專利名稱：結(jié)冰傳感器系統(tǒng)及方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于檢測冰形成的傳感器系統(tǒng)和方法，以及更具體地涉及用于確定目前狀態(tài)與在表面上將形成冰的狀態(tài)有多接近的傳感器系統(tǒng)和方法。
背景技術(shù)：
在飛機上，在機翼、螺旋槳、發(fā)動機葉片、控制表面等上堆積的冰，由于不利地影響飛機控制，而會給飛行員增加難度。是否將會形成冰取決于局部的環(huán)境狀態(tài)，諸如大氣溫度、壓力和含水量、以及飛機的速度。在傳統(tǒng)上，使用結(jié)冰檢測器，其通常監(jiān)測在飛機外表面上冰的存在，以便產(chǎn)生結(jié)冰狀態(tài)存在的指示或警告。缺點是這些裝置只能在一旦冰開始形成時才可檢測到結(jié)冰狀態(tài)。它們不能確定目前狀態(tài)與結(jié)冰狀態(tài)有多接近，或者狀態(tài)變化有多快。為了確保飛機保持可控和安全，對于飛行員而言重要的是要獲知目前的空氣狀態(tài)如何，目前的空氣狀態(tài)與結(jié)冰狀態(tài)有多接近，以及要知道如果不采取防止措施的話，冰是否會形成在飛機表面上或冰會形成在飛機表面上的可能性。當空氣溫度接近或剛好低于凝固點時，傳統(tǒng)的結(jié)冰檢測器變得特別無效。US6, 456，200公開了一種用于指示冰形成的裝置，其將帕爾特(Peltier)元件用作測量溫度差異的裝置。通過測量由于冰形成過程中潛熱的釋放而導(dǎo)致的熱流變化來檢測冰形成，其導(dǎo)致在帕爾特元件兩端之間形成電壓。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目標是提供克服上述限制和缺陷的方法和系統(tǒng)以及適用于這種系統(tǒng)中的傳感器裝置。本發(fā)明的另一目的是提供一種傳感器裝置，其將允許系統(tǒng)確定與結(jié)冰狀態(tài)有多接近。也就是說，該系統(tǒng)可提供局部環(huán)境狀態(tài)與將形成冰的狀態(tài)多接近或冰是否形成的指示。根據(jù)本發(fā)明的第一方面，提供用于確定環(huán)境與結(jié)冰狀態(tài)接近程度的傳感器系統(tǒng)。 該系統(tǒng)包括傳感器，其具有暴露于環(huán)境的傳感器表面；用于冷卻和/或加熱該表面的電力熱泵裝置；以及用于提供代表該表面溫度的信號的一個或多個溫度檢測器；用于確定環(huán)境溫度的裝置；以及處理器，用于從由溫度檢測器所檢測到的溫度和環(huán)境溫度，來確定該表面所暴露在的環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。根據(jù)本發(fā)明的第二方面，提供用于確定環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)接近程度的傳感器系統(tǒng)。 該系統(tǒng)包括傳感器，具有暴露于環(huán)境的傳感器表面、用于冷卻和/或加熱該表面的電力熱泵裝置、以及用于提供表示該表面溫度的信號的溫度檢測器；用于確定將該表面加熱或冷卻到指示冰形成溫度所需的功率量的功率監(jiān)測器；以及
處理器，用于從所檢測到的溫度以及冷卻或加熱功率量來確定該表面所暴露的環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。在第一和第二方面的實施例中，用于冷卻和/或加熱的裝置包括熱泵。優(yōu)選的，熱泵是雙向熱泵，例如，帕爾特熱泵或其它基于流體的加熱和冷卻裝置。有利的，用于冷卻的裝置還包括散熱器。優(yōu)選的，溫度監(jiān)測器包括一個或多個溫度計或熱電偶。更優(yōu)選的，溫度計包括鉬或鎳電阻溫度計。