飞机及飞机防风罩加热系统的制作方法

技术领域一般地涉及具有防风罩加热系统的飞机，并且更具体地涉及包括用于对防风罩的主部加热的第一加热元件和用于对飞机的防风罩的小部加热的第二加热元件的飞机防风罩加热系统

背景技术：

传统的载客飞机通常包括被加热的驾驶舱窗。该窗被加热，以在所有条件下提供清楚的视野。例如，利用这种加热窗可以减小雾气和冰的形成。传统的加热窗包括在整个窗或者一部分窗上延伸的加热元件。加热整个窗的功率需要很高，但是在正常功率操作中，在全部功率源工作的情况下，不对飞机功率系统构成负担。然而，应急功率操作中加热窗的功率要求对应急功率系统是沉重负担。例如，商用飞机上的传统加热窗的操作要求6kW以上。这种功率要求增大了飞机中的应急功率系统的尺寸。较大的应急功率系统减小了飞机中的可用空间、增加了飞机的重量和成本并且降低了燃油效率和航程。

因此，希望提供在应急功率操作中，在减小防风罩加热系统操作的功率消耗的同时，保证机组人员视野清楚的飞机和飞机防风罩加热系统。此外，结合附图和该技术背景，根据下面的

技术实现要素：
和具体实施方式及所附权利要求，其他希望的特征和特性显而易见。

发明内容

在此公开飞机和飞机防风罩加热系统的各种非限制性实施例。

在第一非限制性实施例中，一种飞机的驾驶舱使用的飞机防风罩加热系统包括但并不局限于：防风罩、第一加热元件、第二加热元件以及功率总线控制器。防风罩具有主部和小部，第一加热元件与防风罩的主部热耦合，并且第二加热元件与防风罩的小部热耦合。功率总线控制器与第一加热元件和第二加热元件可操作地耦合，并且配置为耦合到主功率源和备用功率源。功率总线控制器配置为判断主功率源何时可用，从而当主功率源可用时，从主功率源向第一加热元件传送功率，而当主功率源不可用时，从备用功率源向第二加热元件传送功率。

在第二非限制性实施例中，一种飞机包括但并不局限于：第一防风罩、第一加热元件、第二加热元件、主功率源、备用功率源以及功率总线控制器。第一加热元件和第二加热元件固定到第一防风罩。主功率源配置为，在飞机的正常功率飞行操作中提供功率，并且备用功率源配置为，当主功率源发生故障时提供功率。功率总线控制器与第一加热元件、第二加热元件、主功率源以及备用功率源可操作地耦合。功率总线控制器配置为，在正常功率飞行操作中，从主功率源向第一加热元件和第二加热元件传送功率，并且在主功率源出现故障时从备用功率源向第二加热元件传送功率。

附图说明

通过参考下面的详细描述并结合附图进行研究，将容易理解本发明的优点。

图1是示出根据本公开的教导的飞机的非限制性实施例的一部分的透视图；

图2是示出根据本公开的教导的图1所示飞机的正视图；

图3是根据本公开的教导的图1所示飞机的防风罩加热系统的非限制性实施例的示意图；以及

图4是示出根据本公开的教导的加热防风罩的方法的非限制性实施例的流程图。

具体实施方式

下面的详细描述仅是说明性的，并且不旨在限制本发明或者本发明的应用和用途。此外，不旨在受到前面的背景技术或者下面的详细描述中阐述的理论的约束。

在此公开飞机和飞机防风罩加热系统的各种非限制性实施例。在一些实施例中，飞机和飞机防风罩系统包括第一加热元件和第二加热元件。在主功率源运行时的飞机正常功率操作中，第一加热元件对防风罩的主部加热。如果主功率源运行，则第二加热元件利用主功率源对防风罩的小面积部加热，或者如果主功率源不运行，则第二加热元件利用备用功率源对防风罩的小面积部加热。在应急功率操作中加热防风罩的该小面积为功率机组人员提供足够大面积的前方视野用于视觉导航，同时消耗远小于加热整个防风罩所需的功率。

图1是透视图，图2是正视图，二者示出根据本公开的教导的飞机100的非限制性实施例。飞机100包括：第一和第二前防风罩110、两个侧防风罩111、第一飞行员座位112和第二飞行员座位114。防风罩110和111由诸如玻璃的透明材料形成，使得机组人员在某些飞行阶段通过视觉导航飞机100。

