1.本公开涉及防冰系统，并且具体地涉及用于飞行器的防冰系统。
背景技术：
2.飞行器机翼、螺旋桨、发动机入口等处结冰会给飞行器带来问题。积冰会增加相当大的重量并改变翼型件或入口配置，影响这些表面的受控气流并使飞行器更难飞行。在喷气式飞行器的情况下，从发动机入口外壳的前缘脱落的冰块可能会损坏旋转的风扇和涡轮叶片或其他内部发动机部件。
附图说明
3.本公开的特征和优点将从如附图所示的各种示例性实施例的以下描述中显而易见，其中相同的附图标记通常表示相同的、功能相似的和/或结构相似的元件。
4.图1是可以使用本公开的防冰系统的飞行器的示意性立体图。
5.图2是沿图1中的线2-2截取的图1所示飞行器的一个发动机的示意性横截面视图。
6.图3示出了根据本公开实施例的防冰系统。图3是示出图2的细节3的机舱的细节图。
7.图4示出了根据本公开实施例的另一种防冰系统。图4是示出图2的细节3的机舱的细节图。
8.图5示出了图4所示的防冰系统的另一种阀布置。
9.图6示出了图4所示的防冰系统的另一种配置。
10.图7a、7b和7c是机舱的唇缘的立体图，示出了机舱中加热器的不同操作配置。图7a示出了加热器的操作配置，其中发动机在起飞或爬升的高功率条件下操作。图7b示出了加热器的操作配置，其中发动机在部分功率条件下操作。图7c示出了加热器的操作配置，其中发动机在用于下降的低功率(怠速)条件下操作。
11.图8a和8b是机舱的唇缘的立体图，示出了机舱中加热器的不同操作配置。图8a示出了加热器的操作配置，其中发动机在部分功率条件下操作并且飞行器(发动机)具有高迎角。图8b示出了加热器的操作配置，其中发动机在部分功率条件下操作并且所述发动机暴露于右侧滑条件。
12.图9是控制加热器的方法的示意流程图。
13.图10是另一种控制加热器的方法的示意流程图。
具体实施方式
14.本公开的特征、优点和实施例通过对以下详细描述、附图和权利要求的考虑而被阐述或显而易见。此外，应当理解，以下详细描述是示例性的并且旨在提供进一步的解释，而不限制所要求保护的本公开的范围。
15.下面详细讨论各种实施例。虽然讨论了具体实施例，但这只是为了说明的目的。相
关领域的技术人员将认识到在不脱离本公开的精神和范围的情况下可以使用其他部件和配置。
16.当发动机在地面上时，特别是在飞行条件下，飞行器发动机机舱经受结冰条件，特别是入口唇缘处的机舱前缘。本文讨论了可适当地用在机舱的入口唇缘或其他合适的飞行器表面上的防冰系统。这些防冰系统可用于去除积冰(除冰)和防止积冰(防冰)。在一些实施例中，防冰系统包括电阻加热元件。这种电阻加热元件可能消耗相当大的功率，并且这些加热元件的高占空比会缩短加热元件的寿命(在翼时间)。本文讨论的防冰系统基于发动机和/或飞行器操作的条件(当前操作条件)控制加热元件。在某些条件下，表面，例如发动机机舱的唇缘的一部分，可能会经历结冰条件，但在其他条件下，该表面不太可能经历结冰。通过基于当前操作条件控制防冰系统，可以有针对性地操作加热元件，使得与表面更可能结冰的条件相比，针对特定表面的加热元件的占空比在该表面不太可能结冰的情况下减小。通过使用这种方法，可以增加加热元件的使用寿命(在翼时间)，并可以减少防冰系统的功耗。
17.本文讨论的防冰系统适用于飞行器。图1是可以实施各种优选实施例的飞行器10的立体图。飞行器10包括机身12、附接到机身12的一对机翼14和尾翼16。飞行器10还包括推进系统，该推进系统产生在飞行中、滑行操作等期间推进飞行器10所需的推进推力。图1中所示的飞行器10的推进系统包括一对发动机100。在该实施例中，每个发动机100在翼下配置中通过挂架18附接到机翼14中的一个。尽管发动机100在图1中显示为以翼下配置附接至到机翼14，但在其他实施例中，发动机100可以具有替代配置并且联接到飞行器10的其他部分。例如，发动机100可以附加地或替代地包括联接到飞行器10的其他部分的一个或多个方面，例如尾翼16(如图3所示)和机身12。尽管图1中所示的飞行器10是飞机，但本文所描述的实施例也可适用于其他飞行器，包括例如直升机和无人驾驶飞行器(uav)。
18.如下面将参考图2进一步描述的，图1中所示的发动机100是燃气涡轮发动机，其均能够选择性地为飞行器10产生推进推力。推进推力的量可以至少部分地基于经由燃料系统130(参见图2)提供给发动机100的燃料量来控制。本文讨论的实施例中的航空涡轮燃料是具有所需碳数的可燃碳氢液体燃料，例如煤油型燃料。燃料储存在燃料系统130的燃料箱131中。如图1所示，燃料箱131的至少一部分位于每个机翼14中并且燃料箱131的一部分位于机翼14之间的机身12中。然而，燃料箱131可位于机身12或机翼14中的其他合适位置。燃料箱131也可以完全位于机身12或机翼14内。燃料箱131也可以是独立的箱而不是单一的整体，例如，两个箱，每个箱位于对应的机翼14内。
