飞行器防冰控制系统预热逻辑的制作方法

文档序号:21442326发布日期:2020-07-10 17:29阅读:201来源:国知局
飞行器防冰控制系统预热逻辑的制作方法



背景技术:

飞行器通常包括用于飞行器的容易在飞行期间结冰的表面的一个或多个防冰系统。在电热防结冰系统中,电热装置将电能转换成热,以将飞行器表面维持在高于水的冰点的温度下。现有技术的防冰系统能够通过以下操作来控制各种表面上的冰累积:由一个或多个温度传感器来定期地或连续地测量表面处或附近的温度,然后对电热装置作出相应调节,以便使监测的表面温度维持高于水的冰点。旋翼飞行器上的尾桨能够为将位于旋翼桨叶上的温度传感器联接到防冰系统的控制器所需的仪表带来特定挑战。典型系统能够包括在尾桨的表面上或附近的一个或多个温度检测器探针,其中到防冰系统的电气连接是由一系列电气集电环和刷形成。这种设备配置会容易误操作和/或故障,并且因此会需要增加的维护。

为了解决这个挑战,已设计出防冰系统,所述防冰系统基于对飞行器外部的环境参数的感测(而不是感测受保护表面的表面温度)而向电热装置提供功率电平,其中外界空气温度和液态水含量是能够使用的环境参数。在现有技术的典型防冰系统中,电力仅在外界空气温度低于约1.7℃(35℉)并且存在液态水含量时提供到电热装置。相应地,当外界空气温度低于约1.7℃(35℉)并且检测到液态水含量时,防冰系统通过向电热装置提供电力来作出响应。然而,在例如当外界空气温度明显低于水的冰点的一些情形中,在电热装置使受保护表面的表面温度升高到高于冰点之前,要经过可察觉的时间段。在这个过去的时间期间,受保护表面上的积冰能够在由防冰系统移除冰之前导致不良量的冰形成。



技术实现要素:

一种从电子控制系统向飞行器表面上的电热装置供电以控制所述飞行器表面上的结冰的方法包括:确定临界温度(tc),在所述临界温度下或低于所述临界温度,将使用防结冰系统对所述飞行器表面预热;利用外界空气温度(oat)传感器来感测外界空气温度;利用液态水含量(lwc)检测器来检测外部液态水含量(lwc);以及在所述电子控制系统的控制下向所述电热装置供应具有计算的功率电平的电力,所述计算的功率电平:为零,条件是:oat>tc并且lwc=0;基于oat和lwc来控制,条件是:oat>tc并且lwc>0;基于oat和lwc来控制,条件是:oat<tc并且lwc>0;以及基于oat来控制,条件是:oat<tc并且lwc=0。

一种用于控制飞行器表面上的结冰的防冰系统包括:oat传感器,所述oat传感器被配置成提供指示oat的信号;lwc检测器,所述lwc检测器被配置成提供指示lwc的信号;电热装置,所述电热装置位于所述飞行器表面上;以及电子控制系统,所述电子控制系统被配置成:确定临界温度(tc),在所述临界温度下或低于所述临界温度,将使用防结冰系统对所述飞行器表面预热;并且向所述电热装置供应具有计算的功率电平的电力,所述计算的功率电平:为零,条件是:为零,条件是:oat>tc并且lwc=0;基于oat和lwc来控制,条件是:oat>tc并且lwc>0;基于oat和lwc来控制,条件是:oat<tc并且lwc>0;以及基于oat来控制,条件是:oat<tc并且lwc=0。