在本發(fā)明的一個實施例中，傳感器配置成適于用在飛機上，這樣傳感器表面與飛機的一個表面(諸如飛機蒙皮或機翼)平齊定位。在一個可選實施例中，傳感器表面形成安裝于飛機上的結(jié)構(gòu)(諸如壓桿或機翼)的一部分。傳感器表面可大體垂直于飛機上方的氣流方向?？蛇x的，傳感器表面可與飛機上方的氣流方向大體平行。有利的，可采用該裝置來確定結(jié)冰狀態(tài)是在氣流停滯區(qū)域還是在層流邊界層區(qū)域。可選的，傳感器表面可朝向與飛機上方的氣流方向成角度的方向，以便有助于捕獲濕氣以及有助于從傳感器表面除冰或除濕。在本發(fā)明的實施例中，傳感器系統(tǒng)可包括若干傳感器，每一個傳感器具有用于暴露于環(huán)境的表面，其中處理裝置從所檢測到的溫度和供給到若干傳感器的每一個傳感器上的冷卻或加熱功率量，來確定與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。在本發(fā)明的實施例中，處理器可被配置成確定結(jié)冰的嚴重程度。根據(jù)本發(fā)明的第三方面，提供用于確定環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)接近程度的方法，包括下述步驟提供暴露于環(huán)境的表面；冷卻或加熱該表面；監(jiān)測該表面的溫度；確定指示冰形成的溫度；確定環(huán)境溫度；以及從環(huán)境溫度和所監(jiān)測到的溫度來確定該表面所暴露的環(huán)境與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度可具有被定義為環(huán)境溫度與指示冰形成溫度之間差異的值。環(huán)境溫度是主要的空氣溫度。環(huán)境溫度可由未被冷卻或加熱時的傳感器溫度來確定、 可由獨立的溫度傳感器來確定或可由其它飛機系統(tǒng)來提供。當局部環(huán)境狀態(tài)比冰被預(yù)期形成的狀態(tài)溫度高時，給予所確定接近程度的值會具有一種極性，例如，正值，而如果狀態(tài)已經(jīng)處于結(jié)冰狀態(tài)則接近程度值可指示為負值。接近程度值的幅度給出與結(jié)冰閾值有多接近的指示，結(jié)冰閾值是冰將形成或不將形成的點。當已經(jīng)處于結(jié)冰狀態(tài)時，結(jié)冰接近程度的幅度給出為了脫離結(jié)冰狀態(tài)需要改變狀態(tài)多大程度的指示。根據(jù)本發(fā)明的第四方面，提供用于確定環(huán)境與結(jié)冰狀態(tài)接近程度的方法，包括下述步驟提供暴露于環(huán)境的表面；冷卻或加熱該表面；
監(jiān)測該表面的溫度；確定將該表面加熱或冷卻到指示冰形成溫度所需的功率量；以及從所監(jiān)測到的溫度和加熱或冷卻的功率量，來確定該表面所暴露的環(huán)境與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。優(yōu)選的，該方法還包括將結(jié)冰可能性確定成到達結(jié)冰狀態(tài)的時間指示、或結(jié)冰狀態(tài)發(fā)生的可能性指示、或如果結(jié)冰狀態(tài)已經(jīng)存在，結(jié)冰可能性可為到達中止或脫離結(jié)冰狀態(tài)的時間指示或可能性指示?？赏ㄟ^測量與結(jié)冰狀態(tài)接近程度的變化速率以及方向來確定結(jié)冰可能性。在本發(fā)明的一個實施例中，利用已知或大體恒定的功率來執(zhí)行對該表面的冷卻或加熱?？梢酝ㄟ^測量溫度隨時間的變化或檢測由于冰形成的潛熱造成的溫度隨時間變化方向上的平臺或變化，來確定指示冰形成的溫度。在可選實施例中，冷卻或加熱該表面的步驟包括控制冷卻或加熱以便提供每單位時間的已知或大體恒定的溫度變化速率。通過監(jiān)測冷卻或加熱功率隨時間的變化以便檢測由冰形成的潛熱造成的功率發(fā)生變化的溫度，來確定指示冰形成的溫度。