[发明专利]用于控制电除冰系统的方法

说明书

本发明涉及一种除冰方法，特别涉及用于涡轮喷气发动机舱的进气口唇缘的除冰方法。

飞行器通过一个或多个推进组件来推进，每个推进组件包括容纳在管状发动机舱的涡轮喷气发动机。每个推进组件通过通常位于机翼下方或机身处的挂架被附接至飞行器。

发动机舱通常具有这样一种结构，其包括位于发动机上游的进气口、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇的中央段、容纳推力反向器装置并用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段，该发动机舱通常止于喷嘴，该喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

进气口一方面包括进气口唇缘，另一方面包括唇缘附接其上的下游结构；其中，该进气口唇缘适于允许将需要供给涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机的空气朝向涡轮喷气发动机最佳地汇合；该下游结构用于适当地将气体引向风扇的叶片。该组件附接在属于发动机舱的上游段的风扇外壳的上游。

在飞行过程中，根据温度和湿度情况，发动机舱上可能会结冰，尤其是在进气口唇缘的外表面上。冰或霜的存在影响了进气口的气动性能，并干扰了空气朝着风扇汇集。

用于对外表面除霜或除冰的一种方案包括通过将外表面保持在足够温度来防止在该外表面上结冰。

因此，例如从文献US4688757已知的是在涡轮喷气发动机的压缩机处获取热空气，并且将其输送到进气口唇缘以加热壁。但是这种装置需要位于涡轮喷气发动机和进气口之间的热空气进气管道系统以及用于在进气口唇缘处排出热空气的系统。这增加了推进组件的重量，而这不是令人满意的。

这些缺陷能够通过使用电除冰系统来克服。

EP1495963和一些其他文献与电除冰及其发展相关。

为了尽可能大地减轻使用在发动机舱的构成部分中的结构、以及更一般的航空设备，在这些结构中越来越多地使用复合材料。发动机舱的进气口唇缘可特别由复合材料制成。

这些材料的使用在电除冰装置这点上构成一定问题。

实际上，这些材料的暴露温度通常必须不超过临界阈值，否则材料容易变形并因此损坏结构。复合材料的温度因此需要被监控以避免材料的任何过热，特别是局部过热。

一种明显的解决方案是为由复合材料制成的结构装配温度传感器。但是，在不大量增加所使用的温度传感器的数量的情况下，这种方案并不能避免传感器之间的某些局部过热。这种方案还包括建立用于由传感器测量的数据的数据传输网络，这使得该结构更加笨重，并使得除冰装置特别复杂，并且在安装和应用方面非常不实用。

出于可靠性的原因，还需要增加大量的传感器，这会进一步影响结构的重量，并且增加其复杂性。

本发明的一个目的在于提供一种高效且不存在损坏所使用的复合材料的风险的电除冰装置。

为此，本发明涉及一种用于管理和控制属于飞行器涡轮喷气发动机舱除冰组件的至少一个电阻加热元件的方法，其特征在于，该方法包括针对以下的步骤：

-从飞行器的中央控制单元获得表示外部飞行状况的参数；

-确定与所获得的飞行状况相对应的热模型；

-根据该热模型，将合适的对应的电功率输送到电阻加热元件。

因此，通过使用表示外部飞行状况的数据集(此数据可在飞行器的计算机上得到)，能够优化发动机舱的不同元件的除冰效果。实际上，外部温度、压力、速度等条件被确定与发动机舱表面上的冰的形成有关。

这些外部飞行条件能够使飞行器处于飞行包线内，与预定热模型相对应，该预定热模型结合了所述飞行包线以及除冰所需的待供应至电阻加热元件的电功率的值。

优选地，飞行器中央控制单元是FADEC(全权数字式发动机控制)。此控制单元还可使用缩写EEC(电子发动机控制)来表示。

有利地，通过使用ARINC总线的至少一个数据连接来获得表示外部飞行状况的参数，其中，该数据连接优选是冗余的。

优选地，表示所述外部飞行状况的参数包括至少一种以下参数：外部温度、外部压力、飞行器速度、潮湿程度。

有利地，根据本发明的方法控制多个电阻加热元件。同样有利地，所述电阻加热元件分布在至少两个电阻加热元件的带中，该方法的目的在于根据所选热模型和带的位置为每个带输送独有的电功率，其中，这些电功率可彼此相同或不同。以此方式，可以将不同功率提供给例如位于进气口内侧的电阻加热元件的第一周边网络、位于唇缘处的电阻元件的第二周边网络、以及位于发动机舱的唇缘的略微上游的第三周边网络。

优选地，所采用的热模型选自多个热模型，所述多个热模型包括至少一个与巡航状态对应的热模型、以及除此以外的可能地特别地与起飞、爬升、下降、着陆前等待、飞行器着陆的状态相对应的其他热模型。