的蜂窝结构14的内部金属壁上。温度传感器23位于金属壁11上。这些温度传感器23通过适当的布线25连接到 通过适当的布线29作用在电力供应装置17上的电子控制装置27。将理解到，传感器23和布线装置25构成反馈回路，使得可能由于控制装置27来 调节红外发射器13的电力供应装置的电压和/或强度和/或持续时间(例如具有周期性 的停歇周期)，因此调节内壁11的温度，以及由此调节唇1的除冰和/或防冰温度。在图4的实施例中，唇1由合成材料制成，并且不像前面的实施例那样具有金属内 壁11。在这种情况下，不可能将红外发射器13紧邻唇1的内壁放置，否则在紧邻红外发 射器处的高温作用下将具有损坏所述唇1的危险。为此，需要将红外发射器与唇1的内壁分开。在图4所示的变型中，这些发射器13经由支承件15固定在前隔壁5上，并成对配置。图8b为相应的轴向视图，其中能够看到这些成对的红外发射器规则地分布在进 气口唇的内周边上，与前述实施例类似。在图5所示的实施例中，红外发射器13固定在于唇1的内壁和前隔壁5之间延伸 的支承件5上。这种支承件能够包括管状结构，如图5所示，在成对的红外发射器在该管状机构 上两个两个地朝向唇1固定。在这种情况下，多个支承件15及其红外发射器均勻分布在唇1的内周边上。图6表示另一变型，其中红外发射器13固定在支承件15上，该支承件15直接连 接到前隔壁5上，并通过两个臂31a、31b间接连接到唇1。如图6所示，两个红外发射器13a、13b被设置在支承件15的两侧，而第三个红外 发射器13c被设置在所述支承件的与唇1相对的端部处。将注意到，图4-6所示的变型还能用于包括蜂窝结构14的进气口的唇，如图6所 示。图7表示图4-6的变型的红外发射器的控制电路。不同于前面实施例，除了配置在唇1的内壁上的第一传感器23之外，还具有紧邻 发射器13配置的第二传感器33，该第一传感器23和第二传感器33通过适当的布线25连接到控制装置27。这两种类型的传感器的存在使得可能使用本领域普通技术人员公知的定律(特 别是韦恩定律)来确定适用于发射器13的电力供应装置的调节(电压和/或强度和/或 持续时间的)，从而获得给定的红外辐射带(例如3. 8-4. 3微米)，并且假设将这些红外发 射器与所述唇1分开的距离为d，在唇1的内壁上不超过所需温度(红外辐射通过图7所示 的大箭头35来示意表示)。距离d能够通常在0和400mm之间变化。根据本发明的系统的操作模式和优点直接由以上描述而得到。为了对进气口的唇1除冰或者防止在其上形成冰，电流被送至红外发射器13，使 该红外发射器13朝向进气口的唇1的内壁发射红外辐射。红外辐射使其能够对所述进气口的唇进行直接(图1和2的变型)或间接(图4 至6的变型)加热。红外辐射的强度及其发射带由控制装置27控制。应该注意到，位于波长为3. 8 μ m和4. 3 μ m之间的辐射特别适用于加热由合成材 料制成的进气口的唇。将注意到，红外发射器的模块化性质使得安装和定向具有大的灵活性，使得除冰 或防冰效率得到优化。还将注意到，红外发射器13通过控制装置27的调节能够根据发射器的距离、其数 量、其在空腔7中的位置以及待加热的唇的材料性质在每个发射器上单独完成，或者以成 组发射器的形式完成。还将注意到，人们能够自动监测工作中的发射器的适当操作；测量电压和/或所 施加电流和/或唇的壁温度，使得可能在红外发射器之一上检测到故障。与预先记录的最 小参考温度相比，人们能够接着局部增加有故障的发射器的相邻发射器的电能，从而保持 适当的除冰温度。还将注意到，该系统能够设有集成的自检装置，使得可能在地面维护过程中检测 调节系统和不同发射器组的操作故障。还将注意到，有利的是，隔热衬垫36能够被固定在前隔壁5上，从而相对于吸气区 域9最佳地隔离空腔7。从以上描述中得知根据本发明的系统可以使得进气 口的唇或飞行器机翼的前缘 除冰和/或防冰，该系统重量轻、非常高效、容易修理并完全得到保护而不受到闪电影响。当然，本发明绝不局限于只作为实例给出的以上描述的实施例。
权利要求
1.一种除冰和/或防冰系统，其用于飞行器机翼的前缘或用于飞行器发动机的进气口 (3)的唇(1)，该系统包括配置在所述前缘或所述唇(1)内的多个红外发射构件(13、13a、 13b)、用于所述发射器(13、13a、13b)的电力供应装置(17)以及用于控制所述电力供应装 置(17)的控制装置(27)，其特征在于，所述发射器由陶瓷制成。
