前缘热防冰系统和方法与流程

[0001]
本公开涉及用于防止冰积聚的系统和方法。更具体地，所公开的示例涉及防止在飞行器机翼的前缘上形成冰。


背景技术：

[0002]
遇到冷且潮湿的空气的飞行器容易在各种表面上结冰。在这些条件下，机翼、发动机舱、涡轮元件或其它表面上的冰积聚可损害飞行器的飞行特性。因此，最易受结冰影响的那些部件可以装配有适于特定飞行器的防结冰设备和系统。已经开发了各种不同的机械、化学和热系统，用于防止或去除飞行器表面上的冰积聚。
[0003]
一些热防结冰系统使用从飞行器的发动机重新引导到可能发生结冰的区域的加热空气。当用于防止在飞行器机翼的前缘结冰时，这种系统目前占据机翼内可用空间的大部分，限制了机翼中的其它系统例如用于飞行控制表面的致动器可用的空间量。
[0004]
本发明正是针对这些和其它考虑而提出的。


技术实现要素：

[0005]
本公开提供了涉及前缘防冰系统的系统、设备和方法。在一些示例中，防冰系统可包括翼型结构，该翼型结构包括面向风向的前缘部分。翼型结构还可包括形成多个通道的外蒙皮和内蒙皮，每个通道具有空气入口和空气出口。翼型结构内的空气输送管道可横向于风向延伸，并且可具有指向通道的空气入口的多个开口。热交换器可被构造成向空气输送管道提供热空气。
[0006]
在一些示例中，飞行器可包括机身，该机身具有从机身延伸的第一机翼和从机身的相对侧延伸的第二机翼。每个机翼可包括面向风向的前缘部分。每个前缘部分可包括形成多个内通道的外蒙皮和内蒙皮，每个通道具有内部空气入口和外部空气出口。每个机翼可包括横向于风向延伸的空气输送管道。空气输送管道可具有指向所述通道的空气入口的多个开口。热交换器可被构造成向所述通道提供热空气。
[0007]
在一些示例中，防止在翼型的前缘部分上形成冰的方法可包括将热空气从热交换器引导至沿着翼型的前缘部分的内部延伸的空气输送管道。该方法还可包括将空气从空气输送管道朝向形成在翼型结构的前缘部分的内蒙皮和外蒙皮之间的通道分散。每个通道可在前缘部分的上段和下段之间在入口和出口之间延伸。该方法还可包括通过出口从通道排出空气。
[0008]
特征、功能和优点可以在本公开的各种示例中独立地实现，或者可以在其它示例中组合，其进一步的细节可以参考以下描述和附图来看到。
附图说明
[0009]
图1是示例性飞行器的等轴视图。
[0010]
图2是图1的飞行器的空气输送系统的示意图
[0011]
图3是前缘防冰系统的局部透明等轴视图。
[0012]
图4是图3的防冰系统的剖视图。
[0013]
图5是根据本公开的方面的示例性前缘防冰系统的示意性横截面图。
[0014]
图6是图5的防冰系统的等轴视图。
[0015]
图7是图5的防冰系统的内蒙皮的等轴视图。
[0016]
图8是机翼前缘的剖视图，包括图5的防冰系统和伸出的克鲁格襟翼(krueger flap)
[0017]
图9是描绘根据本教导的用于防止在翼型的前缘上结冰的示例性方法的步骤的流程图。
[0018]
图10是描绘示例性飞行器制造和维护方法的步骤的流程图。
[0019]
图11是示例性飞行器的示意图。
具体实施方式
[0020]
下面描述并在相关附图中示出了热防冰系统以及相关方法的各个方面和示例。除非另外指明，根据本教导的防冰系统和/或其各种部件可以但不是必须包含本文描述、示出和/或并入的结构、部件、功能和/或变型中的至少一个。此外，除非明确排除，否则结合本教导描述、示出和/或并入本文的过程步骤、结构、部件、功能和/或变型可被包括在其它类似的设备和方法中，包括在所公开的示例之间是可互换的。以下对各种示例的描述本质上仅是示例性的，并且决不旨在限制本公开、其应用或使用。另外，由下面描述的示例提供的优点本质上是示例性的，并且不是所有的示例都提供相同的优点或相同程度的优点。
[0021]
该详细描述紧接着包括以下部分：(1)概述；(2)示例、组成和替代物；(3)示例性组合和另外的示例；(4)优点、特征和益处；以及(5)结论。示例、组成和替代物被进一步划分为子部分a到c，其每一个被相应地标记。
[0022]
概述
[0023]
通常，根据本教导的防冰系统包括沿着诸如飞行器机翼的翼型的一部分延伸的空气输送管道。空气输送管道也可以被称为皮科洛管(piccolo tube)，其可以被供给来自诸如放气系统的热交换器和/或发动机轴驱动的压缩机的源的热空气。该管道安装在翼型的前缘部分中，例如安装在飞行器机翼的鼻部中。该管道可以安装成接近前缘部分的上部或上表面，和/或处在翼型的弧线上方。该管道可横向于气流方向在翼型上方延伸，并且可由可移除的盖封闭。
