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Dokumentenidentifikation DE60018936T2 13.04.2006
EP-Veröffentlichungsnummer 0001198386
Titel REDUNDANTES SYSTEM ZUR ENTEISUNG UND ZUM VEREISUNGSSCHUTZ FÜR LUFTFAHRZEUGE
Anmelder Bell Helicopter Textron, Inc., Fort Worth, Tex., US
Erfinder SCHELLHASE, Calvin, Ernst, Fort Worth, US;
EISENHAUER, P., Mark, Fort Worth, US;
MILLER, Dean, Richard, Keller, US;
PAPPAS, Peter, John, Haltom City, US;
FROMAN, Scott, Gary, Fort Worth, US;
AUBERT, Jacques, Roger, Arlington, US
Vertreter Viering, Jentschura & Partner, 80538 München
DE-Aktenzeichen 60018936
Vertragsstaaten DE, FR, GB, IT
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 04.08.2000
EP-Aktenzeichen 009509852
WO-Anmeldetag 04.08.2000
PCT-Aktenzeichen PCT/US00/21350
WO-Veröffentlichungsnummer 0001010713
WO-Veröffentlichungsdatum 15.02.2001
EP-Offenlegungsdatum 24.04.2002
EP date of grant 23.03.2005
Veröffentlichungstag im Patentblatt 13.04.2006
IPC-Hauptklasse B64D 15/12(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP
IPC-Nebenklasse B64D 15/14(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   

Beschreibung[de]
Gebiet der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft elektrische Heizungssysteme zur Verhinderung oder Entfernung von Eis-Ansammlungen auf der Oberfläche von Flugzeugstrukturelementen und insbesondere ein redundantes Eisbehandlungssystem für ein Flugzeug.

Hintergrund der Erfindung

Die Ansammlung von Eis auf Flugzeugpropellern, Flügeln und anderen Strukturbauteilen während des Fluges ist eine wohlbekannte Gefahr bei Bedingungen mit niedrigen Temperaturen. Wie sie hier benutzt werden, sollen die Ausdrücke „Flugzeugbauteile" oder „Strukturbauteile" irgendeine Flugzeugoberfläche betreffen, die während des Fluges anfällig gegenüber Vereisen ist, inklusive Propeller, Flügel, Höhenflossen, Motoreinlässe und dergleichen. Seit den frühesten Tagen der Fliegerei wurden Versuche unternommen, das Problem der Eis-Ansammlung zu überwinden. Während viele verschiedene Techniken zum Entfernen von Eis von Flugzeugen vor oder während des Fluges vorgeschlagen wurden, haben viele frühere Systeme oder Techniken viele verschiedene Nachteile oder besitzen gewisse Einschränkungen.

Eine Herangehensweise an Eisbehandlung, die verwendet wurde, ist das so genannte thermische Enteisen. Beim thermischen Enteisen werden die Anströmkanten, d.h. die Bereiche des Flugzeuges, die auf den Luftstrom, der auf das Flugzeug aufprallt, treffen und ihn umleiten, erwärmt, um die Bildung von Eis zu verhindern oder angesammeltes Eis abzulösen. Das abgelöste Eis wird dann von den Strukturbauteilen durch den Luftstrom, der das Flugzeug passiert, weggeblasen.

Bei einer Form des thermischen Enteisens wird das Erwärmen durch Anordnen eines elektrothermischen Feldes, welches Heizelemente umfasst, über die Anströmkanten des Flugzeugs oder durch Einbeziehen der Heizelemente in die Strukturbauteile des Flugzeugs durchgeführt. Elektrische Energie für jedes Wärmeelement stammt typischerweise von einem Stromgenerator, der von einem oder mehreren Flugzeugmotoren oder gegebenenfalls über Getriebe angetrieben wird. Die elektrische Energie wird intermittierend oder kontinuierlich zugeführt, um ausreichend Wärme bereitzustellen, um so die Bildung von Eis zu verhindern oder um sich ansammelndes Eis abzulösen.

Bei einigen üblicherweise verwendeten Wärme-Enteisern werden die Wärmeelemente als Bänder gestaltet, zum Beispiel als miteinander verbundene leitfähige Segmente, die auf einer flexiblen Unterschicht montiert sind. Die leitfähigen Segmente sind voneinander durch Zwischenräume, zum Beispiel durch Zwischensegment-Zwischenräume getrennt, und jedes Band wird von einem Paar von Kontaktstreifen mit elektrischer Energie versorgt. Wenn sie auf einem Flügel oder anderen Tragflächen aufgebracht sind, sind die Segmente in Streifen oder Bereichen angeordnet, die sich in Spannweitenrichtung oder in Richtung der Flügeltiefe des Flugzeugflügels, des Rotors oder der Tragfläche erstrecken. Einer dieser Streifen, der als in Spannweitenrichtung verlaufender Trennungsstreifen bekannt ist, ist längs einer Achse in Spannweitenrichtung angeordnet, welche üblicherweise mit einer Staulinie zusammenfällt, die während des Flugs entsteht, und in welcher eine Vereisung angetroffen werden kann. Andere Streifen, die als in Richtung der Flügeltiefe verlaufende Trennungsstreifen bekannt sind, sind an den Enden der in Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen angeordnet und sind längs in Richtung der Flügeltiefe verlaufenden Achsen ausgerichtet. Andere Bereiche, die als in Spannweitenrichtung verlaufende Wirbelablösungsbereiche bekannt sind, sind typischerweise oberhalb und unterhalb des in Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifens an einem Ort zwischen den in Richtung der Flügeltiefe verlaufenden Trennungsstreifen angeordnet. Zwischen benachbarten Bereichen existiert manchmal eine Lücke, die als Zwischenheizungslücke bekannt ist.

