本发明涉及一种气动除冰装置，尤其涉及一种具有适于改进对飞机前缘表面除冰的膨胀模式的气动除冰系统。 从进行动力航空开始，在某些飞行条件下，飞机已经受到在诸如机翼和支杆等飞机零件表面上所累积的冰的困扰。如果不进行检查，这些累积的冰将最终以附加的重量而使飞机满载并改变机翼的形状和飞机的控制表面，从而使飞机突然陷入不能飞行的状态。在飞行的时候防止和/或除去积累的冰所进行的努力已得出三种通常是万能的可除去积累的冰的手段，一种方法通常被称之为除冰。
在称之为热除冰的一种除冰方式中，对前缘进行加热以松解积累的冰与飞机零件之间的粘结力。本文所用的“前缘”是指一个飞机零件的那些边缘，在这些边缘生成冰并且掠过飞机的气流也冲撞这些边缘，同时在这些边缘处还有一个点或线，气流可停滞于其上。一旦松脱，这些冰便可被掠过飞机的气流从飞机零件上吹落。有两种加热前缘的通用方法。在一种称之为电加热的除冰方法中，或者是通过夹在罩在前缘上的弹性套之中的方式或者是通过与飞机零件的蒙皮结构协同工作的方式来将一个电加热元件植入飞机零件的前缘区域之中。这种加热元件典型地是由一个或多个飞机引擎所驱动地发电源处获取的电能来驱动，并由开关通、断以便提供足以松脱积累的冰的热。对于小飞机来说，不可能有足够的电力用于电除冰。在另一个加热方式中，由透平引擎的一个或更多的压缩步骤而升温的气体通过诸如机翼和支杆之类的飞机零件的前缘环流，以便影响除冰或抗结冰的效果。这种方法典型地仅用于由透平引擎提供动力的飞机中，即通过从一个透平引擎的一个或多个压缩机站排出升温的压缩气体来使用这种方法。这一方法将导致浪费燃料、降低透平的动力输出。
第二种普遍用于除冰的方法包括化学产品。在有限的情况下，已经将一种化学品用于整个飞机或其一部分，以便降低与冰在飞机上的积累有关的粘结力或降低聚集在飞机表面上的水的冰点。
剩下的常用除冰方法被典型地称之为机械除冰。一种对除冰有效的机械装置包含电子机械锤击，如Levin等人的美国专利US3549964所述的那样。出于飞翼蒙皮在锤击延续期间对疲劳强度的敏感性的考虑已经部分地妨碍了商业发展或这种技术的使用。
在Haslim等人的美国专利US4690353中描述了另外一种电子机械除冰系统。将一个或多个重叠的柔性橡胶导体，其中的每一个均于其自身之上折起来，嵌入一种弹性材料中。在将一个强大的电流脉冲送入该导体时，在该导体相邻层的相对部分中的逆平行电流导致在相互作用的磁场中于重叠的导体部分之间产生一个电排斥力，该力使上述导体部分瞬间分离。这种膨胀趋于除去弹性材料表面上的任何固体物。
但主要的商业化的机械除冰装置被称之为气动除冰，其中飞机的前缘区域或飞机的机翼或支杆件均由许多可膨胀的、通常为管形的结构所覆盖，可膨胀是采用带压流体（典型地是空气）来实现的，即以具有橡胶似的或基本上为弹性的特性的复合材料所构成的除冰器所覆盖。在一个膨胀循环期间，这种在这类除冰器结构上形成可膨胀管的材料典型地能够膨胀40%或更多，这将引起除冰器轮廓以及前缘的重大变化，由此破碎积累于前缘上的冰。这些常规的气动除冰器均要求一定量的空气以胀起其大的可膨胀的管子，并且过去用于胀起这些管子所需的典型的时间约为2至6秒。由于管子的膨胀所导致的机翼轮廓的变型可显著地改变机翼上的气流模式，并使机翼的提升特征恶化。典型地，构成这些常规气动除冰器的橡胶或橡胶类材料具有约6900Kpa的杨氏模量（Yaung′s modulus）（弹性模量）。据报道，冰的弹性模量在约275000kpa和约345000Kpa之间变化。人们认为冰具有一种弹性模量，该模量允许典型的冰的堆积可以对支撑这种冰的堆积的表面做些许的调整。而用于常规除冰器的橡胶合成物之弹性模量远远低于与冰的堆积有关的弹性模量。常规气动除冰器的高膨胀已经破裂或破坏了堆积的冰的结构，从而由冲击的风流可将这些累积物扫除。
