除冰系统的制作方法

本发明涉及航空航天防冰系统，并且特别地是但非排它地是，涉及一种防冰系统，该防冰系统能够与中小型飞行器以及大型商用飞行器一起使用。

背景技术：

诸如机翼前缘或发动机吊舱(等)的航空航天表面在飞行期间容易积冰，这是因为部件的寒冷外表面在飞行、着陆、滑行或起飞期间会与水形成接触。

结冰可能改变部件的空气动力学轮廓或形状，因而改变部件的功能。这可能会带来灾难性的后果。在发动机吊舱中，冰可能被再次被吸入到发动机中，这可能具有非常严重且危险的结果。

为了解决这些问题，已经在不同的飞行器中采用了许多加热系统。一种系统涉及使用来自发动机的热排气，该热排气能够被引导至期望的表面(例如，沿着机翼的前缘)。这具有使用来自排气的多余热的优点。在替代布置结构中，将电加热器应用于易于结冰的飞行器表面，并且电流通过加热器。这种系统的优点是它允许在飞行器周围部署复杂的分布式加热系统。实际上，该系统已变成行业中对积冰的首选解决方案。

然而，电加热系统的缺点在于其复杂性和功耗，其必须从发动机中的发电机馈电。在例如具有多个发动机的较大飞行器中，发电机具有为电加热器供电的能力。对于较小的飞行器而言则不是这样的。

然而，本文中所述的发明的发明人已经创建了一种替代的去冰系统，其在维持去冰能力的同时使电力消耗最小化。

技术实现要素：

本发明的各方面在所附权利要求书中阐述。

从本文中公开的本发明的第一方面来看，提供了一种用于飞行器的除冰系统，所述系统包括封装了可电操作加热器的层压结构，其中，该层压结构包括多层，并且至少两层被构造成能够相对于彼此选择性地移动，以增加两层的间距。

因而，提供了一种系统，该系统将传统的电加热器与可膨胀或可移动的结构相结合。具体地是，膨胀在垂直于传统加热器表面的表面的方向上，使得该表面从其所形成或连接到的表面向外移位。由此，该表面的多个部分能够被构造用以移动离开或移出传统表面，从而干扰传统表面的形状或轮廓。

由此，本文中所述的发明提供了一种组合式或混合式除冰系统，其能够同时加热表面并使表面移位，并且这有利地允许冰能够被融化并且能够被机械地或物理地破裂或被推离表面。

飞行器法规要求遇到结冰状况的飞行器配备有防止或移除机翼和控制系统上的冰的形成物的机构。如上所讨论的那样，飞行器通常通过放出来自发动机的热气或使用处在前缘结构上的电加热元件来实现这一目标。

这种技术的示例包括波音787，它结合了加热器垫技术。然而，同样如上所述，这种技术在较小飞行器上的应用受到飞行器产生足够电能的能力的限制。

发明人已经创建了一种薄的、柔性的、单层的集成加热器和致动器，其由封装在热塑性/玻璃纤维复合层压物内的蚀刻的和/或沉积的金属轨迹的组合制成。这与除冰系统的现有示例形成对比，除冰系统的现有示例使用离散的、单独的部件来致动和加热，然后必须组装这些离散的、单独的部件。

本文中所述的系统适用于上面可能结冰的任何表面。例如，在飞行器蒙皮应用中，可以将集成功能层粘合在薄的金属防腐蚀蒙皮和结构性复合材料或金属蒙皮之间。这样的布置结构

本文中所述的系统提供了许多技术优点，包括：

·功能层内的致动器靠近表面，这意味着能够在不影响结构刚性的情况下实现表面的有效偏转，并且同时仍免受损坏和环境状况的影响，而且同时还避免了表面变形/起伏。

·功能层中的致动器由结构蒙皮支撑(无需附加的背衬结构——节省了重量和空间)。

·释放了结构内的空间(仅需要布线)。

·致动器性能不受接近结构节点(例如，翼肋)的影响，并且能够位于沿结构的任一点处。

·在这种构造中，将无法接近致动器以进行维修或保养。如果致动器(或加热器)被设计成可拆卸的或替换前缘蒙皮，则致动器(或加热器)故障将需要更换功能层。

·在这种构造中，在热塑性功能层暴露于结构内的内部环境的任何位置(例如，结构蒙皮中用于布线通道的切口附近)处，都有可能由于湿弧轨迹(wetarctracking)而存在故障模式。

