防冰系统的制作方法

本申请是名称为“防冰系统”、申请日为2015年8月28日、进入中国的申请号为201480011285.7、国际申请日为2014年2月28日、国际申请号为pct/gb2014/050593的分案申请。发明领域本发明涉及一种防冰系统，该防冰系统适合用在飞机或诸如风轮机叶片的其它空气动力结构中，以通过去除积冰来执行除冰功能。本发明还涉及一种防冰系统的运行方法。发明背景对于飞机，飞行时在飞机的外表面上形成冰是不理想的。冰破坏空气越过飞机表面的顺畅流动，增加阻力并减小机翼执行其预期功能的能力。此外，积冰可能阻碍诸如翼前缘缝翼或襟翼的可动控制表面的运动。累积在发动机进气口上的冰可能突然大块脱落，吸入发动机并造成损坏。因此，对于飞机，且尤其是商用飞机，通常包含防冰系统。商业飞机可使用这样的系统，该系统涉及从发动机吹出热空气，且然后热空气被引导到易于形成冰的机身部件，诸如机翼和尾翼的前缘。最近，已提出电动系统，诸如ep-a-1,757,519(吉凯恩航空服务有限公司(gknaerospace))公开了具有机头蒙皮的翼前缘缝翼，该机头蒙皮包含电热加热毯或垫。加热垫粘结到金属腐蚀屏蔽件的后表面上，该金属腐蚀屏蔽件包括机头蒙皮的面向前的外表面。加热垫是“spraymat”(商标)型的，且是层压产品，包括由预浸渍的玻璃纤维布制成的介电层以及通过将金属层火焰喷射到介电层之一上而形成的加热元件。“spraymat”从其最初在20世纪50年代由d.纳皮尔父子有限公司(d.napier&sonslimited)开发(参见其gb-833,675，涉及飞机的电除冰或防冰设备)直到其随后由吉凯恩航空有限公司使用具有悠久历史。加热垫的现代设计在gb-a-2,477,336和gb-a-2,477,337和gb-a-2,477,338和gb-a-2,477,339以及gb-a-2,477,340中公开，它们都在吉凯恩航空有限公司名下。为了知道何时启动加热垫的操作，飞机目前设有冰探测传感器，其远离加热垫的位置。例如，冰探测传感器可包含到短柱形探头内，该短柱形探头与驾驶舱相邻安装到机身上，并突出到气流内。冰探测传感器可以是光学传感器，诸如wo-2004/110865中描述的前瞻性传感器，其具有在光纤传感器元件阵列(例如六个传感器元件的线性阵列)中心的光纤光发射器。.积冰造成发出的光被漫散射，并反射回到各传感器元件，且来自各传感器元件的各输出信号的特性使得能够控制电子器件以确定积冰的厚度和积冰的类型(例如雨凇冰(glazeice)、霜形冰(rimeice)、或包括雨凇冰和霜形冰的混合冰)。使用视觉和/或听觉信号器提供冰探测的结果作为对驾驶舱内飞行员的建议或信息，且飞行员决定是否启用防冰系统的加热垫。包含光学冰传感器的探头具有空气动力学轮廓，其不同于包含加热垫的机身部件的空气动力学轮廓。此外，探头远离机身部件。因此，机身部件的结冰必须从探头探测到结冰来进行推断。飞行员基于探头的输出可能在不需要机身部件除冰(会通过不必要地运行加热垫而浪费电力)时启用加热垫，或者当机身部件具有造成问题的积冰但来自探头的输出并不指示飞行员有结冰问题时可能不会启动加热垫。当飞行员不启动各加热垫(例如翼前缘缝翼中以及水平尾翼和尾鳍(tailfin)和发动机机舱的前缘中的加热垫)时，各加热垫以涉及所有加热垫的预定顺序运行。这意味着可能浪费电力加热当前不需要加热的翼前缘缝翼、水平尾翼、尾鳍、发动机机舱的某些部分，因为所述部分当前并未覆盖有积冰或足够厚而值得除冰的冰。当可更高效地用于仅加热覆盖有足够厚而值得除冰的积冰的那些部件时，浪费地使用了电力来加热这些部件。理想的是提供一种改进的防冰系统和其操作方法。