Ein solches System ist in der französischen Patentanmeldung FR-A-2779314, die nach dem Prioritätsdatum der vorliegenden Erfindung veröffentlicht wurde, beschrieben. Dieses Dokument betrifft eine Heizungsvorrichtung für ein aerodynamisches Profil, welches viele verschiedene in das aerodynamische Profil nahe der Anströmkante des aerodynamischen Profils einbezogene Widerstandselemente, aufweist, die eine erste Gruppe von Widerstandselementen bilden, die näherungsweise parallel zu der Anströmkante verlaufen, welche so angeordnet sind, dass sie einen Enteisungsstromkreis bilden. Die Vorrichtung weist ferner eine zweite Gruppe von Widerstandselementen auf, die in das aerodynamische Profil einbezogen sind und als ein Eisverhütungsstromkreis angeordnet sind. Die beiden Stromkreise sind unabhängig und die relativen Positionen ihrer Elemente sind eine Funktion der Form des Profils.

Ein System gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 ist aus der PCT-Anmeldung WO 95/25614 bekannt. Ein bekanntes Verfahren zum Enteisen erzeugt elektrischen Strom, der kontinuierlich durch die Trennungsstreifen geschickt wird, so dass die Streifen ständig auf eine Temperatur oberhalb von 32°F erwärmt sind. In den in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereichen wird andererseits Strom intermittierend hindurchgeschickt, so dass die in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereiche intermittierend auf eine Temperatur oberhalb von ungefähr 32°F erwärmt werden.

Wenn diese Technik des Erwärmens der verschiedenen Bereiche allgemein wirksam ist, um Eis ohne übermäßigen Stromverbrauch zu schmelzen (oder seine Bildung zu verhindern), besteht ein Problem, dass darin besteht, dass das Schmelzen von Eis in den Zwischensegment- und Zwischenheizungslücken schwierig oder unmöglich sein kann. Ferner kann das Schmelzen von Eis auf oder um die Kontaktstreifen ebenfalls schwierig oder unmöglich sein. Die Ansammlung von Eis in den Lücken und auf den Kontaktstreifen ist insbesondere unerwünscht, weil das nicht geschmolzene Eis als „Anker" für Eis dienen kann, das nur aufgrund des Eises, das sich in den Lücken oder auf den Kontaktstreifen ansammelt, nicht geschmolzen wird.

Ein anderes Problem bei früheren wärmebasierenden Systemen ist ihr Mangel an Zuverlässigkeit. Flugzeugbauteile, wie zum Beispiel Motoren eines Helikopters oder Propeller von Kipprotorflugzeugen unterliegen starker Spannung und Belastung, die mit dem Betrieb des Flugzeugs verbunden ist. Andauernde Benutzung des Flugzeugs führt unvermeidlich zu irgendeiner Beschädigung von Flugzeugkomponenten. Was Heizelemente betrifft, die in ein Flugzeugbauteil integriert sind, können Brüche in oberflächlich angeordneten Stromkreisen dazu führen, dass thermische Enteisungssysteme versagen, was ein ernsthaftes Risiko für die Flugzeugbesatzung und die Ausrüstung während Kaltwetterbetrieb darstellt. Und noch ein weiterer Belang des Wärmeelementstromkreises ist die Möglichkeit der Uneinheitlichkeit zum Beispiel der Heißpunkt- oder Kaltpunkterzeugung und ein höherer Energieverbrauch als akzeptabel ist.

Probleme sind auch dort anzutreffen, wo Streifen entlang der gesamten Länge des Flugzeuges verlaufen. Die Menge der von dem Flugzeugelement losgelösten Eisstücke, kann eine Gefahr für den Flugzeugrumpf darstellen, wenn nämlich das Eispartikel oder die Eispartikel zu groß ist bzw. sind, kann durch das Aufschlagen des Eises auf dem Rumpf sogar ein Durchschlagen der Rumpfhaut erfolgen.

Zusammenfassung der Erfindung

Als Antwort auf die vorangehenden Belange stellt die vorliegende Erfindung ein neues und verbessertes Wärme-Eis-Behandlungssystem für Flugzeug-Strukturbauteile bereit. Insbesondere stellt die vorliegende Erfindung ein redundantes Eis-Behandlungssystems für ein Flugzeugbauteil bereit, welches aufweist: ein primäres Eis-Behandlungs-Sub-System zum Bereitstellen einer Wärme-Eisbehandlung für einen Bereich des Flugzeugbauteils; und ein sekundäres Eis-Behandlungs-Sub-System zum Bereitstellen einer Reserve-Wärme-Eis-Behandlung für das Flugzeugbauteil für den Fall eines Ausfalls des primären Eis-Behandlungs-Sub-Systems, wobei das sekundäre Eis-Behandlungs-Sub-System einen Großteil der von dem primären Eis-Behandlungs-Sub-System behandelten Fläche behandelt, dadurch gekennzeichnet, dass das primäre und das sekundäre Sub-System ferner jeweils separate primäre und sekundäre Bereiche aufweisen, die jeweils in Spannweitenrichtung entlang dem Flugzeugbauteil unterteilt sind, so dass eine im Wesentlichen überlappende Überdeckung des Flugzeugstrukturbauteils bereitgestellt wird.

Ferner finden sich neue Aspekte der vorliegenden Erfindung bei der Integration der redundanten Eis-Behandlungssysteme mit einer Steuereinrichtung und der Integration der Steuereinrichtung mit Atmosphären-, Struktur- und Systembeobachtungsfähigkeiten.

