阅读说明：本技术 飞行器防冰系统和方法 (Aircraft anti-icing system and method ) 是由 罗伯特·塞缪尔·威尔逊 于 2018-06-04 设计创作，主要内容包括：公开了飞行器的防冰系统和相关方法。在一个实施例中,所述系统包括：气体放电灯,其被配置用以朝着飞行器蒙皮的内表面发射红外辐射；和电源,其在操作上连接至气体放电灯。(In embodiments, the system includes a gas discharge lamp configured to emit infrared radiation toward an interior surface of an aircraft skin, and a power supply operatively connected to the gas discharge lamp.)

飞行器防冰系统和方法

技术领域

本公开总体涉及对飞行器进行防冰，更具体地但不排它地，涉及利用辐射热为飞行器提供冰保护。本申请要求2017年6月8日提交的英国专利申请GB1709170.3号的优先权，其整体内容通过引用明确并入本文。

背景技术

众所周知，不希望在飞行期间在飞行器机翼的前缘上积冰。在飞行器的传统防冰系统中，热引气被从飞行器的发动机中抽出并引导至前缘区域，以消除这种积冰(即，除冰)，或从一开始就防止这种积冰(即，防冻)。对于每个机翼，一个阀门控制引气向机翼前缘的流动，而“笛形”管道则将热引气的热沿机翼前缘的受保护区域分布。在需要在前缘缝翼上防冰的情况下，使用可伸缩管道向缝翼供应热引气，并适应缝翼的展开和收回。在被用于加热前缘后，引气通过通常处于机翼或缝翼下表面中的孔排出。将热引气用于防冰可能导致所排出的引气会携带有过量的热，且因此有过量的能量。

发明内容

本发明的多方面涉及如所附权利要求所要求保护的一种系统、方法和飞行器。

在第一方面，提供了一种用于具有蒙皮的飞行器的防冰系统，蒙皮包括在飞行器运行期间暴露于周围空气流的外表面，以及相背的内表面。该系统可包括：气体放电灯，其被配置用以朝着蒙皮的内表面发射红外辐射；和电源，其在操作上连接至气体放电灯。

