[发明专利]碳同素异形体防冰系统的加热器设计

说明书

一种用于飞机部件的防冰系统，包括多个加热器。所述飞机部件具有至少两个部段和一个接合区域。所述加热器中的至少一个是H形碳同素异形体加热器，所述碳同素异形体加热器被设计为向所述接合区域施加热量并防止冰在所述接合区域积聚。

技术领域

本申请总体上涉及防冰，且具体来说，涉及防冰加热器。

背景技术

在空中飞行的飞机经常会结冰，且必须使用防冰或除冰装置来去除或防止冰积聚在飞机的外表面上。对于任何类型的电加热器或除冰加热器，加热器越靠近机翼、机舱、鼻锥、发动机罩或其他飞机零件的外表面，由于加热器靠近外表面，给飞机元件加热或除冰所需的功率就越小。

在飞机上，含有这种加热器的电热防冰系统(IPS)被应用于背面或嵌入前缘中，以向前缘表面提供所需的热量，否则前缘表面会结冰。由于飞机飞行时前缘的热冷却负荷很高，热量不容易沿着前缘从IPS扩散到直接在下方的没有加热器的区域。出于这个原因，含有需要在前缘表面中断裂的多个部段、片段或板条的飞机零件容易在不被IPS加热器边缘覆盖的接头或接合区域结冰。

发明内容

在一个实施方案中，一种防冰系统包括第一部段、通过接头附接到第一部段的第二部段、和接合部段、跨越第一部段展向扩展的第一多个加热器、跨越第二部段展向扩展的第二多个加热器、扩展到接合部段的在第一部段上的第一H形加热器、以及扩展到接合部段的在第二部段上的第二H形加热器。第一部段具有第一跨度和第一弦。第二部段具有第二跨度和第二弦。接合部段包括第一部段的一部分和靠近第一部段的所述部分的第二部段的一部分。

在第二实施方案中，一种防冰系统包括：具有多个部段的部件；和多个加热器，每一个加热器具有连接到展向部段的至少一个弦向部段。多个部段中的每一个通过接合部段连接到相邻部段。多个加热器中的一个位于多个部段中的每一个上，并且弦向部段中的每一个位于接合部段中。

在第三实施方案中，一种H形加热器包括：第一弦向部段；平行于第一弦向部段的第二弦向部段，其中第一弦向部段和第二弦向部段对准；以及展向部段，其从第一弦向部段的中心区域延伸到第二弦向部段的中心区域。

附图说明

图1是现有技术配置中具有防冰系统(IPS)的加热前缘的示意图。

图2是具有包括H形碳同素异形体加热器的IPS的加热前缘的示意图。

图3A至3B是第一实施方案中具有包括H形碳同素异形体加热器的IPS的加热前缘的示意图。

图4A至4B是在第二实施方案中具有包括H形碳同素异形体加热器的IPS的加热前缘的示意图。

具体实施方式

具有连接到展向部段的至少一个弦向部段的加热器可以用在接合部段上或其附近的飞机部件上，以允许完全的加热覆盖和防冰。这种加热器可以是H形、T形或L形的。例如，H形加热器具有两个弦向部段，所述两个弦向部段在其中心处由展向部段连接。类似地，T形或L形加热器具有连接到展向部段的一个弦向部段。这种配置可以通过允许电连接到装配在这种接合部段中的弦向部段来减轻部件部段被接合来形成接合部的低温。这种方法可能特别适用于碳同素异形体，如基于碳纳米管(CNT)的加热器系统，因为碳同素异形体系统允许在加热器的每一个部段的端部进行电连接。

图1是现有技术配置中具有防冰系统(IPS) 11的加热前缘10的示意图。IPS 11包括第一部段12、第二部段14、接合部段16、具有电连接20的加热器18、和冷部段22。

前缘的第一部段12和第二部段14可以是例如机翼上在接合部段16处接合的面板。加热器18位于第一部段12和第二部段14上或嵌入其中，用于防冰。加热器18可以是例如基于碳同素异形体的加热器、金属加热器或其他防冰系统。加热器18跨越部件部段12、14中的每一个展向S延续，并加热部段12、14的大部分。加热器18在电连接20处电连接到电源。