阅读说明：本技术 用于飞行器的防冰系统 (Anti-icing system for aircraft ) 是由 维斯瓦纳达·古普塔·萨卡拉 拉文德拉·山卡尔·甘尼格 尼古拉斯·约瑟夫·克赖 于 2019-06-21 设计创作，主要内容包括：一种飞行器可以包括防冰系统。防冰系统可包括热联接到飞行器的至少第一暴露表面的碳纳米管阵列。防冰系统还可包括由飞行器携带并电联接到碳纳米管阵列的太阳能电池阵列。(An aircraft may include an anti-icing system. The anti-icing system can include an array of carbon nanotubes thermally coupled to at least a first exposed surface of the aircraft. The anti-icing system can also include a solar cell array carried by the aircraft and electrically coupled to the carbon nanotube array.)

用于飞行器的防冰系统

技术领域

本公开涉及用于飞行器的太阳能防冰系统。

背景技术

在飞行器结构(例如发动机进气口，机翼，控制表面，螺旋桨，增压器进气口轮叶，进气口框架等)上形成冰对于现代飞行器来说可能是个问题。冰增加了重量，增加了阻力，并且损害了翼型、控制表面和进气口的空气动力学轮廓，所有这些都降低了性能并增加了燃料消耗。此外，在飞行器结构上形成的冰可能会脱落，增加了对其他飞行器零件和发动机部件的风险。当代飞行器可以包括除冰或防冰检测系统，其利用热源或发热元件来向飞行器结构提供热量以熔化或防止冰的形成。

发明内容

在一个方面，本公开涉及一种用于飞行器的防冰系统，其包括热联接到飞行器的至少第一暴露表面的碳纳米管阵列，以及由飞行器携带并且电联接到碳纳米管阵列的太阳能电池阵列。

在另一方面，本公开涉及一种飞行器，包括至少一个飞行器部件和用于飞行器的防冰系统。防冰系统包括热联接到飞行器的至少第一暴露表面的碳纳米管阵列，以及由飞行器承载并电联接到碳纳米管阵列的太阳能电池阵列。

在又一方面，本公开涉及一种防止在飞行器表面上形成冰的方法。该方法包括从太阳能电池阵列向联接到第一暴露飞行器表面的碳纳米管阵列供应电能，以及将热量从碳纳米管阵列传递到第一暴露飞行器表面。

附图说明

在附图中：

图1是根据本文描述的各个方面的具有防冰系统的飞行器的立体图。

图2是具有防冰系统的图1的飞行器的涡轮发动机的示意横截面视图。

图3是根据本文描述的各个方面的图2的涡轮发动机的一部分的示意横截面视图，其包括具有防冰结构和电源结构的防冰系统。

图4是图3的电源结构的示意图。

图5是图3的防冰结构的示意横截面视图。

图6是可以在图1的防冰系统中使用的另一种防冰结构的示意立体图。

图7是图6的防冰结构沿线VII-VII的示意横截面视图。

具体实施方式

所描述的本公开的实施例涉及一种用于涡轮发动机的防冰结构。防冰结构可以包括碳纳米管，碳纳米管是碳原子的圆柱形结构布置，其可以以多种方式形成，包括单壁，双壁或多壁。取决于纳米管中碳原子的具体布置，这种碳纳米管可具有非常高的拉伸强度(在一个实例中，高达60GPa)，沿管的方向上的高导热率(在一个实例中，高达3500W/m·K)，以及类似于金属或半导体的电导率。当提供有电流时，碳纳米管可以将热量散发到周围结构。

出于说明的目的，将关于具有涡轮发动机的飞行器描述本公开。此外，本公开的各方面可适用于飞行期间或非飞行操作中的飞行器。然而，应该理解的是，本公开不限于此并且可以在非飞行器应用中具有普遍适用性，例如其他移动应用和非移动工业，商业和住宅应用。

如本文所用，术语“前”或“上游”是指在朝向发动机进气口的方向上移动，或者部件与另一个部件相比相对更靠近发动机进气口。与“前”或“上游”结合使用的术语“后”或“下游”是指朝向发动机后部或出口的方向，或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。

如本文所使用的，“一组”可包括任何数量的相应描述的元件，包括仅一个元件。另外，这里使用的术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线和外部发动机周边之间延伸的尺寸。