根据另一方面，提供了一种飞行器的防冰系统，该系统包括：

飞行器的蒙皮，该蒙皮包括在飞行器运行期间暴露于周围空气流的外表面，以及相背的内表面；

气体放电灯，其被配置用以朝着蒙皮的内表面发射红外辐射；以及

电源，其在操作上连接至气体放电灯。

该气体放电灯可以是氙气放电灯。

该气体放电灯可以是氪气放电灯。

该系统可包括：

传感器，其被配置用以生成表示蒙皮的温度的信号；和

控制器，其在操作上连接至气体放电灯和传感器，该控制器被配置用以基于来自传感器的反馈信号控制气体放电灯。

该传感器可包括测温仪，该测温仪被配置用以生成表示蒙皮的内表面的温度的反馈信号。

该测温仪可以被导热地联接至蒙皮。

该控制器可被配置用以引起气体放电灯的脉冲激活。

该系统可包括灯反射器，该灯反射器被配置用以将由气体放电灯发射的红外辐射中的至少一些引向蒙皮的内表面。

该气体放电灯可被配置用以朝着飞行器的结构构件的表面发射红外辐射，其中该结构构件的表面比蒙皮的内表面更能反射红外辐射。

该蒙皮的内表面的颜色可以是黑色的。

该蒙皮的内表面可以具有哑光面(matte finish)。

该蒙皮的内表面可以包括涂料。

该蒙皮的内表面可以包括阳极涂层。

该结构构件的表面可包括抛光金属。

该结构构件的表面可包括镜面。

该结构构件可以支撑蒙皮的一部分。

该结构构件可以包括翼梁、加强肋或隔框(bulkhead)。

该蒙皮可以包括纤维增强的复合材料。

在一些实施例中，由气体放电灯发射的红外辐射中的至少一些具有在约3.8μm至约4.3μm的范围内的波长。

在一些实施例中，由气体放电灯发射的红外辐射中的至少一些具有在中红外范围内的波长。

在一些实施例中，由气体放电灯发射的红外辐射中的至少一些具有在近红外范围内的波长。

该系统可包括光导，该光导被配置用以将由气体放电灯发射的红外辐射中的至少一些导向蒙皮的内表面。

该系统可包括两个或更多个气体放电灯，该气体放电灯被配置用以向蒙皮的内表面的共同部分发射红外辐射。

该系统可包括两个或更多个气体放电灯，该气体放电灯被配置用以向蒙皮的内表面的不同部分发射红外辐射。所述两个或更多个气体放电灯可被配置成被单独地激活。

该气体放电灯可以被导热地联接至蒙皮。

该蒙皮可包括声学衬里，并且该气体放电灯可以配置用以朝着声学衬里的背衬片发射红外辐射。

实施例可包括以上特征的组合。

另一方面，本公开描述了一种向飞行器蒙皮提供防冰的方法，该蒙皮具有在飞行器运行期间暴露于周围空气流的外表面。该方法包括：

使用气体放电灯向与蒙皮的外表面相背的蒙皮的内表面发射红外辐射，以加热蒙皮的内表面；和

通过蒙皮的厚度朝蒙皮的外表面传导热。

该方法可包括：

感测蒙皮的温度；和

根据感测到的蒙皮温度控制气体放电灯。

感测到的蒙皮温度可以是蒙皮的内表面的温度。

控制气体放电灯可以包括引起气体放电灯的脉冲激活。

该方法可包括：

使用气体放电灯向飞行器的结构构件的表面发射红外辐射，其中该结构构件的表面比蒙皮的内表面更能反射红外辐射；和

将从结构构件的表面反射回来的红外辐射中的至少一些引向蒙皮的内表面。

在一些实施例中，由气体放电灯发射的红外辐射中的至少一些具有在约3.8μm至约4.3μm的范围内的波长。

在一些实施例中，由气体放电灯发射的红外辐射中的至少一些具有在中红外范围内的波长。

在一些实施例中，由气体放电灯发射的红外辐射中的至少一些具有在近红外范围内的波长。

该方法可包括：使用两个或更多个气体放电灯，向蒙皮的内表面的共同部分发射红外辐射。

该方法可包括：使用两个或更多个气体放电灯，向蒙皮的内表面的不同部分发射红外辐射。

该方法可包括单独地激活两个或更多个气体放电灯。

该方法可包括顺序地激活两个或更多个气体放电灯。

该方法可以包括通过将热从气体放电灯传导到蒙皮来冷却气体放电灯。

该蒙皮可包括声学衬里，并且该方法可包括使用气体放电灯朝着声学衬里的背衬片发射红外辐射以加热该背衬片。

实施例可以包括以上特征的组合。

另一方面，本公开描述了一种飞行器的防冰系统。该系统包括：

飞行器的蒙皮，该蒙皮具有在飞行器的运行期间暴露于周围空气流的外表面和相背的内表面；

飞行器的结构构件，该结构构件包括比蒙皮的内表面更能反射红外辐射的表面；

气体放电灯，其被配置用以向蒙皮的内表面并且向飞行器的结构构件的表面发射红外辐射；以及

电源，其在操作上连接到气体放电灯。

该蒙皮的内表面的颜色可以是黑色的。

该蒙皮的内表面可以具有哑光面。

该蒙皮的内表面可以包括涂料。

该蒙皮的内表面可以包括阳极涂层。

该结构构件的表面可以包括抛光金属。

该结构构件的表面可以包括镜面。

该结构构件可以支撑蒙皮的一部分。

该结构构件可以包括翼梁、加强肋或隔框。

该蒙皮可以包括纤维增强的复合材料。

该IR灯可以是气体放电灯。

实施例可以包括以上特征的组合。

另一方面，本公开内容描述了一种向飞行器蒙皮提供防冰的方法，该蒙皮具有在飞行器运行期间暴露于周围空气流的外表面。该方法包括：

向与蒙皮的外表面相背的蒙皮的内表面发射红外辐射以加热蒙皮的内表面，并且还向飞行器的除蒙皮之外的结构构件的表面发射红外辐射；

从结构构件的表面反射红外辐射中的至少一些；

将反射的红外辐射引向蒙皮的内表面；以及

通过蒙皮的厚度向蒙皮的外表面传导热。

该方法可以包括使用结构构件来支撑蒙皮。

该结构构件的表面可比蒙皮的内表面更能反射红外辐射。

实施例可包括以上特征的组合。

另一方面，本公开描述了一种飞行器，其包括本文所公开的系统。

在本申请的范围内，明确地旨在在前述段落、权利要求和/或以下描述和附图中阐述的各个方面、实施例、示例以及替选方案，特别是其各个特征，可以独立或组合使用。即，除非这些特征不相容，否则都能够以任何方式和/或组合来组合所有实施例和/或任何实施例的特征。申请人保留更改任何原始提交的权利要求或相应地提交任何新权利要求的权利，包括修改任何原始提交的权利要求以依赖于和/或结合任何其它权利要求的任何特征的权利，即使最初并非以这种方式提出要求。

