用于除冰和/或避免结冰的装置、方法和轮廓体和飞行器的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及用于飞行器的除冰和/或避免结冰的装置，带有散热装置以用于将热散发至飞行器的表面区域处。此外，本发明涉及用于飞行器的、设有这种装置的流线型轮廓体，例如翼部或翼部的一部分、推进装置入口或尾翼的鳍状部(Fl0sse)。此外，本发明涉及带有这种装置和/或这种轮廓体的飞行器。最后，本发明涉及用于通过将热能引入至表面区域处为飞行器的表面区域除冰和/或避免在飞行器的表面区域处结冰的方法。
【背景技术】
[0002]当飞行器(例如飞机)飞行通过含有降温的小水滴的云或点滴/湿气会聚到降温的飞行器结构上时，冰形成在飞行器的暴露的部位处，例如翼部的前缘、尾翼、水平稳定器或推进装置入口。如果冰层生长，其在相关的表面上妨碍空气流。如果层足够大，对于飞行器来说例如可出现承载问题或操纵问题。
[0003]已经在飞行器中使用冰防护系统，以便避免这样的结冰。大多数的冰防护系统构造为用于避免结冰的防冰系统。为此通常设置有集成结构的加热系统。在结冰条件下飞行期间，翼部边缘例如利用热的支流空气或压缩引气(所谓的bleed air)或通过在翼部边缘中的电加热部来加热。此外，特别在更小的飞机中使用气动运行的除冰装置，其以规则的间隔为集成在翼部前缘处的橡胶垫或橡胶管充气，由此实现积聚的冰的脱落。
[0004]在此，传统的除冰措施与在飞行期间的很高的能量消耗相联系。针对大约12m2至15m2的待除冰的面积，关于用于从飞行器的表面清除冰的能量消耗，出现大约240kW至260kW的支流空气功率或大约130kW至150kW的电加热功率。在支流空气的情况下，在电加热时该数据相应于大约18.5kW/m2或大约10kW/m2的面功率。
[0005]用于除去在飞行期间在有流线型效果的表面上的积冰的已知的系统或装置通常可分成气动的除冰系统、热力的除冰系统和机械的除冰系统。由此在文献EP O 658 478 BI中已知用于在飞行器处进行表面的气动除冰的装置。由文献US 6 702 233 BI已知用于在使用来自推进装置的热的支流空气的情况下在飞行器的表面区域处进行除冰或避免结冰的装置。
[0006]由文献DE 10 2010 045 450 B4已知用于通过利用激光辐射表面区域对飞行器的表面区域进行除冰的组件。
[0007]在使用电加热元件的情况下，用于除冰和/或避免结冰的其他的装置使用热力的除冰部。尤其已知基于通过电热的加热垫的大面积的供热防止翼部轮廓的表面的结冰。在文献EP I 017 580 BI中说明了用于这样的热力的除冰系统的示例。
[0008]下面借助在附图6和7中的图示进一步阐述用于为飞行器除冰和/或避免结冰的这种已知的装置的作用原理，该装置具有附上的权利要求1的前序部分的特征。
[0009]图6和7显示了流线型轮廓体108，例如构造为飞机的飞行器的翼部，其带有用于除冰和/或避免结冰的已知的装置100，装置100设有散热装置102以用于将热散发到飞行器106的表面区域104处。散热装置102具有大面积地布置在表面区域104处的加热垫110，其将整个表面区域104加热。因此例如可将围绕前缘112或停滞线114的整个表面区域104的冰清除。
[0010]图6作为用于除冰和/或避免结冰的已知的装置100的示例显示了全蒸发式运行的电热除冰系统116的原理图，除冰系统116在翼部的前缘112的区域中设有加热垫110以用于大面积地且完全防止由于击中在翼部轮廓的表面上的水滴的积冰。
[0011]基于通过电热加热垫110的大面积的供热可在以下的两者可能性方面防止翼部轮廓的表面的结冰。在此，以此为出发点，即，电热式除冰系统116持续运行:
?如在图6中示出的那样，击中在翼部轮廓-轮廓体108 -上的水滴在全蒸发的除冰模式中完全蒸发；
?如在图7中示出的那样，通过“湿式运行(Running-wet) ”除冰模式防止变成积冰的水滴附着和凝结在轮廓体108的轮廓的前缘112处。前缘112的表面温度(其由借助于除冰模式的加热产生)低于在全蒸发的除冰模式中的表面温度。由此防止变成冰的击中的水滴首先凝结在已加热的翼部前缘112处。水滴沿着轮廓体108的翼部轮廓朝轮廓后缘的方向上行进且在翼部轮廓上的不那么重要的未加热的区域中凝结成冰118。
[0012]因此，在已知的电热式除冰系统116中，必须或者使用非常高的能量，以便实施全蒸发的除冰模式，或者在更低的能量使用的情况下在不那么重要的未加热的区域中出现结冰。
[0013]此外，还已知用于除冰和/或避免结冰的这样的装置，且作为混合式装置利用用于除冰的多种可能性，例如尤其使用热能和机械的变形。由以下引文已知已知的混合式除冰系统的示例:
