用于检测积冰的方法和设备与流程

本发明主题一般涉及用于检测积冰的方法和设备，并且更具体来说涉及用于检测或确定飞行器表面上的积冰的方法和设备。

背景技术：

飞行器结构例如发动机入口、机翼、控制表面、螺旋桨、增压器入口轮叶、入口机架等上形成冰对于现代飞行器来说是个问题。冰会增加重量、增大阻力并且损害翼型件、控制表面和入口的空气动力轮廓，而这些都会降低性能并且增加燃料消耗。此外，飞行器结构上形成的冰可能会脱落，因而提高对其他飞行器部分和发动机部件的风险。现代飞行器可以包括除冰或防冰检测系统，所述除冰或防冰检测系统使用热源或发热元件来向飞行器结构提供热量以融化或避免冰的形成。

技术实现要素：

在一个方面中，本公开涉及一种确定飞行器表面上的积冰的方法。所述方法包括：向加热元件提供已知电力，其中所述加热元件和温度传感器一体形成于贴片中，所述贴片形成所述飞行器的表面并且具有与所述贴片周围的表面一致的轮廓；在控制器模块中确定所述加热元件何时满足至少一个温度阈值；当确定所述加热元件已经满足所述至少一个温度阈值时，改变对所述加热元件的供电；通过传感器感测所述加热元件的热特征以限定感测所得热特征；在控制器模块中将所述感测所得热特征与阈值特征进行比较；在所述控制器模块中确定所述感测所得热特征是否满足所述阈值特征；通过所述控制器模块来当所述控制器模块确定所述感测所得热特征满足所述阈值热特征时，指示已确定积冰；以及基于所述指示改变飞行器系统的操作。

在另一方面中，本公开涉及一种用于确定飞行器的一部分上的积冰的系统，所述系统包括贴片，所述贴片形成所述飞行器的表面并且具有与所述贴片周围的表面一致的轮廓。所述贴片包括：发热表面，所述发热表面以热循环操作，所述热循环由所述发热表面在通电时产生热量的第一时间段以及所述发热表面在不通电时不产生热量的第二时间段限定；传感器，所述传感器适配成感测指示所述贴片位置处的积冰的热循环；以及控制器模块，所述控制器模块配置成将感测所得热循环与阈值热循环进行比较、确定所述感测所得热循环是否满足所述阈值热循环，并且当所述感测所得热循环满足所述阈值热循环时指示存在有利于结冰的条件。

技术方案1.一种用于确定飞行器表面上的积冰的方法，所述方法包括：

对加热元件提供已知电力，其中所述加热元件和温度传感器一体形成于贴片中，所述贴片形成所述飞行器的表面，并且具有与所述贴片周围的表面一致的轮廓；

在控制器模块中确定所述加热元件何时满足至少一个温度阈值；

当确定所述加热元件已经满足所述至少一个温度阈值时，改变对所述加热元件的供电；

通过传感器感测所述加热元件的热特征用以界定感测所得热特征；

在控制器模块中将所述感测所得热特征与阈值特征进行比较；

在所述控制器模块中确定所述感测所得热特征是否满足所述阈值特征；

通过所述控制器模块来在所述控制器模块确定所述感测所得热特征满足所述阈值热特征时，指示已确定积冰；以及

基于所述指示改变飞行器系统的操作。

技术方案2.根据技术方案1所述的方法，其中所述比较包括将所述感测所得热特征的变化率与所述阈值特征的变化率进行比较。

技术方案3.根据技术方案1所述的方法，其中所述比较进一步包括反复地将所述感测所得热特征与所述阈值特征进行比较。

技术方案4.根据技术方案1所述的方法，其中所述提供电力包括提供电力直到所述加热元件已经满足第一温度阈值和第二温度阈值这两者。

技术方案5.根据技术方案1所述的方法，其中指示包括在所述飞行器内的显示器上提供指示。

技术方案6.根据技术方案1所述的方法，其中所述指示包括以飞行计划修改的形式提供所述系统的操作的改变，并且其中所述改变包括修改飞行计划。

技术方案7.根据技术方案1所述的方法，其中所述指示进一步包括向除冰系统提供指示，并且其中所述改变包括响应于所述指示自动操作所述除冰系统。

技术方案8.根据技术方案1所述的方法，其中所述贴片包括分层贴片，所述分层贴片包括设有所述传感器的传感器层、设有所述加热元件的发热层，以及至少一个绝缘层。

技术方案9.根据技术方案8所述的方法，其中所述贴片包括多个绝缘层，所述多个绝缘层中的至少一者包括电热绝缘层。

技术方案10.根据技术方案9所述的方法，其中所述分层贴片包括位于所述发热层的第一侧上的第一传感器层以及位于所述发热层的第二侧上的第二传感器层。

技术方案11.根据技术方案1所述的方法，其中所述贴片包括分层贴片，所述分层贴片包括：电热绝缘层，所述电热绝缘层具有邻近所述飞行器的一部分的第一侧；发热层，所述发热层包括邻近所述电热绝缘层的第二侧的所述加热元件；以及邻近所述加热元件的电绝缘层，所述传感器定位成邻近所述电绝缘层或所述电绝缘层内。