在本發(fā)明的實施例中，該方法可包括交替地冷卻和加熱該表面。與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度可在加熱該表面和冷卻該表面時來確定。該方法可包括連續(xù)地重復(fù)交替的加熱和冷卻。在優(yōu)選實施例中，該方法還包括確定結(jié)冰嚴重程度的步驟。優(yōu)選的，確定結(jié)冰嚴重程度的步驟包括測量冷卻過程中冰形成發(fā)生時的溫度增加的幅度和持續(xù)時間。有利的，在給出結(jié)冰狀態(tài)接近程度的信息之外，飛行員還可獲知結(jié)冰狀態(tài)的嚴重程度。是否采取防止措施的需要可受到結(jié)冰狀態(tài)嚴重程度的影響。此外，將由嚴重程度的變化來反映出采取的任何防止措施的有效性。嚴重程度可提供為分類輸出，例如無結(jié)冰、輕度結(jié)冰、中度結(jié)冰或高度結(jié)冰，或例如可提供為含液態(tài)水值的數(shù)值。如上所述的結(jié)冰檢測系統(tǒng)提供優(yōu)于傳統(tǒng)結(jié)冰檢測系統(tǒng)的獨特優(yōu)勢。當飛機飛行通過變化的環(huán)境狀態(tài)時，其能夠?qū)㈥P(guān)于與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度的信息提供給飛機的飛行員。 這是特別重要的，因為上述狀態(tài)會導(dǎo)致冰在飛機上的某些表面位置處形成而冰不在傳統(tǒng)傳感器的特定位置處形成，而傳感器以及因此導(dǎo)致飛行員都不知曉上述情況。但是，例如由于壓力的局部變化，會發(fā)生在不同表面位置處存在不同局部環(huán)境狀態(tài)的狀況。在飛機或直升機保持向前飛行時，在傳感器位置處存在連續(xù)的且穩(wěn)定的氣流，上述是允許傳感器快速和準確檢測其所暴露環(huán)境中的變化所希望的。但是，當直升機盤旋時， 前行的空氣速度不再提供傳感器上方的這種氣流，因此響應(yīng)時間和準確性將下降。傳統(tǒng)的傳感器甚至在盤旋時也通常利用發(fā)動機放氣來保持傳感器上方的氣流以便允許持續(xù)的檢測。利用放氣是不希望的，因為其從發(fā)動機吸取能量，設(shè)置起來更復(fù)雜以及放氣本身是熱的，其對試圖檢測冰形成造成阻礙。因此，根據(jù)本發(fā)明的第五方面，提供一種冰檢測系統(tǒng)，包括旋轉(zhuǎn)表面；安裝到旋轉(zhuǎn)表面的傳感器，其中傳感器包括用于確定旋轉(zhuǎn)表面溫度和該表面旋轉(zhuǎn)在的環(huán)境的溫度的溫度檢測裝置；以及用于基于所檢測到的溫度確定至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度或存在結(jié)冰狀態(tài)的處理器。
旋轉(zhuǎn)表面例如可以是轉(zhuǎn)子、螺旋槳或渦輪葉片的表面。有利的，通過將傳感器安裝到旋轉(zhuǎn)表面(即，安裝到其上或其中)來提供在傳感器上方產(chǎn)生連續(xù)氣流以便進行冰檢測的裝置，而無需單獨地產(chǎn)生氣流，諸如放氣。在第五方面的實施例中，該系統(tǒng)可進一步包括第一或第二方面或其實施例的特征。


現(xiàn)在將參照附圖通過實例的方式來描述本發(fā)明的實施例，在附圖中圖1是根據(jù)本發(fā)明傳感器裝置的透視圖；圖2是示出圖1所示傳感器裝置與根據(jù)本發(fā)明系統(tǒng)的其它組件之間相互關(guān)系的視圖；圖3是圖1所示傳感器裝置操作的流程圖；圖4是示出試圖保持圖1所示傳感器裝置的恒定溫度速率冷卻時的溫度和熱泵功率隨時間變化的視圖；圖5A是示出圖1所示傳感器裝置的恒定功率冷卻過程中溫度和熱泵功率隨時間變化的視圖；圖5B是示出圖1所示傳感器裝置的恒定功率加熱過程中溫度和熱泵功率隨時間變化的視圖；圖6是圖1所示傳感器裝置嵌入到飛機外表面內(nèi)的截面圖；以及圖7是結(jié)冰檢測器系統(tǒng)處于飛機旋轉(zhuǎn)表面中的截面圖。
