专利名称：结冰传感器系统及方法
技术领域：
本发明涉及用于检测冰形成的传感器系统和方法，以及更具体地涉及用于确定目前状态与在表面上将形成冰的状态有多接近的传感器系统和方法。
背景技术：
在飞机上，在机翼、螺旋桨、发动机叶片、控制表面等上堆积的冰，由于不利地影响飞机控制，而会给飞行员增加难度。是否将会形成冰取决于局部的环境状态，诸如大气温度、压力和含水量、以及飞机的速度。在传统上，使用结冰检测器，其通常监测在飞机外表面上冰的存在，以便产生结冰状态存在的指示或警告。缺点是这些装置只能在一旦冰开始形成时才可检测到结冰状态。它们不能确定目前状态与结冰状态有多接近，或者状态变化有多快。为了确保飞机保持可控和安全，对于飞行员而言重要的是要获知目前的空气状态如何，目前的空气状态与结冰状态有多接近，以及要知道如果不采取防止措施的话，冰是否会形成在飞机表面上或冰会形成在飞机表面上的可能性。当空气温度接近或刚好低于凝固点时，传统的结冰检测器变得特别无效。US6, 456，200公开了一种用于指示冰形成的装置，其将帕尔特(Peltier)元件用作测量温度差异的装置。通过测量由于冰形成过程中潜热的释放而导致的热流变化来检测冰形成，其导致在帕尔特元件两端之间形成电压。
发明内容
本发明的目标是提供克服上述限制和缺陷的方法和系统以及适用于这种系统中的传感器装置。本发明的另一目的是提供一种传感器装置，其将允许系统确定与结冰状态有多接近。也就是说，该系统可提供局部环境状态与将形成冰的状态多接近或冰是否形成的指示。根据本发明的第一方面，提供用于确定环境与结冰状态接近程度的传感器系统。 该系统包括传感器，其具有暴露于环境的传感器表面；用于冷却和/或加热该表面的电力热泵装置；以及用于提供代表该表面温度的信号的一个或多个温度检测器；用于确定环境温度的装置；以及处理器，用于从由温度检测器所检测到的温度和环境温度，来确定该表面所暴露在的环境至结冰状态的接近程度。根据本发明的第二方面，提供用于确定环境至结冰状态接近程度的传感器系统。 该系统包括传感器，具有暴露于环境的传感器表面、用于冷却和/或加热该表面的电力热泵装置、以及用于提供表示该表面温度的信号的温度检测器；用于确定将该表面加热或冷却到指示冰形成温度所需的功率量的功率监测器；以及
处理器，用于从所检测到的温度以及冷却或加热功率量来确定该表面所暴露的环境至结冰状态的接近程度。在第一和第二方面的实施例中，用于冷却和/或加热的装置包括热泵。优选的，热泵是双向热泵，例如，帕尔特热泵或其它基于流体的加热和冷却装置。有利的，用于冷却的装置还包括散热器。优选的，温度监测器包括一个或多个温度计或热电偶。更优选的，温度计包括钼或镍电阻温度计。在本发明的一个实施例中，传感器配置成适于用在飞机上，这样传感器表面与飞机的一个表面(诸如飞机蒙皮或机翼)平齐定位。在一个可选实施例中，传感器表面形成安装于飞机上的结构(诸如压杆或机翼)的一部分。传感器表面可大体垂直于飞机上方的气流方向。可选的，传感器表面可与飞机上方的气流方向大体平行。有利的，可采用该装置来确定结冰状态是在气流停滞区域还是在层流边界层区域。可选的，传感器表面可朝向与飞机上方的气流方向成角度的方向，以便有助于捕获湿气以及有助于从传感器表面除冰或除湿。在本发明的实施例中，传感器系统可包括若干传感器，每一个传感器具有用于暴露于环境的表面，其中处理装置从所检测到的温度和供给到若干传感器的每一个传感器上的冷却或加热功率量，来确定与结冰状态的接近程度。在本发明的实施例中，处理器可被配置成确定结冰的严重程度。根据本发明的第三方面，提供用于确定环境至结冰状态接近程度的方法，包括下述步骤提供暴露于环境的表面；冷却或加热该表面；监测该表面的温度；确定指示冰形成的温度；确定环境温度；以及从环境温度和所监测到的温度来确定该表面所暴露的环境与结冰状态的接近程度。