19.图2是用于图1所示飞行器10的推进系统的发动机100之一的示意性横截面视图。图2的横截面视图是沿着图1中的线2-2截取的。对于图2所示的实施例，发动机100是高旁通涡轮风扇发动机，其包括风扇区段102和设置在风扇区段102下游的涡轮机104。发动机100具有轴向方向a(平行于纵向中心线101延伸，在图2中示出以供参考)、径向方向r和周向方向。周向方向(图2中未示出)在围绕纵向中心线101旋转的方向上延伸。
20.图2中所示的涡轮机104包括管状外壳体106(也称为外壳或机舱)，其限定了入口108。在该实施例中，入口108是环形的。外壳体106包围发动机核心，该发动机核心以串联流动关系包括包括增压器或低压(lp)压缩机110和高压(hp)压缩机112的压缩机区段、燃烧区段114、包括高压(hp)涡轮116和低压(lp)涡轮118的涡轮区段以及喷射排气喷嘴区段120。
压缩机区段、燃烧区段114和涡轮区段一起至少部分地限定了从入口108延伸到喷射排气喷嘴区段120的核心空气流动路径121。涡轮机104进一步包括一个或多个驱动轴。更具体地，涡轮机104包括将hp涡轮116驱动地连接到hp压缩机112的高压(hp)轴或线轴122，以及将lp涡轮118驱动地连接到lp压缩机110的低压(lp)轴或线轴124。
21.发动机100，更具体地说，涡轮机104，可与燃料系统130一起操作，并从燃料系统130接收燃料流。燃料系统130包括燃料输送组件133，该燃料输送组件133提供从燃料箱131到发动机100的燃料流，并且更具体地，提供从燃料箱131到多个燃料喷嘴142的燃料流，该多个燃料喷嘴142将燃料喷射到燃烧区段114的燃烧器140的燃烧室中。燃料输送组件133包括管、管子、导管等，以将燃料系统130的各个部件流体连接到发动机100。燃料箱131被配置为存储碳氢燃料，并且碳氢燃料从燃料箱131供应到燃料输送组件133。燃料输送组件133被配置成在燃料箱131和发动机100之间输送碳氢燃料，并因此提供碳氢燃料从燃料箱131到发动机100的流动路径(流体通路)。
22.燃料系统130包括与燃料输送组件133流体连接的至少一个燃料泵，以引导燃料通过燃料输送组件132流向发动机100。一种这样的泵是主燃料泵135。主燃料泵135是高压泵，其是燃料箱131和发动机100之间的燃料输送组件133中的压力升高的主要来源。主燃料泵135可以被配置为将燃料输送组件133中的压力增加到大于燃烧器140的燃烧室内的压力的压力。
23.燃料系统130还包括与燃料输送组件133流体连通的燃料计量单元137。可以使用任何燃料计量单元137，包括例如计量阀。燃料计量单元137定位在主燃料泵135的下游和燃料歧管139的上游，燃料歧管139被配置为将燃料分配到燃料喷嘴142。燃料系统130被配置为向燃料计量单元137提供燃料，并且燃料计量单元137被配置为从燃料箱131接收燃料。燃料计量单元137进一步被配置为以期望的方式向发动机100提供燃料流。更具体地，燃料计量单元137被配置为计量燃料并以例如期望的流率向发动机100的燃料歧管139提供期望体积的燃料。燃料歧管139流体连接到燃料喷嘴142，并将接收到的燃料分配(提供)到多个燃料喷嘴142中，其中燃料被喷射到燃烧室中并燃烧。调节燃料计量单元137改变提供给燃烧室的燃料的体积，从而改变由发动机100产生以推进飞行器10的推进推力的量。
24.发动机100还包括各种辅助系统，以帮助发动机100和/或飞行器10的操作。例如，发动机100可包括主润滑系统152、压缩机冷却空气(cca)系统154、主动热间隙控制(atcc)系统156和发电机润滑系统158，其中每一个在图2中示意性地示出。主润滑系统152被配置为向例如压缩机区段、涡轮区段、hp线轴122和lp轴124中的各种轴承和齿轮啮合提供润滑剂。由主润滑系统152提供的润滑剂可以增加这些部件的使用寿命，并且可以通过使用一个或多个热交换器从这些部件去除一定量的热量。压缩机冷却空气(cca)系统154将来自hp压缩机112或lp压缩机110中的一者或两者的空气提供给hp涡轮116或lp涡轮118中的一者或两者。主动热间隙控制(atcc)系统156用于在飞行任务期间当壳体温度变化时使涡轮叶片的尖端和壳体壁之间的间隙最小化。发电机润滑系统158为电子发电机(未示出)提供润滑，以及为电子发电机提供冷却/散热。电子发电机可以向例如发动机100的启动电动机和/或发动机100和/或飞行器10的各种其他电子部件提供电力。用于发动机100的润滑系统(例如，主润滑系统152和发电机润滑系统158)可以使用碳氢流体(例如油)进行润滑，其中油通过回油管的内表面循环。
