组合式除冰装置的制作方法

本发明涉及用于飞行器的除冰装置的领域，且更特定来说涉及用于对机翼元件或飞行器涡轮机的空气入口进行除冰的装置。

背景技术：

1、存在用于机翼元件或涡轮机的空气入口的各种除冰技术。特定来说，存在：

2、-气动技术，其使用机翼元件的表面上的橡胶或弹性体元件的充气，以打破且排出形成于元件上的冰。传统上在此技术中遇到的充气高度是约6mm，且充气时间是约5秒。这项技术是有局限性的，因为其使接受该技术的元件的空气动力学性能降级，且并不能始终成功地从受保护表面移除所有冰。

3、-使用电加热元件。这项技术在除冰方面没有局限性，但消耗大量电力，特别是在大表面要除冰时。

4、-使用由涡轮机生成的热空气。这项技术在除冰方面没有局限性，但当发出热空气时并未经热优化。另外，因为空气温度不受控，所以达到的温度要求对除冰表面使用例如钛等极耐热的材料，且这项技术无法对复合材料使用，因为复合材料可能损坏。

5、-使用倾倒到机翼上的除冰流体以防止形成冰或经由化学效应移除冰。这项技术对于环境没有好处，且在操作成本和机载重量方面不是最优的。

6、此外，文献wo2015/110974a1涉及一种基于压力脉冲的除冰装置，其在飞行器的表面上包括多个单一单元(unitary cells)，每一单元具备连接到真空管线以用于共同地向所述多个单元递送负压的至少第一孔口以及连接到压力源以用于将处于压力下的流体分别地引入到单元中的至少第二孔口，所述单元被覆盖有半刚性的保护性防水片。

7、所述单一单元被组织成行和列，且通过形成单元周围的网格的边界分区而分离。通过对所有单元施加负压，所述保护性片压抵边界分区。

8、为了实行除冰序列，将压力脉冲施加于单元中的一些，且压力脉冲在装置的整个表面上以波的形式传播。

9、基于保护性片的局部化变形的快速传播的这项技术对于具有大曲率半径的表面是有效的，无论所述表面是凸型还是凹型，但是无法在具有小曲率半径的凸表面或凹表面上使用，因为小曲率半径阻碍保护性片的变形。

10、并且，不存在完全令人满意的技术来防止飞行器机翼元件或涡轮机空气入口的表面上的冰形成，这些表面的形状具有变化或复杂的曲率。

技术实现思路

1、鉴于现有技术，本公开提出将一个或多个电阻性加热元件集成到基于压力脉冲的装置中以便创建混合型除冰装置，所述混合型除冰装置组合了在空气动力学轮廓(aerodynamic profile)的表面上形成抗侵蚀屏障的薄膜下方使用压力脉冲的技术以及使用局部化的电加热元件的技术。所述混合型除冰装置因此便于安装，且使用压力脉冲的技术和使用位于特定位置的电加热元件的技术的组合使得可以通过协同作用增加除冰效率。

2、更精确地说，本公开提出一种用于对空气动力学轮廓进行防冰或除冰的装置，所述空气动力学轮廓可以是机翼或机翼元件的前边缘或可以是涡轮机空气入口的边沿，所述装置包括称为下表面的第一表面、由所述第一表面上的分区网格界定的由单一空腔(unitary cavities)形成的多个单元以及布置于分区网格上的屏障，其中所述第一表面包括第一多个孔和第二多个孔，所述第一多个孔将所述单一空腔连接到用于同时在所述空腔中生成负压的负压生成装置以便将屏障压到分区网格上，所述第二多个孔将所述单一空腔连接到用于在至少一些所述选定单一空腔中生成一个或多个压力脉冲的基于压力脉冲的装置，其中所述屏障配备有一个或多个电阻网络(resistive networks)，所述一个或多个电阻网络定位于所述屏障下方且与所述单元中的一些对齐，以便在所述装置中创建局部化的电热除冰区。

3、在屏障下方集成所述一个或多个电阻网络使得可以优化所述装置在飞行器上的集成且优化空气动力学轮廓的除冰。

4、在以下段落中阐述的特征对应于可以彼此独立地或彼此组合地实施的实施例：

5、根据第一实施例，所述一个或多个电阻网络可以由柔性电路构成，所述柔性电路具备在所述柔性电路上形成弯道(meanders)的导电轨道。

6、所述电阻网络可以包括电力供应连接件，所述电力供应连接件穿过所述单元中的一些或沿着装置的边缘延伸且将所述网络连接到发电机。

7、根据第二实施例，所述一个或多个电阻网络可以由在所述屏障的部分上直接形成于弯道中的导电轨道构成，所述屏障随后构成包括所述网络的柔性印刷电路的衬底。

8、所述屏障可以包括用于连接到发电机的用于所述一个或多个电阻网络的电力供应轨道。

9、所述一个或多个电阻网络可以覆盖布置于所述轮廓的具有最小曲率半径的区中的所述单元中的一些。

10、所述一个或多个电阻网络特定来说可以位于覆盖空气动力学轮廓的创建所述具有最小曲率半径的区的前边缘的单元处，所述装置具有延伸到具有较大曲率半径的区中在所述前边缘的两侧上超出所述前边缘的不含电阻网络的单元。

