专利名称：改进的除冰器外皮的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞行器除冰组件，利用机械动力除去在大气结冰条件下在飞行中积累在各种飞行器结构的前缘上的冰层，更具体来说，涉及具有选择性增强的主层的除冰组件。
近年来，许多飞机制造厂商一直在寻求改进除冰系统，以便使飞机可在大气结冰条件下安全飞行。在各种飞行器结构前缘表面上积累的冰可严重影响飞行器的空气动力学特性。普通的气动除冰器，电热除冰器和放气防冰器多年来一直应用于普通航空和商用飞机上。这些防冰技术详见1963年12月联邦航空局出版的《飞机机架防冰技术资料概略》中的《技术报告ADS-4》。尽管已经有了上述成熟的技术，但是许多公司仍然表示希望有一种除冰性能更好，寿命更长，工作可靠，重量更轻和耗能更少的新的除冰系统。
根据这种需要，已经研制出一种系统，利用产生力和位移的装置动力启动积累有冰层的薄的可挠曲的主层。这种动力启动引起薄的可挠曲的外皮迅速运动，足以靠动力解脱粘合，震落并将积累的冰层排入环绕的气流中，下文将详细讲到，产生力和位移的装置可呈多种形式。
在一些装置中，产生力和位移的装置与薄的可挠曲的主层相结合形成一个整体式除冰器。这种整体式除冰器一般呈一薄片状，然后粘合到现有飞行器结构的外表面上。这种除冰器一般设计成可从飞行器结构上卸下，需要使用一种可更替的粘合剂如3M1300L橡胶泥进行更换。这种除冰器的实例可见美国专利第4，706，911号“前缘除冰的方法和装置”(下文简称“气动脉冲”专利)，美国专利第4，875，644号“除冰用电推斥分离系统”(下文简称“电推斥”专利)，以及美国专利第5，129，598号“可附装的电推斥除冰器”(下文简称“电脉冲”专利)。
在另一些装置中，产生力和位移的装置与薄的可挠曲的主层及下部结构相结合形成一种具有整体除冰性能的整体式前缘。这种整体式前缘结构取代飞行器结构如机翼，发动机进口，水平平衡器或垂向平衡器的整个前缘。这种装置的一个实例见美国专利第5，098，037号“具有整体推斥系统的机翼结构”(下文简称“整体气动脉冲”专利)。
在“电推斥”专利中，产生力和位移的装置包括一上部导体阵列和一下部导体阵列。上部导体基本相互平行并临近下层中的导体。上部导体与下部导体串联，从而形成一个连续的导体，它从上层，绕下层，再绕上层，似此类推。当向输入引头施加电压时，在所有上层中的导体中形成同向电流。同样，在所有上层导体中形成同向电流，但与上层导体的电流方向相反。如“电推斥”专利中所述，在一层中所有的导体中保持不变的电流方向可大大地增加两层之间的分离力。
在将这种除冰器安装在一构件(如一前缘)上之后，上、下导体被夹在上述构件和一表面层之间。当施加大幅度瞬时电流脉冲时，在上、下层中的相反的电磁场强烈地相互推斥。这种运动引起表面层的动态运动，实现动力除冰。如“电推斥”专利中所述，在100微秒内，介于2300和3100安培的电流脉冲可产生有效的除冰效果。在“电推斥”专利中描述了产生上述脉冲的电路。这种电路包括一形成脉冲的网，但这不是绝对必要的。
在“电脉冲”专利中描述了另一种利用电磁装置的产生力和位移的装置。一平面线圈具有至少一个卷绕的导体，该平面线圈夹在一个表面层和一导电的下部结构(如一铝制前缘)之间。在美国专利第5，152，480号“平面线圈结构”(下文简称“平面线圈”专利)中详述了这种平面线圈。如“电推斥”专利所述，大幅度瞬时电流脉冲施加在线圈上。电流在线圈中引起电磁场强烈迅速的变化。电磁场在上述导电的下部结构中引起涡流，从而又产生相反的电磁场。两个相反的电磁场相互推斥，从而在线圈和下部结构之间引起推斥。线圈引起表面层的动态运动，实现动力除冰。在100微秒内，大约3000安培的峰值电流可产生有效的除冰作用。该专利描述了产生上述脉冲的电路，这种电路很象“电推斥”专利中公开的电路。