25.发动机100还包括发动机控制器170，其被配置为操作发动机100的各种系统，包括例如下面讨论的防冰系统260。在该实施例中，控制器170是具有一个或多个处理器172和一个或多个存储器174的计算设备。处理器172可以是任何合适的处理设备，包括但不限于微处理器、微控制器、集成电路、逻辑设备、可编程逻辑控制器(plc)、专用集成电路(asic)和/或现场可编程门阵列(fpga)。存储器174可以包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机可读介质、计算机可读非易失性介质(例如，闪存)、ram、rom、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其他存储设备。
26.存储器174可存储可由处理器172访问的信息，包括可由处理器172执行的计算机可读指令。指令可以是当由处理器172执行时使处理器172和控制器170执行操作的任何指令集或指令序列。在一些实施例中，指令可以由处理器172执行，以使处理器172完成控制器170被配置用于的任何操作和功能，这将在下面进一步描述。指令可以是用任何合适的编程语言编写的软件，或者可以用硬件实现。附加地，和/或可替代地，指令可以在处理器172上的逻辑和/或虚拟分离的线程中执行。存储器174进一步可以存储可由处理器172访问的数据。
27.本文所讨论的技术参考了基于计算机的系统、由基于计算机的系统采取的动作以及发送到和来自基于计算机的系统的信息。本领域普通技术人员将认识到，基于计算机的系统的固有灵活性允许部件之间的任务和功能的各种可能的配置、组合和划分。例如，本文所讨论的过程可以使用单个计算设备或组合工作的多个计算设备来实现。数据库、存储器、指令和应用程序可以在单个系统上实现，也可以分布在多个系统上。分布式部件可以顺序或并行操作。
28.图2中所示的风扇区段102包括风扇160，该风扇160具有联接到盘164的多个风扇叶片162。风扇叶片162和盘164可通过lp轴124一起绕旋转轴线166旋转。在该实施例中，旋转轴线166与涡轮机104的纵向中心线(轴线)101重合。盘164由可旋转的前毂168覆盖，可旋转的前毂168具有空气动力学轮廓，以促进气流通过多个风扇叶片162。此外，周向地围绕风扇160和/或涡轮机104的至少一部分提供环形风扇壳体或外机舱200。外机舱200在本文中将被称为机舱200。机舱200是环形的，并且限定了风扇区段102的入口182。尽管机舱200可以是对称的，但是机舱200和入口182可以是不对称的，例如在顶部和底部之间具有不对称性，以及在左侧和右侧之间具有不对称性。机舱200由多个周向间隔开的出口导向轮叶184相对于涡轮机104支撑。机舱200的下游区段202在涡轮机104的外部上延伸，以便在其间限定旁通气流通道186。
29.空气从图2的左侧流向图2的右侧，并进入入口182。一部分空气流可通过旁通气流通道186流过风扇叶片162和出口导向轮叶184。如上所讨论的，一部分空气流可通过环形入口108进入外壳体106，作为流过核心空气流动路径121的空气，以与燃烧器140中用于燃烧的燃料混合，并通过喷射排气喷嘴区段120排出。机舱200有助于将空气流引导到风扇160的风扇叶片162中。
30.图3是机舱200的细节图，示出了图2的细节3。该实施例的机舱200包括具有内筒表面212的内筒210。内筒210可以包括声学面板216。机舱200还包括具有外筒表面222的外筒220。内筒210和外筒220都是环形的，外筒220在径向方向r上径向向外定位(见图2)。外筒表面222包围内筒210，并且在内筒210和外筒220之间形成筒腔232。内筒210和外筒220通过多
个隔板(例如入口前隔板234和入口后隔板236)彼此连接。入口前隔板234和入口后隔板236为机舱200，特别是为内筒210和外筒220提供结构支撑。
31.机舱200包括形成在机舱200前端的唇缘240。唇缘240附接到内筒210的前边缘214和外筒220的前边缘224。唇缘240具有空气动力学轮廓，以促进气流进入风扇区段102的入口182和空气流过外筒表面222。在该实施例中，唇缘240具有u形，其具有前导(或前)部分242、内部分244和外部分246。唇缘240限定唇缘腔248，其可被称为d形管道。在本实施例中，唇部腔248是环形的。唇缘240还包括外表面252和内表面254。空气在外表面252上流动，内表面254面向唇缘腔248。
32.机舱200包括防冰系统260。本实施例的防冰系统260被配置为选择性地加热唇缘240的部分并防止冰在其上形成，或者如果冰已经在唇缘240上形成，则对唇缘240进行除冰。使用来自热源的热量将热量选择性地施加到区域(或区)。可以使用任何合适的热源。在图3所示的实施例中，热源是加热元件，并且每个区域(或区)包括至少一个加热元件262以选择性地加热区。本实施例的加热元件262是当向其提供电流时提供热量的电阻加热元件。加热元件262产生的热量可以通过控制提供给加热元件262的电流来控制。可以使用任何合适的加热元件262，包括例如基于石墨的电阻元件或金属网加热元件。加热元件262热联接到唇缘240，使得它们加热该区域的对应外表面252。加热元件262可以使用例如导热粘合剂或紧固件附接到唇缘腔248内的唇缘240的内表面254。在其他实施例中，加热元件262可以与唇缘240一体形成，例如嵌入唇缘240内。