至结冰状态的接近程度可具有被定义为环境温度与指示冰形成温度之间差异的值。环境温度是主要的空气温度。环境温度可由未被冷却或加热时的传感器温度来确定、 可由独立的温度传感器来确定或可由其它飞机系统来提供。当局部环境状态比冰被预期形成的状态温度高时，给予所确定接近程度的值会具有一种极性，例如，正值，而如果状态已经处于结冰状态则接近程度值可指示为负值。接近程度值的幅度给出与结冰阈值有多接近的指示，结冰阈值是冰将形成或不将形成的点。当已经处于结冰状态时，结冰接近程度的幅度给出为了脱离结冰状态需要改变状态多大程度的指示。根据本发明的第四方面，提供用于确定环境与结冰状态接近程度的方法，包括下述步骤提供暴露于环境的表面；冷却或加热该表面；
监测该表面的温度；确定将该表面加热或冷却到指示冰形成温度所需的功率量；以及从所监测到的温度和加热或冷却的功率量，来确定该表面所暴露的环境与结冰状态的接近程度。优选的，该方法还包括将结冰可能性确定成到达结冰状态的时间指示、或结冰状态发生的可能性指示、或如果结冰状态已经存在，结冰可能性可为到达中止或脱离结冰状态的时间指示或可能性指示。可通过测量与结冰状态接近程度的变化速率以及方向来确定结冰可能性。在本发明的一个实施例中，利用已知或大体恒定的功率来执行对该表面的冷却或加热。可以通过测量温度随时间的变化或检测由于冰形成的潜热造成的温度随时间变化方向上的平台或变化，来确定指示冰形成的温度。在可选实施例中，冷却或加热该表面的步骤包括控制冷却或加热以便提供每单位时间的已知或大体恒定的温度变化速率。通过监测冷却或加热功率随时间的变化以便检测由冰形成的潜热造成的功率发生变化的温度，来确定指示冰形成的温度。在本发明的实施例中，该方法可包括交替地冷却和加热该表面。与结冰状态的接近程度可在加热该表面和冷却该表面时来确定。该方法可包括连续地重复交替的加热和冷却。在优选实施例中，该方法还包括确定结冰严重程度的步骤。优选的，确定结冰严重程度的步骤包括测量冷却过程中冰形成发生时的温度增加的幅度和持续时间。有利的，在给出结冰状态接近程度的信息之外，飞行员还可获知结冰状态的严重程度。是否采取防止措施的需要可受到结冰状态严重程度的影响。此外，将由严重程度的变化来反映出采取的任何防止措施的有效性。严重程度可提供为分类输出，例如无结冰、轻度结冰、中度结冰或高度结冰，或例如可提供为含液态水值的数值。如上所述的结冰检测系统提供优于传统结冰检测系统的独特优势。当飞机飞行通过变化的环境状态时，其能够将关于与结冰状态的接近程度的信息提供给飞机的飞行员。 这是特别重要的，因为上述状态会导致冰在飞机上的某些表面位置处形成而冰不在传统传感器的特定位置处形成，而传感器以及因此导致飞行员都不知晓上述情况。但是，例如由于压力的局部变化，会发生在不同表面位置处存在不同局部环境状态的状况。在飞机或直升机保持向前飞行时，在传感器位置处存在连续的且稳定的气流，上述是允许传感器快速和准确检测其所暴露环境中的变化所希望的。但是，当直升机盘旋时， 前行的空气速度不再提供传感器上方的这种气流，因此响应时间和准确性将下降。传统的传感器甚至在盘旋时也通常利用发动机放气来保持传感器上方的气流以便允许持续的检测。利用放气是不希望的，因为其从发动机吸取能量，设置起来更复杂以及放气本身是热的，其对试图检测冰形成造成阻碍。因此，根据本发明的第五方面，提供一种冰检测系统，包括旋转表面；安装到旋转表面的传感器，其中传感器包括用于确定旋转表面温度和该表面旋转在的环境的温度的温度检测装置；以及用于基于所检测到的温度确定至结冰状态的接近程度或存在结冰状态的处理器。
旋转表面例如可以是转子、螺旋桨或涡轮叶片的表面。有利的，通过将传感器安装到旋转表面(即，安装到其上或其中)来提供在传感器上方产生连续气流以便进行冰检测的装置，而无需单独地产生气流，诸如放气。在第五方面的实施例中，该系统可进一步包括第一或第二方面或其实施例的特征。