在前一实例中，产生力和位移的装置由一整体平面线圈构成。如“平面线圈”专利中所述，一个整体线圈可以由两个或多个重叠的，夹在薄的介质层并粘合在一起的螺形线圈构成。如果下部结构没有足以有效地形成涡流的导电性，那么需要稍作变化。例如，与纤维增强塑料的下部结构或太薄不能有效地形成涡流的导电下部结构一起需设置一目标层。目标层是一层导电材料如铜或铝，临近于线圈设置。当向线圈施加大幅度瞬间电流脉冲时，由于线圈中及目标层中涡流形成的两个相反的电磁场，线圈和目标层强烈地相互推斥。这个动动引起表面层动态运动，实现动力除冰。目标层可构成下部结构的一部分，也可以构成产生力和位移装置的一部分。同样，如“电脉冲”专利中所述，目标层或线圈紧靠主层之下布置。如果目标层紧靠外皮之下，则目标层向外皮施加动力。相反，如果线圈紧靠外皮之下设置，则线圈向外皮施加动力。
“平面线图”专利也公开了类似于“电推斥”专利的一种电推斥变型。两个互成镜像的整体平面线圈相互重叠，其间的电连接使得当向每个线圈施加大幅度瞬时电流脉冲时，在两线圈中的电流方向相反，在线圈中形成的相反的电磁场使两线圈强烈地相互推斥。这个运动引起表面层的机械脉冲，实现动力除冰。这种方法不同于利用单一导体形成上、下导体的“电推斥”专利。
在“气动脉冲”专利和“整体气动脉冲”专利中描述了一种利用加压气体的产生力和位移的装置。在薄的可挠曲的主层(类似于前述的表面层)之下，许多气动管以跨度方向延伸。这些管和外皮由纤维增加塑料的下部结构支承，一起构成具有整体除冰性能的前缘结构。在管的沿其跨度间隔开来的各个位置上整体形成专用接头，每个接头上安装一个气动脉冲阀。在美国专利第4，878，647号“气动脉冲阀和分离系统”中描述了一种适用的阀。这种阀具有高压空气(500至5000psig)的小容积(大约1立方英寸)。当由电磁铁启动时，阀通过接头迅速向每条管放入加压空气。膨胀的空气脉冲使管膨胀，并引起外皮机械运动，从而实现动力除冰。膨胀的空气脉冲最好在少于500微秒的时间内使管充气。
如前述的“电推斥”，“电脉冲”，“平面线圈”，“气动脉冲”以及“整体气动脉冲”专利所证实的那样，已经研制出了多种形式的产生力和位移的装置。上述各种装置在除冰性能，重量，耐用性，寿命以及能耗诸方面显示了超过老式除冰系统的优点。但是，产生力和位移的改进的装置在提供可靠地承受被传递的力的方面却遇到了挑战，因为虽然可以有效地除冰，但是除冰器的外皮却容易疲劳，以不可接受的速率过早地发生故障。
因此需要一种具有前述除冰器的那种极佳的除冰性能，同时又具有高寿命及可靠性的除冰器。
本发明的目的是提供一种改进的复合材料。
本发明的另一个目的是提供一种用作除冰器主层的改进的复合材料。
本发明的另一个目的是提供一种用作除冰器主层的改进的复合材料，其中，复合材料有选择地被增强，以便在除冰器的预定位置上提供不同的外皮动态特性。
按照本发明，一种复合材料由丁腈酚醛树脂增强的织物构成。
按照本发明的另一个方面，除冰器包括一由丁腈酚醛树脂增强的织物构成的主层，一设在主层之下的由环氧树脂增强的织物构成的底层，以及外皮挠曲装置，其中，外皮挠曲装置使外皮挠曲从而脱除其上积累的冰层。
按照本发明的另一个方面，除冰器包括一由丁腈酚醛树脂增强的织物构成的主层，一设置在主层之下的由环氧树脂增强的底层，以及一外皮挠曲装置，其中外皮挠曲装置使外皮挠曲，底层的厚度取决于在机翼上的位置。
本发明提供了一种可靠的，高挠曲性的保护性主层，其中，挠曲性可按需特定形成以便得到最大的除冰性能。本发明也易于制造，易于安装。
通过参照以下附图对实施例的详细说明，可更清楚地理解本发明的上述的和其它的目的，特征及优点。
图1是按照本发明的除冰组件的剖视图;
图2是按照本发明的除冰系统的立体图;
图3是按照本发明第二实施例的除冰系统的立体图;
现参阅图1，按照本发明的除冰组件100包括设置在外皮挠曲装置102上的挠曲壳101。挠曲壳101受到外皮即耐腐蚀材料层95的保护，上述耐腐蚀材料可以是钛箔，聚醚-醚-酮(PEEK)或聚氨酯漆或膜。除冰组件100附装于机翼103，其表面曲率随位置而变化，在前端即顶部区域98处曲率最大。除冰组件100从其上脱落掉积累的冰层。术语“顶部”是指飞机结构任何用来遭遇并突玻冲击气流的零件的曲率最大的区域。曲率取决于支承除冰器的下部结构103。下部结构103具有在弦向上延伸的部分，其表面曲率从顶部98向两则递减。下部结构103的表面曲率是由紧靠外皮挠曲装置102的表面限定的。外皮挠曲装置102包括许多产生力和位移的装置105-108。如图所示，产生力和位移的装置105-108覆盖在从顶部98延伸的两部分上。虽然图中覆盖着两部分，但是，如果产生力和位移的装置只覆盖从顶部98延伸的一部分，本发明也是可行的。