所有方向参考(例如，径向，轴向，近侧，远侧，上，下，向上，向下，左，右，侧向，前，后，顶部，底部，上方，下方，竖直，水平，顺时针，逆时针，上游，下游，向前，向后，等)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不产生限制，特别是关于本公开的位置，取向或用途。连接参考(例如，附接，联接，连接和接合)将被广义地解释，并且除非另有指示，否则可包括元件集合之间的中间构件和元件之间的相对移动。因此，连接参考不必推断两个元件直接连接并且彼此处于固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且附图中反映的尺寸，位置，顺序和相对大小可以变化。

图1示出了飞行器1，其包括机身2，定位在机身2中的驾驶舱4，以及从机身2向外延伸的机翼组件6。飞行器1还可以包括多个发动机，包括涡轮发动机10，作为非限制性示例，涡轮发动机10可以是涡轮喷气发动机，涡轮风扇发动机或涡轮螺旋桨发动机。虽然已经示出了商用飞行器1，但是可以预期，本文所述的本公开的各方面可以用于任何类型的飞行器。此外，虽然已经在每个机翼组件6上示出了两个涡轮发动机10，但是应当理解，可以包括任何数量的涡轮发动机10，其包括机翼组件6上的单个涡轮发动机10，或甚至安装在机身2中的单个涡轮发动机10。

飞行器1可包括在至少一个飞行器部件上的防冰系统100，示意性地示出为定位在涡轮发动机10的机翼组件6和机舱11上。如本文所用，“防冰”是指除去积聚在飞行器部件上的冰，或当环境条件有利于冰形成时防止积冰。另外，应该理解的是，防冰系统100可以定位在飞行器1上的任何位置，包括机身2的任何期望部分。

图2是可以在飞行器1中使用的示例性燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10容纳在机舱11内并且具有大致纵向延伸的轴线或中心线12，其从前部14向后部16延伸。发动机10以下游串行流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。

风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕中心线12径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26，燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的芯44，其产生燃烧气体。芯44由芯壳体46围绕，芯壳体46可与风扇壳体40联接。

绕发动机10的中心线12同轴设置的HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。在较大直径环形HP线轴48内绕发动机10的中心线12同轴设置的LP轴或线轴50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48,50可绕发动机中心线旋转并联接到多个可旋转元件，这些可旋转元件可共同限定转子51。

LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58相对于相应的一组静态压缩机轮叶60,62旋转，以压缩或加压通过级的流体的流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可以设置成环并且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而相应的静态压缩机轮叶60,62定位在旋转叶片56,58的上游并与其相邻。应注意，选择图1中所示的叶片，轮叶和压缩机级的数量仅用于说明目的，并且其他数量是可能的。

用于压缩机级的叶片56,58可以安装到盘61上(或与盘61一体形成)，盘61安装到HP和LP线轴48,50中相应的一个上。用于压缩机级的轮叶60,62可以以周向布置安装到芯壳体46。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70相对于相应的一组静态涡轮轮叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从通过级的流体的流中提取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可以设置成环并且可以相对于中心线12径向向外延伸，而相应的静态涡轮轮叶72,74定位在旋转叶片68,70的上游并且与其相邻。应注意，选择图1中所示的叶片，轮叶和涡轮级的数量仅用于说明目的，并且其他数量是可能的。

用于涡轮级的叶片68,70可以安装到盘71上，盘71安装到HP和LP线轴48,50中相应的一个上。用于压缩机级的轮叶72,74可以以周向布置安装到芯壳体46上。

与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机和涡轮区段22,32中的静态轮叶60,62,72,74也被单独地或共同地称为定子63。这样，定子63可以指整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，使得一部分气流被引导到LP压缩机24中，然后LP压缩机24将加压空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功(work)，其驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，并且排气最终经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动驱动了LP线轴50，以使风扇20和LP压缩机24旋转。

加压气流76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22中抽出。引气77可以从加压气流76中抽出并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著增加。因此，由引气77提供的冷却对于在升高的温度环境中操作这种发动机部件是必要的。

气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机芯44，并通过风扇排气侧84处的静止轮叶排(更具体地，出口导叶组件80)离开发动机组件10，出口导叶组件80包括多个翼型导叶82。更具体地，在风扇区段18附近使用周向排的径向延伸的翼型导叶82，以对气流78施加一些方向控制。