[0024]
翼型的前缘部分包括内蒙皮和外蒙皮，它们一起形成多个通道。每个通道可从邻近前缘部分的上表面的空气入口延伸至邻近前缘部分的下表面的空气出口。每个空气入口可位于弧线上方并向翼型的内部敞开，并且每个空气出口可位于弧线下方并向翼型的外部敞开。
[0025]
空气输送管道包括多个开口。每个开口定位成将空气从管道引导到相应通道的空气入口。防冰系统可由此被构造成沿着空气输送管道引导加热的空气，使之通过多个开口，进入多个通道的入口，并且离开多个通道的出口。当空气穿过通道时，翼型的前缘部分的外蒙皮可由空气加热，且从而防止在翼型的前缘部分上形成冰。
[0026]
内蒙皮的轮廓被构造成形成期望的通道几何形状，这可以调节通过通道的空气流
的特性。例如，内蒙皮可以成形为提供通过通道的期望压力和流速。通道可沿翼型是均匀的，和/或可在形状或尺寸上变化。每个通道在相应的空气入口和空气出口之间可具有变化的横截面尺寸，例如宽度和/或深度。
[0027]
内蒙皮可被构造成用作翼型的结构构件。例如，内蒙皮可包括具有足够强度和/或刚度的材料，使得内蒙皮可以替代飞行器机翼的鼻梁。
[0028]
根据本教导的防冰系统也可被描述为防结冰系统或除冰系统。该系统可被构造成完全蒸发选定表面上的水分，可被构造成将冰的形成限制于选定的尺寸或程度，和/或可被构造成用于移除积聚的冰。防冰系统可以连续地操作，例如以防止冰形成，和/或可以选择性地操作，例如在冰形成达到预定水平后进行操作。
[0029]
示例、组成和替代物
[0030]
以下部分描述了示例性防冰系统以及相关系统和/或方法的选定方面。这些部分中的示例旨在进行说明，而不应被解释为限制本公开的整个范围。每个部分可包括一个或多个不同的示例，和/或上下文或相关的信息、功能和/或结构。
[0031]
a.示例性防冰系统
[0032]
如图5至图8所示，这部分描述了示例性的防冰系统300。系统300是如上所述的防冰系统的示例。
[0033]
图1描绘了可包括防冰系统的示例性飞行器100。飞行器是由示例性方法500生产的飞行器600的示例，如下所述。飞行器100包括机身110、第一机翼112和第二机翼114。第二机翼114在与第一机翼112相对的一侧从机身110延伸，并且每个机翼包括前缘116。在所描绘的示例中，飞行器100包括两个发动机118，每个发动机安装在机翼下方。在一些示例中，飞行器可包括更多或更少的发动机，并且发动机可以安装在飞行器上的其它地方，诸如安装在机身110上。
[0034]
每个机翼112、114的前缘116和后缘都包括飞行控制表面120。控制表面可包括但不限于襟翼、缝翼、副翼和/或阻流板。飞行控制表面120的致动器可以容纳在机翼112、114的内部。使用热空气来防止在机翼上形成冰的防冰系统也可以容纳在机翼的内部。这种系统可被构造成通过加热机翼112、114的选定表面来防止形成冰。例如，防冰系统可加热机翼的一个或多个固定表面和/或可加热机翼的一个或多个飞行控制表面。
[0035]
图2描述了用于前缘防冰系统的示例性空气输送装置130。在所描绘的示例中，空气输送装置130安装在飞行器100的第一机翼112中，并且连接到发动机118的热交换器122。热交换器可被构造成提供加热的空气，并且可以任何有效的方式连接到发动机118。例如，热交换器可从发动机118的放气系统提供处于期望温度和/或压力的放气。通常，加热的空气可具有在200华氏度和250华氏度之间的范围内的温度。在一些示例中，所提供的热空气可具有在100华氏度和300华氏度之间的范围内的温度。
[0036]
内侧空气输送管道132和外侧空气输送管道134连接到热交换器122。每个管道可以沿着机翼112的前缘116引导来自热交换器122的热空气。管道132、134可被描述为平行于前缘116延伸，和/或横向于风向124延伸。风向也可被描述为机翼112上方的气流方向。内侧空气输送管道132将空气从发动机118朝向机身110引导。外侧空气输送管道134将空气从发动机118朝向机翼112的末端引导。
[0037]
每个管道132、134可在沿着机翼112的前缘116的多个位置处供应热空气以防结
冰。管道可被构造成沿前缘116的长度提供一致的空气压力。例如，每个管道的直径可以随着与热交换器122的距离而减小。