33.唇缘240被分成多个区域，并且可以选择性地向每个区域施加热量，以加热这些区域中的每个区域的外表面252。这些区域也可以称为区。图3所示的示例唇缘240具有三个区，每个区对应于前导部分242、内部分244和外部分246。在图3所示的实施例中，一个或多个加热元件262附接到这些区中的每一个，并且被配置为选择性地向这些区施加热量。在该实施例中，加热元件262由控制器操作，例如发动机控制器170(也参见图2)。可以使用其他合适的控制器，包括例如专用控制器或作为飞行器10的飞行控制系统的一部分的控制器(飞行控制器)。
34.控制器170可操作地和通信地联接到从电源266接收电力的配电模块264。电源266可以是任何合适的电源，包括例如发动机100的电源，例如通过发动机100的一个轴(例如，hp轴122或lp轴124)的旋转驱动的发电机。配电模块264被配置为基于由控制器170提供的指令(信号)，例如通过向加热元件262提供电力或从加热元件262断开电力，选择性地控制对每个加热元件262的电力施加。因此，控制器170能够经由配电模块264选择性地控制加热元件262的操作。控制器170被配置为选择性地将多个区中的每个区中的至少一个加热元件控制到多个加热水平中的一个。在一些实施例中，多个加热水平可包括高加热水平和降低的加热水平。在设定时间间隔内针对多个区中的一个区产生的热量在该区以降低的加热水平操作时比在该区以高加热水平操作时少。如将在下面进一步讨论的，控制器170可以通过控制至少一个加热元件262的占空比来选择性地将至少一个加热元件控制到多个加热水平中的一个，其中，例如，在降低的加热水平中的至少一个加热元件的占空比小于在高加热水平中的至少一个加热元件的占空比。
35.与唇缘240的外表面252接触的空气将具有停滞点。在结冰条件下，冰将倾向于在停滞点形成，因此，应将热量施加到停滞点所在的外表面252，以防止冰形成。然而，停滞点
将基于飞行器10的操作条件，更具体地，基于发动机100的操作条件而改变。在不同的操作条件下，停滞点可以位于前导部分242、内部分244或外部分246中的任何一个的外表面252上。代替加热整个唇缘240，控制器170被配置为选择性地仅加热唇缘240的一部分。更具体地，在该实施例中，控制器170被配置为基于接收到的输入来确定停滞点的位置(如下面将参照图9和图10进一步讨论的)，并选择性地加热唇缘240的某些区。在一些实施例中，控制器170将向唇缘240的所有区施加热量，但是这些区中的一些区将具有减小的占空比，并且将比其他区加热得更少。
36.图4至图6示出了用作唇缘240热源的热空气304，作为上述加热元件262的补充或替代。图4至图6是机舱200的细节图，示出了图2的细节3。如上所述，可以使用任何合适的热源，并且在图4至图6所示的实施例中，在防冰系统260中使用气动加热(气动加热系统300)。热空气304通过热空气供应管道308从热空气源306供应。热空气源306可以是任何合适的热空气源，包括例如来自发动机100的热空气的源。这种发动机热空气源包括例如压缩机排放空气或其他排放空气，例如风扇排放空气或预冷器排放空气。这些源可以包括由其他发动机热源加热的空气，其他发动机热源包括例如主润滑系统152、主动热间隙控制(atcc)系统156和发电机润滑系统158。
37.在图4所示的实施例中，唇缘腔248被分成多个腔。多个腔中的至少一个腔对应于每个区。唇缘腔248可以包括例如对应于前导部分242的前导腔312、对应于内部分244的内腔314和对应于外部分246的外腔316。这些腔通过腔壁318彼此隔开。热空气供应管道308通过对应的腔管道322流体连接到前导腔312、内腔314和外腔316中的每一个。前导腔312、内腔314和外腔316中的每一个还包括热空气分配歧管324，热空气分配歧管324流体连接到腔管道322，并且被配置为将热空气304分配到对应的腔312、314、316内。可以使用任何合适的热空气分配歧管324，包括例如短笛管(piccolo tube)或旋流喷嘴。热空气分配歧管324的类型在前导腔312、内腔314和外腔316之间可以相同或不同。当短笛管用作热空气分配歧管324时，热空气分配岐管324可以是360度短笛管，但是热空气分配歧管324也可以仅在周向方向的一部分上，例如当唇缘240在周向方向上被分成多个区时。
38.至少一个阀330用于选择性地向前导腔312、内腔314和外腔316中的每一个提供热空气，从而选择性地加热前导部分242、内部分244和外部分246中的每一个。在图4所示的实施例中，阀330是气动开关阀332，其被配置为选择性地向每个腔管道322提供热空气或停止空气流。气动开关阀332被示出为定位在筒腔232中，但是它可以位于其他位置，包括热空气供应管道308中更上游的位置和更靠近热空气源306的位置。气动开关阀332一次仅向前导腔312、内腔314和外腔316中的一个提供热空气304。控制器170可操作地且可通信地联接到气动开关阀332，以便以与控制器170控制本文所讨论的加热元件262相同的方式在一段时间内将热空气304提供到前导腔312、内腔314和外腔316。