现在将参照附图通过实例的方式来描述本发明的实施例，在附图中图1是根据本发明传感器装置的透视图；图2是示出图1所示传感器装置与根据本发明系统的其它组件之间相互关系的视图；图3是图1所示传感器装置操作的流程图；图4是示出试图保持图1所示传感器装置的恒定温度速率冷却时的温度和热泵功率随时间变化的视图；图5A是示出图1所示传感器装置的恒定功率冷却过程中温度和热泵功率随时间变化的视图；图5B是示出图1所示传感器装置的恒定功率加热过程中温度和热泵功率随时间变化的视图；图6是图1所示传感器装置嵌入到飞机外表面内的截面图；以及图7是结冰检测器系统处于飞机旋转表面中的截面图。
具体实施例方式参照图1，传感器装置10包括暴露于周围环境中的表面12。传感器装置10还包括用于冷却或加热所暴露表面12的装置16。这是双向热泵16，例如帕尔特热泵，并且通过控制器(未示出)经由热泵电线22来进行电子控制。提供适于与热泵16 —起使用的散热器18，以便将热量消散到周围控制或飞机结构内。形成表面12的一部分或刚好位于表面 12后面的温度检测器14将指示表面12温度的温度读数经由温度传感线20输出到采集系统(未示出)。外表面12可由给传感器10和/或温度检测器14提供物理保护(例如保护其防止受到磨损)的材料形成。外表面12可为传感器10或温度检测器14的一部分，或可为置于传感器10或温度检测器14上方的保护性覆盖物。任选的，可采用若干温度检测器， 提供若干温度读数，上述读数可由采集系统进行平均。第二温度检测器M被可选地提供以便监测热泵16的性能。参照图2，用于确定结冰状态接近程度的系统包括如图1中所示的传感器装置10。 传感器50被提供以便经由热泵电线22对热泵16进行电子控制，从而加热或冷却所暴露的表面12。来自温度检测器14的温度读数经由温度传感线20输出到采集系统60。提供处理装置70以便处理来自采集系统60的温度读数，以及结果被输出到指示器80或其它飞机系统。在使用过程中，控制器50电子控制热泵16以便加热或冷却表面12。温度检测器 14监测指示表面12温度的温度，以及温度传感器20将温度读数提供给采集系统60。处理装置70以将在下面进行更详细描述的方式处理来自采集系统60的温度读数，并且提供带有冰形成可能性指示信息的指示器80。然后处理装置70指令控制器50按所需加热或冷却表面以便重复测量冰形成的可能性。当空气温度高于冰形成于表面12上的温度时，传感器装置10可操作来预测当前的飞行状态(“主要的空气状态”)与冰可能形成于表面12上的状态(“表面结冰状态”) 有多接近。在该情况下，控制器50指令热泵16来冷却表面12。假设周围大气存在足够的含水量，冰将最终形成在被冷却的表面12上。主要的空气温度和冰形成于表面12上的温度之间的差异是对结冰状态接近程度的测量。或者，去除导致发生结冰的一定量的热量(也即“形成冰所需的冷却量”)提供主要的空气状态与表面结冰状态有多接近(也就是，“与结冰状态的接近程度”)的定性测量。如果主要的状态接近凝固，那么冰可能形成于飞机的一部分上，但是不在传感器位置处。在这些情况下，从传感器确定的与结冰状态的接近程度将给飞行员提供飞机可能处于冰形成的危险之中的指示。这是优于传统结冰检测器的明显改进之处，传统的结冰检测器不能提供飞机与结冰状态有多接近的指示，也不能提供可能存在适于冰形成状态的指示，也不能提供冰已经形成在飞机上的指示，而上述不能被检测到。 此外，不管可见湿度是否存在，本发明的传感器提供存在结冰状态或适于存在结冰状态的正性确定。在冰堆积到表面12上以及对与结冰状态的接近程度进行测量之后，控制器50控制热泵16再次加热表面12。当冰融化时，通过测量指示冰形成于表面12上的温度与主要的空气温度之间的差异或通过测量所形成冰熔化所需的加热量来进行对结冰状态接近程度的另外测量。