·加热器和致动器之间没有“死区”，从而提高了去冰器的性能。

·通过扩展由吉凯恩公司(gkn)已经研制出来的、用于热塑性薄膜加热器垫(蚀刻铜箔)的制造工艺和材料的使用，混合功能层结合了致动器。

·功能层(布线端子除外)是完全保形的，并且从集成的角度将对系统的影响最小化。

·在针对所讨论的飞行器结构的制造过程中，功能层能够作为单个柔性层供应，以用于组装，从而降低了制造成本。

·可能会引入新的故障模式，这些模式与内部释放层和每次致动器点火所形成的空腔相关联。这些故障模式将主要根据由于疲劳加载引起的层压物完整性的劣化来定义。

热塑性功能层层压物/玻璃功能层层压物具有下列部件：

·蚀刻铜致动器导体，所述蚀刻铜致动器导体被布置为一个在另一个之上的、具有受控间隙的一对平行导体。当在每个导体中以相反的方向供应高电流脉冲时，电磁力导致它们排斥并以相当大的力移动离开。所实现的偏转量级为约0.5mm至1.0mm。

·致动器导体之间的释放层，所述释放层维持最小间隙并允许导体在不会损坏周围的层压物的情况下移动离开。在致动器已经点火后，导体应在真空力的影响下返回它们的原始位置。

·蚀刻铜加热元件端子和汇流条。

·沉积的金属加热元件，所述沉积的金属加热元件靠近层压物的oml(外模线)并与致动器导体电绝缘。

有利地是，本文中所述的构造意味着(尤其是)：

·加热器和致动器之间没有“死区”，从而提高了去冰器的性能。

·通过扩展由吉凯恩公司(gkn)已经研制出来的、用于热塑性薄膜加热器垫(蚀刻铜箔)的制造工艺和材料的使用，混合功能层结合了致动器。

·功能层(布线端子除外)是完全保形的，并且从集成的角度将对系统的影响降至最低。

·功能层可以在针对所讨论的飞行器结构的制造过程中作为单个柔性层进行组装来供应，从而降低了制造成本。

·可能会引入新的故障模式，这些模式与内部释放层和每次致动器点火所形成的空腔相关联。这些故障模式将主要根据由于疲劳加载引起的层压物完整性的劣化来定义。

应认识到，层压结构可以包括多种不同的层构造。例如，层压物可以采用以下形式：

第一热塑性散热层；

第二可电操作加热元件层；

第三电绝缘热塑性层；

第四电绝缘热塑性层；

第五电源层；以及

第六热塑性背衬层，

其中，电致动器位于第三热塑性层和第四热塑性层之间。

因而，定义了一种多层层压物，其包括致动器，即嵌入或封装在层压物内的致动器。

致动器必须是薄的，以最小化系统的重量，并且因而，有利地是，电致动器可以是由电绝缘体分开的一对相对的电导体的形式。

安培力定律意味着，借助于每个导体产生的磁场以及那些磁场的相互作用，能够在两个导体之间产生排斥力。因而，使用这种原理能够在层压结构中产生非常小的移动。对电流施以脉冲能够导致致动器运动中的脉冲，并因而导致层压物的表面的移动中的脉冲，该层压物的表面随着施加脉冲电流而被导致上升和下降。

根据待被去冰的表面的应用和形状，导体可以是任何合适的形状。

有利地是，相对的电导体可以是平行且重叠的导电轨迹的形式。通过使所述轨迹重叠，能够实现最大的力效应。

为了允许移动和产生力，轨迹必须彼此电绝缘。例如，相对的电导体可以由弹性体层分开，该弹性体层对于所使用的电压具有合适的机械介电强度。

所述导体中的一个或两个导体可以自由移动，以最大化由安培定律产生的移动，即，所述电导体中的一个或两个电导体可以相对于电绝缘体自由移动。因而，移动能够转化到去冰结构的外表面，这是因为导体移动不受结合到或连接到绝缘体的抑制。

为了电激励该设备或使该设备通电，电导体被布置成在使用时将被电耦合至电源。

而且，为了实现安培定律效应，电导体在一端处电连接在一起，并且被布置成在另一端处电耦合到电源。

为了使层压结构连续，该结构可以设有热塑性填料，所述热塑性填料与位于第三热塑性层和第四热塑性层之间的每个电导体相邻定位。这些填料“填充”了层压物中的由两个导体的厚度以及位于所述两个导体之间的绝缘层所产生的间隙。

为了向加热层提供电力，可以在第二可电操作加热元件层和第五电源层之间设置电路径。

加热元件本身例如可以是例如由导电铜制成的弯曲轨迹。电流经过轨迹会产生热。

可以以多种传统方式或使用更先进的技术(诸如火焰喷涂铜)来施加加热元件。类似地是，可以以各种方式(包括例如铜蚀刻层)施加电导体和电源层。

这些层的选择将取决于其是被布置用以携载电流从而产生热，还是被布置用以将电流(在不产生热的情况下)供应到电流将被用以产生热的位置。

为了形成固态设备或去冰层或垫，可以将层压物固化在一起，例如在高压釜中进行，在高压釜中，热塑性材料软化并粘附至相邻层。因而，紧挨相邻的相邻层彼此连接，当然除了两个相对的电导体之外。