11、本公开进一步涉及一种用于对飞行器的空气动力学轮廓的表面进行除冰的方法，飞行器包括如上文所描述的除冰装置，其中激活负压生成装置，并且接着开始通过对所述一个或多个电阻网络供应电力进行除冰的序列以便对配备有所述网络的区进行除冰，因此构成沉积于所述表面上的冰中的冰断裂发起区，随后在所述表面的不含电阻网络的区处产生压力脉冲以便分离积聚于所述轮廓上的冰。

12、由于所述装置包括布置在所述空气动力学轮廓的前边缘处的电阻网络以及与所述前边缘连续的具备不含电阻网络的单元的表面，因此所述方法可以使得所述网络的加热功率根据飞行器的速度和外部温度进行调适以便在包括所述单元的表面上产生冻结液滴，所述冻结液滴通过基于压力脉冲的装置从包括所述单元的表面排出。

13、所述方法可以使得基于压力脉冲的装置以从邻接于电阻网络的单元开始且延伸到更远离所述电阻网络的单元的波的形式生成压力脉冲。

技术特征：

1.一种用于对空气动力学轮廓(100)进行除冰的装置，所述装置包括称为下表面的表面(1)、由所述表面上的分区网格(3)界定的由单一空腔形成的多个单元(2、2a、2b、2c)以及布置于所述分区网格上的屏障(4)，其中所述表面包括第一多个孔(5)和第二多个孔(6)，所述第一多个孔将所述单一空腔连接到用于同时在所述空腔中生成负压的负压生成装置(51、52、53)以便将所述屏障压到所述分区网格上，所述第二多个孔将所述单一空腔连接到用于在至少一些选定单一空腔中生成一个或多个压力脉冲的基于压力脉冲的装置(61、62、63、64)，其特征在于，所述屏障(4)配备有一个或多个电阻网络(7、8)，所述一个或多个电阻网络定位于所述屏障下方且与所述单元(2b、2c)中的一些对齐以便在所述装置中创建局部化的电热除冰区。

2.根据权利要求1所述的除冰装置，其特征在于，所述一个或多个电阻网络由柔性电路(7)构成，在所述柔性电路上具备形成弯道(10)的导电轨道。

3.根据权利要求2所述的除冰装置，其特征在于，所述电阻网络包括电力供应连接件(9)，所述电力供应连接件穿过所述单元中的一些或沿着所述装置的边缘延伸且将所述网络连接到发电机(20)。

4.根据权利要求1所述的除冰装置，其特征在于，所述一个或多个电阻网络由在所述屏障(4)的部分上直接形成于弯道(10)中的导电轨道(8)构成，所述屏障随后构成包括所述网络的柔性印刷电路的衬底。

5.根据权利要求4所述的除冰装置，其特征在于，所述屏障包括用于连接到发电机(20)的用于所述一个或多个电阻网络的电力供应轨道(9)。

6.根据前述权利要求中任一项所述的除冰装置，其特征在于，所述一个或多个电阻网络(7、8)覆盖布置于所述轮廓的具有最小曲率半径的区中的所述单元(2b)中的一些。

7.根据权利要求6所述的除冰装置，其特征在于，所述一个或多个电阻网络位于面对空气动力学轮廓的创建所述具有最小曲率半径的区的前边缘的单元处，所述装置(2a)具有延伸到具有较大曲率半径的区中在所述前边缘的两侧上超出所述前边缘的不含电阻网络的单元。

8.一种用于对飞行器的空气动力学轮廓的表面进行除冰的方法，所述飞行器包括根据前述权利要求中任一项所述的除冰装置，其中激活所述负压生成装置(51、52、53)，并且接着开始通过对所述一个或多个电阻网络(7、8)供应电力进行除冰的序列以便对配备有所述网络的区进行除冰，因此构成沉积于所述表面上的冰中的冰断裂发起区，随后在所述表面的不含电阻网络的区处产生压力脉冲以便分离积聚于所述轮廓上的冰。

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述装置包括布置在所述空气动力学轮廓的前边缘处的电阻网络(7、8)以及与所述前边缘连续的具备不含电阻网络的单元(2a)的表面，所述网络的加热功率根据飞行器的速度和外部温度进行调适以便在包括所述单元的所述表面上产生冻结液滴，所述冻结液滴通过基于压力脉冲的装置从包括所述单元的所述表面排出。

10.根据权利要求8或9所述的用于对飞行器的空气动力学轮廓的表面进行除冰的方法，其特征在于，所述基于压力脉冲的装置(61、62)以从邻接于所述电阻网络的单元开始且延伸到更远离所述电阻网络的单元的波的形式生成压力脉冲。

技术总结一种用于对空气动力学轮廓(100)进行除冰的装置，所述装置包括称为下表面的表面、由所述表面上的分区网格(3a、3b)界定的多个单一空腔(2a、2b)以及布置于所述分区网格上的屏障，其中所述表面包括第一多个孔(5)和第二多个孔(6)，所述第一多个孔将所述单一空腔连接到用于同时在所述空腔中生成负压的装置以便将所述屏障压到所述分区网格上，所述第二多个孔将所述单一空腔连接到用于在至少一些选定单一空腔中生成一个或多个压力脉冲的装置，其中所述屏障配备有一个或多个电阻网络(8)，所述一个或多个电阻网络定位于所述屏障下方且与所述单元(2b、2c)中的一些对齐以便在所述装置中创建局部化的电热除冰区。技术研发人员：洛伊克·博伊西,罗曼·迪尤珀里厄受保护的技术使用者：赛峰航空系统公司技术研发日：技术公布日：2024/5/16