CN103448912B

CN103448912B - 基于冰探测输入的飞机防冰优化

Info

Publication number: CN103448912B
Application number: CN201310240230.0A
Authority: CN
Inventors: G·C·博图拉; D·B·斯维特; J·T·欣德尔; D·G·杰克逊
Original assignee: Goodrich Corp
Current assignee: Goodrich Corp
Priority date: 2012-04-27
Filing date: 2013-04-27
Publication date: 2017-10-31
Anticipated expiration: 2033-04-27
Also published as: EP2657133A2; CN103448912A; EP2657133A3; US20130284856A1; US9555894B2; BR102013010356A2; CA2814061A1; CA2814061C

Abstract

本发明公开了基于冰探测输入的飞机防冰优化。飞机防冰系统(10)包括防冰设备(21)、机载功率源(30)、从功率源(30)到设备(21)的供应线(31)、控制供应线(31)的控制器(41)和传达优化操作指令(51)至控制器(41)的优化器(50)。冰探测器(60)提供输入(70)至优化器(50)，并且该输入(70)用于产生优化操作指令(51)。

Description

基于冰探测输入的飞机防冰优化

相关申请

根据USCξ119(e)，本申请要求2012年4月27日提交的美国临时专利申请No.61/639,366和2013年3月15日提交的美国临时专利申请No.61/800,310的的优先权。这些临时专利申请的全部公开内容通过引用在此被结合。

技术领域

本申请涉及基于冰探测输入的飞机防冰优化。

背景技术

当飞机飞行穿过含有过冷液滴的云层期间，所述过冷液滴含有非零液态水含量(例如，每立方米空气含有多达2.5g的水)，所述飞机会遭遇结冰的情况。一般来说，对于热力防冰系统，最严重的结冰状况将发生在温度处于其最冷时(例如，接近零下22华氏温度)，相关的速度是最快的，并且液滴平均尺寸是比较大的(例如，接近50微米)。防冰系统必须设计成保护飞机免于最严重的状况。

发明内容

提供一种防冰系统，所述防冰系统使用冰探测输入数据(例如，液态水含量，液滴平均尺寸等)连同其它输入以最优化操作，从而有效和高效地保护处于结冰状况的飞机。

附图说明

图1至12，每一个都示出了一种保护处于结冰状况的飞机表面的防冰系统。

具体实施方式

参考图1，防冰系统10适于保护易结冰区域11。防冰系统10包括与区域11相关联的防冰设备21，具有到防冰设备21的供应线31的机载功率源30，以及控制通过供应线31的功率供应的控制器41。至少基于给其提供冰情输入70的冰探测器60，优化器50将切换指令51传送至控制器41。优化器50可以接收附加输入，例如空速输入80，环境温度输入90，和/或飞行输入100。

在附图中，尽管优化器50示意性地被示出与控制器41分开的单独实体，但情况不必是这样。优化器50、控制器41和其它系统部件(包括下面介绍的其它控制器42-46)可以结合到装配中或共享装配(installation)。例如，优化器50可以是包含在与控制器一体化的微处理器中的算法。

参考图2-12，它们每一个都示出了防冰系统10适于保护至少两个区域11-12(每个都具有其自己的线路31-32、控制器41-42和指令51-52)，至少三个区域11-13(每个都具有其自己的线路31-33、控制器41-43和指令51-53)，至少四个区域11-14(每个都具有其自己的线路31-34、控制器41-44和指令51-54)，和/或至少六个区域11-16(每个都具有其自己的线路31-36、控制器41-46和指令51-56)。所述区域可以定位相互远离(参见例如图2、5、8)，顺翼展方向成行(参见例如图3、6、8、9、10、11、12)，和/或在翼弦方向成列(参见例如图4、7、10、12)。

防冰设备21-26每个均能包括将电能转换为热量的加热元件。如果防冰设备21-26是电热型的，源30则可包括机载交流或直流功率源，并且控制器41-46可包括电开关、电容器、脉冲电路或其它合适的组件。系统10可附加地或替代地使用其它类型的防冰设备(例如，气动热力设备、电脉冲系统、气动保护罩等)以及因此附加的或其它的功率源。

控制器41-46可以构造成简单地打开和关闭防冰设备21-26。这种情况下，当其不需要时，可通过避免激活防冰系统实现操作优化。同样的，特别关于除冰情形，设备激活可与最佳冰厚相协调，使得在冰厚适当低于飞机表面所能忍受的冰厚时不浪费除冰循环。替代地，控制器41-46可调节对防冰设备的功率供应等级。这可以通过调节实际功率供应等级、通过调制和/或通过调节除冰循环增量来实现。通常地，可利用的功率等级越多，节能的潜力越大。

