用于飞行器的防结冰系统的制作方法

1.本公开总体上涉及一种用于飞行器的防结冰系统，以在结冰状况期间抑制飞行器机翼、发动机整流罩(engine cowl)或两者的不可接受的结冰。


背景技术：

2.许多飞行器包括防结冰系统，以限制飞行器的特定部分(例如，飞行器机翼和发动机整流罩的特定缝翼(slat))结冰。防结冰系统考虑到飞行器在可能发生结冰的状况下的运行。作为一个示例，引气防结冰系统可以将由发动机生成的热空气引导至特定表面以减少结冰。作为另一示例，电气防结冰系统使用电加热器来加热特定的飞行器表面以减少结冰。对于引气防结冰系统来说，在高海拔处维持指定的防结冰水平是具有挑战性的。此外，当检测到结冰状况时，电气防结冰系统向加热器提供特定量的功率，即使该特定量的功率对于飞行器遇到的绝大多数结冰状况而言是过量的，如果电气防结冰系统被设计用于比飞行器正在运行的状况更严重的结冰状况，那么这可能导致特定飞行器表面的过热。


技术实现要素：

3.在特定实现中，提供了一种用于飞行器的防结冰系统，该防结冰系统包括被配置成联接至飞行器的机翼的表面的一个或更多个加热器。该防结冰系统还包括控制器，该控制器被配置成，响应于指示存在结冰状况的第一确定，确定机翼的外表面的第一位置的设定点温度，所述外表面被配置为由所述一个或更多个加热器中的加热器进行加热。该控制器还被配置成，基于设定点温度来控制向加热器提供的功率。基于由加热器加热的外表面的预计温度分布图(profile)，第一位置的设定点温度被确定成，使机翼的外表面的第二位置保持在阈值温度以上，该第二位置由加热器加热并且位于距第一位置特定距离处。在特定实现中，第一位置的设定点温度还确保基于由加热器加热的外表面的预计温度分布图，回流(runback)冰厚度保持在允许的限度内。
4.在另一特定实现中，提供了一种用于飞行器的防结冰系统的控制器，该控制器包括：处理器，以及联接至处理器的存储器。存储器包括可由处理器执行的指令。所述指令可由处理器执行以从多个传感器接收关于与飞行器相关联的状况的数据。响应于基于数据的指示结冰状况的确定，所述指令可由处理器执行，以确定飞行器的机翼的缝翼的外表面的第一位置的设定点温度。第一位置是由联接至缝翼的加热器来加热的。所述指令可由处理器执行，以基于设定点温度来控制向加热器提供的功率。基于外表面的预计温度分布图，第一位置的设定点温度被确定成，使缝翼的外表面的第二位置保持在阈值温度以上，该第二位置由加热器加热并且位于距第一位置特定距离处。
5.在另一特定实现中，提供了一种在飞行器的飞行期间防止不可接受的结冰的方法，所述方法包括以下步骤：在控制器处，从多个传感器接收关于与飞行器相关联的状况的数据。所述多个传感器包括：第一传感器，所述第一传感器被配置成提供关于飞行状况的第一数据；一个或更多个第二传感器，所述一个或更多个第二传感器被配置成提供关于结冰
状况的第二数据；以及第三传感器，该第三传感器被配置成提供关于与缝翼的由多个加热器加热的外表面的特定位置相关联的温度的第三数据。响应于基于第二数据的指示结冰状况的确定，所述方法包括以下步骤：在控制器处基于第一数据和第二数据来确定要提供的防结冰水平；并且在控制器处基于所述数据，来确定缝翼的由所述多个加热器加热的外表面的温度分布图以提供该防结冰水平。响应于基于第二数据的指示结冰状况的确定，所述方法还包括以下步骤：经由控制器，基于温度分布图来使向所述多个加热器供应功率以对缝翼的外表面进行加热。
6.本文所描述的特征、功能以及优点可以在各种实现中独立实现或者可以在其它实现中加以组合，参照下面的描述和附图可以找到其进一步的细节。附图是概念性的并且不必按比例绘制。
附图说明
7.图1是包括防结冰系统以抑制飞行器机翼、发动机整流罩、或两者的不可接受的结冰的飞行器的框图。
8.图2是飞行器的机翼的缝翼的截面表示图，其中加热器被连接至缝翼的内表面。
9.图3是飞行器的机翼的俯视图表示。
10.图4是描绘在结冰状况期间缝翼的由加热器加热的外表面的温度分布图的曲线图。
11.图5是在飞行器飞行期间提供防结冰的方法的流程图。
12.图6是包括图1的控制器的计算机系统的表示图。
具体实施方式
13.飞行器包括防结冰系统，该防结冰系统使用电加热器来加热飞行器的要接受防结冰的部分的外表面。当前的防结冰系统被设计成，在防结冰系统被接合时向电加热器施加功率，该功率足以克服飞行器可能遇到的最严重的结冰状况。代替将防结冰设计成运行来克服最严重的结冰状况，本公开的防结冰系统使用控制器，以使防结冰系统解决实际的结冰状况而不是最严重的结冰状况。具有解决实际结冰状况的防结冰系统可以减少大多数飞行期间的功率需求，同时仍然使该防结冰系统万一遇到最严重的结冰状况也能够适应这种状况。飞行器可以使用尺寸更小、更轻的发电机，以适应飞行期间遇到的典型结冰状况。当在飞行期间遇到比典型结冰状况更严酷的结冰状况时，飞行器的控制系统使向一个或更多个次级系统供应的功率减小或停止，以使有足够的功率可用于防结冰系统。与使用用于防结冰系统所需的更大的发电机(其在接合时起作用以克服最严重的结冰状况)相比，使用更小、更轻的发电机的能力提高了飞行器的燃料效率，这是由于更小、更轻的发电机的重量更低，由于从发动机提取更少的动力来驱动更小、更轻的发电机，或两者。与具有防结冰系统(其被设计成在接合时克服最严重的结冰状况)的飞行器相比，控制向加热器施加的功率的能力可以延长电加热器的使用寿命。在相比被设计成在接合时克服最严重的结冰状况的防结冰系统更低的表面温度下提供防结冰的能力可以使得能够减小用于线路(wiring)的结构规格厚度，这进一步减小了飞行器的重量并且提高了飞行器的燃料效率。
14.本文参照附图，对特定实现进行描述。在本描述中，贯穿附图，用共同的标号指定
共同的特征。在一些附图中，使用特定类型的特征的多个实例。尽管这些实例物理和/或逻辑上是截然不同的，但每个实例都使用相同的标号，并且不同的实例通过向标号添加字母来加以区分。当引用在本文中作为组或类型而引用的特征时(例如，当没有引用这些特征中的任何特定的特征时)，标号不带区分字母。然而，当在本文中对同一类型的多个特征中的一个特定的特征进行引用时，将标号与区分字母一起使用。例如，参照图2，示出了加热器区204a至204c。当引用这些加热器区中的特定加热器区时，诸如加热器区204c，使用区分字母“c”。然而，当引用这些加热器区中的任一任意加热器区或者将这些加热器区作为一组时，标号204不带区分字母。
15.如本文所使用的，各种术语仅出于描述特定实现的目的来使用，而并非旨在进行限制。例如，除非上下文另外明确指示，否则单数形式的描述同样旨在包括复数形式。术语“包括(comprise)”、“包括(comprises)”，以及“包括(comprising)”与“包括(include)”、“包括(includes)”，或“包括(including)”互换地使用。另外，术语“其中(wherein)”与术语“其中(where)”互换地使用。如本文所使用的，“示例性(exemplary)”指示示例、实现，和/或方面，并且不应该被解释为限制或者指示优选或者优选实现。如本文所使用的，被用于修改要素(element)(诸如结构、组件、操作等)的序数术语(例如，“第一”、“第二”、“第三”等)本身不指示该要素相对于另一要素的任何优先级、次序、或排列，而相反仅区分该元素与具有相同名称(但是使用序数术语)的另一要素。如本文所使用的，术语“集合”是指一个或更多个要素的分组，并且术语“多个”是指多个要素。
