[發明專利]冰保護系統

在審

• 申請號: 201310414810.7
• 申請日: 2013-07-31
• 公開（公告）號: CN103693199A
• 公開（公告）日: 2014-04-02
• 發明（設計）人: R·J·卡皮諾二世
• 申請（專利權）人: 古德里奇公司
• 主分類號: B64D15/12
• 分類號: B64D15/12;B64D15/20
• 代理公司: 中國專利代理(香港)有限公司 72001
• 代理人: 吳超;楊炯

相關申請的交叉引用

本申請要求2012年9月26日提交的美國臨時專利申請No.61/706,052和2012年7月31日提交的美國臨時專利申請No.61/678,050的優先權，它們的全部內容被引用到本申請中。

背景技術

飛機一般包括其表面的一個或多個冰保護系統，這些表面在飛行中易受結冰影響。在電熱防結冰系統中，電熱設備將電能轉化成熱，以將飛機表面的溫度保持水的凝固點之上。傳統方法中，這通過周期性或連續性地測量要結冰表面的溫度并此后據此調節電熱設備實現。

發明內容

本發明提供了一種冰保護系統，其中，電熱設備將表面保持在預定防結冰溫度，而不需要感測表面的溫度。該系統用由OAT傳感器感測的外部空氣溫度與由LWC檢測器檢測的液態水含量來確定電熱設備的合適的功率輸入。優選地，本冰保護系統的特征在于在要防結冰表面上無表面溫度傳感器和/或在功率確定步驟中無表面溫度輸入。

附圖說明

圖1顯示了在其上安裝有冰保護系統的飛機，圖2顯示了冰保護系統。

圖3-4顯示了一些可能構成數據的曲線圖。

圖5A-5F、圖6A-6F、圖7A-7F和圖8A-8D顯示了根據構成數據的構成確定；以及

圖9-12顯示了圖5A-5F、圖6A-6F、圖7A-7F和圖8A-8D的確定的收集和比較。

具體實施方式

現在參見附圖，先看圖1，顯示了旋轉翼飛機10(即直升機)。飛機10可包括機身11、主旋翼12和尾部旋翼13。當有液態水含量存在時，打算讓尾部旋翼13的槳葉14在飛行中一直保持在防結冰溫度。

防結冰可通過兩種方法完成，大家熟知的濕式運行和蒸發。濕式運行防結冰系統將表面溫度保持足夠溫暖，以防止凝固結冰。滴在上面的小水滴向后流動離開濕式運行表面，如果流動到無防護或除冰表面，則會重新結冰。對這些系統而言，防結冰溫度可能高于0℃、高于2℃和/或高于4℃。

蒸發防結冰系統將表面溫度保持足夠高，以在碰撞時蒸發滴在上面的小水滴。該類型的防結冰系統消除了向后流動和在下游表面上再結冰。就蒸發系統而言，防結冰溫度可能高于80℃、高于90℃和/或高于100℃。

飛機10包括其尾部旋翼13的冰保護系統20，其包括每個旋翼槳葉14的電熱設備30。每個電熱設備30將電能轉化為熱，并且其熱輸出與電能輸入成比例。熱輸出最好優化成保持相應旋翼槳葉14處于防結冰溫度或剛好略高于防結冰溫度。電能能同時、按順序地或交替地被提供給旋翼槳葉14，這取決于功率汲取限制和/或對稱性考慮因素。

電能可被選擇性地以多個非零功率電平被供應給電熱設備30。例如，以50％功率間隔差(即50％、100％)、20％功率水平間隔差(即20％、40％、60％、80％、100％)、10％功率水平間隔差(即10％、20％、30％、40％、50％、60％、70％、80％、90％、100％)、5％功率水平間隔差(即5％、10％、15％、20％、25％、30％、35％、40％、45％、50％、55％、60％、65％、70％、75％、80％、85％、90％、95％、100％)被供應。

功率電平可通過調節實際功率供應水平、通過脈沖或調制基本上恒定的供應水平調制、和/或通過調節供應遞增量來實現。通過一些水平改變技術(如脈沖調制)，非常小的功率水平間隔差可被采用。因此，具有非常小的間隔差的多個功率水平的冰保護系統20是可行的、可預知的。

冰保護系統20可包括OAT傳感器40、LWC檢測器50，OAT傳感器40感應外部空氣溫度，LWC檢測器50檢測液態水含量。OAT傳感器40和LWC檢測器50可安裝在飛機10的外部，例如其機身11上的某處。例如，在附圖所示的實施例中，它們定位在遠離旋翼槳葉14和電熱設備30的位置。

優選地，冰保護系統20的特征在于無直接感應表面14溫度的溫度傳感器。除此之外或可選擇地，優選地，其特征在于在功率確定步驟中無表面溫度輸入。

加熱器控制按傳統方法在飛機工業中通過周期性或連續性地測量要防結冰表面的溫度并此后據此調節電熱設備實現。為此目的，表面溫度電傳感器嵌入形成電熱設備30的層的固化層壓材料中。每個溫度電傳感器需要一個在傳感器和與機載電源連接點之間延伸的引線。

本冰保護系統20沒有這樣的傳感器，這能減少加熱器部件的數量、簡化加熱器組件和/或消除因多重引線引起的令人頭疼的安裝問題。