除冰系统技术方案

一种用于飞行器的除冰设备，所述除冰设备包括层压结构，所述层压结构封装了可电操作加热器。所述层压结构包括多层，并且，至少两层被构造成能够相对于彼此选择性地移动，以增大所述两层的间距。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】除冰系统
本专利技术涉及航空航天防冰系统，并且特别地是但非排它地是，涉及一种防冰系统，该防冰系统能够与中小型飞行器以及大型商用飞行器一起使用。
技术介绍
诸如机翼前缘或发动机吊舱(等)的航空航天表面在飞行期间容易积冰，这是因为部件的寒冷外表面在飞行、着陆、滑行或起飞期间会与水形成接触。结冰可能改变部件的空气动力学轮廓或形状，因而改变部件的功能。这可能会带来灾难性的后果。在发动机吊舱中，冰可能被再次被吸入到发动机中，这可能具有非常严重且危险的结果。为了解决这些问题，已经在不同的飞行器中采用了许多加热系统。一种系统涉及使用来自发动机的热排气，该热排气能够被引导至期望的表面(例如，沿着机翼的前缘)。这具有使用来自排气的多余热的优点。在替代布置结构中，将电加热器应用于易于结冰的飞行器表面，并且电流通过加热器。这种系统的优点是它允许在飞行器周围部署复杂的分布式加热系统。实际上，该系统已变成行业中对积冰的首选解决方案。然而，电加热系统的缺点在于其复杂性和功耗，其必须从发动机中的发电机馈电。在例如具有多个发动机的较大飞行器中，发电机具有为电加热器供电的能力。对于较小的飞行器而言则不是这样的。然而，本文中所述的专利技术的专利技术人已经创建了一种替代的去冰系统，其在维持去冰能力的同时使电力消耗最小化。
技术实现思路
本专利技术的各方面在所附权利要求书中阐述。从本文中公开的本专利技术的第一方面来看，提供了一种用于飞行器的除冰系统，所述系统包括封装了可电操作加热器的层压结构，其中，该层压结构包括多层，并且至少两层被构造成能够相对于彼此选择性地移动，以增加两层的间距。因而，提供了一种系统，该系统将传统的电加热器与可膨胀或可移动的结构相结合。具体地是，膨胀在垂直于传统加热器表面的表面的方向上，使得该表面从其所形成或连接到的表面向外移位。由此，该表面的多个部分能够被构造用以移动离开或移出传统表面，从而干扰传统表面的形状或轮廓。由此，本文中所述的专利技术提供了一种组合式或混合式除冰系统，其能够同时加热表面并使表面移位，并且这有利地允许冰能够被融化并且能够被机械地或物理地破裂或被推离表面。飞行器法规要求遇到结冰状况的飞行器配备有防止或移除机翼和控制系统上的冰的形成物的机构。如上所讨论的那样，飞行器通常通过放出来自发动机的热气或使用处在前缘结构上的电加热元件来实现这一目标。这种技术的示例包括波音787，它结合了加热器垫技术。然而，同样如上所述，这种技术在较小飞行器上的应用受到飞行器产生足够电能的能力的限制。专利技术人已经创建了一种薄的、柔性的、单层的集成加热器和致动器，其由封装在热塑性/玻璃纤维复合层压物内的蚀刻的和/或沉积的金属轨迹的组合制成。这与除冰系统的现有示例形成对比，除冰系统的现有示例使用离散的、单独的部件来致动和加热，然后必须组装这些离散的、单独的部件。本文中所述的系统适用于上面可能结冰的任何表面。例如，在飞行器蒙皮应用中，可以将集成功能层粘合在薄的金属防腐蚀蒙皮和结构性复合材料或金属蒙皮之间。这样的布置结构本文中所述的系统提供了许多技术优点，包括：·功能层内的致动器靠近表面，这意味着能够在不影响结构刚性的情况下实现表面的有效偏转，并且同时仍免受损坏和环境状况的影响，而且同时还避免了表面变形/起伏。·功能层中的致动器由结构蒙皮支撑(无需附加的背衬结构——节省了重量和空间)。