技术方案12.根据技术方案11所述的方法，其中所述贴片进一步包括导热层，所述导热层邻近所述电绝缘层并且形成所述飞行器的所述表面。

技术方案13.一种确定飞行器的一部分上的积冰的系统，所述系统包括：

贴片，所述贴片形成所述飞行器的表面，并且具有与所述贴片周围的表面一致的轮廓，所述贴片包括：

发热表面，所述发热表面以热循环的方式运作，所述热循环由所述发热表面在通电时产生热量的第一时间段以及所述发热表面在不通电时不产生热量的第二时间段限定；

传感器，所述传感器适配成感测指示所述贴片位置处积冰的热循环；以及

控制器模块，所述控制器模块配置成将感测所得的热循环与阈值热循环进行比较，确定所述感测所得的热循环是否满足所述阈值热循环，并且当所述感测所得的热循环满足所述阈值热循环时指示存在有利于结冰的条件。

技术方案14.根据技术方案13所述的系统，其中所述系统进一步包括可操作地连接到所述控制器模块的多个贴片。

技术方案15.根据技术方案13所述的系统，其中所述飞行器的所述部分是机翼或者发动机入口管道中的一者。

技术方案16.根据技术方案13所述的系统，其中所述控制器模块进一步配置成以下项中的至少一者：提供已经确定积冰的指示，或者改变所述飞行器内的系统的操作。

技术方案17.根据技术方案13所述的系统，其中所述贴片包括分层贴片，所述分层贴片包括设有所述传感器的传感器层、设有加热元件的发热层，以及至少一个绝缘层。

技术方案18.根据技术方案17所述的系统，其中所述至少一个绝缘层是电热绝缘层。

技术方案19.根据技术方案17所述的系统，其中所述分层贴片包括连接到所述发热层的第一传感器层以及连接到所述第一传感器层的第二传感器层。

技术方案20.根据技术方案13所述的系统，其中所述贴片包括分层贴片，所述分层贴片包括：电热绝缘层，所述电热绝缘层具有邻近所述飞行器的一部分的第一侧；发热层，所述发热层包括邻近所述电热绝缘层的第二侧的加热元件；邻近所述加热元件的电绝缘层，所述传感器定位成邻近所述电绝缘层或所述电绝缘层内；以及导热层，所述导热层邻近所述电绝缘层并且形成所述飞行器的所述表面。

附图说明

在附图中：

图1是根据本说明书所述各个方面的飞行器的自顶向下示意图。

图2是根据本说明书中所描述的各个方面的用于确定图1所示飞行器上的积冰的系统的示意图。

图3示出可以用于图2所示系统中的传感器贴片。

图4是图3所示传感器贴片的截面图。

图5示出曲线图，其中示出根据本说明书中所描述的各个方面的图2所示系统的操作。

图6示出另一个曲线图，其中示出根据本说明书中所描述的各个方面的图2所示系统的操作。

图7示出用于检测图1所示飞行器上积冰的存在的方法。

具体实施方式

本公开的方面可以在用于检测表面上的冰形成或积冰的任何环境、设备或方法中实施。本说明书中所描述的一个非限制示例性环境包括用于检测飞行器结构或壳体上的积冰的方法和系统。此外，本说明书中所描述的方法和系统可以在飞行或非飞行操作期间应用于飞行器。

本说明书中所用的“有利于冰形成的条件”可以包括允许、使得能够、有助于或可以表明能够、将要或者可能形成冰的环境条件。因此，“有利于冰形成的条件”不限于将形成冰的环境条件，而是可以包括可能形成冰的条件。有利于冰形成的条件可以基于相对、动态或静态条件或值。由于有利于冰形成的条件可以在宽范围高度和温度内发生，并且可以在几乎没有警告的情况下出现，因此尽快在所述条件下检测到积冰至关重要。

尽管将描述“一组”各种元件，但是应理解，“一组”可以包括任何数量的相应元件，包括仅一个元件。术语“近侧”或“近侧地”本身或者与其他部件相结合是指沿朝向参照点的方向移动，或者某个部件相对于另一个部件而言相对更靠近所述参照点。

同样如本说明书中所使用，尽管传感器可以描述成“感测”或“测量”相应值，但是感测或测量可以包括确定指示所述相关值或与所述相关值相关的值，而不是直接感测或测量所述值本身。感测值或测量值可以进一步提供给其他部件。例如，所述值可以提供给控制器模块或处理器，并且所述控制器模块或处理器可以对所述值执行处理，以确定表示所述值的代表值或电气特性。此外，尽管本说明书中可以使用术语例如“电压”、“电流”和“电力”，但是所属领域中的技术人员将显而易见地了解，这些术语在描述电路方面或者电路操作时可以是可互换的。