附图说明

图1a是描绘现有技术的防冰系统的过程流程图。

图1b是描绘现有技术的防冰系统的第二实施方案的过程流程图。

图2是具有飞行器防冰控制系统的飞行器的示意图。

图3a是描绘飞行器防冰控制系统预热逻辑的过程流程图。

图3b是描绘飞行器防冰控制系统预热逻辑的第二实施方案的过程流程图。

图4是图3a的飞行器防冰控制系统预热逻辑的逻辑图。

图5是描绘使用在图1b中描绘的现有技术的防冰系统情况下的在旋翼桨叶上的测量点处的温度对时间的图。

图6是描绘使用图3的飞行器防冰控制系统预热逻辑情况下的在旋翼桨叶上的测量点处的温度对时间的图。

图7是图2的飞行器防冰控制系统中的控制器的示意图。

具体实施方式

现有技术的防冰系统能够用于从飞行器的外部表面移除冰累积,其中冰累积通常由当飞行器在低于水的冰点的温度下遇到液态水含量(lwc)时的冰堆积造成。这些系统能够从在飞行器外部的lwc检测器接收信息,并且也从在飞行器外部的测量外界空气温度(oat)的温度探针接收信息。oat和lwc的指示还能够用于飞行器上的其他用途。如本公开中所使用,lwc通常被称为无单位变量,并且各种实施方案中的过程步骤需要指示lwc的存在或不存在(即,分别是lwc>0或lwc=0)。在公开lwc的定量值时,典型的测量单位将是g/m3。此外,如本公开中所使用,“冰点”是指水在特定条件下的冰点。将了解,冰点在大部分条件下为大约0℃(32℉),但是这在一些条件下会改变。举例来说,压力(即,海拔)和/或杂质的存在会影响冰点。

图1a是描绘现有技术的防冰系统的过程流程图,所述防冰系统使用表面温度检测器。在图1中示出了表面温度检测器防冰流程图10和以下步骤:oat判决步骤11、系统不操作步骤12、lwc判决步骤13、系统不操作步骤14和系统操作步骤15。在所图示的实施方案中,表面温度检测器防冰流程图10描绘防冰系统,所述防冰系统由嵌入式电阻温度检测器(rtd)探针来测量受保护表面的表面温度以用于控制受保护表面上的电热装置。防冰系统操作取决于来自提供oat和lwc的指示的外部传感器的输入。在oat判决步骤11中,如果(oat<35℉(1.7℃))不成立(即,oat>35℉(1.7℃)),则防冰系统调用系统不操作步骤12,这是因为假设冰在35℉(1.7℃)下或高于35℉(1.7℃)时不形成。然而,如果oat<35℉(1.7℃),则lwc判决步骤13估计lwc是否存在。如果lwc=0,则防冰系统调用系统不操作步骤14,这是因为假设冰在不存在lwc时不形成。然而,如果lwc>0,则防冰系统调用系统操作步骤15以执行受保护表面的去冰。在系统操作步骤15中,防冰系统视需要将一定值的电力提供到受保护表面上的电热装置,以将受保护表面的测量温度维持在高于水的冰点的某一点,由此对受保护表面去冰。在一典型实施方案中,防冰系统能够视需要为电热装置供能和解除供能,以将受保护表面的测量温度维持在特定温度。

图1b是描绘现有技术的防冰系统的过程流程图,所述防冰系统不使用表面温度检测器,而是改为使用oat和lwc的输入来控制传递到电热装置(未示出)的电力。在图1b中示出了oat和lwc防冰流程图20和以下步骤:oat判决步骤21、系统不操作步骤22、lwc判决步骤23、系统不操作步骤24和利用工作比的系统操作步骤25。对oat判决步骤21、系统不操作步骤22、lwc判决步骤23和系统不操作步骤24的描述与上文关于图1a所提供的描述基本上相同。在利用工作比的系统操作步骤25中,防冰系统使用计算传递到受保护表面上的电热装置的电力的工作比的算法。传递到电热装置的有效电力是通过如通过计算工作比所确定地反复地对电热装置供能和解除供能来确定。防冰系统使用oat和lwc的输入来计算工作比,其中用于任何特定实施方案的算法取决于几个因素。通常,冰风洞(icingwindtunnel;iwt)试验设备能够用于校准用于特定实施方案的特定算法。iwt试验设备还能称为风洞试验设备。

再次参考图1b,能够看出,当lwc不存在(即,lwc=0)时,不管oat如何,防冰系统将不操作。举例来说,当具有利用oat和lwc防冰流程图20的防冰系统的飞行器正在oat明显低于水的冰点的环境中操作时,突然的结冰会在从零lwc的区域移动到高lwc的区域时发生。在这个示例性情形下,防冰系统将通过调用利用工作比的系统操作步骤25来作出响应。然而,在一些条件下,防冰系统可能无法控制冰的初始累积,由此允许在控制冰累积之前经过一段时间。这在一些情形下是不当的。