具體實施例方式參照圖1，傳感器裝置10包括暴露于周圍環(huán)境中的表面12。傳感器裝置10還包括用于冷卻或加熱所暴露表面12的裝置16。這是雙向熱泵16，例如帕爾特熱泵，并且通過控制器(未示出)經(jīng)由熱泵電線22來進行電子控制。提供適于與熱泵16 —起使用的散熱器18，以便將熱量消散到周圍控制或飛機結(jié)構(gòu)內(nèi)。形成表面12的一部分或剛好位于表面 12后面的溫度檢測器14將指示表面12溫度的溫度讀數(shù)經(jīng)由溫度傳感線20輸出到采集系統(tǒng)(未示出)。外表面12可由給傳感器10和/或溫度檢測器14提供物理保護(例如保護其防止受到磨損)的材料形成。外表面12可為傳感器10或溫度檢測器14的一部分，或可為置于傳感器10或溫度檢測器14上方的保護性覆蓋物。任選的，可采用若干溫度檢測器， 提供若干溫度讀數(shù)，上述讀數(shù)可由采集系統(tǒng)進行平均。第二溫度檢測器M被可選地提供以便監(jiān)測熱泵16的性能。參照圖2，用于確定結(jié)冰狀態(tài)接近程度的系統(tǒng)包括如圖1中所示的傳感器裝置10。 傳感器50被提供以便經(jīng)由熱泵電線22對熱泵16進行電子控制，從而加熱或冷卻所暴露的表面12。來自溫度檢測器14的溫度讀數(shù)經(jīng)由溫度傳感線20輸出到采集系統(tǒng)60。提供處理裝置70以便處理來自采集系統(tǒng)60的溫度讀數(shù)，以及結(jié)果被輸出到指示器80或其它飛機系統(tǒng)。在使用過程中，控制器50電子控制熱泵16以便加熱或冷卻表面12。溫度檢測器 14監(jiān)測指示表面12溫度的溫度，以及溫度傳感器20將溫度讀數(shù)提供給采集系統(tǒng)60。處理裝置70以將在下面進行更詳細描述的方式處理來自采集系統(tǒng)60的溫度讀數(shù)，并且提供帶有冰形成可能性指示信息的指示器80。然后處理裝置70指令控制器50按所需加熱或冷卻表面以便重復(fù)測量冰形成的可能性。當空氣溫度高于冰形成于表面12上的溫度時，傳感器裝置10可操作來預(yù)測當前的飛行狀態(tài)(“主要的空氣狀態(tài)”)與冰可能形成于表面12上的狀態(tài)(“表面結(jié)冰狀態(tài)”) 有多接近。在該情況下，控制器50指令熱泵16來冷卻表面12。假設(shè)周圍大氣存在足夠的含水量，冰將最終形成在被冷卻的表面12上。主要的空氣溫度和冰形成于表面12上的溫度之間的差異是對結(jié)冰狀態(tài)接近程度的測量。或者，去除導(dǎo)致發(fā)生結(jié)冰的一定量的熱量(也即“形成冰所需的冷卻量”)提供主要的空氣狀態(tài)與表面結(jié)冰狀態(tài)有多接近(也就是，“與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度”)的定性測量。如果主要的狀態(tài)接近凝固，那么冰可能形成于飛機的一部分上，但是不在傳感器位置處。在這些情況下，從傳感器確定的與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度將給飛行員提供飛機可能處于冰形成的危險之中的指示。這是優(yōu)于傳統(tǒng)結(jié)冰檢測器的明顯改進之處，傳統(tǒng)的結(jié)冰檢測器不能提供飛機與結(jié)冰狀態(tài)有多接近的指示，也不能提供可能存在適于冰形成狀態(tài)的指示，也不能提供冰已經(jīng)形成在飛機上的指示，而上述不能被檢測到。 此外，不管可見濕度是否存在，本發(fā)明的傳感器提供存在結(jié)冰狀態(tài)或適于存在結(jié)冰狀態(tài)的正性確定。