Die vorliegende Erfindung stellt auch ein Verfahren zur Behandlung der Bildung von Eis auf einem Flugzeugbauteil mit einem Eis-Behandlungssystem bereit, das primäre und sekundäre Eisbehandlungssubsysteme aufweist, die separate primäre und sekundäre Bereiche aufweisen, welche jeweils in Spannweitenrichtung längs des Flugzeugbauteils unterteilt sind, so dass eine im Wesentlichen überlappende Überdeckung des Flugzeugstrukturbauteils bereitgestellt wird, wobei das Verfahren aufweist: Überwachen des Flugzeugbauteils und der atmosphärischen Bedingungen für Eisbildungsbedingungen auf dem Flugzeugbauteil; Aktivieren des primären Eisbehandlungssystems als Antwort auf eine Anzeige von Eisbildung auf dem Flugzeugbauteil; Überwachen des primären Eisbehandlungssystems, um dessen Betriebsbereitschaft und Effizienz zu ermitteln; und Aktivieren des sekundären Eis-Behandlungssystems in Antwort auf das Beobachten des primären Eis-Behandlungssystems, wenn das primäre Eis-Behandlungssystem bezüglich der Betriebsbereitschaft und der Effizienzanforderungen versagt.

Ein Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass sie ein Reserve-Eis-Behandlungssystem im Fall eines Ausfalls des primären Systems bereitstellt. Durch Bereitstellen von primären und sekundären Sub-System-Elementen wird Wärme effektiv und effizient über das Flugzeugbauteil verteilt unabhängig von dem Ausfall des primären Systems erzeugt. Abschnitte der primären und sekundären Sub-System-Elemente sind in Spannweitenrichtung und in Richtung der Flügeltiefe längs des Flugzeugstrukturbauteils auf eine Weise ausgerichtet, dass sie für eine ausreichende Oberflächenbedeckung für den Wärmebehandlungsbetrieb sorgen können.

Ein anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass durch die Erfindung die Bauteildimensionen optimiert werden, so dass primäre und sekundäre Subsystemabschnitte ein effizientes Erwärmen längs des gesamten Zielbereichs begünstigen, und sie minimiert die Überlappung, die erforderlich ist, um die gewünschte Wärmeverteilung für die Wärme-Eisbehandlung zu erreichen.

Noch ein anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass durch die Erfindung Kaltpunkte eliminiert werden, die auf und um Flugzeugstrukturbauteile durch selektive Aktivierung von Heizelementen auftreten können, die längs eines Strukturbauteils angeordnet sind.

Ein anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass durch die Erfindung äußerst wünschenswerte Erwärmungsniveaus geschaffen werden, während eine minimale Energiemenge verbraucht wird. Insbesondere wird durch das nacheinander folgende Erwärmen der in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereiche der Energieverbrauch durch die Steuereinrichtung minimiert, ohne Enteisungsfähigkeiten zu opfern. Ferner maximiert die flexible Steuerung der primären und sekundären Elemente die Enteisungsfähigkeit. Insbesondere wenn Flugbedingungen sich ändern, kann das Zeitintervall während dem jedes System-Element erwärmt wird, durch eine Bordsteuereinrichtung variiert werden.

Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist die stufenförmige Anordnung von acht in Richtung der Flügeltiefe verlaufenden Enteisungsbereichen in der Spannweitenrichtung von der Rotorblattspitze bis zum Fuß anstatt von über die gesamte Spannweite verteilten in Flügeltiefenrichtung verlaufenden Bereichen auf der oberen und unteren Rotorfläche. Die sich daraus ergebenden Eisstücke sind daher kleiner und stellen kein so großes Risiko, dass der Flugzeugrumpf durchschlagen wird, dar.

Kurzbeschreibung der Zeichnungen

Für ein umfassenderes Verständnis der vorliegenden Erfindung einschließlich ihrer Merkmale und Vorteile wird jetzt auf die detaillierte Beschreibung der Erfindung, die in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen gebracht ist, Bezug genommen, von denen:

1 eine perspektivische Teilansicht einer Tragfläche nach dem Stand der Technik ist, die einen Wärme-Enteiser hat, der längs der Tragflächen-Anströmkante montiert ist;

2 eine Draufsicht eines Wärme-Enteisers nach dem Stand der Technik ist;

3 eine weggebrochene Teildraufsicht eines Wärme-Enteisers nach dem Stand der Technik ist, der auf einem Strukturbauteil montiert ist;

4 eine vertikale Querschnittsansicht der Anordnung eines Wärme-Enteisers nach dem Stand der Technik entlang der Staulinie von 3 ist;

5 eine Querschnittsansicht eines Rotorblatts eines Helikopters oder eines Propellers eines Kipprotorflugzeugs ist, bei dem die vorliegende Erfindung verwendet werden kann;

6A–6B Draufsichten einer schematischen Anordnung des primären und sekundären Erwärmungssystems der vorliegenden Erfindung sind; und

7 eine Blockdiagrammansicht der Systemkomponenten für die vorliegende Erfindung ist.

Detaillierte Beschreibung der Erfindung

Während die Herstellung und die Benutzung von verschiedenen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung unten im Detail diskutiert wird, ist zu würdigen, dass die vorliegende Erfindung viele anwendbare Erfindungskonzepte bereitstellt, die in vielen verschiedenen spezifischen Kontexten enthalten sein können. Die spezifischen Ausführungsbeispiele, die hierin diskutiert werden, sind lediglich zur Veranschaulichung von spezifischen Arten, die Erfindung herzustellen und zu verwenden, und beschränken nicht den Bereich der Erfindung.

Die vorliegende Erfindung ist auf die thermische Beherrschung der Eisentstehung auf Flugzeugstrukturbauteilen gerichtet, wie zum Beispiel Propeller und Tragflächen. Die Erfindung umfasst die Aufnahme einer Heizungsoberflächentechnologie, wie sie bei Flugzeugen verwendet wird, um Eis von der Anströmkante der Flugzeugflügel oder Propeller zu entfernen. Die Oberflächentechnologie der vorliegenden Erfindung weist getrennt gesteuerte Subsysteme auf, die als primäres Erwärmungssystem oder sekundäres Erwärmungssystem überall in dieser Beschreibung bezeichnet werden. Der Zweck, redundante Systeme zu haben, ist, ein Reservesystem für das Flugzeug und seine Besatzung bereitzustellen, wenn die primären Systemheizungselemente ausfallen. Ein sekundäres System ermöglicht ständigen Betrieb mit sekundärer Enteisungs- oder Eisverhütungsbehandlung von Flugzeugtragflächen und Propellern.