? G.Fortin、M.Adomou> J.Perron 的文献“Experimental Study of HybridAnt1-1cing Systems Combining Thermoelectric and Hydrophobic Coatings, SAEInternat1nal, ffarrendale, Pa, 2011”:该出版物研宄结合斥冰的表面涂层的电热式防结冰系统以用于在除冰时降低能量需要。在该系统中大面积地进行供热，以便保护与冰生长相关的所有的表面。因此，该系统的缺点是这样的事实，即，由于需大面积地安装的防结冰系统的持续的运行而在整个翼部前缘的区域中出现原则上很高的能量消耗；
?文献 US 5 921 502 和 US 2012/0091276 Al 以及 K.Al-Khalil、T.Ferguson, D.Phillips 的文献“A Hybrid Ant1-1cing Ice Protect1n System, AIAA97-0302 (1997)，，:该出版物研宄Cox & Company股份有限公司的混合式除冰系统，其由热力的“湿式运行”防结冰子系统以及基于排出电的执行器(EMEDS)的子系统组成。热力的子系统在翼部前缘处以大面积的方式或者部分地或完全覆盖点滴冲击的区域。因此，对于热力的子系统来说可引起这样的缺点，即，必须对翼部轮廓区域的相对很大的面积部分进行加热，以便进一步顺流而下地运输水滴。在此，凝结成积冰的点滴于是可借助于EMEDS执行器周期性地除去。此外，已知的混合式系统的其他缺点是EMEDS执行器的尺寸。利用EMEDS执行器实现的除冰系统特别不利地作用于与飞行器的其他的系统和构件的电磁相容性，因为为了执行器的脉冲触发而短时间地需要非常高的电流。此外，短时间地需要的非常高的电流需要所谓的“Energy Storage Bank (ESB,蓄能库)”，其重量极其不利地作用于待除冰的飞行器；
?同样在由文献US 6 283 411 BI已知的除冰系统中组合大面积的热力的加热部与体积大且很重的机械式执行器。
[0014]此外，关于工艺背景参考以下文献[I]和[2]:
[1]K.Al-KhaliI, Effect of Mixed Icing Condit1ns on Thermal IceProtect1n Sys-tems, [April 15, 2013], http://www.coxandc0.com/files/pdf/FAA-D9688.pdf.[2]K.Al-Khalil, Thermo-Mechanical Expuls1n Deicing System - TMEDS,[April 15, 2013], http://www.coxandc0.com/files/pdf/AIAA-2007-0692.pdf。
[0015]通常，在所有已知的系统中，必需相当高的能量使用以用于除冰或避免结冰。
【发明内容】
[0016]因此，本发明的目的在于提供一种用于除冰和/或避免结冰的装置和方法，借此以更低的能量消耗实现除冰和/或避免结冰。
[0017]根据一方面，本发明提出带有权利要求1的特征的装置。设有这种装置的流线型轮廓体(例如飞行器的机翼或鳍状部或推进装置入口的一部分)以及设有这种装置或这种轮廓体的飞行器为从属权利要求的对象。
[0018]根据另一方面，本发明提出了用于利用其他的从属权利要求的步骤为飞行器除冰和/或避免飞行器结冰的方法。
[0019]本发明的有利的设计方案为从属权利要求的对象。
[0020]本发明的一优点是，提供一种装置和方法以用于通过在限定的表面区域处有针对性地引入热能对飞行器的表面区域进行除冰和/或避免在飞行器的表面区域处结冰。
[0021]本发明的优选的设计方案的一特别的优点是提供一种用于除冰和/或避免结冰的装置和方法，借此实现除冰和/或避免结冰，其保证飞行器的除冰装置和系统的电磁的相容性。这种设计方案相对于已知的系统的一重要的优点是，在没有用于脉冲触发的短时间地高的电流的情况下应付得了待除冰的轮廓体的表面。
[0022]根据第一方面，本发明提供了用于为飞行器除冰和/或避免飞行器结冰的装置，带有散热装置以用于将热有针对性地散发至飞行器的限定的表面区域处，其中，为了在积累在表面区域上的冰中产生应断部位或应断线，散热装置构造成线状散热。
[0023]优选地，散热装置如此构造，即，其在带有在0.2mm至4mm (优选0.5mm至1.5mm，且最优选地大约1.0mm或大约0.8mm)的范围中或在大约0.8mm至大约1.0mm