飞行器叶片的防结冰装置的制造方法
【专利摘要】本发明涉及一种防结冰装置(1)，装配旋翼式飞行器(50)的转子(51，52)的叶片(53，54)，所述叶片(53，54)具有内弧面(22)、外弧面(23)和前缘(21)以及第二端(25)，除霜系统(3)被定位在所述前缘(21)的位置处。所述防结冰装置(1)具有纵向定位在各个内弧面(22)和外弧面(23)上的排槽(10)，该排槽(10)正好在所述除霜系统(3)的下游且开通于所述第二端(25)的位置处。所述排槽(10)还能够排放流动在所述空气动力构件(2)的内弧面(22)和外弧面(23)上的水。
【专利说明】
飞行器叶片的防结冰装置
技术领域
[0001]本发明一般性地涉及对飞行器的空气动力构件除霜的技术领域，尤其涉及旋翼式飞行器的叶片。
[0002]本发明涉及用于飞行器叶片的防冻装置，以作为除霜系统的补充。
【背景技术】
[0003]已知在飞行器的外表面上，尤其在诸如机翼或转子的叶片之类的空气动力构件的前缘上的霜或冰的形成和累积可有害地影响到该飞行器的运行。事实上，霜或冰的存在可很快并显著改变该外表面的空气动力特性。尤其在该外表面为旋翼式飞行器的主转子的叶片时，霜或冰的存在可造成性能下降、甚至导致该飞行器发生事故。
[0004]已知的用于限制甚至去除霜或冰的除霜方法为加热空气动力构件的前缘区域。该加热能够使前缘的温度升高超过有利于形成霜的温度。即电热除霜系统，热量通常由电流供应。因此这种除霜系统能够除去空气动力构件上的霜和/或冰。在接下来的详细描述中，仅提及去除霜，术语“霜”可由术语“冰”代替。
[0005]存在加热空气动力构件前缘区域的不同电热除霜系统技术。例如已知电热除霜系统具有被掩设在空气动力构件的前缘中并加热该前缘的电阻器。
[0006]而且，存在一些的除霜系统，其中热量通过磁感现象生成，以加热在空气动力构件的前缘位置处定位的一个或多个金属部件。
[0007]但是，此类系统消耗很多电能，尤其在诸如飞机机翼或旋翼式飞行器的升力主转子的叶片之类的大翼展空气动力构件的情况下。因此较难甚至不可能持续向用于此类空气动力构件的此类电热除霜系统供电，要供应的电能极大。
[0008]然而，对于小翼展空气动力构件，对此类电热除霜系统持续供电是可行的。在该情况下，这些空气动力构件的前缘被持续加热。从而不会形成霜，但是在前缘上可能会出现水滴甚至水膜。确切地说是“防霜系统”。此类防霜系统例如用在旋翼式飞行器的抗扭力后转子的叶片上。
[0009]为了限制电热除霜系统的电能需求以对其使用，通常会将除霜系统划分成根据空气动力构件的翼展定位的多个纵向带和/或划分成根据该构件的侧弦定位的多个横向带。以周期方式交替地向这些不同带供电，从而陆续加热该空气动力构件的前缘的不同区域。
[0010]这些电热除霜系统能使霜在每个加热周期之间局部地并暂时地沉积在空气动力构件的前缘的某些区域上。虽然霜的局部沉积可暂时地改变空气动力构件的效率，但尤其能限制对电能的需求。
[0011]此类电热除霜系统通常用于保护旋翼式飞行器的升力主转子以防霜。
[0012]实际上，在叶片的前缘出现霜的情况下，由电热除霜系统的各个带生成的热量引起在前缘和霜之间局部出现薄水膜。随后，主要通过叶片的旋转产生的离心力作用来射出余留的霜。
[0013]另外，已知文件FR 1554838描述了一种电切换装置，用于以周期且预定的方式对定位在旋翼式飞行器的主转子的叶片的前缘上的不同带供电，该电切换装置构成该主转子的电热除霜系统。
[0014]而且，文件FR2354242描述了一种除霜系统，用于旋翼式飞行器的主转子的叶片，该飞行器的前缘可拆卸。因此易于改变该前缘并随后在该除霜系统故障或维护的情况下改变该除霜系统。同样，可根据飞行器所遇到的飞行环境来使前缘装配或不装配除霜系统。
[0015]还已知文件US5322246描述了诸如飞机机翼之类的承载面，该承载面具有被定位在该承载面面全长上的步进。该步进被定位在防霜系统或除霜系统的下游。该步进使在流动在承载面上的空气的边界层出现涡旋。该步进还能够在防霜或除霜系统的下游将流在承载面上的水转换为随后由该空气的边界层排出的水滴，从而避免出现霜或冰。
[0016]文件DE709354则描述了利用在承载面的主体和其前缘之间流动的热空气的以阻止冰的形成的部件。在该承载面的主体上呈现的引导件能够对该承载面的全长供应热空气，在翼面上前缘下游呈现的孔隙能够排出该热空气。
[0017]另一技术旨在破除在叶片位置处形成的霜。例如，气动系统能够对位于空气动力构件的前缘位置处的橡胶材质的包覆件充气。该类型的除霜系统更多用于诸如飞机机翼或旋翼式飞机或飞行器的尾翼之类的固定空气动力构件。然而，此类系统也装配了如文件FR2545785所描述的旋翼式飞行器的叶片。
[0018]另外，还存在其它的较不普及的方法，诸如使用超声波或防冻液。
【发明内容】
[0019]本发明的目的在于完善电热除霜系统，以消除使此类除霜系统效率下降的结冰现象。
[0020]事实上，如果电热除霜系统可有效去除形成在空气动力构件的前缘位置处形成的霜，那么常见的是在该除霜系统下游处产生的结冰现象，即正好位于构成该除霜系统的最后个带的后方。