Ein Flugzeug, das thermische Eis-Entfernungssysteme hat, kann einen Eisverhütungsbereich, der so erwärmt wird, dass sich niemals Eis darauf bilden kann, und einen Enteisungsbereich aufweisen, in dem sich Eis bis zu einer bestimmten Dicke bilden kann und dann entfernt wird, wenn die Heizungselemente aktiviert werden, wobei die Oberflächentemperatur durch einen Abrasionsstreifen zu einem Punkt gebracht wird, an dem die Oberflächenspannung reduziert ist und das Eis abfallen wird, welches von dem Luftstrom über die aerodynamische Oberfläche oder durch die Zentrifugalkraft, die von der Propellerrotation herrührt, fortgeblasen wird.

Mit Bezug auf 1 ist ein thermischer Enteiser 10 gemäß einer Ausführung nach dem Stand der Technik, die in dem US-Patent Nummer 5,475,204 beschrieben ist, gezeigt, welcher auf einem Strukturbauteil 11 mit der Form eines Flügels montiert ist. Wie bekannt ist, weist das Strukturbauteil 11 eine in Richtung der Flügeltiefe verlaufende und eine schräg verlaufende Achse auf. Während des Fluges trifft der Luftstrom auf eine Anströmkante 13 des Strukturbauteils 11 und eine Anzahl von Staupunkten entsteht, wodurch eine Staulinie oder Achse ausgebildet wird, wobei die Staulinie mit den Flugbedingungen variiert.

Der Enteiser 10 ist an der Staulinie symmetrisch befestigt, welche am häufigsten bei Vereisungsbedingungen anzutreffen ist. Aufgrund der Pfeilung des Strukturbauteils 11, auf das der Enteiser 10 angewendet wird, hat ein Paar in Flügeltiefenrichtung angeordneter oder seitlicher Kanten des Enteisers 10 eine winkelförmige Form, wenn der Enteiser 10 flach ist. Wie von einschlägigen Fachleuten gewürdigt wird, ermöglicht das Anordnen der Seitenkanten auf diese Art zwei Enteisern 10 nebeneinander entlang der Anströmkante 13 angeordnet zu werden, ohne das sich eine Lücke zwischen den zwei Enteisern 10 bildet. Bei einem Strukturbauteil 11 ohne Pfeilung wären die Seitenkanten senkrecht zu der Staulinie, wenn der Enteiser 10 flach ist. In der folgenden Diskussion wird der Betrieb eines einzelnen Enteisers 10 diskutiert. Es ist trotzdem zu würdigen, dass üblicherweise eine Anzahl von Enteisern 10 entlang der Anströmkante 13 des Strukturbauteils 11 zueinander benachbart montiert wird.

2 stellt den thermischen Enteiser 10 nach dem Stand der Technik detaillierter dar, welcher eine Mehrzahl von Elementen oder Streifen 12 aufweist. Die Elemente 12 sind typischerweise auf einer flexiblen Unterschicht 15 montiert. Dann werden Elemente angeordnet, um einen stufenartigen Trennungsstreifen 14, in Flügeltiefenrichtung verlaufende Trennungsstreifen 16 und stufenförmige Wirbelablösungsbereiche 18 bereitzustellen. Strom wird durch die Elemente 12 mittels Kontakten 20 bis 23 geschickt. Die Kontakte 20 bis 23 weisen vier Paare von Kontaktfeldern auf, wobei vier von diesen Feldern an einem Ende des Enteisers 10 angeordnet sind und die anderen vier von diesen an einem gegenüberliegenden Ende des Enteisers 10 angeordnet sind. Beim Betrieb werden Spannungsdifferenzen zwischen den Feldpaaren aufgebaut, so dass durch jedes der Elemente 12 Strom fließt. Zwischenheizungslücken 24 sind zwischen den verschiedenen Bereichen 14, 16 und 18 angeordnet. Die Elemente 12 sind durch zusammengeschaltete leitfähige Segmente 26 definiert, wobei die leitfähigen Segmente 26 längs von Achsen ausgerichtet sind, die entweder zu der Staulinie oder den in Flügeltiefenrichtung verlaufenden Achsen des Strukturbauteils 11 parallel sind. Jedes Paar von leitfähigen Segmenten 26 ist mit einem Wendepunkt 28 zusammengeschaltet und definiert eine Zwischensegmentlücke 30.

Beim Betrieb wird Strom kontinuierlich zu den in Spannweitenrichtung und in Flügeltiefenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 14 und 16 geschickt, so dass Wärme darin kontinuierlich erzeugt wird. Wärme wird kontinuierlich in den in Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 14 erzeugt, da das Eis, das sich nahe der Staulinie ansammelt, wie zum Beispiel Raueis, dazu neigt, äußerst schwer zu schmelzen. Strom wird intermittierend zu den in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereichen 18 geschickt, so dass Wärme darin intermittierend erzeugt wird.