术语“满足”或“满足阈值”在本说明书中用于表示感测值等于阈值，或者大于或小于范围内的阈值(例如，在容差内)。应理解，所述确定可以易于改变以通过正/负比较或者真/假比较来满足。

连接性词语(例如，附接、联接、连接和接合)应从广义上解释，并且除非另作说明，否则可以包括一组元件之间的中间构件以及这些元件之间的相对移动。因此，所述连接词语不一定推断出两个元件彼此直接连接并且相对于彼此成固定关系。在非限制性示例中，连接或断开可以被选择性地配置成执行各个元件之间的电连接的提供、启用、禁用等。非限制示例性配电总线的连接或断开可以通过配置成接通或切断总线下游电气负载的开关、总线连接逻辑或者任何其他连接器来实现或操作。示例性附图仅用于说明的目的，并且附图所示的尺寸、位置、顺序和相对尺寸可以改变。

本说明书中所用的“系统”或“控制器模块”可以包括至少一个处理器和存储器，或者其他数字电子技术。所述存储器的非限制性示例可以包括随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、闪存或一种或多种不同类型的便携式电子存储器，例如磁盘、dvd、cd-rom等，或者这些类型存储器的任何适当组合。所述处理器可以配置成运行任何适当程序或可执行指令，所述程序或可执行指令设计成执行各种方法、功能、处理任务、计算等，以实现或完成本说明书中所述的技术操作或操作。所述程序可以包括计算机程序产品，所述计算机程序产品可以包括其上存储有机器可执行指令或数据结构的机器可读介质。所述机器可读介质可以是可以被通用或专用计算机或具有处理器的其他机器访问的任何可用介质。通常，所述计算机程序可以包括具有执行特定任务或实现特定抽象数据类型的技术效果的例程、程序、对象、组件、数据结构、算法等。此外，包括现场可编程门阵列(fpga)的可编程硬件还可以根据需要用在控制器模块中。

图1示出飞行器10的自顶向下示意图，所述飞行器包括能够检测积冰、冰形成或者冰的存在的结冰检测系统15。如图所示，飞行器10可以包括机翼11、第一发动机系统12和第二发动机系统14。飞行器10的非限制性方面可以包括更少个或额外的发动机系统。第一发动机系统12和第二发动机系统14可以大体上相同，并且图示成连接到机翼11。

结冰检测系统15还可以包括至少一个贴片或传感器贴片20，所述至少一个贴片或传感器贴片可操作地连接到飞行器表面21并且形成为飞行器表面21的轮廓。在图示的示例中，一组传感器贴片20图示成在各种飞行器表面21上围绕飞行器10间隔开，包括在机翼11的前缘上或者在发动机系统12、14上。所述一组贴片20或其任何子集可以通过电线网络22可操作地或以其他方式通信地连接。

飞行器10或结冰检测系统15的非限制性方面可以进一步包括具有电源25、处理器26和存储器28的控制器模块24，所述控制器模块例如通过电线22可操作地与一组贴片20中的一个或多个贴片等连接。尽管控制器模块24出于简洁和易于理解的目的图示成与电线22连接，但是可以包括本公开的非限制性方面，其中控制器模块24通过单独的连接器例如导电布线或通信总线与结冰检测系统15以通信方式连接。控制器模块24的示例可以包括操作飞行器10的计算机、系统、子系统等。控制器模块24可以进一步与能够被飞行员、副驾驶员等查看的至少一个显示器30以通信方式连接。显示器30的非限制性示例可以是任何种类的指示器或指示装置，包括飞行显示器、监测器、基于计算机的屏幕、发光二极管(led)、灯泡或其组合。

飞行器10的一个非限制性示例可以包括基于电力的加热系统(未图示)。在此示例中，飞行器10可以包括适配或配置成提供电力源或电力的发电机系统、电存储装置(例如，电池、超级电容器、燃料电池等)、可再生能源(例如，太阳能电池、风力涡轮发电机等)等。在此意义上，整个飞行器(未示出)中的热通道可以是导电通路，例如母排、输电线等，并且配电节点或开关元件(未图示)可以启用或禁用从电源向飞行器的各种表面，包括一个或多个贴片20所在的表面的供电。

飞行器10的另一个非限制性示例可以包括基于流体的加热系统(未图示)，例如使用来自第一发动机系统12或第二发动机系统14中的至少一者的热压缩空气的加热系统。所述热压缩空气通常称为放气(bleedair)。所述放气可以在发动机核心的任何适当部分，包括但不限于一个或多个压缩机部分中的一个压缩机部分或者一个或多个涡轮部分中的一个涡轮部分处从第一发动机系统12或第二发动机系统14中的至少一者的放气口抽出。因此，在本示例中，所述放气系统可以在需要时和需要情况下通过流体管道型通道(未图示)传送热气体并且将所述放气输送到飞行器的各种表面，包括一个或多个贴片20所在的表面。在进一步非限制性示例中，可以包括喷嘴以将所述热放气引导到飞行器10的任何适当部分以融化或防止冰的形成。