16.如本文所使用的，除非上下文另外指示，否则“生成”、“计算”、“使用”、“选择”、“存取”以及“确定”是可互换的。例如，“生成”、“计算”或“确定”参数(或信号)可以指主动生成、计算或确定该参数(或信号)，或者可以指使用、选择或存取已经生成(如由另一组件或装置生成)的该参数(或信号)。如本文所使用的，“联接”可以包括“以通信方式联接”、“以电方式联接”或者“物理地联接”，并且也可以(或者另选地)包括这几者的任何组合。两个装置(或组件)可以经由一个或更多个其它装置、组件、导线、总线、网络(例如，有线网络、无线网络或这两者的组合等)等直接或间接地联接(例如，以通信方式联接、以电方式联接或者物理地联接)。作为例示性的非限制示例，以电方式联接的两个装置(或组件)可以被包括在相同的装置中或者不同的装置中，并且可以经由电子设备、一个或更多个连接器或者电感耦合来连接。在一些实现中，诸如在电气通信中以通信方式联接的两个装置(或组件)可以直接或间接地(诸如经由一条或更多条导线、总线、网络等)发送和接收电信号(数字信号或模拟信号)。如本文所使用的，使用“直接联接”来描述在没有中间组件的情况下联接(例如，以通信方式联接、以电方式联接或者物理地联接)的两个装置。
17.图1是具有防结冰系统102的飞行器100的框图。飞行器100包括：机身104、机翼106、尾段108、发动机110、配电系统112、以及系统114。将机翼106和尾段108联接至机身104。机翼106具有翼面(airfoil)形状，并且包括：机翼106的前缘上的缝翼116、联接至机翼106的后缘的襟翼118、或两者。缝翼116、襟翼118、或两者可以在飞行期间用于调节飞行器100的飞行特性。例如，缝翼116可以在飞行的一个或更多个阶段期间伸出以增加飞行器100的升力系数，并且缝翼116可以在飞行的其它阶段期间缩回以减小阻力。
18.将发动机110联接至机身104、机翼106、尾段108、或其组合，以向飞行器100提供推力。发动机110包括发动机整流罩120。所述发动机110中的一个或更多个发动机包括发电的
发电机122。该电力被提供给配电系统112。
19.配电系统112将从发电机122接收的电力转换成可由飞行器100的系统114的组件使用的电力。例如，配电系统112将从发电机122接收的电力的第一部分转换成与第一电压相关联的三相交流电(ac)电力，并将从发电机122接收的电力的第二部分转换成与第二电压相关联的直流电(dc)电力。ac电力和dc电力可由系统114的设备和仪器使用。配电系统112基于从中央计算系统126的电力负载(power load)管理器124发送给配电系统112、系统114的控制器、或两者的信号来向系统114分配电力。
20.系统114包括主系统128和次级系统130。主系统128是飞行器100的安全运行所需的系统(例如，导航控制系统、飞行仪表、起落架系统、机身空气控制系统、通信系统等)。次级系统130不是飞行器100的安全运行所需的系统(例如，热食和饮料系统、制冰机、视频娱乐系统等)。
21.主系统128包括：中央计算系统126、第一传感器132、防结冰系统102、以及飞行器100的安全运行所需的其它系统134。中央计算系统126控制飞行器100的运行。中央计算系统126包括：一个或更多个处理器136，以及联接至所述一个或更多个处理器136的一个或更多个存储装置138。所述一个或更多个存储器装置138存储可由所述一个或更多个处理器136执行以执行操作的指令。指令包括控制系统140以控制飞行器100的各种系统(例如，导航系统、发动机运行、起落架系统、机身气压以及温度控制系统等)。
22.在实现中，控制系统140包括电力负载管理器124。中央计算系统126接收关于来自配电系统112的可用功率的量的数据以及所述系统114中的一个或更多个系统的电力使用数据。电力负载管理器124确定系统114所需的电力负载。当电力负载超过指定的功率标准(例如，可用功率的阈值百分比)时，电力负载管理器124将基于电力使用数据的信号发送给配电系统112、所述系统114中的一个或更多个系统的控制器、或两者，以限制来自配电系统112的可由所述系统114中的一个或更多个系统使用的功率的量。如果由电力负载管理器124确定的电力负载无法满足指定的功率标准(例如，超过阈值)，则电力负载管理器124可以发送信号以减少或暂停次级系统130中的一个或更多个次级系统的运行，以确保配电系统112能够向主系统128供应功率。
23.例如，在飞行期间，飞行器100可能遇到结冰状况，在不使用对抗措施的情况下，这种结冰状况将使在缝翼116、发动机整流罩120、或两者上形成不可接受量的冰。由于增加的重量以及因冰的积聚而造成的气流变化，冰的未受抑制的形成可以导致机动性降低和飞行效率降低。冰的未受抑制的形成还可能经由因机翼周围气流的变化而造成的升力损失以及由发动机冰吸入造成对发动机的破坏而产生的推力损失，从而给飞行器带来危险。在结冰状况期间，防结冰系统102加热缝翼116、发动机整流罩120、或两者的表面，以防止不可接受的冰形成(ice formation)。不可接受的冰形成可以包括：在由防结冰系统102保护的表面的一个或更多个第一部分上的任何冰积聚、在由防结冰系统保护的表面的一个或更多个第二部分上的超过阈值厚度的冰的存在、或两者。被认为是不可接受的结冰量至少部分地基于飞行的特定阶段。在飞行器设计期间确定冰积聚的容许量，并且冰积聚的容许量可以关于高度、飞行阶段、环境温度、以及襟翼/缝翼展开而改变。
24.对于典型的结冰状况，由电力负载管理器124确定的电力负载(其包括因防结冰系统102的使用而造成的电力负载)不足以违反指定的功率标准。但是如果结冰状况严重(例
如，外部空气的含水量高)，则由电力负载管理器124确定的电力负载(其包括因防结冰系统102的使用而造成的电力负载)可以违反指定的功率标准(例如，超过阈值百分比)。超过阈值百分比可以导致电力负载管理器124向配电系统112、所述次级系统130中的一个或更多个次级系统的控制器、或两者发送信号，该信号导致次级系统130中的一个或更多个次级系统可用的功率的暂停或减少，以使有足够的功率可用于运行防结冰系统102。
25.主系统128包括第一传感器132。第一传感器132向中央计算系统126提供关于飞行状况的第一传感器数据，该第一传感器数据使得能够确定飞行器100的飞行状况值。飞行状况值包括：飞行器速度(例如，马赫数)、外部空气温度、高度、迎角、飞行阶段(例如，上升、巡航、或下降)、缝翼116的状态(例如，缩回或伸出)、襟翼118的偏转角、其它值、或其组合。
