用于热不利区的飞机加热系统的制作方法

1.示例性实施方案涉及加热系统领域，并且更具体地涉及用于热不利区的飞机加热系统。


背景技术：

2.某些飞机部件在飞行过程中容易结冰。例如，在前缘或其他飞机表面上积冰会降低空气动力学性能。因此，大多数飞机包括内置于可能经历积冰的表面中的除冰系统。除冰系统包括一个或多个加热器，该一个或多个加热器被选择性地启动以防止积冰和/或融化可能堆积在表面上的任何结冰。除冰系统包括电阻加热器，该电阻加热器可以沿表面的整个长度延伸。电阻加热器也可以布置在不同的加热区中。
3.由于飞机部件的构造，表面的不同部段可以包括不同的加热需求。也就是说，肋附近的加热需求可能大于肋之间的加热需求。表面的其他区域也可以包括不同的加热需求。目前，如果需要额外加热，则不是加热具有不同加热需求的区域，而是将额外热量施加到整个区。增加施加到整个区的热量会带来更大的功率需求，这可能需要更大的电力生成系统。


技术实现要素：

4.公开了一种用于加热具有热不利区的飞机表面的系统。所述系统包括碳纳米管(cnt)片状加热元件，所述碳纳米管片状加热元件具有电力入口，所述电力入口被配置成从外部电源接收电力并且将其提供给延伸跨过所述热不利区的所述cnt片状加热元件。所述cnt片状加热元件被配置和布置成使得在从所述外部电源向所述cnt片状加热元件施加电力时，所述cnt片状加热元件在第一区中产生第一热输出，并且在所述热不利区中产生第二热输出，其中所述第二热输出大于所述第一热输出。
5.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述电力入口包括安装到所述cnt片状加热元件的第一母线和第二母线。
6.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述第二区包括位于飞机表面的热不利区处的局部功率增加区。
7.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述cnt片状加热元件包括第一部段和第二部段，所述第一部段包括建立所述第一热输出的第一多个不导电部分，所述第二部段包括建立所述第二热输出的第二多个不导电部分。
8.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述第一多个不导电部分包括第一多个穿孔，并且所述第二多个不导电部分包括第二多个穿孔另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述cnt片状加热元件集成在飞机机翼的前缘中。
9.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述热不利区限定所述前缘中的中断。
10.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述前缘中的所述中断包括
所述前缘中的接缝。
11.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述前缘中的所述中断包括机械紧固件。
12.还公开了一种飞机，所述飞机包括具有主体的机身、第一机翼、第二机翼、尾翼和稳定器。所述第一机翼、所述第二机翼、所述尾翼和所述稳定器中的至少一者包括热不利区。所述飞机还包括电源和用于加热所述第一机翼和所述第二机翼、所述尾翼以及所述稳定器中的至少一者的表面的系统。所述系统包括碳纳米管(cnt)片状加热元件，所述碳纳米管片状加热元件包括电力入口，所述电力入口被配置成从所述电源接收电力并且将其提供给延伸跨过所述热不利区的所述cnt片状加热元件。所述cnt片状加热元件被配置和布置成使得在从所述电源向所述cnt片状加热元件施加电力时，所述cnt片状加热元件在第一区中产生第一热输出，并且在所述热不利区中产生第二热输出，所述第二热输出大于所述第一热输出。
13.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述电力入口包括安装到所述cnt片状加热元件的第一母线和第二母线。
14.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述第二区域包括位于所述飞机表面的热不利区处的局部功率增加区。
15.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述cnt片状加热元件包括第一部段和第二部段，所述第一部段包括建立所述第一热输出的第一多个不导电部分，所述第二部段包括建立所述第二热输出的第二多个不导电部分。
