背景技術：

本發(fā)明涉及防冰系統(tǒng)，并且更具體地，涉及用于飛機的檢測過冷大液滴(“sld”)結冰條件的防冰系統(tǒng)。

常規(guī)的防冰系統(tǒng)(例如，氣動除冰器和加熱的前緣)不能提供足夠的覆蓋以防止由常規(guī)防冰系統(tǒng)保護的區(qū)后部發(fā)生sld冰積聚，這通過增加阻力、增加重量以及減小經(jīng)歷sld結冰條件的翼型件的升力而對安全飛行造成危險?，F(xiàn)有的sld傳感器需要修改飛機外蒙皮和某種類型的機械附接，這可能降低傳感器位于其上的飛機元件的結構完整性和空氣動力學性能。

技術實現(xiàn)要素：

一種除冰組件包括具有翼型件的飛機。除冰器設置在翼型件的前緣上。突片在從除冰器的后緣向后的方向上從除冰器延伸。除冰器和突片以粘合方式附接到翼型件的外蒙皮上。過冷大液滴傳感器內(nèi)置在突片中。過冷大液滴傳感器定位在除冰器的后緣后部的位置中。

一種安裝除冰組件的方法包括將過冷大液滴傳感器定位在附接到除冰器的突片內(nèi)部。除冰器粘附到飛機的翼型件的前緣。除冰器的突片在除冰器粘附到翼型件的同時粘附到翼型件。粘附突片包括將過冷大液滴傳感器定位在除冰器的后緣后部的區(qū)中。

一種除冰組件包括被配置來設置在翼型件的前緣上的除冰器。突片在從除冰器的后緣向后的方向上從除冰器延伸。過冷大液滴傳感器內(nèi)置在突片中。過冷大液滴傳感器定位在除冰器的后緣后部的位置中。粘合劑被施加到除冰器和突片。

僅示例性而非限制性地提供本發(fā)明內(nèi)容?？紤]到本公開的全部內(nèi)容，包括整個文本、權利要求和附圖，將理解的本公開的其他方面。

附圖說明

圖1是飛機的透視圖。

圖2是具有sld傳感器的氣動除冰器的透視剖視圖，所述sld傳感器附接到飛機機翼的前緣。

圖3是具有sld傳感器的氣動除冰器沿圖2的線3-3截取的剖視圖，所述sld傳感器附接到飛機機翼的前緣。

圖4是具有sld傳感器的氣動除冰器的透視剖視圖，所述sld傳感器附接到飛機水平穩(wěn)定器的前緣。

雖然以上所標識的附圖闡明本發(fā)明的實施方案，但也設想其他實施方案，如討論中指出的。在所有情況下，本公開代表性地而非限制性地呈現(xiàn)本發(fā)明。應當了解，本領域的技術人員可設計出許多其他修改和實施方案，它們都落在本發(fā)明的原理的范圍和精神內(nèi)。附圖可以不按比例繪制，并且本發(fā)明的應用和實施方案可包括附圖中未具體示出的特征、步驟和/或部件。

具體實施方式

圖1是包括機翼12、水平穩(wěn)定器14和機身16的飛機10的透視圖。機翼12包括前緣18，并且水平穩(wěn)定器14包括前緣20。在圖1所示的配置中，飛機10具有固定機翼設計。機身16從機頭部分22延伸到機尾部分24，其中機翼12在機頭部分22與機尾部分24之間固定到機身16。水平穩(wěn)定器14在機尾部分24上附接到機身16。機翼12和水平穩(wěn)定器14分別用于為飛機10產(chǎn)生升力和防止飛機10發(fā)生俯仰。機翼12和水平穩(wěn)定器14包括臨界吸力表面，諸如機翼12的上表面26和水平穩(wěn)定器14的下表面28，其中如果在機翼12和水平穩(wěn)定器14的所述表面中的任一個上形成結冰條件，則可能發(fā)生流動分離和升力損失。

圖2是除冰組件30的透視剖視圖，所述除冰組件30具有除冰器32和附接到機翼12的前緣18的過冷大液滴(“sld”)傳感器34。如圖2中可見，除冰器32包括氣動除冰器，其具有沿翼展方向跨機翼12的前緣18延伸的管36。除冰器32防止沿機翼12的前緣18形成冰。沿機翼12的前緣18形成冰通過增加阻力、增加重量以及減小機翼12的升力而對安全飛行造成潛在危險。

這里討論的示例性氣動除冰器在fahrner等人的1994年8月16日發(fā)布的標題為“l(fā)eadingedgepneumaticdeicerassembly”的美國專利號5,337,978中描述。另外或可替代地，除冰組件26可采用其他類型的防冰裝置(例如，氣動熱裝置、電脈沖系統(tǒng)、氣動靴等)。