通过下面包括的详细描述以及附图，本申请的主题的这些和其它方面的更多细节将变得显而易见。

附图说明

现在将参考附图仅以示例的方式描述本发明的实施例，其中：

图1是包括本文所公开的防冰系统的飞行器的俯视图；

图2是图1的飞行器的防冰系统的实施例的示意性横截面图；

图3是防冰系统的另一实施例的一部分的示意性横截面图；

图4是防冰系统的另一实施例的一部分的示意性横截面图；

图5是防冰系统的另一实施例的一部分的示意性横截面图；

图6是防冰系统的另一实施例的一部分的示意性横截面图；

图7是防冰系统的另一实施例的一部分的示意性横截面图，其包括用于引导由相应红外灯发射的红外辐射的光导；

图8是防冰系统的另一实施例的一部分的示意性横截面图；

图9是图1的飞行器的机翼前缘内部的示意性透视图，其示出了防冰系统的多个红外灯的布局；

图10是图1的飞行器的发动机的进气唇口的示意性透视图，其示出了布置在进气唇口内部的多个气体放电灯的布局；

图11A和图11B是示意性横截面图，其示出了便于更换防冰系统的红外灯的检修面板；

图12是为飞行器蒙皮提供防冰的一种方法的流程图；以及

图13是为飞行器蒙皮提供防冰的另一方法的流程图。

具体实施方式

本公开披露了用于飞行器的防冰(例如，防冻和/或除冰)的系统和方法。在一些实施例中，这些系统可使用红外(IR)电磁辐射源来加热飞行器的蒙皮以提供防冰。IR辐射源可被布置和配置成使得IR辐射可被导向飞行器蒙皮的内表面，以便通过辐射加热来加热飞行器蒙皮的内表面。然后，热可以通过飞行器蒙皮的厚度朝飞行器蒙皮的外表面传导，以便加热飞行器蒙皮的外表面，由此提供防冰。

在一些实施例中，与使用来自发动机的热引气的传统防冰系统相比，使用IR辐射源可提供包括效率、可靠性和/或成本效益的改善的优点。在一些实施例中，IR辐射的使用可以减少对例如由传统系统中排出的引气携带的过量能量的需要。在一些实施例中，IR辐射的使用可以减少或消除对引气和在机翼的下表面中形成的与引气相关联的排气孔的需要，并且因此可以降低通常与这些孔相关联的阻力和/或噪声。避免使用来自发动机的引气可以提高发动机的燃油效率。在一些实施例中，通过消除对管道、阀门、热交换器和与典型引气防冰系统相关联的其它设备的需要，与典型的引气防冰系统相比，IR辐射的使用可以提供一些重量减轻。在一些实施例中，IR辐射的使用可以消除与典型的引气防冰系统相关联的一些设计考虑因素(例如，爆管安全壳、温度、滑动管道接头以及热膨胀)。

参考附图描述各种实施例的各方面。本文所述的附图参考了包含不同特征的不同实施例，然而应理解，系统24的一些实施例可以包括来自不同附图的特征的各种组合。本公开有意涵盖这些组合。

图1是示例性飞行器10的俯视图，该飞行器10可包括本文公开的防冰系统。飞行器10可以例如是适用于民用航空的任何类型的飞行器，诸如公务机(例如，商务喷气机)、私人飞机、商用机和客机。例如，飞行器10可以是远程商务喷气机，或者可以是窄体双引擎喷气客机。飞行器10可以是固定翼飞行器，但是应理解，本文公开的各方面也可应用于旋转翼飞行器。

飞行器10可包括机翼12和机身14。飞行器10可包括飞行操纵面16(例如，襟翼、缝翼、副翼、扰流板、升降舵、方向舵)、一个或多个发动机18以及尾翼20。所述一个或多个飞行操纵面16可被安装在机翼12上。所述一个或多个发动机18可被安装到机身14上。可替选地或另外，所述一个或多个发动机18可被安装在机翼12上。

飞行器10可包括前缘蒙皮22A和发动机进气唇口蒙皮22B。前缘蒙皮22A可以是机翼12的缝翼16的一部分，或者可以是机翼12的固定前缘的一部分。发动机进气唇口蒙皮22B可以是发动机18机舱的进气唇口的一部分。前缘蒙皮22A和发动机进气唇口蒙皮22B在本文中总称为“蒙皮22”。本文公开的各方面可应用于可能受益于防冰的飞行器10的其它蒙皮22。