Ein Ziel des Enteisers 10 ist, das gesamte Eis zu schmelzen, das sich angrenzend an die Elemente 12 ansammelt, aber in der Praxis treten gewisse Probleme auf. Erstens kann sich bei Wärme- oder Enteisungssystemen, wie zum Beispiel dem Enteiser 10, Eis in den Zwischenheizungslücken 24 ansammeln, ebenso wie in den Zwischensegmentlücken 30. Insbesondere während des Betriebs fließt sehr wenig Strom in die äußeren Bereiche oder Ecken der Wendepunkte 28, so dass, wenn zum Beispiel die Wendepunkte eines der Elemente 12 neben den Wendepunkten 28 eines anderen Elements 12 angeordnet sind, es keine brauchbare Art und Weise gibt, Wärme von der einen Gruppe von Wendepunkten 28 zu der anderen Gruppe von Wendepunkten zu übertragen. Zweitens wird bei üblichen Anordnungen des Enteisers 10 nach dem Stand der Technik den Kontakten 20 bis 23 keine Wärme zugeführt. Insbesondere sind die Kontaktfelder der Kontakte 20 bis 23 viel ausgedehnter als typische leitfähige Segmente 26 und sind an ein dickes Verbindungsleitungskabel angeschlossen, das eine relativ große Querschnittsfläche hat. Somit dissipieren die Kontaktfelder relativ wenig Energie und werden zu Kaltpunkten, auf denen sich Eis ansammelt. Ferner dienen die Kontaktfelder als „Anker" für Eis, das nur wegen der Kaltpunkte, die durch die Kontakte 20 bis 23 erzeugt werden, nicht geschmolzen wird. Drittens sind die Zwischenheizungslücken 24 zwischen den in Flügeltiefenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 16 und den in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereichen 18 besonders schwer zu erwärmen. Insbesondere die äußeren Ecken der Wendepunkte 28, die neben den in Flügeltiefenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 16 angeordnet sind, sind abgewinkelt, um sich an die winkelförmigen Kanten des Enteisers 10 anzupassen.

Beim Betrieb fließt der Strom nicht wirkungsvoll in diese abgewinkelten Ecken und der (die) sich ergebende(n) Kaltpunkt(e) kann (können) die Aufgabe des hinreichenden Erwärmens der Zwischenheizungslücken 24 sogar erschweren. Schließlich sind einige der leitfähigen Segmente 26 zu kurz bezüglich ihrer Länge, um für eine ausreichende Erwärmung zu sorgen. Es wurde herausgefunden, dass, wenn die leitfähigen Segmente 26 zu kurz sind, die Stromflussdichte so beschaffen ist, dass ein unerwünschtes Erwärmungsmuster in den Elementen 12 erreicht wird.

Es ist anzunehmen, dass der Enteiser 10, obwohl er natürlich effizienter als viele bekannte Wärme-Enteiser ist, Kaltpunkte nicht minimieren kann. D.h., sogar wenn die Kaltpunkte in den Zwischenheizungslücken 24 durch Erzeugen von mehr Wärme in den Elementen 12 eliminiert werden können, würde der Enteiser 10 unerwünscht hohe Energieniveaus verbrauchen. Ferner würde die Erzeugung von mehr Wärme nicht notwendigerweise das Schmelzen in dem Bereich der Kontakte 20 bis 23 oder in bestimmten Wendepunkten 28 ermöglichen, die nahe der in Flügeltiefenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 16 ausgebildet sind.

Mit Bezug auf die 3 und 4 ist eine Teildraufsicht beziehungsweise perspektivische Ansicht eines Wärme-Enteiser-System nach dem Stand der Technik gezeigt. Der Enteiser 40 stellt den Zwischenheizungslücken 24 und den Zwischensegmentlücken 30 ebenso wie den Kontakten 20 bis 23 Wärme bereit (wie in 2 gezeigt). Der Enteiser 40 ist längs der Anströmkante 13 des Strukturbauteils 11 montiert (1). Das Strukturbauteil 11 ist typischerweise ein Kompositmaterial, aber in anderen Beispielen kann es Metall, wie zum Beispiel Aluminium, sein. Mit Bezug auf 4 kann das Enteiser-System 40 in Spannweitenrichtung verlaufende Trennungsstreifen 44, in Flügeltiefenrichtung verlaufende Trennungsstreifen 45 und in Spannweitenrichtung verlaufende Wirbelablösungsbereichen 46 aufweisen, die jeweils auf einer flexiblen Unterschicht (nicht gezeigt) montiert sind. Der in Spannweitenrichtung verlaufende Trennungsstreifen 44 ist bevorzugt längs einer Achse montiert, die mit einer Staulinie zusammenfällt, die während Eisbedingungen am häufigsten eintritt. Die Streifen 44, 45 und die Bereiche 46 weisen leitfähige Elemente oder Bänder 50 auf, die entweder längs einer Achse in Spannweitenrichtung oder längs einer Achse in Flügeltiefenrichtung angeordnet sind. Die Elemente 50 sind bevorzugt in Serpentinenmustern aufgebaut.

Mit Bezug auf 3 wird Strom durch die Elemente 50 mittels der Kontakte 51 geschickt, wobei die Kontakte 51 mit den Elementen 50 verbunden sind. Die Kontakte 51 weisen Paare von Kontaktstreifen oder Feldern auf, von denen jeder Streifen mit einem Ende des Elements 50 verbunden ist und einen wesentlichen Bereich aufweist, der entfernt von den Streifen 44, 45 und den Bereichen 46 angeordnet ist. Nur ein Kontaktstreifen ist auf jedem der Elemente 50 in 3 gezeigt. Es ist zu würdigen, dass ein solches Überlappen Kaltpunkte eliminiert, die in den Zwischenheizungslücken 50 während des Erwärmens der Elemente 50 vorhanden sein können, und eine wünschenswertere Wärmeverteilung zwischen den Elementen 50 ermöglicht.

Kaltpunkte, die als Eis-Anker funktionieren können, sind üblicherweise in dem Bereich, der von den Kontakten 51 bedeckt ist, ausgebildet. Wiederum mit Bezug auf 3 sind lokale Kaltpunkte, die den Kontakten 51 zuordbar sind, durch das Überlappen der Kontakte 51 mit den in Flügeltiefenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 45 eliminiert. Bei einer alternativen Technik zum Eliminieren von Kaltpunkten, die den Kontakten 51 zuordbar sind, werden die Kontakte 51 unter den Elementen 50 nach dem Montieren und Abbeizen der Elemente 50 und der Kontakte 51 auf jeder der Unterschichten 47, 48 zusammengelegt. Bei einer anderen Alternative für das Eliminieren von Kaltpunkten überlappen die Kontakte 51 mit einem in Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 44 oder mit einem in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereich 46.

