[发明专利]具有用于过冷大液滴结冰检测的传感器的气动除冰器

说明书

背景技术

本发明涉及防冰系统，并且更具体地，涉及用于飞机的检测过冷大液滴(“SLD”)结冰条件的防冰系统。

常规的防冰系统(例如，气动除冰器和加热的前缘)不能提供足够的覆盖以防止由常规防冰系统保护的区后部发生SLD冰积聚，这通过增加阻力、增加重量以及减小经历SLD结冰条件的翼型件的升力而对安全飞行造成危险。现有的SLD传感器需要修改飞机外蒙皮和某种类型的机械附接，这可能降低传感器位于其上的飞机元件的结构完整性和空气动力学性能。

发明内容

一种除冰组件包括具有翼型件的飞机。除冰器设置在翼型件的前缘上。突片在从除冰器的后缘向后的方向上从除冰器延伸。除冰器和突片以粘合方式附接到翼型件的外蒙皮上。过冷大液滴传感器内置在突片中。过冷大液滴传感器定位在除冰器的后缘后部的位置中。

一种安装除冰组件的方法包括将过冷大液滴传感器定位在附接到除冰器的突片内部。除冰器粘附到飞机的翼型件的前缘。除冰器的突片在除冰器粘附到翼型件的同时粘附到翼型件。粘附突片包括将过冷大液滴传感器定位在除冰器的后缘后部的区中。

一种除冰组件包括被配置来设置在翼型件的前缘上的除冰器。突片在从除冰器的后缘向后的方向上从除冰器延伸。过冷大液滴传感器内置在突片中。过冷大液滴传感器定位在除冰器的后缘后部的位置中。粘合剂被施加到除冰器和突片。

仅示例性而非限制性地提供本发明内容。考虑到本公开的全部内容，包括整个文本、权利要求和附图，将理解的本公开的其他方面。

附图说明

图1是飞机的透视图。

图2是具有SLD传感器的气动除冰器的透视剖视图，所述SLD传感器附接到飞机机翼的前缘。

图3是具有SLD传感器的气动除冰器沿图2的线3-3截取的剖视图，所述SLD传感器附接到飞机机翼的前缘。

图4是具有SLD传感器的气动除冰器的透视剖视图，所述SLD传感器附接到飞机水平稳定器的前缘。

虽然以上所标识的附图阐明本发明的实施方案，但也设想其他实施方案，如讨论中指出的。在所有情况下，本公开代表性地而非限制性地呈现本发明。应当了解，本领域的技术人员可设计出许多其他修改和实施方案，它们都落在本发明的原理的范围和精神内。附图可以不按比例绘制，并且本发明的应用和实施方案可包括附图中未具体示出的特征、步骤和/或部件。

具体实施方式

图1是包括机翼12、水平稳定器14和机身16的飞机10的透视图。机翼12包括前缘18，并且水平稳定器14包括前缘20。在图1所示的配置中，飞机10具有固定机翼设计。机身16从机头部分22延伸到机尾部分24，其中机翼12在机头部分22与机尾部分24之间固定到机身16。水平稳定器14在机尾部分24上附接到机身16。机翼12和水平稳定器14分别用于为飞机10产生升力和防止飞机10发生俯仰。机翼12和水平稳定器14包括临界吸力表面，诸如机翼12的上表面26和水平稳定器14的下表面28，其中如果在机翼12和水平稳定器14的所述表面中的任一个上形成结冰条件，则可能发生流动分离和升力损失。

图2是除冰组件30的透视剖视图，所述除冰组件30具有除冰器32和附接到机翼12的前缘18的过冷大液滴(“SLD”)传感器34。如图2中可见，除冰器32包括气动除冰器，其具有沿翼展方向跨机翼12的前缘18延伸的管36。除冰器32防止沿机翼12的前缘18形成冰。沿机翼12的前缘18形成冰通过增加阻力、增加重量以及减小机翼12的升力而对安全飞行造成潜在危险。

这里讨论的示例性气动除冰器在Fahrner等人的1994年8月16日发布的标题为“Leading Edge Pneumatic Deicer Assembly”的美国专利号5,337,978中描述。另外或可替代地，除冰组件26可采用其他类型的防冰装置(例如，气动热装置、电脉冲系统、气动靴等)。

除冰器32在弦向方向上跨受保护区38延伸。受保护区38包括除冰器32的覆盖或保护范围，并且包括机翼12的受保护免于结冰条件的区域。未受保护区40在从受保护区38向后的方向上延伸，并且包括机翼12的位于除冰器32后缘42后部的不受保护免于结冰条件的区。未受保护区40包括机翼12上的区域，所述区域易受由于在SLD结冰条件下的飞行而导致的积冰的影响，这是因为除冰器32定位在机翼12的前缘18上并且不延伸到未受保护区40中。