图2是飞行器10的示例防冰系统24的示意图。在各种实施例中，系统24可包括蒙皮22，蒙皮22的外表面26在飞行器10的运行(例如，飞行)期间暴露于周围空气流。例如，外表面26可被称为“空气湿润”表面。蒙皮22的外表面26可以是与空气流相互作用的空气动力学表面，并且例如在飞行器10飞行期间的某些大气条件下可能易于积冰。蒙皮22可以具有与外表面26相背的内表面28。蒙皮22可具有将外表面26和内表面28分开的厚度T。内表面28可以部分地限定设置在包括蒙皮22的飞行器10主体内部的内部空腔30。例如，内部空腔30可被布置在机翼12的前缘内部，或者内部空腔30可被布置在发动机进气唇口内部。在一些实施例中，内部空腔30及其内容物可至少部分地被屏蔽，以防止与蒙皮22相互作用的气流的直接冲击。然而，在一些实施例中，内部空腔30可与周围空气流体连通。

蒙皮22可以限定例如用于机翼12或发动机18的内部结构或其它组件的盖板。在各种实施例中，蒙皮22可包括合适的金属材料，诸如铝基合金，或者可包括合适的复合材料，诸如纤维增强聚合物。在一些实施例中，蒙皮22可包括碳纤维增强聚合物(CFRP)。CFRP是复合材料，其可以包括基质(例如，诸如环氧树脂的聚合物树脂)和嵌入基质材料中并提供强度的增强物(例如，碳纤维)。

系统24可包括一个或多个IR灯32，诸如一个或多个气体放电灯，其被配置用以向蒙皮22的内表面28发射IR辐射。IR灯32可以直接或间接地与蒙皮22的内表面28光学连通。在一些实施例中，IR灯32可被设置在内部空腔30内部。术语“IR灯”旨在涵盖发射一些IR辐射并且能够用作系统24中的辐射热源的任何装置。在一些实施例中，IR灯32可被供电。在一些实施例中，系统24可包括多个IR灯32，如下所述。

应理解，取决于具体应用和要求，整个蒙皮限定组件/片材或这种蒙皮限定组件/片材的仅一个或多个部分可以经由系统24而能够防冰。在一些实施例中，前缘蒙皮22A的一个或多个部分可通过系统24而能够防冰。可替选地或另外，发动机进气唇口蒙皮22B的一个或多个部分可类似地通过系统24而能够防冰。还应理解，在一些实施例中，飞行器蒙皮在使用时本身并不形成防冰系统的组件，而是作为防冰系统作用在其上的飞行器的一部分。即，根据一些实施例的防冰系统可仅包括被配置用以向蒙皮的内表面发射红外辐射的气体放电灯，和在操作上连接至该气体放电灯的电源。

IR灯32可由在操作上连接到IR灯32的电源34提供的电能33驱动。电源34可包括飞行器10的电总线。电源34可包括可由发动机18之一驱动的发电机，和/或可包括飞行器10机载的一个或多个电池。

在各种实施例中，可以基于蒙皮22的材料和/或基于施加于内表面28的表面处理来选择IR灯32的类型，从而输出期望的波长或波长范围，以便获得蒙皮22对IR辐射的有利吸收，并促进对蒙皮22的高效加热。IR灯32可以是气体放电灯，其被配置成通过使电流流过电离气体(等离子体)来产生电磁辐射。通常，气体放电灯使用稀有气体，诸如氩气、氖气、氪气或氙气或这些气体的混合物。气体放电灯的气体混合物中可能集成了汞、钠和金属卤化物等其它物质。应理解，气体放电灯能够产生宽波长范围的辐射。气体放电灯发射的辐射的波长将取决于气体的原子结构。例如，由气体放电灯发射的辐射的波长可取决于诸如构成气体的原子的发射光谱、气体的压力和电流密度等因素。

在各种实施例中，例如，IR灯32可以是氙气放电灯(例如，氙弧灯或氙闪光灯)、氪气放电灯(例如，氪弧灯或氪闪光灯)、汞蒸气灯、金属卤化物灯、陶瓷放电金属卤化物灯或钠蒸气灯。在一些实施例中，不同类型的IR灯32可以在同一系统24中组合。

在一些实施例中，IR灯32可以是被称为“高强度放电”或(HID)灯的类型，其通过容纳在半透明或透明熔融石英或熔融氧化铝电弧管内部的钨电极之间的电弧产生光。该管可充满气体和金属盐。气体会促进电弧的初始撞击，一旦电弧开始，电弧就会加热并蒸发金属盐以形成等离子体。在一些实施例中，IR灯32可以是适合于脉冲激活的闪光灯，其中，IR灯32可被激活以产生辐射闪光。在一些实施例中，这种辐射闪光可具有小于一(1)秒的相对短的持续时间(例如，在毫秒至微秒的范围内)。在一些实施例中，IR灯32可以以期望的闪光频率操作。在某些除冰情况下，可能期望以适合于热冲击的方式来激活IR灯32，并因此引起将在蒙皮22的外表面26上形成的积冰去除。