除冰器32在弦向方向上跨受保護區(qū)38延伸。受保護區(qū)38包括除冰器32的覆蓋或保護范圍，并且包括機翼12的受保護免于結冰條件的區(qū)域。未受保護區(qū)40在從受保護區(qū)38向后的方向上延伸，并且包括機翼12的位于除冰器32后緣42后部的不受保護免于結冰條件的區(qū)。未受保護區(qū)40包括機翼12上的區(qū)域，所述區(qū)域易受由于在sld結冰條件下的飛行而導致的積冰的影響，這是因為除冰器32定位在機翼12的前緣18上并且不延伸到未受保護區(qū)40中。

突片44附接到除冰器32或與除冰器32一體形成，并且在從除冰器32的后緣42向后的方向上從除冰器32延伸并進入機翼12的未受保護區(qū)40。除冰器32和突片44以粘合方式附接到機翼12的外蒙皮46上。在一個實例中，將液體粘結劑施加到除冰器32和機翼12的外蒙皮46兩者，并且然后將除冰器32按壓到機翼12的外蒙皮46。在另一個實例中，將壓敏粘合劑施加到除冰器32，并且在將除冰器安裝到機翼12的外蒙皮46期間，去除覆蓋壓敏粘合劑的離型膜并將除冰器32按壓到機翼12的外蒙皮46。在另外的實施方案中，粘附類型可改變以包括具體實施方案所需的其他類型的粘合劑和/或粘附方法。

sld傳感器34通過將sld傳感器34定位在突片44內(nèi)部而內(nèi)置在突片44中。sld傳感器34定位在未受保護區(qū)40中，所述未受保護區(qū)40位于除冰器32的后緣42后部。未受保護區(qū)40可位于機翼12的上表面26上，并且另外或可替代地，可位于水平穩(wěn)定器14的下表面上。將sld傳感器34定位在這兩個位置中的任一位置的重要性是由于機翼12的上表面26和水平穩(wěn)定器14的下表面28是臨界空氣動力學表面，其中sld結冰條件的形成可導致危險的飛行條件。機翼12的上表面26是臨界吸力表面，其中如果由于在sld條件下的飛行而導致在受保護區(qū)38后部形成冰，則可能發(fā)生流動分離和升力損失。另外，sld傳感器34可沿突片44的下側(cè)或沿突片44的頂側(cè)定位。

sld傳感器34可包括能夠感測sld結冰條件的任何合適的檢測技術。例如，sld傳感器34可包括云響應加熱元件、隨著冰增加改變頻率的振動探針、光學機構、溫度保持電阻器、塞滿冰的管道、阻抗隨冰厚度變化的電極布置、聲學通道和/或壓電薄膜陣列，諸如在botura等人的2013年4月26日提交并且標題為“aircrafticeprotectionoptimizationbasedonice-detectioninput”的美國專利申請?zhí)?013/0284856中所討論的。

電線48將sld傳感器34連接到飛機10的電氣系統(tǒng)50。電線48從sld傳感器34、穿過突片44、在除冰器32下方延伸，并且通過機翼12的外蒙皮46中的空氣供應端口52饋送?？諝夤丝?2用于從空氣源54或真空源向除冰器32供應加壓空氣或真空。電線48將信號從sld傳感器34傳輸?shù)斤w機10，以傳達機翼12的未受保護區(qū)38中的sld結冰條件的存在，以便警告機組人員危險的飛行條件。電氣系統(tǒng)50能夠監(jiān)測sld傳感器34并向機組人員提供不安全條件的通告。

除冰組件26可提供單個制品，其將具有如下組合的冰防護和檢測功能：提供14cfr23/25.1419(部分25附錄c)所要求的冰防護以便在結冰條件下飛行，以及滿足14cfr25.1420(部分25附錄o)針對部分25飛機所要求的、并且如預期未決條例14cfr23.230針對部分23飛機所要求的sld結冰條件檢測的新要求。除冰組件26還提供sld傳感器34，所述sld傳感器34在不修改外蒙皮46(例如，除了已經(jīng)在外蒙皮46中的空氣供應端口52之外，sld傳感器34的放置不需要外蒙皮46中的第二孔以用于氣動空氣遞送)并且不需要某種類型的機械附接的情況下定位在未保護區(qū)40中，所述機械附接可能降低sld30傳感器位于其上的機翼12的結構完整性和空氣動力學性能。除冰組件26還允許除冰器32和帶有sld傳感器34的突片44作為單件同時附接到機翼12，而不是需要將多個部件安裝到機翼12的非整體組件。