39.图5示出了气动加热系统301的另一种阀布置。图5所示的气动加热系统301与图4所示的空气动加热系统300相同，但代替使用单个阀330，使用多个阀330。一个阀330位于每个腔管道322中，以控制每个腔管道332中的热空气304的流动，从而控制到前导腔312、内腔314和外腔316中的每一个中的每个热空气分配歧管324的流动。这些阀330可以是开/关阀，其可操作地和通信地联接到控制器170并以与本文所讨论的加热元件262相同的方式基于占空比被控制。可以使用其他合适的阀，包括例如可节流的流量控制阀，使得每个腔管道
322可以接收不同量的热空气304。可替代地，阀330可以是具有多个排放端口的一个阀的部件。控制器170可以被配置为减少前导腔312、内腔314和外腔316之一中的热量的量，从而分别减少前导部分242、内部分244和外部分246中的热量的量。可以通过控制器170以本文针对加热元件262讨论的方式减少热量。
40.图6示出了气动加热系统302的另一种配置。在图4和图5中，唇缘腔248被腔壁318分隔成多个腔。然而，可以省略腔壁318，并且热空气分配歧管324被配置为将空气引导到唇缘240的内表面254的一部分，以选择性地加热相应的区域，如图6所示。在该实施例中，热空气分配歧管324优选地可以是短笛管。尽管示出为使用气动开关阀332，但是在每个腔管道322中具有阀330的配置也可以与图6所示的配置一起使用。
41.图7a、7b和7c是唇缘240的立体图，示出了多个区的不同操作配置，例如前导部分242、内部分244和外部分246。发动机100可以在多种功率条件下操作。如本文所用，“功率条件”可以指发动机100产生的推进推力的量。多个功率条件可以包括高功率条件、部分功率条件和低功率条件。在高功率条件下，发动机100产生比部分功率条件和低功率条件中的每一个更大量的推进推力。在部分功率条件下，发动机100产生比低功率条件更大量的推进推力，但是发动机100在部分功率条件下产生比高功率条件更小的推进推力。发动机100在低功率条件下产生的推进推力小于在高功率条件和部分功率条件中的任何一个条件下产生的推进推力。在一些实施例中，低功率条件是发动机100的怠速条件或飞行器10的特定操作的最小节气门设置。这种怠速条件可以包括例如地面怠速条件、飞行怠速条件和/或进近怠速条件。
42.图7a示出了发动机100在高功率条件和起飞或爬升的高迎角下操作的操作配置。当发动机100在这样的条件下操作时，发动机100将大量的空气吸入机舱200的入口182。在这种条件下，停滞点可以位于外部分246上。控制器170控制外部分246的热源(例如，图3中的加热元件262)以具有高占空比。在一些实施例中，该占空比可以是全功率条件。在这种条件下，位于外部分246上的水可以流回内筒210，因此，控制器170还控制前导部分242和内部分244的热源(例如，图3中的加热元件262)以具有高占空比。因此，在这种条件下，加热器功率没有减少。
43.图7b示出了热源(例如，图3中的加热元件262)的操作配置，其中发动机100在部分功率条件下操作。部分功率条件可以是例如用于飞行器10处于水平位置时巡航的功率条件。在这种条件下，停滞点可以位于前导部分242上，有时也称为高光。控制器170控制前导部分242的热源(例如，图3中的加热元件262)以具有高占空比。外部分246上的水不太可能流入内筒210，并且外部分246的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比可以相对于前导部分242的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比减小。因此，控制器170将外部分246的热源(例如，图3中的加热元件262)操作到小于前导部分242的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比的占空比。在该实施例中，控制器170还控制内部分244的热源(例如，图3中的加热元件262)以具有比外部分246的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比高的高占空比。在图7a至图8b中，高占空比由暗(跳跃)点画示出，而减小的占空比则由亮点画示出。
44.图7c示出了热源(例如，图3中的加热元件262)的操作配置，其中发动机100在低功率条件下操作。低功率条件可以是例如用于飞行器10下降的发动机100的怠速条件。在这种