Wenn der Enteiser 40 an einer oberen Fläche des Strukturbauteils 11 angebracht ist, werden die Leitungskabel an Kontakte 51 angeschlossen. Während der Installation erstrecken sich die Leitungskabel von dem elektrischen System des Flugzeugs und durch die Anströmkante 13 bis zu den Kontakteinrichtungen 51. Es ist auch zu würdigen, dass die in Flügeltiefenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 45 Kontakte (nicht gezeigt) haben, die in einem Ausführungsbeispiel unter Bereichen des einen oder der mehreren in Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 44 angeordnet sein können.

Mit Bezug auf die 5A–5B sind darin Querschnittsansichten von einem Propeller als Repräsentant eines Flugzeugbauteils abgebildet, für das die vorliegende Erfindung verwendet wird, wobei primäre und sekundäre Erwärmungssysteme in seine Anströmkante 102 einbezogen sind. Das Rotorblatt 100 ist aus einer Mehrzahl von Glasfaserschichten, wie zum Beispiel der Glasfaserschicht 104 und der Glasfaserschicht 106 aufgebaut, welche die Form des hinteren Körpers 108 des Propellerblatts 100 bilden. Um die Anströmkante 102 herum ist das Propellerblatt 100 mit einer Schutzstreifenanordnung 110, die aus Titan oder aus einem anderen geeigneten Material sein kann, und mit der Wärmeschicht 112 überzogen, die mit einem Kleber auf dem Propellerblattholm 114 aufgeklebt ist. Ferner ist auf der Schutzstreifenanordnung 110 eine Nasenkappe 116 auf der äußersten Kante der Anströmkante 102 angeordnet. Innerhalb des Propellerblatts 100 an der Anströmkante des Holms 114 ist ein Trägheitsgewicht 118 angeordnet.

Wie am besten in 5B zu sehen, ist die Schutzstreifenanordnung 110 aus dem Schutzstreifen 120, der Nasenkappe 116 und der Heizschicht 112 gefertigt. Die Heizschicht 112 ist zwischen den Glasfaserschichten 122, 124 angeordnet und weist darin eine Glasfaserschicht 126 auf. Zwischen der Glasfaserschicht 124 und der Glasfaserschicht 126 ist das primäre Erwärmungssystem 154 angeordnet. Zwischen der Glasfaserschicht 126 und der Glasfaserschicht 122 ist das sekundäre Erwärmungssystem 172 angeordnet. Das primäre Erwärmungssystem 154 weist einen Eisverhütungsbereich 182 auf. Das primäre Erwärmungssystem 154 weist auch eine Mehrzahl von Enteisungsbereichen, wie zum Beispiel einen Enteisungsbereich 134, der hinter dem Eisverhütungsbereich 182 und auf der oberen Fläche der Schutzstreifenanordnung 110 angeordnet ist, und einen Enteisungsbereich 136 auf, der hinter dem Eisverhütungsbereich 182 und auf der unteren Fläche der Schutzstreifenanordnung 110 angeordnet ist. Ebenso weist das sekundäre Erwärmungssystem 172 einen Eisverhütungsbereich 184 an der Anströmkante 102 der Schutzstreifenanordnung 110 und eine Mehrzahl von Enteisungsbereichen wie zum Beispiel den Enteisungsbereich 140 und den Enteisungsbereich 142 auf.

Mit Bezug auf die 6A und 6B sind schematische Skizzen von verschiedenen Schichten des Propellers, die der Anströmkante benachbart sind, gezeigt. In 6A wurde der Propellerabschnitt 150 um die Achse 152 aufgefaltet, der die Anströmkante des Propellers darstellt, so dass die dargestellte Schicht das primäre Erwärmungssystem 154 enthält. Das primäre Erwärmungssystem 154 ist in acht Enteisungsbereiche aufgeteilt, insbesondere in die Bereiche 156170, die an der Spitze des Propellerabschnitts 150 anfangen und im Wesentlichen gleich groß sind. Die Bereiche 156170 decken die Anströmkante des Propellers in Spannweitenrichtung in Richtung des Innenabschnitts des Propellers 150 ab. Das sekundäre Erwärmungssystem 172 ist in 6B dargestellt und hat eine im Wesentlichen mit dem primären Erwärmungssystem 154 überlappende Deckschicht. Das sekundäre Erwärmungssystem 172 ist in vier üblicherweise gleich beabstandete Bereiche 174180 aufgeteilt. Es ist zu würdigen, dass weder das primäre Erwärmungssystem 154 noch das sekundäre Erwärmungssystem 172 durch die Zahl von Bereichen eingeschränkt ist, die auf einem Flugzeugbauteil implementiert werden können.

Sowohl das primäre Erwärmungssystem 154 als auch das sekundäre Erwärmungssystem 172 haben Eisverhütungsbereiche 182 beziehungsweise 184, die in einen Bereich der Mitte der Anströmkante des Propellerabschnitts 150 einbezogen sind. Die Eisverhütungsbereiche sind bevorzugt von ungefähr der halben Spannweite der Propellerspannweite bis zur Spitze des Propellers 150 eingebaut und sind weniger als ein Zoll breit. Der primäre Eisverhütungsbereich 182 befindet sich auf der vordersten Anströmkante des Propellerabschnitts 150. Unter des primären Eisverhütungsbereichs 182 befindet sich der sekundäre Eisverhütungsbereich 184, wie es am besten in 5 zu sehen ist.