当表面12的温度达到所需值(例如，在进行冷却和随后加热之前的表面先前温度，或环境空气温度，或可用给热泵提供的最大功率达到的最高温度或操作的限定温度)时，再次启动冷却过程，以及重复如上所述的确定结冰接近程度的过程。这使得系统能够连续监测和更新结冰状态的接近程度以及结冰的严重程度。当存在结冰状态时，主要的环境状态是在不需要由热泵16进行任何冷却的情况下冰将形成于表面上。在这些状态下，控制器50控制热泵16加热表面12以及熔化已经形成的冰所需的加热量给出对已经形成的冰量的测量。但是仍然利用冷却来提供更及时的响应以及给出对已经形成的冰量的另外测量。该信息对于飞行员是有用的，其可采取行动使得飞机脱离结冰状态，或提供用于触发除冰系统的输入。图3是示出在图2系统中的在如图1中所示的传感器装置10操作之后进行的典型步骤的流程图。在步骤S100，表面12的空气温度高于冰将通常形成于表面12上的温度，表面12 由热泵16的冷却。该冷却是可控的过程，并且例如由以已知或恒定功率运行或者以便提供温度随时间以已知或恒定速率降低的的热泵16执行。随着其被冷却，在步骤S102中由温度检测器14监测表面12的温度。在步骤S102还监测“冷却功率”，其是将温度从起始(例如，环境空气温度)降低到在那一时刻测量到的温度所需的冷却量。当表面12的温度足够低到适于冰开始形成于其上时，在水改变状态以便形成冰的时刻将潜热去除。这就是“冰点”，且其特征在于需要在温度没有任何总体变化的情况下将热连续去除。图4示出温度和功率随时间的变化，其中热泵受控以便在恒定的温度速率下进行冷却。初始冷却沿着图4中X处的图线进行，其示出当温度达到冰形成的温度(在示出的实例中为0°C )时，表面12的温度在平直化变到平台之前通常稍微上升。(该状况发生是由于水初始凝固时释放其潜热的速率超过热泵的受控冷却速率。但是随着形成的冰层变厚， 这提供一定程度的绝缘，这样潜热释放的速率降低)。在温度首次达到0°C的点到其再次达到0°C时的点之间的该区域(区域‘A’ )代表潜热的去除。区域A的面积/幅度提供结冰状态的严重程度的指示。随后，如由Y处的图线所示那样温度持续稳定下降，其斜率与冰点之前的斜率相同。应该意识到冰没有必要开始在0°C下形成，而是取决于局部压力、气流和空气的含水量，冰可在不同的温度下形成。如图4中所示，如果在空气中没有湿度，那么将不会形成冰，那么图线将笔直通过0°C沿着Z处的图线行进。由于图4中温度/时间图中的区域A处的增加和平台以形状为特征，并且明显偏离于在冰点之前和之后观察到的大致恒定或已知的温度斜率，处理装置70利用该温度信息来确定冰的开始形成。再次参照图3，如果在步骤S104处检测到冰点，也就是，温度降低得足够以便适于冰形成在表面上，那么在步骤S106处计算主要的空气状态与表面结冰状态的接近程度。与结冰状态的接近程度具有定义为第一温度与指示冰形成的温度之间的差异。第一温度可以是主要的空气温度。可选的，第一温度可以是在冷却步骤开始时的表面温度。此外，计算“结冰可能性”。这定义为结冰接近程度的变化速率和方向，且其提供飞机经受结冰状态的时间或可能性的指示或预测。如上所述进行“结冰严重程度”的测量，其由冷却过程中的温度上升(由于潜热的释放)的幅度(也就是图4中的‘ΗΓ )来计算，或者其由温度首次达到0°C (或者冰首次形成的冰点)时的时间与温度取向接着再次通过0°C (或冰点)时的时间之间的温度曲线之下的面积‘A’来计算。如果在图3的步骤S104处不能检测到冰点，也就是，如果温度还没有降低得足够以便适于冰形成在表面上或者在大气中不存在足够的湿气，那么取而代之在步骤S108确定是否达到预定的最低温度(或最大的功率状态，其中温度没有进一步的变化，而热泵继续在最大功率下运行)。如果不是上述情况，那么过程返回到步骤S100，以便继续冷却表面 12。