用于速度测量探测器的防冰的设备和方法与流程

本公开的实施方式总体涉及例如用于测量飞行器速度的皮托管的一个或多个部分的除冰系统。

背景技术：

可利用皮托管来测量飞行器的速度。然而，冰可能在皮托管的一个或多个部分中积聚，影响速度确定的精度。另外，积冰可能增加飞行器的阻力。

技术实现要素：

因此，在本文所公开的各种实施方式中提供了皮托管性能的改进和/或阻力的减少。

本公开的某些实施方式提供了一种除冰系统。所述除冰系统包括构件、线圈和电源。所述构件(例如，全部或部分地由智能感应合金和/或铁磁材料制成的构件)包括防冰部分。所述线圈电感耦合到所述构件的所述防冰部分。所述电源联接到所述线圈，并且被构造成为所述线圈提供电压。所述线圈响应于由所述电源供应的电力而发射电磁能。响应于所述电磁能，在所述防冰部分中生成涡电流，提供对所述防冰部分的加热。

本公开的某些实施方式提供了一种方法。所述方法包括：提供包括防冰部分的构件。所述方法还包括：将线圈电感耦合到所述构件的所述防冰部分。进一步，所述方法包括：将线圈联接到电源。所述电源被构造成为所述线圈提供电压。所述线圈响应于由所述电源供应的电力而发射电磁能，并且响应于所述电磁能，在所述防冰部分中生成涡电流，提供对所述防冰部分的加热。

本公开的某些实施方式提供了一种方法。所述方法包括：从电源为线圈提供电压。所述方法还包括：响应于电感耦合到所述线圈的构件的防冰部分中的电压而生成涡电流。进一步，所述方法包括：经由所述涡电流提供加热对飞行器的表面进行除冰。

附图说明

图1提供了根据各种实施方式的除冰系统的示意图。

图2提供了根据各种实施方式包括皮托管的除冰系统的示意图。

图3a描绘了根据各种实施方式形成的除冰系统。

图3b描绘了图3a的系统的支撑件。

图4描绘了根据各种实施方式用于加热支撑件的空气动力学表面的系统的平面图。

图5图示了根据各种实施方式形成的除冰系统的示意图。

图6图示了根据各种实施方式形成的除冰系统的示意图。

图7图示了根据各种实施方式形成的除冰系统的示意图。

图8提供了根据本公开的一个实施方式的方法的流程图。

图9提供了根据本公开的一个实施方式的方法的流程图。

图10是飞行器生产和保养方法的框图。

图11是飞行器的示意图。

具体实施方式

当结合附图阅读时，将更好地理解前述发明内容以及某些实施方式的以下详细描述。如本文中使用的，以单数形式陈述并且前面有词语“一”或“一个”的元件或步骤应该被理解为不一定排除元件或步骤的复数。进一步，参考“一个实施方式”并不旨在解释为排除也整合有所陈述特征的额外实施方式的存在。而且，除非明确地相反指出，否则“包括”或“具有”带特定属性的一个或多个元件的实施方式可包括不带此属性的额外元件。

本公开的实施方式提供用于对例如皮托管进行除冰的系统和方法。飞行器速度测量探测器可能对在某些环境条件下形成在内表面和外表面上的冰敏感。利用电阻加热的当前途径可提供小于期望的可控性和可靠性。本文所讨论的各种实施方式向在整个飞行包络线上除冰的表面提供有效而可靠的能量递送。可采用感应加热技术来防止冰的形成。例如，由电源供电的感应线圈会生成由智能感应合金层吸收的高频电磁场。电磁场被转变为包括智能感应合金的表面上的涡电流，电流经由欧姆损耗生成热以提供除冰。连同可接受的效率，各种实施方式不需要感应线圈与受热表面之间的直接接触。

各种实施方式利用略高于环境温度的温度下操作的线圈，从而避免、减少或最小化电线加热和冷却的循环。这样的循环可能降低电绝缘和线材本身的性能。在各种实施方式中，线圈与待加热表面无接触地耦合，例如可由空气、水或其它非磁性材料分离。线圈与待加热表面之间的分离还允许线圈与表面进行密封(例如，气密密封)，通过防止或减少暴露于环境而防止或减少腐蚀。另外，在本文所公开的各种实施方式中利用的加热表面比加热线材更可靠，因为表面不像线材那样易受单点故障的影响。加热表面(例如，包括本文所讨论的智能敏感合金的加热表面)比加热线材更坚固，例如因为即使表面的一部分受损，该表面仍将提供热量。相反，加热线材，如果在一个点受损，则可能不会继续提供热量。