图2是在示例性飞行器中的本公开的飞行器防冰控制系统的示意图。在图2中示出了飞行器30、机身32、主转子34、尾桨36和旋翼桨叶38、oat传感器40、oat信号线42、lwc检测器44、lwc信号线46、防冰系统50、控制器52、电热装置缆线54和电热装置56。在所图示的实施方案中,飞行器30是具有机身32的旋翼飞行器(即,直升机和类似装置)。主转子34通过提供垂直升力来帮助飞行器30飞行,而尾桨36帮助稳定和控制飞行器30在飞行期间的方向。在所图示的实施方案中,尾桨36包括四个旋翼桨叶38。飞行器30能够包括多个传感器,包括oat传感器40和lwc检测器44。oat传感器40经由oat信号线42来传输oat的测量指示,而lwc检测器44经由lwc信号线44来传输lwc的测量指示。防冰系统50包括控制器52、电热装置缆线54和电热装置56。

在所图示的实施方案中,控制器52能够是用于执行软件、特别是存储在存储器中的软件的硬件装置。控制器52分别经由oat信号线42和lwc信号线44来接收oat和lwc的输入。控制器52还接收来自机载供电系统(未示出)的电力输入,如此为控制器52提供电力以在也提供用于对电热装置56供能的电力时操作。将了解,电力是经由电热装置缆线54和在旋翼飞行器领域中已知的其他电气部件和连接供应到电热装置56。相应地,这些其他电气部件和连接在图2中未示出。电热装置56还能称为加热器,这是因为热是由于提供到电热装置56的电力而产生。在所图示的实施方案中,每个旋翼桨叶38包括单一的电热装置56。在一些实施方案中,每个旋翼桨叶38能够包括两个或更多的电热装置56。每个电热装置56能够具有相对低的剖面(即,离开受保护表面的距离),同时覆盖每个旋翼桨叶38上的表面区域(即,受保护表面)。在一些实施方案中,每个电热装置56能够具有均匀的功率表面密度(即,每单位面积的功率耗散)。在其他实施方案中,每个电热装置56能够具有图案化的功率表面密度,其中每单位表面积的功率耗散跨受保护表面改变。在所图示的实施方案中,电热装置56被配置成在特定电压下操作,并且在被供能时产生100%功率耗散。因此,通过挑战经由电热装置缆线56供应到电热装置56的电压的工作比来控制传递到电热装置56的功率电平。相应地,如本公开中所使用,能够认为控制器52控制传递到电热装置56的功率电平,和/或控制工作比。在其他实施方案中,其他手段能够用于控制传递到电热装置56的功率电平。

图3a是描绘在图2中示出的防冰系统50的飞行器防冰控制系统预热逻辑的过程流程图。除了oat和lwc之外,图3a中还使用两个温度值:阈值温度(tt)和临界温度(tc)。如本公开中所使用,阈值温度能够写为tt或tt(即,利用或不利用下标表示法)。类似地,临界温度能够写为tc或tc。在图3a中示出了防冰流程图60和以下步骤:第一oat判决步骤62、第二oat判决步骤64、第一lwc判决步骤66、第二lwc判决步骤68、零加热器供电步骤72、74、使用oat控制加热器步骤76和使用oat和lwc控制加热器步骤78。在操作期间,防冰系统50如上文关于图2所描述地接收oat和lwc的输入,并且遵循在防冰流程图60中描绘的程序。

在一特定实施方案中,阈值温度(tt)和临界温度(tc)的值是针对用于特定飞行器30的防冰系统50而确定。阈值温度(tt)是在低于所述温度时,积冰能够在lwc存在的情况下在表面上发生的温度。在所图示的实施方案中,阈值温度(tt)是35℉(1.7℃)。在其他实施方案中,阈值温度(tt)能够比35℉(1.7℃)高。举例来说,在一特定实施方案中,阈值温度(tt)能够为38℉(3.3℃)。在另一实施方案中,阈值温度(tt)能够为41℉(5℃)。在一些实施方案中,阈值温度(tt)能够低于35℉(1.7℃)。举例来说,在一特定实施方案中,阈值温度(tt)能够为34℉(1.1℃)。将了解,在大部分实施方案中,阈值温度(tt)将在水的冰点的几度内,但是任何阈值温度(tt)在本公开的范围内。