虽然图中曲率只在弦向上变化，但是，曲率实际上在弦向和跨度方向上都是变化的。对于大多数机翼来说，跨度方向曲率是忽略不计的。对于大多数发动机进口来说，跨度方向的曲率将大大地小于弦向的曲率。在实施本发明中，跨度方向的曲率基本上可以忽略不计。但是，如果跨度方向曲率有突然变化，那么，本发明也应适用。因此，在本申请中，术语“曲率”仅指弦向曲率。
可压缩区104划分覆盖在从顶部98延伸的两部分下部结构103的产生力和位移的装置102。下部结构103提供吸收和抵抗飞行载荷和异物意外冲击所需的结构整体性。下部结构可以由金属如铝或飞机常用的纤维增强塑料如环氧树脂浸渍的玻璃纤维或石墨纤维制成。除冰器100和下部结构一起构成具有整体除冰性能的前缘。
可压缩区104是一个具有弹性的区域。术语“弹性”是指一种材料在所受外力解除后短时内完全恢复其静止状态的倾向性。可压缩区的适用材料的实例包括但并不限于天然橡胶和合成橡胶如丁基橡胶或硅橡胶。
产生力和位移的装置105-108包括许多可膨胀的管。管105-108可由纤维增强塑料或涂有橡胶的织物制成。适用的可充气的产生力和位移的装置的实例可见美国专利第4，706，911号，第4，826，108号第4，836，474号，这些专利本文引作参考文献。
如“整体气动脉冲”专利所述，除冰器100由按程序将少量压缩空气放入管105-108而被启动。管的膨胀适于在0.1秒内实现，最好在500微秒内实现。
除冰器100具有一个“有效区域”，“有效区域”是挠曲壳101的被产生力和位移的装置105-108以除冰方式被动力启动的那个部分。例如，除冰器100的有效区域包括挠曲壳101的覆盖管105-108及可压缩区104的任何区域。
除冰器100的脱冰性能取决于诸多因素，其中许多因素与挠曲壳101的性能特性(即在外皮各部位的动态位移，速度，及加速度)有关。随着表面运动速率的增加，最小除冰厚度以及除冰后残留冰量减少。一般来说，至少3000g′s(1g＝32.2英尺/秒2)的峰值外皮加速度，至少2000赫兹的峰值频率及0.020英寸的最小峰值挠曲是合乎需要的。但是，取决于除冰要求，也许需要大得多的加速度。
通过增加薄的可挠曲的外皮的弹性模量一般可增加其动态频率特性。但是，具有增大的弹性模量的外皮，由于与疲劳相关的故障，往往可靠性较差。必须通过挠曲壳101实现动态特性和耐疲劳性之间的平衡。
本发明的挠曲壳101提供了这种最佳的平衡，它包括主层116和底层115。主层116是一层高强度，高挠性的复合材料，能提供良好的表面动态特性，同时具有耐环境腐蚀性。底层是高强度，较坚硬的复合材料(比主层坚硬)，在选定的区域赋予挠曲壳101坚硬性，以便限制从外皮挠曲装置102的挠曲。
主层116包括由丁腈酚醛树脂或粘合剂增强的高强度织物。丁腈酚醛树脂是一种混有丁腈橡胶的酚醛树脂。上述制作主层116的织物是由CibaGeigy制造的CGG300型石墨纤维织物，或者是Fiberite制造的MXB7669-KEVLAR型凯夫拉尔纤维织物，或者是Fiberite制造的MXB7669-120型玻璃纤维织物。增强上述织物的丁腈酚醛粘合剂最好是3M制造的AF32。
制作上述主层116的推荐方法是提供一底部分离层，最好是涂有四氟乙烯(tetrafluoroelhytene)的玻璃纤维织物，如Furon，CHR分部生产的02232型;在分离层上涂一薄层酚醛胶，如BF-Goodrich生产的A626B型;在分离层上涂一层丁腈酚醛树脂，如3M生产的膜粘合剂AF32;在丁腈酚醛树脂层上选择性提供一层织物，在织物层上施加一酚醛胶自由层。在织物层上施加一分离层，如Furon-CHR生产的02232型。将复合材料放入真空袋，在完全真空条件下直至丁腈酚醛树脂完全浸入织物层(大约5天)。然后让经处理的复合材料在空气中干燥(大约2天)。