图1提供了根据各种实施方式的除冰系统100的示意图。在图示的实施方式中，除冰系统100包括构件110、线圈120和电源130。一般，电源130为线圈120提供电能，例如电压。响应于从电源130供应的电力，线圈120发射电磁能。响应于由线圈120发射的电磁能，在构件110(例如，构件110的防冰部分112)中生成涡电流，涡电流为防冰部分112提供加热，这可用于对构件110的至少一部分进行除冰。

在图示的实施方式中，构件110包括防冰部分112。可以注意到，为便于图示，图1仅描绘了一个防冰部分112；然而，在各种实施方式中可利用多个防冰部分112。防冰部分112可包括或定位成靠近飞行器的一个或多个外表面。例如，防冰部分112可包括皮托管的支撑件、皮托管的一个或多个空气、静态或压力进入部分或者皮托腔室的一个或多个表面，等。在各种实施方式中，防冰部分112包括防冰加热表面114。一般，防冰加热表面114包括响应于由线圈120提供的电磁能而被加热的材料。例如，防冰加热表面114可具有足以在由线圈120生成的电磁场的影响下生成涡电流的磁化率。在图示的实施方式中，防冰加热表面114包括智能感应合金115。如本文中使用的智能感应合金可被理解为包括磁化率介于10到10,000之间并且当温度接近特定居里温度时丧失磁化率的合金，从而有助于限制智能感应合金115(和防冰加热表面114)可加热达到的最大温度。例如，智能感应合金115可以是镍合金。可在各种实施方式中使用的智能感应合金的示例包括铬镍铁合金102或铬镍铁合金104。

在图示的实施方式中，构件110包括第一侧面116和第二侧面118。第一侧面116被布置成与第二侧面118相反。防冰部分112(和防冰加热表面114)被布置成靠近第一侧面118。构件110取向为使第二侧面118比第一侧面116更接近线圈120。如图1中看到的，线圈120和防冰部分112由此布置在构件110的相反两侧上。在各种实施方式中，智能感应合金115可定位在防冰部分112的内侧且相对于防冰加热表面114定位，可与防冰加热表面114直接接触，或者可布置在防冰部分112的与防冰加热表面114相反的表面中或附近。在一些实施方式中，防冰加热表面114与智能感应合金115之间的间隙可由热稳定的导热粘合剂填充，或者作为另一示例，由从智能感应合金115朝向防冰加热表面114提供足够的热传递的不同结合材料填充。

线圈120电感耦合(如图1中的虚线表示)到构件110，例如电感耦合到构件110的防冰部分112。例如，线圈120可放置成紧密靠近构件110，但不与构件110接触。如本文中使用的，紧密靠近可理解为足够接近以使来自线圈120的电磁能在防冰部分中生成足够的涡电流来将防冰部分112加热到期望的或以其它方式预定的量。线圈120的特定属性(例如，大小、位置、构造、布局、所使用的材料)可选择为与智能感应合金115协作以提供足够量的电磁能，为构件110提供足够或期望量的加热用于对一个或多个期望位置(例如，防冰部分112)除冰。在一些实施方式中，线圈120可能是大致平坦的(例如，盘绕在诸如煎饼构造的大致二维构造内)，用以加热平坦表面。在一些实施方式中，线圈120可螺旋地或柱形地盘绕(例如，围绕管的一部分或者插入到管的孔或开口中)。

电源130联接到线圈120(例如，放置成经由线材或线缆与线圈进行电气连通)。电源130为线圈120提供能量或电压。电压可以是交流(ac)电压。在图示的实施方式中，电源130包括控制器132，该控制器132被构造成控制输送到线圈120的电压量。在一些实施方式中，电压量可基于在一个或多个待除冰表面或部分处感测的温度进行控制。在一些实施方式中，可利用智能感应合金的居里温度来限制待加热表面或部分的最大温度。由电源130供应到线圈120(电感耦合到防冰部分112)的电力生成电磁场，电磁场在防冰部分112中生成涡电流，用于加热防冰部分112并对防冰部分112进行除冰。