在冰堆積到表面12上以及對與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度進行測量之后，控制器50控制熱泵16再次加熱表面12。當冰融化時，通過測量指示冰形成于表面12上的溫度與主要的空氣溫度之間的差異或通過測量所形成冰熔化所需的加熱量來進行對結(jié)冰狀態(tài)接近程度的另外測量。當表面12的溫度達到所需值(例如，在進行冷卻和隨后加熱之前的表面先前溫度，或環(huán)境空氣溫度，或可用給熱泵提供的最大功率達到的最高溫度或操作的限定溫度)時，再次啟動冷卻過程，以及重復(fù)如上所述的確定結(jié)冰接近程度的過程。這使得系統(tǒng)能夠連續(xù)監(jiān)測和更新結(jié)冰狀態(tài)的接近程度以及結(jié)冰的嚴重程度。當存在結(jié)冰狀態(tài)時，主要的環(huán)境狀態(tài)是在不需要由熱泵16進行任何冷卻的情況下冰將形成于表面上。在這些狀態(tài)下，控制器50控制熱泵16加熱表面12以及熔化已經(jīng)形成的冰所需的加熱量給出對已經(jīng)形成的冰量的測量。但是仍然利用冷卻來提供更及時的響應(yīng)以及給出對已經(jīng)形成的冰量的另外測量。該信息對于飛行員是有用的，其可采取行動使得飛機脫離結(jié)冰狀態(tài)，或提供用于觸發(fā)除冰系統(tǒng)的輸入。圖3是示出在圖2系統(tǒng)中的在如圖1中所示的傳感器裝置10操作之后進行的典型步驟的流程圖。在步驟S100，表面12的空氣溫度高于冰將通常形成于表面12上的溫度，表面12 由熱泵16的冷卻。該冷卻是可控的過程，并且例如由以已知或恒定功率運行或者以便提供溫度隨時間以已知或恒定速率降低的的熱泵16執(zhí)行。隨著其被冷卻，在步驟S102中由溫度檢測器14監(jiān)測表面12的溫度。在步驟S102還監(jiān)測“冷卻功率”，其是將溫度從起始(例如，環(huán)境空氣溫度)降低到在那一時刻測量到的溫度所需的冷卻量。當表面12的溫度足夠低到適于冰開始形成于其上時，在水改變狀態(tài)以便形成冰的時刻將潛熱去除。這就是“冰點”，且其特征在于需要在溫度沒有任何總體變化的情況下將熱連續(xù)去除。圖4示出溫度和功率隨時間的變化，其中熱泵受控以便在恒定的溫度速率下進行冷卻。初始冷卻沿著圖4中X處的圖線進行，其示出當溫度達到冰形成的溫度(在示出的實例中為0°C )時，表面12的溫度在平直化變到平臺之前通常稍微上升。(該狀況發(fā)生是由于水初始凝固時釋放其潛熱的速率超過熱泵的受控冷卻速率。但是隨著形成的冰層變厚， 這提供一定程度的絕緣，這樣潛熱釋放的速率降低)。在溫度首次達到0°C的點到其再次達到0°C時的點之間的該區(qū)域(區(qū)域‘A’ )代表潛熱的去除。區(qū)域A的面積/幅度提供結(jié)冰狀態(tài)的嚴重程度的指示。隨后，如由Y處的圖線所示那樣溫度持續(xù)穩(wěn)定下降，其斜率與冰點之前的斜率相同。應(yīng)該意識到冰沒有必要開始在0°C下形成，而是取決于局部壓力、氣流和空氣的含水量，冰可在不同的溫度下形成。如圖4中所示，如果在空氣中沒有濕度，那么將不會形成冰，那么圖線將筆直通過0°C沿著Z處的圖線行進。由于圖4中溫度/時間圖中的區(qū)域A處的增加和平臺以形狀為特征，并且明顯偏離于在冰點之前和之后觀察到的大致恒定或已知的溫度斜率，處理裝置70利用該溫度信息來確定冰的開始形成。再次參照圖3，如果在步驟S104處檢測到冰點，也就是，溫度降低得足夠以便適于冰形成在表面上，那么在步驟S106處計算主要的空氣狀態(tài)與表面結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度具有定義為第一溫度與指示冰形成的溫度之間的差異。第一溫度可以是主要的空氣溫度?？蛇x的，第一溫度可以是在冷卻步驟開始時的表面溫度。此外，計算“結(jié)冰可能性”。