[0038]
在本示例中，空气输送装置130既包括外侧空气输送管道又包括内侧空气输送管道。在一些示例中，该装置要么包括外侧空气输送管道要么包括内侧空气输送管道。管道132、134可一起延伸机翼112的整个翼展，或者可仅沿机翼的一部分延伸。每个管道可以是整体的，或者可包括连接的管道、管子和/或其它部件的系统。
[0039]
图3至图4描述了典型的前缘防冰系统200，其可安装在诸如飞行器100的飞行器中，并通过诸如空气输送装置130的装置供应热空气。如图3所示，飞行器机翼的固定前缘部分或鼻部210包括前腔212。空气输送管道214平行于机翼的前缘216延伸穿过前腔212。前腔212被限定在鼻部210的外蒙皮218和机翼的鼻梁220之间。
[0040]
如图4所示，空气输送管道214包括多个开口222，热空气从这些开口流入前腔212。这种空气流由虚线224描绘。管道的每个开口222指向外蒙皮218的一个或多个撞击点。鼻梁220的上边缘处和外蒙皮218的下部中鼻梁后面的开口允许来自前腔212的热空气被排放到机翼外部。后腔的加热延伸到固定前缘鼻部210前面的闭合边界。
[0041]
为了实现对外蒙皮218的充分加热，可能需要从空气输送管道214将大量的热空气供应至前腔212。空气可倾向于如箭头224所示流动，但整个外蒙皮218的加热可能需要足以填充前腔的热空气的流速和压力。温度也可沿外蒙皮变化。例如，峰值温度可以存在于每个开口222附近。对于另一个示例，可以发生交叉流动，其中空气在平行于空气输送管道的方向上移动通过前腔212。
[0042]
为了修理或日常维护而接近空气输送管道214可能是具有挑战性的，并且需要移除外蒙皮218。图4中还示出了飞行控制表面致动器226。致动器226的位置和尺寸可由前腔212的位置和范围限制。
[0043]
图5是示例性防冰系统300的示意图，描绘了飞行器机翼302的固定前缘部分或鼻部310的横截面。鼻部310由上机翼面板312和下机翼面板314形成。空气动力学外蒙皮316在这些机翼面板之间延伸，限定机翼的前缘318。机翼面板312、314可包括具有任何热性质的一种或多种材料，包括但不限于铝合金和复合材料。外蒙皮316可包括导热材料，例如金属合金，并可被构造成将热量从内表面传导到外表面。
[0044]
在本示例中，防冰系统300被构造成加热飞行器机翼302的内侧部分的固定前缘。在一些示例中，防冰系统可被构造成加热机翼的其它固定表面和/或机翼的内侧、外侧、前缘和/或后缘部分的控制表面和/或尾部或鸭翼表面。防冰系统可以根据特定飞行器的防冰需要来定位。例如，该系统可用于加热在模拟分析中被识别为最易于结冰的表面。
[0045]
防冰系统300包括空气输送管道320和内蒙皮322。空气输送管道320在外蒙皮316和盖324之间封闭在腔326中。空气输送管道可沿着机翼鼻部310从诸如热交换器或放气系统的源运送热空气。空气输送管道320可以是空气输送装置130的示例。管道320接近外蒙皮316的上部安装，但与其间隔开。管道可被描述为处在前缘318上方和/或处在机翼302的弧线350上方。
[0046]
盖324可被描述为具有张开的c形和/或抛物线形状。盖的第一端紧固到桁条329，该桁条定位在外蒙皮316和上机翼面板312之间的接合部处。盖的第二端紧固到内蒙皮322的凸缘330。桁条329和凸缘330都大致垂直于外蒙皮316朝向机翼鼻部310的内部延伸。盖
324被定位成使得盖的第一端与桁条329重叠并且盖的第二端与凸缘330重叠。盖的第一端和第二端也可被描述为具有与桁条和凸缘的大部分接触的外表面。
[0047]
盖324通过紧固件组件332可移除地连接到桁条和凸缘。在所示的示例中，盖324的第一端和第二端中的每一者均包括固定螺母元件。螺栓延伸穿过桁条329和凸缘330中的每一者中的孔，以螺纹接合固定螺母元件。固定螺母元件和螺栓一起形成紧固件组件332。
[0048]
任何有效数量和/或组合的紧固件或紧固件组件可用于连接盖324。盖可以可移除地和/或永久地固定在适当位置，并且可以连接和/或安装到机翼鼻部310的任何合适的结构或部件。盖324可以成形为限定腔326的期望的几何形状和/或体积。盖可以根据空气输送管道320的位置和/或附近的结构部件来定位和/或成形。
[0049]