条件下，停滞点可以位于内部分244上。控制器170控制内部分244的热源(例如，图3中的加热元件262)以具有高占空比。只有内部分244上的水可能流入内筒210，并且相对于内部分244的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比，前导部分242和外部分246两者的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比可以减小。因此，控制器170将前导部分242和外部分246的热源(例如，图3中的加热元件262)操作到小于内部分244的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比的占空比。
45.图8a和8b也是唇缘240的立体图，示出了热源(例如，图3中的加热元件262)的不同操作配置。在图7a至图7c中，发动机100的功率是热源(例如，图3中的加热元件262)的操作配置的主要驱动因素，但是进入机舱200的气流方向也可能影响停滞点。当进入机舱200的气流相对于发动机100的纵向中心线101成一定角度时，停滞点可以不对称地位于机舱200的唇缘240上。图8a和8b示出了这样的条件。为了解决这种不对称的气流，机舱200的唇缘240还在周向方向上被划分为多个区域(或区)。在该实施例中，唇缘240具有与机舱200的唇缘240的四个象限相对应的四个周向区，但是可以使用任何合适数量的区。唇缘240包括右上区272、左上区274、右下区276和左下区278，并且控制器170被配置为选择性地控制这些区中的每个区中的热源(例如，图3中的加热元件262)。
46.在图8a和8b中，发动机100在部分功率条件下操作，因此，如果不考虑进入机舱200的气流角度，停滞点将位于前导部分242上。图8a示出了飞行器10和发动机100具有高迎角的条件。在这种条件下，飞行器10向上倾斜，使得发动机100的纵向中心线101向上倾斜。在这种条件下，前导部分242和外部分246的右上区272和左上区274都是低空气冲击的区域。因此，位于前导部分242和外部分246两者的右上区272和左上区274中的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比相对于其他区和区域中的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比减小。
47.图8b示出了发动机100暴露于右侧滑条件的操作配置。在这种条件下，空气从右侧成角度地进入机舱200，左上区274和左下区278是低空气冲击的区域。因此，位于前导部分242和外部分246两者的左上区274和左下区278中的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比相对于其他区和区域中的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比减小。当发动机100暴露于左侧滑条件时，右上区272和右下区276是低空气冲击的区域，并且位于前导部分242和外部分246两者的右上区270和右下区276中的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比相对于其他区和区域中的热源(例如，图3中的加热元件262)的占空比减小。
48.图9是以上述方式控制热源(例如，图3中的加热元件262)的方法的示意流程图。在步骤s305中激活防冰系统260。在一些实施例中，该步骤可以是手动步骤，例如飞行器10的飞行员选择激活防冰系统260的选项，但是在其他实施例中，控制器170被配置为接收输入并根据这些输入确定存在结冰条件。这样的输入包括例如飞行器10的空速、温度、湿度、压力和飞行器10的高度。控制器170可以直接通信地联接到传感器以确定这些输入。控制器170还可以间接地联接到这些传感器，并从另一个源(例如飞行器10的飞行控制器)接收输入。当控制器170确定存在结冰条件时，控制器170激活防冰系统260。
49.在步骤s310中，控制器170确定发动机100的操作条件。控制器170被配置为接收输入，并根据这些输入确定发动机100的条件。这样的输入包括例如飞行器10的空速、风速和风向(例如横风速度)、飞行器10的迎角以及通过发动机100的空气质量流量。控制器170可
以直接通信地联接到传感器以确定这些输入。控制器170还可以间接地联接到这样的传感器，并从另一个源(例如飞行器10的飞行控制器)接收输入。在一些实施例中，控制器170被配置为计算这些参数。例如，可能无法直接测量通过发动机100并且更具体地进入入口182的质量流量。相反，可以使用例如飞行器10的空速来计算质量流量。