如果在步骤S104检测到冰点以及随后在步骤S106计算结冰接近程度和结冰的可能性，或者在步骤S108达到最低的温度(或最大的功率状态)，那么在步骤SllO以已知或大体恒定的温度(或已知或大体恒定的功率)速率再次加热表面。在步骤S112再次由温度检测器14监测表面12的温度。此外在步骤S112监测“加热功率”，其是从表面结冰温度或预定的最低温度回升到主要的空气温度的温度增加所需的加热量。如果冰先前在表面12上已经形成，那么在表面12的该加热过程中其将融化。由于潜热施加到冰上有助于融化，这等同于被检测到的另一冰点。因此，如果在加热过程中检测到冰点，那么在步骤S116进行结冰接近程度和结冰可能性的另外测量。在加热过程中观察到的温度曲线相对于冷却过程中观察到的温度曲线是颠倒的，以及在图5B中示出。提供的热量给出先前形成冰量的指示，并且现在其将被去除。但是，应该记住，在加热过程中，一旦邻近热泵表面12的薄冰层融化，其顶部上的冰可易于被吹走是可能发生的情况。在提供的热量不能作为可靠指示器的情况下，除了仅允许少量的冰形成之外，或者对所测量的值进行补偿以便允许实现该效果。可选的，如果仅仅依赖于从冷却循环测量的结冰严重则是更好的。这些附加的测量值要么用作相互校验，要么对S106、S116的冷却和加热测量值进行平均。在进行测量之后，再次开始冷却过程S100，以便获得结冰接近程度和结冰可能性的进一步测量。在飞机使用过程中以及需要进行冰检测的同时，继续执行冷却和加热过程以及进行如上所述的测量。如果在加热步骤SllO没有检测到冰点，以及表面12的温度达到最大的预设值 (例如，在冷却之前的温度或环境空气温度或限定的最大温度)或达到最大的功率状态(其中没有进一步的温度变化)，那么在步骤SlOO再次开始冷却过程。如果在步骤S118还没有达到最大温度，那么在步骤SllO继续加热过程直到在步骤S114检测到冰点或在步骤S118 达到最高温度。图4还示出功率随时间的变化，同时保持恒定的温度速率冷却。在冰点，需要冷却功率的快速增加(或如果环境温度低于0°c需要加热功率快速增加)。上述在温度总体上没有明显变化的情况下发生。功率的上述增加代表结冰状态的开始因此给出结冰接近程度和结冰可能性的指示。增加的幅度也可以类似于表面冷却时的上述方式用于提供结冰严重程度的测量。图5A示出温度和功率随时间的变化，其中冷却以已知或基本恒定的功率(与图4 保持的恒定温度速率冷却相比)执行。同样在冰开始形成时释放潜热时观察到温度曲线中的类似增加和平台。以类似于上述的适于恒定温度速率冷却的方式确定结冰接近程度和结冰可能性。温度上升的幅度‘H2’或者代表释放潜热的面积B可用于提供结冰严重程度的测量。如果冰已经在被监测的表面12上形成，那么传感器装置10还像传统的结冰传感器那样运行。如果表面加热到使得冰融化，将需要适于相变的潜热，提供可检测的温度反转和/或平台。图5B示出使用表面以已知或大体恒定的功率加热情况下的温度随时间的变化，其中温度反转示为H3以及平台曲线之下的面积示为C。该温度反转或平台提供如上所述的结冰严重程度的测量。参照图6，示出嵌入到飞机表面90中的图1所示传感器装置10。传感器装置10 的外表面12优选与其所嵌入的外部飞机表面90水平平齐。飞机表面90通常为飞机机翼或蒙皮或发动机舱，或者是为了结冰检测和预测目的而提供的新压杆或机翼的一部分。可选的，装置10可如此安装使得外表面12从飞机表面90凸出或凹入到飞机表面90内。装置还可形成安装到飞机上的结构的一部分。可选的，装置10可整合到一壳体内，壳体带有通过其可引发流动的流动通道(例如，利用从飞机发动机系统放出的放气)。这种类型的传感器尤其在低空气速度下有利或者在飞机(例如直升机)盘旋的情况下有利。可选的，装置10可整合到一壳体内，壳体作为新的或现存飞机系统的一部分移动或旋转，这样保持或产生装置10上方的空气流动以便允许在低空气速度下有利或盘旋时进行检测(例如，装置安装到直升机的转子头或叶片的旋转部分(诸如转子结冰保护系统的功率分配部分)上。