空气输送管道320的尺寸可沿机翼鼻部310变化。例如，管道的直径可朝机身或翼尖减小，以便在整个管道中保持一致的空气压力。盖324可以类似地改变尺寸，使得腔326的体积沿着机翼鼻部310保持恒定。在所描绘的示例中，空气输送管道320具有大约2 3/4英寸的直径。管道320和盖324可以是适合于期望的气流特性的任何尺寸，所述气流特性例如是速度、压力和/或体积。
[0050]
盖324可包括柔性的弹性材料，以便允许在安装或移除盖期间变形。安装者或维护工人可以将盖的第一端朝向盖的第二端压缩，使得这两端可以插入桁条329与凸缘330之间。可以类似地压缩盖以允许盖的这两端从桁条和凸缘之间抽出。当从这种压缩释放时，盖324的弹性材料可以偏置盖以返回到张开的c形。
[0051]
当盖324被适当地定位在桁条329和凸缘330之间时，盖的材料可以将盖的两端偏压成抵靠桁条和凸缘。也就是说，盖的两端可被推动成与桁条和凸缘接触。盖324由此可以与桁条329和凸缘330形成气密密封。在一些示例中，密封件可以设置在盖的两端与桁条和凸缘之间，以确保密封件是充分气密的。
[0052]
如图6所示，空气输送管道320由一系列支架348支撑。支架可以固定和/或紧固到任何适当的结构，包括外蒙皮316、内蒙皮322和/或桁条329。
[0053]
再次参照图5，内蒙皮322被定位成邻近外蒙皮316，以形成多个通道328。每个通道包括与腔326流体连通的入口334。空气输送管道320包括多个开口336，每个开口对应于入口334。每个开口336被定位在管道320上，使得流过开口的空气被朝向相应的入口334引导。换句话说，管道320被构造成将热空气从开口336朝向入口334排出。将开口336朝向入口334引导可以提高外蒙皮316的加热的均匀性，并降低开口附近的外蒙皮上的峰值温度。
[0054]
每个通道328从入口334延伸到与机翼302的外部流体连通的出口338。每个入口334可被描述为处在外蒙皮316与内蒙皮322的上端335之间的通向腔326的间隙。入口334可被描述为处在前缘318上方、接近外蒙皮316的上部和/或处在弧线350上方。每个出口338可被描述为处在外蒙皮316与下机翼面板314之间的向机翼302的外部敞开的间隙。出口338可被描述为处在前缘318下方、接近外蒙皮316的下部和/或处在弧线350下方。
[0055]
防冰系统300被构造成如虚线箭头360所示从空气输送管道320引导热空气。空气可从开口336流动通过腔326并进入入口334。一些热空气也可以填充腔326。随着气流360的空气从入口334沿通道328向下通过，热量可从空气传递到外蒙皮316。外蒙皮316和内蒙皮322可被称为热交换。空气然后可以离开出口338并且在机翼302下方继续。由于管道320、入口334和出口338的位置，空气可向下行进经过前缘318。因此，外蒙皮316和内蒙皮322可被
称为逆流热交换。
[0056]
通道328被限定在外蒙皮316的内表面与内蒙皮322的外表面323之间。通道328的几何形状由内蒙皮322的外轮廓确定。换句话说，内蒙皮322的面向外蒙皮316的曲率和特征确定通道328的性质，例如横截面面积和横截面形状。内蒙皮322可相对于外蒙皮316形成轮廓，使得通道328被调节以实现期望的气流特性，例如通过通道的压力和流速。
[0057]
每个通道的深度340可被限定为外蒙皮和内蒙皮之间的距离。深度340可以沿着每个通道328变化。每个通道328可被描述为具有接近入口334的上部342、接近前缘318的中部344和接近出口338的下部346。在本示例中，深度340对于上部342和下部346具有第一值并且对于中部344具有第二值，第一值大于第二值。例如，上部342和下部346可以各自具有0.2英寸的深度，而中部344具有0.1英寸的深度。在一些示例中，深度340可以在上部342和下部346之间不同。在一些示例中，深度340在整个通道328中可以是恒定的和/或可以适当地变化以实现通过通道的期望气流特性。深度340可以在大约百分之一英寸和一英寸的范围内。
[0058]
增加接近入口334和出口338的通道328的深度可以增加入口和出口处的流速，从而有助于具有更高总速度的一致流动通过通道。一致的流动可提高温度均匀性并减少外蒙皮316上的热点。入口和出口也可被构造成避免阻塞或限制通过通道的空气流。例如，外蒙皮316和下机翼面板314之间的形成每个出口338的间隙的尺寸可以被确定为避免气流的限制。
