用于除冰和/或避免結(jié)冰的裝置、方法和輪廓體和飛行器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及用于飛行器的除冰和/或避免結(jié)冰的裝置，帶有散熱裝置以用于將熱散發(fā)至飛行器的表面區(qū)域處。此外，本發(fā)明涉及用于飛行器的、設(shè)有這種裝置的流線型輪廓體，例如翼部或翼部的一部分、推進(jìn)裝置入口或尾翼的鰭狀部(Fl0sse)。此外，本發(fā)明涉及帶有這種裝置和/或這種輪廓體的飛行器。最后，本發(fā)明涉及用于通過(guò)將熱能引入至表面區(qū)域處為飛行器的表面區(qū)域除冰和/或避免在飛行器的表面區(qū)域處結(jié)冰的方法。
【背景技術(shù)】
[0002]當(dāng)飛行器(例如飛機(jī))飛行通過(guò)含有降溫的小水滴的云或點(diǎn)滴/濕氣會(huì)聚到降溫的飛行器結(jié)構(gòu)上時(shí)，冰形成在飛行器的暴露的部位處，例如翼部的前緣、尾翼、水平穩(wěn)定器或推進(jìn)裝置入口。如果冰層生長(zhǎng)，其在相關(guān)的表面上妨礙空氣流。如果層足夠大，對(duì)于飛行器來(lái)說(shuō)例如可出現(xiàn)承載問(wèn)題或操縱問(wèn)題。
[0003]已經(jīng)在飛行器中使用冰防護(hù)系統(tǒng)，以便避免這樣的結(jié)冰。大多數(shù)的冰防護(hù)系統(tǒng)構(gòu)造為用于避免結(jié)冰的防冰系統(tǒng)。為此通常設(shè)置有集成結(jié)構(gòu)的加熱系統(tǒng)。在結(jié)冰條件下飛行期間，翼部邊緣例如利用熱的支流空氣或壓縮引氣(所謂的bleed air)或通過(guò)在翼部邊緣中的電加熱部來(lái)加熱。此外，特別在更小的飛機(jī)中使用氣動(dòng)運(yùn)行的除冰裝置，其以規(guī)則的間隔為集成在翼部前緣處的橡膠墊或橡膠管充氣，由此實(shí)現(xiàn)積聚的冰的脫落。
[0004]在此，傳統(tǒng)的除冰措施與在飛行期間的很高的能量消耗相聯(lián)系。針對(duì)大約12m2至15m2的待除冰的面積，關(guān)于用于從飛行器的表面清除冰的能量消耗，出現(xiàn)大約240kW至260kW的支流空氣功率或大約130kW至150kW的電加熱功率。在支流空氣的情況下，在電加熱時(shí)該數(shù)據(jù)相應(yīng)于大約18.5kW/m2或大約10kW/m2的面功率。
[0005]用于除去在飛行期間在有流線型效果的表面上的積冰的已知的系統(tǒng)或裝置通?？煞殖蓺鈩?dòng)的除冰系統(tǒng)、熱力的除冰系統(tǒng)和機(jī)械的除冰系統(tǒng)。由此在文獻(xiàn)EP O 658 478 BI中已知用于在飛行器處進(jìn)行表面的氣動(dòng)除冰的裝置。由文獻(xiàn)US 6 702 233 BI已知用于在使用來(lái)自推進(jìn)裝置的熱的支流空氣的情況下在飛行器的表面區(qū)域處進(jìn)行除冰或避免結(jié)冰的裝置。
[0006]由文獻(xiàn)DE 10 2010 045 450 B4已知用于通過(guò)利用激光輻射表面區(qū)域?qū)︼w行器的表面區(qū)域進(jìn)行除冰的組件。
[0007]在使用電加熱元件的情況下，用于除冰和/或避免結(jié)冰的其他的裝置使用熱力的除冰部。尤其已知基于通過(guò)電熱的加熱墊的大面積的供熱防止翼部輪廓的表面的結(jié)冰。在文獻(xiàn)EP I 017 580 BI中說(shuō)明了用于這樣的熱力的除冰系統(tǒng)的示例。
[0008]下面借助在附圖6和7中的圖示進(jìn)一步闡述用于為飛行器除冰和/或避免結(jié)冰的這種已知的裝置的作用原理，該裝置具有附上的權(quán)利要求1的前序部分的特征。