26.主系统128包括防结冰系统102。防结冰系统102包括：控制器142、一个或更多个第二传感器144、加热器146、以及第三传感器148。控制器142包括联接至一个或更多个存储器装置152的一个或更多个处理器150。所述一个或更多个存储器装置152存储可由所述一个或更多个处理器150执行以执行操作的指令。这些指令包括：结冰状况确定器154，该结冰状况确定器用于确定飞行器100是否正在经历结冰状况；建模器156，该建模器用于确定当飞行器100正在经历结冰状况时该飞行器100的由加热器146加热的外表面的温度分布图模型；以及控制逻辑158，该控制逻辑用于调节向加热器146供应的功率，以抑制飞行器100的特定表面的不可接受的结冰。飞行器100的由加热器146加热的外表面是机翼106的表面或发动机整流罩120的表面，所述表面在飞行器100的飞行期间可以经受直接气流接触。
27.所述一个或更多个第二传感器144向控制器142提供结冰状况数据。结冰状况数据使得控制器142能够确定飞行器是否正在经历结冰状况并且允许确定外部空气的含水量。
28.在实现中，第二传感器144将来自冰检测系统的功率信息提供给控制器142。冰检测系统包括：第一加热器，该第一加热器用于将飞行器的外表面的第一区域加热至低于水的冰点的第一设定点温度(例如，-3摄氏度的设定点温度或者低于零摄氏度的某一其它温度)；以及第二加热器，该第二加热器用于将飞行器的外表面的第二区域加热至高于水的冰点的第二设定点温度(例如，3摄氏度的设定点温度或者高于零摄氏度的某一其它温度)。功率信息包括：为维持第一设定点温度所需的第一功率，以及为维持第二设定点温度所需的第二功率。在结冰状况下，第二功率显著大于第一功率。在美国专利no.8,517,601中描述了这种结冰检测器，其内容通过引用并入本文。控制器142使用第一功率的值和第二功率的值来确定外部空气的含水量。在其它的实现中，冰检测器使用探针来检测传入的水滴；并且一旦达到阈值，冰检测器就向控制器142发送信号以指示存在结冰状况。
29.将加热器146联接至缝翼116、发动机整流罩120的入口部分、待加热以防止或控制冰形成的其它表面、或其组合。加热器146是电热(例如，电阻)加热器，该电热加热器与飞行器100的要被加热的部分适形或者可适形，以防止不可接受的结冰。
30.在一些实现中，加热器146是采用加热垫形式的线式可更换单元，该线式可以更换单元以热方式联接至特定缝翼116的内表面或者特定发动机整流罩120的内表面，以使加热器146所提供的热加热特定缝翼116的外表面或特定发动机整流罩120的外表面，从而防止不可接受的结冰。缝翼116、发动机整流罩、或者飞行器的其它部分的由加热器146加热的内表面是在飞行器飞行期间不经受直接气流接触的表面。在一些实现中，所述加热器146中的一个或更多个加热器包括多个加热器区，并且各个加热器区皆可由控制器142单独控制，以
向与该加热器区热接触的表面提供特定量的热。在其它的实现中，代替使加热器146具有多个加热器区，使用多个单加热器区加热器，或者多加热器区加热器和单加热器区加热器的组合来加热飞行器100的特定表面。在特定实现中，加热器146可以包括或对应于可从gkn aerospace services limited(united kingdom)或从其它制造商获得的加热器。
31.图2描绘了缝翼116的截面表示图，其中加热器146联接至缝翼116的内表面202。缝翼116联接至或者限定机翼106的前缘的一部分。加热器146具有长度和宽度。加热器146的长度(未示出)沿缝翼116的翼展方向(spanwise)部分定位。将加热器146的宽度划分成三个加热器区204a至204c，它们位于缝翼116的弦向跨度(chordwise span)上。该宽度与缝翼116的内表面202的形状适形或可适形，以使第一加热器区204a以热方式联接至内表面202的下部部分，第二区域204b以热方式联接至内表面202的中部部分，以及第三加热器区204c以热方式联接至内表面202的上部部分。各个加热器区204a至204c皆可以具有不同的宽度，并且向加热器区204a至204c供应以产生热的功率的量是可由控制器142的控制逻辑158单独控制的。在用于飞行器100的加热器146的其它实现中，加热器146包括少于三个加热器区204a至204c或者多于三个加热器区204a至204c。
32.第三传感器148向控制器142提供与缝翼116的外表面206、发动机整流罩120的外表面、或两者的由加热器146加热的位置210处的温度相关联的温度数据。第三传感器148在位置210处与加热器146的各个加热器区204相关联。在实现中，与加热器区204相关联的第三传感器148位于由加热器区204加热的区域的中部。在其它的实现中，第三传感器148可以位于与由加热器区204加热的区域的中部位置不同的位置处。图2描绘了位于由加热器区204a、204b、204c加热的区域的中部的第三传感器148。在一些实现中，多于一个的第三传感器148可以与各个加热器区相关联，但是多于一个的第三传感器14可能不必要地增加飞行器100的额外重量，并且增加由控制器142为对由加热器146加热的表面的热分布图进行建模所执行的计算的复杂度。
33.在一些实现中，第三传感器148以热方式联接至或嵌入缝翼116或发动机整流罩120。结冰风洞试验表明，与以热方式联接至或嵌入加热器146中的第三传感器148相比，以热方式联接至或嵌入由加热器146加热的缝翼116中的第三传感器148提供更可靠的数据。如果缝翼116的由加热器区204的加热部件加热的内表面202和加热部件完全热接触，并且缝翼116的厚度足够小，以使内表面202的温度和外表面206的温度基本相同，则加热器区204的加热部件理论上将处于与外表面206相同的温度。然而，在实践中，在加热器区204的加热部件与缝翼116或发动机整流罩120的金属表面之间存在一个或更多个层(聚合物层、热凝胶或粘合剂等)；或者在缝翼116或发动机整流罩120的非金属表面(例如，复合材料)的情况下，可以存在多个介电材料层片，这些介电材料层片显著地降低加热部件与缝翼116的外表面206或发动机整流罩120的外表面之间的导热率。这导致加热部件温度高于外表面温度。为此，第三传感器148以热方式联接至或嵌入缝翼116或发动机整流罩120，以便在第三传感器148的位置处为缝翼116或发动机整流罩120的外表面温度提供可靠的数据。在一些实现中，第三传感器148以热方式联接至或嵌入加热器146的加热器区204，并且执行校准、附加计算、或两者，以基于来自第三传感器148的传感器数据确定外表面温度。
34.在飞行器100的飞行期间，控制器142利用结冰状况确定器154来确定是否存在结冰状况。结冰状况确定器154基于从所述一个或更多个第二传感器144接收到的数据、来自