在各种实施例中，IR灯32可被配置成使得其发射的辐射中的至少一些在IR范围内。应理解，根据IR灯32的类型，IR灯32可以发射多种波长的辐射，并且所发射的一些辐射可以在IR范围之外。在一些实施例中，由IR灯32(例如，氙气放电灯)发射的IR辐射中的至少一些可以具有在近红外范围内的波长，其可适于被吸收到由金属材料(诸如铝基合金)制成的蒙皮22中。例如，IR灯32可以是发射在约0.1μm至约1μm范围内的IR辐射的类型。在一些实施例中，由IR灯32发射的IR辐射中的至少一些可以具有在中红外范围内的波长，其可适于被吸收到由纤维增强的聚合物制成的蒙皮22中。例如，IR灯32可以是发射在约3.8μm至约4.3μm范围内的IR辐射的类型。在一些实施例中，由IR灯32发射的IR辐射中的至少一些可以具有在远红外范围内的波长。在一些实施例中，由IR灯32发射的电磁辐射中的至少一些可以具有在可见光范围内的波长。

在一些实施例中，代替或除了一个或多个气体放电灯之外，系统24可以包括一种或多种其它类型的IR灯32，诸如金属丝元件、石英管、石英钨元件、发光二极管(LED)、激光驱动灯以及碳加热器，它们可适于加热蒙皮22的内表面28，以提供防冰作用。然而，在某些情况下，使用气体放电灯可能优于其它类型的IR灯。例如，在一些实施例中，与一些其它类型的IR灯相比，气体放电灯可具有相对短的响应时间、相对良好的抗振动性、相对良好的可维修性，和/或没有可能会破裂或烧坏的加热元件。

参考图2，系统24可包括控制器36，其可以包括例如一个或多个计算机、数据处理器、其它适当编程或可编程逻辑电路，以及控制IR灯32的操作的至少一些方面的相关附件。例如，控制器36可被配置用以基于一个或多个输入信号38控制IR灯32的激活。输入信号38可以指示激活防冰系统24并因此激活IR灯32的指令。输入信号38可以由飞行器10的另一(例如，航空)系统提供。例如，由于飞行器10的飞行员采取的动作，可以提供输入信号38。可替选地，可以在感测到易于引起蒙皮22的外表面26上结冰的周围条件之后，自动地提供输入信号38。在一些实施例中，输入信号38可以表示关于系统24是否ON(开)或OFF(关)的二进制命令。在一些实施例中，输入信号38可以表示用于由系统24保持的蒙皮22温度的合适设定点，以便提供合适的防冰作用。在一些实施例中，这种设定点可以取决于飞行器10外部的周围条件。在一些实施例中，控制器36可被配置用以引起IR灯32的脉冲激活。例如，控制器36可被配置用以引起IR灯32发射所需持续时间的一个或多个IR辐射脉冲。控制器36可被配置用以控制电能33是否被输送到一个或多个IR灯32。在一些实施例中，控制器36可被配置用以控制电能33被输送给一个或多个IR灯32的速率。

在一些实施例中，控制器36可以是用于使用IR灯32提供防冰的反馈控制回路的一部分。例如，系统24可以包括一个或多个传感器40，其被配置为生成表示蒙皮22的一个或更多温度的一个或多个反馈信号42。控制器36可以在操作上连接到IR灯32和传感器40。控制器36可被配置用以基于来自传感器40的反馈信号42控制IR灯32的操作，以便保持蒙皮22的例如提供适当防冰的最低温度。

在一些实施例中，传感器40可以是合适的接触式或非接触式传感器。在一些实施例中，传感器40可以是例如测温仪，其被配置用以生成表示蒙皮22的内表面28的温度的反馈信号42。在一些实施例中，传感器40可以例如是合适的热电偶，其被配置用以生成表示蒙皮22的内表面28的温度的反馈信号42。当使用内表面28的温度作为系统24内的控制参数时，可以基于在适用的环境条件下在蒙皮22的内表面28的温度和外表面26的温度之间的预定相关性选择内表面28的这种温度。例如，可以选择内表面28的预定温度以实现外表面26的温度，该温度在适用的运行和周围条件(例如，空速、周围温度)下提供合适的防冻和/或除冰性能。