图3是示出根据本公开的教导的飞机100的飞机防风罩加热系统200的非限制性实施例的简化示意图。飞机防风罩加热系统200包括：防风罩110和111、主功率源210、备用功率源212、功率总线控制器214和多个互连216。

加热元件122和124是固定到防风罩110和111的电阻膜。加热元件122和124阻碍电流流动，从而产生热，热通过传导传递到防风罩。可以采用本技术领域内的公知的任何类型的电阻膜，而不脱离本公开的范围。在所提供的示例中，加热元件122和124由交流(AC)电供电。在一些实施例中，加热元件122和124由直流(DC)电供电。应当明白，可以包括AC和DC组合供电的加热元件122和124，而不脱离本公开的范围。在一些实施例中，电阻膜附着到防风罩。在一些实施例中，电阻膜可以与形成防风罩的透明材料一体化。

在飞机的正常功率飞行操作中，第一加热元件122与前防风罩110的主部123热耦合，以对主部123加热。在所提供的实施例中，主部123与第一加热元件122具有相同的范围，以清洁防风罩表面积的大部分。在此使用时，术语“正常功率飞行操作”被定义为在至少一个主功率源可用时的任何飞行阶段中的操作。例如，本技术领域内的普通技术人员明白，任何一个主喷气发动机或者辅助功率单元可用时的滑行操作是正常功率飞行操作。在一些实施例中，第一加热元件122在大于防风罩110或者111的总面积的约70％上延伸。在一些实施例中，第一加热元件122在防风罩110或者111的总面积的约85％至约90％上延伸。

第二加热元件124与前防风罩110的小部125热耦合，以在飞机的正常功率飞行操作和应急功率飞行操作中对小部125加热。在此使用时，术语“应急功率飞行操作”被定义为在主功率源不可用而由备用功率源提供功率时的任何飞行阶段中的操作，如下所述。在应急功率飞行操作中仅加热小部125为飞机飞行员提供清晰的视野，同时消耗比加热整个防风罩要求的功率少的功率。在一些实施例中，第二加热元件124在防风罩110或者111的总面积的小于约30％上延伸。在一些实施例中，第二加热元件124在防风罩110或者111的总面积的约10％至约15％上延伸。

对于前防风罩110中的第一个，第二加热元件124可以大致布置于第一飞行员座位112的正前方，也可以位于飞机100的纵向中心。在提供的示例中，第二加热元件124位于防风罩110和111的底缘。应当明白，第二加热元件124可以位于不同的竖直位置，并且在防风罩110和111上具有不同的形状，而不脱离本公开的范围。

本技术领域内的技术人员明白，前防风罩110中的第二个基本上是前防风罩中的第一个的镜像。第二前防风罩110的第二加热元件124可以布置于座舱中的第二驾驶员座位114的大致正前方。因此，由于加热元件124的加热，坐在飞行员座位112或者114的飞行员具有专用清晰的窗区。应当明白，第二前防风罩110的第二加热元件124可以布置于飞机100的横向中心，而不脱离本公开的范围。

第一加热元件122包括第一功率源端子130，并且加热元件124包括第二功率源端子132。本技术领域内的普通技术人员明白，功率源端子130和132将加热元件122和124电耦合到互连216，用于从主功率源210或者备用功率源212传递电功率。

加热元件122和124的组合配置为在飞机的正常功率飞行操作中清洁整个防风罩的全部视野。例如，正常功率飞行操作中该组合的防雾和冰雪融化能力与包括单个加热元件的传统加热窗基本上相同。在所提供的示例中，在防风罩上，加热元件122和124不重叠。

主功率源210可以是在飞行中作为飞机100的部件和系统的主要功率来源配置的任何功率源。例如，主功率源210可以是与飞机的耗油部件如飞机100的辅助功率单元或者主喷气发动机耦合的发电机。主功率源与加热元件122和124耦合，以在主功率源210运行时，将电功率送到加热元件122和124。

备用功率源(BPS)212可以是在飞行中当主功率源210停止提供功率时对飞机100的部件和系统提供电功率的任意功率源。例如，本技术领域内的普通技术人员明白，BPS 212可以是电池组，也可以是冲压空气涡轮(RAT)。在主功率源210运行时，BPS 212通常不对飞机100的部件提供电功率。备用功率源212耦合到第二加热元件214，以在主功率源210出现故障时，对第二加热元件214提供电功率。