再次参考图3a,临界温度(tc)是在低于所述温度时,电热装置56在飞行器30遇到高lwc环境时被供能的情况下无法控制结冰的温度。对于处在特定组的操作条件下的特定飞行器30,临界温度(tc)能够从计算和/或根据经验确定。经验数据能够来自风洞试验,并且在特定飞行器30的实际飞行期间处在原位。许多因素能够影响临界温度的确定,并且非限制性实例包括电热装置56的功率耗散表面密度、可变功率预算、操作的海拔和/或预期海拔和操作的速度和/或预期速度。在一特定实施方案中,临界温度(tc)对防冰系统50而言能够是恒定值。在另一实施方案中,能够由控制器52基于飞行参数和/或由操作员输入的参数的输入来计算临界温度(tc)。相应地,特定临界温度(tc)能够在广泛温度范围中改变。在一特定实施方案中,临界温度(tc)能够非常接近阈值温度。作为非限制性实例,阈值温度(tt)能够为35℉(1.7℃),并且临界温度(tc)能够为32℉(0℃)。在其他实施方案中,临界温度(tc)能够比阈值温度低很多。作为一非限制性实例,阈值温度(tt)能够为35℉(1.7℃),并且临界温度(tc)能够为-20℉(-28.9℃)。任何临界温度(tc)在本公开的范围内,并且确定临界温度(tc)的任何方法也在本公开的范围内。

再次参考图3a,在第一oat判决步骤62中,将oat与tc和tt两者进行比较。如果(tc<oat<tt)不成立(即,oat<tc或oat>tt),则调用第二oat判决步骤64。在第二oat判决步骤64中,将oat与阈值温度进行比较。如果oat>tt,则调用零加热器功率步骤72,这意味经由电热装置缆线54将零功率(即,0%工作比)提供到电热装置56。然而,在第二oat判决步骤64中,如果oat<tt,则调用第二lwc判决步骤68。

再次参考第一oat判决步骤62,如果(tc<oat<tt)成立(即,tc<oat<tt),则调用第一lwc判决步骤66。在第一lwc判决步骤66中,如果(lwc>0)不成立(即,lwc=0),则调用零加热器功率步骤74,这意味经由电热装置缆线54将零功率(即,0%工作比)提供到电热装置56。然而,在第一lwc判决步骤66中,如果lwc>0,则调用使用oat和lwc控制的加热器步骤78,这意味控制器52基于oat和lwc的输入值来确定将经由电热装置缆线54提供到电热装置56的功率电平。

再次参考第二lwc判决步骤68,如果lwc>0,则调用使用oat和lwc控制的加热器步骤78(即,如上所述)。然而,在第二lwc判决步骤68中,如果(lwc>0)不成立(即,lwc=0),则调用使用oat步骤76控制的加热器,这意味控制器52基于oat的输入值来确定将经由电热装置缆线54提供到电热装置56的功率电平。使用oat控制的加热器步骤76还能被称为受保护表面预热,这意味旋翼桨叶38(即,受保护表面)上的电热装置56在接收电力,由此将旋翼桨叶38预热。因此,当飞行器30遇到高lwc环境时,防冰系统50能够克服旋翼桨叶38(即,受保护表面)上的积冰。相应地,可以说控制器52应用防冰控制系统预热逻辑。

在防冰系统50的操作期间,控制器52分别经由oat信号线42接收来自oat传感器40的oat输入并且经由lwc信号线46接收来自lwc检测器44的lwc输入。控制器52还能够接收来自飞行器30上的其他传感器、系统和或输入装置的其他输入。控制器52重复地应用图3所示的防冰流程图60的逻辑。在图3所示的动作步骤中的每一者中(即,零加热器功率步骤72、74、使用oat控制的加热器步骤76和使用oat和lwc控制的加热器步骤78),控制器52如所指示地提供确定的功率电平(即,工作比)到电热装置56,同时通过在第一oat判决步骤62重新开始而重复地重新评估飞行器30的环境。在一些实施方案中,控制器52能够连续地或接近连续地执行防冰流程图60。在其他实施方案中,控制器52能够使用在经过一定时间段(即,评估时段)之后调用防冰流程图60的系统时钟(即,步进信号)。在这些其他实施方案中,评估时段能够在微秒到分钟或更长时间的范围内。在一些实施方案中,评估时段能够同步到飞行器30上的其他计时时段。举例来说,在一特定实施方案中,lwc检测器44可以周期性测量循环而操作,并且控制器52能够与lwc检测器44的周期性测量循环同步。