对于预测/检测系统的有效性而言，传感器装置10相对于飞机周围气流的定位是重要的。传感器装置10相对于气流的取向确定被检测的状态。如果传感器装置10安装到飞机结构的前缘上，空气在方向‘A’上流动，这样传感器感测空气停滞点的状态，其处于高于环境的更高温度。前缘可以是平的或弯曲的。如果在空气流动方向‘B’上安装传感器装置10，感测的状态是在在层流区域内部的气流边界层内的状态。在该情况下，传感器装置 10安装在飞机结构的水平(例如，机翼的上或下表面)或垂直元件的平坦表面上，其通常将基本为平的。装置10还可以图6中所示的在基本垂直和水平位置之间的任意取向定位于表面上。合适的取向和安装位置基于飞机表面的冰堆积特性，其可取决于局部表面特性和空气动力学，以便有助于湿度捕获以及有助于从传感器表面除冰或除湿。由于局部压力和温度状态在停滞点和边界层内会不同，因此为了最佳性能，采用定位在为了最佳性能而确定的位置处的两个或多个传感检测器10。为了防止堆积在周围表面上的冰覆盖在装置10上，可将加热器92靠近装置表面 12设置于飞机表面90上。示出加热器92紧靠表面12安装但是并不与表面12接触。将加热器92选择成与装置分离，这样从加热器92到传感器内的热传导不会影响装置10的操作或准确度。可选的或另外的，可在加热器92和传感器表面12之间设置热绝缘区域(未示出)。加热器92和局部表面90可被设置为包括传感器10的组件的一部分。当飞机飞行通过各种环境状态时通过将关于结冰状态接近程度的信息提供给飞机飞行员，如上所述的结冰检测器系统具有优于传统结冰检测系统的明显优势。这是特别重要的，因为上述状态会导致冰在飞机上的某些表面位置处形成而冰不在传统传感器的特定位置处形成，而传感器以及因此导致飞行员都不知晓上述情况。但是，例如由于压力的局部变化，会发生在不同表面位置处存在不同局部环境状态的状况。在飞机或直升机保持向前飞行时，在传感器位置处存在连续的且稳定的气流，上述是允许传感器快速和准确检测其所暴露环境中的变化所希望的。但是，当直升机盘旋时， 前行的空气速度不再提供传感器上方的这种气流，因此响应时间和准确性将下降。传统的传感器甚至在盘旋时也通常利用发动机放气来保持传感器上方的气流以便允许持续的检测。利用放气是不希望的，因为其从发动机吸取能量，设置起来更复杂以及放气本身是热的，其对试图测量冰造成阻碍。因此，用于在结冰检测传感器上方产生连续的气流的装置而无需放气是有利的。图7示出适于表面94、95的结冰检测系统，导致其围绕轴线X_X旋转。通过实例的方式示出两个传感器96a、96b，每一个都安装到旋转表面94、95的一个表面上。例如，表面94可能是直升机转子组件一部分的水平表面，而表面95可能是转子组件的径向向外朝向的表面。下面描述的原理可应用于仅仅具有一个传感器或多个传感器的系统。传感器96a、96b具有各自的暴露表面97a、97b，以及在所示的实施例中以表面 97a、97b与旋转表面94、95平齐的方式安装。可选的，传感器可如此安装使得暴露表面97a、 97b从表面94、95直立凸出，或凹入到旋转表面94、95之下。传感器96a、96b可安装成以相对于移动方向成一角度的方式呈现暴露表面97a、97b，这样旋转运动呈现附带的“气流”。 传感器表面97a、97b可以平行于气流和垂直于气流之间的任意角度的方式成角度取向。可以选择角度以便将感测效率最佳化而不导致过大的阻力。表面94、95可成角度以便以相对于运动方向成角度的方式呈现传感器96a、96b以及暴露的表面97a、97b，这样旋转运动呈现附带的“气流”。表面94、95可以平行于气流和垂直于气流之间的任意角度的方式成角度取向。可以选择角度以便将感测效率最佳化而不导致过大的阻力。