[0021]术语“下游”和“上游”的使用是根据从空气动力构件的前缘向后缘的方向。由此，在前缘之前方产生的现象位于该前缘的上游。反之，产生于前缘后部的现象位于前缘下游。
[0022]结冰现象实际上是电热除霜系统有效性的结果。出现在前缘位置处的水滴或水膜可在空气动力构件上从上游流向下游。该流动通过其中可能已射出霜的已被加热的带且未在这些带上遭遇阻碍。
[0023]反之，当该水流在尚未被加热的带上遇到霜时，水融于霜从而极快速地增厚霜层。事实上，构成该水流的水滴具有稍微零上的温度，这些水滴是在除霜系统的作用下通过霜的融化形成的。接下来，这些水滴与尚未被加热的带相接触而再次冷却，直到转变成霜或冰。但是，由霜造成空气动力构件的性能下降只是暂时的，一旦该带被再次供电，霜便会消失。
[0024]同样，该水流的水与冷表面一一即在电热除霜系统的下游一一相接触时会极快速结冰。由霜和/或冰构成的结冰屏障则形成于电热除霜系统的下游。尽管电热除霜系统的存在是有效的，但该结冰屏障形成直到空气动力构件的电热除霜系统尾部并可明显地降低空气动力构件的空气动力性能。
[0025]根据飞行器遇到的天气状况以及除霜系统的热效率、并主要根据飞行器的环境的温度和含水率，空气动力构件上流动的水量可变化。如果天气状况潮湿或飞行器例如穿过云，那么该水量可能较大，水薄膜可覆盖该空气动力构件的前缘。反之，如果天气状况较干燥，那么该水量可限于几滴水滴的形式。明显地，如果天气状况有利，那么该水量可为零。
[0026]空气动力构件的外弧面为前缘位置处的强副低压区域的中心，在下游接着该区域的首先是强“再压缩”区域，然后是中度的再压缩区域。该外弧面通常由空气动力构件的上表面形成。该结冰屏障的存在在前缘下游的某个有限区域中可以是可接受的，该结冰屏障对空气动力构件的空气动力效率有中度影响，该影响与在该外弧面上存在障碍物相同。在该有限区域中存在该结冰屏障主要产生了形状阻力，也称为轮廓阻力。
[0027]然而，在该有限区域之内或之外，可产生该抽及层的压力分布的劣化，并随之产生空气动力构件的空气动力升力的损耗或空气流动限制层相对于空气动力构件的脱离，随之大大增加其空气动力阻力。
[0028]事实上，根据空气动力分布，位于外弧面上、前缘的下游处的侧弦的3%和15%之间的第一区域生成空气动力构件的大部分升力。因此，该第一区域优选地由通常延伸到该第一区域之外的除霜系统保护以避免霜的形成。
[0029]另外，在位于该外弧面上、前缘下游处的超出侧弦30%的第二区域中，应避免对空气限制层的可造成该限制层脱离的所有附加干扰，极其要求该空气限制层位于该第二区域的上游。
[0030]在第一区域和该第二区域之间具有前面提及的再压缩区域，其中空气限制层是汹涌的且最能抵制干扰，这种干扰对空气动力构件的空气动机的效率有中度影响。
[0031]在空气动力构件的内弧面上(该内弧面是超压区的中心并通常由该空气动力构件的内表面形成)，结冰屏障可局部地阻碍在该超压区中主要为层状的空气流动限制层。在内弧面上的结冰屏障的存在由此导致对内弧面上的该层状空气限制层至少局部地阻拦，从而引起局部副低压并使该层状限制层不稳固，由此增大由该内弧面生成的阻力空气动力作用力。
[0032]因此重点在于限制该结冰屏障的存在，以避免显著降低空气动力构件的空气动力效率、尤其在该空气动力构件的内弧面上的空气动力效率。
[0033]本发明的目的在于提供一种装置，该装置能够限制甚至消除在空气动力构件上、尤其在旋翼式飞行器的转子的各个叶片上结冰屏障的形成。
[0034]根据本发明，防冰装置被用于空气动力构件，该空气动力构件具有沿该空气动力构件的翼展自该空气动力构件的第一端向该空气动力构件的第二端纵向延伸的内弧面和外弧面。该空气动力构件还具有前缘和后缘。前缘沿该空气动力构件的翼展纵向延伸，并在该空气动机构件的沿该空气动力构件的侧弦的上游区内联接该内弧面和外弧面。该后缘沿该空气动气构件的翼展纵向延伸，并在该空气动力构件的沿该空气动力构件的侧弦的下游区内联接内弧面和外弧面。事实上，该空气动力构件沿该空气动力构件的侧弦自前缘横向延伸到后缘。该空气动力构件装配有定位在其前缘位置处的除霜系统。
[0035]该防冰装置的显著特征在于其具有适于在各个内弧面和外弧面上沿该空气动力构件的翼展纵向延伸的排槽。各个排槽适于沿该空气动力构件的侧弦横向定位在除霜系统的正下游处，以收集在该空气动力构件上流动的水并使其自该空气动力构件的上游向下游排放。
[0036]在该空气动力构件上尤其施加由空气流动在内弧面和外弧面上生成的气动升力。该空气动力构件可例如为飞机机翼以及尾翼或方向舵。
[0037]优选地，该空气动力构件为旋翼式飞行器的旋转转子的叶片。该转子可为确保该飞行器上升甚至推进的主要转子，或主要确保反偏航力矩功能的后部转子。
[0038]该空气动力构件通常通过其第一端而被固定在诸如飞机的机身或飞行器的转子的轮毂之类结构上，而其第二端是自由的。
[0039]除霜系统为在空气动力构件的前缘位置处生成热量以引起该前缘位置处的内弧面和外弧面上的霜的至少局部融化随之出现水的除霜系统。优选地，该除霜系统为电热除霜系统。
[0040]电热除霜系统可被持续供电。在该情况下，前缘被持续加热，由此阻止了霜的形成。另外，水随之形成并在该前缘上流过。该电热除霜系统更确切地构成防霜系统。