图3b是描绘图2中所示的防冰系统50的飞行器防冰控制系统预热逻辑的第二实施方案的过程流程图。在图3b中示出了防冰流程图160和以下步骤:第一oat判决步骤162、第一lwc判决步骤66、第二lwc判决步骤68、零加热器功率步骤74、使用oat控制的加热器步骤76和使用oat和lwc控制的加热器步骤78。对防冰流程图160的描述与上文关于图3a所描述的描述基本上相同,不同之处是阈值温度(tt)未用作输入。在第一oat判决步骤162中,将oat与tc进行比较。如果(tc<oat)不成立(即,oat<tc),则调用第二lwc判决步骤68。然而,如果(tc<oat)成立(即,tc<oat),则调用第一lwc判决步骤66。

图4是图2的飞行器防冰控制系统预热逻辑的逻辑图。相应地,图4是图示图3a所示的防冰流程图60的逻辑图(即,真值表)。在图4中示出了防冰系统逻辑图80和沿着水平温度轴线的以下区域:零加热器功率区域82、84、使用oat控制的加热器区域86和使用oat和lwc控制的加热器区域88。前述区域分别对应于上文关于图3所描述的以下过程步骤:零加热器功率步骤72、74、使用oat控制的加热器步骤76和使用oat和lwc控制的加热器步骤78。要特别注意使用oat控制的加热器区域86,所述区域在lwc=0并且oat<tc时存在。

通过仅移除阈值温度(tt)的标记和两个零加热器功率区域82,图4中所示的逻辑图容易经过修改以描绘图3b所示的防冰流程图160。

图5是描绘使用在图1b中描绘的现有技术的防冰系统情况下的在旋翼桨叶38上的测量点处的温度对时间的图将了解,为了进行图5中所描述的使用现有技术的防冰系统的实验,旋翼桨叶38已从图2所示的飞行器30移除。此外,图5与图6在共同的时间轴上呈现,以使得能够容易地进行现有技术的防冰系统与本公开的防冰系统之间的比较。图5描绘使用图1b中所示的现有技术的oat和lwc防冰流程图20的实验流程的结果,藉此仅在oat<35℉(1.7℃)并且lwc>0时向旋翼桨叶38上的电热装置56供电。

图5描绘由定位在旋翼桨叶38上的各种外部点处的四个临时安装的rtd温度探针进行的实验温度测量。四个温度探针是使用压敏胶带固定在旋翼桨叶38上的以下外部位置的这些组合上:上部与下部位置,和前缘与后缘。在图5中示出了温度时间图100和以下温度曲线:上部位置后缘101、上部位置前缘102、下部位置前缘103和下部位置后缘104。在图5中还示出了lwc引入109。

针对图5中所描绘的实验而存在的环境测试条件包括在风速80.5m/s(264ft/s)的结冰风洞试验设备中的-9.2℃(15.4℉)的温度(即,oat)。最初,lwc=0。在大约58秒处,在lwc引入109处引入0.95g/m3的lwc密度。0.95g/m3的lwc密度能够被视为沉重的,并且能够在低于冰点的温度下导致未保护表面上的快速积冰。在lwc引入109之前,稳定状态条件存在于所有温度探针上,实际差异是由实验误差和由临时固定rtd温度探针引起的类似者导致。

在lwc引入109处,现有技术的防冰系统感测lwc>0,并且通过施加电力到旋翼桨叶38上的电热装置56作出响应。然而,积冰在lwc引入109处开始,这是因为旋翼桨叶38上的表面温度低于冰点(即,0℃)。旋翼桨叶38上的内部和外部温度开始响应于电力施加到电热装置56而升高,但是在旋翼桨叶38上的冰累积继续的可测量时间段中保持低于冰点。特别地,积冰继续,直到外部点(即,上部位置后缘101、上部位置前缘102、下部位置前缘103和下部位置后缘104)处的表面温度升高到高于熔点。研究者观测到,在这个时间期间在旋翼桨叶38的许多部分上能够看到大量的冰累积,其中冰厚度在约0.015到0.030英寸(0.38到0.76mm)的范围中。各种测量点通过表面熔融来去除累积的冰需要8到20秒。