中央计算系统126的一个或更多个飞行状况值、或两者，来计算外部空气的含水量的值。将含水量的值提供给建模器156。结冰状况确定器154使用来自中央计算系统126的飞行状况值(例如，外部空气温度、高度、以及速度)和含水量值，来确定飞行器100目前是否正在经历结冰状况。当结冰状况确定器154的确定指示飞行器100未处于结冰状况时，结冰状况确定器154继续基于从中央计算系统126以及所述一个或更多个第二传感器144接收到的输入，来确定是否存在结冰状况。
35.当结冰状况确定器154的确定指示飞行器100处于结冰状况时，结冰状况确定器154使建模器156针对各个加热器146的各个加热器区204，来确定在与加热器区204相关联的第三传感器148的位置处的该加热器区204的设定点温度。设定点温度是为防止飞行器100的与加热器区204相关联的外表面上的不可接受的结冰所需的温度。另外，在确定指示存在结冰状况之后，结冰状况确定器154继续基于从中央计算系统126以及所述一个或更多个第二传感器144接收到的输入，来确定是否存在结冰状况，以标识结冰状况的结束并且更新含水量的值。当检测到结冰状况结束时，控制器142在特定时段之后停止向加热器146供应功率。在该时段期间，控制器142维持在检测到结冰状况结束之前确定的设定点温度。
36.在特定实现中，建模器156基于外部空气的含水量以及飞行状况值的至少一部分来访问查找表，以检索防结冰值。在一些实现中，防结冰值是基于风洞试验来确定的，并且定义了需要无冰的机翼跨度(wing span)、弦跨度(chord span)、或两者的必要量，以及可接受量的可允许回流冰厚度，以确保在结冰状况下的足够的飞行器性能。在实现中，防结冰值指定飞行器100的由加热器146加热的外表面区域的无冰区和回流冰厚度值。对于缝翼116，可以将无冰区指定为相对于最前位置208的正和负包裹(wrap)距离。最前位置208(其也被称为最突出部分(highlight))是机翼106的前缘的处于中性迎角的最前点。在图2中，相对于缝翼116的最前位置208的正包裹距离是沿着缝翼116的上部部分距最前位置208的距离，而相对于缝翼116的最前位置208的负包裹距离是沿着缝翼116的下部部分距最前位置208的距离。
37.由于飞行器100的空气动力学性能特性的变化，因此，防结冰要求随着飞行阶段、高度、外部空气温度、襟翼设定、以及其它飞行值而改变。作为示例，在襟翼118被收起以满足某些速度或飞行阶段的操纵要求时飞行器100需要小于0.1英寸的回流冰厚度，而当襟翼118在其它状况下展开时，需要高达0.3英寸的回流冰厚度。
38.对于各个加热器146，建模器156确定包括局部压力、液滴收集效率、以及与由加热器146加热的外表面相关联的热传递系数的第一信息。在实现中，由建模器156使用数字代码来执行粒子轨迹分析和流动分析。以各个时间步长或者每多个时间步长，建模器156基于输入值计算实际特性。在特定实现中，使用lewice算法(可从供美国使用的国家航空航天管理局(nasa)获得的软件)或类似算法来计算实际特性。lewice算法执行轨迹计算并将所确定的值传递至热模型以确定第一信息。在另一实现中，建模器156基于飞行状况和外部空气含水量，来利用神经网络，或执行表格查找，以确定第一信息。利用神经网络，或执行表格查找，需要具有包络飞行状况和结冰状况的可能组合的值的数据库，以允许准确和适当的输出。与计算第一信息相比，基于飞行状况和含水量，利用神经网络,或执行表格查找，可以导致更快地确定第一信息。
39.建模器156计算与加热器146的加热器区204相关联的外表面的温度分布图，并且
利用第一信息、飞行状况、以及含水量，来计算第三传感器148的各个位置的设定点温度。在实现中，建模器156创建各个加热器区204的1-d(一维)网格，以将经加热的表面离散化成节点。使用messinger能量平衡程序来在各个节点处确定因对流而造成的稳态热负载、因水的一个或更多个相变(例如，蒸发、冷凝、升华、沉积、或其组合)而造成的热负载、因来自撞击的动能而造成的热负载、因在经加热的表面上流动的水的显热(sensible heating)而造成的热负载、以及因传导而造成的热负载。已知热负载，对第三传感器148的位置处的外表面温度进行迭代求解，直到满足收敛标准。为了确定由加热器146加热的外表面的表面温度分布图，提供了加热器146的各个加热器区的加热功率的值。这些值在单独的迭代循环中进行迭代，直到第三传感器148的位置处的外表面温度收敛于满足防结冰值的值(即，无冰区和回流冰厚度)。第三传感器148的位置处的收敛于满足防结冰值的值的外表面温度被用作第三传感器148的位置的设定点温度。设定点温度确保在由加热器146加热的外表面的最冷部分处的、相距特定第三传感器148的位置特定距离处的温度至少是高于水的冰点的第一温度(例如，在至少约4摄氏度的温度下)。
40.将位置的设定点温度以及根据从该位置的第三传感器148接收到的数据所确定的温度提供给控制逻辑158。在实现中，将控制逻辑158实现为比例积分微分(pid)控制器。在其它的实现中，将控制逻辑158实现为另一类型的控制器。对于加热器146的特定加热器区204，控制逻辑158使用该特定加热器区204的设定点温度，以及从第三传感器148确定的与该加热器区相关联的温度，来确定要向该加热器区204发送的ac电力的功率(例如，电压)，以实现该位置处的设定点温度。控制逻辑158使加热器区204接收所计算出的电压，以在第三传感器148的位置处实现设定点温度。
41.图3描绘了飞行器100的机翼106的实现的俯视图表示，其利用图1的防结冰系统102来为机翼106的选定缝翼116提供防结冰。在图3所例示的示例中，机翼106具有五个缝翼116a至116e以及三个襟翼118。图1的防结冰系统102为缝翼116a至116c提供防结冰。在图3的实现中，将两个加热器146联接至缝翼116a至116c中的各个缝翼以加热该缝翼116a至116c的长度，并且各个加热器146皆为具有三个加热器区204的多区加热器，诸如图2所描绘的加热器146。在其它的实现中，可以将单区加热器或单区加热器和多区加热器的组合联接至缝翼116a至116c，和将与
42.两个加热器146不同数量的加热器146连接至一个或更多个缝翼116a-116c。线路将5加热器146连接至控制器142。该线路包括用于从第三传感器148向控制器142提供数据的第一线路。该线路还包括用于从控制器142向加热器146的加热部件提供功率的第二线路。
43.在图1的防结冰系统102用于具有如图3所示的机翼构型的飞行器100的特定示例中，来自第一传感器132的数据被中央计算系统126用来确定飞行器100处于下降0飞行阶段，其中，襟翼已收起、高度为15000ft、外部空气温度为华氏-22度、迎角为2.2度、以及马赫数为0.47。在该示例中，来自第二传感器144的数据被控制器142用来确定液态水含量(liquid water content)为0.10克/立方米。在25微米的中值体积液滴直径下，液态水含量的值与最严重的连续结冰状况一致。