因而，实际上，形成了包括封装了多个导电层的多个热塑性层的层压结构。

如上所讨论的那样，两个导体之间的绝缘体必须被构造成允许一个或两个导体相对于彼此移动离开。为了实现这一目标，位于电导体之间的电绝缘体可以是热塑性材料的形式，该热塑性材料包括允许绝缘体的外表面相对于彼此移动离开的不连续性。

例如，不连续性可以是狭缝的形式，该狭缝在层内的平面中延伸并且与该层的最外表面平行。这种狭缝或不连续性允许绝缘体膨胀，使得如果该绝缘体联接到导体，则所述导体仍可以移动。在一种替代布置结构中，所述导体中的一个或两个导体可以不结合到绝缘体的外表面，由此实现相同的效果。

将认识到，能够有多种方式构造这些层，以允许两个导体相对移动，同时维持它们的电绝缘。例如，在另一种布置结构中，电绝缘体能够是彼此紧挨相邻的两个独立子层的形式。

层压物内的层可以使用多种材料。例如，热塑性层和绝缘层中的一个或每个层可以使用聚醚醚酮(peek)材料。

形成致动器的导体可以是任何合适的形状。有利地是，所述导体可以是具有恒定宽度和横截面的重叠伸长轨迹。因而，可以产生均匀的力和移动。

轨迹可以被构造成遵循将被去冰的空气动力学形状的轮廓，并且可以是连续的或弯曲的、之字形的或任何期望的形状。

通过改变导体的表面积和/或横截面厚度，能够产生不同的电流密度，由此允许沿着导体和去冰设备实现不同的移位或移动。例如，电导体可以是重叠的伸长轨迹，其具有变化的宽度，从而限定了具有更大或更小的表面积的区域。然后，能够产生非均匀移位。

另外，具有较大位移(即，具有较大力)的区域可以有利地是与航空航天部件的结构部件对准，因而确保力不会损坏所述结构的任何精细或脆弱部分。在机翼中，例如，具有较大力的区域能够被布置成与机翼的翼肋对准。

设备的外表面还可以设有金属防蚀蒙皮。也可以在设备的第二相反侧上施加结构性复合材料或金属蒙皮。因而，能够制造预制的去冰系统并交付安装。

应认识到，去冰设备特别适用于将被弯曲或具有圆化形轮廓的空气动力学部件的前缘或吊舱。因而，这些层能够被形成为与所期望的应用轮廓相对应的形状。

从本文中所述的本发明的另一方面来看，提供了一种用于飞行器的去冰系统，其包括如本文中所述的设备以及被布置用以电激励电加热元件和电致动器的一个或多个电控制和供电装置。由此，可以提供一种完整的系统。

可以以各种不同的方式来激励导体，以实现沿着设备的不同位移、不同位移轮廓和/或不同共振或波。而且，取决于应用，诸如机翼的部件可以包括一个以上的去冰设备，其可以有利地被同时控制或被独立控制。独立控制允许管理去冰系统的电力要求；对于小型飞行器而言，这是尤其重要的方面。

从另一方面来看，提供了一种用于航空航天部件的去冰系统，其包括第一可电操作的加热电路和第二可电操作的移位电路，其中，该第二移位电路为被电绝缘体分开的至少一对相邻电导体的形式，并且其中，电导体被布置成使得导体的同时电激励在导体之间产生分开力，从而导致导体彼此远离移动。

如上所述，形成导体的轨迹可以为任何合适的形状。有利地是，所述轨迹可以是基本扁平的、薄的且矩形的伸长轨迹，其可以被方便地以铜蚀刻到热塑性表面上。如上所述，重要的是，所述轨迹必须彼此相邻，以受益于安培力定律效应。因此，平行的、薄的且扁平的矩形轨迹是有利的。

还可以方便地使伸长且薄的导体起波纹或允许沿其长度产生波，这可以有利地破坏位于航空航天部件的表面上的冰。例如，可以沿着轨迹获得共振频率，从而再次破坏冰。

从又一进一步方面来看，提供了一种制造用于飞行器的去冰设备的方法，该方法包括下列步骤：

(a)形成层压结构，其至少包括：

第一热塑性散热层；

第二可电操作加热元件层；

第三电绝缘热塑性层；

第四电绝缘热塑性层；

第五电源层；和

第六热塑性背衬层，

其中，电致动器位于第三热塑性层和第四热塑性层之间；和

(b)固化该结构，以将其中的一个或多个层结合在一起，从而形成连续结构。

因而，由此提供了一种制造去冰设备和系统的方法，其中，将层压结构叠置然后固化，以产生连续结构。

从本文中所述的发明的另一方面来看，提供了一种用于飞行器结构的电动加热器垫，其包括加热元件和封装在该垫内的电动致动器，其中，该致动器为一对相邻的电导体的形式，当被同时电激励时，电导体导致垫的表面在垂直于该垫的表面的方向上移位。