图6是描绘使用图2的防冰系统50(即,在图3中示出的防冰流程图60)情况下的在旋翼桨叶38上的测量点处的温度对时间的图。实验旋翼桨叶38和温度探针位置与上文关于图5所描述的位置相同。在图6中示出了预热逻辑温度时间图120和以下的温度曲线:上部位置后缘121、上部位置前缘122、下部位置前缘123和下部位置后缘124。在图6中还示出了lwc引入129。图6描绘使用图3a中的防冰流程图60、使用上文关于图2所描述的防冰系统50的实验流程的结果。环境条件与上文关于图5所描述的环境条件相同(即,在风速80.5m/s(264ft/s)的结冰风洞试验设备中,oat为约-9.2℃(15.4℉))。起初,lwc=0,在lwc引入129处引入0.95g/m3的lwc密度,在大约58秒处发生(即,恰如在上文关于图5所描述的实验中)。对于图6中所描绘的实验,临界温度(tc)为-4.7℃(22.5℉)。换句话说,oat小于临界温度(tc)(即,oat<tc)。相应地,在实验开始时(即,在时间=0处),冰控制系统50调用使用图3a的oat步骤76控制的加热器。换句话说,防冰系统50利用防冰控制系统预热逻辑以通过向电热装置56供应功率电平(即,工作比)来对旋翼桨叶38的表面预热。相应地,每个温度探针的测量温度在第一个60秒期间开始增加。将注意,如果改为将图3b中示出的防冰流程图160应用于防冰系统50中的控制器52,则图6中所描绘的实验结果可以相同,这是因为oat<tc,由此通过向电热装置56供应功率电平(即,工作比)而开始对旋翼桨叶38的表面的预热。

如在图6中能够看出,所有温度测量点在lwc引入129之前高于冰点。在lwc引入129处,由于旋翼桨叶38上的积冰,明显的降低被全部温度探针感测到。还要注意,在lwc引入129处,控制器52接收lwc>0的输入,从而使第二lwc判决步骤68调用使用oat和lwc控制的加热器步骤78。结果,控制器52通过向电热装置56供应更大的功率电平(即,更高的工作比)作出响应,由此帮助减缓表面温度的降低。将注意,上部位置后缘121、上部位置前缘122和下部位置后缘124在lwc引入129之后保持高于冰点。下部位置前缘123的温度探针只在短时段中测量低于冰点的温度,如图6所示。研究者观测到,在lwc引入129之后,在旋翼桨叶38能够看到最少的冰。

在图6中所描绘的实验中,控制器52被配置成在lwc引入129之后允许最少的积冰。从预热逻辑温度时间图120能够看出,如果在lwc在lwc引入129引入之前,预热时段延长超过60秒,则所有温度位置将继续增加,由此可能导致更少的冰累积和/或防止冰在lwc引入129之后累积在旋翼桨叶38上。

在一些实施方案中,在受保护表面上能够容忍可测量量的积冰。在其他实施方案中,最小化或防止受保护表面上的积冰很重要。相应地,在设计和配置防冰系统50时,能够通过选择临界温度、供应到电热装置56的功率电平(即,工作比)、可用的功率预算和/或其他因素来调整允许受保护表面的任何部分降到特定温度以下的时间段。相应地,临界温度(tc)和/或阈值温度(tt)的确定能够影响在飞行器30遇到环境中的lwc时发生的积冰。将了解,临界温度(tc)和/或阈值温度(tt)的较高值能够导致电热装置56消耗更多的电力。在图3a中所图示的实施方案中,通过由控制器52传递的工作比来确定电热装置56的功率耗散。在其他实施方案中,电热装置56能够具有更大或更小的额定功率(即,每单位表面积的最大功率耗散),并且对于特定工作比将因此具有相应的更大或更小的每单位表面积的功率耗散。

图7是图2的防冰系统50中的控制器52的示例性实现方式的示意图。用于防冰系统50和控制器52的参考数字相对于在图7中示出的示例性实现方式增加100。在图7中示出了防冰系统150、控制器152、处理器154、存储器156、存储装置158、程序存储装置162、数据存储装置164、目标数据库166、输入装置170、输出装置172、输入/输出(i/o)接口174和电力供应器180。在图7中还示出了oat信号线42、lwc信号线46和电热装置缆线54,如同上文关于图2所示和所描述。在图7中所描绘的实施方案中,控制器152包括处理器154、存储器156、存储装置158、输入装置170、输出装置172和i/o接口174。控制器152还能被称作电子控制系统。处理器154能够是用于执行软件、特别是存储在存储器中的软件的硬件装置。处理器154能够是定制或可购得的处理器、中央处理单元(cpu)、与计算装置相关联的几个处理器中的辅助处理器、基于半导体的微处理器(呈现微芯片或芯片组的形式)或通常用于执行软件指令的任何装置。