這定義為結(jié)冰接近程度的變化速率和方向，且其提供飛機經(jīng)受結(jié)冰狀態(tài)的時間或可能性的指示或預(yù)測。如上所述進行“結(jié)冰嚴重程度”的測量，其由冷卻過程中的溫度上升(由于潛熱的釋放)的幅度(也就是圖4中的‘ΗΓ )來計算，或者其由溫度首次達到0°C (或者冰首次形成的冰點)時的時間與溫度取向接著再次通過0°C (或冰點)時的時間之間的溫度曲線之下的面積‘A’來計算。如果在圖3的步驟S104處不能檢測到冰點，也就是，如果溫度還沒有降低得足夠以便適于冰形成在表面上或者在大氣中不存在足夠的濕氣，那么取而代之在步驟S108確定是否達到預(yù)定的最低溫度(或最大的功率狀態(tài)，其中溫度沒有進一步的變化，而熱泵繼續(xù)在最大功率下運行)。如果不是上述情況，那么過程返回到步驟S100，以便繼續(xù)冷卻表面 12。如果在步驟S104檢測到冰點以及隨后在步驟S106計算結(jié)冰接近程度和結(jié)冰的可能性，或者在步驟S108達到最低的溫度(或最大的功率狀態(tài))，那么在步驟SllO以已知或大體恒定的溫度(或已知或大體恒定的功率)速率再次加熱表面。在步驟S112再次由溫度檢測器14監(jiān)測表面12的溫度。此外在步驟S112監(jiān)測“加熱功率”，其是從表面結(jié)冰溫度或預(yù)定的最低溫度回升到主要的空氣溫度的溫度增加所需的加熱量。如果冰先前在表面12上已經(jīng)形成，那么在表面12的該加熱過程中其將融化。由于潛熱施加到冰上有助于融化，這等同于被檢測到的另一冰點。因此，如果在加熱過程中檢測到冰點，那么在步驟S116進行結(jié)冰接近程度和結(jié)冰可能性的另外測量。在加熱過程中觀察到的溫度曲線相對于冷卻過程中觀察到的溫度曲線是顛倒的，以及在圖5B中示出。提供的熱量給出先前形成冰量的指示，并且現(xiàn)在其將被去除。但是，應(yīng)該記住，在加熱過程中，一旦鄰近熱泵表面12的薄冰層融化，其頂部上的冰可易于被吹走是可能發(fā)生的情況。在提供的熱量不能作為可靠指示器的情況下，除了僅允許少量的冰形成之外，或者對所測量的值進行補償以便允許實現(xiàn)該效果?？蛇x的，如果僅僅依賴于從冷卻循環(huán)測量的結(jié)冰嚴重則是更好的。這些附加的測量值要么用作相互校驗，要么對S106、S116的冷卻和加熱測量值進行平均。在進行測量之后，再次開始冷卻過程S100，以便獲得結(jié)冰接近程度和結(jié)冰可能性的進一步測量。在飛機使用過程中以及需要進行冰檢測的同時，繼續(xù)執(zhí)行冷卻和加熱過程以及進行如上所述的測量。如果在加熱步驟SllO沒有檢測到冰點，以及表面12的溫度達到最大的預(yù)設(shè)值 (例如，在冷卻之前的溫度或環(huán)境空氣溫度或限定的最大溫度)或達到最大的功率狀態(tài)(其中沒有進一步的溫度變化)，那么在步驟SlOO再次開始冷卻過程。如果在步驟S118還沒有達到最大溫度，那么在步驟SllO繼續(xù)加熱過程直到在步驟S114檢測到冰點或在步驟S118 達到最高溫度。圖4還示出功率隨時間的變化，同時保持恒定的溫度速率冷卻。在冰點，需要冷卻功率的快速增加(或如果環(huán)境溫度低于0°c需要加熱功率快速增加)。上述在溫度總體上沒有明顯變化的情況下發(fā)生。功率的上述增加代表結(jié)冰狀態(tài)的開始因此給出結(jié)冰接近程度和結(jié)冰可能性的指示。增加的幅度也可以類似于表面冷卻時的上述方式用于提供結(jié)冰嚴重程度的測量。圖5A示出溫度和功率隨時間的變化，其中冷卻以已知或基本恒定的功率(與圖4 保持的恒定溫度速率冷卻相比)執(zhí)行。同樣在冰開始形成時釋放潛熱時觀察到溫度曲線中的類似增加和平臺。以類似于上述的適于恒定溫度速率冷卻的方式確定結(jié)冰接近程度和結(jié)冰可能性。溫度上升的幅度‘H2’或者代表釋放潛熱的面積B可用于提供結(jié)冰嚴重程度的測量。