如本文中指出的，在一些实施方式中，构件110可构造为飞行器的皮托管。皮托管可具有支撑件、静态空腔和皮托空腔。在一些实施方式中，防冰部分112包括布置成靠近皮托空腔的边界的防冰加热表面114。替代地或另外地，防冰部分112可包括布置成靠近支撑件的前缘的防冰加热表面114。在一些实施方式中，可利用构件110与控制器132之间的反馈链路133(由图1中的虚线表示)来控制从电源130供应到线圈120的能量。例如，反馈链路133可包括或者与热电偶关联，并且基于使用热电偶感测和/或确定的温度，控制器132可调节发送到线圈120的电压、电流或电力输出。

图2提供了根据各种实施方式包括皮托管210的除冰系统100的示意图，防冰部分被布置成靠近皮托管210的边沿。皮托管210可安装到飞机机身的一部分，例如安装在机翼上；或者作为另一示例，安装在大型飞机的机身前部上。皮托管210包括：具有静态开口240的静态腔室230；以及具有皮托开口242的皮托腔室220。皮托开口242接收冲压空气流201(例如，飞行器飞行时来自于大气层)。静态开口240布置在皮托管210的前导部分250后面(相对于接近的空气流)。在一些实施方式中，静态腔室230和皮托腔室220可操作地联接到压差计(未示出)，静态腔室230与皮托腔室220之间的压差用于确定飞行器的速度。所描绘的皮托管210包括：构造成联接到飞行器的支撑部分212；以及取向到气流中的入口部分214。在图示的实施方式中，支撑部分212和入口部分214大致垂直于彼此。

在图示的实施方式中，静态腔室220包括壁222，壁222包括位于静态开口240的任一侧上的第一除冰部分232和第二除冰部分236。例如，第一除冰部分232和第二除冰部分236(以及本文所讨论的其它除冰部分)可包括或采取固体连续形式或作为基底上的沉积层的智能感应合金。作为另一示例，除冰部分可包括嵌入陶瓷材料中的智能感应合金。

皮托管210包括壁238，壁238限定皮托管210的边界239。皮托管210还包括第三除冰部分234。在图示的实施方式中，第三除冰部分234被示出为从壁238沿径向向内布置的大致柱形结构。在其它实施方式中，第三除冰部分234可位于壁238的径向向外和/或夹在第三除冰部分的任一侧的相对壁部之间。

系统200还包括线圈260，线圈260的各部分关于皮托空腔220螺旋地缠绕，或者关于皮托空腔220以其它方式布置成大致柱形方式。在各种实施方式中，线圈260从皮托空腔220和第三除冰部分234沿径向向外地布置。在所描绘的实施方式中，为便于说明，线圈260被描绘为居中地布置在静态空腔230中；然而，在实践中，线圈260可靠近、邻近或嵌入限定静态空腔220和/或皮托空腔230的壁中。线圈260可例如经由38-40美国线规(awg)litz线材操作地联接到电源270。例如，线圈260还可由38-40awglitz线材形成。可以注意到，在不同实施方式中，基于特定应用，特定量规可小于或大于awg38–40。线圈260电感耦合到第一除冰部分232、第二除冰部分236和第三除冰部分234。当为线圈260提供来自电源270的电能时，线圈260生成电磁能，电磁能又在电感耦合有线圈260的第一除冰部分232、第二除冰部分236和第三除冰部分234中生成涡电流，涡电流会加热第一除冰部分232、第二除冰部分236和第三除冰部分234。

线圈260和/或各种除冰部分可构造成在指定位置(例如，更可能受结冰影响的位置)处提供更大的除冰。例如，一个或多个除冰部分(或者其各部分)可布置成靠近对结冰更敏感的位置。作为另一示例，线圈260可构造成为一个或多个除冰部分的对应于对结冰更敏感的位置的部分(或多个部分)提供更大量的电磁能。例如，在图示的实施方式中，线圈260具有变化的间距，部分262和部分266中的间距(或更紧密包装的线圈)比部分中264小。部分262和部分266可靠近一个或多个对结冰更敏感的位置，较小间距提供的较大电磁能为对结冰更敏感的位置提供更有效分布的电磁能。