每个传感器96a、96b都包括温度检测器，诸如热电偶或电阻温度计，其确定旋转的暴露表面97a、97b的温度。每一个传感器96a、96b在相应的输出98a、98b下提供信号。 传感器96a、96b还可包括一个或多个另外的温度检测器，其监测表面旋转通过其的环境温度。可选的，单独的传感器可用于确定局部环境温度，或上述可由其它系统组件提供。将温度值(表面和环境)提供给处理器，其以类似于上述的方式确定结冰状态的接近程度或结冰状态的存在。处理器可形成每一传感器96a、96b的一部分，在该情况下，在相应的输出 98a、98b下提供指示在相应的旋转暴露表面97a、97b处存在结冰状态或结冰状态接近程度的信号。可选的，可在其它地方执行上述处理(例如，在中央处理器，其可随着或不随传感器96a、96b旋转)。结冰检测器系统可包括参照图1至图6如上所述的检测器系统的任何特征或所有特征。 许多其它应用可从包括这种结冰检测系统而获益，诸如在风力涡轮机上、风力涡轮机叶片上、在适于发动机(诸如发电机喷射涡轮)的空气入口中、在遥控航空飞行器上或可从存在结冰状态或结冰状态接近程度获益的任意其它应用。装置和处理装置还可用于描述成确定环境的湿度水平或含水量。
权利要求
1.用于确定环境至结冰状态的接近程度的传感器系统，该系统包括传感器，具有暴露于环境的传感器表面，用于冷却和/或加热该表面的电力热泵装置， 以及用于提供表示该表面温度的信号的温度检测器；用于确定环境温度的装置；以及处理器，用于从由温度检测器所检测到的温度和环境温度，来确定该表面所暴露的环境至结冰状态的接近程度。
2.用于确定环境至结冰状态接近程度的传感器系统，该系统包括传感器，具有暴露于环境的传感器表面，用于冷却和/或加热该表面的电力热泵装置， 以及用于提供代表该表面温度的信号的温度检测器；用于确定将该表面冷却或加热到指示冰形成的温度所需的功率量的功率监测器；以及处理器，用于从所检测到的温度以及冷却或加热功率量来确定该表面所暴露的环境至结冰状态的接近程度。
3.根据任一前述权利要求所述的传感器系统，其中热泵装置包括热泵。
4.根据权利要求3所述的传感器系统，其中热泵是双向热泵，例如帕尔特热泵。
5.根据任一前述权利要求所述的传感器系统，其中热泵装置进一步包括散热器。
6.根据任一前述权利要求所述的传感器系统，其中温度检测器包括一个或多个温度计或热电偶。
7.根据权利要求6所述的传感器系统，其中一个或多个温度计包括钼或镍电阻温度计。
8.根据任一前述权利要求所述的传感器系统，被配置成适于用在飞机上，从而传感器表面与飞机的一个表面平齐定位，诸如飞机蒙皮、机翼或发动机舱。
9.根据权利要求1至7任一权利要求所述的传感器系统，被配置成适于用在飞机上，这样传感器表面定位成从飞机表面凸出或凹入到飞机表面中。
10.根据权利要求1至9任一权利要求所述的传感器系统，其中传感器表面形成安装到飞机上的结构的一部分，诸如凸出的支撑物或者飞机的压杆或机翼。
11.根据权利要求8或9或10所述的传感器系统，其中传感器表面基本平行于飞机上方的气流方向而定位。
12.根据权利要求8或9或10所述的传感器系统，其中传感器表面基本垂直于飞机上方的气流方向而定位。
13.根据权利要求8或9或10所述的传感器系统，其中传感器表面朝向以相对于飞机上方的气流成一角度的方向。
14.根据任一前述权利要求所述的传感器系统，包括若干传感器，每一个传感器具有用于暴露于环境的表面，其中处理器从所检测到的温度以及可选地供给到该若干传感器的每一个传感器上的冷却或加热功率量，来确定至结冰状态的接近程度。
15.根据任一前述权利要求所述的传感器系统，其中处理器被配置成确定结冰的严重程度。
16.用于确定环境至结冰状态接近程度的方法，包括下述步骤提供暴露于环境的表面；冷却或加热该表面；监测该表面的温度； 确定指示冰形成的温度； 确定环境温度；以及从环境温度和所监测到的表面温度来确定该表面所暴露的环境至结冰状态的接近程度。