取决于所使用的IR灯32的类型和/或空腔30的构造，系统24可包括被布置在空腔30内部的合适的灯反射器44。灯反射器44可被配置用于朝着蒙皮22的内表面28引导IR灯32发射的至少一些IR辐射。灯反射器44可包括对IR辐射反射性相对较高的表面，并且该表面被配置和/或定向成将IR辐射朝着内表面28重新定向。灯反射器44可被固定到飞行器1 0的合适的结构构件上，并且与IR灯32成固定关系。在一些实施例中，灯反射器44可包括抛物线反射表面(例如，反射镜)。应理解，其它类型的灯反射器44也可能是合适的。

图3是防冰系统24的另一示例实施例的一部分的示意性横截面图，其中为了清楚起见，已经省略了图2中所示和上文所述的系统24的一些组件。在一些实施例中，可能期望为系统24的一些组件提供冷却，并且这能够通过多种方式来实现。例如，在一些实施例中，系统24的一些组件可以被流体冷却，其中冷却流体被主动循环，以从这些组件中提取热。例如，外部/周围空气可被引导到空腔30中，例如以从这些组件中提取热。另一选项可以是使用一个或多个珀耳帖装置(即，热电冷却器)，以从这些组件中提取热，其中来自这些装置的热侧的热能够传递到蒙皮22，以便有助于系统24提供的防冰。

另一冷却选项可以是例如使用传导将热从这些组件传递到蒙皮22。通过传导进行的这种冷却可以通过以下方式来实现，即，使得一个或多个组件，诸如IR灯32、灯反射器44和/或传感器40(例如，测温仪)，被导热地联接到蒙皮22或能够用作散热器的其它结构。在一些实施例中，蒙皮22和在外表面26上流动的周围空气流可以用作散热器。例如，在一些实施例中，传感器40可以通过合适的传感器安装件46物理地固定到蒙皮22，IR灯32可以通过灯安装件48物理地固定到蒙皮22。安装件46和48可以由导热材料制成，诸如铝基合金，以有助于传导性热传递。在一些实施例中，安装件46、48中的一个或多个可通过适当的热绝缘体50与空腔30热绝缘。

图4是防冰系统24的另一示例实施例的一部分的示意性横截面图，其中为了清楚起见，已经省略了图2中所示和上文所述的系统24的一些组件。在一些实施例中，可能期望系统24具有两个或更多个IR灯32，其被配置用以朝蒙皮32的内表面28的共同部分发射IR辐射。两个或更多个IR灯32可被同时或分别激活，这取决于所需的加热量。两个或更多个IR灯32也可以提供一些功能冗余，使得在一个IR灯32发生故障的情况下，另一个冗余IR灯32能够提供一些保护。在一些实施例中，由两个或更多个IR灯32照射的区域可以基本重合，使得蒙皮32的内表面28的共同部分可以被两个IR灯32加热。在一些实施例中，由两个或多个IR灯32照射的区域可以彼此重叠，以在重叠区域内提供额外的加热能力。

在一些实施例中，可期望系统24具有两个或更多个传感器40，其被配置用以感测蒙皮22的相同区域的温度，以实现功能冗余。可替选地或另外，两个或更多个传感器40被配置用以感测蒙皮22的不同区域的温度，以允许单独控制蒙皮22的不同区域中的温度。

图5是防冰系统24的另一示例实施例的一部分的示意性横截面图，其中为了清楚起见，已经省略了图2中所示和上文所述的系统24的一些组件。在一些实施例中，一个或多个结构构件52的一个或多个表面可被配置用以代替或除了图2和图3中所示的灯反射器44之外还用作IR辐射的反射器。在各种实施例中，这些结构构件52可包括例如蒙皮22的一部分、翼梁、加强肋和/或隔框。在一些实施例中，结构构件52可以支撑例如蒙皮22的一部分。在一些实施例中，结构构件52可以被导热地联接到蒙皮22，使得被结构构件52吸收的热可被传导到蒙皮22，并且有助于提供防冰。在一些实施例中，结构构件52可以限定内部空腔30的一部分。

在一些实施例中，这些结构构件52的一个或多个表面可设有适当的反射性表面处理54，其至少部分地反射由IR灯32发出的IR辐射。在一些实施例中，这些表面可设有对IR辐射具有相对高反射性的反射表面处理54。在一些实施例中，反射表面处理54可包括抛光金属。在一些实施例中，反射表面处理54可以具有镜面。在一些实施例中，反射表面处理54可以包括镀银表面。在一些实施例中，反射表面处理54的颜色可以是白色的。在一些实施例中，结构构件52的反射表面可具有凹形形状，并且可提供由一个或多个IR灯32发射的IR辐射朝着蒙皮22的内表面28的一些定向和/或聚焦。

