飞机防冰系统及其制造方法技术方案

本发明专利技术涉及飞机防冰系统及其制造方法。该防冰系统包括：金属物质，其被施用于飞机的前缘处的外蒙皮部分的非导电子结构；电源；以及导体电路，其将所述电源跨所述金属物质电连接。特别地，金属物质可被施用于飞机发动机舱的唇缘蒙皮的环形入口表面上的非导电子结构，并且可将电源跨金属物质电连接。

Aircraft anti ice system and its manufacturing method

【技术实现步骤摘要】
飞机防冰系统及其制造方法
本公开涉及用于飞机外表面的防冰系统及其制造方法。更具体地，所公开的示例涉及飞机的热电防冰系统。
技术介绍
遭遇冷湿空气的飞机可能易受飞机各个表面上形成的冰的影响。在这些状况下，机翼、发动机舱、涡轮机元件或其他表面上的积冰可能有损飞机的飞行特性。那些最易受结冰影响的部件可配备有适于特定飞机的防结冰设备和系统。已经开发出各种不同的机械、化学和热系统并且将其用于防止或去除飞机表面上的冰堆。目前使用的一些热防结冰系统将来自飞机发动机的升温空气重新引导到可能发生结冰的区域。遗憾的是，这种系统可能需要复杂的机械部件阵列，所述部件包括阀、传感器、热空气分配管道、绝缘件、支撑结构、安装部件和紧固件。因此，这些系统还显著增加了加工和制造成本，还有操作和维护成本。另外，这些机械系统可能通过增加重量并且将风扇空气转向以进行防冰操作而造成性能代价，即，增加燃料消耗。另外，必须从内部将飞机的外部蒙皮升温，这需要用诸如金属这样的耐高温材料制造这些区域中的蒙皮，从而防止使用不太能够耐受这种密集升温的较轻材料。另选地，热防结冰系统可采用电阻加热，通过施加流过足够电阻材料的电流在所期望的位置处产生热。遗憾的是，进行高效加热所需的电流量必然要增加发电机和/或电池组，并且这种系统的增加的重量代价使得它们对于商业用途而言是不切实际的。所需要的是如下的防结冰系统，其快速且高效去除飞机上的结冰和/或防止飞机上结冰而没有先前系统的复杂性、重量代价和过度电力需求，从而使得它们在商用飞机中的使用经济且有利。<br>
技术实现思路
本公开提供了飞机的防冰系统及其制造。在一些示例中，本公开可提供一种飞机发动机的防冰系统，其中，飞机发动机舱包括连接到唇缘蒙皮部分的内筒部分，唇缘蒙皮部分又可包括在非导电子结构上的环形入口表面。该防冰系统可包括：金属物质，其设置在飞机发动机舱的环形入口表面的至少一部分处；电源；以及导体电路，其将电源跨金属物质电连接。在一些示例中，本公开可提供一种飞行器的防冰系统，该飞机具有外蒙皮部分，并且外蒙皮部分具有在非导电子结构上的前缘表面。该防冰系统可包括：金属物质，其设置在前缘表面上；电源；以及导体电路，其将电源跨金属物质电连接。在一些示例中，本公开可提供一种制造飞机的防冰系统的方法，其中，该方法可包括以下步骤：将金属物质施用于飞机发动机舱的唇缘蒙皮的环形入口表面上的非导电子机构；以及将电源跨金属物质电连接。所公开的系统和方法的所公开的特征、功能和优点可在本公开的各种示例中独立地实现，或者可在其他示例中被组合，可参照以下的描述和附图明白这些示例的其他细节。附图说明图1描绘了例示性飞机，从而指示根据本公开的安装防冰系统的可能位置。图2描绘了飞机的例示性发动机舱。图3描绘了发动机舱的进气罩。图4描绘了发动机舱的进气罩，从而示出应用于进气罩的唇缘蒙皮的例示性防冰系统。图5是包括根据本公开的防冰系统的唇缘蒙皮的上部部分的示意性横截面。图6是图5的唇缘蒙皮的一部分的示意性横截面。图7示意性描绘了图5的例示性防冰系统。图8描绘了本公开的制造防冰系统的方法的流程图。具体实施方式本公开的防冰系统包括设置在非导电基板上的金属物质。该金属物质可被作为薄层施用，并且通过选择金属层的适当厚度、几何形状和组成，跨该薄层施加电流可在金属层内产生电阻加热。在一方面，电阻加热可大得足以熔化可能在金属层上存在的冰，和/或防止在金属层上形成冰。特别地，防冰系统可包括：金属物质，其可被施用于或沉积在飞机的非导电子结构(特别是设置在飞机部件的前缘表面上的子结构)上；适当的电源；以及跨所述金属物质连接所述电源以由此产生电阻加热的适当电路。应该理解，不受限制地，本文中公开的防冰系统可有利地用于防止任何合适的表面、结构、建筑物或交通工具上的积冰和/或用于去除其上的冰。所公开的防冰系统可证明在例如极冷环境中或者在冰堆可能带来问题的山地海拔处是有用的。然而，所公开的防冰系统在被应用于飞机时以及在飞机和航空领域中采用时具有特定的优点。在图1中示出了例示性飞机10，其中，使用阴影非排他地指示根据本公开的冰防护系统应用在其中可能有益的区域。例如，在结冰条件下进行飞行期间，冰可能积聚在大量飞机部件的前缘(特别是诸如机翼12、水平稳定器14或垂直稳定器16这样的空气动力学表面的前缘)的上面或附近。可能易受结冰影响的其他前缘可包括飞机的机头18和/或发动机舱20，还有其他。虽然这些飞机部件的前缘可以是用于防冰系统的典型(即，传统)位置，但是应该理解，如有需要，本公开的防冰系统也可以用于或者被配置用于诸如鸭翼、小翼、边条翼、皮托管、天线或起落架(还有其他)这样的各种飞机结构和表面的上面或附近。如图2中所示，发动机舱20可包括风扇罩22、进气罩26和推力反向器27，其中，在图3中更详细示出了进气罩26。进气罩26的外部流动表面可包括内筒24、唇缘蒙皮34和外面板。唇缘蒙皮34可包括诸如具有前缘30的环形入口表面28这样的流动表面。如图4中所示，金属物质36被设置在环形入口表面28的非导电子结构上，从而将进气罩26的前缘30卷绕在进气罩的外表面上。在图5中示出了进气罩26的上部部分的示意性横截面。金属物质36的薄层或薄膜48被施用到唇缘蒙皮34的环形入口表面28上，延伸超过前缘30。金属物质36可以被施用到进气罩26的非导电子结构。金属物质36可以是可被作为薄层施用于唇缘蒙皮34的表面的具有适当电阻率的任何金属或金属合金。当跨金属物质薄层施加电流导致因电阻加热产生热时，金属物质具有适当的电阻率。将材料加热至足以进行防冰操作的温度所需的功率取决于质量和比热容。因此，金属物质可具有低密度和低比热容，以使功率要求最小化。可作为薄层沉积的金属物质可使需要通过电阻加热进行加热的材料的质量最小化，从而使功率要求最小化。导电率高的金属物质需要高电流来产生足够的用于防结冰的电阻加热，而电阻率高的金属物质需要高电压来产生有用的加热。有用的金属物质可以是当作为厚度在大致0.001英寸至大致0.050英寸的范围内的层施用时产生有用的电阻加热的物质。可以通过任何适当的机制将金属物质36施用于所期望的非导电基板，例如，唇缘蒙皮34。可以经由诸如蒸发沉积、物理气相沉积、溅射沉积和有机金属气相外延(OMVPE)、电镀或电铸(还有其他)这样的许多不同沉积方法来施用金属薄膜。另选地或另外地，可将金属膜预成形，然后将其作为薄膜或金属布施用于基板。在金属物质被作为预成形薄膜或布施用的情况下，金属膜或布可被图案化。也就是说，膜或布可包括可按规则重复图案布置的一个或更多个空隙、孔或不连续部。一种这样的图案化膜或布可包括例如网状图案或者孔的重复图案，还有其他。在通过电镀或其他电沉积施用金属物质36的示例中，晶种导体可被包括在防冰系统中。也就是说，在将金属物质36沉积到非导电基板上之前，可将第二导电材料施用于非导电基板。第二导电本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机(10)的防冰系统(50)，该防冰系统(50)包括：/n飞机外蒙皮部分(34)，所述飞机外蒙皮部分(34)具有设置在非导电子结构上的前缘表面(30)；/n金属物质(36)，所述金属物质(36)设置在所述前缘表面上；/n电源(54)；以及/n导体电路(56)，所述导体电路(56)将所述电源跨所述金属物质电连接。/n