·释放了结构内的空间(仅需要布线)。·致动器性能不受接近结构节点(例如，翼肋)的影响，并且能够位于沿结构的任一点处。·在这种构造中，将无法接近致动器以进行维修或保养。如果致动器(或加热器)被设计成可拆卸的或替换前缘蒙皮，则致动器(或加热器)故障将需要更换功能层。·在这种构造中，在热塑性功能层暴露于结构内的内部环境的任何位置(例如，结构蒙皮中用于布线通道的切口附近)处，都有可能由于湿弧轨迹(wetarctracking)而存在故障模式。·加热器和致动器之间没有“死区”，从而提高了去冰器的性能。·通过扩展由吉凯恩公司(GKN)已经研制出来的、用于热塑性薄膜加热器垫(蚀刻铜箔)的制造工艺和材料的使用，混合功能层结合了致动器。·功能层(布线端子除外)是完全保形的，并且从集成的角度将对系统的影响最小化。·在针对所讨论的飞行器结构的制造过程中，功能层能够作为单个柔性层供应，以用于组装，从而降低了制造成本。·可能会引入新的故障模式，这些模式与内部释放层和每次致动器点火所形成的空腔相关联。这些故障模式将主要根据由于疲劳加载引起的层压物完整性的劣化来定义。热塑性功能层层压物/玻璃功能层层压物具有下列部件：·蚀刻铜致动器导体，所述蚀刻铜致动器导体被布置为一个在另一个之上的、具有受控间隙的一对平行导体。当在每个导体中以相反的方向供应高电流脉冲时，电磁力导致它们排斥并以相当大的力移动离开。所实现的偏转量级为约0.5mm至1.0mm。·致动器导体之间的释放层，所述释放层维持最小间隙并允许导体在不会损坏周围的层压物的情况下移动离开。在致动器已经点火后，导体应在真空力的影响下返回它们的原始位置。·蚀刻铜加热元件端子和汇流条。·沉积的金属加热元件，所述沉积的金属加热元件靠近层压物的OML(外模线)并与致动器导体电绝缘。有利地是，本文中所述的构造意味着(尤其是)：·加热器和致动器之间没有“死区”，从而提高了去冰器的性能。·通过扩展由吉凯恩公司(GKN)已经研制出来的、用于热塑性薄膜加热器垫(蚀刻铜箔)的制造工艺和材料的使用，混合功能层结合了致动器。·功能层(布线端子除外)是完全保形的，并且从集成的角度将对系统的影响降至最低。·功能层可以在针对所讨论的飞行器结构的制造过程中作为单个柔性层进行组装来供应，从而降低了制造成本。·可能会引入新的故障模式，这些模式与内部释放层和每次致动器点火所形成的空腔相关联。这些故障模式将主要根据由于疲劳加载引起的层压物完整性的劣化来定义。应认识到，层压结构可以包括多种不同的层构造。例如，层压物可以采用以下形式：第一热塑性散热层；第二可电操作加热元件层；第三电绝缘热塑性层；第四电绝缘热塑性层；第五电源层；以及第六热塑性背衬层，其中，电致动器位于第三热塑性层和第四热塑性层之间。因而，定义了一种多层层压物，其包括致动器，即嵌入或封装在层压物内的致动器。致动器必须是薄的，以最小化系统的重量，并且因而，有利地是，电致动器可以是由电绝缘体分开的一对相对的电导体的形式。安培力定律意味着，借助于每个导体产生的磁场以及那些磁场的相互作用，能够在两个导体之间产生排斥力。因而，使用这种原理能够在层压结构中产生非常小的移动。对电流施以脉冲能够导致致动器运动中的脉冲，并因而导致层压物的表面的移动中的脉冲，该层压物的表面随着施加脉冲电流而被导致上升和下降。根据待被去冰的表面的应用和本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器的除冰设备，所述设备包括封装了可电操作加热器的层压结构，其中，所述层压结构包括多层，并且其中，至少两层被构造成能够相对于彼此选择性地移动，以增大所述两层的间距。/n