2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述红外发射构件(13、13a、13b)包括加热 电阻器，该加热电阻器被包含在具有高发射性专用外涂层的陶瓷中。
3.如权利要求1或2所述的系统，其特征在于，所述红外发射构件(13、13a、13b)远离 所述前缘或所述唇(1)的内壁而安装在支承装置(15)上，该支承装置(15)固定在所述前 缘或所述唇(1)内。
4.如权利要求3所述的系统，其特征在于，所述支承装置(15)被连接到所述进气口 (3)的前隔壁(5)，或被连接到位于该进气口的前部中的结构加强件。
5.如权利要求4所述的系统，其特征在于，所述支承装置(15)在所述前隔壁(5)(或者 所述结构加强件)和所述唇(1)的内壁之间延伸。
6.如权利要求1或2所述的系统，其特征在于，所述进气口的唇(1)包括金属内壁 (11)，并且其中所述红外发射器(13、13a、13b)固定在所述壁上或紧邻所述壁。
7.如前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述红外发射器(13、13a、13b) 分布在所述唇(1)的内周边，从而优化其作用。
8.如前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述电力供应装置(17)能够被 连接到机载的或位于地面上的电源(19)。
9.如前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述控制装置(27)能够调节所 述电力供应装置(17)的电压和/或强度和/或持续时间，从而调节朝着所述前缘或所述唇 (1)的内壁辐射出的加热能量。
10.如前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述系统包括第一温度传感器 (23)，该第一温度传感器(23)靠近所述前缘或所述唇的内壁设置，并被电连接到所述控制 装置(27)，并且其中所述控制装置(27)能够根据从所述传感器(23)接收的信号来调节所 述红外发射构件(13、13a、13b)的电力供应的电压和/或强度和/或持续时间。
11.如前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述系统包括第二温度传感器 (33)，该第二温度传感器(33)紧邻所述红外发射器(13、13a、13b)设置，并被电连接到所述 控制装置(27)，并且其中所述控制装置(27)能够根据从所述第二传感器(33)接收的信号 来调节所述红外发射器(13、13a、13b)的电力供应的电压和/或强度和/或持续时间。
12.如前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述发射器(13、13a、13b)能 够根据除冰需要和所述进气口(3)的尺寸来单独或成组地被控制。
13.如前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述发射器(13、13a、13b)被 分布成使得由控制装置(27)在这些发射器之一上检测到的故障造成由邻近的发射器所输 出的功率的增加，使得可能弥补所述故障。
14.如前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，集成自检装置使得可能在地面 维护过程中检测所述系统的部件之一的任何故障。
15.一种用于控制如前述权利要求中任一项所述的系统的方法，其中短时间中断所述 电力供应装置(17)的操作，在该短时间中断中，必须使得所述飞行器的其它设备保持工作，例如使得具有电致动器的推力反向器运行。
16. 一种用于控制如权利要求1-14中任一项所述的系统的方法，其中控制所述电力供 应装置(17)，使得所述红外发射器发射根据构成前缘或进气口的唇的材料的并且预先设定 的给定辐射带，以优化朝着待除冰表面传递的热量。
全文摘要
本发明涉及一种除冰和/或防冰系统，其用于飞行器机翼的前缘或用于飞行器发动机的进气口(3)的唇(1)，其特征在于，该系统包括配置在所述前缘或所述唇(1)内的多个红外发射构件(13)、用于所述发射器(13)的电力供应装置(17)以及用于控制所述电力供应装置(17)的控制装置(27)。
文档编号B64D15/12GK102007038SQ200980113813
公开日2011年4月6日 申请日期2009年1月12日 优先权日2008年4月21日
发明者赛里·勒多克特, 阿兰·吉莱蒙德 申请人:埃尔塞乐公司