44.继续上面的示例，基于含水量值和飞行状况值，控制器142的结冰状况确定器5 154确定飞行器100处于结冰状况。建模器156基于含水量值和飞行状况值访问查找表，并且
确定缝翼116b、116c的防结冰值是距最前位置208的+9英寸和-4英寸的无冰包裹距离，其中可允许回流冰厚度为0.2英寸，并且并且缝翼116a的防结冰值是距最前位置208的+6英寸和-4英寸的无冰包裹距离，其中可允许回流冰厚度为0.2英寸。
45.0控制器142的建模器156使用这样的假设来确定所述加热器146中的各个加热器的稳态温度分布图，即，假设加热器146的加热器区204具有恒定功率密度并且所施加的功率跨加热器区是恒定的。图4描绘了基于上述状况和防结冰值的、缝翼116c的一部分的由加热器146加热的外表面206的稳态温度分布图。加热器146是多区加热器，其中每加热器146具有三个加热器区，诸如图2所描绘的加热器146。
46.5在图4中，缝翼116c的外表面上的位置402对应于第三传感器148的位置。位置402a与这样的位置相关联，即，该位置对应于和加热器区204a相关联的第三传感器148，位置402b与这样的位置相关联，即，该位置对应于和加热器区204b相关联的第三传感器148，以及位置402c与这样的位置相关联，即，该位置对应于和加热器区204c相关联的第三传感器148。缝翼116c的外表面上的位置404对应于缝翼116c的下部部分上的加热器146的第一加热器区204a的末端的位置，并且缝翼116c的外表面上的位置406对应于缝翼116c的上部部分上的加热器146的第三加热器区204c的末端的位置。位置408对应于加热器146的第一加热器区204a的末端以及加热器146的第二加热器区204b的起点的位置。位置410对应于加热器146的第二加热器区204b的末端以及加热器146的第三加热器区204c的起点的位置。外表面的位置412对应于缝翼116的最前位置208。
47.与位置402a至402c相关联的温度是设定点温度并且被提供给控制逻辑158。与位置402a和402c相关联的设定点温度高于与位置402b相关联的设定点温度，以满足对于回流冰厚度的防结冰值。
48.控制器142的控制逻辑158使用根据各个加热器146的温度分布图的在位置402处的温度，以及根据来自第三传感器148的数据所确定的位置402处的温度，来确定恰当的功率并将该功率发送至加热器146的加热器区204。控制器142的控制逻辑158确定恰当的功率并将该功率发送至联接至缝翼116a至116c的加热器146的各个加热器区204。
49.例如，基于图4的温度分布图，控制逻辑158将对应于每平方英寸10.4瓦的功率提供给加热器146的联接至缝翼116c的第一加热器区204a以加热缝翼116的下部部分，将对应于每平方英寸11.5瓦的功率提供给加热器146的第二加热器区204b以加热缝翼116c的中部部分，以及将对应于每平方英寸7.3瓦的功率到提供给加热器146的第三加热器区204c以加热缝翼116c的上部部分。
50.基于根据来自第一传感器132、第二传感器144、以及第三传感器148的数据所确定的当前飞行状况的值，防结冰系统102连续地更新发送给加热器146的电压。对于该示例的状况，针对该结冰状况的典型持续时间，防结冰系统102维持所需防结冰的功率需求被估计为113千瓦。对于更典型的结冰状况，液态水含量约为该示例的含水量的一半。对于该更典型的结冰状况，针对该结冰状况的典型持续时间，防结冰系统102维持所需防结冰的功率需求被估计为95千瓦。
51.图5是在飞行器100的飞行期间提供防结冰的方法500的流程图。由飞行器100的防结冰系统102的控制器142来执行该方法500。方法500在框502处包括：在控制器142处，从多个传感器接收关于与飞行器相关联的状况的数据。所述多个传感器包括：第一传感器132，
所述第一传感器提供关于飞行状况的第一数据；一个或更多个第二传感器144，所述一个或更多个第二传感器提供关于结冰状况的第二数据；以及第三传感器148，该第三传感器提供关于与缝翼116的由多个加热器146加热的外表面的特定位置相关联的温度的第三数据。当防结冰系统102被配置成向发动机整流罩120提供防结冰时，联接至发动机整流罩120的第三传感器148在与联接至发动机整流罩120的加热器146的加热器区相对应的特定位置处，提供与发动机整流罩120的外表面的温度相关联的温度数据。控制器142通过处理从多个传感器132、144、148或通过其组合接收到的数据，接收根据来自中央计算系统的数据所确定的与飞行器相关联的状况的值。
52.方法500在框504处包括：基于所述数据中的第一数据和第二数据来确定飞行器是否处于结冰状况。方法500在判定框506处，在存在结冰状况时进行至框508，并且基于第一数据和第二数据来确定要提供的防结冰水平。在特定实现中，控制器142通过基于一个或更多个飞行状况、基于外部空气的含水量、或两者，从查找表中访问防结冰水平来确定要提供的特定防结冰水平。
53.方法500继续到框510，并且控制器142基于该数据确定缝翼116的由所述多个加热器146加热的外表面的温度分布图，以提供防结冰水平。当防结冰系统102被配置成向发动机整流罩120提供防结冰时，控制器确定发动机整流罩的由所述多个加热器146加热的外表面的温度分布图，以提供防结冰水平。
54.方法500继续到框512，并且控制器基于温度分布图来使向所述多个加热器146供应功率，以对缝翼116的外表面进行加热。当防结冰系统102被配置成向发动机整流罩120提供防结冰时，还基于发动机整流罩120的外表面的温度分布图，来向联接至发动机整流罩120的加热器146供应功率，以加热发动机整流罩120的外表面。方法500然后返回至框502。
55.方法500在判定框506处，当不存在当前结冰状况时，进行至判定框514。当在判定框514处确定飞行器100的飞行招致结冰状况时，该方法进行至判定框516。当在判定框516处确定自从飞行器100处于结冰状况以来已经经过了一时间范围(例如，3分钟、5分钟、或者某一其它时间范围)时，方法500进行至框518，并且控制器142停止向加热器146供应功率。方法500然后返回至框502。当在判定框516处确定该时间范围尚未过去时，方法500进行至框520，并且控制器142基于在结冰状况期间最后确定的温度分布图，使对加热器146的功率供应维持加热器146的温度设定点。方法500然后返回至框502。在其它的实现中，当在判定框516处确定该时间范围尚未过去时，将与当飞行器100在该时间范围期间处于结冰状况时最后提供的功率相同的功率供应给加热器146，或者在该时间范围期间将特定功率提供给加热器146。