系统200可提供各种优点。例如，系统200可使加热元件(例如，智能感应合金)的可靠性增加和/或使布线结构的寿命增加。因为除冰部分被电感耦合并且不需要使连续电流经过每个除冰部分的整个长度，所以在除冰部分的一个或多个部分受损的情况下除冰部分可对电阻加热方案提供改进的性能和可靠性。图示的实施方式的线圈260经历微不足道的温度增加(例如，相对于电阻加热方案)，从而避免或减少线圈260的热循环。无腐蚀材料可供系统200的大多数或所有部件使用。进一步，可在皮托管内提供相对固定的温度。另外，可能需要比先前除冰方法更低的电力。可以注意到，系统200可构造成对电磁干扰(emi)免疫和良性的，例如10到400khz之间。可以注意到，电源270可能为飞行器增添额外的重量(例如，1-2磅)。

可以注意到，冰还可倾向于形成在皮托管的空气动力学表面上。一般，这样的表面结冰可能不会显著影响经由皮托管提供的速度测量，但可能增加飞行器的阻力。因此，通过为皮托管的空气动力学表面提供除冰，阻力可减少。由于皮托管的表面积相对于飞行器的总体大小一般微不足道，皮托管的空气动力学表面一般被构造成提供最小的空气流阻力，而非生成升力。因此，相对较薄的几何形状可能是针对皮托管的空气动力学表面设计的目标。为了有助于对这样的表面进行除冰，智能感应合金(例如，本文所讨论的镍基合金)可沉积或以其它方式关联皮托管的外部空气动力学表面。

图3a描绘了根据各种实施方式形成的除冰系统300，而图3b描绘了图3a的系统的支撑件304。如图3a中看到的，系统300包括暴露于冲压空气301的皮托管302和支撑件304。皮托管302可在各个方面大致类似于皮托管210。支撑件304被构造成将皮托管固定到所描绘的实施方式中的飞行器的机身305。

如图3b中看到的，支撑件304包括主体306，该主体306具有前缘308(例如，相对于冲压空气流301的前缘)。除冰部分312(例如，主体306的外表面的包括智能感应合金的部分)布置在主体306的外部部分上。例如，除冰部分312可在前缘308的任一侧延长一英寸。支撑件304还包括线圈310，该线圈310布置在主体306的内部。来自线圈310的电磁能可用于加热除冰部分312。例如，线圈310可由litz线材形成。线圈310可接收来自电源(图3b中未示出)的电能。

一般，在各种实施方式中，高频电流流过线圈310的litz线材，并且生成由除冰部分312的智能感应合金吸收的电磁场，高频电流转变为高频涡电流。电流在相对较短的时间量里将除冰部分312加热直到智能感应合金的居里点(例如，800华氏度)。线圈310与除冰部分312之间的耦合可相对较高，提供90％以上的系统效率。

线圈310可具有平坦或薄饼设计。例如，为了加热支撑件302的空气动力学表面，约37amp/英寸可提供生成15w/英寸²的线圈电流密度。例如，线圈可由线材重量为0.3磅/英尺的38密耳直径125/42litz制成。作为一个示例，可提供10个并联回路的litz线材，内部部分为30匝/英寸，中间部分为10匝/英寸，并且由线圈310限定的垫或薄饼的其余部分为7匝/英寸。

图4描绘了根据各种实施方式用于加热支撑件402的空气动力学表面403的系统400的平面图。系统400包括线圈410、面板420、分离层430、防冰部分440和外表面450。面板420介于分离层430与防冰部分440之间，并且可用于安装和/或支撑线圈410。在图示的实施方式中，面板和分离层430由基本非磁性材料制成。可由智能感应合金制成的防冰部分440介于分离层430与外表面450之间。外表面450可由导热材料(例如，铝)制成并且用于为防冰部分440提供保护以免受外部大气层影响，同时仍允许来自防冰部分440的足够的热量对支撑件402的外部部分进行除冰。