例如，本发明可以以加热器垫的形式供应，该加热器垫可以被形成为期望的轮廓，并且然后被固化，以硬化成期望的空气动力学形状。

从本文中所述的发明的又一另一方面来看，提供了一种用于航空航天部件的前缘的去冰设备，该设备包括电加热器和一个或多个致动器，所述电加热器被嵌入在该设备的一部分中，以用于与航空航天部件的前缘对准；所述一个或多个致动器被嵌入在设备的一部分中，以用于与航空航天部件的相对于前缘的尾部区域对准。

根据本公开，可以采用一个或多个致动器与单独的加热区的组合。可以以传统方式实现加热区，例如使用传统的电操作加热垫(嵌入限定出前缘轮廓的结构内的加热元件)。

致动器可以以与上述相同的方式实现，但是可选地是，其具有或不具有集成的加热层。

因而，可以提供两种布置结构。

第一布置结构包括：前缘可电操作加热器，以加热任何结冰；和从前缘下游布置的一个或多个致动器，其可以独立地或同时地运行。该布置结构可以被操作用以在前缘处融化冰。冰变成水，然后水从前缘沿着前缘的下游的尾部表面流动并重新冻结(因为它离开了被加热的表面)。通过将一个或多个致动器定位在冰重新冻结的区域处，能够从表面并且因而从机翼机械地排出或弹出重新冻结的冰。

有利地是，因为可电操作的致动器消耗的电力比被加热的表面少得多，所以不必加热整个前缘和机翼的相邻尾部表面的一部分。因而，能够实现一种去冰系统，这种去冰系统是现有加热器垫方法和嵌入式致动器的混合或组合。这样的系统消耗更少的电力，同能时仍然能够对结构去冰。这允许将该系统部署在小型飞行器上，甚至可以部署到无人机(uav)上。

致动器可以可选地是并且另外地是设有如上所述的加热器层，因而提供了第二可选布置结构。这在厚冰层结冰的应用中可能是有用的。然后，致动器中的嵌入式加热器能够削弱冰和表面之间的界面层，并且然后致动器被激活，以产生将冰推出的移位或移位波。

有意允许冰沿着机翼的尾部区段重新形成似乎是违反直觉的，但它允许使用一部分电力对机翼去冰，即按照以下步骤进行：

(a)电激励加热元件，以导致冰融化并从前缘流向尾缘，

(b)允许冰在尾缘的与所述至少一个致动器相邻的部分处重新形成；以及

(c)激活所述至少一个致动器，以导致冰从尾缘表面分开。

对航空航天部件(诸如机翼)去冰的另一种布置结构涉及将去冰液分泌到已经冻结的表面上。实际上，液体被释放到表面上，这使得冰分解，并且然后能够从航空航天部件的关键区域或关键区流走。这种液体被熟知为凝固点降低液体或fpd。这样的示例之一是基于乙二醇的流体。

有利地是，相同的致动器和可选的是还有加热层可以与这种流体防冰系统结合使用。以相同方式，上述传统加热垫可以与本文中所述的致动器和可选的是还有加热器结合使用，它可以与流体系统以完全相同的方式使用，即，位于部署了流体的前缘区的下游。

使用本文中所述的去冰设备为流体系统带来了许多优点(由于无法在飞行器上携载大量液体，所以流体系统经常用于紧急情况)。

例如，使用流体分泌系统将本文中所述的去冰设备定位在前缘下游但与该前缘相邻，这允许流体沿着机翼流动更长时间而不会重新冻结，这还允许携载较少量的流体和/或使用较低浓度的流体，从而具有环境效益。

流体本身可以例如从前缘处或前缘附近的导管分泌。例如，设备的与前缘对准的区域可以包括穿孔表面，以用于从导管穿过前缘的流体连通。

为了进一步增强布置结构，穿孔表面可以附加地包括电加热器，该电加热器被布置用以在使用时加热前缘表面。

致动器可以不包括如上所述的加热层，并且因而，从本文中所述的本发明的另一方面来看，提供了一种流体分泌防冰系统，其包括用于与航空航天部件的前缘表面对准的流体输送导管，该系统还包括一个或多个致动器，所述一个或多个致动器被嵌入在设备的一部分中，以用于与航空航天部件的相对于前缘的尾部区域对准。