[0059]
对于另一个示例，如图5所示，内蒙皮包括邻近出口338的倒角352。倒角可与内蒙皮322的相邻表面形成大约一百三十五度的角度，或者大于大约九十度的任何角度。所示的倒角352也可以描述为四十五度倒角。倒角可减少对通过出口338的流动的限制，并且提高流动速度。
[0060]
增加通道328的接近入口334和出口338的深度可以减小通过通道328的气流压力。入口、空气输送管道320和腔326也可被构造成降低防冰系统300中的空气压力。例如，空气输送管道320和开口336可具有选择成减小输送期望的空气流质量所需的压力的直径。对于另一个示例，可选择腔326的容积和空气输送管道320上的开口336的位置，以降低在通道328中实现期望的流速所需的空气压力。对于另一个示例，内蒙皮322和外蒙皮316之间的形成每个入口334的间隙的尺寸可被设计成以期望的流速减小通道中的压力。
[0061]
由防冰系统300使用的减小的压力可从飞行器发动机释放有限的加热的放气的供应，以供其它系统使用。例如，根据本公开的另一防冰系统可安装在机翼302的外侧前缘上，并使用可用的放气。通道328中的减小的压力还可以改善机翼302中由气流引起的负载，并且减小被驱动到机翼中的重量。
[0062]
图7是内蒙皮322的外表面323的视图。该蒙皮包括多个脊354和多个凸起356。每个脊354从内蒙皮322的上端335延伸到该蒙皮的下端337，并被构造成接触外蒙皮。脊354可被描述为密封在外蒙皮上和/或与外蒙皮形成气密密封。因此，每个通道被限定在两个相邻脊354之间。相邻脊354之间的距离可以被称为通道宽度358。在所描述的示例中，通道具有恒定的宽度。在一些示例中，通道宽度358可从内蒙皮322的上端335到下端337变化和/或可在通道之间变化。
[0063]
将机翼鼻部的内蒙皮322和外蒙皮之间的空间分成具有脊354的不同通道可通过限制沿前缘的横向流动来提高外蒙皮加热的一致性。可以结合通道328的其它特性来选择
通道宽度358，以减小通过通道的压力并增加机翼鼻部上的温度和/或加热均匀性。
[0064]
凸起356有助于内蒙皮322连接到外蒙皮，同时将内蒙皮与外蒙皮间隔开。每个凸起部被构造成接触外蒙皮316，并且可包括适合于选定的紧固件或连接类型的特征。例如，每个凸起356可包括螺纹孔，该螺纹孔的尺寸被设计成接收螺栓并且与外蒙皮中的孔相对应。在图6中，示出了包括紧固件的凸起356。对于另一个示例，每个凸起356可具有适于结合到外蒙皮的外表面。
[0065]
每个凸起356具有与相邻通道328的深度相对应的厚度，以便沿着通道定位凸起。凸台可以以适于将内蒙皮连接到外蒙皮的任何图案定位在内蒙皮322的外表面上的任何点处。在本示例中，凸起356在内蒙皮322的上端335和下端337处布置成两排。沿着内蒙皮322的上端的凸起356具有与入口334对应的厚度，并且沿着内蒙皮的下端的凸起具有与出口338对应的厚度。
[0066]
在本示例中，内蒙皮322还被构造成用作机翼的结构构件。内蒙皮可被描述为鼻梁，或者被描述为替代机翼的鼻梁。内蒙皮322可包括具有适于结构构件的结构特性的耐热材料。例如，内蒙皮可以由铝合金机加工而成。在一些示例中，用内蒙皮322替换鼻梁可在机翼鼻部的内部提供额外的空间。在一些示例中，内蒙皮322的结构特性可以允许机翼鼻部的外蒙皮更薄和/或更轻。
[0067]
图8是机翼302的剖视图，包括防冰系统300和高升力系统370。在本示例中，该系统控制克鲁格襟翼372。高升力系统包括致动器、电气系统和克鲁格铰链374。空气输送管道320定位在机翼的弧线上方，处在机翼鼻部的上表面上。内蒙皮322紧密地贴合外蒙皮316，同时用作机翼的鼻梁。克鲁格铰链374因此可以被定位在机翼的鼻部中。这种定位可允许铰链374和/或用于铰链的致动器的尺寸减小，并且可改进克鲁格襟翼372的轨迹。这种定位还可以为机翼302中的其它系统腾出空间。
[0068]
b.防止冰形成的示例性方法
[0069]
本部分描述了用于防止在翼型的前缘上形成冰的示例性方法400的步骤；参见图9。上述飞行器和/或防冰系统的各方面可用于下面描述的方法步骤中。在适当的情况下，可以参考可以用于执行每个步骤的部件和系统。这些参考是用于说明的，而不是要限制执行该方法的任何特定步骤的可能方式。
[0070]