存储器156能够包括以下各者中的任何一个或组合:易失性存储器元件,例如,随机存取存储器(ram,例如dram、sram、sdram、vram等);和/或非易失性存储器元件,例如,rom、硬盘驱动器、带、cd-rom等。此外,存储器156能够合并电子、磁性、光学和/或其他类型的存储介质。请注意,存储器156还能够具有分散式架构,其中各种部件远离彼此而定位,但是能够由处理器访问。存储器154中的软件可以包括一个或多个单独的程序,所述程序中的每一个包括用于实现逻辑功能的可执行指令的有序列表。实现为软件的系统部件还可以建构成源程序、可执行程序(目标代码)、脚本或包括一组待执行的指令的任何其他实体。当建构成源程序时,经由可以或可不包括在存储器156内的编译程序、汇编程序、解释程序或类似程序来转译所述程序。存储装置158包括程序存储装置162、数据存储装置164和目标数据库166。

存储装置158能够包括以下各者中的任何一个或组合:易失性存储元件,例如,随机存取存储器(ram,例如dram、sram、sdram、vram等);和/或非易失性存储元件,例如,rom、硬盘驱动器、带、cd-rom等。此外,存储装置156能够合并电子、磁性、光学和/或其他类型的固定和/或可移动存储介质。程序存储装置162能够包括可执行指令,所述可执行指令在由处理器154载入到存储器156时使处理器执行上述的防冰系统150(即,上文关于图2和图3a到图3b所描述的防冰系统50)的操作。操作数据能够存储为数据164,并且其他目标数据能够存储在目标数据库166中。当控制器152在操作中时,处理器154能够被配置成执行存储在存储器156中的软件、传达到与来自存储器156和/或到与来自存储装置158的数据并且通常根据软件来控制控制器152的操作。存储器156中的软件将完全地或部分地由处理器154读取,可能缓存在处理器154内,然后执行。

输入装置170能够包括各种输入装置,例如但不限于键盘、鼠标、扫描器、传声器、相机、邻近装置等。输出装置172能够包括各种输出装置,例如但不限于打印机、显示器、扬声器、灯等。i/o接口174经由oat传感器线42接收oat的输入,且经由lwc传感器线46接收lwc的输入。i/o接口174经由电热装置缆线54向电热装置56供电。i/o接口174还能够传送到与来自装置的作为输入和输出传达的数据,例如但不限于用于访问另一装置、系统或网络的调制器/解调制器(调制解调器);射频(rf)或其他收发器或电话接口、桥接器、路由器等。

i/o接口174能够包括,例如但不限于,一个或多个总线和/或其他接线或无线连接件(未示出)。额外的连接件能够各自具有为了清楚而省略额外元件,例如其他控制器、缓冲器(缓存)、驱动器、中继器和接收器,以实现通信。另外,本地接口可以包括地址、控制和/或数据连接件,以实现前述部件间的恰当通信。

电力供应器180向控制器152提供电力。在所图示的实施方案中,电力供应器180向控制器152提供一个或多个经调节电压以用于操作包括在控制器中的部件。所述一个或多个经调节电压能够类似于在飞行器30上所使用的用于其他电子系统的经调节电压。电力供应器180还向控制器152提供电热装置电力以供电热装置56使用。在一典型实施方案中,电热装置电力能够是由控制器152传递到电热装置56的三相ac电力。在其他实施方案中,电热装置电力能够是dc或单相或两相ac电力。

在旋翼桨叶的背景中描述了本公开的防冰系统50的实现方式。任何类型的飞行器上的固定或可移动的所有表面在本公开的范围内。非限制性实例包括防风罩、主转子桨叶、尾桨桨叶、固定翼、水平和垂直稳定器、引擎进口、鼻锥体、进口导向叶片、仪表和控制表面。