应理解，尽管本公开的方面在图1中在飞行器环境中示出，但是本公开不限于此，并且普遍适用于非飞行器应用中的结冰检测系统，例如其他移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。应理解，本公开的图示方面仅是飞行器的一个非限制性示例，并且除了图示的之外，本公开还预期存在许多其他可能的方面和配置。

此外，图1所示各种部件的数量和布置也是与本公开相关联的方面的非限制性示例。例如，尽管已经采用飞行器的相对位置示出各种部件，但是本公开的方面并不限于此，并且部件不限于它们的示意性图示。例如，特定飞行器表面可以包括但不限于机翼的一部分、翼型件、入口管道、机身、机舱等。在另一个非限制性示例中，飞行器表面可以包括传感器的感测区域、表面区域的贴片、表面或飞行器部件的代表性位置(例如，表示机翼、机身等)或者通常遭受结冰条件影响的受保护表面。所述飞行器表面可以包括例如飞行器的外表面(例如，如果外表面的热性质使得所述热时间约束短、表面温度快速变化，或者其组合)，或者飞行器表面可以代表直接整合到空气流或环境中的传感器，例如发动机入口中的温度传感器。

图2示出图1所示飞行器10和结冰检测系统15的一部分的示意图。结冰检测系统15能够检测传感器贴片20之上或上方的积冰或冰形成。如图所示，贴片20固定到或以其他方式可操作地连接到飞行器10的机翼11的表面。贴片20例如通过图1中所示的电线22与控制器模块24以通信方式连接。加热元件32图示成包括在传感器贴片20中。应理解，加热元件32可以是任何适当的加热元件，包括电阻元件。通过这种方式，控制器模块24可以与传感器贴片20和加热元件32以通信方式连接(通过虚线)并且可操作以可控制地实现、激发或以其他方式控制加热元件32的发热。

传感器贴片20还可以包括传感器40，所述传感器可以是能够感测指示热循环或热循环周期的温度或值的任何类型的传感器，包括热敏电阻或热电偶。在本公开的另一个非限制性方面中，未配备结冰检测系统15或未配备防冰系统的飞行器仍然可以包括传感器40或者另一种发热元件例如加热元件32；其中所述传感器适配成、可操作地或使得能够感测指示传感器40本身的热循环或热循环周期的值，并且其中所述另一种发热元件适配成对传感器40或传感器贴片20的至少一部分进行加热或加温，以使得传感器40可以获得适当或准确的传感器读数或测量值。传感器40可以配置成感测或测量温度、加热或热循环或热循环周期，包括加热循环(例如，温度上升时间段)、冷却循环(例如，温度降低时间段，例如在加热循环之后)，加热或冷却循环中的上升或降低速率(例如变化率)，或它们的任何组合。传感器40可以进一步适配成向控制器模块24提供热循环或热循环周期的感测或测量，所述控制器模块可以例如记录、记入日志或以其他方式确定与一段时间内的感测值相关的信息或数据。

现在参见图3，其中示出飞行器10的一部分，其中传感器贴片20沿机翼11定位。可以设想，在非限制性示例中，传感器贴片20可以嵌入机翼11内并且以同等轮廓形成于所述机翼之上，使得传感器贴片20的轮廓形成机翼11的表面11s或可以设置传感器贴片20的任何其他飞行器表面21。在飞行器10的操作和向前运动期间，空气流过机翼11。气流48图示成围绕机翼11移动；应理解，传感器贴片20的尺寸和/或高度出于清楚起见已做放大处理，并且外部气流48通常不受飞行器10上存在传感器贴片20的影响。在一个示例中，传感器贴片20的总厚度可以是约1英寸，应理解，结冰检测系统15中也可以使用其他贴片厚度。此外，电线22可以从机翼11延伸到传感器贴片20；在非限制性示例中，布线22可以在外部通到机翼11，或者布线22可以在内部穿过机翼11到达贴片20，而不会显著暴露于外部气流48中。

转到图4，其中示出传感器贴片20的截面图。可以设想，贴片20可以根据需要具有分层配置，包括多个绝缘层。在非限制性示例中，已经示出分层贴片20，所述分层贴片具有电热绝热层51、发热层52以及包括传感器40的传感器层53。尽管这些层图示成具有相对于彼此的相对厚度，但是应理解，这仅仅是示例性的，不以任何方式做出限定。通过这种方式，加热元件32和温度传感器40可以一体形成于传感器贴片20中。