再一次，设备的与前缘对准的区域可以包括穿孔表面，以用于从导管穿过前缘的流体连通。

应认识到，本公开可以适用于各种航空航天表面，包括但不限于飞行器机翼、尾翼、安定面、发动机吊舱、直升机旋翼桨叶等。

附图说明

现在将仅通过示例并参考下列附图来描述本发明的一个或多个实施例，在所述附图中：

图1示出了飞行器机翼的前缘的示意图；

图2示出了穿过本文所述的致动器/加热设备的横截面图；

图3示出了致动器的间距和操作；

图4示出了致动器的电路；

图5示出了设备层压结构内的致动器的构造；

图6示出了从电力输送层到加热电路的电连接以及加热电路路径的示例；

图7示出了致动器轨迹的两个替代性轮廓；

图8和图9示出了进一步的混合去冰系统，可选地是，其结合有致动器；并且

图10和图11示出了又一进一步的流体去冰系统，可选地是，其再次结合有致动器。

本说明书中对现有技术文献的任何引用都不应被认为是承认该现有技术是众所周知的或形成本领域公知常识的一部分。如本说明书中所使用的是，词语“包括…”，“包含…”和类似词语不应以排它性或穷举性的意义来解释。换句话说，它们旨在表示“包括但不限于…”。参考以下示例进一步描述本发明。应明白，所要求保护的本发明无意以任何方式被这些示例所限制。还应认识到，本发明不仅涵盖各个单独实施例，而且涵盖本文所述的实施例的组合。

提出本文中所述的各种实施例仅是为了帮助理解和教导所要求保护的特征。这些实施例仅作为实施例的代表性样本提供，并且不是穷举的和/或排它性的。应理解，本文中所述的优点、实施例、示例、功能、特征、结构和/或其它方面不应被认为是对权利要求书所限定的本发明的范围的限制或对权利要求书的等同物的限制，并且在不脱离所要求保护的本发明的精神和范围的情况下，可以利用其它实施例并且可以做出变型。本发明的各种实施例可以适当地包括以下、由以下组成或基本上由以下组成：所公开的元件、部件、特征、零件、步骤、手段等的适当组合组成，而不是仅仅本文中具体描述的那些元件、部件、特征、零件、步骤、手段等。另外，本公开可以包括当前未要求保护但将来可以要求保护的其它发明。

具体实施方式

图1示出了用于本文中公开的发明的在飞行器机翼1的前缘上的一种应用。

机翼1包括前缘2，该前缘2是形成机翼的前部或上游部的弯曲轮廓。机翼通过将空气流分成机翼的上表面和下表面上的两股气流而产生升力。

从前缘1的顶表面和底表面延伸的是尾部区域3或尾部区，其从前缘远离机翼的前部朝向尾缘(未在机翼的后部处示出)延伸。在图1中仅示出了机翼的一段，但是应认识到，机翼从飞行器的机身延伸到机翼翼尖。

箭头4a、4b和4c示出了表面上的空气流。当飞行器被推动穿过空气时，空气4a接近机翼前缘2并与表面发生撞击或碰撞。如由箭头4b所示，围绕弯曲表面将空气引向处在机翼的上表面上的气流4c。机翼的下表面上发生了同样的气流。

撞击在前缘上的空气可能含有水蒸气，并且由于飞行器的高度，机身可能会变得非常冷，从而导致在机翼表面上形成冰。

本文中的公开内容提供了使用特定的层压结构从这些机翼表面(以及其它空气动力学表面)去冰或释放冰的各种新颖方式，该层压结构可选地是与电加热器相结合提供可电操作的致动器表面。

术语“致动器”意图是指引起移动，即移位的物体。通过在机翼表面处引起表面的移位，能够使冰从机翼表面破裂和/或破碎。

如将要描述的那样，仅需要很小的移动就可以实现这一目标。所需要的是表面的足够移动，以打破冰与机翼(或空气动力学部件)的外表面之间的粘附。然后，高速空气流将冰带离该表面。

回到图1，由去冰设备5和6示出了去冰系统的可能位置。如图所示，所述去冰设备不沿着前缘的前部定位而是位于机翼的相对于前缘的尾部部分上，即与前缘相邻，但在空气流方向上相对于前缘处于下游。

应认识到，本文中所述的去冰设备的层压结构将具有与其所应用的空气动力学部件的特定轮廓相对应的形状。在图1中，示出了机翼的前缘，因而去冰设备将具有弯曲的、稍微半圆形的轮廓，如图1中所示。

现在将描述形成本文中所述的去冰设备的层压物的结构，其中示出了通过层压物的横截面的切片。

图2示出了穿过形成本文中所述的去冰设备的一部分的层压结构的这种横截面。

层压物被布置用于连接至飞行器外表面，并且包括(从图2中所示的底层开始)热塑性背衬层6。通过蚀刻能够接收电力的铜轨迹而在层6上形成电路7。该电路或轨迹提供下文所述的电加热电路。

铜轨迹7被夹在层6和另一热塑性层8之间。

层压物的中心部9包括可电操作的致动器10，其将在下文参考图3进行描述。图2示出了可选的填料部11a和11b，所述填料部11a和11b位于致动器10的任一侧上，并且其填充层8和位于致动器10上方的下一热塑性层12之间的空间中。这些填料填充了由致动器10的厚度而在层压物中产生的间隙，并为整个层压物提供均匀的厚度和外表面。