如果冰已經(jīng)在被監(jiān)測的表面12上形成，那么傳感器裝置10還像傳統(tǒng)的結(jié)冰傳感器那樣運行。如果表面加熱到使得冰融化，將需要適于相變的潛熱，提供可檢測的溫度反轉(zhuǎn)和/或平臺。圖5B示出使用表面以已知或大體恒定的功率加熱情況下的溫度隨時間的變化，其中溫度反轉(zhuǎn)示為H3以及平臺曲線之下的面積示為C。該溫度反轉(zhuǎn)或平臺提供如上所述的結(jié)冰嚴重程度的測量。參照圖6，示出嵌入到飛機表面90中的圖1所示傳感器裝置10。傳感器裝置10 的外表面12優(yōu)選與其所嵌入的外部飛機表面90水平平齊。飛機表面90通常為飛機機翼或蒙皮或發(fā)動機艙，或者是為了結(jié)冰檢測和預(yù)測目的而提供的新壓桿或機翼的一部分?？蛇x的，裝置10可如此安裝使得外表面12從飛機表面90凸出或凹入到飛機表面90內(nèi)。裝置還可形成安裝到飛機上的結(jié)構(gòu)的一部分?？蛇x的，裝置10可整合到一殼體內(nèi)，殼體帶有通過其可引發(fā)流動的流動通道(例如，利用從飛機發(fā)動機系統(tǒng)放出的放氣)。這種類型的傳感器尤其在低空氣速度下有利或者在飛機(例如直升機)盤旋的情況下有利?？蛇x的，裝置10可整合到一殼體內(nèi)，殼體作為新的或現(xiàn)存飛機系統(tǒng)的一部分移動或旋轉(zhuǎn)，這樣保持或產(chǎn)生裝置10上方的空氣流動以便允許在低空氣速度下有利或盤旋時進行檢測(例如，裝置安裝到直升機的轉(zhuǎn)子頭或葉片的旋轉(zhuǎn)部分(諸如轉(zhuǎn)子結(jié)冰保護系統(tǒng)的功率分配部分)上。對于預(yù)測/檢測系統(tǒng)的有效性而言，傳感器裝置10相對于飛機周圍氣流的定位是重要的。傳感器裝置10相對于氣流的取向確定被檢測的狀態(tài)。如果傳感器裝置10安裝到飛機結(jié)構(gòu)的前緣上，空氣在方向‘A’上流動，這樣傳感器感測空氣停滯點的狀態(tài)，其處于高于環(huán)境的更高溫度。前緣可以是平的或彎曲的。如果在空氣流動方向‘B’上安裝傳感器裝置10，感測的狀態(tài)是在在層流區(qū)域內(nèi)部的氣流邊界層內(nèi)的狀態(tài)。在該情況下，傳感器裝置 10安裝在飛機結(jié)構(gòu)的水平(例如，機翼的上或下表面)或垂直元件的平坦表面上，其通常將基本為平的。裝置10還可以圖6中所示的在基本垂直和水平位置之間的任意取向定位于表面上。合適的取向和安裝位置基于飛機表面的冰堆積特性，其可取決于局部表面特性和空氣動力學(xué)，以便有助于濕度捕獲以及有助于從傳感器表面除冰或除濕。由于局部壓力和溫度狀態(tài)在停滯點和邊界層內(nèi)會不同，因此為了最佳性能，采用定位在為了最佳性能而確定的位置處的兩個或多個傳感檢測器10。為了防止堆積在周圍表面上的冰覆蓋在裝置10上，可將加熱器92靠近裝置表面 12設(shè)置于飛機表面90上。示出加熱器92緊靠表面12安裝但是并不與表面12接觸。將加熱器92選擇成與裝置分離，這樣從加熱器92到傳感器內(nèi)的熱傳導(dǎo)不會影響裝置10的操作或準確度?？蛇x的或另外的，可在加熱器92和傳感器表面12之間設(shè)置熱絕緣區(qū)域(未示出)。加熱器92和局部表面90可被設(shè)置為包括傳感器10的組件的一部分。當飛機飛行通過各種環(huán)境狀態(tài)時通過將關(guān)于結(jié)冰狀態(tài)接近程度的信息提供給飛機飛行員，如上所述的結(jié)冰檢測器系統(tǒng)具有優(yōu)于傳統(tǒng)結(jié)冰檢測系統(tǒng)的明顯優(yōu)勢。這是特別重要的，因為上述狀態(tài)會導(dǎo)致冰在飛機上的某些表面位置處形成而冰不在傳統(tǒng)傳感器的特定位置處形成，而傳感器以及因此導(dǎo)致飛行員都不知曉上述情況。