【技术特征摘要】
20180716 US 16/036,9051.一种飞机(10)的防冰系统(50)，该防冰系统(50)包括：
飞机外蒙皮部分(34)，所述飞机外蒙皮部分(34)具有设置在非导电子结构上的前缘表面(30)；
金属物质(36)，所述金属物质(36)设置在所述前缘表面上；
电源(54)；以及
导体电路(56)，所述导体电路(56)将所述电源跨所述金属物质电连接。


2.根据权利要求1所述的防冰系统(50)，其中，所述前缘表面(30)处于发动机舱入口唇缘蒙皮的环形部分(28)上。


3.根据权利要求1所述的防冰系统(50)，其中，所述前缘表面(30)是机翼(12)的前缘表面。


4.根据权利要求1所述的防冰系统(50)，其中，所述金属物质(36)是纳米晶体，其中，所述非导电子结构包含玻璃纤维，并且其中，所述电源(54)包括电池和发电机中的一者或多者。


5.根据权利要求1所述的防冰系统(50)，其中，所述金属物质(36)包括TiOx、NiCr、NiFe和NiCo中的至少一种。


6.根据权利要求1至5中任一项所述的防冰系统(50)，其中，所述金属物质(36)形成厚度在大约0.001英寸至大约0.050英寸的范围内的外层(48)。


7.根据权利要求1至5中任一项所述的防冰系统(50)，所述防冰系统还包括：温度传感器(62)，所述温度传感器(62)被配置为监测所述金属物质(36)的温度；以及控制器(60)，所述控制器(60)被配置为基于从所述温度传感器接收的数据来调节通过所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：K·T·贡，M·J·巴萨拉，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US