底层115将坚硬性赋予主层116，底层包括环氧树脂增强的织物。底层的织物最好与主层116的织物相同，石墨纤维织物可提供最好的效果。本发明推荐的底层为CibaGeigy生产的R6376/CGG108型。
应当注意，主层116或底层115所用的高强度织物可以是平衡结构织物，也可以是单向织物。如果用平衡结构织物，那么织物应定向，使织纹与机翼的弦向线或跨度线倾斜，推荐的定向角为45°。
管105-108的快速充气使挠曲101向外挠曲，在挠曲壳101中形成张力。挠曲壳101中的张力压缩可压缩区104，使在可压缩区104上的挠曲壳101向内移动。这种移动极为迅速，使冰帽110脱开粘合并震碎，将侧面冰块112弹入掠过除冰器100的环绕气流109中。然后从管107排出压缩空气，然后挠曲壳101由于挠曲壳101及可压缩区104的弹性而快速弹回其静止位置。管106充气重复上述过程，除去侧面冰块118。在任何管105-108充气时，可压缩区104上的挠曲壳101向内移动。每次管105-108之一被充气时，可压缩区104上的挠曲壳101都受到挠曲。
已经发现，除冰器100的除冰性能除其它因素外取决于系统的动态特性，系统的动态特性又由外皮挠曲装置提供的机械力作用的形状及挠曲壳101传递上述力的方式来决定。挠曲壳101与外皮挠曲装置相互作用而形成输出的挠曲。如前所述，挠曲壳101的主层116的挠性很好，因而不会对外皮挠曲装置102提供的力形成较大阻力。但是，底层115坚硬得多，因而取决于底层115的厚度，对上述力形成较大阻力。影响挠曲壳101传递力的情况的另一因素是表面的曲率。表面的曲率与对挠曲的阻力成正比。大曲率表面，如前述机翼103的顶部98，形成大的阻力。因此，底层115的厚度在与其它小曲率区域相比，曲率最大的顶部附近必须较小，以便保持适当的动态特性。如图1所示，底层在顶部98两侧具有一个从管106，107端部附近开始，而终止于可压缩区104的锥度。底层厚度从大约0.013英寸渐变为零。这个锥度使底层115的厚度随着接近于顶部曲率的增加而减小，直至在可压缩区104上无底层。因而挠曲壳101的结构可通过改变底层115的厚度而在大曲率区域如机翼顶部98附近保持有效的外皮动态特性。增加底层115的一种有效的方式是将许多前述的渍浸环氧树脂的层粘合在一起。底层115的厚度可通过机加工而减少，如在顶部98附近形成锥度。
现参阅图2，按照本发明的除冰组件包括一挠曲壳101，设置在外皮挠曲装置102上面，外皮挠曲装置则附装在机翼103上。一加压流体源120将加压流体如空气通过管线122送至管105-108。如前所述，有效的除冰性能取决于所提供的机械力作用和挠曲壳101的传递特性即动态特性之间的相互作用。前面已经提到，机翼的曲率是影响上述相互作用的一个因素。如果使用气动可膨胀管，另一个影响除冰特性的因素是机翼的跨度方向的长度，因为因沿可膨胀管长度移动的流体脉冲的特性与距脉冲时入管内的进入点的距离相关而变化。为举例的目的，可假定图2所示挠曲壳101的厚度在机翼跨度方向的长度上是保持恒定的。在这种条件下，随着加压流体流出管线122，进入管105-108使其膨胀，在管中靠近进入点的流体脉冲(测量挠曲壳101的挠曲)可以描述为具有长的升起时间，高的峰值挠曲和高的能量。在进入点，底层115赋予挠曲壳101坚硬性以便限制由于高能量脉冲而引起的太大的挠曲。随着脉冲在跨度方向的运行，脉冲改变特性，脉冲升起时间变短，峰值挠曲变低，能量水平变低。距进入点距离短，脉冲具有更有利的动态特性，因为能量水平已变低，脉冲有较短的升起时间，但挠曲壳101也许太坚硬而不能有效地对有利的脉冲特性作出反应以便有效地除冰。在距进入点远得多的距离处，脉冲的能量水量变得低得多，挠曲壳101太坚硬不能对于低得多的能量水平的脉冲作出反应。