技术实现要素：根据本发明的第一方面，提供一种防冰系统，包括：第一除冰装置，该第一除冰装置可操作以对第一区域除冰；第一冰探测传感器，该第一冰探测传感器定位在第一区域内并布置成探测第一区域上的积冰；控制系统，该控制系统响应于第一冰探测传感器并布置成控制第一除冰装置的操作；第二除冰装置，该第二除冰装置可操作以对第二区域除冰；以及第二冰探测传感器，该第二冰探测传感器定位在第二区域内并布置成探测第二区域上的积冰；其中控制系统响应于第二冰探测传感器并布置成控制第二除冰装置的操作。因为每个区域就地探测到冰的积累，而不是远程探测，相应除冰装置的运行的控制可基于该区域上实际探测到的冰而不是来自远程冰探测探头关于该区域上冰的推断。例如，如果每个区域是翼前缘缝翼区域，则在缝翼上就地探测积冰，而不是通过位于飞机机身上与驾驶舱相邻的探头远程探测，远程探测情况下冰况和空气流可能不同于翼前缘缝翼处的冰况和空气流。飞机具有有限的发电能力，且可用的电力必须配置到最需要的地方且不能不必要地使用，因为电力的不必要使用会增加发动机的燃油消耗且因此增加飞机的运行成本。每个除冰装置可以是诸如可充气气动靴(inflatablepneumaticboots)的电动机械或电排斥系统(electroexpulsivesystem)，其使用快速电动机械引起的振动。在气动靴的情况下，气动靴安装在外部以暴露于空气流，除冰装置运行的每个区域会是对应于上方有气动靴可充气以脱出积冰的区域的区域。替代地，每个除冰装置可以是电热的且可包括一个或多个加热垫。对于配装在腐蚀屏蔽件(防蚀层)后面的加热垫，除冰装置运行的每个区域是加热垫的各加热元件上方的腐蚀屏蔽件的前表面。在较佳实施例中，每个冰探测传感器布置成探测相应区域上积冰的厚度。较佳地，控制系统还布置成当区域上积冰的探测厚度累积到预定厚度时，运行相应的除冰装置。诸如气动靴的电动机械除冰装置通常要求在冰可有效地破裂和脱除之前积冰的最小厚度(或硬度)。通过探测一区域上积冰的厚度，传感器使除冰装置能够高效地运行。例如，在积冰足够厚(达到预定或最小厚度)以有效脱除之前，不浪费电力对该区域除冰。测量积冰的厚度还可使得电热除冰装置能够高效运行。例如，当一区域在机翼上时，有益的是当达到预定或最小厚度时启动积冰的脱除，此时积冰经受来自于干净地从机翼脱除冰的气流的足够的空气动力负载。预定厚度可设置成使得当冰比预定厚度薄时，冰不会对飞机的运行质量造成显著或有害程度的影响。预定厚度可为约0.5mm、1mm、1.5mm、2mm、2.5mm、3mm、3.5mm、4mm、4.5mm或5mm。尤其较佳的值为约2mm。在较佳实施例中，每个冰探测传感器布置成探测相应区域上积冰的类型。较佳地，控制系统响应于探测的冰类型以改变触发相应除冰装置的操作所需的预定厚度。例如，当积冰是霜形冰时，霜形冰由于内部气泡和裂缝是易碎的，有可能将预定厚度设置成比积冰是牢固地粘附到表面的雨凇冰时厚。雨凇冰会受益于冰脱除的早期启动以克服高度粘附。在较佳实施例中，每个区域是空气动力学或流线型部件、诸如机身部件的前缘的区域。例如，机身部件可以是机翼或发动机机舱(的前部)。在较佳实施例中，前缘在每个区域内具有窗；且相应冰探测传感器的传感器头位于窗后面。例如，窗可设置在翼前缘缝翼的腐蚀屏蔽件的前缘内。在较佳实施例中，窗与机身部件的前缘的相邻部分是气动共形的(或气动保形的)(aero-conformal)。当机身部件是机翼时，窗与机翼的周围部分平齐从而不干扰前缘周围的气流。例如，当窗形成在金属腐蚀屏蔽件内时，窗可复制为了形成窗孔所去除的金属的形状。在较佳实施例中，每个冰探测传感器是光学传感器，且较佳地是具有传感器头的类型，该传感器头包括中心光发射器和在中心光发射器周围定位的多个传感器元件。例如，各传感器元件可形成线性阵列或十字形阵列，光发射器在十字中心。线性阵列是较佳的，因为其能够使传感器头更紧凑且具有细长前表面，传感器元件阵列大致纵向于前表面对齐。在较佳实施例中，传感器头是细长的并具有纵向轴线，该纵向轴线沿机身部件的前缘的纵向轴线对齐或大致平行于该纵向轴线。