50.在步骤s315中，控制器170然后基于飞行器10和发动机100的操作条件选择性地操作热源(例如，图3中的加热元件262)，例如以上面关于图7a至8b所讨论的方式。当在步骤s320中基于飞行器10和发动机100的操作条件由控制器170设置开和关时间(计时器)时，可以使用打开控制方法来控制热源(例如，图3中的加热元件262)。开和关时间确定加热元件262的占空比，从而确定唇缘240的区域或区的温度。在其他实施例中，可以使用其他参数来控制热源(例如，图3中的加热元件262)和温度，例如设置加热元件262的电阻。然后在步骤s325中根据步骤s320中的计时器激活热源(例如，加热元件262(加热器))。
51.图10是控制热源(例如，图3中的加热元件262)的另一种方法的示意流程图。图10所示的方法包括上述步骤s305至s325中的每一个，但是，代替开放控制，该方法包括反馈回路。每个区域或区可以包括温度传感器，该温度传感器被配置为测量外表面252(或另一合适的表面)的温度。在步骤s330中，温度传感器测量每个区的外表面252的温度。温度传感器通信地联接到控制器170，并且在步骤s335中，控制器170将测量温度与每个区的目标温度进行比较。每个区的目标温度可以在步骤s315中由控制器170基于飞行器10和发动机100的操作条件来确定。控制器170可以基于目标温度通过例如调节占空比(计时器)来控制热源(例如，图3中的加热元件262)。控制器170返回到步骤s320，以基于测量温度和目标温度之间的比较来调整占空比(计时器)。例如，如果测量温度大于目标温度，则可以减小占空比，并且如果测量温度小于目标温度，则可以增大占空比。
52.在上面讨论的实施例中，防冰系统260应用于机舱200的唇部240。然而，防冰系统260可以应用于飞行器和发动机的其他合适的外表面，特别是，当飞行器在空气中飞行时被配置为在外表面上具有空气流的外表面，并且防冰系统260可以应用于除飞行器之外的其他表面。飞行器和发动机的这些外表面可以包括例如飞行器10的各种入口和/或翼型件或发动机100内部的其他表面，例如增压器分流器或入口导向轮叶。类似于机舱200的唇缘240，这样的表面可以具有多个区，并且控制器170可以被配置为基于与在外表面上流动的空气相关的操作条件来选择性地控制多个区中的每个区中的至少一个加热元件262。这样的操作条件包括影响外表面上的空气的停滞点的那些条件，并且可以包括例如飞行器10的迎角。
53.如图1所示，机翼14的前缘20是实施本文讨论的防冰系统260的外表面的另一示例。机翼14的前缘20可包括加热元件262，并以类似于上述机舱200的唇缘240的方式分成多个区。例如，前缘20可以具有u形，具有前导部分22、下部分24和上部分26。机翼14的前导部分22的加热元件262可以以类似于机舱200的前导部分242的方式操作。机翼14的下部分24的加热元件262可以以类似于机舱200的内部分244的方式操作。机翼14的上部分26的加热元件262可以以类似于机舱200的外部分246的方式操作。具体地，控制器170可以基于例如飞行器10的迎角，更具体地，机翼14的迎角，选择性地控制前导部分22、下部分24和上部分26中的每一个中的加热元件262。类似于机翼14，防冰系统260也可以在尾部(尾翼16)的水平和竖直表面上实施。
54.在上面讨论的实施例中，机翼14的下部分24和上部分26以及机舱200的内部分244和外部分246中的每一个相对于外表面上的气流方向分别位于机翼14的前导部分22或机舱200的前导部分242的下游。如本文所使用的，机翼14的下部分24和机舱200的内部分244可以是第一下游部分，而机翼14的上部分26以及机舱200的外部分246可以是第二下游部分。
55.本公开的进一步方面由以下条项的主题提供。
56.一种用于飞行器表面的防冰系统。所述防冰系统包括：用于飞行器的外表面，所述外表面被配置为在所述外表面上具有空气流。所述外表面具有多个区。至少一个热源在所述多个区中的每个区中热联接到所述外表面，控制器被配置为基于与流过所述外表面的所述空气相关的操作条件来选择性地控制所述多个区中的每个区中的所述至少一个热源。
57.根据前述条项所述的防冰系统，其中所述热源是热空气或电加热元件中的一个。
58.根据任何前述条项所述的防冰系统，其中所述控制器被配置为选择性地将所述多个区中的每个区中的所述至少一个热源控制到多个加热水平中的一个。所述多个加热水平包括高加热水平和降低的加热水平。在设定时间间隔内针对所述多个区中的一个区产生的热量在所述区以所述降低的加热水平操作时比在所述区以所述高加热水平操作时少。
59.根据任何前述条项所述的防冰系统，其中所述控制器通过控制所述至少一个热源的占空比，选择性地将所述至少一个热源控制到所述多个加热水平中的一个。所述至少一个热源在所述降低的加热水平中的所述占空比小于所述至少一个热源在所述高加热水平中的所述占空比。
60.根据任何前述条项所述的防冰系统，其中所述多个区中的每个区包括温度传感器，所述温度传感器被配置为测量所述外表面的温度。所述控制器基于所述外表面的目标温度选择性地将所述至少一个热源控制到所述多个加热水平中的一个。
