The invention is named as a combined fluid ice-proof and electronic cooling system. Method and device for combining aircraft wing and engine anti-icing system with aircraft electronic cooling system.
【技术实现步骤摘要】
组合的流体防冰和电子冷却系统
本公开内容描述了新的防冰和/或电子冷却系统。
技术介绍
航空器的空气动力学表面上的冰积聚可造成问题。例如，冰可以积聚在机翼的前缘和/或发动机短舱上。冰也可破坏空气动力学表面上方期望的气流，造成由空气动力学表面生成的升力的损失。现代翼面的设计考虑和现代认证要求的组合使得更少的冰耐受，这意味着现代航空器需要具有比一些常规的抗冰技术可提供的更强的抗冰能力。但是，现有抗冰技术是复杂的和/或昂贵的。民航航空器使用流体防冰系统来使机翼前缘、风挡和螺旋桨抗冰。一般而言，具有机载抗冰或除冰能力的航空器使用选自下述的系统：引气系统、Tecalemit-Kilfrost-Sheepbridge(TKS)系统或防冻剂(FPD)系统、气动/机械除冰带(pneumatic/mechanicalboot)和电动机翼防冰系统(WIPS)。图1图解了发动机入口102上的常规的发动机引气除冰系统100。喷嘴106使发动机引气108围绕发动机入口102的内侧涡漩，从而由发动机引气供应的热使发动机入口102上的冰融化。但是，引气系统具有许多限制。首先，入口结构必须适应高的...
【技术保护点】
1.用于航空器202的空气动力学表面206的防冰系统200，所述防冰系统200包括：储箱208；电子冷却系统210，其连接至所述储箱208并且包括第一导管212，其中：所述电子冷却系统210通过与电子设备222热接触220的所述第一导管212分配来自所述储箱208的冷却剂218，和将热224从所述电子设备222传递至所述冷却剂218；泵214，其可操作地结合216至所述储箱208；和第二导管232，其与所述泵214连通并且包括设置在位于所述航空器202外侧上的所述空气动力学表面206处的出口232a，其中所述泵214将所述冷却剂218泵送到所述空气动力学表面206上并且所述...
【技术特征摘要】
2017.09.29 US 15/720,9381.用于航空器202的空气动力学表面206的防冰系统200，所述防冰系统200包括：储箱208；电子冷却系统210，其连接至所述储箱208并且包括第一导管212，其中：所述电子冷却系统210通过与电子设备222热接触220的所述第一导管212分配来自所述储箱208的冷却剂218，和将热224从所述电子设备222传递至所述冷却剂218；泵214，其可操作地结合216至所述储箱208；和第二导管232，其与所述泵214连通并且包括设置在位于所述航空器202外侧上的所述空气动力学表面206处的出口232a，其中所述泵214将所述冷却剂218泵送到所述空气动力学表面206上并且所述冷却剂218减少或防止所述空气动力学表面206上的冰形成204。2.根据权利要求1所述的防冰系统200，进一步包括在所述空气动力学表面206上并且包括所述出口232a的多孔板238，其中所述冷却剂218从所述多孔板238渗漏到所述空气动力学表面206上。3.根据权利要求2所述的防冰系统200，其中所述多孔板238被连接至板条、机翼234、螺旋桨500、驾驶舱窗户308或发动机入口236。4.根据权利要求1所述的防冰系统200，其中所述冷却剂218在所述空气动力学表面206上与水混合并且抑制所述水的冰点。5.根据权利要求4所述的防冰系统200，其中所述水包括过冷的液滴。6.根据权利要求4所述的防冰系统200，其中所述水包括如FAR24附录C或FAR24附录O中限定的结冰包封中遇到的水。7.根据权利要求1所述的防冰系统200，其中所述冷却剂218包括防冰流体和稀释剂，所述防冰流体包括丙二醇。8.根据权利要求1所述的防冰系统200，进一步包括连接器310，其将所述第一导管212在所述电子设备222下游318连接至所述第二导管232，其中泵送至所述空气动力学表面206的所述冷却剂218包括至少一部分从...
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