[0041]该电热除霜系统还可由多个以周期方式交替供电的构件形成。在该情况下，空气动力构件的前缘的不同区域被陆续加热。霜可局部地形成在该前缘上，随后一旦该区域被加热，该霜便被去除，该霜至少部分地融化。水随之形成于霜的并可在前缘上流过。
[0042]在空气动力构件的该区域上流动的水一旦到达未由除霜系统加热的区域即可形成如前提及的结冰屏障。
[0043]根据本发明的防冰装置的各个排槽位于该除霜系统的沿该空气动力构件的侧弦的正下游处，即(该处)该空气动力构件的内弧面和外弧面不再能被该除霜系统加热。由此，水可流入各个排槽以被排放，而非继续在内弧面和外弧面上流动并随之形成霜和/或冰。
[0044]有利地，该防冰装置因此能够限制甚至消除该结冰屏障的形成，并随之避免空气动力构件的性能出现下降。
[0045]根据本发明的优选实施方式，该防结冰装置用于旋转式空气动力构件，尤其用于旋翼式飞行器的转子叶片。该空气动力构件是转动的，其是自该空气动力构件的第一端向该空气动力构件的第二端定向的离心力的中心。有利地，该离心力能够使累积在各个排槽内的水排往该空气动力构件的第二端排放。各个排槽在该第二端位置处开通，因而使水驱散到排槽之外，从而排到该空气动力构件之外。
[0046]在装配旋翼式飞行器的转子的叶片时，该优选实施方式特别有效。事实上，对于包括在5米和13米(5和13m)之间的展翼，这种飞行器的主转子的叶片通常具有包括在每分钟150转和450转(150到450trs/mn)之间的旋转速率。而且，对于0.8米到3米的量级的展翼，这种飞行器的后转子的叶片通常具有大于lOOOtrs/mn的旋转速率。这些展翼和这些旋转速率的结合效应允许获得较大的离心加速度，可例如对应于在叶片的第二端处的大于地球引力一百倍的加速度。可获得且可在不损坏飞行器的任何其它功能的情况下使用的这种离心加速度允许容易地并高效地驱散存在于排槽中的水。
[0047]而且，该离心加速度沿着自该空气动力构件的第一端向第二端的展翼增大。有利地，导致该增大离心加速度的离心力因此随着要排放的水的量而增大。事实上，在该离心力的作用下，水流向该空气动力构件的第二端。实际上，要排放的水的量也沿着该空气动力构件的展翼向其第二端增加。因此，根据本发明优选实施方式，要排放的水的量越大，允许该排放的离心力越大。
[0048]另外，该空气动力构件是转动的，产生气动升力和气动阻力的空气流动速率根据该空气动力构件的展翼是不同的。更确切地说，这些气动升力和阻力在位于叶片的旋转中心附近的内部区域中(即朝向该空气动力构件的第一端并最大程度朝向该空气动力构件的第二端)较弱。因此，在该内部区域中的结冰屏障的存在将不会降低或极弱地降低该空气动力构件的空气动力性能。因而，无需去除可能在此类内部区域中形成的结冰屏障。
[0049]因此，防结冰装置的各个排槽可位于空气动力构件的自其第一端直到其第二端的整个展翼上。优选地，防结冰装置的各个排槽位于该空气动力构件的展翼的除了位于朝向该空气动力构件的第一端的内部区域的其他区域上。例如，该内部区域自该空气动力构件的旋转中心延伸到代表该空气动力构件的整个展翼的50%的距离。应将该空气动力构件的“整个展翼”理解为该空气动力构件的该旋转中心与沿该展翼方向的该空气动力构件的第二端之间的距离。
[0050]根据本发明的另一实施方式，防结冰装置具有沿该空气动力构件的展翼延伸的至少一个收集内管道和吸取通道。各个收集内管道位于该空气动力构件中，这些吸取通道将各个排槽联接到收集内管道。在这些吸取通道内形成副低压，以通过吸取来促使在内弧面和外弧面上流动的水流向各个排槽。这些吸取通道可在全体排槽上纵向分布，以促使水在该空气动力构件的整个展翼上流向各个排槽的。
[0051]事实上，存在于这些吸取通道内的该副低压能够产生吸取流动在该空气动力构件的内弧面和外弧面上的水的现象。由此，由于该吸取现象，该水更容易自内弧面和外弧面流向排槽。因而，存在于这些吸取通道中的该副低压能够从各个排槽吸取水并将其引向收集内管道，以被排到该空气动力构件之外。
[0052]根据本发明的另一实施方式，各个排槽可位于空气动力构件的整个展翼上。然而，当本发明的这另一实施方式用于诸如旋翼式飞行器的转子叶片之类的转动式空气动力构件时，各个排槽可位于该空气动力构件的展翼的除了内部区域(如前所述地，位于该空气动力构件的第一端附近)之外的其他部分。
[0053]根据此另一实施方式的第一变化形式，各个收集内部管道被联接到栗浦装置。该栗浦装置在各个收集内管道中生成副低压，该副低压在吸取通道中形成回荡，从而生成吸取流动在该空气动力构件的内弧面和外弧面上的水的现象。
[0054]各个收集内管道在第一端的附近是从该空气动力构件开通的，以被联接到该栗浦装置。相反，各个收集内管道在第二端位置处是不开通的，从而使生成的副低压仅在吸取通道内回荡。
[0055]另外，为了能够良好地吸取流动在空气动力构件内弧面和外弧面上的水，应使吸取通道的数目分布在所有排槽上。收集内部管道还应被保持在零上温度上，以避免形成取消吸取作用的冰阻塞。例如，可使用电热除霜系统，以在收集内管道中将水保持为液体形状。接下来通过各个收集内管道将水排向栗浦装置。