[0009]圖6和7顯示了流線型輪廓體108，例如構(gòu)造為飛機(jī)的飛行器的翼部，其帶有用于除冰和/或避免結(jié)冰的已知的裝置100，裝置100設(shè)有散熱裝置102以用于將熱散發(fā)到飛行器106的表面區(qū)域104處。散熱裝置102具有大面積地布置在表面區(qū)域104處的加熱墊110，其將整個(gè)表面區(qū)域104加熱。因此例如可將圍繞前緣112或停滯線114的整個(gè)表面區(qū)域104的冰清除。
[0010]圖6作為用于除冰和/或避免結(jié)冰的已知的裝置100的示例顯示了全蒸發(fā)式運(yùn)行的電熱除冰系統(tǒng)116的原理圖，除冰系統(tǒng)116在翼部的前緣112的區(qū)域中設(shè)有加熱墊110以用于大面積地且完全防止由于擊中在翼部輪廓的表面上的水滴的積冰。
[0011]基于通過(guò)電熱加熱墊110的大面積的供熱可在以下的兩者可能性方面防止翼部輪廓的表面的結(jié)冰。在此，以此為出發(fā)點(diǎn)，即，電熱式除冰系統(tǒng)116持續(xù)運(yùn)行:
?如在圖6中示出的那樣，擊中在翼部輪廓-輪廓體108 -上的水滴在全蒸發(fā)的除冰模式中完全蒸發(fā)；
?如在圖7中示出的那樣，通過(guò)“濕式運(yùn)行(Running-wet) ”除冰模式防止變成積冰的水滴附著和凝結(jié)在輪廓體108的輪廓的前緣112處。前緣112的表面溫度(其由借助于除冰模式的加熱產(chǎn)生)低于在全蒸發(fā)的除冰模式中的表面溫度。由此防止變成冰的擊中的水滴首先凝結(jié)在已加熱的翼部前緣112處。水滴沿著輪廓體108的翼部輪廓朝輪廓后緣的方向上行進(jìn)且在翼部輪廓上的不那么重要的未加熱的區(qū)域中凝結(jié)成冰118。
[0012]因此，在已知的電熱式除冰系統(tǒng)116中，必須或者使用非常高的能量，以便實(shí)施全蒸發(fā)的除冰模式，或者在更低的能量使用的情況下在不那么重要的未加熱的區(qū)域中出現(xiàn)結(jié)冰。
[0013]此外，還已知用于除冰和/或避免結(jié)冰的這樣的裝置，且作為混合式裝置利用用于除冰的多種可能性，例如尤其使用熱能和機(jī)械的變形。由以下引文已知已知的混合式除冰系統(tǒng)的示例:
? G.Fortin、M.Adomou> J.Perron 的文獻(xiàn)“Experimental Study of HybridAnt1-1cing Systems Combining Thermoelectric and Hydrophobic Coatings, SAEInternat1nal, ffarrendale, Pa, 2011”:該出版物研宄結(jié)合斥冰的表面涂層的電熱式防結(jié)冰系統(tǒng)以用于在除冰時(shí)降低能量需要。在該系統(tǒng)中大面積地進(jìn)行供熱，以便保護(hù)與冰生長(zhǎng)相關(guān)的所有的表面。因此，該系統(tǒng)的缺點(diǎn)是這樣的事實(shí)，即，由于需大面積地安裝的防結(jié)冰系統(tǒng)的持續(xù)的運(yùn)行而在整個(gè)翼部前緣的區(qū)域中出現(xiàn)原則上很高的能量消耗；
?文獻(xiàn) US 5 921 502 和 US 2012/0091276 Al 以及 K.Al-Khalil、T.Ferguson, D.Phillips 的文獻(xiàn)“A Hybrid Ant1-1cing Ice Protect1n System, AIAA97-0302 (1997)，，:該出版物研宄Cox & Company股份有限公司的混合式除冰系統(tǒng)，其由熱力的“濕式運(yùn)行”防結(jié)冰子系統(tǒng)以及基于排出電的執(zhí)行器(EMEDS)的子系統(tǒng)組成。熱力的子系統(tǒng)在翼部前緣處以大面積的方式或者部分地或完全覆蓋點(diǎn)滴沖擊的區(qū)域。因此，對(duì)于熱力的子系統(tǒng)來(lái)說(shuō)可引起這樣的缺點(diǎn)，即，必須對(duì)翼部輪廓區(qū)域的相對(duì)很大的面積部分進(jìn)行加熱，以便進(jìn)一步順流而下地運(yùn)輸水滴。在此，凝結(jié)成積冰的點(diǎn)滴于是可借助于EMEDS執(zhí)行器周期性地除去。此外，已知的混合式系統(tǒng)的其他缺點(diǎn)是EMEDS執(zhí)行器的尺寸。利用EMEDS執(zhí)行器實(shí)現(xiàn)的除冰系統(tǒng)特別不利地作用于與飛行器的其他的系統(tǒng)和構(gòu)件的電磁相容性，因?yàn)闉榱藞?zhí)行器的脈沖觸發(fā)而短時(shí)間地需要非常高的電流。此外，短時(shí)間地需要的非常高的電流需要所謂的“Energy Storage Bank (ESB,蓄能庫(kù))”，其重量極其不利地作用于待除冰的飛行器；
