[发明专利]航空器冰保护系统和方法

说明书

技术领域

本发明大致涉及涡轮机械，并且更具体地涉及用于航空器发动机表面的防冰和除冰系统。

背景技术

图1示意性地表示本领域中已知类型的高旁通涡轮风扇发动机10。发动机10示意性地表示为包括风扇组件12和核心发动机14。风扇组件12示为包括复合式风扇外壳16和从风扇叶片阵列18向前突出的机头整流罩20。机头整流罩20和风扇叶片18都由风扇盘(未示出)支撑。核心发动机14表示为包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮26和低压涡轮28。进入风扇组件12的空气中的大部分被旁通至发动机10的后部，以产生额外的发动机推力。旁通空气行进穿过环形旁通导管30，并穿过风扇喷嘴32离开导管30。风扇叶片18被风扇罩34包围，其限定旁通导管30的径向外边界以及通向发动机10和风扇喷嘴32的入口导管36。核心发动机14被核心壳38包围，其限定旁通导管30的径向内边界，以及从核心发动机14向后延伸的排气喷嘴40。

风扇罩34是重要的结构构件，其设计要素包括空气动力学准则以及承受外物损伤(FOD)的能力。出于这些原因，重要的是在制造罩34时选择合适的结构、材料和装配方法。已经考虑过各种材料和配置，其中金属材料且尤其铝合金得到广泛使用。还已考虑复合材料，诸如利用碳(石墨)纤维或织物加强的环氧叠片，因为它们提供一些优点，包括制造为足够大小的单件(single-piece)部件以满足空气动力学准则、轮廓控制和减轻重量的能力，这提高发动机效率并且改善比燃料消耗(SFC)。

当发动机在地面上且尤其在飞行条件下时，航空器发动机罩(尤其是在入口唇部(图1的42)处的罩前缘)经受结冰条件。移除罩入口唇部42上的积冰(除冰)和防止罩入口唇部42上的积冰(防冰)的一种众所周知的方法是通过使用热空气引气(bleed)系统。作为示例，发动机供给的引气空气可从燃烧室24穿过管道(未示出)抽吸到入口唇部42中，在此，热引气空气接触入口唇部42的内表面，以加热唇部42并移除/防止冰形成。作为备选，某些较小的涡轮风扇和涡轮螺旋桨航空器发动机已利用电防冰系统，其经由焦耳加热将电能转换成热量。电阻型加热导线可用作加热元件，但更近的示例使用能够商业上从GrafTech International Holdings Inc.获得的名为GRAFOIL^?的柔性石墨材料。加热元件埋入诸如硅橡胶的保护罩(boot)中，其又附连于罩入口唇部42的内部前缘。这种系统的一个缺点是它们可需要过量能量用于诸如图1所示类型的高旁通涡轮风扇发动机的大型航空器发动机上的除冰和持续防冰操作。

还一些其他选择包括一种释放化学除冰剂的渗漏(weeping)系统，和装备可充气气囊以使积冰破裂的除冰保护罩。渗漏系统的显著缺点包括化学除冰剂的高昂成本、航空器始终携带除冰剂的需求、和如果在化学剂的供给在飞行期间耗尽时系统的不可操作性。除冰保护罩的缺点包括对气囊充气的泵的需求和相对短的寿命。

考虑到上述情况，正不断努力以研究能够通过对受保护表面的改善的热传递而提供除冰和防冰功能的新技术。

发明内容

本发明提供了一种用于航空器发动机表面的冰保护的系统和方法，其能够通过对受保护表面的改善的热量传递而提供除冰和防冰功能(冰保护)。

根据本发明的第一方面，提供一种用于构件的冰保护的系统，其中，该系统适合于粘着地接合于构件的表面，并包括加热元件层、将加热元件层的第一侧粘着地接合于构件的至少一个导热粘着剂层、隔离层、将加热元件的第二侧粘着地接合于隔离层的至少一个隔热粘着剂层、适合于在功率源与加热元件层之间提供电气连接的电气母线条、和并入该系统中的至少一个温度传感器。

根据本发明的第二方面，一种保护航空器上的构件免于冰形成的方法包括附连于电气母线条且与母线条和至少一个热传感器一起封装的加热元件层，以形成层叠结构，其中，第一导热粘着剂层设置在层叠结构的第一侧处，并且第一隔热粘着剂层设置在层叠结构的第二侧处。层叠结构然后被固化，此后隔离层利用第二隔热粘着剂层而附连于层叠结构的第二侧。层叠结构然后利用第二导热粘着剂层而附连于构件。最后，层叠结构和粘着剂层固化于构件，以将层叠结构接合于表面。

一种用于构件的冰保护的系统，其中，系统适合于粘着地接合于构件的表面，系统包括：加热元件层；至少一个导热粘着剂层，其将加热元件层的第一侧粘着地接合于构件；隔离层；至少一个隔热粘着剂层，其将加热元件层的第二侧粘着地接合于隔离层；电气母线条，其适合于在功率源和加热元件层之间提供连接；和至少一个温度传感器，其并入系统中。