56.当在判定框514处作出的确定是在飞行器100的飞行期间没有发生结冰状况时，方法500返回至框502。
57.图6是包括被配置成支持根据本公开的计算机实现方法和计算机可执行程序指令(或代码)的实现的通用计算装置602的计算环境600的框图的例示图。例如，计算装置602或其部分可以执行指令，以执行或使设备执行参照图1至图5所描述的操作。在实现中，计算装置602是中央计算系统126、控制器142或两者，或者是中央计算系统126、控制器142或两者的组件。
58.计算装置602包括处理器604。处理器604与系统存储器606、一个或更多个存储装
置608、一个或更多个输入/输出接口610、一个或更多个通信接口612、或其任何组合进行通信。系统存储器606包括非暂时性计算机可读介质，包括：易失性存储器装置(例如，随机存取存储器(ram)装置)、非易失性存储装置(例如，只读存储器(rom)装置、可编程只读存储器、以及闪存)、或两者。系统存储器606包括操作系统614，该操作系统632可以包括用于引导计算装置602的基本输入/输出系统以及使该计算装置602能够与用户、其它程序、以及其它装置交互的完整操作系统。系统存储器606包括可由处理器604执行的一个或更多个应用616(例如，指令)。
59.处理器604与所述一个或更多个存储装置608通信。例如，所述一个或更多个存储装置608是可以包括非易失性存储装置的非暂时性计算机可读介质，诸如磁盘、光盘、或闪存装置。存储装置608可以包括可去除存储器装置和不可去除存储器装置两者。可以将存储装置608配置成，存储操作系统、操作系统的映像、应用、以及程序数据。在特定实现中，系统存储器606、存储装置608或两者包括被并入硬件中并且不是信号的有形计算机可读介质。
60.处理器与所述一个或更多个输入/输出接口610进行通信，使得计算装置602能够与一个或更多个输入/输出装置618通信以促进用户交互。输入/输出接口610可包括：串行接口(例如，通用串行总线(usb)接口或者电气和电子工程师协会(ieee)1364接口)、并行接口、显示适配器、音频适配器和、以及它接口。输入/输出装置618可以包括：键盘、定点设备、显示器、扬声器、麦克风、触摸屏、以及其它装置。处理器604基于经由输入/输出接口610接收到的用户输入来检测交互事件。另外，处理器604经由输入/输出接口610向显示装置发送显示。
61.处理器604可以经由所述一个或更多个通信接口612与一个或更多个装置620进行通信。所述一个或更多个装置620可以包括飞行器100外部的计算装置以及飞行器100的控制器、传感器和其它装置。所述一个或更多个通信接口612可以包括：有线以太网接口、ieee 802无线接口、其它无线通信接口、用于将模拟信号转换成数字信号的一个或更多个转换器、用于将电信号转换成光信号的一个或更多个转换器、用于将所接收到的光信号转换成电信号的一个或更多个转换器、或者其它网络接口。
62.参照以下相互联系的条款的集合来进一步描述本公开的各方面：
63.根据条款1，一种用于飞行器的防结冰系统，所述防结冰系统包括：一个或更多个加热器，所述一个或更多个加热器被配置成联接至所述飞行器的机翼的表面；以及控制器，所述控制器被配置成，响应于指示存在结冰状况的第一确定，确定所述机翼的外表面的第一位置的设定点温度，所述外表面被配置为由所述一个或更多个加热器中的加热器进行加热，并且所述控制控制器被配置成基于所述设定点温度来控制向所述加热器提供的功率，其中，基于由所述加热器加热的所述外表面的预计温度分布图，所述第一位置的所述设定点温度被确定成，使所述机翼的所述外表面的第二位置保持在阈值温度以上，所述第二位置由所述加热器加热并且位于距所述第一位置特定距离处。
64.条款2包括根据条款1所述的防结冰系统，其中，所述外表面的所述预计温度分布图基于来自多个传感器的与所述飞行器相关联的数据，并且其中，所述外表面的所述预计温度分布图被确定成，确保回流冰厚度保持在阈值冰厚度以下。
65.条款3包括根据条款2所述的防结冰系统，其中，所述多个传感器包括：第一传感器，所述第一传感器被配置成提供关于飞行状况的第一数据；一个或更多个第二传感器，所
述一个或更多个第二传感器被配置成提供关于结冰状况的第二数据；以及第三传感器，所述第三传感器被配置成提供与所述机翼的所述外表面的在所述外表面的一个或更多个特定位置处的温度相关的第三数据。
66.条款4包括根据条款3所述的防结冰系统，其中，所述存在结冰状况的第一确定基于所述第二数据。
67.条款5包括根据条款3所述的防结冰系统，其中，所述机翼的所述表面是所述机翼的缝翼的内表面，并且其中，所述第三传感器包括靠近所述第一位置嵌入所述缝翼中的温度传感器。
68.条款6包括根据条款1至5中的任一项所述的防结冰系统，其中，所述加热器包括多个加热器区，并且其中，向所述多个加热器区中的各个加热器区供应的功率能由5所述控制器基于根据由所述加热器区加热的所述外表面的特定预计温度分布图所确定的各个加热器区的特定设定点温度独立地控制。
69.条款7包括根据条款1至6中的任一项所述的防结冰系统，所述防结冰系统还包括一个或更多个第二加热器，所述一个或更多个第二加热器联接至发动机整流罩，其
70.中，所述控制器被配置成，基于与所述发动机整流罩的外表面的第二位置相关联的设0定点温度，来向所述一个或更多个第二加热器提供功率，并且其中，与所述发动机整流罩的所述外表面的所述第二位置相关联的所述设定点温度基于从第三传感器接收到的与所述第二位置相对应的温度数据。
71.条款8包括根据条款1至7所述的防结冰系统，其中，所述控制器还被配置成，
72.响应于指示从所述结冰状况变化到未结冰状况的第二确定，在自从所述第二确定以来5经过一时间范围之后停止向所述一个或更多个加热器提供功率，并且其中，在所述时
73.间范围期间维持所述第一位置的所述设定点温度。
74.条款9包括根据条款1至8中的任一项所述的防结冰系统，其中，所述一个或更多个加热器包括一个或更多个电热加热器，并且其中，所述一个或更多个加热器包括：
75.第一加热器区，所述第一加热器区被配置成对所述机翼的缝翼的外表面的上部部分进0行加热；第二加热器区，所述第二加热器区被配置成对所述缝翼的所述外表面的中部部分进行加热；以及第三加热器区，所述第三加热器区被配置成对所述缝翼的所述外表面的下部部分进行加热。
76.条款10包括根据条款9所述的防结冰系统，其中，所述第一加热器区、所述第二加热器区、以及所述第三加热器区包括单独的电热加热器。
77.5根据条款11，一种用于飞行器的防结冰系统的控制器，所述控制器包括：处理器；以及存储器，所述存储器联接至所述处理器，所述存储器包括可由所述处理器执行的指令，以：从多个传感器接收关于与所述飞行器相关联的状况的数据；并且响应于基于所述数据的指示结冰状况的确定：确定所述飞行器的机翼的缝翼的外表面的第一位置的设定点温度，其中，所述第一位置由联接至所述缝翼的加热器来加热；并且基于所述设定点温度来控制向所述加热器提供的功率，其中，基于所述外表面的预计温度分布图，所述第一位置的所述设定点温度被确定成，使所述缝翼的所述外表面的第二位置保持在阈值温度以上，所述第二位置由所述加热器加热并且位于距所述第一位置特定距离处。