可能实施方案的论述

以下是本发明的可能实施方案的非排他性描述。

一种从电子控制系统向飞行器表面上的电热装置供电以控制所述飞行器表面上的结冰的方法,所述方法包括:确定临界温度(tc),在所述临界温度下或低于所述临界温度,将使用防结冰系统对所述飞行器表面预热;利用外界空气温度(oat)传感器来感测外界空气温度;利用液态水含量(lwc)检测器来检测外部液态水含量;以及在所述电子控制系统的控制下向所述电热装置供应具有计算的功率电平的电力,所述计算的功率电平:为零,条件是:oat>tc并且lwc=0;基于oat和lwc来控制,条件是:oat>tc并且lwc>0;基于oat和lwc来控制,条件是:oat<tc并且lwc>0;以及基于oat来控制,条件是:oat<tc并且lwc=0。

另外和/或替代地,前述段落的方法能够视情况包括以下特征、配置和/或额外部件中的任何一个或多个:

如前述方法的另外实施方案,其中通过控制所述供应的电力的工作比来控制所述功率电平。

如前述方法的另外实施方案,所述方法还包括:确定阈值温度(tt),高于所述阈值温度,将不使用所述防结冰系统;以及在oat>tt的情况下,计算零功率电平。

如前述方法的另外实施方案,其中tt为约1.7℃(35℉)。

如前述方法的另外实施方案,其中基于在风洞试验设备中执行的试验来确定tc。

如前述方法的另外实施方案,其中基于可用的功率预算来确定tc。

如前述方法的另外实施方案,其中所述表面在旋转叶片上

如前述方法的另外实施方案,其中所述oat传感器远离所述电热装置安装;并且所述lwc检测器远离所述电热装置安装。

如前述方法的另外实施方案,所述方法还包括重复地执行所述方法。

如前述方法的另外实施方案,所述方法还包括响应于步进信号而执行所述方法。

一种用于控制飞行器表面上的结冰的防冰系统,所述防冰系统包括:oat传感器,所述oat传感器被配置成提供指示oat的信号;lwc检测器,所述lwc检测器被配置成提供指示lwc的信号;电热装置,所述电热装置安置在所述飞行器表面上;以及电子控制系统,所述电子控制系统被配置成:确定临界温度(tc),在所述临界温度下或低于所述临界温度,将使用防结冰系统对所述飞行器表面预热;并且向所述电热装置供应具有计算的功率电平的电力,所述计算的功率电平:为零,条件是:oat>tc并且lwc=0;基于oat和lwc来控制,条件是:oat>tc并且lwc>0;基于oat和lwc来控制,条件是:oat<tc并且lwc>0;以及基于oat来控制,条件是:oat<tc并且lwc=0。

另外和/或替代地,前述段落的防冰系统能够视情况包括以下特征、配置和/或额外部件中的任何一个或多个:

如前述防冰系统的另外实施方案,其中通过控制所述供应的电力的工作比来控制所述功率电平。

如前述防冰系统的另外实施方案,所述防冰系统还包括:确定阈值温度(tt),高于所述阈值温度,将不使用所述防结冰系统;以及在oat>tt的情况下,计算零功率电平。

如前述防冰系统的另外实施方案,其中tt为约1.7℃(35℉)。

如前述防冰系统的另外实施方案,其中确定tc包括接收从在风洞试验设备中执行的试验确定的tc的值。

如前述防冰系统的另外实施方案,其中基于可用的功率预算来确定tc。

如前述防冰系统的另外实施方案,其中所述表面在旋转叶片上

如前述防冰系统的另外实施方案,其中所述oat传感器远离所述电热装置安装;并且所述lwc检测器远离所述电热装置安装。

如前述防冰系统的另外实施方案,其中所述电子控制系统被配置成重复地计算所述功率电平。

如前述防冰系统的另外实施方案,其中所述电子控制系统被配置成响应于步进信号而重复地计算所述功率电平。

尽管已经参考示例性实施方案描述了本发明,但是所属领域的技术人员将理解,在不背离本发明的范围的情况下,可以作出各种改变,并且等效物可以取代等效物的元件。另外,在不背离本发明的基本范围的情况下,可以作出各种修改以使特定情形或材料适合本发明的教示。因此,意图是本发明不限于公开的特定实施方案,但是本发明将包括落在所附权利要求书的范围内的所有实施方案。

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