对于光学传感器，该构造使得各传感器元件的线性阵列与光发射器保持在相同平面并面向与各传感器元件大致平行的窗的前表面(例如形成窗的透明块的前表面)。如果传感器头垂直于前缘的纵向轴线，各传感器元件的线性阵列会面向窗的凸出的前表面(为了符合前缘的凸出形状)且这可能使窗/空气或窗/冰界面处的反射特性变复杂。在较佳实施例中，每个冰探测传感器定位在相应区域的中心部分内。这会使每个区域的一个传感器能够提供关于积冰的信息，该信息很可能代表该区域上所有积冰。定位在该区域一侧处的传感器可能提供较不代表该区域相反侧处积冰的信息。在较佳实施例中，每个区域包括定位在该区域的相应各子区域内的多个所述冰探测传感器。较佳地，控制系统响应于所述多个冰探测传感器并布置成选择多个运行模式中的相应除冰装置的一个。使用每个区域多个传感器有助于改进跨越该区域的积冰的监测的精度。所选的运行模式可以是优化该区域的除冰处理的模式。例如，如果特定的冰探测传感器指示特定的子区域比其它子区域具有更多的积冰，则可在所述子区域而不在其它子区域上执行除冰操作。各区域的数量可增加以适应例如需要受到保护免受危险积冰损害的飞机上区域数量。在较佳实施例中，防冰系统还包括：第三至第n除冰装置，该第三至第n除冰装置可操作以对相应的第三至第n区域除冰；以及第三至第n冰探测传感器，每个传感器相应地定位在第三至第n区域内并布置成探测相应区域上积冰；其中控制系统响应于冰探测传感器并布置成控制除冰装置的运行。该控制系统可对具有最厚积冰、厚度以最快速度增加的积冰、和/或优先处理类型的积冰的特定区域列入优先。在较佳实施例中，控制系统存储除冰装置的操作的各顺序的库，并布置成基于各区域上探测的冰的类型或特性(诸如前一段提到的某些或所有特性)选择一顺序。例如，如果有八个翼前缘缝翼且每个缝翼的前缘是一区域，使得有八个区域，且如果与右机翼相比，积冰在左机翼上更有问题，则控制系统可选择在开始对右机翼除冰之前先对左机翼除冰的除冰顺序。控制系统可尝试布置成基本上同时完成两个机翼的除冰，尽管两机翼上积冰的开始条件不同。在较佳实施例中，控制系统布置成选择一操作顺序，该操作顺序从首先探测到积冰的区域开始。在不同实施例中，控制系统布置成选择一操作顺序，该操作顺序从具有探测到最厚积冰(例如雨凇冰)的区域开始。在较佳实施例中，控制系统布置成当一个或多个区域没有探测到的积冰或积冰低于预定厚度时，选择这样的操作顺序：省略该一个或多个区域或在该操作顺序结束时对该一个或多个区域除冰。在较佳实施例中，每个加热垫具有多个独立操作的加热区域，每个加热区域对应于加热垫的除冰操作的区域的相应子区域。为了确保加热垫的除冰功能的良好控制，较佳的是每个加热区域包括相应的冰探测传感器。每个加热区域可包括一个或多个加热元件。在较佳实施例中，每个加热垫沿纵向方向是细长的且横向于纵向方向弯曲以限定加热垫的向前凸出表面和加热垫的向后凹陷表面。较佳地，每个加热垫包括一个或多个传感器孔，每个传感器孔包含冰探测传感器的传感器头或与加热垫关联的冰探测传感器中的相应一个。在较佳实施例中，加热垫的一个或多个传感器孔定位在加热垫的前缘，诸如沿前缘成行定位。替代地或附加地，一个或多个传感器孔可定位在前缘后面(例如上方和/或下方)，在所述加热垫的位于前缘后面的尾部中。在较佳实施例中，防冰系统的控制系统布置成响应于冰探测传感器自动启动除冰装置的操作顺序而无需手动启动。除冰操作的该“主要”或自动控制免除了驾驶员监测、评估并响应于冰存在、厚度和类型的驾驶舱状态指示的需要。在较佳实施例中，每个除冰装置呈面板形式(例如包括一个或多个加热垫的面板)。一个或多个冰探测传感器可整合到面板内。这可通过提供模块形式的所述或每个传感器并将一个或多个传感器模块与面板整合来实现。例如，一个或多个模块的一个或多个传感器头可与面板整合(例如嵌入)，且一个或多个模块的一个或多个传感器本体可定位在面板的后表面后面。如果面板弯曲以具有凸出前表面和凹陷后表面，则一个或多个传感器头且较佳地还有一个或多个传感器本体可受保护地定位在面板的后表面的凹腔内。