图9是示出在示例性方法中执行的步骤的流程图，并且可能会不叙述该方法的完整过程或所有步骤。尽管在下面描述并且在图9中描绘了方法400的各个步骤，但是这些步骤不必全部执行，并且在一些情况下可以同时执行或者以与所示顺序不同的顺序执行。
[0071]
在步骤410，该方法包括将热空气从热交换器引导到管道。例如，热交换器可以是飞行器发动机的放气系统的一部分，并且管道可以是连接到热交换器的皮科洛管。管道可以沿着机翼的一部分延伸，例如飞行器机翼。例如，管道可平行于机翼的前缘在飞行器的机翼安装式发动机与机身之间延伸。管道可以安装在翼型内部，处在翼型的弧线上方。例如，管道可由支架从翼型的外部空气动力学蒙皮的上部支撑。
[0072]
该方法的步骤412包括将空气从管道朝向翼型的前缘部分中的通道的入口分散。管道可包括沿管道的长度的被构造成分散热空气的多个开口。每个开口可以定位在管道上，使得分散的空气被朝向通道的入口引导。管道可以由盖封闭，并且从管道分散空气可包括用热空气填充封闭容积。
[0073]
翼型的前缘部分可包括内蒙皮和外蒙皮，由内蒙皮上的多个脊在内蒙皮和外蒙皮之间限定出通道。内蒙皮可以固定到外蒙皮，并且可以用作翼型的结构构件。内蒙皮和外蒙皮之间的距离可限定通道的深度，该深度可沿通道变化。
[0074]
该方法的步骤414包括从通道的出口排出空气。每个通道可包括处在第一端的入口和处在第二端的出口。排出空气可包括将在步骤412中从管道分散的空气沿着通道从入口运送到出口。每个入口可设置在翼型的前缘上方，而每个出口可设置在前缘下方。沿着通道运送空气可包括沿着翼型的外蒙皮的前缘的内表面在反向流动方向上向下引导空气。沿着通道运送空气还可包括将热量从空气传递到外蒙皮，从而均匀地加热外蒙皮。
[0075]
每个通道在入口和出口之间可以具有变化的横截面尺寸。例如，通道在接近入口的上部和接近出口的下部中可以比在接近翼型的前缘的中部中具有更大的深度。这种变化的尺寸可允许空气以一致的流量、高流速和低压力运送通过通道。
[0076]
c.示例性飞行器和相关方法
[0077]
本文公开的示例可以在示例性飞行器制造和服务方法500(见图10)和示例性飞行器600(见图11)的上下文中描述。方法500包括多个过程、期间或阶段。在预生产期间，方法500可包括飞行器600的规格和设计阶段504以及材料采购阶段506。在生产期间，可以发生飞行器600的部件和子组件制造阶段508和系统集成阶段510。此后，飞行器600可以经历认证和交付阶段512以被置于服役阶段514中。在服役时(例如，由操作员)，飞行器600可以被安排进行例行维护和维修516(其也可包括飞行器600的一个或多个系统的修改、重新配置、整修等)。虽然本文描述的示例一般涉及飞行器600的服役阶段514期间的操作使用，但是它们可以在方法500的其它阶段实施。
[0078]
方法500的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)执行或实行。为了本说明书的目的，系统集成商可包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主系统转包商；第三方可包括但不限于任何数量的供应商、分包商和供应商；并且操作员可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
[0079]
如图11所示，由示例性方法500生产的飞行器600可包括具有多个系统604和内饰606的机身602。多个系统604的示例包括推进系统608、防冰系统610、气动系统612和飞行控制系统614中的一个或多个。每个系统可包括各种子系统，例如控制器、处理器、致动器、效应器、电动机、发电机等，这取决于所涉及的功能。可包括任何数量的其它系统。尽管示出了航空航天示例，但是本文公开的原理可以应用于其它行业，诸如汽车行业、轨道运输行业和航海工程行业。因此，除了飞行器600之外，本文公开的原理可以应用于其它交通工具，例如，陆地交通工具、海洋交通工具等。
[0080]
在制造和服务方法500的任何一个或多个阶段期间，可以采用本文所示或所述的装置和方法。例如，对应于部件和子组件制造阶段508的部件或子组件可以以类似于当飞行器600在服役阶段514期间操作时生产的部件或子组件的方式制造或生产。而且，例如通过充分加快飞行器600的组装或降低其成本，可以在制造阶段508和系统集成阶段510期间利用装置、方法或其组合的一个或多个示例。类似地，例如但不限于，当飞行器600处于服役阶段514和/或在维护和维修阶段516期间，可以利用装置或方法实现的一个或多个示例或其组合。