接下来，以对应于被加热的区域期望的期望热输出轮廓的轮廓(布局)在热塑性层12的顶部施加火焰喷涂的或以其它方式的铜加热电路13。最后，在去冰设备的上表面形成另外的上部热塑性层14。

可选地是，可以在上表面14施加另外的的防腐蚀层，并且在层6的下表面施加对应的复合材料或金属背衬层。两者均未示出。

任何合适的热塑性材料都可以被用于层压物层。然而，聚醚醚酮(peek)由于其电绝缘特性和导热性而是特别适合的。

现在将参考图3描述位于中心的致动器10。致动器的功能是引起一部分15a关于致动器15b的另一半的相对移动。这可以根据安培力定律来实现，即，通过供应相反的电流方向，能够在彼此相邻的电导体之间产生吸引力或排斥力。

根据图3中所示的布置结构的嵌入式致动器在致动器半部15a中设有第一方向上的电流，并且在致动器15b的另一半部中设有相反的电流方向，如图3中由i0和imax以及相关联的箭头所示。

重要的是，两个致动器半部15a和15b通过位于两者之间的绝缘体16电分开并电绝缘。例如，该绝缘体可以是由peek制成的附加层或合适的介电材料(诸如，例如聚酰亚胺)制成的释放层。

图3中的上图示出了当致动器15a和15b没有被电激励时，即没有电流经过两个半部时的情况。没有产生力，两个半部的间距是s1。

图3中的下图示出了当致动器15a和15b设有电流imax时的情况。安培力定律意味着，由于相反的电流方向和相关联的磁场的产生，两个半部被推动离开，从而产生间距s2，其中，s2>s1。

致动器10的这种功能被嵌入到图2中所示的去冰设备的中间。

发明人已经确定，通过对通过致动器10的电流进行脉冲化，能够在很小的距离上产生极强的脉冲。例如，在1mm上10,000g。

这种快速脉冲允许去冰设备的紧挨着致动器上方的表面在这种小距离上快速移位，这意味着表面上的冰与设备的外表面之间的连接或粘附能够被破坏或干扰。

图4示意性地示出了形成每个致动器部分的电路。应认识到，每个设备都可以包括多个这样的致动器，所述致动器沿着设备的长度延伸或被布置在离散的区或区域上。

如图4中所示，在第一端处设置电源和控制器17，其能够提供必要的电流和开关能力。在相对端处，两个半部电连接在一起，使得电流在相反方向上返回。应认识到，可以以其它电气方式来实现相反的电流流动。

有利地是，控制器可以被配置用以通过将电流施加预定时间或以特定顺序施加电流来向多个这样的致动器施加电流，以引起去冰表面中的波纹甚至是波。

可以使用一个或多个致动器以产生复杂的波或力。例如，单个致动器可在表面上的限定位置中产生波纹，但是多个致动器将允许产生更强的波纹(或复杂的波)，并且这可能会散布在较大的表面上，并且根据致动器的定位，这能够允许在所选位置施加不同程度的力。例如，由于轮廓和/或空气流，一些区域可能比其它区域积聚更多的冰，并且这些区可以具有更多的致动器。根据期望构造，可以使用单个或多个致动器的组合，以便根据结冰的位置和程度提供目标除冰程度。

图5示出了致动器在作为一对平行轨迹15a、15b的示例中如何在z方向上延伸。如图所示，致动器的两个半部基本重叠。即，结合它们彼此紧邻，然后深度使去冰应用的效率最大化，因为它使能够产生的脉冲最大化，同时使厚度最小。这减轻了重量，并允许遵循复杂的几何形状。

图6示出了电源层7和加热器层13之间的电路径。如图所示，穿过层压物设置一系列电连接16，从而允许电力从电源传输到去冰器(未示出，但位于设备的内表面上)，并传输到紧邻去冰设备的外表面的加热器电路。如图所示，层13具有替代性路径17，该替代性路径17以上表面18上的设计轮廓中散热。

图7示出了致动器轮廓的两种替代性布置结构。在图7a中示出了均匀轮廓。这种轮廓将沿致动器的长度产生均匀脉冲。

图7b示出了替代性布置结构，在该布置结构中，致动器是不均匀的，并且包括具有较窄宽度19和较大宽度20的区域。在较窄宽度的区域中，电流浓度将更大，并且因此(假设相对的致动器相同)会产生更大相反的力。这种布置结构允许力的最优化，并且由此允许沿着设备长度的移动。通过调整致动器的两个半部，能够优化和调整针对给定电流的力和位移，以在复杂的几何形状上精确地提供去冰设备的期望位移。