面板的边界(例如大致矩形边界)可认为限定相应(上方)除冰区域的边界。根据本发明的第二方面，提供一种防冰系统的运行方法，包括以下步骤：将第一和第二除冰装置以及第一和第二冰探测传感器定位在相应的第一和第二区域中；通过使用相应的冰探测传感器探测区域上积冰；以及响应于探测到区域上积冰，通过使用相应的除冰装置对所述区域除冰。本发明的第一方面的优选特征适当改动可适用于本发明的第二方面。附图说明现将参照附图仅以示例的方式描述本发明的具体实施例，附图中：图1是包含根据本发明的防冰系统的飞机的示意性立体图。图2是穿过翼面的前缘的示意性剖视图，示出根据本发明的防冰系统的冰探测传感器。图3是示出图2的冰探测传感器的运行模式的示意性立体图。图4a-4c是用在本发明的防冰系统中的典型冰探测传感器的一系列视图。图5是包含本发明的防冰系统的冰探测传感器的试验机翼的立体图。图6是图5的试验机翼中使用的弯曲加热垫的展开(平面)图。图7是包含在飞机的所选机身部件(机翼、发动机机舱和尾鳍)中的、本发明的防冰系统的示意图。图8是机翼前缘的示意性立体图，其是根据本发明的防冰系统的一部分且具有多个防冰区域，每个防冰区域具有嵌入的冰探测传感器。虽然本发明容许多种修改和替代形式，但具体实施例将通过附图中的示例示出且将在本文中予以详细描述。然而应该理解，各附图和各具体实施例的详细描述并不旨在将本发明限制为所公开的特定形式。相反，本发明覆盖落入所附权利要求限定的本发明精神和范围内的所有的改型、等同物和替代物。具体实施方式图1是包含根据本发明的防冰系统的飞机1的示意性立体图。飞机1在其机翼11、发动机机舱12、水平尾翼13和尾鳍14内包含防冰系统。每个机翼11具有分成各防冰区域112的前缘111。每个区域112包含电热加热垫。单独地或成组地，各区域112可对应于缝翼。每个区域112示出为具有冰探测传感器的嵌入式或一体式传感器头113。在各区域112后面，有补充(可选的)冰探测传感器的传感器头114。传感器头113、114在与相邻翼表面平齐的意义上是气动共形的。每个发动机机舱12具有前缘121，该前缘121包括环形防冰区域122，该环形防冰区域122包含一个或多个加热垫。每个区域122具有冰探测传感器的嵌入式或一体式传感器头123。各传感器头123与发动机机舱的相邻表面是气动共形的。每个水平尾翼13具有分成各防冰区域132的前缘131。每个区域132包含加热垫和冰探测传感器的嵌入式或一体式传感器头133，且在每个区域后面有补充(可选的)冰探测传感器的传感器头134。各传感器头133、134与水平尾翼13的相邻表面是气动共形的。尾鳍14具有分成各防冰区域142的前缘141。每个区域142包含加热垫并具有冰探测传感器的嵌入式或一体式传感器头143。每个区域143后面有补充(可选的)冰探测传感器的传感器头144。各传感器头143、144与尾鳍14的相邻表面是气动共形的。各传感器头113、114、123、133、134、143、144为细长的且与其相应前缘111、121、131、141大致对齐或平行。在以下各图中，大多数的讨论是飞机机翼的情况，但该讨论也适用于其它机身部件，且该教导通常也适用于翼面。图2是穿过翼面的前缘、诸如机翼11的前缘111的示意性剖视图，并示出根据本发明的防冰系统的冰探测传感器2。传感器2包括传感器本体21，该传感器本体21通过缆线23连接到传感器头22(图1的传感器头113)。设置连接件24以将传感器本体21连接到控制系统。前缘111的内部结构支承件1110支承传感器本体21。传感器头22面向前并接纳在前缘111的窗孔1111内。传感器头22的前表面221由透明窗25覆盖，该透明窗25接纳在窗孔1111内并具有凸出且与前缘111的相邻表面1112平齐的前表面251，从而窗25与前缘111是气动共形的。