功率总线控制器214可以是为了根据主功率源210的运行状态利用功率源210或者212选择性地对加热元件122和124供电的任何设备。在一些实施例中，功率总线控制器214是在执行计算机程序的指令的硬件设备中实现的电子功率总线控制器。例如，该指令可以使飞机100中的各种继电器和开关将飞机100中的各种部件耦合到功率源210或212或者与功率源210或212断开耦合。在所提供的示例中，功率总线控制器214包括执行图4所示操作的第一电子功率总线220和第二电子功率总线222。

功率总线控制器214可以由一个或者多个中央处理单元(“CPU”)、微处理器、专用集成电路(“ASIC”)、微控制器和/或者其他适当设备实现。功率总线控制器214包括一个或者多个存储单元，该存储单元存储电子数据和计算机程序。例如，该存储单元可以是闪速存储器、自旋转移力矩随机存取存储器(STT-RAM)、磁存储器、相变存储器(PCM)、动态随机存取存储器(DRAM)或者其他适当电子储存介质。在所提供的示例中，存储单元存储具有指令的控制逻辑，该控制逻辑与功率总线控制器214的处理器合作，以执行下面描述的方法的操作。此外，本技术领域内的技术人员还明白，功率总线控制器214可以采用多个硬件设备。在一些实施例中，可以冗余地采用多个功率总线控制器。例如，一个功率总线控制器可以控制左前和右侧，而另一个功率总线控制器可以控制右前和左侧。

在具有直流供电的加热元件122和124的一些实施例中，功率总线控制器由二极管实现。该二极管可以配置为在主功率210运行时，允许功率从主功率源210流到加热元件122和124。当主功率源210不运行时，该二极管限制功率从BPS 212流到加热元件122，但是允许功率从BPS 212流到加热元件124。

在一些实施例中，功率总线控制器214配置为执行计算机程序，以执行由图4和下面的段落中描述的操作描述的算法。在一些实施例中，本技术领域内的普通技术人员明白，在耦合到集成模块化航电系统的独立设备上采用功率总线控制器214。互连216有助于在防风罩加热系统200的各种部件之间传输功率。例如，互连216可以是绝缘铜线。

图4是示出加热防风罩的方法300的非限制性实施例的流程图。继续参考图1至3，方法300的步骤由飞机100执行。在所提供的示例中，方法300的一些步骤由功率总线控制器214执行。在步骤310，提供防风罩加热系统。例如，可以提供飞机防风罩加热系统200。应当明白，可以对防风罩110或者111执行方法300的步骤，而不脱离本公开的范围。

在步骤312，功率总线控制器214判断飞机100是否处于备用功率。例如，当在飞行中主功率源210不运行时，功率总线控制器214可以判断为飞机100处于备用功率。当飞机100以备用功率操作时，功率总线控制器214利用备用功率源对防风罩加热系统的防风罩的小部加热。例如，当在飞行中主功率源210不提供功率时，第二电子功率总线222可以从备用功率源212向飞机防风罩加热系统200的加热元件124提供功率。在应急功率操作中，在步骤315，第二电子功率总线222还防止对防风罩的主部加热。例如，第二电子功率总线222可以限制功率从备用功率源212传输到第一加热元件122，从而防止对主部123加热。

当主功率源运行并且飞机未以备用功率操作时，在步骤316，飞机利用主功率源对防风罩的主部加热。在步骤318，飞机还利用主功率源对防风罩的小部加热。例如，当主功率源210运行时，第一电子功率源总线将来自主功率源210的功率转送到第一加热元件122的第一功率源端子130，并且第二电子功率源总线222将来自主功率源210的功率转送到第二加热元件124的第二功率源端子132。

尽管上面对本发明的详细描述中阐述了至少一个示例性实施例，但是应当明白，存在大量变型。应当明白，所述一个或者多个示例性实施例仅是示例，并且不旨在以任何方式限制本发明的范围、应用或者配置。相反，上面的详细描述为本技术领域内的技术人员提供了实现本发明的示例性实施例的方便路线图。应当明白，可以对示例性实施例中描述的元件的功能和排列继续各种变更，而不脱离所附权利要求限定的本发明的范围。