图1表示一种先有的气动除冰器12，该除冰器由一种复合物组成，这种复合物具备类似于橡胶或基本上是弹性的特性。这种除冰器12横跨前缘15设置于机翼14之上。在复合物内制有许多管子16，从集合管18向管子16供入诸如空气类的带压流体。通过一个连接器20向集合管18供入流体，连接器20从一个压力源（图中未示出）传输流体。在制造时，将连接器20与除冰器12制成一体。在膨胀循环中，管子16在压力下膨胀40%或更多，这样便引起除冰器轮廓（以及前缘）的显著变化，最终使累积于其上的冰破碎。
图2是图1所示先有气动除冰器12的剖视图。除冰器12横跨前缘15装在机翼14之上。在膨胀时，先有气动除冰器的管形结构16基本上沿中着或平行于机翼或支杆的前缘轮廓膨胀，并破碎累积于其上的冰使之散入掠过飞机零件的气流中。因此，主要的除冰的弯曲和剪切应力基本上作用于垂直于膨胀管半径轴线的几何平面内。但在包含膨胀管半径轴线的几何平面中几乎未形成除冰应力。因此，为改善其效率，为这种气动脉冲除冰系统的改善所做出的努力导致这项技术不断地发展。
本发明的目的在于提供一种具有膨胀模式的气动除冰系统，其中可膨胀的元件横跨机翼的前缘延伸。
根据本发明，一种用于带前缘的机翼的除冰系统包括一层柔性材料的第一层，一层可伸长材料的第二层；其中，用横跨前缘的锯齿形缝合线将第一和第二层缝合在一起。在膨胀时，本发明的除冰系统具有一种由缝合线所分隔开的膨胀部分的模式，这种模式沿前缘设置。
本发明的膨胀模式在迄今为止不能达到的方向上对累积于机翼前缘上的冰提供应力，由此而改善除冰能力。本发明制造经济且便于为各种各样的零件制做具备有效除冰能力的除冰系统。
本发明的上述和其它的目的、特征和优点将借助在下面对附图所示的诸实施例的详细描述而变得更加明显。
图1是现有技术除冰系统的俯视图；
图2是现有技术除冰系统的剖视图；
图3是根据本发明的除冰装置的俯视图；
图4是沿图3中4-4线截取的、根据本发明的除冰装置的剖视图；
图5是根据本发明的除冰系统的局部剖视图；
图6a-6d根据本发明的除冰装置缝合模式的第二至第五实施例的不完整的俯视图；
图7是根据本发明的除冰装置的第六实施例的俯视图；
图8是根据本发明的除冰装置的第七实施例的俯视图；
图9是根据本发明的除冰装置的第八实施例的俯视图。
本发明提供一种用于为前缘表面除冰的装置。所谓“除冰”是指除去在前缘上逐渐形成的冰；而所谓的“前缘”则是指一个结构的一个表面的这样一个部分，该部分用于迎着并以其全长分开撞于其上的气流。前缘可以是诸如：机翼前侧边缘部分、平衡器、支杆、发动机舱、螺旋浆、旋翼、方向螺旋浆，以及其它壳体、物体和在飞行中由掠过飞机的气流所首先碰撞的突出物；所述前缘还包括航海船、塔和建筑物的翼梁、支杆和其它结构件。
下面参照附图，其中在所有不同的附图中以相同的序号表示相同或相应的部件。在图3和4中表示了一个根据本发明的除冰系统30，其中包括一个基本上由柔性材料的复合物组成的除冰装置32。这种除冰装置32构成形成机翼外轮廓的机翼蒙皮34的重要部分。将除冰装置32与机翼34结合在一起的优选方法是在机翼中设置刻痕（图中未示出），将这种除冰装置制成一个独立的机构，再将其于上述刻痕位置接合或装在机翼上。将除冰装置32安装于机翼34上的优选连接方式是在两个相接触的表面上采用粘接剂，如使用3M公司生产的产品序号为1300L的粘接剂。
除冰装置32的主要可膨胀部分是在其中所形成的许多管状通道36，这些通道基本上相互平行地设置。在施加一种带压流体，如空气时，管状通道便扩充或膨胀。所有可膨胀的管状通道36均通过一根集合管38于除冰装置32的一端流体地相连，集合管38也是设在除冰装置32中的。许多锯齿状线78交叉地横穿管状通道36，通过连接器40向集合管38提供带压流体。对除冰装置32而言优选的结构是一种复合物，它从下（粘在机翼上的材料侧）至上为：a）诸如氯丁橡胶类的柔性材料构成的底层50；b）由不可伸长的纤维构成的第一中间的、不可伸长层52，所述纤维可以是在其一侧涂覆有橡胶的不可伸长尼龙；c）第二中间的可伸长纤维层54，所述纤维可以是于其一侧涂覆橡胶的可伸长尼龙；e）有韧性的且易弯的不透风雨的材料所构成的顶层56，所述材料可以是氯丁橡胶。