16.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述第一多个不导电部分包括第一多个穿孔，并且所述第二多个不导电部分包括第二多个穿孔另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述第一机翼和所述第二机翼、所述尾翼以及所述稳定器中的所述一者包括至少一个肋和多个面板，所述cnt片状加热元件集成在所述多个面板中。
17.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述热不利区包括所述多个面板中的两个面板之间的接缝。
18.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述第一机翼和所述第二机翼、所述尾翼以及所述稳定器中的所述一者包括将所述多个面板中的一个面板连接到所述肋的至少一个机械紧固件，所述机械紧固件限定所述热不利区。
19.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，所述cnt片状加热元件包括长度和小于所述长度的宽度，所述热不利区的尺寸小于所述cnt片状加热元件的所述宽度的一半。
20.还公开了一种对飞机的表面除冰的方法。所述方法包括通过从电源提供电力来启动碳纳米管片状加热元件；用具有第一热输出的所述cnt片状加热元件的第一部段加热飞机表面的第一部分；以及用具有大于所述第一热输出的第二热输出的所述cnt片状加热元件的第二部段加热所述飞机表面的热不利区。
21.另外地或替代地，在该示例或其他非限制性示例中，加热所述飞机表面的所述第二部分包括加热包括机械紧固件的所述飞机表面的一部分。
附图说明
22.以下描述不应被视为以任何方式进行限制。参考附图，相似的元件被相似地编号：图1描绘了根据非限制性示例的包括用于热不利区的加热系统的飞机；图2描绘了根据非限制性示例的包括用于热不利区的加热系统的图1的飞机的机翼的局部剖视图；图3描绘了图2所示的前缘上的热不利区；图4是根据非限制性示例的图2的机翼的局部剖视图，示出了将具有加热系统的机翼蒙皮连接到翼肋的机械紧固件；图5是描绘了根据非限制性示例的用于前缘的第一部分的加热系统的第一功率密度和加热系统的第二功率密度的曲线图；并且图6描绘了根据非限制性示例的在加热系统中建立第一功率密度的第一多个穿孔和在加热系统中建立第二功率密度的第二多个穿孔。
具体实施方式
23.参考附图，本文借助于示例而非限制的方式给出了所公开的设备和方法的一个或多个实施方案的详细描述。
24.根据非限制性示例，交通工具在图1中通常以10指示。交通工具10以包括具有主体17的机身14的飞机12的形式示出。飞机12包括第一机翼20、第二机翼22和可以支撑稳定器30的尾翼26。第一机翼20包括第一前缘33，并且第二机翼22包括第二前缘35。在这一点上，应当理解，虽然以飞机的形式进行描述，但是本文所述的非限制性示例可以适用于其他交通工具类型。此外，本文所述的非限制性示例可以适用于将受益于多功率级加热的任何结构。
25.现在将参考图2至图4，继续参考图1描述第一前缘33，同时理解第二前缘35包括类似的结构。此外，类似的结构可以结合到另外的飞机表面中，诸如尾翼26上的表面、稳定器30上的表面和/或飞机12的其他部分上的表面。前缘33由在接缝43处连接的多个蒙皮40形成。蒙皮40通过机械紧固件50连接到肋，其中一个肋在图4中以46示出。接缝43和机械紧固件50构成前缘33的中断。
26.前缘33中的每个中断限定区，该区需要更大的热量递送来除冰。因此，在所示的非限制性示例中，接缝43限定第一热不利区51，并且机械紧固件50限定第二热不利区52。第一热不利区51和第二热不利区52包括比前缘33的其他部分更多的结构，因此需要更大的热容量来实现选定的除冰效果。在这一点上，应当理解，虽然示出了两个热不利区，但是在沿前缘33或飞机12的其他部分的任何表面中断处也可以存在额外的热不利区。
27.在非限制性示例中，前缘33包括由设置在蒙皮40下方的多个层形成的加热系统54，如图4所示。加热系统54包括第一复合层62、加热元件65和第二复合层67。加热元件65采取夹在第一复合层62与第二复合层67之间的先进碳纳米管(acnt)片状加热元件或层70的形式。acnt片状加热元件70包括长度和小于该长度的宽度。加热元件65包括第一部段72、第二部段78和第三部段80。第二部段78布置在第一部段72与第三部段80之间，并且位于第一热不利区51和第二热不利区52中的一个、另一个或两个处。第二部段78限定包括增加的功率密度的加热元件65的一部分。在非限制性示例中，每个热不利区可以小于acnt片状加热