电热绝缘层51可以包括第一侧51a和第二侧51b，其中第一侧51a可以定位成邻近飞行器10的一部分，此部分图示成机翼11的凹面11r。电热绝缘层51可以包括适于在传感器40环境中实现电绝缘和热绝缘的任何材料，包括电介质例如陶瓷或玻璃纤维。

发热层52在图2的示意图中可以包括至少一个加热元件，例如加热元件32，所述加热元件的非限制性示例包括散布在整个层52中的离散电阻加热元件32，或者采用蛇形或编织布置的连续电阻加热元件32，其中对加热元件32的供电可以产生热量。发热层52还可以包括第一侧52a和第二侧52b，其中发热层52的第一侧52a可以连接到电热绝缘层51的第二侧51b，如图所示。通过这种方式，机翼11的表面11s可以至少部分地与加热元件32的直接加热效应隔离，此直接加热效应可能影响在飞行器10的操作或寿命期间的材料耐久性或性能。

传感器层53图示成包括第一电绝缘层54和第二电绝缘层55以及传感器40。传感器40可以配置成感测或检测温度并且可以例如通过嵌入电绝缘层54、55内或者它们之间而包括在传感器层53中。通过这种方式，第一电绝缘层54和第二电绝缘层55可以视作“第一传感器层和第二传感器层”，其中的一者或这两者可以至少部分地包括传感器40。可以进一步设想，在非限制性示例中，可以使用其内嵌入有温度传感器的单个“传感器层”或电绝缘层，或者温度传感器可以定位成邻近电绝缘层。图4中的示例示出，第一电绝缘层54可以定位成邻近发热层52的第二侧52b，并且第二电绝缘层55可以连接到上述其中嵌入有温度传感器40的第一电绝缘层54。此外，各种材料例如陶瓷、塑料或玻璃纤维也可以以适用于飞行器表面21(图1)环境的方式包括在第一电绝缘层54和第二电绝缘层55中。

温度传感器40可以进一步包括电线束57，所述电线束包括至少一个电线，并且图示成具有第一电线接头57a和第二电线接头57b。电线接头57a、57b可以连接到图1所示的电线22，以在温度传感器40与结冰检测系统15中的其他预期部件例如控制器模块24之间发送数据、电力或其他信号。在图4所示的示例中，电线束57可以在两个相邻层例如发热层52与电热绝缘层51之间从温度传感器40延伸到机翼11中，以与其中的其他部件连接。可以设想，在非限制性示例中，电线束57可以指向传感器贴片20的一端并且在外部接线到机翼11。

图示成导热防侵蚀屏蔽件的导热层58可以连接到第二电绝缘层55并且形成贴片20的最外层，从而形成飞行器10的表面21，同时被机翼表面11s包围，例如与其齐平。导热层58可以包括任何适当的导电材料例如铝，并且以这种方式，温度传感器40可以通过流过贴片20的空气，如图3中所示经由外部气流48来冷却。

在操作期间并且总体来说，可以选择性地向加热元件32提供已知电力，同时传感器40可以感测或测量指示热循环周期的值，如下文在图5到图7中进一步详细解释。所述指示热循环周期的值可以包括在热活性或加热增加的时间段、热活性或冷却减少的时间段或其组合中的一者内的功率值、温度值等。响应于接收或获得与热循环周期相关的感测值或测得值，控制器模块24可以将热循环周期与阈值热循环周期进行比较。在一个非限制性示例中，阈值热循环周期可以包括从经验数据或已知热循环周期导出或确定的数据、数据范围、加热或冷却时间段，其变化率等。在本公开的另一方面中，可以预先确定阈值热循环周期。在本公开的又一个非限制性方面中，控制器模块24可以与另一个飞行器计算机系统例如全权数字发动机控制器(fadec)、数字计算机、飞行计算机、发动机控制单元等以通信方式连接，并且从其接收数据。

可以影响指示积冰或冰形成的阈值热循环周期的非限制性因素可以包括空速、气流冲击角度(也称为“迎角”)、空气或环境温度(例如，相对于飞行器或贴片20)、环境空气密度、环境湿度、环境液态水含量等，或其组合。所述阈值热循环周期也可以受静态因素影响或基于静态因素，包括但不限于与结冰检测系统15或加热元件32相关联的贴片20的表面积，飞行器表面21的空气动力形状，内部热泄漏，或者传感器贴片20的位置、定向或安装方面等。

在本公开的另一个非限制性方面中，在检测到贴片20上的积冰时，控制器模块24可以操作、可操作地控制或启用加热元件32的操作。控制器模块24可以在贴片20处可操作地产生足够热量以融化或以其他方式处置可能积聚的冰。在另一个非限制性示例中，控制器模块24可以操作加热元件32的特有加热循环以增加发热速率，或者将贴片20的温度升高到阈值热度(heatlevel)，使得冰形成检测系统和方法可以继续操作。