图5至图7图示了如本文所讨论的除冰系统的电源的放置的各种实施方式。图5图示了根据各种实施方式形成的除冰系统500的示意图。在系统500中，功率转换器设置在飞行器的加压区内侧。如图5中看到的，飞行器502包括加压区504。例如，交流(ac)飞行器功率可在约100–1000瓦的范围内输入。功率由功率转换器510接收，然后提供给皮托管520(例如，电感耦合到如本文所讨论的皮托管520的一个或多个防冰部分的线圈)。例如，功率转换器510可以是400khz/dc/400hz转换器。例如，功率转换器510可用于经由布置在飞行器502的内部的布线联接到功率转换器的多个皮托管。

图6图示了根据各种实施方式形成的除冰系统600的示意图。在系统600中，功率转换器610布置在飞行器602的内表面650上，内表面650与安装有皮托管620的外表面652相反。输入交流(ac)飞行器功率。功率由功率转换器610接收，然后提供给皮托管620(例如，电感耦合到如本文所讨论的皮托管620的一个或多个防冰部分的线圈)。例如，功率转换器610可以是400khz/dc/400hz转换器。

图7图示了根据各种实施方式形成的除冰系统700的示意图。在所描绘的系统700中，约100–1000瓦的范围内的直流飞行器输入功率从飞行器702提供给布置在皮托管720内的直流/交流逆变器710。

图8提供了根据各种实施方式的方法800(例如，用于提供除冰系统)的流程图。例如，方法800可采用本文所讨论的各种实施方式(例如，系统和/或方法和/或工艺流)的结构或方面或者由所述结构或方面来执行。在各种实施方式中，某些步骤可省略或增添，某些步骤可组合，某些步骤可同时执行，某些步骤可分成多个步骤，某些步骤可按照不同的顺序执行，或者某些步骤或一系列步骤可按照迭代的方式重新执行。

在步骤802，提供包括防冰部分(例如，防冰部分112)的构件(例如，构件110)。例如，防冰部分可包括由本文所讨论的智能感应合金制成或者包括所述智能感应合金的防冰加热表面。在一些实施方式中，提供构件的步骤包括：在步骤804，将智能感应合金气相沉积在防冰部分上，进行电镀以沉积智能感应合金，以及/或者将智能感应合金嵌入防冰部分中。

在步骤806，将线圈(例如，线圈120)电感耦合到构件的防冰部分。例如，线圈可放置成紧密靠近构件，但不与构件接触。例如，线圈可关于皮托空腔螺旋地缠绕，或者关于皮托空腔以其它方式布置成大致柱形方式。作为另一示例，线圈可形成为垫或薄饼并且放置成靠近皮托管支撑件的空气动力学表面。

在一些实施方式中，将线圈电感耦合到防冰部分的步骤包括：在步骤808，将防冰部分的防冰加热表面布置成靠近皮托空腔的边界。例如，在步骤810，线圈可从皮托空腔沿径向向外地布置。替代地或另外地，在步骤812，可变间距可设置在线圈中。在一些实施方式中，将线圈电感耦合到防冰部分的步骤包括：在步骤814，将防冰部分的防冰加热表面布置成靠近皮托管的支撑件的前缘。

在步骤816，线圈可操作地联接到电源(例如，电源130)。电源被构造成为线圈提供电压，其中线圈响应于由电源供应的电力而发射电磁能。响应于电磁能，在防冰部分中生成涡电流，为防冰部分提供加热。

图9提供了根据各种实施方式的方法900(例如，对一个或多个表面进行除冰)的流程图。例如，方法900可采用本文所讨论的各种实施方式(例如，系统和/或方法和/或工艺流)的结构或方面或者由所述结构或方面来执行。在各种实施方式中，某些步骤可省略或增添，某些步骤可组合，某些步骤可同时执行，某些步骤可分成多个步骤，某些步骤可按照不同的顺序执行，或者某些步骤或一系列步骤可按照迭代的方式重新执行。例如，方法900可在操作飞行器期间执行。

在步骤902，将电压从电源(例如，电源130)提供给线圈(例如，线圈120)。在步骤904，响应于电感耦合到线圈的构件(例如，构件110)的防冰部分中的循环电压而生成涡电流。例如，防冰部分可包括如本文所讨论的智能感应合金或者由所述智能感应合金形成。在步骤906，经由涡电流提供加热对飞行器的表面进行除冰。例如，加热可提供给靠近皮托管的皮托空腔或沟槽的表面，以及/或者提供给皮托管的支撑件的空气动力学表面。