传感器2是光学传感器，且是光纤型的，诸如wo-2004/110865中所示的。在图3的立体图中示意性地示出该类型传感器的通常运行模式，该图示出机翼11的前缘111上积冰3。图3是相对于图2的简化，且例如并未示出窗25或窗孔1111。而是，图3示出线性光纤阵列26，该线性光纤阵列26定位在传感器头22的前表面221(见图2)内并包括定位在六个信号探测光纤261-266(传感器元件)中心处的中心光源光纤260(激光的中心发射器)。从光源光纤260发出的光被冰3反射和散射并被分散地接收到信号探测光纤261-266内。由光纤261-266产生的信号的特性随着积冰3的厚度和类型而变化，如wo-2004/110865中通常描述的。光源(激光器)和光纤260以及261-266容纳在图2的传感器头22内。光电二极管阵列从六个信号光纤261-266接收光信号，且产生的电信号经由缆线23(参见图2)馈送到传感器本体21(参见图2)，传感器本体21用作数据采集单元以处理电信号。缆线23还用于将电力送到传感器头22内的激光器。然后处理过的电信号可从传感器本体21(数据采集单元)经由连接件24(见图2)传递到用于控制除冰设备(例如电热加热垫)的控制系统，控制设备位于前缘111后面且嵌入有传感器阵列26。控制系统可调制递送到加热垫的电力。例如，如果不存在积冰，则该加热垫可保持切断。如果存在积冰，基于传感器阵列26的就地探测，该加热垫可被接通。可基于探测到的积冰厚度和冰类型调制功率水平。该调制也可考虑积冰的速率以及前缘111的位于加热垫上方的区域相对于其它区域除冰要求的除冰优先权等级。图4a-4c是最近开发的原型冰探测传感器2的视图。从图4b，可以看出传感器2是模块化的，传感器本体21和传感器头22为一体且形成模块。因为本体和头为一体，图4a-4c的原型传感器2不需要图2的外部缆线23。传感器头22从传感器本体21的前表面向前突出，并具有比传感器本体21小的横向横截面，从而辅助将传感器头22配装在机翼的前缘内侧。缆线27从传感器本体21的后表面延伸(等同于从图2的连接件24向后延伸)从而将传感器2连接到防冰系统的控制系统。图4a示出转子叶片的腐蚀屏蔽件的前缘191内安装的传感器头22。传感器头22是气动共形的，因为成形蓝宝石玻璃窗25(参见图4c)定位在传感器头22的前表面221和容纳在前表面221内的光纤阵列26前面。使用图4a-4c的原型，传感器头22的前表面221相对于两个向前突出的邻靠件28凹陷，两个向前突出的邻靠件28定位在细长窗25的两端并具有比窗25向前突出稍短的前表面281。窗25可突出超过前表面281的量为腐蚀屏蔽件的厚度，使得前表面281邻靠腐蚀屏蔽件的后表面并有助于将传感器头22相对于腐蚀屏蔽件正确定位以确保窗25的前表面251是气动共形的。图5是包含图4a-4c所示一般类型的两个冰探测传感器2的试验机翼16的立体图。机翼16具有前缘161，且机翼蒙皮内侧是电热加热垫5，该电热加热垫5在前缘161处固定到腐蚀屏蔽件内侧。腐蚀屏蔽件在加热垫5上方的区域形成机翼16的防冰区域。图6是加热垫5的展开(平面)视图。加热垫5呈大致矩形且因此防冰区域也呈大致矩形。加热垫5具有定位在加热垫5的纵向轴线上的两个中央传感器孔51，从而当加热垫5安装在机翼16内时沿前缘161定位。每个传感器孔51接纳传感器2的传感器头22。从图6中可以看出，设置传感器孔51仅涉及加热垫的加热元件51的尺寸的少量减小。电连接件53设置在各加热元件52的两端，以能够为各加热元件供电。各加热元件52分成两组(加热垫5的总体防冰区域的两个“子区域”)且每个子区域由两个传感器2中的相应一个控制。当安装加热垫5时(见图5)，其横向于细长加热垫的纵向方向弯曲，并具有在机翼16的前缘161处符合于并邻靠腐蚀屏蔽件的凹陷后表面的凸出前表面。在加热垫5已安装到机翼16内之后安装两个传感器2，且各传感器2的两个缆线27远离通到控制系统，该控制系统调制供应到加热垫5的子区域的功率。