在本公开的又一个非限制性方面中，在检测到积冰时，控制器模块24可以在一个示例中经由显示器30提供指示，或者操作另一个飞行器系统(未图示)以改变当前的飞行器飞行计划、航向、方向等，以去除积聚的冰。例如，所述指示可以包括对飞行员或副驾驶员改变或修改飞行计划的建议，或者可以指示飞行器的另一个系统或子系统创建修改后的飞行计划以供飞行员或副驾驶员审查。此外，控制器模块24还可以响应于检测到贴片20上存在冰而激活除冰系统、冰脱落操作等。

在此意义上，结冰检测系统15可以通过对感测所得或测得热循环周期，或者例如其变化率进行感测，并且将其与阈值热循环周期(或其变化率)进行比较来可操作地检测结构上冰的形成，并且确定是否已经发生冰形成。可以包括非限制性方面，其中结冰检测系统进一步响应于冰形成的确定或预测而采用或操作防冰或除冰策略。防冰或除冰策略的非限制性示例可以包括操作加热元件32更长时间段，从而达到更高加热或温度设定点等。

图5是曲线图60，其中示出传感器贴片20在操作中的示例性热循环。尽管向加热元件32(图2)供应已知电力，其中在一个非限制性示例中，此已知电力为3瓦/平方英寸发热层52，但是将记录一段时间内的感测值，这些值将图示成感测所得温度62，从而形成指示不存在积冰的热循环周期64。热循环周期64可以包括由感测所得温度62从局部最小值l1升高到局部最大值l2指示的加热时间段64h。在图示的示例中，在加热时间段64h期间，感测所得温度62可以始于高于环境空气温度(也称为“环境温度以上”)5℃的l1处，以递减速率(例如，“拉平”)增加，直到在时间ta处达到高于环境温度15℃的局部最大值l2，从而形成表示不存在积冰的加热阈值特征66。在一个示例中，ta表示约7秒的持续时间，并且加热时间段64h可以使用其他持续时间。可以认识到，感测所得温度62的上升可能是由于传感器贴片20中的发热层52的操作而发生的。

应理解，l1和l2可以定义加热元件32的温度阈值，其中控制器模块24可以在监测温度传感器40的同时确定加热元件32已满足温度阈值l1或l2中的至少一者，并且所述监测可以是连续的，或者可以根据需要以不连续时间间隔例如每0.25秒执行。

所述一组热循环周期64还可以包括冷却时间段64c，其中感测所得温度62可以从局部最大值l2下降到局部最小值l1。在图示的示例中，在冷却时间段64c期间，感测所得温度62可以在l2，例如环境温度以上15℃处开始，以递减速率(例如，“拉平”)降低，直到在时间tb处达到l1，例如环境温度以上5℃，从而形成表示不存在积冰的冷却阈值特征68。在非限制性示例中，时间tb表示ta两倍的持续时间，其中加热时间段64h和冷却时间段64c可以具有相等持续时间。应理解，加热时间段64h和冷却时间段64c可以在任何预期时间间隔上执行，并且可以不具有相等的持续时间。此外，时间tb可以表示用作单个组合时间间隔的一组热循环周期64的组合时间，例如，在非限制性示例中为15秒。可以进一步认识到，感测所得温度62的下降可以是由于发热层52或加热元件32的不工作而发生的，其中飞行器表面被环境冷却。

可以理解，可以重复热循环周期64，包括在加热时间段64h和冷却时间段64c之间交替。此外，当结冰检测系统15处于使用状态时，发热层52的操作可以使传感器40检测到温度的升高，而流过导热层58的空气可以起到减慢温度传感器40所检测到的温度升高速率的作用。这些动作可以产生图5的示例中所示的加热却阈值特征66或冷却阈值特征68，其中可以记录和存储加热时间段64h或冷却时段64c期间的曲线形状或分布以供控制器模块24进行比较。可以认识到，各种因素例如空速和环境空气温度可以影响加热阈值特征66或冷却阈值特征68。在一个非限制性示例中，由于冷却效应的增加，因此在加热时间段64h内，空速的增大可以致使温度升高速率放缓；在另一个非限制性示例中，由于来自周围空气的冷却效率较低，因此在冷却时间段64c期间，环境温度的升高可以致使温度降低的速度放缓。

可以进一步认识到，控制器模块24可以计算由于对加热元件32的已知供电所引起的从l1升高到l2的预期时间，以及当加热元件32不工作时从l2下降到l1的预期时间。所述上升和下降时间可以基于空速、环境温度或其他外部操作因素；尽管图5的示例中预期使用7秒，但是也可以适当地使用其他持续时间。此外，控制器模块24可以调节对加热元件32的供电，以便在预期时间间隔内调节l1与l2之间的升高或下降时间。