可在如图10中示出的飞行器制造及保养方法1900以及如图11中示出的飞行器1902的背景下描述本公开的示例。在预生产期间，说明性方法1900可包括飞行器1902的规范和设计(框1904)以及材料采购(框1906)。在生产期间，可发生飞行器1902的部件及子组件制造(框1908)以及系统整合(框1910)。此后，飞行器1902可经历认证和交付(框1912)，以便置于服役(框1914)之中。在服役的同时，飞行器1902定期做日常维护及检修(框1916)。日常维护及检修可包括飞行器1902的一个或多个系统的改造、重构、翻新等。例如，在各种实施方式中，本公开的示例可结合框1908、1910或1916中的一个或多个使用。

说明性方法1900的每种工艺均可由系统整合商、第三方或运营商(例如，客户)执行或进行。出于对此描述的目的，系统整合商可包括(但不限于)任何数量的飞行器制造商和主系统分包商；第三方可包括(但不限于)任何数量的供货商、分包商和供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事单位、服务组织等。

如图11中示出的，由说明性方法1900生产的飞行器1902可包括具有多个高级系统1920和内饰1922的机身1918。高级系统1920的示例包括推进系统1924、电气系统1926、液压系统1928和环境系统1930中的一种或多种系统。可包括任何数量的其它系统。虽然示出了航空航天示例，但是本文所公开的原理可应用到其它行业，诸如汽车行业。因此，除了飞行器1902，本文所公开的原理可应用到其它交通工具，例如，陆上交通工具、海上交通工具、空间交通工具，等。在各种实施方式中，本公开的示例可结合机身1918使用。

进一步，本公开包括根据以下条款的实施方式：

条款1：一种除冰系统，所述除冰系统包括：构件，所述构件包括防冰部分；线圈，所述线圈电感耦合到所述构件的所述防冰部分；和电源，所述电源联接到所述线圈，所述电源被构造成为所述线圈提供电压，其中，所述线圈响应于由所述电源供应的电力而发射电磁能，其中，响应于所述电磁能，在所述防冰部分中生成涡电流，提供对所述防冰部分的加热。

条款2：根据条款1所述的系统，其中，所述防冰部分包括防冰加热表面，所述防冰加热表面包括智能感应合金。

条款3：根据条款1所述的系统，其中，所述线圈和所述防冰部分被布置在所述构件的相反两侧上。

条款4：根据条款1所述的系统，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，所述防冰部分包括防冰加热表面，所述防冰加热表面被布置成靠近所述皮托空腔的边界。

条款5：根据条款4所述的系统，其中，所述线圈从所述皮托空腔沿径向向外地布置。

条款6：根据条款5所述的系统，其中，所述线圈具有沿着所述皮托空腔的轴线变化的间距。

条款7：根据条款1所述的系统，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，所述防冰部分包括防冰加热表面，所述防冰加热表面被布置成靠近所述支撑件的前缘。

条款8：根据条款1所述的系统，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，所述皮托管被构造成布置在飞行器的外部，所述电源被构造成布置在所述飞行器的内部的加压区中。

条款9：根据条款1所述的系统，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，所述皮托管被构造成布置在飞行器的外表面上，其中，所述电源被布置在所述飞行器的相对内部表面上。

条款10：根据条款1所述的系统，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，所述皮托管被构造成布置在飞行器的外部，其中，所述系统进一步包括位于所述皮托管内侧的逆变器，所述逆变器与直流(dc)输入电气连通。

条款11：一种方法，所述方法包括：提供包括防冰部分的构件；将线圈电感耦合到所述构件的所述防冰部分；以及将线圈联接到电源，将所述电源构造成为所述线圈提供电压，其中，所述线圈响应于由所述电源供应的电力而发射电磁能，其中，响应于所述电磁能，在所述防冰部分中生成涡电流，提供对所述防冰部分的加热。

条款12：根据条款11所述的方法，其中，所述防冰部分包括防冰加热表面，所述防冰加热表面包括智能感应合金。

条款13：根据条款12所述的方法，其中，提供构件的步骤包括以下步骤中的至少一个步骤：将所述智能感应合金气相沉积在所述防冰部分上；进行电镀以沉积所述智能感应合金；或者将所述智能感应合金嵌入所述防冰部分中。

