或平行。
[0076]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。
[0077]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。
[0078]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。
[0079]传感器2是光学传感器，且是光纤型的，诸如W0-2004/110865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。
[0080]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 (传感器兀件)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W0-2004/110865中通常描述的。
[0081]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。
[0082]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。
[0083]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。
[0084]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。
[0085]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。
[0086]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。
[0087]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。
[0088]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。
[0089]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。
[0090]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。
[0091]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。
[0092]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。
[0093]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。
[0094]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。
[0095]图7是包含在飞机I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。
[0096]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。
[0097]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。
[0098]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。
[0099]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。
[0100]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。
[0101]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。
[0102]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。
[0103]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。
[0104]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。
[0105]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。
[0106]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?目息。
[0107]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。
[0108]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。
[0109]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