总体来说，图6示出来自温度传感器40的感测所得温度70，其中记录在飞行器10工作时一组时间段t1、t2、t3、t4、t5上的所述感测所得温度。在所述时间段中的至少一些时间段期间，飞行器暴露于有利于形成冰的条件下，并且因此产生的积冰可以通过结冰检测系统15来感测。此外，感测所得温度70可以用于定义感测所得热特征80，所述热特征可以包括个体温度、温度范围、温度变化率或其组合。此外，l1和l2将用于表示示例性局部最小温度值和局部最大温度值，例如，分别为环境温度以上5℃和环境温度以上15℃，其中应理解，l1和l2可以使用任何预期温度。应理解，图6中所示的时间段各自旨在示出本公开的示例性方面，并且本说明书中所描述的持续时间、顺序或特征可以改变。

在第一时间段t1期间，已知电力被供应到发热层52中的加热元件32，并且感测所得温度70在第一时间段t1，例如7秒或者与图5中的加热时间段64h期间所使用时间类似的时间期间始于l1处并且结束于预期最大温度值l2以下。结果，与图5的加热阈值特征66相比，温度传感器40从起始温度l1到达温度l2所花费的时间更长。这可能是由于有利于结冰的条件，例如暴露于贴片20和传感器40的环境中的液态水含量增加。在一个非限制性示例中，所述环境中液态水含量的增加可以导致所述环境中的比热容升高或增大，因而致使将传感器40的温度升高到预期值l2所需的热能量增加。

在第二时间段t2期间，观测到感测所得温度70突然升高，在第二时间段t2内增加到局部最大值l2以上，而对加热元件32供应的已知电力与第一时间段t1中相同。所述突然升高可以是线性的或非线性的，并且如本说明书中所使用的“突然升高”或“突然增加”指的是感测所得温度70的平均变化率大于第一时间段t1中或加热阈值特征66中的平均变化率。感测所得温度70的突然升高可以是由于贴片20的至少一部分上存在冰引起的。可以认识到，当发热层52处于工作状态时，贴片20上的固态冰可以降低外部气流48(图3)在贴片20上的冷却效率，从而导致与第一时间间隔t1或加热阈值特征66中的平均升高速率相比，传感器40所感测所得温度升高速率增大。通过这种方式，与加热阈值特征66相比，感测所得温度70的突然增加可以指示飞行器表面21上存在冰形成。

控制器模块24可以检测到感测所得温度70在第二时间段t2内突然增加；在此检测之后，控制器模块24可以指示已经确定或检测到积冰。可以设想，所述指示可以针对感测所得温度70在任何预期时间间隔的时间段内突然增加而发生。在一个示例中，t2可以是1秒，以便控制器模块24指示积冰；在另一个示例中，t2可以是5秒或更高值，以减小虚假检测到积冰的可能性。所述指示可以发送到飞行器内的显示器30(图1)，或者发送到另一个计算机模块(未图示)，或者发送到飞行器内的防冰或除冰系统。在一个示例中，在检测到积冰之后，控制器模块24可以增加对发热层52的供电，以用作飞行器表面21的防冰措施。在另一个示例中，控制器模块24可以响应于检测到积冰而改变或修改飞行计划，并且所述飞行计划可以自动执行或呈现给飞行员以进行验证。

可以认识到，本公开精神内的其他示例预期用于结冰检测系统15中。

在第三时间段t3期间，感测所得温度70可以是恒定或几乎恒定的，同时向发热层52供应已知电力。第三时间段t3可以是任何持续时间，例如5秒到15秒，或者60秒或更长时间。在此示例中，感测所得温度70恒定可以归因于积冰已经部分融化，使得积冰与贴片20的外部之间形成一层液态水。可以认识到，发热层52的工作可以使直接邻近贴片20的积冰部分融化，并且可以产生一种平衡，其中由发热层52输出的热量转为融化积冰，以便其通过外部气流48从贴片20上脱落。此外，控制器模块24可以通过感测所得温度70在时间段t3内的变化率不变或者几乎不变来检测几乎恒定的感测所得温度。由此，控制器模块24可以确定传感器贴片20上存在积冰，并且所述积冰正处于融化过程中。如上所述，积冰的指示可以发送到图1所示的显示器30或另一个计算机模块(未图示)。

在第四时间间隔t4期间，感测所得温度70图示成在向发热层52供电的同时，在第四时间段t4上突然降低。本说明书中所使用的“突然降低”或“快速降低”指的是与图5所示的冷却阈值特征68中的平均降低速率相比，感测所得温度70的降低速率更大。应理解，时间段t4可以表示任何持续时间，例如5秒到10秒。当积冰的整个体积融化并且所产生的液态水脱落时，即使当加热元件32处于工作状态时，流过贴片20的外部气流48也可以再次作用于冷却传感器贴片20，因此可能导致温度突然下降。在图6的示例中，控制器模块24可以在感测所得温度70在时间间隔t3期间恒定的时间段之后检测到感测所得温度70快速降低，并且确定在一开始确定检测到积冰之后，飞行器表面21上不再存在任何冰残留。控制器模块24还可以停止发热层52的操作，向飞行员或其他航空电子系统提供指示，或者根据需要修改飞行计划。在第四时间间隔t4中，控制器模块24等待感测所得温度70下降到第一温度值l1，例如环境温度以上5℃，然后再实施下一个预期热循环。