[0056]根据此另一实施方式的第二变化形式，加压的热空气以较高速度在各个收集内管道中流动，并因此在吸取通道中生成副低压，随之形成吸取流动在空气动力构件内弧面和外弧面上的水的现象。为了排出逐渐承担所吸取水的该加压空气，各个收集内管道在自由的第二端位置处被开通。各个收集内管道还在第一端的附近被开通，以使该初始干燥的加压空气喷射。该加压热空气是例如在装配有该空气动力构件的飞行器的热力发动机位置处、尤其是在压缩机的输出端处被提取的。
[0057]另一方面，加压空气应仅在各个收集内管道中流动而不流向在吸取通道，以使副低压出现在这些吸取通道中。实际上，这些吸取管道的尺寸较大，并尤其根据加压空气在各个收集内管道中流动的速度。
[0058]吸取通道和收集内管道优选地具有圆形剖面。然而，可使用另外的剖面形状，例如椭圆形剖面。
[0059]例如，内部管道的圆形剖面具有包括在5毫米和10毫米之间的半径。
[0060]此另外的实施方式(无论其哪个变化形式)不使用离心力来排放排槽内水。此另外的实施方式因此可应用于固定的空气动力构件，如飞机机翼或所有类型的飞行器的尾翼。
[0061]另外，构成各个收集内管道和吸取通道的该排水网络的呈现不应损坏空气动机构件的机械强度和空气动力特性。例如，如果空气动力构件具有一个或多个结构箱，那么该排水网络被定位在唯一且同一结构箱的内部，且穿过该结构箱的工作构件的吸取通道在机翼的展翼长度上被最小化。
[0062]另外，无论本发明的哪一种实施方式，防结冰装置应具有在各个排槽位置处的至少一个加热构件。实际上，为了通过根据本发明的防结冰装置排水，存在于排槽中的水不应转变成霜或冰。为此目的，至少一个加热构件位于各个排槽位置处，以将存在于排槽中的水以液体形式保持在排槽中。各个加热构件例如为电热构件。各个加热构件还可由涂衬在排槽底部的漆层或加热涂层构成。
[0063]而且，该加热构件允许在根据本发明的防结冰装置运行之前(例如在使用该防结冰装置的飞行器启动之前)，将可能已在排槽中形成的霜或冰转变成水。
[0064]优选地，一旦天气状况有利于使霜形成在排槽中，位于各个排槽位置处的各个加热构件被以持续方式供电。因此，排除了存在于排槽中的水全部或部分转变成霜或冰的风险。
[0065]事实上，如果以交替或周期的方式向加热构件供电，水可能暂时且局部地在排槽中局部转变成霜或冰，随之可在该排槽中制造阻塞。水暂时不能再流向该排槽，于是再次在内弧面和外弧面上流动，从而形成结冰屏障。
[0066]另外，各个排槽不应破坏空气动力构件的结构特征。各个排槽因此位于运行空气动力构件的主要工作结构之外，例如在允许采用离心力和/或切变弯曲或扭转力的翼梁和肋之外的表面区域中。
[0067]同样，各个排槽不应明显地破坏空气动力构件的空气动力性能，以使在干燥空气环境下的性能的降低和在带有该附加装置的冻结环境下的性能的增益之间的得失平衡是有利的。
[0068]在外弧面上，根据本发明的防结冰装置优选地定位在形成在该外弧面上的气动副低压的至少峰值过后，优选地定位在在气动副低压峰值过后的侧弦的至少5%上。由此，由排槽可能引入的所有空气动力干扰不会影响或以最小方式影响空气动力构件的空气动力性能。如前所提及的，除霜系统保证了自外弧面到排槽的除霜。例如，排槽被定位在沿空气动力构件的侧弦距前缘的一段距离上，对应于该空气动力构件的侧弦的15%。该排槽可理解为定位在一区域中，超过该区域，霜不会在空气动力构件上形成。
[0069]在内弧面上，根据本发明的防结冰装置优选地正好定位在预期形成霜的边缘之后，以使空气限制层尽可能长时间地保持在该内弧面上的层状流动并因此不明显增大气动阻力。如前所提及的，除霜系统确保了自内弧面到排槽的除霜。例如，排槽定位在沿空气动力构件的侧弦自前缘开始的一段距离上，对应于空气动力构件侧弦的25%。
[0070]排槽在各个内弧面和外弧面上的的这些位置的误差例如为空气动力构件的侧弦的 +/-10 % ο
[0071]另外，排槽具有上游唇缘、槽底部和下游唇缘。排槽还具有在上游唇缘和各个内弧面与外弧面之间的第一接合半径R1，和在下游唇缘和槽底部之间的第二接合半径R2。而且，第一接合半径&和第二接合半径R 2能够有效地将水引向槽底部。
[0072]事实上，优选地，这些接合半径&、R2较大，能够利用在此由水和内弧或外弧面构成的两个介质之间的拉普拉斯表面张力现象，以引导水在排槽中的流动。而且，这些接合半径札、R2能够使接近0°c的每个水滴和排槽侧壁之间的附着压力最大化。
[0073]第一接合半径R1例如包括在O毫米和10毫米之间，第二接合半径R 2包括在I毫米和10毫米之间。优选地，第一接合半径包括在I毫米和2毫米之间，第二接合半径R2包括在I毫米和2毫米之间。
[0074]而且，通过槽底部侧壁Pf形成槽底部，通过第二接合半径R 2和下游唇缘侧壁P d等槽底部侧壁Pf联接到上游唇缘。通过下游唇缘侧壁和内弧或外弧面形成下游唇缘。槽底部侧壁PjP下游唇缘侧壁1\形成槽底部角β。同样，下游唇缘侧壁1\和内弧或外弧面形成下游唇缘角α。因此，槽底部角β和下游唇缘角α能够有效地避免水回流到排槽之外并形成结冰屏障。