图3中示出了压缩机22的一部分90，其中与飞行器1的暴露表面一起更详细地示出了示例性防冰系统100(图1)。如本文所用，“暴露表面”或“暴露的飞行器表面”是指直接或间接暴露于积冰的表面，或暴露于外部气流或水流，使得冰可以在飞行器的表面上积聚的表面。具有可以易于结冰的暴露表面的一个示例性飞行器部件被示出为分流器鼻部85。分流器鼻部85形成到LP压缩机24的进气口的前缘，并将进入的空气分流成在发动机芯上流动的旁路气流78和流过发动机芯的加压气流76。可以预期，分流器鼻部85可以由复合材料形成，包括填充碳的环氧树脂。或者，分流器鼻部85可以是金属的。

在非限制性示例中，防冰系统100可包括联接到分流器鼻部85的防冰结构110，以及联接到第二飞行器部件(例如机舱11)的电源结构120。防冰结构110和电源结构120可以通过导体115被电联接或热联接。这种导体115可以包括碳纳米管，例如碳纳米管线或纤维，或者还可以包括布线，例如铝或铜布线。

防冰结构110被示意性地示出为联接到至少第一暴露表面95，例如在被示为分流器鼻部85的第一飞行器部件上。还预期防冰结构110可以至少部分地嵌入第一暴露表面95内，以优化分流器鼻部表面和防冰结构110上的气流流线。

电源结构120示意性地示出为由飞行器携带。更具体地，电源结构120可以联接到飞行器10的第二暴露表面96，例如在示出为机舱11的第二飞行器部件上。应该理解，电源结构120的相对尺寸和位置可以变化。另外，应当理解，电源结构120可以与第二暴露表面96邻接或者至少部分地嵌入在第二暴露表面96内，以便优化电源结构120上的气流流线。

图3的示例示出了电源结构120可以远离防冰结构110定位。还可以预期电源结构120可以定位成邻近防冰结构110。另外，防冰结构110和电源结构120可以定位在相同飞行器部件的相同暴露表面上或相邻暴露表面上。飞行器部件或其暴露表面95,96的其他非限制性示例包括发动机进气口，增压器24，外风扇壳体40或机翼6(图1)。

现在参考图4，电源结构120还可以包括太阳能电池124的阵列122。太阳能电池124可以具有光伏特性，使得入射的电磁辐射(例如可见光)可以在太阳能电池124内转换成电能。进一步预期太阳能电池124可以是与碳纳米管126联接的导电聚合物125的形式，如图所示。在所示的示例中，碳纳米管126嵌入导电聚合物太阳能电池124内，以形成纳米丝。在另一个示例中，太阳能电池124可以嵌入碳纳米管126内。与传统太阳能电池相比，这种联接可以提供增加的电力转换效率或增加的能够转换成电能的波长范围。还预期太阳能电池可以是与碳纳米管阵列间隔开和/或散布有碳纳米管阵列的光伏电池阵列。

另外，透射层128可以可选地联接到太阳能电池阵列122并覆盖太阳能电池阵列122。如本文所用，在非限制性实例中，“透射”是指对宽范围的电磁波长(包括无线电，微波，红外，可见和紫外)透明的材料特性。透射层128可以由诸如玻璃或聚合物的保护材料形成。在非限制性示例中，透射层128可包括多层透射材料，包括透射材料的组合。以这种方式，入射的电磁辐射(由箭头129指示)可以传输通过透射层128，以到达太阳能电池的阵列122，并且透射层128可以在飞行器1的操作期间为电源结构120提供保护。

转到图5，更详细地示出了防冰结构110。预期防冰结构110可包括绝缘层130，发热层140和侵蚀保护层150。

绝缘层130可具有第一侧131和相对的第二侧132，第二侧132联接到分流器鼻部85(图3)。如图所示，可以在第一和第二侧131,132之间限定绝缘层厚度135。在非限制性示例中，绝缘层厚度可以在200和1400μm之间。此外，在非限制性实例中，绝缘层可由各种电绝缘或绝热材料制成，例如玻璃纤维，聚合物/塑料，或复合材料。

发热层140可具有第一侧141和相对的第二侧142，其中发热层140的第二侧142联接到绝缘层130的第一侧131，如图所示。如图所示，加热层厚度145可以限定在第一和第二侧141,142之间，在非限制性示例中，例如在200和1400μm之间。

预期碳纳米管阵列146可设置在发热层140内。阵列146内的碳纳米管148可具有各种取向；虽然示出为在阵列146内随机取向，但是可以预期碳纳米管148可以在任何期望的方向上对准。以这种方式，碳纳米管阵列146可以热联接到分流器鼻部85。另外，导体115可以电联接到碳纳米管阵列146，从而在阵列146和电源结构120之间提供电联接。