相反，在蒙皮22的内表面28的需要辐射加热的一个或多个部分上可以设有适当的吸收性表面处理56，其至少部分地吸收由IR灯32发射的IR辐射。在一些实施例中，这些表面可设有对IR辐射的吸收相对高的吸收性表面处理56。在各种实施例中，吸收性表面处理56可以比反射性表面处理54对处于期望的波长或波长范围内的IR辐射具有更强吸收性。换句话说，反射性表面处理54可以比吸收性表面处理56对处于期望的波长或波长范围内的IR辐射反射性更强。在一些实施例中，吸收性表面处理56的颜色可为黑色的。在一些实施例中，吸收性表面处理56可包括涂料。在一些实施例中，吸收性表面处理56可包括覆盖例如铝基蒙皮22的阳极涂层。

图6是防冰系统24的另一示例实施例的一部分的示意性横截面图，其中为了清楚起见，已经省略了图2中所示和上文所述的系统24的一些组件。图6的实施例示出了另一示例结构构件52，其用作IR辐射的反射器，以将IR灯32发射的一些IR辐射引向蒙皮22的内表面28。如上所述，结构构件52可包括反射性表面处理54，并且内表面28可包括吸收性表面处理56。代替非接触传感器，图6的实施例示意性地示出了使用一个或多个热电偶40。

图7是防冰系统24的另一示例实施例的一部分的示意性横截面图，其中为了清楚起见，已经省略了图2中所示和上文所述的系统24的一些组件。取决于安装限制和可及性，一个或多个IR灯32可以经由适当的相应光导58间接地光学联接到蒙皮22的内表面28。光导58有时被称为“光管”或“光管道”，可包括用于传输由IR灯32发射的IR辐射的物理结构，以允许在例如便于更换灯泡的可及位置安装IR灯32。光导58可用作将来自IR灯32的IR辐射引向蒙皮22的内表面28的光波导。例如，光导58可以将来自IR灯32的IR辐射引向灯反射器44。在该实施例与发动机进气唇口集成的情况下，灯反射器44可以安装在发动机18的机舱内的声学衬里59附近。

图8是防冰系统24的另一示例实施例的一部分的示意性横截面图，其中为了清楚起见，已经省略了图2中所示和上文所述的系统24的一些组件。在一些实施例中，诸如对于发动机进气唇口，蒙皮22B可包括声学衬里59。包括声学衬里59的蒙皮22的区域的厚度T2可大于不包括声学衬里59的蒙皮22的厚度T1。声学衬里59可包括穿孔面片(facing sheet)59A、消音芯59B(例如，蜂窝)和背衬片59C。消音芯59B可以设置在面片59A和背衬片59C之间。在一些实施例中，面片59A、消音芯59B和背衬片59C可由合适的铝合金或具有相对良好的导热性的其它材料制成，以便可以将由背衬片59C吸收的辐射热经由消音芯59B传导到面片59A的外表面26。在一些实施例中，消音芯59B可包括六边形蜂窝结构。

图9是飞行器10的机翼前缘内部的示意性透视图，其示出了防冰系统24的多个IR灯32与相关联的传感器40和灯反射器44一起形成单独的加热单元60的示例布局。在一些实施例中，两个或更多个这样的加热单元60可以沿着机翼12的前缘蒙皮22A的长度(例如，翼展)分布，以沿着该长度提供适当的加热。例如，可以定位多个加热单元60以形成一个或多个线性阵列。因而，这些加热单元60的IR灯32可被配置用以向蒙皮22A的内表面28的不同部分发射IR辐射。在一些实施例中，加热单元60可设置在结构肋62之间，结构肋62为蒙皮22A提供局部支撑，并且可以改善系统24的抗鸟击性能(bird strikeresistance)。应理解，系统24可用于控制多个这样的加热单元60，并且一些或每个加热单元60可包括一个或多个如上所述的IR灯32。

在一些实施例中，控制器36(参见图2)可被配置用以控制每个IR灯32，并引起它们被同时或单独激活。例如，控制器36和IR灯32可被配置用以允许两个或多个IR灯32被同时或单独地在不同时间激活。在一些实施例中，控制器36和IR灯32可被配置用以允许两个或更多个IR灯32被彼此独立地激活。在一些实施例中，例如IR灯32可被顺序地激活。参考图8，加热单元60按其位置顺序的这种顺序操作可以例如允许沿着机翼12朝着内侧或外侧方向逐渐进行除冰操作，以便使积冰从蒙皮22A“瓦解”。