元件70的宽度的约一半，并且包括加热元件65的增加的功率密度部分。
28.术语“功率密度”应该被理解为描述由acnt片状加热元件70中的不导电区域的选定密度产生的区域的热输出。因此,“增加的功率密度”应该被理解为与前缘33的其他部分中的acnt层80的其他区域相比，通过在热不利区处在acnt层80中提供更多数量的不导电区域而实现的更大的热输出。
29.参考图5，在非限制性示例中，第一部段72包括第一功率密度区84，该第一功率密度区提供第一非零热输出并且布置在前缘33的第一部分(未单独标记)处。加热元件65的第二部段78包括第二功率密度区87，该第二功率密度区提供比第一功率密度区84的热输出更大的第二热输出，并且布置在前缘33的第二部分(也未单独标记)处。加热元件65的第三部段80包括第三功率密度区89，该第三功率密度区提供比第二功率密度区87的热输出更小的第三热输出，并且布置在前缘33的第三部分(未单独标记)处。第三热输出可以基本上等于第一热输出。第二功率密度区87可以具有比第一功率密度区74和第三功率密度区89中的功率密度大大约1.25至10倍之间的局部功率密度。
30.在非限制性示例中，第一功率密度区84、第二功率密度区87和第三功率密度区89中的每一者通过单个功率输入来实现。也就是说，acnt片状加热元件70可以通过输入加热元件65中的单个功率输入实现不同的加热区，而总热通量没有明显的变化。也就是说，功率密度中的局部变化不会将acnt片状加热元件70的总热通量改变超过约10%至约15%。
31.在图6所示的非限制性示例中，acnt片状加热元件70中的第一功率密度区84通过在acnt片状加热元件70中形成第一多个不导电部分93来建立，第二功率密度区87通过acnt片状加热元件70中的第二多个不导电部分96来建立，并且第三功率密度区89通过acnt片状加热元件70中的第三多个不导电部分99来建立。在非限制性示例中，第一多个不导电部分93构成第一多个穿孔104，第二多个不导电部分96构成第二多个穿孔106，并且第三多个不导电部分99构成第三多个穿孔108。第二多个穿孔106在数量和密度上大于第一多个穿孔104和第三多个穿孔108。acnt片状加热元件70进一步示出为包括以第一母线112和第二母线114的形式示出的电力入口。第一母线112和第二母线114连接到向acnt片状加热元件70提供电力的电源120。
32.利用这种构造，第二多个穿孔106在热不利区处建立局部阻力增加区，这导致局部热输出增加。在非限制性示例中，局部热输出增加产生在围绕热不利区延伸约4英寸(10 cm)的区中。在另一非限制性示例中，局部热输出增加产生在围绕热不利区延伸约1英寸(2.5 cm)与约2英寸(5 cm)之间的区中。也就是说，利用来自电源120的相同电输入，anct片状加热元件70可以在前缘33的第一部分处产生第一非零热输出，并且由于穿孔106的较大密度而在热不利区处产生增加的热输出。
33.在非限制性示例中，应当理解，热不利区处的功率增加不是由于电输入的增加或不同。热不利区中的局部热输出增加允许单个加热元件以单个功率输入提供多个功率密度。因此，飞机中的加热元件的数量可以连同用于操作加热元件的系统一起减少。此外，应当理解，尽管结合飞机表面示出和描述，但非限制性示例可以被设计成解决具有热不利区的其他系统的加热需求。
34.术语“约”旨在包括与基于在提交申请时可用的设备的特定量的测量相关的误差程度。例如，“约”可以包括给定值的
±
8%或5%或2%的范围。
35.本文所使用的术语仅仅是为了描述特定的实施方案，而不旨在限制本公开。如本文所使用，除非上下文另有明确指明，否则单数形式“一个”、“一种”和“所述”意图也包括复数形式。还将理解，术语“包括”和/或“包含”在本说明书中使用时，指定所陈述的特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件的存在，但不排除一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件部件和/或其组合的存在或添加。
36.虽然已经参考一个或多个示例性实施方案描述了本公开，但是本领域技术人员将理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可进行各种改变并且可用等效物取代本公开的元件。另外，在不脱离本公开的实质范围的情况下，可以进行许多修改以使特定的情况或材料适应本公开的教导。因此，本公开不旨在限于作为预期用于实施本公开的最佳模式而公开的特定实施方案，而是本公开将包括落入权利要求范围内的所有实施方案。