已经发现，在机翼跨度方向上改变挠曲壳101的底层115的厚度可以补偿脉冲特性的上述变化。例如，以流体管线122进入管107处作为参照点124。参照线126代表在跨度方向上距参照点124大约12英寸的距离。另一条参照线128代表在跨度方向上距参照点124大约24英寸的距离。另一条参照线130代表在跨度方向上距参照点124大约7.5英尺的距离。在上述条件下，底层从参照点124至参照线126推荐厚度为0.026英左右。12英寸以外即参照线126以外直至7.5英尺即参照线130，底层115的推荐厚度为0.013英寸。7.5英尺以外底层115可完全消失。本专业技术人员清楚，以这种方式可制成长跨度的除冰组件以取得最大的效率。
现参阅图3，按照本发明第二实施例的除冰系统基本类似于前两附图中所示的除冰系统，相似的标号代表相应的零件，只是百位上的数字为“2”。除冰系统包括附装于机翼203上的除冰组件200，该除冰组件包括设置在产生力和位移的装置即外皮挠曲装置上的挠曲壳101。耐腐蚀材料外皮295，如钛箔，聚醚-醚-酮(PEEK)或聚氨酯喷镀或膜保护着挠曲壳201。可压缩区204位于机翼208的顶部298。挠曲壳201包括设置在底层215上的主层216。外皮挠曲装置202包括许多推斥电磁装置205-208及205-251。可用作产生力和位移装置的电磁装置的实例公开于美国专利第4，875，644号和第5，129，598号中，这两个专利本文引作参考文献。电路260通过线262向外皮挠曲装置202提供电能。
应当注意，本发明并不想局限产生力和位移装置的具体结构(例如产生力的元件的数量及其位置)，它们将根据每一具体应用场合而定。
虽然已结合实施例图示并描述了本发明，但是显然，本专业技术人员清楚，可对上述实施例作各种改进和增删，而并不超出本发明的范围。
权利要求
1.一种附装于机翼的除冰器，包括一个由丁腈酚醛树指增强的织物构成的主层；以及挠曲装置，用于使所述主层挠曲以便向主层上积累的冰层施加应变。
2.如权利要求1所述的除冰器，其特征在于所述织物由平衡结构的织物构成。
3.如权利要求1所述的除冰器，其特征在于所述织物由单向织物构成。
4.如权利要求1所述的除冰器，其特征在于所述织物由石墨纤维织物构成。
5.如权利要求1所述的除冰器，其特征在于所述织物由玻璃纤维织物构成。
6.如权利要求1所述的除冰器，其特征在于所述织物由凯夫拉尔织物构成。
7.如权利要求1所述的除冰器，其特征在于所述挠曲装置包括至少一个可膨胀件;以及使所述至少一个可膨胀件膨胀的装置。
8.如权利要求1所述的除冰器，其特征在于所述挠曲装置包括电磁分离装置，电磁分离装置具有被强制相互分离的第一和第二元件;以及电路装置，用于向所述电磁分离装置提供电流。
9.一种附装于机翼折除冰器，从顶面到底面包括一主层，由丁腈酚醛树脂增强的第一织物构成;一底层，由环氧树脂增强的第二织物构成;以及挠曲装置，用于使所述主层挠曲以便在积累于其上的冰层中施加应变。
10.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于所述第一织物由平衡结构织物构成。
11.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于所述第一织物由单向织物构成。
12.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于所述第一织物由石墨纤维织物构成。
13.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于所述第一织物由玻璃纤维织物构成。
14.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于所述第一织物由凯夫拉尔织物构成。
15.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于所述挠曲装置包括至少一个可膨胀件;以及用于使所述至少一个可膨胀件膨胀的装置。
16.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于所述挠曲装置包括电磁分离装置，具有被迫相互分离的第一和第二元件;以及电路装置，用于向所述电磁分离装置提供电流。
