用于迎角传感器的外壳加热器的制造方法
【专利说明】
【背景技术】
[0001]飞机可以使用一个或多个传感器确定飞机的迎角(AoA)。为了测量AoA，飞机可以具有安装在飞机外部的传感器。可以使用传感器测量相对于机身水平参考平面或机翼参考平面的局部气流角。一些传感器使用固定至传感器的可旋转配件(appendage)。可旋转配件可具有使配件寻找相对于配件周围的局部气流方向为中性角或零度角的轮廓。随着局部气流方向改变，可旋转配件优选地旋转以维持相对于配件周围的局部气流的零度角。
[0002]可以通过AoA传感器检测配件旋转的量。传感器、或其他合作系统使用配件的旋转来确定配件周围的局部气流的方向。局部气流的方向和飞机的水平参考平面之间的角度差是AoA。因为AoA传感器的至少一部分暴露于环境，所以传感器可能遇到由于环境影响带来的技术问题。
[0003]针对这些考虑和其他考虑，在此提出了本公开。
【发明内容】
[0004]应当理解，提供本
【发明内容】
以简单的形式介绍下面【具体实施方式】中进一步描述的概念的选择。本
【发明内容】
不旨在用于限制所要求保护主题的范围。
[0005]根据本文中公开的一个实施方式，描述了一种在AoA传感器上使用的加热装置。加热装置包括支撑元件，被配置为与AoA传感器可释放的接合；加热元件，粘合至支撑元件以形成复合结构；以及控制温度调节器，被配置为接收温度输入并且在或低于第一温度时允许电流流过加热元件且在或高于第二温度时减少流过加热元件的电流。
[0006]根据另一个实施方式，描述了一种用于飞机的AoA传感器系统。AoA传感器包括翼形主体，固定至可旋转的底座；可旋转底座，可旋转地固定至AoA传感器；以及加热装置，可移除地固定至AoA传感器并且被配置为减少在AoA传感器上的冰形成。加热装置包括支撑元件，被配置为与AoA传感器可释放的接合；加热元件，粘合至支撑元件以形成复合结构；以及控制温度调节器，被配置为接收温度输入并且在或低于第一温度时允许电流流过加热元件且在或高于第二温度时减少流过加热元件的电流。
[0007]根据另一实施方式，描述了一种用于加热AoA传感器的方法。该方法包括接收AoA传感器的表面的温度的输入；响应于检测到温度在第一温度设置点以下，允许电流流过加热装置的与AoA传感器热接触的加热元件，加热装置邻接AoA传感器的面板的内表面，并且电阻元件粘合至加热装置的支撑元件；以及响应于检测到温度在第一温度设置点以上，减少流过加热元件的电流。
[0008]已经讨论的特征、功能和优势可以在本公开的各种实施方式中独立地实现，或者结合在另外的实施方式中，可以参考以下描述和附图了解本公开的更多细节。
【附图说明】
[0009]根据【具体实施方式】和附图将更加全面地理解本文介绍的实施方式，其中:
[0010]图1是根据本文中公开的至少一个实施方式的其中已经固定AoA传感器的飞机的侧视图。
[0011]图2是根据本文中公开的至少一个实施方式的使用加热装置维持传感器的一部分的温度的AoA传感器的截面图。
[0012]图3是根据本文中公开的至少一个实施方式的AoA传感器的分解透视图。
[0013]图4是根据本文中公开的至少一个实施方式的加热装置的透视图。
[0014]图5是根据本文中公开的至少一个实施方式的处于敞开构造中的加热装置的底视图。
[0015]图6是根据本文中公开的至少一个实施方式的处于闭合构造中的加热装置的顶视图。
[0016]图7是根据本文中公开的至少一个实施方式的加热装置的一部分的截面图。
[0017]图8是示出了根据本文中公开的至少一个实施方式的用于操作AoA传感器的加热装置的过程(routine)的流程图。
[0018]在本申请中介绍的多个图示出了本公开的实施方式的变体和不同方面。因此，在对每个示图的详细说明中，将描述在相应图中所确定的差异。
【具体实施方式】
[0019]以下详细说明涉及AoA传感器的加热装置。在一些构造中，加热装置可以可移除地固定在AoA传感器的外壳以降低在AoA传感器的某些区域中冰形成的可能性。加热装置包括粘合至支撑元件的至少一部分的传导加热元件。在一些构造中，加热元件能够由一层或多层的聚合物形成。加热装置可以进一步包括电气系统以将电力提供至加热元件。加热装置可被安装在降低AoA传感器的翼形主体及其面板之间的区域中冰形成的可能性的一个位置。
[0020]在一些构造中，翼形主体可以安装在可旋转底座(有时称为吊环)上。为了允许翼形主体的自由旋转，在AoA传感器的其他部件和可旋转底座之间的界面中可存在一个或多个轴承结构。在某些条件下，水可以存在于可旋转底座/翼形主体之间的界面和AoA传感器的其他部件，包括可旋转底座和翼形主体非常接近的面板。在某些天气条件下，存在于界面中的水可能结冰，阻碍可旋转底座的自由旋转。因为结冰的位置，所以壳体加热器和翼形加热器可能在增加接近界面的部件的温度方面是无效的。目前公开的加热装置可被安装在适于增加温度的位置。
[0021]图1是根据本文中公开的至少一个实施方式的其中已经固定AoA传感器104的飞机100的侧视图。AoA传感器104包括可旋转的翼形主体106。翼形主体106被配置为响应于跨越翼形主体106表面运动的空气的作用而旋转。优选地，翼形主体106相对于气流方向保持零度角。
[0022]零度角意指翼形主体106平行于、或近乎平行于跨越翼形主体106运动的气流的方向。当穿过AoA传感器104的气流的方向改变时，优选地，翼形主体106将旋转以保持或实现相对于气流方向的零度角。翼形主体106的旋转角度被测量并且用于确定飞机100的迎角。
[0023]包括翼形主体106的AoA传感器104的部分暴露于环境。在一些情况下，水可能渗入AoA传感器104的各部分。如果水能够渗入AoA传感器104中的某些区域，则在水结冰时可能妨碍翼形主体106旋转的能力。如果冰形成在某些位置，则响应于跨过其表面的气流方向的改变，翼形主体106可能以慢速旋转，并且可能根本就不旋转。因此，AoA传感器104可能输出不正确的迎角。为了降低结冰的可能性，可以使用加热装置。
[0024]图2是根据本文中公开的至少一个实施方式的使用加热装置208维持AoA传感器104的部分的温度的AoA传感器104的截面图。AoA传感器104包括外壳210。外壳210被配置为包围AoA传感器104的内体积212。内体积212通过外壳210的内表面限定。在一些构造中，内体积212被用于包围并且保护AoA传感器104的各种电子和机械零件免受环境的影响。但是，AoA传感器104的一些部分暴露于环境。
[0025]如上所述，翼形主体106暴露于外部气流。翼形主体106固定至可旋转底座214。在一些构造中，可旋转底座214不设成齐平或紧靠AoA传感器104，而是在可旋转底座214和AoA传感器104之间留有空间216。使用交叉阴影图案示出了空间216的实施例。在一些构造中，水能够进入空间216并且结冰，阻碍可旋转底座214的旋转。
[0026]为了降低在空间216和其他可能位置中冰形成的可能性，可以使用加热装置208。加热装置208包括支撑元件218和加热元件220。加热元件220可以是当施加某些量的电流时产生热量的电阻元件。加热装置208包围至少一部分外壳210。优选地，加热装置208直接接触外壳210。通过加热装