图10是飞行器10的发动机18的进气唇口的示意性透视图，其示出了设置在进气唇口的内部的多个加热单元60的示例布局。图9示出了发动机的进气唇口蒙皮22B的一部分被切去，以示出内部空腔30，加热单元60可被设置在内部空腔30中。加热单元60可绕发动机18的进气口沿周向分布，或被设置在需要防冰的任何期望的周向位置处。例如，多个加热单元60可被定位成形成一个或多个圆形阵列。

图11A和图11B是示出示例性检修面板64的示意性横截面图，该检修面板便于更换防冰系统24的IR灯32。在各种实施例中，这些检修面板64可被设置在蒙皮22中，或设置在任何其它合适的结构中，以便于维修人员更换灯泡或进行其它维修时触及IR灯32。检修面板64可通过一个或多个紧固件66固定。图11A示出了固定在适当位置的检修面板64，图11B示出了在移除过程中的检修面板64，其中紧固件66已经被移除。

图12是为飞行器蒙皮22提供防冰的示例方法100的流程图。方法100可以使用上述系统24或其它合适的系统来进行。系统24或本文公开的其它方法的各方面也能够应用于方法100。在各种实施例中，方法100可以包括：使用IR(例如，气体放电)灯32向与蒙皮22的外表面26相背的蒙皮22的内表面28发射IR辐射，以加热蒙皮22的内表面28(参见方框102)；和通过蒙皮22的厚度T朝蒙皮22的外表面26传导热(参见方框104)。

方法100可包括：感测蒙皮22的温度；和基于感测到的蒙皮22的温度，控制IR灯32。感测到的蒙皮22的温度可以是经由例如传感器40获得的蒙皮22的内表面28的温度。控制IR灯32可包括引起IR灯32的脉冲激活。

方法100可包括使用IR灯32向结构构件52的表面发射IR辐射，其中结构构件52的表面的反射表面处理54比蒙皮22的内表面28的吸收性表面处理56更能反射IR辐射。方法100还可包括将从结构构件52的表面反射回来的IR辐射中的至少一些辐射朝向蒙皮22的内表面28引导。

在方法100的一些实施例中，由IR灯32发射的IR辐射中的至少一些辐射具有在约3.8μm至约4.3μm的范围内的波长。在方法100的一些实施例中，由IR灯32发射的IR辐射中的至少一些具有在中红外范围内的波长。在方法100的一些实施例中，由IR灯32发射的IR辐射中的至少一些具有在近红外范围内的波长。在方法100的一些实施例中，由IR灯32发射的IR辐射中的至少一些具有在远红外范围内的波长。

方法100可包括使用两个或更多个IR灯32向蒙皮22的内表面28的共同部分发射IR辐射。方法100可包括使用两个或更多个IR灯32向蒙皮22的内表面28的不同部分发射IR辐射。方法100可包括单独地激活两个或更多个IR灯32。方法100可包括基于它们相应的位置顺序地激活两个或更多个IR灯32。例如，一排中的多于两个IR灯32可被沿着这一排IR灯32按次序顺序地激活。

在蒙皮22包括声学衬里59的一些实施例中，方法100可包括使用IR灯32向声学衬里59的背衬片59C发射IR辐射，以加热背衬片59C。

方法100可包括通过将热从IR灯32传导到蒙皮22来冷却IR灯32。

图13是为飞行器蒙皮22提供防冰的另一示例性方法200的流程图。方法200可以使用上述系统24或其它合适的系统来进行。系统24或本文公开的其它方法的各方面也能够应用于方法200。在各种实施例中，方法200可以包括：向与蒙皮22的外表面26相背的蒙皮22的内表面28发射IR辐射，以加热蒙皮22的内表面28，并且朝向除蒙皮22之外的飞行器10的结构构件52的表面发射IR辐射(参见方框202)；从结构构件52的表面反射至少一些IR辐射(参见方框204)；将反射的IR辐射朝向蒙皮22的内表面28引导(参见方框206)；以及通过蒙皮22的厚度T朝蒙皮22的外表面26传导热(参见方框208)。与蒙皮22的内表面28的吸收性表面处理56相比，结构构件52的表面的反射性表面处理54可以更能反射IR辐射。

方法200可包括使用结构构件52支撑蒙皮22。

以上描述仅是示例性的，并且本领域技术人员应认识到，可以在不脱离所公开的本发明的范围的情况下，对所述实施例做出改变。在不脱离权利要求的主题的情况下，本公开可以体现为其它特定形式。本公开旨在涵盖和包含技术上的所有合适改变。根据对本公开的回顾，落入本发明范围内的修改对于本领域技术人员将是显而易见的，并且这些修改旨在落入所附权利要求之内。同样地，权利要求的范围不应受示例中提出的优选实施例的限制，而是应给出与整个说明书一致的最宽泛的解释。