?同樣在由文獻(xiàn)US 6 283 411 BI已知的除冰系統(tǒng)中組合大面積的熱力的加熱部與體積大且很重的機(jī)械式執(zhí)行器。
[0014]此外，關(guān)于工藝背景參考以下文獻(xiàn)[I]和[2]:
[1]K.Al-KhaliI, Effect of Mixed Icing Condit1ns on Thermal IceProtect1n Sys-tems, [April 15, 2013], http://www.coxandc0.com/files/pdf/FAA-D9688.pdf.[2]K.Al-Khalil, Thermo-Mechanical Expuls1n Deicing System - TMEDS,[April 15, 2013], http://www.coxandc0.com/files/pdf/AIAA-2007-0692.pdf。
[0015]通常，在所有已知的系統(tǒng)中，必需相當(dāng)高的能量使用以用于除冰或避免結(jié)冰。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0016]因此，本發(fā)明的目的在于提供一種用于除冰和/或避免結(jié)冰的裝置和方法，借此以更低的能量消耗實(shí)現(xiàn)除冰和/或避免結(jié)冰。
[0017]根據(jù)一方面，本發(fā)明提出帶有權(quán)利要求1的特征的裝置。設(shè)有這種裝置的流線型輪廓體(例如飛行器的機(jī)翼或鰭狀部或推進(jìn)裝置入口的一部分)以及設(shè)有這種裝置或這種輪廓體的飛行器為從屬權(quán)利要求的對(duì)象。
[0018]根據(jù)另一方面，本發(fā)明提出了用于利用其他的從屬權(quán)利要求的步驟為飛行器除冰和/或避免飛行器結(jié)冰的方法。
[0019]本發(fā)明的有利的設(shè)計(jì)方案為從屬權(quán)利要求的對(duì)象。
[0020]本發(fā)明的一優(yōu)點(diǎn)是，提供一種裝置和方法以用于通過(guò)在限定的表面區(qū)域處有針對(duì)性地引入熱能對(duì)飛行器的表面區(qū)域進(jìn)行除冰和/或避免在飛行器的表面區(qū)域處結(jié)冰。
[0021]本發(fā)明的優(yōu)選的設(shè)計(jì)方案的一特別的優(yōu)點(diǎn)是提供一種用于除冰和/或避免結(jié)冰的裝置和方法，借此實(shí)現(xiàn)除冰和/或避免結(jié)冰，其保證飛行器的除冰裝置和系統(tǒng)的電磁的相容性。這種設(shè)計(jì)方案相對(duì)于已知的系統(tǒng)的一重要的優(yōu)點(diǎn)是，在沒(méi)有用于脈沖觸發(fā)的短時(shí)間地高的電流的情況下應(yīng)付得了待除冰的輪廓體的表面。
[0022]根據(jù)第一方面，本發(fā)明提供了用于為飛行器除冰和/或避免飛行器結(jié)冰的裝置，帶有散熱裝置以用于將熱有針對(duì)性地散發(fā)至飛行器的限定的表面區(qū)域處，其中，為了在積累在表面區(qū)域上的冰中產(chǎn)生應(yīng)斷部位或應(yīng)斷線，散熱裝置構(gòu)造成線狀散熱。
[0023]優(yōu)選地，散熱裝置如此構(gòu)造，即，其在帶有在0.2mm至4mm (優(yōu)選0.5mm至1.5mm，且最優(yōu)選地大約1.0mm或大約0.8mm)的范圍中或在大約0.8mm至大約1.0mm