[0081]
示例性组合和另外的示例
[0082]
本部分描述了防冰系统和相关方法的另外的方面和特征，其非限制性地呈现为一系列段落，为了清楚和有效，其中的一些或全部可以用字母数字表示。这些段落中的每一个可以与一个或多个其它段落组合，和/或以任何合适的方式与来自本申请中其它地方的公开内容组合。以下段落中的一些明确地涉及并且进一步限制其它段落，提供而不限于合适组合中的一些的示例。
[0083]
a0.一种防冰系统，该防冰系统包括：
[0084]
翼型结构，该翼型结构包括面向风向的前缘部分，并且包括形成多个通道的外蒙皮和内蒙皮，每个通道均具有空气入口和空气出口，
[0085]
空气输送管道，该空气输送管道处在所述翼型结构内，基本上横向于所述风向延伸，所述空气输送管道具有指向所述多个通道的所述空气入口的多个开口，以及
[0086]
空气供应装置，该空气供应装置被构造成将热空气提供至所述空气输送管道。
[0087]
a1.根据a0所述的防冰系统，其中，每个通道均具有横截面尺寸，并且每个横截面尺寸均在所述空气入口和所述空气出口之间变化。
[0088]
a2.根据a1所述的防冰系统，其中，每个通道均具有上部、中部和下部，所述上部和所述下部中的至少一者与所述中部相比具有增大的横截面面积。
[0089]
a3.根据a1或a2所述的防冰系统，其中，每个通道均具有上部、中部和下部，所述上部和所述下部与所述中部相比均具有增大的横截面面积。
[0090]
a4.根据a0至a3中任一项所述的防冰系统，其中，所述空气入口从所述翼型结构内接收空气，并且所述空气出口将空气排放到所述翼型结构外。
[0091]
a5.根据a0至a4中任一项所述的防冰系统，其中，所述内蒙皮具有面向所述外蒙皮的前表面，所述前表面包括上边缘部分、下边缘部分以及从所述上边缘部分延伸至所述下边缘部分的多个脊，所述多个脊形成所述多个通道的壁。
[0092]
a6.根据a5所述的防冰系统，其中，所述前表面具有沿着所述上边缘部分和所述下边缘部分的被构造成连接所述内蒙皮和所述外蒙皮的多个突起。
[0093]
a7.根据a0至a6中任一项所述的防冰系统，该防冰系统还包括：
[0094]
盖，该盖用于封闭所述空气输送管道。
[0095]
a8.根据a7所述的防冰系统，其中，所述盖连接到所述翼型结构内的凸缘结构。
[0096]
a9.根据a8所述的防冰系统，其中，所述内蒙皮具有面向所述外蒙皮的前表面，并且所述前表面包括上边缘部分，所述凸缘结构包括从所述内蒙皮的所述上边缘部分基本正交地向内延伸的第一凸缘结构。
[0097]
a10.根据a8或a9所述的防冰系统，其中，所述盖以可移除的方式紧固至所述凸缘结构。
[0098]
a11.根据a7至a10中任一项所述的防冰系统，其中，所述盖具有张开的c形。
[0099]
a12.根据a0至a11中任一项所述的防冰系统，其中，所述热交换器与所述空气输送管道流体连通。
[0100]
a13.根据a0至a12中任一项所述的防冰系统，其中，所述翼型结构包括上表面和下表面，每个空气入口与所述上表面相邻，并且每个空气出口与所述下表面相邻。
[0101]
a14.根据a0至a13中任一项所述的防冰系统，其中，所述翼型结构包括弧线，每个空气入口均在所述弧线上方，并且每个空气出口均在所述弧线下方。
[0102]
a15.根据a0至a14中任一项所述的防冰系统，其中，所述空气输送管道被设置在所述翼型结构的弧线上方。
[0103]
a16.根据a0至a15中任一项所述的防冰系统，其中，所述空气输送管道被设置成接近所述翼型结构的上表面。
[0104]
a17.根据a0至a15中任一项所述的防冰系统，其中，所述空气供应装置包括热交换器。
[0105]
b0.一种飞行器，该飞行器包括：
[0106]
机身，
[0107]
从所述机身延伸的第一机翼、从所述机身的相对侧延伸的第二机翼，每个机翼均包括面向风向的前缘部分，每个前缘部分均包括形成多个内部通道的外蒙皮和内蒙皮，每个内部通道均具有内部空气入口和外部空气出口，
[0108]
每个机翼均包括基本上横向于风向延伸的空气输送管道，每个空气输送管道均具有指向相应的多个内部通道的内部空气入口的多个开口，以及
[0109]
空气供应装置，该空气供应装置被构造成将热空气提供至所述多个内部通道。