用线60将尼龙层52，54以预定的模式缝制在一起便可形成一个膨胀模式。用作线60的优选材料为尼龙或凯夫拉（Kevlar）。在图3中所有的以此方式由缝纫线60所构成的线均以虚线表示。可以用适当的粘结剂，如Lord公司生产的产品号为CHEMLOC220的粘接剂将层54-56和50-52粘在一起，CHEMLOC是Lord公司的注册商标。
现在参见图3，实线37表示除冰装置32顶层56的外缘。虚线72、74是缝合线，它表示在中间层52、54之间的带压体流的外边界线。通过连接器40从一个压力源（图中未示出）提供带压流体。基本上平行的、直的缝合线76表示形成可膨胀的管状通道36的缝合线，虽然这些线可沿其它朝向前缘的方向布置，但典型的是基本上沿着或平行于欲除冰的机翼的前缘轮廓设置。还设有许多锯齿状缝合线78，这些线以每条水平线76一条锯齿状缝合线78的形式交叉地越过水平线76。锯齿状线78的形状最好与锯齿波的形状相同，以便在每条水平线76的两侧形成断续的三角形区域84。最好使水平线76和锯齿线78汇合或以同一种缝合模式的一部分使之汇合，即以最靠近集合管38的水平和锯齿缝线的端部形成的环80来使之汇合，这样便可防止缝线分离。利用这种形状，便使流体如箭头82所示流入锯齿线之间的各管状通道36中。空气也流过缝线76、78，虽然三角形部分84因缝线引起流体流动受约束而不能象管状通道36那样膨胀，但由此亦可使其膨大。由本发明的缝合模式所导致的膨胀模式最好被描述为“起波纹”或一种波纹模式，在这种模式中有高膨胀区和低膨胀区，每一个膨胀区均由形成波纹区或静止区的缝合线所环绕，这种模式在将压力流体供至连接器40时出现在除冰装置32的表面上。还需注意，缝合线72、74、76、78是穿过除冰装置32的层52和54设置的缝合线。
图3所示的除冰装置32被构置成用于设置在由线100表示的前缘的两侧的形体。因此，线100以下的除冰装置32的部分应位于前缘的一侧上，而线100以上的部分应在机翼34的相对侧。横穿前缘的线100并穿透中间层52、54缝制锯齿状缝合线102。就缝合线102而言，优选的模式是那种可以被描述成倾斜或歪斜的矩形波。可以看出，在前缘线100的每一侧且因而也在缝合线102的每一侧设置有两条管状通道36。以此方式，将一系列的膨胀通道75以大致垂直于前缘的方式直接横跨机翼的前缘100设置，这样便可直接改善前缘100上的除冰特性并通过促使波状生产的冰起始于前缘100并在机翼34两侧延伸来改善对机翼的除冰。
下面参见图4，横跨前缘100的膨胀模式包括一系列由锯齿缝合线60产生的高膨胀区域或通道75。
再参看图5，根据本发明的除冰系统96包括一个固定在机翼34上的除冰装置32。该装置包括底部橡胶层50；第一中间的、不可延伸层52；第二中间的、可延伸层54和顶层56。通过以预定的包括许多平行的缝合线76的模式将层52和54缝合在一起来形成管状通道，每一条平行线均具有交叉横跨于其上的一条锯齿状缝合丝78。在通过线98从一个流体源97提供带压流体从而使除冰装置32膨胀时，平行直线76与锯齿线78的结合形成一个波纹状模式。波纹模式在缝合线76、78之间具有最高膨胀点90、中间膨胀点92和最低膨胀点94。锯齿状缝合线102断续地横跨前缘100，以此在系统被膨胀时形成膨胀的通道75。
下面参看图6a至6d，其中根据本发明第二到第五实施例的缝合模式通常与前面视图中所表示的缝合模式相同，因而除利用了“字头”200，300，400，500之外，仍以与上述相应的参考序号来表示。在图6a中，横跨本发明前缘100的锯齿缝合模式202的第二实施例是矩形波。在图6b中，横跨本发明前缘100的锯齿缝合模式302的第三实施例是正弦波。在图6c中，横跨本发明前缘100的锯齿缝合模式402的第四实施例是倾斜或歪斜的方波形，其中一些锯齿线是双层缝制的，这是为了防止流体在区域403中缝线间的积累，由此在除冰器膨胀时形成一个静止的区域。在图6d中，横跨本发明前缘100的锯齿缝合模式502的第五实施例是锯齿状波形。