虽然未示出，但还可以预期太阳能电池阵列122也可以位于发热层内。在这种情况下，太阳能电池124和碳纳米管148可以散布在整个发热层中。或者，太阳能电池124可以被分组以在发热层的第一部分中形成阵列122，并且碳纳米管148可以被分组以在发热层的第二部分中形成阵列146。因此可以理解，防冰系统100可以具有太阳能电池阵列122和碳纳米管阵列146，其联接到飞行器部件的相同暴露表面。

侵蚀保护层150可以联接到防冰结构110内的发热层140。在非限制性示例中，侵蚀保护层150可以是金属的并且具有保护层厚度155，例如在200和1400μm之间。进一步预期保护层厚度155可以与绝缘层厚度135的尺寸相同。在另一个示例中，加热层厚度145可以是绝缘层厚度135或保护层厚度155之一的两倍。

在操作中，入射在电源结构120上的电磁辐射(图4中的箭头129)可以穿过透射层128并且遇到太阳能电池阵列122。太阳能电池阵列122可以将这种入射的电磁辐射转换成电能，并且可以将转换的电能提供给发热层140内的碳纳米管阵列146(图5)。可以经由导体115(例如铜布线或碳纳米管纤维)供应电能。碳纳米管阵列146可以由于供应的电能而产生热量，并且所产生的热量可以传导通过侵蚀保护层150、并且熔化在侵蚀保护层150或暴露表面95上的任何积聚的冰。还可以理解，传导的热量还可以防止在侵蚀保护层150或暴露表面95上形成冰。

图6示出了可以在图1的防冰系统100中使用的另一种防冰结构210。防冰结构210类似于防冰结构110；因此，类似的部件将用相同的数字增加100来描述，应当理解，除非另有说明，否则防冰结构110的相同部件的描述适用于防冰结构210。

防冰结构210可包括绝缘层230和发热层240。一个区别在于：可以在绝缘层230中形成至少一个通道236，并且可以将发热层240定位在通道236内。例如，通道236的至少一部分可具有如图所示的蛇形轮廓。在其他非限制性示例中，通道236可具有矩形，圆形，线性或不规则几何轮廓。

转到图7，通道236还可包括与绝缘层230的第二侧232间隔开的内表面238。碳纳米管阵列246可以设置在发热层240内，并且层240可以联接到通道236的内表面238，如图所示。另外，如图所示，侵蚀保护层250可以覆盖在通道236内的绝缘层230和发热层240上。

在一个示例中，发热层240可包括第一侧241，其与绝缘层230的第一侧231齐平或共面，如图所示。还预期发热层240的第一侧241可以延伸超出绝缘层230的第一侧231。在这种情况下，侵蚀保护层250可以具有足够的厚度，以解决发热层240超出绝缘层230的任何延伸。因此，侵蚀保护层250可以具有光滑的外表面251。

防止在飞行器1的表面上形成冰的方法包括从太阳能电池阵列(诸如阵列124)向联接到暴露的飞行器表面(例如暴露表面95)的碳纳米管148的阵列146供应电能。热量可以从碳纳米管阵列146转移到暴露表面95。可选地，该方法可以包括经由电联接到太阳能电池阵列122和碳纳米管阵列146的碳纳米管导体115供电。可选地，该方法可以包括在具有碳纳米管阵列的发热层(例如发热层140,240)内产生热量。可选地，供应电能可以包括将电能供应到发热层140,240，该发热层140,240联接到远离第一暴露飞行器表面95的第二暴露飞行器表面96。

本公开的各方面提供了多种益处。传统的防冰解决方案包括使用来自发动机的加热引气来去除或防止诸如增压器和发动机进气口结构的飞行器部件积冰，这限制了发动机性能。此外，已经利用复杂的空气管道结构将这种加热的引气引导到飞行器部件用于防冰，这也增加了发动机的重量。由于不再需要专用的管道系统，在发热层中使用碳纳米管可以减少发动机重量和复杂性。在一个实例中，通过使用本公开的防冰系统实现了超过50磅的重量减轻。发热的碳纳米管还可以改善发动机性能，因为更多的空气可以保留在发动机内用于燃烧，而不是作为引气被拉出。此外，使用碳纳米管联接的太阳能电池来为发热层供电还可以提高效率并降低操作成本，因为飞行器上的动力系统可以用于其他操作而不是防冰或除冰。可以理解，碳纳米管与太阳能电池的联接可以增加太阳能电池的电力转换效率，从而为发热层提供更多的电力。