[0075]事实上，槽底部角β和下游唇缘角α为锐角，即小于90°，以避免水由于毛细作用而越过下游唇缘并回流到排槽。而且，这些角度有利地是相同的，槽底部侧壁在几何构造上基本平行于空气动力构件的外表面，即平行于内弧面或外弧面。
[0076]另外，当排槽中有大量水时，槽底部角β和下游唇缘角α应足够大，以避免水流经下游唇缘并回流到排槽之外。槽底部角β和下游唇缘角α例如大于30°。
[0077]排槽的尺寸也较大，以一方面使流动在内弧面和外弧面上的全部水被引导到该排槽中和另一方面使存在于该排槽中的水保留在排槽中直到被驱散。
[0078]在内弧面和外弧面上流动的水膜通常具有的厚度被包括在I毫米到2毫米(I到2mm)之间。收集槽的高度因此应大于2_，排槽的该高度自内弧或外弧面沿空气动力构件的厚度延伸到槽底部侧壁PF。
[0079]反之，以通常的方式，应避免在经受空气流动的轮廓上形成高度大于该流动限制层的厚度的一个或多个障碍，以限制在该轮廓上的气动干扰。这些空气动力干扰主要由该轮廓的气动阻力的增大导致。
[0080]在本发明的优选实施方式中，即旋翼式飞行器的叶片，在该叶片上的排槽位置处的空气流动限制层的厚度例如在大约0，4毫米和3毫米之间变化。更确切地，根据飞行器的大小，限制层的厚度可在层状流动的情况下在大约0，4毫米到0，6毫米之间变化，并在汹涌流动的情况下在1，3毫米到3毫米之间变化。
[0081]然而，为了有效排放流动在内弧面和外弧面上的水膜，收集槽的高度可大于2毫米，并因此大于该限制层的高度。考虑到排槽和防结冰装置的效率，应接受由该排槽的存在造成的空气动力构件的空气动力性能的下降。
[0082]另外，由在上游唇缘和下游唇缘之间的一段距离上形成的排槽的开口应足够大以收集流动在空气动力构件上的水滴，包括由众多较小水滴重组形成的较大水滴。如果排槽的开口长度过小，那么该排槽可被继续流动在空气动力构件表面上并可形成结冰屏障的水滴越过。相反，该开口长度不应足够大到干扰内弧面和外弧面上的空气流动。
[0083]而且，可将形成在内弧面和外弧面上的较大水滴近似为直径为2毫米的球体。开口长度则应最小等于两个水滴直径，即4毫米，以能够使排槽截获这些水滴，在上游唇缘位置处的第一接合半径&也有效地易于引导排槽中的水。开口长度可被限制在20毫米，空气动力构件侧弦的总长度为例如大约400毫米(对于5吨级的飞行器)，和大约600毫米(对于10吨级的飞行器)。
[0084]例如，对于其各个叶片的侧弦总长度大约为400毫米的5吨级的飞行器而言，高度为2毫米且开口长度为4毫米的排槽使各个叶片的总阻力大约增加4%，而高度为3毫米且开口长度为15毫米的排槽可使各个叶片的总阻力增加20%。
[0085]同样，对于其各个叶片的侧弦总长度大约为600毫米的10吨重飞行器而言，高度为2毫米且开口长度为4毫米的排槽使各个叶片的总阻力大约增加I %，而高度为3毫米且开口长度为15毫米的排槽可使各个叶片的总阻力增加4%。
[0086]由此，根据空气动力构件的尺寸和飞行器的特征，排槽尺寸的开口长度被包括在4毫米和20毫米之间，其关联的高度在2毫米和5毫米之间。该排槽的高度自内弧或上弧面沿空气动力构件的厚度延伸到槽底部侧壁Pf，并且开口长度自上游唇缘沿空气动力构件侧弦延伸到下游唇缘的下游。
[0087]最后，为了能够排放足够的水量，排槽的底部长度(自第二接合半径R2与槽底部侧壁之间的接合点沿空气动力构件的侧弦延伸到槽底部的下游)至少等于、优选地大于开口长度。该排槽的该底部长度可被包括在4晕米和30 _米之间。
[0088]排槽的这些尺寸可沿空气动力构件的展翼变化，例如以适应于存在于排槽中的水量，该水量尤其在本发明优选实施方式中有所增加。在本发明优选实施方式中，排槽的这种尺寸变化还能够限制与该排槽存在于其中结霜效应较小的区域中(即在空气动力构件的内部)相关联的空气动力干扰。然而，这些尺寸优选地是恒定的，从而一方面有利于制造空气动力构件，另一方面使空气动力构件的机械特性不随其翼展产生明显变化。有利地，排槽可以是附接到空气动力构件的专用于其整合的结构的构件。因此排槽的尺寸应考虑到要排放的最大水量，尤其要在空气动力构件第二端附近排放的最大水量，以避免排槽溢出、水回流到内弧面，从而形成结冰屏障。
[0089]优选地，排槽具有6 _米的开口长度，3晕米的尚度，和9 _米的底部长度，带有45°的槽底部角β和下游唇缘角α。
[0090]同样重要的是，尤其在空气动力构件在布满粉尘的环境中操作的情况下，不能部分或全部地阻塞根据本发明的防结冰装置的排槽。这种布满粉尘的环境常见于较干燥的大气条件，其中形成霜的风险较小或为零。这种布满粉尘的环境更具体地由与较高温度相关联的沙粒的存在构成，因此无形成霜的风险。使用例如塑料材料的盖体以保护排槽是可行的，以避免在没有出现结霜风险时粉尘或沙的颗粒穿透。
[0091]本发明的目的还在于提供一种飞行器的空气动力构件，所述空气动力构件具有沿所述空气动力构件的展翼自所述空气动力构件的第一端纵向延伸到所述空气动力构件的第二端的内弧面和外弧面。所述空气动力构件还具有沿所述空气动力构件的展翼纵向延伸且在所述空气动力构件的上游区中联接所述内弧面和外弧面的前缘。所述空气动力构件装配有定位在所述前缘位置处的除霜系统和前面描述的防结冰装置。