需注意到本发明之范围并不由图示的特殊缝合模式所限制，为取得同样的除冰结果亦可采用前面未予显示的其它模式。
这种除冰系统30的操作方法如下所述。通过连接器40由一个压力源（图中未显示）将带压流体供入集合管38及各管状通道36和三角形区域84，其中除冰装置32的材料的弹性模数允许其膨胀，由此形成一个与机翼轮廓相符的表面，累积于该表面之上的冰被除去。
下面参见图7，其中根据本发明第六实施例的除冰系统的除冰装置632与前述附图中所示的除冰系统的除冰装置基本相同，因而除采用“字头”600之外仍以相同的参考序号表示上述的内容。除冰装置632包括许多于其中所形成的管状通道636，这些管道基本相互平行设置。在提供一种压力流体，如空气时，这些管形通道便膨胀。利用设在除冰装置632中的集合管638于除冰装置632的一端流体地连接交替的管形通道636。线670表示除冰装置632纤维层的外缘。线672、674是缝合线，这些线表示中间层之间的带压流体的外界。通过连接器640从一个压力源（图中未示出）提供带压流体。基本上平行的，直的缝合线676表示形成可膨胀管形通道636的缝合线，虽然这些线也可相对前缘的其它方向设置，但仍使其基本上沿着欲除冰的机翼的前缘轮廓或基本上与之平行地设置。将除冰装置632构置成位于由线600所表示的前缘的两侧。穿过中间层横跨前缘线600缝制一条锯齿形缝合线602。就缝合线602而言，其模式可被描述为双倾斜或歪斜的矩形波。在这种方式下，可直接横跨前缘600设置一系列膨胀通道675。
下面参见图8，其中根据本发明第七实施例的除冰系统的除冰装置732通常与前述附图中所示的除冰系统相同，故除使用“字头”700之外仍以相同的参考序号表示上述内容。除冰装置732包括设置于其中的许多管形通道736，这些通道基本上相互平行设置。在供入带压流体，如空气时，管形通道便膨胀。所有可膨胀的管形通道736均由集合管738于除冰装置732之一端流体地连接，集合管738亦设置于除冰装置732之中。线770表示除冰装置732纤维层的外缘。线772，774是表示中间层之间的带压流体流的外边界线。通过连接器740从一个压力源（图中未显示）提供压力流体。基本上平行的、直的缝合线702表示形成可膨胀管形通道736的缝合线，这些线相对前缘成θ角且锯齿状地横跨前缘700。以此方式，从机翼之一侧横跨前缘700至机翼的另一侧设置一系列的膨胀通道。
下面参见图9，其中根据本发明的第七实施例的除冰系统的除冰装置832通常与前述附图所示的除冰系统相同，故除去使用“字头”800以外仍以相同的参考序号表示上述内容。除冰装置832包括许多设置于其中的管形通道836，这些通道相互基本上平行设置。在供入带压流体，如空气时，这些管形通道便膨胀。利用一根设置于除冰装置832之中的集合管838在除冰装置832之端部将所有可膨胀的管形通道液体地连接。线870表示除冰装置832纤维层的外缘。线872、874是表示中间层之间的带压流体流的外分界线。通过连接器840从一个压力源（图中未示出）提供带压流体。基本上平行的、直的缝合线802表示形成可膨胀管形通道836的缝合线，这些线相对前缘成θ角并呈锯齿状横跨前缘800设置。以此方式，从机翼的一侧，横跨前缘800至机翼的另一侧设置一系列膨胀的通道。与前面所示的诸除冰装置不同，除冰器832被特殊地设计成用于前缘且不覆盖机翼的其它区域。
虽然已根据例举的实施例显示并描述了本发明，但本领域的熟练技术人员均应理解在不脱离本发明精神和范围的条件下可完成上述的及各种其它的变化，省略和添加。