优化器50可以包括以历史数据、数学模型和/或开发的算法编程的处理器，以允许其优化防冰的效率和有效性。除了在防冰系统10操作期间的数据动态输入，优化器50可以将相应区域的非变化的设计特征考虑在内(例如，机翼锐度、冰的采集效率、邻近运动部件等)。同样的，优化器50可以将相关防冰设备的操作视为协调方案。

冰探测器60可包括任意适宜的能够提供相关的输入70的探测技术。例如，探测器60可包括云响应加热元件(参见例如US20110288776、US5140135和US4980673)、随冰增长改变频率的振动探针(参见例如US7104502、US6759962、US6847903和US4611492)、光学机构(参见例如US8144325、US6069565)、温度保持电阻(参见例如US8037750)、冰阻塞管道(参见例如US798464、US7845221)、冰厚改变阻抗电极装置(参见例如US6759962，US5955887)、声道(参见例如US5922958)和/或压电薄膜阵列(参见例如US5206806)。

冰探测器60的合适候选可以是分析从空气中的云粒子散射的圆偏振光的光学冰探测器(OID)。这样的探测器可包括构造成用于引导光信号到云中的激光仪器、构造成用于收集来自云层的由引导到云中的光信号引起的回波信号的透镜组件、构造成用于再引导接受到的并通过透镜组件的信号进入至少第一和第二通道的分束组件和接受被再引导的信号的液滴探测器。所述液滴探测器可以包括被构造成对第一被再引导的信号执行第一色度测量的第一信号探测组件和被构造成对第二被再引导的信号执行第二色度测量的第二信号探测组件。液滴探测器构造成使用第一和第二色度测量来确定云中的液态水含水量和液滴直径分布。(参见例如US8338785)。

冰探测器60探测非温参数，例如液态水含量(LWC)、冰水含量(IWC)、总含水量(TWC)、液滴平均尺寸、中值体积液滴(MDV)，和/或冰厚(THICK)。重要的非温度参数是探测得到的，而不是估算得出的、预测得出的或其它的仅仅依据温度数据计算得出的。然而，温度数据可以结合该参数来产生输入70。

速度输入80是与撞击速度相关联的非温度输入，所述撞击速度是液滴在撞向飞机表面的途中遭遇的速度。然而，该输入80不必要是空速的精确度量，而是可以是或者使用其它相关速度，比如飞机速度。

温度输入90是对应环境温度状况的输入，而不是对应防冰设备或者相关区域的温度的输入。事实上，防冰系统10的一个优点是它可以排除对表面温度设备以及因此相应的布线的需要。

因此，防冰系统可以因其没有表面温度和/或它们的输入被优化器50用来确定最佳防冰参数为特色。尽管如此，包含表面温度传感器的防冰系统是可能的和可预期的。

输入100包括涉及总体飞行的非温度输入。例如，该输入100可包括飞机高度(ALT)、飞机速度(SPEED)、攻角(AOA)、飞行阶段(PHASE)、轮子的承重(WOW)、和/或运动部件的位置(PART)。

例如，在全蒸发防冰模式下，防冰设备被期望通过将区域11加热到相当高的温度来完全蒸发所有的撞击水。这种防冰模式极端耗能，并且传统上，已经保留仅仅用于危险的飞机区域，在此区域潮气回流(wet runback)和/或冰射入都是不可容忍的。明显的，相关联的防冰设备21必须设计成在能最恶劣的冰情中蒸发撞击(液滴)。在防冰系统10中，当结冰状况不是处于它们最坏的情况下，蒸发防冰设备21的功率可被降低。由于在飞行中，恶劣的冰情通常只占所有冰情的5％不到，这将导致相当多的功率节省。

在另一个例子中，防结冰区域能够是在全蒸发防冰模式下操作还是在更少耗能的“湿运行”模式下操作取决于其相应的除冰区域。如果区域11-13是按翼弦方向布置成列，则防结冰区域12可以夹在两个除冰区域11和13之间。如果这些区域足够冷从而导致再结冰，则全蒸发模式可能不必要了，并且防冰设备21可以在湿运行模式下操作。