上述加热元件是可选的，并且去冰设备可以在与致动器分开的位置处利用致动器概念。

参考图8a和图8b，其中示出了一种替代性的去冰设备，在该设备中，

图8a示出了冰已经在机翼的前缘上积累的情况。这里，在前缘表面处设置电加热器21，并且一旦已经积累了冰，就可以激活该电加热器21。所述加热器能够与位于机翼的尾部区域中的去冰系统22结合地被激活。去冰设备22可以可选地包括电加热层，并且与前缘加热器21(例如，使用传统的加热器垫形成)结合，可以提供比加热整个前缘使用的电能少的混合防冰系统。仅前缘的一部分需要传统的加热垫技术。这里的去冰设备被定位成紧挨着前缘加热器。图8b示出了如何移除冰。

图9a和图9b示出了另外的替代性方法，其中加热器21再次被设置在前缘处。然而，在这种布置结构中，去冰设备22被定位成进一步朝向机翼的尾缘。这里，将替代性方法应用于除冰。具体地是，冰被前缘加热器21熔化，并被允许朝向机翼的尾缘流动。一旦水离开前缘处的被加热区域，它就开始冻结。去冰设备22优选地处于冰开始冻结的位置处。激活致动器(和可选的加热层)允许通过如上所述的那样激活层压物层内的致动器的点火而从表面周期性地释放新冻结的冰。在这种混合布置结构中，冰被熔化并被允许在致动器能够定位的区域处重新形成。

再一次的是，能够使用较少的电力从机翼表面除冰。

图9a和图9b中示出的两种布置结构允许在相同的电力消耗下对更大范围的机翼进行去冰。前缘本身使用纯电加热功率去冰，然后使用致动器技术(可选地是与集成的电加热层结合)对尾部区域去冰。

在这种idf中，提出了一种“混合”低功率ips构造，由此，该系统由电热子系统和机电子系统组成，它们共同工作以防止、管理和移除飞行器表面上的冰形成物，使得冰保持在对于飞行器的操纵和性能的允许限制内。这种解决方案是现有技术的组合，其中新理念是作为单个混合解决方案的布置结构、集成和操作方法。

在这两个子系统中，电热子系统到目前为止具有更大的功耗，并且因此其物理范围、温度和运行持续时间应被最小化。

机电子系统具有相对较低的功耗，并且因此应使其有效操作最大化。

图8和9中所示的混合系统展现了许多技术优点，包括但不限于：

·与仅基于机电ips的ips相比，性能得到改善且重量减轻。

·结冰状况下的无限耐久性。

·与现有fpd系统相比，降低了维护要求/维护成本。

·与完全电热解决方案相比，功率要求显著降低。

这些因素对于较小的机身是特别有利的，同时扩大了它们在结冰状况下高效运行的能力，以及移除了在那些条件下对运行和耐用性的现有限制。

图8和9中所示的两种布置结构的运行能够被总结如下：

1)混合去冰系统图8

a.混合去冰系统适用于机身应用在暴露于结冰状况期间能够容许一定量的循环间积冰的情况。

b.允许在整个受保护的表面上积累一定量的冰(参见图i)。这种冰量具有使系统有效的特定最小厚度，以及由机身可允许的冰极限所限定的最大厚度。可以使用直接冰检测手段或基于对环境状况的了解来获知冰的厚度。

c.然后，激活加热器一定持续时间，该持续时间刚好足以融化或削弱紧挨着附接到表面的冰的界面层(即，削弱冰对表面的粘附，但不使冰脱落)。

d.然后，机电致动器点火，以使冰从表面脱落(参见图ii)。根据精确的设计参数和周围环境状况，这可能导致完全干净的表面，或者可能保留一些残余的冰。

e.在ips保持激活的同时，周期性地重复这一过程(b-d)。

2)混合湿法去冰系统图9

a.混合湿法系统适用于在系统激活期间要求表面的一部分维持无冰(“干净”)，而表面的下游部分能够容忍一定量的循环间积冰的情况。

b.使用电热加热器充分加热要维持无冰的区域，使得其表面温度高于0℃，因而防止撞击的水滴冻结在表面上。在整个去冰循环中都维持这种加热。

c.当表面温度下降到0℃以下时，向后回流超过被加热区域的后部范围的液态水冻结。这就是所谓的“回流冰”。这种积冰发生在受机电致动器影响的区域上。

d.允许回流冰积聚的厚度大于最小值(由排除作用有效所需的厚度限定)且小于最大值(由飞行器操纵的容忍度限定)。可以使用直接冰检测手段或基于对环境状况的了解来获知冰的厚度。

e.然后，机电致动器点火，以使回流冰从表面脱落。在致动事件之后，表面的这一部分可能保留有残留的冰。

f.在激活ips的同时，循环地重复执行步骤d-e。加热器始终保持被激活。

如上所讨论的那样，这种方法和布置结构可以方便地与本文中所述的电磁力致动器结合使用。

本发明的另一潜在发展将是在前缘部件中包括光学冰检测装置，该光学冰检测装置提供结冰状况的检测和冰厚度的测量。这可以被用于在结冰状况下和/或一旦已经达到了使系统有效所需的积冰水平，就自动进行ips激活。该oid可以被容纳在所要被保护的表面内，而不是依靠飞行器的其它部分的传感器，这些传感器可能无法反映局部状况或积冰。这样的发展将导致“智能”ips，其能够自动且以最佳效率运行。所使用的技术可能是当前在其它项目中的研制中的gknoid传感器。