条款14：根据条款11所述的方法，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，其中，所述防冰部分包括防冰加热表面，所述方法包括：将所述防冰加热表面布置成靠近所述皮托空腔的边界。

条款15：根据条款11所述的方法，所述方法进一步包括：将所述线圈从所述皮托空腔径向向外地布置。

条款16：根据条款15所述的方法，所述方法进一步包括：在所述线圈中提供可变的间距。

条款17：根据条款11所述的方法，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，所述防冰部分包括防冰加热表面，所述方法包括：将所述防冰加热表面布置成靠近所述支撑件的前缘。

条款18：一种方法，所述方法包括：从电源为线圈提供电压；响应于电感耦合到所述线圈的构件的防冰部分中的电压而生成涡电流；以及经由所述涡电流提供加热对飞行器的表面进行除冰。

条款19：根据条款18所述的方法，其中，所述防冰部分包括防冰加热表面，所述防冰加热表面包括智能感应合金。

条款20：根据条款18所述的方法，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，所述防冰部分包括防冰加热表面，将所述防冰加热表面布置成靠近所述皮托空腔的边界。

条款21：根据条款18所述的方法，其中，所述构件是具有支撑件、静态空腔和皮托空腔的皮托管，所述防冰部分包括防冰加热表面，将所述防冰加热表面布置成靠近所述支撑件的前缘。

可在制造及保养方法1900的任何一个或多个阶段期间采用本文中示出或描述的设备和方法。例如，对应于部件及子组件制造1908的部件或子组件能以类似于在飞行器1902处于服役时生产的部件或子组件的方式来制作或制造。另外，在生产阶段1908和1910期间，可利用一个或多个设备示例、方法示例或它们的组合，例如，大大加快飞行器1902的组装并降低飞行器1902的成本。类似地，例如但不限于，在飞行器1902处于服役时，例如在维护及检修(框1916)期间，可利用一个或多个设备或方法实施示例或它们的组合。

本文所公开的设备和方法的不同示例包括各种各样的部件、特征和功能性。应该理解的是，本文所公开的设备和方法的各种示例可包括本文所公开的设备和方法的任何其它示例的任何部件、特征和功能性的任何组合，并且所有这样的可能性旨在位于本公开的精神和范围内。

虽然诸如顶部、底部、下部、中部、侧向、水平、竖直、前部等各种空间和方向术语可用于描述本公开的实施方式，但是应理解的是，这样的术语仅仅相对于图中示出的取向使用。取向可逆转、旋转或以其它方式改变，使得上部成为下部，反之亦然，水平变为竖直，等。

如本文中使用的，“构造成”执行任务或操作的结构、限制或元件以对应于任务或操作的方式特别地在结构上形成、构建或适应。出于清楚和避免疑惑的目的，仅仅能够修改来执行任务或操作的对象未被“构造成”执行如本文中使用的任务或操作。

应理解的是，以上描述旨在是说明性的，并非限制性的。例如，上述实施方式(和/或其方面)可彼此组合地使用。另外，许多修改可做出，以使特定情况或材料适应本公开的各种实施方式的教导，而不脱离其范围。虽然本文中描述的材料的尺寸和类型旨在限定本公开的各种实施方式的参数，但是实施方式决不是限制性的而是示例性的实施方式。本领域技术人员在回顾以上描述时，许多其它实施方式将是显而易见的。因此，本公开的各种实施方式的范围应该参考所附权利要求书连同这样的权利要求要求的等同物的完全范围来确定。在所附权利要求书中，术语“包括”和“其中”用作相应术语“包括”和“其中”的普通英语等同物。而且，术语“第一”、“第二”和“第三”等仅仅被用作标记，并非旨在将数值要求强加于它们的对象上。进一步，以下权利要求书的限制并未书写成装置加功能的格式，并非旨在基于美国法典第35卷112条(f)款来解释，除非且直到这样的权利要求明确限制使用短语“用于…的装置”随之以无进一步结构的功能声明。

该书面描述使用示例来公开本公开的各种实施方式(包括最佳模式)，并且还能使任何本领域技术人员实践本公开的各种实施方式，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何整合的方法。本公开的各种实施方式的可保护范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果示例具有与权利要求书的字面语言没有不同的结构元件，或者如果示例包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同物结构元件，则这样的其它示例旨在位于权利要求的范围内。