在另一个例子中，防冰系统10可以包括防冰设备21，所述防冰设备21被保留仅当输入70指示存在过冷大液滴(SLDs)时才使用。该防冰设备21可以设置于大部分常规设备的沿翼弦方向的尾部，在传统的非冰冻区域，这个位置被认为是被超大液滴所折磨。如果冰探测器60是光学探测器，其在结冰云中可以直接测量SLD的存在。

在另一个例子中，当区域11-16沿翼展方向布置成行时，不同区域的“开”阈值沿着所述行可以不同，可能沿外侧方向减少。

人们现在可以理解的是防冰系统10使用冰探测数据来优化操作。尽管系统10、防冰设备21-26、功率源30、供应线31-36、控制器41-46、优化器50、指令51-52、冰探测器60、冰情输入70、温度输入80、速度输入90，和/或飞行信息输入100关于某些实施例已经被示出并被描述，通过阅读和理解本说明书，对本领域的其他技术人员来讲，可以做出明显的或等效的替换和修改。

Claims

1.一种防冰系统（10），适于保护飞机的至少一个易结冰区域（11-16），所述防冰系统（10）包括：

与每个易结冰区域（11-16）相关联的防冰设备（21-26）；

机载功率源（30）和到每个防冰设备（21-26）的供应线（31-36）；

用于每个防冰设备（21-26）的控制器（41-46），其控制通过每条供应线（31-36）的功率供应；

优化器(50)，其传达优化操作指令（51-56）至每个控制器（41-46）；以及

冰探测器（60），其提供冰情输入（70），该冰情输入（70）用于产生优化操作指令（51），控制器调节对防冰设备的功率供应等级，

所述优化器（50）从所述冰探测器（60）接收该冰情输入（70），并且基于飞行输入（100）和历史数据来产生优化操作指令。

2.如权利要求1所述的防冰系统（10），其中，所述优化器（50）使用所述冰情输入（70）以确定最佳功率等级并在所述优化操作指令（51）中将该功率等级传达至防冰设备（21），以及其中，该防冰设备（21）以全蒸发防结冰模式运行。

3.如权利要求1所述的防冰系统（10），适于保护飞机的相邻的易结冰区域（11-16），其中，所述优化器（50）在确定另一个防冰设备（22）的最佳功率等级时考虑相邻的防冰设备（21，23）的状态。

4.如权利要求1所述的防冰系统（10），其中，当所述优化器（50）确定回流将不会在相邻的易结冰区域（11-16）上再结冰时，所述防冰设备（21）以全蒸发防结冰模式运行，以及当所述优化器（50）确定回流将在相邻的易结冰区域（11-16）上再结冰时，所述防冰设备（21）以湿运行防结冰模式运行。

5.如权利要求1所述的防冰系统（10），其中，所述冰探测器（60）探测超大液滴（SLD）并提供一个相应的冰情输入（70）；以及其中，所述优化器（50）仅在所述冰情输入（70）指示有超大液滴（SLD）时打开防冰设备（21）。

6.如权利要求1所述的防冰系统（10），适于保护飞机的多个易结冰区域（11-16），其中，所述优化器（50）使用冰情输入（70）以确定结冰严重性并将此确定与阈值相比较以产生优化操作指令（51-56）；以及其中，所述阈值在所述防冰设备（21-26）之中是不同的。

7.如权利要求6所述的防冰系统（10），其中，所述防冰设备（21-26）顺翼展方向布置成行，以及其中，所述阈值沿外侧方向降低。

8.如权利要求1-6中任一项所述的防冰系统（10），其特征在于，在易结冰区域（11-16）上无温度传感器。

9.如权利要求1-6中任一项所述的防冰系统（10），其特征在于，所述优化器(50)不使用来自表面温度传感器的输入来产生优化操作指令（51）。

10.如权利要求1-6中任一项所述的防冰系统（10），其中，所述冰探测器（60）是光学冰探测器，分析从空气中的云粒子散射的圆偏振光。

11.如权利要求1-6中任一项所述的防冰系统（10），其中，所述优化器（50）包括容纳在微处理器中的算法，所述微处理器安装在所述控制器（41-46）中。

12.如权利要求1-6中任一项所述的防冰系统（10），其中，每个防冰设备（21-26）包括将电能转化为热量的加热元件。

13.如权利要求1-6中任一项所述的防冰系统（10），其中，所述机载功率源（30）包括机载电功率源。

14.如权利要求1-6中任一项所述的防冰系统（10），其中，所述冰探测器（60）探测液态水含量（LWC）。

15.如权利要求1-6中任一项所述的防冰系统（10），其中，所述冰探测器（60）探测冰水含量（IWC）和/或总含水量（TWC）。