[0110]
b1.根据b0所述的飞行器，其中，每个内部通道均具有横截面尺寸，并且每个横截面尺寸均在所述空气入口和所述空气出口之间变化。
[0111]
b2.根据b0或b1所述的飞行器，其中，每个内部通道均具有上部、中部和下部，所述上部和所述下部中的至少一者与所述中部相比具有增大的横截面面积。
[0112]
b3.根据b0至b2中任一项所述的飞行器，其中，每个通道均具有上部、中部和下部，所述上部和下部与所述中部相比均具有增大的横截面面积。
[0113]
b4.根据b0至b3中任一项所述的飞行器，其中，所述内蒙皮具有面向所述外蒙皮的前表面，所述前表面包括上边缘部分、下边缘部分以及从所述上边缘部分延伸至所述下边缘部分的多个脊，所述多个脊形成所述多个内部通道的壁。
[0114]
b5.根据权利要求b4所述的飞行器，其中，所述前表面具有沿着所述上边缘部分和所述下边缘部分的被构造成连接所述内蒙皮和所述外蒙皮的多个突起。
[0115]
b6.根据b0至b5中任一项所述的飞行器，该飞行器还包括：
[0116]
盖，所述盖用于封闭每个机翼中的所述空气输送管道，每个盖均连接到相应机翼内的凸缘结构，其中，所述凸缘结构中的一个凸缘结构从所述内蒙皮的上边缘部分大致正交地延伸。
[0117]
b7.根据b0至b6中任一项所述的飞行器，其中，所述空气供应装置包括放气系统的热交换器。
[0118]
b8.根据b0至b7中任一项所述的飞行器，其中，所述空气供应装置包括发动机轴驱动式压缩机。
[0119]
c0.一种防止在翼型的前缘部分上形成冰的方法，该方法包括：
[0120]
将热空气从热交换器引导到沿着翼型结构的前缘部分的内部延伸的空气输送管道，
[0121]
将空气从所述空气输送管道朝向形成在所述翼型结构的所述前缘部分的内蒙皮与外蒙皮之间的通道分散，其中，每个通道均在所述前缘部分的上段和下段之间在入口和出口之间延伸，以及
[0122]
通过所述出口从所述通道排出空气。
[0123]
c1.根据c0所述的方法，其中，每个通道均在所述入口和所述出口之间具有变化的横截面尺寸。
[0124]
c2.根据c0或c1所述的方法，其中，从所述通道排放空气包括将空气排放到所述翼型外。
[0125]
c3.根据c0至c2中任一项所述的方法，其中，每个通道的入口均位于所述通道的第一端，并且每个通道的出口均位于所述通道的第二端。
[0126]
优点、特征和益处
[0127]
本文所述的防冰系统的不同示例提供了优于用于防止在翼型的前缘上形成冰的已知解决方案的若干优点。例如，本文描述的示例性示例允许机翼内的更大的空间和间隙用于诸如飞行控制表面致动器的其它系统。
[0128]
另外，除了其它益处之外，本文所述的示例性示例允许防冰系统的内蒙皮用作翼型的结构部件。
[0129]
另外，除了其它益处之外，本文所述的示例性示例还减少了有效防止冰形成所需的热空气的体积。
[0130]
另外，除了其它益处之外，本文所述的示例性示例减小了被驱动到翼型中的空气压力和重量。
[0131]
另外，除了其它益处之外，本文所述的示例性示例在翼型的空气动力学外蒙皮上提供了一致的热空气流。
[0132]
另外，除了其它益处之外，本文所述的示例性示例允许对空气输送管道进行维护接近。
[0133]
没有已知的系统或装置可以执行这些功能，特别是在实现翼型的空气动力外蒙皮的有效均匀加热的同时执行这些功能。因此，本文描述的示例性示例对于防止在飞行器机翼上形成冰特别有用。然而，并非本文所述的所有示例都提供相同的优点或相同程度的优点。
[0134]
结论
[0135]
以上阐述的公开内容可包括具有独立效用的多个不同的示例。尽管这些中的每一个都以其优选形式公开，但是如本文所公开和示出的其具体示例不应被认为是限制性的，因为许多变型是可能的。就本公开内容中使用的章节标题而言，这样的标题仅用于组织目的。本公开的主题包括本文公开的各种元件、特征、功能和/或性质的所有新颖和非显而易见的组合和子组合。所附权利要求特别指出了被认为是新颖的和非显而易见的某些组合和子组合。特征、功能、元件和/或特性的其它组合和子组合可以在要求本申请或相关申请的优先权的申请中要求保护。这样的权利要求，无论其范围比原始权利要求更宽、更窄、相同或不同，都被认为被包括在本公开的主题内。

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