在第五时间段t5期间，控制器模块24可以在没有残留的冰并且感测所得温度70开始于局部最小值l1之后实施热循环周期。在第五时间段t5期间，在一个示例中此第五时间段的持续时间为5秒到15秒，发热层52以与图5中所描述的加热时间段64h类似的方式操作，并且感测所得温度70在预期时间段内升高到局部最大值l2。

在图6的示例中示出的时间段t2、t3、t4可以共同地指示积冰的存在，包括其形成、融化或脱落的各个阶段。作为一组，示例性的感测所得温度70可以形成表示整个过程的另一个特征，例如，从冰形成的开始阶段到冰脱落的最后阶段。任何个体阶段例如t2、t3或t4可以指示传感器贴片20上冰的存在，并且感测所得温度70的变化率可以向控制器模块24(图2)提供关于贴片20上冰的阶段、性状或冰量的信息。应认识到，感测所得温度70可以具有本说明书中未示出的其他曲线图，并且飞行器10的操作期间还可以使用或观测到示例性曲线图的组合，例如以形成其他参照特征以便进行比较。

转到图7，其中示出确定飞行器表面上积冰的存在的方法1000。在1002中，可以向传感器贴片20内的加热元件32提供已知电力，其中加热元件32和温度传感器40一体形成于位于飞行器表面例如机翼表面11s上的传感器贴片20中，并且传感器贴片20的轮廓可以形成为在空气动力学上与机翼表面11s一致。在1004中，控制器模块24可以监测温度传感器40并且确定加热元件32何时满足至少一个温度阈值，例如阈值水平l1或l2。满足至少一个温度阈值之后，可以在1006中改变对加热元件32的供电，包括依据处于第三时间段t3中而增加供电，或者依据处于冷却时间段64c中而不向加热元件32供电，同时控制器模块24可以连续地或周期性地监测温度传感器40或以其他方式从所述温度传感器接收信息。

应理解，在非限制性示例中，温度传感器40可以感测加热元件32的热特征80，所述热特征可以包括单个温度、温度集合或范围，或者感测所得温度的变化率。在1008中，控制器模块24可以将感测所得热特征80与阈值特征进行比较，所述阈值特征包括加热阈值特征66或冷却阈值特征68或这两者，并且确定所述感测所得热特征80是否满足阈值特征。在1010中，控制器模块24可以使用所述比较来确定传感器贴片20上积冰的存在，并且控制器模块24可以当所述感测所得热特征80满足阈值热特征时，例如处于第三时间段t3中时指示已经确定积冰，其中感测所得温度恒定用于指示存在处于融化过程中的冰。积冰的指示可以包括在飞行器10内的显示器30上或者向防冰系统提供指示，并且还可以用于基于所述指示改变航空电子系统的操作，包括修改飞行计划、实施修改后的飞行计划，或者响应于所述指示自动操作除冰系统。

本说明书中所公开的方面提供一种用于检测飞行器上冰的积聚或形成的系统和方法，所述系统和方法还提供各种益处。传感器贴片可以设置在从飞行器内部不可见的飞行器区域上，或者飞行期间的积冰最有可能影响飞行器稳定性的敏感部分上，并且传感器贴片也可以与防冰检测系统或防冰系统协作以融化已经形成的冰。此外，可以使用多个贴片，其中第一贴片可以在交替的加热时间段和冷却时间段中连续操作以跟踪温度传感器达到局部最大值所经过的时间，而与第一贴片相邻的第二贴片可以在第一贴片检测到冰的存在的情况下用作除冰或防冰装置。

本公开方面的另一个优势可以包括对有利于形成冰的条件的状态传达或意识增加或改进，从而使情境意识增强并且由于基于冰的考虑因素而做出的决策得到改善。即使在未配备防冰或除冰系统的飞行器中，所述情境意识的增强也可以得到改善，因为意识到飞行器上冰的形成或积聚可以做出更具战略性的飞行计划或决策。

在尚未描述的范围内，各个方面的不同特征和结构可以根据需要来彼此组合使用。无法说明一个特征的所有方面并不意味着解释成无法做此说明，而是出于简要说明的目的。因此，不同方面的各种特征可以根据需要混合和匹配以形成新的方面，无论所述新方面是否明确描述。本公开中包括本说明书中所述特征的组合或排列。

本说明书使用示例来公开本公开的方面，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本公开的方面，包括制造并使用任何装置或系统以及实施所涵盖的任何方法。本公开的专利保护范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域中的技术人员得出的其他示例。如果其他示例的结构构件与权利要求书的字面意义相同，或如果所述示例包括的等效结构构件与权利要求书的字面意义无实质差别，则所述示例也应在权利要求书的范围内。