17.根据权利要求16所述的方法，其中与结冰状态的接近程度具有被定义为环境温度与指示冰形成温度之间差异的值。
18.根据权利要求17所述的方法，其中环境温度是主要的空气温度。
19.根据权利要求18所述的方法，其中环境温度由未被冷却或加热时的表面温度来确定、或由独立的温度传感器来确定。
20.用于确定环境与结冰状态接近程度的方法，包括下述步骤 提供暴露于环境的表面；冷却或加热该表面； 监测该表面的温度；确定指示将该表面加热或冷却到冰形成温度所需的功率量；以及从加热或冷却的功率量和所监测到的温度来确定该表面所暴露的环境至结冰状态的接近程度。
21.根据权利要求16至20任一项权利要求所述的方法，还包括确定到达结冰状态的时间指示、或结冰状态发生的可能性指示。
22.根据权利要求21所述的方法，其中通过测量与结冰状态接近程度的变化速率，以及方向，来确定结冰可能性。
23.根据权利要求16至22任一项权利要求所述的方法，其中利用已知或大体恒定的功率来执行对该表面的冷却或加热。
24.根据权利要求16至23任一项权利要求所述的方法，其中通过测量温度随时间的变化，或检测由于冰形成的潜热造成的温度随时间变化方向上的平台或变化来确定指示冰形成的温度。
25.根据权利要求16至22任一项权利要求所述的方法，其中冷却或加热该表面的步骤包括控制冷却或加热以便提供每单位时间的大体恒定的温度变化速率。
26.根据权利要求25所述的方法，其中通过监测冷却或加热功率随时间的变化以便检测由冰形成的潜热造成的功率发生变化时的温度来确定指示冰形成的温度。
27.根据权利要求16至沈任一项权利要求所述的方法，包括交替地冷却和加热该表
28.根据权利要求27所述的方法，其中至结冰状态的接近程度在加热该表面和冷却该表面时来确定。
29.根据权利要求27或观所述的方法，包括连续地重复交替的加热和冷却。
30.根据权利要求16至四任一项权利要求所述的方法，还包括确定结冰的严重程度。
31.根据权利要求30所述的方法，其中确定结冰严重程度包括测量冷却过程中冰形成发生时的温度增加的幅度，或者平台的持续时间。
32.根据权利要求30所述的方法，其中确定结冰严重程度包括测量加热过程中冰融化发生时的温度降低的幅度，或者平台的持续时间。
33.一种冰检测系统，包括 旋转表面；安装到旋转表面的传感器，其中传感器包括用于确定旋转表面温度和该表面旋转所在的环境的温度的温度检测装置；以及用于基于所检测到的温度确定至结冰状态的接近程度或存在结冰状态的处理器。
34.根据权利要求33所述的系统，其中传感器包括与进入的气流成角度的表面。
35.根据权利要求33或34所述的系统，其中旋转表面是转子、转子组件、螺旋桨或涡轮叶片的表面。
36.根据权利要求33至35所述的系统，其中传感器包括权利要求1至32所述的传感器系统的任何特征或所有特征。
全文摘要
在本发明的第一方面涉及用于确定环境至结冰状态接近程度的传感器系统(10)。该系统包括传感器，具有暴露于环境的传感器表面(12)；用于冷却和/或加热该表面(12)的电力热泵装置(16)；以及用于提供表示该表面(12)温度的信号的温度检测器(14)。环境温度被确定，以及处理器从环境温度和由温度检测器(14)所检测到的温度来确定该表面(12)所暴露的环境至结冰状态的接近程度。在本发明的第二方面，传感器系统包括确定将该表面冷却或加热到指示冰形成温度所需的功率量的功率监测器。处理器从所检测到的温度以及冷却或加热功率量来确定该表面所暴露在的环境至结冰状态的接近程度。
文档编号G01N25/04GK102438903SQ200980156989
公开日2012年5月2日 申请日期2009年12月16日 优先权日2008年12月18日
发明者威廉姆·佩尼, 尼古拉斯·基德 申请人:佩尼贾尔斯航空航天有限公司