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】20180329 GB 1805284.51.一种用于飞行器的除冰设备，所述设备包括封装了可电操作加热器的层压结构，其中，所述层压结构包括多层，并且其中，至少两层被构造成能够相对于彼此选择性地移动，以增大所述两层的间距。


2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述层压物为以下形式：
第一热塑性散热层；
第二可电操作加热元件层；
第三电绝缘热塑性层；
第四电绝缘热塑性层；
第五电源层；以及
第六热塑性背衬层，
其中，所述第三热塑性层和所述第四热塑性层之间定位有电致动器。


3.根据权利要求2所述的系统，其中，所述电致动器为被电绝缘体分开的一对相对的电导体的形式。


4.根据权利要求3所述的系统，其中，所述相对的电导体为平行并重叠的导电轨迹的形式。


5.根据权利要求3或4所述的系统，其中，所述相对的电导体被弹性体层分开。


6.根据权利要求3至5中的任一项所述的系统，其中，所述电导体中的一个或两个电导体相对于所述电绝缘体自由移动。


7.根据权利要求3至6中的任一项所述的设备，其中，所述电导体被布置用以在使用时电耦合到电源。


8.根据权利要求3至7中的任一项所述的设备，其中，所述电导体在一端处电连接在一起，并被布置用以在另一端处电耦合电源。


9.根据权利要求3至8中的任一项所述的设备，其中，热塑性填料被定位成与位于所述第三热塑性层和所述第四热塑性层之间的每个所述电导体相邻。


10.根据权利要求3至9中的任一项所述的设备，其中，在所述第二可电操作加热元件层和所述第五电源层之间设置电路径。


11.根据权利要求3至10中的任一项所述的设备，其中，所述第二可电操作加热元件层是火焰喷涂铜层，并且所述电导体和所述电源层是铜蚀刻层。


12.根据权利要求3至11中的任一项所述的设备，其中，所述多层被固化在一起，使得相邻的层彼此紧挨相邻并彼此连接，所述两个相对的电导体除外。


13.根据任一上述权利要求所述的设备，其中，所述层压结构由封装了多个导电层的多个热塑性层形成。


14.根据权利要求3至13中的任一项所述的设备，其中，位于所述电导体之间的所述电绝缘体为包括不连续性的热塑性材料的形式，从而允许所述绝缘体的外表面相对于彼此移动离开。


15.根据权利要求14所述的设备，其中，所述不连续性为狭缝形式，所述狭缝在所述层内的平面中并平行于所述层的最外表面延伸。


16.根据权利要求14所述的系统，其中，所述电导体为彼此紧挨相邻的两个独立子层的形式。


17.根据任一上述权利要求所述的设备，其中，一个或多个层由聚醚醚酮(PEEK)材料制成。


18.根据任一上述权利要求所述的设备，其中，所述电导体是具有恒定宽度和横截面的重叠伸长轨迹。


19.根据权利要求1至14中的任一项所述的设备，其中，所述电导体是具有限定出更大表面积的区域的变化宽度的重叠伸长轨迹。


20.根据任一上述权利要求所述的设备，还包括位于第一侧上的金属防蚀蒙皮和位于第二相对侧上的结构性复合材料蒙皮或金属蒙皮。


21.根据任一上述权利要求所述的设备，其中，所述设备具有弯曲轮廓。


22.一种用于飞行器的去冰系统，包括根据任一前述权利要求所述的设备以及被布置用以电激励所述电加热元件和所述电致动器的一个或多个电控制和供电装置。


23.根据权利要求22所述的去冰系统，其中，所述系统包括多个根据权利要求1至21中的任一项所述的设备，所述多个设备能够被同时或独立地电激励。


24.一种用于航空航天部件的去冰系统，包括第一可电操作的加热电路和第二可电操作的移位电路，其中，所述第二移位电路为被电绝缘体分开的至少一对相邻电导体的形式，并且其中，所述电导体被布置成使得所述导体的同时电激励在所述导体之间产生分开力，从而导致所述导体彼此远离移动。


25.根据权利要求24所述的去冰系统，其中，所述电导体为被布置成彼此重叠的伸长矩形轨迹的形式。


26.一种对航空航天部件去冰的方法，包括以下步骤：独立地、同时地或以预定的顺序电激励根据任一前述权利要求所述的设备。


27.根据权利要求26所述的方法，其中，所述设备被电激励，以导致由所述致动器导致的波纹或波沿着航空航天部件通过。


28.根据权利要求26或27所述的方法，其中，在航空航天部件中产生共振频率。


29.一种制造用于飞行器的去冰设备的方法，包括下列步骤：
(A)形成层压结构，所述层压结构至少包括：
第一热塑性散热层；
第二可电操作加热元件层；
第三电绝缘热塑性层；
第四电绝缘热塑性层；
第五电源层；和
第六热塑性背衬层，
其中，所述第三热塑性层和第四热塑性层之间定位有电致动器；和
(B)固化所述结构，以将其中的一个或多个层结合在一起，从而形成连续结构。


30.根据权利要求29所述的方法，其中，所述电致动器为被电绝缘体分开的一对相对的电导体的形式，并且所述电绝缘...

【专利技术属性】
技术研发人员：斯蒂芬·古德费洛琼斯，阿什利·布鲁克斯，
申请(专利权)人：GKN航空服务有限公司，
类型：发明
国别省市：英国;GB