[0092]该空气动力构件更具体地用于旋翼式飞行器，空气动力构件为旋翼式飞行器的转子的叶片。
【附图说明】
[0093]参照附图，在以下以示意性方式给出的实施例的详细描述中，本发明和其优点将会变得更明显，其中:
[0094]-图1为根据本发明的装配有防结冰装置的空气动力构件的立体视图，
[0095]-图2为本发明优选实施方式所装配的空气动力构件的横向剖面图，
[0096]-图3和4为本发明另一实施方式所装配的空气动力构件两个横向剖面图，
[0097]-图5为根据本发明防结冰装置的排槽细节视图，
[0098]-图6为旋翼式飞行器，和
[0099]-图7为装配有根据本发明防结冰装置的旋翼式飞行器的转子。
【具体实施方式】
[0100]在多个不同附图中呈现的构件以唯一和相的参考标号标识。
[0101]注意到在图1到5中表示出彼此正交的三个方向X，Y和Z。
[0102]方向X是纵向的且沿各个空气动力构件2的展翼被引导。
[0103]方向Y是横向的且沿各个空气动力构件2的侧弦被引导。
[0104]最后，方向Z是上升方向并对应于所述结构在高度上的尺寸。术语“厚度”关联于装置的沿该上升方向的上升尺寸。
[0105]图1表示空气动力构件2，其可为例如飞机机翼、旋翼式飞行器的转子的叶片或尾翼。该空气动力构件2具有沿空气动力构件2的展翼自该空气动力构件2的第一端24延伸到第二端25的内弧面22和外弧面23。该空气动力构件2自前缘21横向延伸到后缘29。前缘21和后缘29沿空气动力构件2的展翼纵向延伸且联接内弧面22和外弧面23。
[0106]空气动力构件2装配有定位在其前缘21位置处的除霜系统3。该除霜系统3例如为电热除霜系统。这种除霜系统3能够避免在前缘21位置处形成霜或冰或融化形成在该前缘21上的霜或冰。在两种情况下，膜或水滴形式的水可在空气动力构件2的前缘21上流动并在除霜系统3的下游的内弧面22和外弧面23上形成结冰屏障，使空气动力构件2的空气动力性能下降。
[0107]该空气动力构件2还具有防结冰装置1，以避免形成结冰屏障。该防结冰装置I收集流动在内弧面和外弧面23上的水并将其排出。图2到4表示出这种空气动力构件2的对应于防结冰装置I的不同实施方式的不同横向剖面。
[0108]以共用的方式，该防结冰装置I具有在各个内弧面22和外弧面23上沿空气动力构件2的展翼纵向延伸的排槽10。各个排槽10被横向定位在除霜系统10的正下游，以收集并排放在内弧面22和外弧面23上从上游向下游流动的水。
[0109]各个排槽10具有上游唇缘11、槽底部12和下游唇缘13。通过第一接合半径札将上游唇缘11联接到内弧面22或外弧面23。通过槽底部侧壁Pf形成槽底部12，通过第二接合半径RjP下游唇缘侧壁将槽底部侧壁PfK接到上游唇缘11。通过下游唇缘侧壁和内弧面22或外弧面23形成下游唇缘13。
[0110]槽底部侧壁P#P下游唇缘侧壁P [形成槽底部角β，下游唇缘侧壁P JP内弧面22或外弧面23形成下游唇缘角α。
[0111]接合半径R1,R2优选地较大。例如，第一接合半径R:被包括在O毫米和10毫米之间，并且第二接合半径&被包括在I毫米和10毫米之间。优选地，第一接合半径被包括在I毫米和2毫米之间，并且第二接合半径&被包括在I毫米和2毫米之间。
[0112]而且，槽底部角β和下游唇缘角α为锐角，即小于90°。另外，槽底部侧壁PF在几何构造上基本平行于空气动力构件2的外表面，即平行于内弧面22或外弧面23，这两个角β和α等于或大于30°。
[0113]除了角度α，β和接合半径R1, R2，还通过底部长度Lf、高度Hr和开口开度L。来表征排槽10。底部长度Lf自第二接合半径R2与槽底部侧壁PF2间的接合点沿空气动力构件2的侧弦延伸到槽底部12的下游，高度Hr自内弧面22或外弧面23沿空气动力构件2的厚度延伸到槽底部侧壁PF。开口开度L。对应于上游唇缘11和下游唇缘13之间的距离。
[0114]例如，开口长度L。被包括在4毫米和20毫米之间，高度H ^皮包括在2毫米和5毫米之间，且底部长度Lf被包括在4晕米和30 _米之间。优选地，排槽10具有6 _米的开口长度L。，3毫米的高度Hr，和9毫米的底部长度Lf。槽底部角β和下游唇缘角α优选地等于45。ο
[0115]排槽10的这些尺寸在空气动力构件的整个展翼上是恒定的，但这些尺寸可随该展翼变化。
[0116]排槽10的具体形状和其尺寸能够允许汇集和收集流动在内弧面22和外弧面23上的水，完全避免了水的再流回和在内弧面22和外弧面23上形成结冰屏障。
[0117]接合半径R1, &尤其允许有效地向排槽10的底部引导流动在内弧面22或外弧面23上的水，角度α，β避免了水再流回到排槽10之外。
[0118]而且，这些尺寸能限制在内弧面22和外弧面23上的空气流动的干扰，且限制由于排槽10的存在而出现的空气动力干扰。
[0119]根据本发明的结冰装置I还具有位于各个排槽10位置处的加热构件14。该加热构件14的存在避免了在排槽10中或在其侧壁上的水转变成霜或冰而不能被排出。各个加热构件14例如为电热构件。