图7是包含在飞机1的所选机身部件(机翼11、发动机机舱12和尾鳍14)中的、本发明的防冰系统的示意图。在机翼11中，沿机翼11的前缘111有三个防冰区域61、62、63。每个区域61、62、63对应于缝翼。区域61包含一个加热垫5和一个一体式传感器2。传感器2连接到控制器71。区域62包含两个加热垫5和两个一体式传感器2，且每个加热垫5用作区域62的子区域并包含传感器2中的一个。两个传感器2连接到控制器72。加热垫5中的一个从前缘111向后设置并大致平行于沿前缘111定位的加热垫5。区域63包含两个加热垫5和两个一体式传感器2。每个加热垫5用作区域63的子区域，且沿前缘111的最前面加热垫包含两个传感器2。最后面的加热垫5不包含传感器，而是由连接到控制器73的两个传感器2的输出来控制。在机翼11内可包括各温度传感器81、82，从而向控制器71、72、73提供附加信息。各控制器71、72、73经由主控制总线75互连并连接到飞机的主控制器74。在发动机机舱12内，前缘121具有防冰区域64，该防冰区域64包含加热垫5和连接到控制器76的一个一体式传感器2，控制器76又连接到控制总线75。温度传感器83也可连接到控制器76。在尾鳍14中，前缘141具有包含两个加热垫5的防冰区域65，每个加热垫5具有一个一体式传感器2。各传感器2连接到控制器77，该控制器77又连接到控制总线75。温度传感器84也可连接到控制器77以提供额外信息来辅助加热垫的控制。机翼11内的各控制器71、72、73和发动机机舱12内的控制器76以及尾鳍14内的控制器77共同作用以形成用于控制各区域61-65的加热垫5的除冰操作的分配式控制系统。这些控制器还可与主飞机控制器74互连。例如，如果各控制器71-73、76、77设置成执行自动或主要除冰功能，则可经由控制总线75和主控制器74将除冰功能的操作状态通知到驾驶舱内的飞行员。每个区域61-65借助于一个或多个一体式冰探测传感器2而具有区域自身上积冰的就地探测。控制系统(各控制器71-73、76、77)可因此具有关于各前缘111、121、141上积冰的实际状态的精确信息。先前，通常做法是基于来自远程冰探测传感器的信息执行各区域除冰操作的标准顺序，这要求从远程传感器推断各区域上积冰的状态。例如，远程冰探测传感器可能已经邻近驾驶舱定位。对于如图7所示本发明的防冰系统的实施例，控制系统可通过调制输送到各加热垫5的功率来定制各区域61-65的除冰顺序。例如，如果仅尾鳍14当前具有积冰，具有足够的厚度和类型需要从尾鳍脱除，则控制系统可选择机翼、发动机机舱和尾鳍的所有加热垫5的操作顺序或操作模式，该操作顺序或操作模式涉及首先开启(或仅开启)尾鳍14的区域65的两个加热垫5。供应到尾鳍14的两个加热垫5的功率的量可调制成适应尾鳍14上探测到的积冰。控制系统可存储区域61-65的各加热垫5的不同操作顺序的库，并基于从各区域61-65的传感器2接收的积冰信息选择一个。图8是机翼前缘171的示意性立体图，其是根据本发明的防冰系统的一部分且具有多个防冰区域66a-66h，每个防冰区域具有嵌入的冰探测传感器2。已经描述了防冰系统的各实施例，包括可操作对第一区域61除冰的第一除冰装置、定位在第一区域61内并布置成探测第一区域61上积冰的第一冰探测传感器2；以及响应于第一冰探测传感器2并布置成控制第一除冰装置5的操作的控制系统71。还描述了运行防冰系统的方法的各实施例，包括以下步骤：将第一除冰装置5和第一冰探测传感器2定位在第一区域61；通过使用第一冰探测传感器2探测第一区域61上积冰；响应于第一区域61上探测到积冰，使用第一除冰装置5对第一区域61除冰。当前第1页1 2 3 当前第1页1 2 3 

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