17.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于所述机翼具有变化的曲率，所述底层的厚度作为变化曲率的函数而变化。
18.如权利要求9所述的除冰器，其特征在于;所述机翼具有跨度方向长度，所述底层的厚度作为跨度方向长度的函数而变化。
19.一种制造除冰器的方法，包括以下步骤提供第一织物;用丁腈酚醛树脂增强所述第一织物;提供第二织物;用环氧树脂增强所述第二织物;将所述第一织物粘合于所述第二织物从而形成一个可挠曲的壳;以及将所述可挠曲的壳粘合于一挠曲装置。
20.如权利要求19所述的制造除冰器的方法，其特征在于所述第一织物由平衡结构织物构成。
21.如权利要求19所述的制造除冰器的方法，其特征在于所述第一织物由单向织物构成。
22.如权利要求19所述的制造除冰器的方法，其特征在于所述第一织物由石墨纤维织物构成。
23.如权利要求19所述的制造除冰器的方法，其特征在于;所述第一织物由玻璃纤维织成。
24.如权利要求19所述的制造除冰器的方法，其特征在于所述第一织物由凯夫拉尔纤维织成。
25.如权利要求19所述的制造除冰器的方法，其特征在于所述挠曲装置包括至少一个可膨胀件;以及用于使所述至少一个可膨胀件膨胀的装置。
26.如权利要求10所述的制造除冰器的方法，其特征在于所述挠曲装置包括电磁分离装置，具有被强制相互分离的第一和第二元件;以及电路装置，用于向所述电磁分离装置提供电流。
27.如权利要求19所述的制造除冰器的方法，其特征在于所述机翼具有曲率，该方法还包括下述步骤使所述底层的厚度作为机翼曲率的函数而变化。
28.如权利要求19所述的制造除冰器的方法，其特征在于所述机翼具有跨度方向长度，所述方法还包括下述步骤使所述底层厚度作为底层沿机翼跨度方向长度的位置的函数而变化。
29.一种复合材料，由丁腈酚醛树脂增强的高强度织物构成。
30.如权利要求29所述的复合材料，其特征在于所述高强度织物由石墨纤维织成。
31.如权利要求29所述的复合材料，其特征在于所述高强度织物由玻璃纤维织成。
32.如权利要求29所述的复合材料，其特征在于所述高强度织物由凯夫拉尔高强度织物构成。
33.如权利要求29所述的复合材料，其特征在于所述高强度织物由平衡结构织物构成。
34.如权利要求29所述的复合材料，其特征在于所述高强度织物由单向织物构成。
35.如权利要求29所述的复合材料，其特征在于所述高强度织物被用来制造机翼。
36.一种附装于机翼的除冰器，由顶面至底面包括由第一复合材料构成的主层;由第二复合材料构成的底层，所述底层的厚度作为机翼曲率的函数而变化;以及挠曲装置，用于使所述主层挠曲，以便在其上积累的冰层上施加应变。
37.如权利要求36所述的除冰器，其特征在于所述第一复合材料由丁腈酚醛树脂增强的织物构成。
38.如权利要求36所述的除冰器，其特征在于所述第二复合材料由环氧树脂增强的织物构成。
39.一种附装于机翼的除冰器，从顶面至底面包括由第一复合材料构成的主层;由第二复合材料构成的底层;以及挠曲装置，用于使所述主层挠曲，以便在其上积累的冰层中施加应变，其中所述底层的厚度作为在跨度方向与所述挠曲装置的距离的函数而变化。
40.如权利要求39所述的除冰器，其特征在于所述第一复合材料由丁腈酚醛树酯增强的织物构成。
41.如权利要求39所述的除冰器，其特征在于所述第二复合材料由环氧树脂增强的织物构成。
全文摘要
一种附装于机翼(99)的机翼除冰组件(101)包括设置在挠曲装置(102)上的挠曲壳(101)，该挠曲壳由主层(116)和底层(115)构成，主层由丁腈酚醛树脂增强的高强度织物构成，底层由环氧树脂增强的高强度织物构成。底层的厚度作为机翼曲率和机翼跨度方向长度的函数而变化。
文档编号B64D15/16GK1092366SQ9311568
公开日1994年9月21日 申请日期1993年12月28日 优先权日1992年12月30日
发明者理查德·劳伦斯·劳克豪斯三世, 凯文·李·莱弗 申请人:B.F.谷德里奇公司