Die Stromkreise für das primäre Erwärmungssystem 154 und das sekundäre Erwärmungssystem 172 sind komplett getrennt. Das primäre Eisverhütungs- und das Enteisungssystem teilen sich eine gemeinsame Sammelleitung 190. Das sekundäre Eisverhütungs- und Enteisungssystem teilen sich eine gemeinsame Sammelleitung 192. Die primären Enteisungsbereiche 156170 sind jeweils mit elektrischem Strom mittels primärer Enteisungskontakte und Sammelleitungen 194 versorgt. Die sekundären Enteisungsbereiche 174180 sind jeweils mit elektrischem Strom durch ihre jeweiligen Enteisungskontakte und Sammelleitungen 196 versorgt. Der primäre Eisverhütungsbereich ist mit elektrischem Strom durch den Kontakt/die Sammelleitung 198 versorgt, und der sekundäre Eisverhütungsbereich ist mit elektrischem Strom durch die Kontakt-/Sammelleitungsanordnung 200 versorgt. Ein Dreiphasen-Energieversorgungssystem wird bevorzugt von dem primären und dem sekundären Erwärmungssystem 154, 172 benutzt. Um für absolute Systemredundanz zu sorgen, ist es wünschenswert, separate primäre und sekundäre Energiequellen für die getrennten Stromkreise zu haben.

Mit Bezug auf 7 lenkt eine programmierbare Steuereinrichtung 210 das gesamte System. Energie wird zu den Bereichen 156170 des primären Erwärmungssystems 154 und den Bereichen 174180 des sekundären Erwärmungssystems 172 durch die Steuereinrichtung 210 geschickt. Das sekundäre Erwärmungssystem 172 wird von der Steuereinrichtung 210 aufgerufen, wenn der Ausfall des primären Erwärmungssystems 154 von den Sensoren 212 erfasst wird. Die Erfassungssensoren 212 informieren die Steuereinrichtung 210 über einen Ausfall, einen Kurzschluss, einen offenen Stromkreis oder eine Änderung des Widerstands von signifikanter Größe, und sie wird diese besonderen Bereich abschalten. Die Steuereinrichtung 210 kann all die anderen primären Enteisungsbereiche durchlaufen. Alternativ kann die Steuereinrichtung 210 das primäre Erwärmungssystem 154 komplett umgehen und die volle Leistung des zweiten Erwärmungssystems 172 aufrufen.

Eine geeignete Systemsteuereinrichtung 210 ist bestens ausgestattet für die Überwachung von Sensoren 212 und Stromkreisüberwachungsarbeiten für das primäre Erwärmungssystem 154 und das sekundäre Erwärmungssystem 172. Eine geeignete Steuereinrichtung 210 erfasst ein Problem, zum Beispiel einen Kurzschluss, in einem der Bereiche und kann das Problem umgehen. Das Durchlaufen der Bereiche durch die Steuereinrichtung kann in Abhängigkeit von seiner Programmierung anspruchsvoll sein. Das Erfassen kann auch zum Beispiel die Abhängigkeit der Schwierigkeit der Eisbedingung, die Temperatur und die Größe von Tropfen (zum Beispiel Temperatur, Tropfengröße, Anzahl von Tropfen, Bildung von Eis, Geschwindigkeit der Eisbildung) berücksichtigen. Die Steuereinrichtung 210 steuert die Zeitdauer, in der ein bestimmter Bereich eingeschaltet ist, basierend auf den beobachteten Bedingungen. Typischerweise wird ein Enteisungsbereich nicht mehr als 15 Sekunden lang erwärmt. Die Steuereinrichtung 210 kann programmiert werden, die Energiesysteme des Flugzeugs automatisch zu steuern. Die Steuereinrichtung 210 kann für die Energieeinsparung verantwortlich sein. Unter normalen Umständen würde das sekundäre Erwärmungssystem 172 nur nach einem Ausfall des primären Erwärmungssystems 154 betrieben. Es kann jedoch die Option vorgesehen sein, dass der Pilot die Wärmesteuerungsfunktionen außer Kraft setzt, wie bei 214 angezeigt.

In der vorausgehenden Beschreibung wird von Fachleuten leicht zu würdigen sein, dass die Erfindung modifiziert werden kann, ohne von den hierin enthaltenen Konzepten abzuweichen. Solche Modifikationen sollen in den folgenden Ansprüchen als enthalten angesehen werden, außer diese Ansprüche sagen ihrer Sprache nach ausdrücklich etwas anderes.


Anspruch[de]
  1. Redundantes Eis-Behandlungs-System für ein Flugzeugbauteil (100), aufweisend:

    ein primäres Eis-Behandlungs-Sub-System (154) zum Bereitstellen einer Wärme-Eis-Behandlung für einen Bereich des Flugzeugbauteils (100) und