圖3是具有sld傳感器34的除冰器組件30沿圖2的線3-3截取的剖視圖，所述sld傳感器34附接到機翼12的前緣18。在圖3中，冰塊56被示出為沿除冰器32形成，并且冰脊58被示出為沿機翼12的未受保護區(qū)40形成。在沿除冰器32形成冰塊56時，除冰器32的管36膨脹以使冰塊56擴張并分裂，從而使冰塊56與除冰器32和機翼12脫離。管36在圖2中示出為處于膨脹狀態(tài)。然而，未受保護區(qū)40不受除冰器32和冰脊58的保護，這包括sld結冰條件的形成，所述未受保護區(qū)40能夠在除冰器32的后緣42后部形成。利用位于未受保護區(qū)40中的sld傳感器30，除冰組件26可以檢測并提供sld結冰條件存在的通知，以使得飛行員可以采取校正動作并退出sld結冰條件。

sld傳感器34定位在突片44內(nèi)部，突片44沿機翼12在弦向方向上在除冰器32的后緣42后部延伸。具有sld傳感器34的突片44的厚度t為約0.0625英寸(0.15875厘米)，其例如與處于收縮狀態(tài)下的除冰器32的厚度相同或相似。在另外的實施方案中，突片44的厚度t可改變以包括具體實施方案所需的更小或更大的厚度。

如圖3中可見，具有sld傳感器34的突片44放置在外蒙皮46的頂部上，并且這種放置不需要外蒙皮46中的切口或孔。sld傳感器34可包括突片44內(nèi)的多個單獨的傳感器。如以上所討論，sld傳感器34可包括具體實施方案所需的各種類型的冰檢測器。

圖4是除冰組件130的透視剖視圖，所述除冰組件130具有除冰器132和附接到水平穩(wěn)定器14的前緣20的sld傳感器134。圖4示出與圖2中包括的元件類似的元件，并且因此圖4中的元件的一部分包括使圖2與圖4之間的對應元件增加100的指定編號。如圖4中可見，除冰器132包括氣動除冰器，其具有沿翼展方向跨水平穩(wěn)定器14的前緣20延伸的sld傳感器136。除冰器132防止沿水平穩(wěn)定器14的前緣20形成冰。沿水平穩(wěn)定器14的前緣20形成冰通過增加阻力、增加重量以及減小水平穩(wěn)定器14的升力而對安全飛行造成潛在危險。

除冰器132在弦向方向上跨受保護區(qū)138延伸。受保護區(qū)138包括除冰器132的覆蓋或保護范圍，并且包括水平穩(wěn)定器14的受保護免于結冰條件的區(qū)域。未受保護區(qū)140在從受保護區(qū)138向后的方向上延伸，并且包括水平穩(wěn)定器14的位于除冰器132后緣142后部的不受保護免于結冰條件的區(qū)。未受保護區(qū)140包括水平穩(wěn)定器14上的區(qū)域，所述區(qū)域易受sld結冰條件的影響，這是因為除冰器132定位在水平穩(wěn)定器14的前緣20上并且不延伸到未受保護區(qū)140中。

突片144附接到除冰器132或與除冰器132一體形成，并且在從除冰器132的后緣142向后的方向上從除冰器132延伸并進入水平穩(wěn)定器14的未受保護區(qū)140。除冰器132和突片144以粘合方式附接到水平穩(wěn)定器14的外蒙皮146上。在一個實例中，將液體粘結劑施加到除冰器132和水平穩(wěn)定器14的外蒙皮146兩者，并且然后將除冰器132按壓到水平穩(wěn)定器14的外蒙皮146。在另一個實例中，將壓敏粘合劑施加到除冰器132，并且在將除冰器安裝到水平穩(wěn)定器14的外蒙皮146期間，去除覆蓋壓敏粘合劑的離型膜并將除冰器132按壓到水平穩(wěn)定器14的外蒙皮146。在另外的實施方案中，粘附類型可改變以包括具體實施方案所需的其他類型的粘合劑和/或粘附方法。

sld傳感器134通過將sld傳感器134定位在突片144內(nèi)部而內(nèi)置在突片144中。sld傳感器134定位在未受保護區(qū)140中，所述未受保護區(qū)140位于除冰器132的后緣142后部。未受保護區(qū)140可位于水平穩(wěn)定器14的下表面28上，并且另外或可替代地，可位于機翼12的上表面26上。將sld傳感器134定位在這兩個位置中的任一位置的重要性是由于水平穩(wěn)定器14的下表面28和水平穩(wěn)定器14的下表面是臨界空氣動力學表面，其中sld結冰條件的形成可導致危險的飛行條件。水平穩(wěn)定器14的下表面28是臨界吸力表面，其中如果由于在sld條件下的飛行而導致在受保護區(qū)138后部形成冰，則可能發(fā)生流動分離和升力損失。另外，sld傳感器134可沿突片144的下側(cè)或沿突片144的頂側(cè)定位。