78.条款12包括根据条款11所述的控制器，其中，所述加热器包括多加热器部件加热
垫，所述多加热器部件加热垫包括：第一加热器区，所述第一加热器区被配置成对所述缝翼的下部部分进行加热；第二加热器区，所述第二加热器区被配置成对所述缝翼的中部部分进行加热；以及第三加热器区，所述第三加热器区被配置成对所述缝翼的上部部分进行加热，并且其中，所述指令可由所述处理器执行以独立地控制在特定时间向所述第一加热器区、所述第二加热器区以及所述第三加热器区中的各个加热器区供应的功率的量。
79.条款13包括根据条款11或条款12所述的控制器，其中，所述预计温度分布图基于根据所述数据确定的一个或更多个第一值，并且其中，所述一个或更多个第一值包括：局部压力、液滴收集效率、因对流而造成的热负载、因水的相变而造成的热负载、因液滴撞击的动能而造成的热负载、因在所述外表面上流动的水的显热而造成的热负载、因传导而造成的热负载、或其组合。
80.条款14包括根据条款13所述的控制器，其中，所述第一值中的一个或更多个第一值是使用神经网络或查找表来确定的。
81.条款15包括根据条款11至14中的任一条款所述的控制器，其中，所述数据包括来自第一传感器的第一数据，其中，所述第一数据使得能够确定飞行状况值，并且其中，所述飞行状况值包括以下项中的一项或更多项：所述飞行器的速度、迎角、飞行阶段、所述飞行器的高度、外部空气温度、或襟翼设定。
82.条款16包括根据条款11至15中的任一条款所述的控制器，其中，所述数据包括来自一个或更多个第二传感器的第二数据，并且其中，所述第二数据使得能够确定外部空气的含水量的值。
83.条款17包括根据条款11至16中的任一条款所述的控制器，其中，所述设定点温度是通过对所述缝翼的由所述加热器加热的所述外表面的温度分布图进行建模来确定的。
84.根据条款18，一种在飞行器的飞行期间防止不可接受的结冰的方法，所述方法包括以下步骤：在控制器处，从多个传感器接收关于与所述飞行器相关联的状况的数据，其中所述多个传感器包括：第一传感器，所述第一传感器被配置成提供关于飞行状况的第一数据；一个或更多个第二传感器，所述一个或更多个第二传感器被配置成提供关于结冰状况的第二数据；以及第三传感器，所述第三传感器被配置成，提供关于与缝翼的由多个加热器加热的外表面的特定位置相关联的温度的第三数据；以及响应于基于所述第一数据和所述第二数据的指示结冰状况的确定：在所述控制器处基于所述第一数据和所述第二数据来确定要提供的防结冰水平；在所述控制器处基于所述数据，来确定所述缝翼的由所述多个加热器加热的外表面的温度分布图以提供所述防结冰水平；以及经由所述控制器，基于所述温度分布图来使向所述多个加热器供应功率以对所述缝翼的所述外表面进行加热。
85.条款19包括根据条款18所述的方法，所述方法还包括以下步骤：响应于指示所述结冰状况的所述确定，经由所述控制器使向联接至发动机整流罩的表面的第二多个加热部件供应第二功率，其中，所述第二功率是基于以所述数据为基础确定的所述发动机整流罩的外表面的第二温度分布图来确定的，其中，所述数据中的所述第三数据包括来自联接至所述发动机整流罩的第三传感器的温度数据，并且其中，联接至所述发动机整流罩的所述第三传感器向所述控制器提供与所述发动机整流罩的由所述第二多个加热部件加热的外表面的特定位置相关联的温度数据。
86.条款20包括根据条款18或条款19所述的方法，所述方法还包括以下步骤：基于从
所述传感器接收到的所述数据中的一个或更多个变化，来调节功率的供应。
87.对本文所述的示例的例示旨在提供对各种实现的结构的一般理解。这些例示不是按比例的并且不旨在用作对利用本文所述的结构或方法的设备和系统的所有部件和特征的完整描述。在回顾本公开时，许多其它实现对于本领域技术人员可以是显而易见的。其它的实现可以加以利用并且根据本公开导出，以使可以在不脱离本公开的范围的情况下进行结构和逻辑上的替换和改变。例如，方法操作可以按不同于图中所示次序的次序来执行，或者可以省略一个或更多个方法操作。因此，本公开和附图要被视为例示性的而非限制性的。
88.此外，尽管本文已经例示和描述了具体示例，但应当清楚，被设计成实现相同或相似结果的任何后续排布结构都可以代替所示的具体实现。本公开旨在覆盖各种实现的任何和所有后续修改或变化。当回顾本描述时，上述实现的组合，以及本文未具体描述的其它实现对于本领域技术人员将是显见的。
89.提交说明书摘要的条件是不会将其用于解释或限制权利要求的范围或含义。另外，在前述详细描述中，出于简化本公开的目的，各种特征可以被组合在一起或者在单个实现中加以描述。上述示例是例示而不是限制本公开。还应理解，根据本公开的原理，可以进行许多修改和变化。正如上面的权利要求所反映的，要求保护的主题可以指向所公开的示例中的任一示例的非全部特征。因此，本公开的范围通过上面的权利要求及其等同物来限定。

技术特征：
1.一种用于飞行器(100)的防结冰系统(102)，所述防结冰系统包括：一个或更多个加热器(146)，所述一个或更多个加热器被配置成联接至所述飞行器的机翼(106)的表面(202)；以及控制器(142)，所述控制器被配置成，响应于指示存在结冰状况的第一确定，来确定所述机翼的外表面(206)的第一位置(210)的设定点温度，所述外表面被配置为由所述一个或更多个加热器中的加热器进行加热，并且所述控制器被配置成基于所述设定点温度来控制向所述加热器提供的功率，其中，基于由所述加热器加热的所述外表面的预计温度分布图，所述第一位置的所述设定点温度被确定成，使所述机翼的所述外表面的第二位置保持在阈值温度以上，所述第二位置由所述加热器加热并且位于距所述第一位置特定距离处。2.根据权利要求1所述的防结冰系统，其中，所述外表面的所述预计温度分布图基于来自多个传感器(132、144、148)的与所述飞行器相关联的数据，并且其中，所述外表面的所述预计温度分布图被确定成确保回流冰厚度保持在阈值冰厚度以下。3.根据权利要求2所述的防结冰系统，其中，所述多个传感器包括：第一传感器(132)，所述第一传感器被配置成提供关于飞行状况的第一数据；一个或更多个第二传感器(144)，所述一个或更多个第二传感器被配置成提供关于结冰状况的第二数据；以及第三传感器(148)，所述第三传感器被配置成提供与所述机翼的所述外表面的在所述外表面的一个或更多个特定位置处的温度相关的第三数据。4.根据权利要求3所述的防结冰系统，其中，所述存在结冰状况的所述第一确定基于所述第二数据。5.根据权利要求3所述的防结冰系统，其中，所述机翼的所述表面是所述机翼的缝翼(116)的内表面，并且其中，所述第三传感器包括靠近所述第一位置嵌入所述缝翼中的温度传感器。