[0120]图2表示出本发明的一种优选实施方式，用于转动的空气动力构件2并更具体地用于旋翼式飞行器50的转子51，52的叶片53，54。这种飞行器50被表示于图6。该转动的转子51，52引起在各个叶片53，54中出现的自第一端24向第二端25定向的离心力。
[0121]如图1所示，结冰装置I的各个排槽10可位于空气动力构件2的整个展翼上，自其第一端24直到第二端25。
[0122]然而，该转子51，52是转动的，在各个叶片53，54上产生气动升力和阻力的的空气流动的速率根据叶片53，54上的展翼位置是不同的。尤其是，这些气动升力和阻力在转子51,52的旋转中心附近的区域中较小，因此，该区域中的结冰屏障的存在仅稍微影响空气动力构件2的空气动力性能。
[0123]实际上，如图7所表示的，各个排槽10可自该转子51，52的旋转中心的距离D开始，并在第二端25的位置处开通。例如，该距离D对应于空气动力构件2的整个展翼1^的50%。
[0124]而且，为了不使空气动力构件2的空气动力性能下降，各个排槽10可被定位在内弧面22和外弧面23上，以限制出现空气动力干扰，甚至不产生任何空气动力干扰。
[0125]例如，在外弧面23上，排槽10被横向定位在自前缘21开始的对应于空气动力构件2的侧弦1￡的50%的距离上。
[0126]同样，在内弧面22上，排槽10被横向定位在自前缘21开始的对应于空气动力构件2的侧弦、的25%的距离上。
[0127]内弧面22和外弧面23上排槽10的这些位置的容限例如为空气动力构件2的侧弦 Ic的 +/-10% O
[0128]图3和4表示出本发明的两种实施方式，其运行原理相同。
[0129]表示于图3的防结冰装置I具有两个收集内管道15和将排槽10联接到一个收集内管道15的吸取通道16。收集内管道15和吸取通道16位于空气动力构件2中。吸取通道16在各个排槽10的整体上沿空气动力构件2的展翼纵向分布。
[0130]表示于图4的防结冰装置I具有唯一一个收集内管道15和将排槽10联接到收集内管道15的吸取通道16。收集内管道15和吸取通道16位于空气动力构件2上，吸取同道16在各个排槽10的整体上沿空气动力构件2的展翼纵向分布。
[0131]副低压形成在吸取通道16中以通过吸取来促进流动在内弧面22和外弧面23上的水流向各个排槽10。
[0132]存在于吸取通道16中的该副低压还能够吸取各个排槽10中的水并将其向收集内管道15引导，以排到空气动力构件2之外。可以不同方式、独立于图3和4所表示的防结冰装置I地生成该副低压。
[0133]例如，各个收集内管道15被联接到栗浦装置。该栗浦装置因此在各个收集内管道15中形成副低压，该副低压在在吸取通道16中回荡因此生成吸取流动在空气动力构件2的内弧面22和外弧面23上的水的现象。各个收集内管道15仅从空气动力构件2的第一端24的附近开通，以被联接到栗浦装置和能够排出水。
[0134]根据另一实施例，加压空气在各个收集内管道15中以较大速率流动，因而在吸取通道16中形成副低压，随之产生吸取流动在内弧面22和外弧面23上的水的现象。各个收集内管道15开通于第一端24附近，以喷射该加压空气。各个收集内管道15还开通于自由的第二端25位置处，从而一方面排放该加压空气并另一方面驱散来自排槽10的水。
[0135]而且，空气动机构件2可个有多个结构箱26，27，28。为了不破坏该空气动机构件2的机械特征，各个收集内管道15和吸取通道16位于唯一且同一结构箱27的内部。
[0136]如前所提及的，表示于图3和4上的防结冰装置I具有位于各个排槽10位置处的至少一个加热构件14，以避免存在于排槽10中的水转变成霜或冰。
[0137]显然，本发明受制于多种实施变化形式。即使已描述了多种实施方式，可以理解，不可能以排它方式确定所有可能方式。当然可理解的是，可用等同部件替换所描的部件而不超出本发明的范围。
【主权项】
1.一种用于空气动力构件(2)的防结冰装置(I)，所述空气动力构件(2)具有的沿所述空气动力构件(2)的展翼自所述空气动力构件(2)的第一端(24)纵向延伸到所述空气动力构件(2)的第二端(25)的内弧面(22)和外弧面(23)，以及沿所述展翼纵向延伸且在所述空气动力构件(2)的上游区中沿所述空气动力构件(2)的侧弦联接所述内弧面(22)和外弧面(23)的前缘(21)，所述空气动力构件(2)装配有定位在所述前缘(21)位置处的除霜系统(3)， 其特征在于，所述防结冰装置(I)具有适于沿所述展翼在各个内弧面(22)和外弧面(23)上纵向延伸的排槽(10)，各个排槽(10)适于被正好定位在横向地沿所述侧弦的所述除霜系统(3)的下游，以收集流动在所述空气动力构件(2)上的水并将其自所述空气动力构件(2)的上游向所述空气动力构件(2)的下游排放，各个排槽(10)具有上游唇缘(11)、槽底部(12)和下游唇缘(13)，以及一方面在所述上游唇缘(11)和各个内弧面(22)及外弧面(23)之间的第一接合半径R1，和另一方面在所述上游唇缘(11)和所述槽底部(12)之间的第二接合半径R2,所述第一接合半径R1和所述第二接合半径1?2能够将所述水引向所述槽底部(12) ο2.