可能實施方案的討論

以下是本發(fā)明的可能實施方案的非排他性描述。

一種除冰組件可包括具有翼型件的飛機。除冰器可設置在翼型件的前緣上。突片可在從除冰器的后緣向后的方向上從除冰器延伸。除冰器和突片可以粘合方式附接到翼型件的外蒙皮上。過冷大液滴傳感器可內(nèi)置在突片中。過冷大液滴傳感器可定位在除冰器的后緣后部的位置中。

另外和/或可替代地，前一段的除冰組件可任選地包括以下特征、配置和/或附加部件中的任何一個或多個：

前述除冰組件的另一個實施方案，其中翼型件還可包括機翼，其中過冷大液滴傳感器可定位在機翼的上表面上；

任一前述除冰組件的另一個實施方案，其中除冰組件還可包括電線，所述電線將過冷大液滴傳感器連接到飛機的電氣系統(tǒng)；和/或

任一前述除冰組件的另一個實施方案，其中電線可從過冷大液滴傳感器、穿過突片、在除冰器下方延伸，并且穿過翼型件的外蒙皮中的空氣供應端口，其中所述空氣供應端口還可用于到除冰器的空氣供應。

一種安裝除冰組件的方法可包括將過冷大液滴傳感器定位在附接到除冰器的突片內(nèi)部。除冰器可粘附到飛機的翼型件的前緣。除冰器的突片可在除冰器粘附到翼型件的同時粘附到翼型件。粘附突片可包括將過冷大液滴傳感器定位在除冰器的后緣后部的區(qū)中。

另外和/或可替代地，上一段的方法可任選地包括以下特征、配置和/或附加部件中的任何一個或多個：

前述方法的另一個實施方案，其中所述方法還可包括通過翼型件的蒙皮中的空氣供應端口饋送連接到過冷大液滴傳感器的電線，其中所述空氣供應端口可包括用于除冰器的空氣連接件。

除冰組件可包括被配置來設置在翼型件的前緣上的除冰器。突片可在從除冰器的后緣向后的方向上從除冰器延伸。過冷大液滴傳感器可內(nèi)置在突片中。過冷大液滴傳感器可定位在除冰器的后緣后部的位置中。粘合劑可施加到除冰器和突片。

另外和/或可替代地，前一段的除冰組件可任選地包括以下特征、配置和/或附加部件中的任何一個或多個：

前述除冰組件的另一個實施方案，其中所述除冰組件可被配置成將過冷大液滴傳感器定位在飛機的機翼的上表面上；

任一前述除冰組件的另一個實施方案，其中所述除冰組件可被配置成將過冷大液滴傳感器定位在飛機的機翼的水平穩(wěn)定器的下表面上；和/或

任一前述除冰組件的另一個實施方案，其中除冰組件還可包括電線，所述電線將過冷大液滴傳感器連接到飛機的電氣系統(tǒng)。

雖然已經(jīng)參考示例性實施方案描述了本發(fā)明，但是本領域的技術人員將理解，在不背離本發(fā)明的范圍的情況下，可做出各種改變并可使用等效物來取代示例性實施方案的要素。此外，在不背離本發(fā)明的基本范圍的情況下，可以做出許多修改來使具體情況或材料適應本發(fā)明的教導。因此，本發(fā)明不意圖限于所公開的具體實施方案，而是本發(fā)明將包括落在所附權利要求書的范圍內(nèi)的所有實施方案。

本文使用的任何相對術語或程度術語，諸如“基本上”、“本質(zhì)上”、“大體上”、“大約”等應根據(jù)并且服從在本文中明確說明的任何適用定義或限制來解釋。在所有情況下，本文使用的任何相對術語或程度術語應解釋為：廣泛涵蓋任何相關的公開實施方案以及如本領域普通技術人員考慮到本公開的全部內(nèi)容所理解的此類范圍或變化，諸如涵蓋正常制造公差變化、偶然對準變化、由熱、扭轉(zhuǎn)、拉伸、壓縮或振動操作條件引起的瞬時對準或形狀變化等。此外，本文使用的任何相對術語或程度術語應當被解釋為：涵蓋明確包括指定質(zhì)量、特性、參數(shù)或值的范圍，而沒有變化，如同在給定公開或敘述中未使用限定的相對術語或程度術語一樣。