6.根据权利要求1所述的防结冰系统，其中，所述加热器包括多个加热器区(204)，并且其中，向所述多个加热器区中的各个加热器区供应的功率能由所述控制器基于根据由所述加热器区加热的所述外表面的特定预计温度分布图所确定的各个加热器区的特定设定点温度独立地控制。7.根据权利要求1所述的防结冰系统，所述防结冰系统还包括一个或更多个第二加热器，所述一个或更多个第二加热器联接至发动机整流罩(120)，其中，所述控制器被配置成，基于与所述发动机整流罩的外表面的第二位置相关联的设定点温度，来向所述一个或更多个第二加热器提供功率，并且其中，与所述发动机整流罩的外表面的第二位置相关联的设定点温度基于从第三传感器(148)接收到的与该第二位置相对应的温度数据。8.根据权利要求1所述的防结冰系统，其中，所述控制器还被配置成，响应于指示从所述结冰状况变化到未结冰状况的第二确定，在自从所述第二确定以来经过一时间范围之后停止向所述一个或更多个加热器提供功率(518)，并且其中，在所述时间范围期间维持所述第一位置的设定点温度(520)。9.根据权利要求1所述的防结冰系统，其中，所述一个或更多个加热器包括一个或更多个电热加热器，并且其中，所述一个或更多个加热器包括：第一加热器区，所述第一加热器区被配置成对所述机翼的缝翼的外表面的上部部分进行加热；第二加热器区，所述第二加热器区被配置成对所述缝翼的所述外表面的中部部分进行加热；以及第三加热器区，所述
第三加热器区被配置成对所述缝翼的所述外表面的下部部分进行加热。10.根据权利要求9所述的防结冰系统，其中，所述第一加热器区、所述第二加热器区、以及所述第三加热器区包括单独的电热加热器。11.一种用于飞行器(100)的防结冰系统(102)的控制器(142)，所述控制器包括：处理器(150)；以及存储器(152)，所述存储器联接至所述处理器，所述存储器包括能由所述处理器执行的指令，以：从多个传感器(132、144、148)接收关于与所述飞行器相关联的状况的数据；并且响应于基于所述数据的指示结冰状况的确定：确定所述飞行器的机翼(106)的缝翼(116)的外表面(206)的第一位置(210)的设定点温度，其中，所述第一位置由联接至所述缝翼的加热器(146)来加热；并且基于所述设定点温度来控制向所述加热器提供的功率，其中，基于所述外表面的预计温度分布图，所述第一位置的所述设定点温度被确定成，使所述缝翼的所述外表面的第二位置保持在阈值温度以上，所述第二位置由所述加热器加热并且位于距所述第一位置特定距离处。12.根据权利要求11所述的控制器，其中，所述加热器包括多加热器部件加热垫，所述多加热器部件加热垫包括：第一加热器区(204a)，所述第一加热器区被配置成对所述缝翼的下部部分进行加热；第二加热器区(204b)，所述第二加热器区被配置成对所述缝翼的中部部分进行加热；以及第三加热器区(204c)，所述第三加热器区被配置成对所述缝翼的上部部分进行加热，并且其中，所述指令能由所述处理器执行以独立地控制在特定时间向所述第一加热器区、所述第二加热器区以及所述第三加热器区中的各个加热器区供应的功率的量。13.根据权利要求11所述的控制器，其中，所述预计温度分布图基于根据所述数据确定的一个或更多个第一值，并且其中，所述一个或更多个第一值包括：局部压力、液滴收集效率、因对流而造成的热负载、因水的相变而造成的热负载、因液滴撞击的动能而造成的热负载、因在所述外表面上流动的水的显热而造成的热负载、因传导而造成的热负载、或其组合。14.根据权利要求13所述的控制器，其中，所述一个或更多个第一值中的一个或更多个是使用神经网络或查找表来确定的。15.根据权利要求11所述的控制器，其中，所述数据包括来自第一传感器(132)的第一数据，其中，所述第一数据使得能够确定飞行状况值，并且其中，所述飞行状况值包括以下项中的一项或更多项：所述飞行器的速度、迎角、飞行阶段、所述飞行器的高度、外部空气温度、或襟翼设定。16.根据权利要求11所述的控制器，其中，所述数据包括来自一个或更多个第二传感器(144)的第二数据，并且其中，所述第二数据使得能够确定外部空气的含水量的值。17.根据权利要求11所述的控制器，其中，所述设定点温度是通过对所述缝翼的由所述加热器加热的所述外表面的温度分布图进行建模来确定的。18.一种在飞行器(100)的飞行期间防止不可接受的结冰的方法(500)，所述方法包括以下步骤：
在控制器(142)处，从多个传感器(132、144、148)接收(502)关于与所述飞行器相关联的状况的数据，其中，所述多个传感器包括：第一传感器(132)，所述第一传感器被配置成提供关于飞行状况的第一数据；一个或更多个第二传感器(144)，所述一个或更多个第二传感器被配置成提供关于结冰状况的第二数据；以及第三传感器(148)，所述第三传感器被配置成提供关于与缝翼(116)的由多个加热器(146)加热的外表面的特定位置相关联的温度的第三数据；以及响应于基于所述第一数据和所述第二数据的指示结冰状况的确定(504)：在所述控制器处基于所述第一数据和所述第二数据来确定(508)要提供的防结冰水平；在所述控制器处基于所述数据，来确定(510)所述缝翼(116)的由所述多个加热器加热的外表面(206)的温度分布图，以提供所述防结冰水平；以及经由所述控制器，基于所述温度分布图来使(512)向所述多个加热器供应功率以对所述缝翼的所述外表面进行加热。19.根据权利要求18所述的方法，所述方法还包括以下步骤，响应于指示所述结冰状况的所述确定，经由所述控制器使向联接至发动机整流罩(120)的表面的第二多个加热部件供应第二功率，其中，所述第二功率是基于以所述数据为基础确定的所述发动机整流罩的外表面的第二温度分布图来确定的，其中，所述数据中的所述第三数据包括来自联接至所述发动机整流罩的第三传感器的温度数据，并且其中，联接至所述发动机整流罩的所述第三传感器向所述控制器提供与所述发动机整流罩的由所述第二多个加热部件加热的外表面的特定位置相关联的温度数据。20.根据权利要求18所述的方法，所述方法还包括以下步骤：基于从所述多个传感器接收到的所述数据中的一个或更多个变化，来调节功率的供应。

技术总结
提供了一种用于飞行器的防结冰系统，该防结冰系统包括被配置成联接至飞行器的机翼的表面的一个或更多个加热器。该防结冰系统还包括控制器，该控制器被配置成，响应于指示存在结冰状况的第一确定，确定机翼的外表面的第一位置的设定点温度，所述外表面被配置为由所述一个或更多个加热器中的加热器进行加热。该控制器还被配置成，基于设定点温度来控制向加热器提供的功率。基于由加热器加热的外表面的预计温度分布图，第一位置的设定点温度被确定成，使机翼的外表面的第二位置保持在阈值温度以上，该第二位置由加热器加热并且位于距第一位置特定距离处。位置特定距离处。位置特定距离处。


技术研发人员：J
受保护的技术使用者：波音公司
技术研发日：2022.12.27
技术公布日：2023/7/4