61.根据任何前述条项所述的防冰系统，其中所述外表面具有前导部分、第一下游部分和第二下游部分。所述第一下游部分与所述第二下游部分在气流方向上位于所述前导部分的下游。
62.根据任何前述条项所述的防冰系统，其中所述外表面具有u形。所述第一下游部分是上表面，并且所述第二下游部分是下表面。
63.根据任何前述条项所述的防冰系统，其中所述外表面是所述飞行器的机翼的前缘。所述第一下游部分是上表面，并且所述第二下游部分是下表面。
64.根据任何前述条项所述的防冰系统，其中所述操作条件是所述机翼的迎角。
65.一种燃气涡轮发动机，包括：根据任何前述条项所述的防冰系统；和机舱，所述机舱限定入口。所述机舱包括唇缘，并且所述唇缘是所述外表面。
66.根据前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个区包括所述机舱的周向方向上的多个区域。
67.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个区包括至少一个上区和至少一个下区。所述控制器被配置为选择性地将所述多个区中的每个区中的所述至少一个热源控制到多个加热水平中的一个。所述多个加热水平包括高加热水平和降低的加热水平。在设定时间间隔内针对所述多个区中的一个区产生的热量在所述区以所述降低的加热水平操作时比在所述区以所述高加热水平操作时少。所述操作条件是所述发动机的迎角，并且所述控制器被配置为当所述燃气涡轮发动机具有向上迎角时，以所述高加热水平操作
所述至少一个下区并且以所述降低的加热水平操作所述至少一个上区。
68.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个区包括至少一个左区和至少一个右区。所述控制器被配置为选择性地将所述多个区中的每个区中的所述至少一个热源控制到多个加热水平中的一个。所述多个加热水平包括高加热水平和降低的加热水平。在设定时间间隔内针对所述多个区中的一个区产生的热量在所述区以所述降低的加热水平操作时比在所述区以所述高加热水平操作时少。所述操作条件是横风方向。所述控制器被配置为基于所述横风方向以所述高加热水平操作所述至少一个左区和所述至少一个右区中的一个，并且以所述降低的加热水平操作所述至少一个左区和所述至少一个右区中的另一个。
69.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个区包括前导部分、内部分和外部分。
70.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机包括多个功率条件，并且所述操作条件是所述发动机的所述功率条件。
71.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个功率条件包括高功率条件、部分功率条件和低功率条件。所述发动机在所述高功率条件下产生比在所述部分功率条件和所述低功率条件中的每一个条件下更大量的推进推力。所述发动机在所述部分功率条件下产生比在所述低功率条件下更大量的推进推力。所述控制器被配置为选择性地将所述多个区中的每个区中的所述至少一个热源控制到多个加热水平中的一个。所述多个加热水平包括高加热水平和降低的加热水平。在设定时间间隔内针对所述多个区中的一个区产生的热量在所述区以所述降低的加热水平操作时比在所述区以所述高加热水平操作时少。
72.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中当所述发动机在所述高功率条件下操作时，所述控制器被配置为以所述高加热水平操作所述前导部分、所述内部分和所述外部分中的每一个。
73.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中当所述发动机在所述部分功率条件下操作时，所述控制器被配置为以所述降低的加热水平下操作所述外部分。
74.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中当所述发动机在所述部分功率条件下操作时，所述控制器被配置为以所述高加热水平下操作所述前导部分和所述内部分中的每一个。
75.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中当所述发动机在所述低功率条件下操作时，所述控制器被配置为以所述降低的加热水平操作所述前导部分和所述外部分中的每一个。
76.根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中当所述发动机在所述部分功率条件下操作时，所述控制器被配置为以所述高加热水平操作所述内部分。
77.尽管上述描述针对优选实施例，但应注意，其他变化和修改对于本领域技术人员来说是显而易见的，并且可以在不脱离本公开的精神或范围的情况下进行。此外，结合一个实施例描述的特征可以结合其他实施例使用，即使上面没有明确说明。