根据权利要求1所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述槽底部(12)由槽底部侧壁Pf形成，所述槽底部侧壁P F通过所述第一接合半径R:和下游唇缘侧壁P J关接到所述上游唇缘(11)，而所述下游唇缘(13)由所述下游唇缘侧壁和所述内弧面(22)或外弧面(23)形成，所述槽底部侧壁Pf和所述下游唇缘侧壁形成槽底角度β，而所述下游唇缘侧壁和所述内弧面(22)或外弧面(23)形成下游唇缘角度α，所述槽底角度β和所述下游唇缘角度α能够避免所述水回流到在所述排槽(10)之外。3.根据权利要求1到2其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述排槽(10)的长度被包括在4毫米和20毫米之间，所述长度根据所述空气动力构件(2)的所述侧弦来决定。4.根据权利要求1到2其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述排槽(10)的高度被包括在2毫米和10毫米之间，所述高度根据所述空气动力构件(2)的厚度来决定。5.根据权利要求1到4其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述第一接合半径&被包括在O毫米和10毫米之间。6.根据权利要求1到5其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述第二接合半径&被包括在I毫米和10毫米之间。7.根据权利要求2到6其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述槽底角度β小于90°。8.根据权利要求2到7其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述下游唇缘角度α小于90°。9.根据权利要求1到8其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于， 所述防结冰装置(I)在各个排槽(10)的位置处具有至少一个加热构件(14)。10.根据权利要求1到9其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述第一端(24)被固定在飞行器(50)上，而所述第二端(25)是自由的，所述排槽(10)开通于所述第二端(25)位置处。11.根据权利要求1到10其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述防结冰装置(I)具有沿所述空气动力构件(2)的展翼纵向延伸的至少一个收集内管道(15)和吸取通道(16)，各个收集内管道(15)位于所述空气动力构件(2)的内部，且所述吸取通道(16)将各个排槽(10)联接到收集内管道(15)，在所述吸取通道(16)内形成副低压以吸取所述水，进而向所述槽底部(12)引导所述水。12.根据权利要求11所述的防结冰装置(I)，其特征在于，各个收集内管道(15)被联接到栗浦装置(17)，以在所述吸取通道(16)中形成所述副低压。13.根据权利要求11到12其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述第一端(24)被固定在飞行器(50)上，而所述第二端(25)是自由的，加压空气在各个收集内管道(15)中以较高速率流动，以在所述吸取通道(16)中形成所述副低压，各个收集内管道(15)开通于所述第二端(25)位置处，且所述空气向所述第二端(25)流动。14.根据权利要求1到13其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述除霜系统(3)为热电除霜系统。15.根据权利要求1到14其中任意一项所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述空气动力构件(2)为旋翼式飞行器(50)的转子(51，52)的叶片(53，54)。16.根据权利要求15所述的防结冰装置(I)，其特征在于，所述排槽(10)从所述第一端(24)的对应于所述叶片(53，54)的整个展翼的35%的距离开始且沿所述叶片(53，54)的所述展翼延伸到所述第二端(25)。17.—种飞行器(50)的空气动力构件(10)，所述空气动力构件(2)具有内弧面(22)、外弧面(23)和前缘(21)以及第二端(25)，所述空气动力构件(2)装配有定位在所述前缘(21)位置处的除霜系统(3)， 其特征在于，所述空气动力构件(2)具有根据权利要求1到16其中任意一项所述的防结冰装置(I)。18.根据权利要求17所述的空气动力构件(10)，其特征在于，所述飞行器(50)为旋翼式飞行器，且所述空气动力构件(2)为所述旋翼式飞行器(50)的转子(51，52)的叶片(53，54) ο
【文档编号】B64D15/12GK105882979SQ201510175391
【公开日】2016年8月24日
【申请日】2015年1月14日
【发明人】G·阿诺德
【申请人】空客直升机