    ein sekundäres Eis-Behandlungs-Sub-System (172) zum Bereitstellen einer Reserve-Wärme-Eis-Behandlung für das Flugzeugbauteil (100) für den Fall eines Ausfalls des primären Eis-Behandlungs-Sub-Systems, dadurch gekennzeichnet, dass das sekundäre Eis-Behandlungs-Sub-System einen Großteil der von dem primären Eis-Behandlungs-Sub-System behandelten Fläche behandelt, und dadurch, dass das primäre Sub-System (154) ferner getrennte primäre Bereiche (156, 158, 160, 162, 164, 166, 168, 170) aufweist und das sekundäre Subsystem (172) ferner getrennte sekundäre Bereiche (174, 176, 178, 180) aufweist, wobei die Bereiche bereichsweise längs des Flugzeugbauteils aufgeteilt sind, so dass eine im Wesentlichen überlappende Überdeckung des Flugzeug-Struktur-Bauteils bereitgestellt wird.
  2. System nach Anspruch 1, wobei jeder von den primären und sekundären Bereichen ferner elektrischen Anschluss mit getrennten elektrischen Zuleitungen (194, 196) und Kontakte für unabhängige Steuerung von jedem Bereich aufweist.
  3. System nach Anspruch 2, das ferner eine Steuervorrichtung (210) zum unabhängigen Steuern jedes der Bereiche aufweist.
  4. System nach Anspruch 3, das ferner ein Überwachungssystem zum Überwachen jedes Bereichs für die Betriebsbereitschaft aufweist.
  5. System nach Anspruch 1, wobei das primäre System ferner ein Anti-Eis-Element (182) aufweist.
  6. System nach Anspruch 5, wobei das sekundäre Sub-System ferner ein sekundäres Anti-Eis-Element (184) aufweist.
  7. System nach Anspruch 6, wobei eine Steuervorrichtung (210) die Aktivierung des primären und des sekundären Anti-Eis-Elements (182, 184) steuert.
  8. System nach Anspruch 1, wobei das primäre Sub-System (154) ferner eine Mehrzahl von primären Enteisungsabschnitten (156-170) aufweist, wobei die primären Enteisungsabschnitte Wärmebereiche zum Bereitstellen einer Wärme-Eis-Behandlung quer über das Flugzeugbauteil bereitstellen.
  9. System nach Anspruch 8, wobei das sekundäre System (A2) ferner eine Mehrzahl von sekundären Enteisungsabschnitten (174180) aufweist, wobei die sekundären Enteisungs-Abschnitte Reserve-Wärme-Bereiche zum Bereitstellen einer überlappenden thermischen Eis-Behandlung für das Flugzeugbauteil in dem Fall eines Ausfalls der primären Enteisungsabschnitte (156170) bereitstellen.
  10. System nach Anspruch 8, wobei das primäre System ferner ein Anti-Eis-Element (182) aufweist.
  11. System nach Anspruch 9, wobei das sekundäre Sub-System ferner ein sekundäres Anti-Eis-Element (184) aufweist.
  12. System nach Anspruch 8, das ferner eine Steuervorrichtung (210) und einen Monitor zum Steuern und Überwachen des Betriebs und der Funktionstüchtigkeit des primären und des sekundären Sub-Systems aufweist.
  13. System nach Anspruch 1, das ferner eine Steuervorrichtung (210) zum unabhängigen Steuern des primären und des sekundären Eis-Behandlungs-Sub-Systems aufweist.
  14. Erfindung nach Anspruch 13, die ferner einen Monitor zum Überwachen von atmosphärischen Bedingungen und des Flugzeugbauteils für Anzeichen von Eisbildung auf den Flugzeugbauteilen aufweist.
  15. System nach Anspruch 13, wobei das primäre Sub-System (154) ferner getrennte primäre Bereiche (156170) und das sekundäre Sub-System (172) ferner getrennte sekundäre Bereiche (177180) aufweist, wobei die Bereiche bereichsweise längs des Flugzeugbauteils (100) aufgeteilt sind, so dass eine im Wesentlichen überlappende Bedeckung des Flugzeugbauteils bereitgestellt ist.
  16. System nach Anspruch 15, wobei jeder der primären und sekundären Bereiche ferner elektrischen Anschluss über getrennte elektrische Zuleitungen (194, 196) und Kontakte zum unabhängigen Steuern jedes Bereichs durch die Steuervorrichtung aufweist.
  17. Verfahren zum Behandeln der Eisbildung auf einem Flugzeugbauteil (100) mit einem Eis-Behandlungs-System, das ein primäres (154) und ein sekundäres (172) Eis-Behandlungs-Sub-System aufweist, wobei das primäre Sub-System (154) ferner getrennte primäre Bereiche (156170) und das sekundäre Sub-System (172) ferner getrennte sekundäre Bereiche (177180) aufweist, wobei die Bereiche bereichsweise längs des Flugzeugbauteils (100) aufgeteilt sind, um eine im Wesentlichen überlappende Bedeckung des Flugzeugbauteils bereitzustellen, wobei das Verfahren aufweist:

    Überwachen des Flugzeugbauteils und der atmosphärischen Bedingungen für Eis-Bildungsbedingungen auf dem Flugzeugbauteil,

    Aktivieren des primären Eis-Behandlungs-Systems (154) als Antwort auf eine Anzeige von Eis-Bildung auf dem Flugzeugbauteil (100),

    Beobachten des primären Eis-Behandlungs-Systems (154), um dessen Betriebsbereitschaft und Effizienz zu ermitteln, und

    Aktivieren des sekundären Eis-Behandlungs-Systems (172) in Antwort auf das Beobachten des primären Eis-Behandlungs-Systems (154), wenn das primäre Eis-Behandlungs-System bezüglich der Betriebsbereitschaft und der Effizienz-Anforderungen versagt.
  18. Verfahren nach Anspruch 17, das ferner das Beobachten des sekundären Systems (172), um dessen Betriebsbereitschaft und Effizienz zu bestimmen und das Reaktivieren des primären Eis-Behandlungs-Systems (154), wenn das sekundäre Eis-Behandlungs-System bezüglich der Betriebsbereitschaft und der Effizienz-Anforderungen versagt, aufweist.
  19. Verfahren nach Anspruch 18, wobei das primäre und das sekundäre System durch eine Steuervorrichtung (210) überwacht und gesteuert werden.
  20. Verfahren nach Anspruch 19, wobei das primäre (154) und das sekundäre (172) Eis-Behandlungs-System ferner mehrere Bereiche aufweisen, die längs des Flugzeugbauteils (100) platziert sind, wobei das sekundäre System die im Wesentlichen überlappende Bedeckung mit dem primären System bereitstellt und die Steuervorrichtung jeden Bereich unabhängig steuert.
  21. Verfahren nach Anspruch 20, wobei die Steuervorrichtung (210) zyklisch jeden der Bereiche in Antwort auf das Überwachen des Flugzeug-Struktur-Bauteils und des primären und des sekundären Systems aktiviert.
Es folgen 9 Blatt Zeichnungen






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