本公开的各种特征，方面和优点还可以体现在本公开的方面的任何置换中，包括但不限于在列举的方面中限定的以下技术方案：

1.一种用于飞行器的防冰系统，包括：

碳纳米管阵列，碳纳米管阵列热联接到飞行器的至少第一暴露表面；和

太阳能电池阵列，太阳能电池阵列由飞行器携带并电联接到碳纳米管阵列。

2.根据方面1所述的防冰系统，其中太阳能电池阵列进一步包括嵌入导电聚合物中的碳纳米管。

3.根据方面1-2中的任何方面所述的防冰系统，其中太阳能电池阵列设置在飞行器的远离第一暴露表面的第二暴露表面上。

4.根据方面1-3中的任何方面所述的防冰系统，其中第一暴露表面位于发动机进气口、增压器、分流器鼻部、外风扇壳体、机舱或机翼上。

5.根据方面1-4中的任何方面所述的防冰系统，进一步包括覆盖太阳能电池阵列的透射层。

6.根据方面1-5中的任何方面所述的防冰系统，进一步包括具有相对的第一侧和第二侧的绝缘层，第二侧联接到飞行器的第一暴露表面。

7.根据方面6所述的防冰系统，进一步包括在绝缘层中的通道，通道具有与第二侧间隔开的内表面。

8.根据方面7所述的防冰系统，其中发热层位于通道内并联接到通道的内表面。

9.根据方面8所述的防冰系统，其中碳纳米管阵列设置在联接到通道的内表面的发热层内。

10.根据方面7所述的防冰系统，其中至少一部分通道具有蛇形轮廓。

11.根据方面6所述的防冰系统，其中碳纳米管阵列设置在联接到绝缘层的发热层内。

12.根据方面11所述的防冰系统，进一步包括联接到发热层的侵蚀保护层。

13.根据方面12所述的防冰系统，其中绝缘层包括绝缘层厚度，发热层包括加热层厚度，并且侵蚀保护层包括保护层厚度。

14.根据方面13所述的防冰系统，其中绝缘层厚度、加热层厚度和保护层厚度中的至少一个在200和1400μm之间。

15.根据方面13所述的防冰系统，其中加热层厚度至少是绝缘层厚度或保护层厚度之一的两倍。

16.一种飞行器，包括：

至少一个飞行器部件；和

用于飞行器的防冰系统，包括：

碳纳米管阵列，碳纳米管阵列热联接到飞行器的至少第一暴露表面；和

太阳能电池阵列，太阳能电池阵列由飞行器携带并电联接到碳纳米管阵列。

17.根据方面16所述的飞行器，其中至少一个飞行器部件包括发动机进气口、增压器，分离器鼻部，外风扇壳体，机舱或机翼。

18.根据方面16-17中的任何方面所述的飞行器，其中碳纳米管阵列热联接到第一飞行器部件，并且太阳能电池阵列设置在第二飞行器部件上。

19.根据方面16-18中的任何方面所述的飞行器，其中至少一个飞行器部件包括碳填充的环氧复合材料。

20.根据方面16-19所述的飞行器，其中太阳能电池阵列进一步包括嵌入导电聚合物内的碳纳米管。

21.一种防止在飞行器表面上形成冰的方法，该方法包括：

从太阳能电池阵列向联接到第一暴露飞行器表面的碳纳米管阵列供应电能；和

使热量从碳纳米管阵列传递到第一暴露飞行器表面。

22.根据方面21所述的方法，其中供应电能进一步包括从联接到碳纳米管的太阳能电池阵列供应电能。

23.根据方面21-22中的任何方面所述的方法，其中供应电能进一步包括经由电联接到太阳能电池阵列或联接到第一暴露飞行器表面的碳纳米管阵列中的一个的碳纳米管来供应电能。

24.根据方面21-23中的任何方面所述的方法，进一步包括在具有碳纳米管阵列的发热层内产生热量。

25.根据方面24所述的方法，其中供应电能进一步包括从联接到远离第一暴露飞行器表面的第二暴露飞行器表面的太阳能电池阵列向发热层供应电能。

在尚未描述的范围内，各种版本，实施方式或实施例的不同特征，结构或方面可以组合使用，或者根据需要彼此替换。在所有实施例中未示出一个特征，结构或方面并不意味着解释为不能如此示出，而是为了描述的简洁而这样做。因此，可以根据需要混合和匹配不同实施例的各种特征，结构或方面，以形成新版本，实施方式或实施例，无论是否明确地描述了新版本，实施方式或实施例。本公开内容涵盖本文描述的特征的所有组合或置换。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。