技术特征：
1.一种用于加热具有热不利区的飞机表面的系统，所述系统包括：碳纳米管(cnt)片状加热元件，所述cnt片状加热元件包括被配置成从外部电源接收电力并且将其提供给延伸跨过所述热不利区的所述cnt片状加热元件的电力入口，其中所述cnt片状加热元件被配置和布置成使得在从所述外部电源向所述cnt片状加热元件施加电力时，所述cnt片状加热元件在第一区中产生第一热输出，并且在所述热不利区中产生第二热输出，所述第二热输出大于所述第一热输出。2.根据权利要求1所述的系统，其中所述电力入口包括安装到所述cnt片状加热元件的第一母线和第二母线。3.根据权利要求2所述的系统，其中所述第二区包括位于所述飞机表面的所述热不利区处的局部功率增加区。4.根据权利要求2所述的系统，其中所述cnt片状加热元件包括第一部段和第二部段，所述第一部段包括建立所述第一热输出的第一多个不导电部分，所述第二部段包括建立所述第二热输出的第二多个不导电部分。5.根据权利要求4所述的系统，其中所述第一多个不导电部分包括第一多个穿孔，并且所述第二多个不导电部分包括第二多个穿孔。6.根据权利要求1所述的系统，其中所述cnt片状加热元件集成在飞机机翼的前缘中。7.根据权利要求3所述的系统，其中所述热不利区限定所述前缘中的中断。8.根据权利要求7所述的系统，其中所述前缘中的所述中断包括所述前缘中的接缝。9.根据权利要求7所述的系统，其中所述前缘中的所述中断包括机械紧固件。10.一种飞机，其包括：包括主体的机身、第一机翼、第二机翼、尾翼和稳定器，所述第一机翼、所述第二机翼、所述尾翼和所述稳定器中的至少一者包括热不利区；电源；以及系统，所述系统用于加热所述第一机翼和所述第二机翼、所述尾翼以及所述稳定器中的至少一者的表面，所述系统包括碳纳米管(cnt)片状加热元件，所述cnt片状加热元件包括电力入口，所述电力入口被配置成从所述电源接收电力并且将其提供给延伸跨过所述热不利区的所述cnt片状加热元件，其中所述cnt片状加热元件被配置和布置成使得在从所述电源向所述cnt片状加热元件施加电力时，所述cnt片状加热元件在第一区中产生第一热输出，并且在所述热不利区中产生第二热输出，所述第二热输出大于所述第一热输出。11.根据权利要求10所述的飞机，其中所述电力入口包括安装到所述cnt片状加热元件的第一母线和第二母线。12.根据权利要求11所述的飞机，其中所述第二区包括位于飞机表面的热不利区处的局部功率增加区。13.根据权利要求12所述的飞机，其中所述cnt片状加热元件包括第一部段和第二部段，所述第一部段包括建立所述第一热输出的第一多个不导电部分，所述第二部段包括建立所述第二热输出的第二多个不导电部分。14.根据权利要求13所述的飞机，其中所述第一多个不导电部分包括第一多个穿孔，并且所述第二多个不导电部分包括第二多个穿孔。
15.根据权利要求10所述的飞机，其中所述第一机翼和所述第二机翼、所述尾翼以及所述稳定器中的所述一者包括至少一个肋和多个面板，所述cnt片状加热元件集成在所述多个面板中。16.根据权利要求12所述的飞机，其中所述热不利区包括所述多个面板中的两个面板之间的接缝。17.根据权利要求15所述的飞机，其中所述第一机翼和所述第二机翼、所述尾翼以及所述稳定器中的所述一者包括将所述多个面板中的一个面板连接到所述肋的至少一个机械紧固件，所述机械紧固件限定所述热不利区。18.根据权利要求17所述的飞机，其中所述cnt片状加热元件包括长度和小于所述长度的宽度，所述热不利区的尺寸小于所述cnt片状加热元件的所述宽度的一半。19.一种对飞机的表面除冰的方法，所述方法包括：通过从电源提供电力来启动碳纳米管片状加热元件；用具有第一热输出的所述cnt片状加热元件的第一部段加热飞机表面的第一部分；以及用具有大于所述第一热输出的第二热输出的所述cnt片状加热元件的第二部段加热所述飞机表面的热不利区。20.根据权利要求19所述的方法，其中加热所述飞机表面的所述第二部分包括加热包括机械紧固件的所述飞机表面的一部分。

技术总结
一种用于加热具有热不利区的飞机表面的系统包括碳纳米管(CNT)片状加热元件，所述碳纳米管片状加热元件具有电力入口，所述电力入口被配置成从外部电源接收电力并且将其提供给延伸跨过所述热不利区的所述CNT片状加热元件。所述CNT片状加热元件被配置和布置成使得在从所述外部电源向所述CNT片状加热元件施加电力时，所述CNT片状加热元件在第一区中产生第一热输出，并且在所述热不利区中产生第二热输出，其中所述第二热输出大于所述第一热输出。出。出。


技术研发人员：A
受保护的技术使用者：古德里奇公司
技术研发日：2022.09.23
技术公布日：2023/4/19