图10和图11示出了用于去冰的又一进一步布置结构。

在这些布置结构中，前缘加热器被替换为基于流体的系统，在该基于流体的系统中，通过导管23和可选的可渗透前缘表面24分泌溶解冰的流体。

这里，提出了一种“混合”低功率ips构造，由此，该系统由电热子系统和fpd流体子系统组成，它们共同工作以防止、管理和移除飞行器表面的冰形成物，使其保持在飞行器操纵和性能的允许限制内。这种解决方案是作为单个混合解决方案的布置、集成和操作方法。该混合解决方案减少了与现有fpd流体防冰系统相关联的操作限制，同时比电热防冰系统使用的功率更少。

在这两个子系统中，电热子系统到目前为止具有更大的功耗，因此应将其物理范围、温度和运行持续时间最小化。

fpd流体子系统具有相对较低的功耗(仅需要一个流体泵)，因此应使其有效运行最大化。然而，它还需要在其激活期间连续供应fpd流体，该流体必须被储存在飞行器上并被运输到所需区域。

所述混合系统总体上具有：

·与现有fpd流体系统相比，提高了结冰状况(或重量)下的耐久性(通过减少流体用量)，

·与现有的电热解决方案相比，降低了功耗，但是比现有fpd流体系统的功耗要大(由于增加了电热加热器)，

·与机电去冰系统相比，性能得到改善，而没有放气系统的效率损失。

在一种布置结构中(图10)，加热器位于fpd流体面板的下游并与其在物理上分开。操作的一般原则如下：

1.fpd流体通过穿孔的前缘分隔条分泌出来；与撞击的液态水混合。

2.水/fpd流体混合物(与单独的液态水相比，其凝固点降低)然后在空气流的影响下在集成在飞行器蒙皮的表面下方的电加热器上回流。此时，可能仍会发生直接水撞击(如果直接撞击区域延伸超过分隔条，则进一步稀释水/fpd混合物)。

3.电加热器被设计用以通过维持足够的表面温度(其值取决于混合物中水和fpd流体的比例)来防止回流的水/fpd流体混合物冻结在fpd流体面板的下游。

4.水/fpd流体混合物继续回流超过加热器的下游范围，在此处，该混合物从表面脱离，或者冰形成物的风险被认为是可接受的。

在不同的布置结构中(图11)，加热器被构造用以也覆盖fpd流体面板区域，因而进一步减少了所需的fpd流体量。在这种构造中，在该区域中使用的加热器将需要与分泌fpd流体所需的穿孔相容。

在任一种构造中，fpd流体面板和回流加热器区域均应被优化，以便实现流体输送/储存要求(即，流体流速)和功耗(受加热器尺寸和温度影响最大)的期望平衡。对于任何给定的应用，确切的权衡将由大量因素决定，所述因素包括所需的耐久性、允许的冰形状、重量、空间和可用功率。

在任一种构造中，一种将流体流速和加热器温度根据变化的周围环境状态动态调整的手段将导致整个飞行包线上的最佳性能。它还将允许在飞行期间调整fpd流体消耗和电力消耗之间的系统偏好，以优化效率和性能。或者，如果机载fpd流体供应不足，则在紧急情况下可以从非关键系统中获取额外的加热功率。因此，在该飞行器防冰系统中实现了伪冗余形式。

用于电热加热的技术可以采用薄膜热塑性加热器垫技术。如果采纳图11中所述的构造，则可能需要使用不同的加热器技术，以便使加热器能夠与穿孔蒙皮表面以及fpd流体穿过该表面相容。

本发明的进一步潜在发展将是在前缘部件中包括光学冰检测装置，该光学冰检测装置提供结冰状况的检测和冰厚度的测量。这能够被用于在结冰状况下和/或一旦已经达到了使系统有效所需的积冰水平，就自动进行ips激活。该oid能够被容纳在所要被保护的表面内，而不是依靠飞行器的其它部分的传感器，这些传感器可能无法反映局部状况或积冰。这样的发展将导致“智能”ips，其能够自动且以最佳效率运行。所使用的技术可能是当前在其它项目中的研制中的gknoid传感器。