但是，例如由于壓力的局部變化，會發(fā)生在不同表面位置處存在不同局部環(huán)境狀態(tài)的狀況。在飛機或直升機保持向前飛行時，在傳感器位置處存在連續(xù)的且穩(wěn)定的氣流，上述是允許傳感器快速和準確檢測其所暴露環(huán)境中的變化所希望的。但是，當直升機盤旋時， 前行的空氣速度不再提供傳感器上方的這種氣流，因此響應(yīng)時間和準確性將下降。傳統(tǒng)的傳感器甚至在盤旋時也通常利用發(fā)動機放氣來保持傳感器上方的氣流以便允許持續(xù)的檢測。利用放氣是不希望的，因為其從發(fā)動機吸取能量，設(shè)置起來更復(fù)雜以及放氣本身是熱的，其對試圖測量冰造成阻礙。因此，用于在結(jié)冰檢測傳感器上方產(chǎn)生連續(xù)的氣流的裝置而無需放氣是有利的。圖7示出適于表面94、95的結(jié)冰檢測系統(tǒng)，導(dǎo)致其圍繞軸線X_X旋轉(zhuǎn)。通過實例的方式示出兩個傳感器96a、96b，每一個都安裝到旋轉(zhuǎn)表面94、95的一個表面上。例如，表面94可能是直升機轉(zhuǎn)子組件一部分的水平表面，而表面95可能是轉(zhuǎn)子組件的徑向向外朝向的表面。下面描述的原理可應(yīng)用于僅僅具有一個傳感器或多個傳感器的系統(tǒng)。傳感器96a、96b具有各自的暴露表面97a、97b，以及在所示的實施例中以表面 97a、97b與旋轉(zhuǎn)表面94、95平齊的方式安裝?？蛇x的，傳感器可如此安裝使得暴露表面97a、 97b從表面94、95直立凸出，或凹入到旋轉(zhuǎn)表面94、95之下。傳感器96a、96b可安裝成以相對于移動方向成一角度的方式呈現(xiàn)暴露表面97a、97b，這樣旋轉(zhuǎn)運動呈現(xiàn)附帶的“氣流”。 傳感器表面97a、97b可以平行于氣流和垂直于氣流之間的任意角度的方式成角度取向。可以選擇角度以便將感測效率最佳化而不導(dǎo)致過大的阻力。表面94、95可成角度以便以相對于運動方向成角度的方式呈現(xiàn)傳感器96a、96b以及暴露的表面97a、97b，這樣旋轉(zhuǎn)運動呈現(xiàn)附帶的“氣流”。表面94、95可以平行于氣流和垂直于氣流之間的任意角度的方式成角度取向?？梢赃x擇角度以便將感測效率最佳化而不導(dǎo)致過大的阻力。每個傳感器96a、96b都包括溫度檢測器，諸如熱電偶或電阻溫度計，其確定旋轉(zhuǎn)的暴露表面97a、97b的溫度。每一個傳感器96a、96b在相應(yīng)的輸出98a、98b下提供信號。 傳感器96a、96b還可包括一個或多個另外的溫度檢測器，其監(jiān)測表面旋轉(zhuǎn)通過其的環(huán)境溫度?？蛇x的，單獨的傳感器可用于確定局部環(huán)境溫度，或上述可由其它系統(tǒng)組件提供。將溫度值(表面和環(huán)境)提供給處理器，其以類似于上述的方式確定結(jié)冰狀態(tài)的接近程度或結(jié)冰狀態(tài)的存在。處理器可形成每一傳感器96a、96b的一部分，在該情況下，在相應(yīng)的輸出 98a、98b下提供指示在相應(yīng)的旋轉(zhuǎn)暴露表面97a、97b處存在結(jié)冰狀態(tài)或結(jié)冰狀態(tài)接近程度的信號?？蛇x的，可在其它地方執(zhí)行上述處理(例如，在中央處理器，其可隨著或不隨傳感器96a、96b旋轉(zhuǎn))。結(jié)冰檢測器系統(tǒng)可包括參照圖1至圖6如上所述的檢測器系統(tǒng)的任何特征或所有特征。 許多其它應(yīng)用可從包括這種結(jié)冰檢測系統(tǒng)而獲益，諸如在風力渦輪機上、風力渦輪機葉片上、在適于發(fā)動機(諸如發(fā)電機噴射渦輪)的空氣入口中、在遙控航空飛行器上或可從存在結(jié)冰狀態(tài)或結(jié)冰狀態(tài)接近程度獲益的任意其它應(yīng)用。裝置和處理裝置還可用于描述成確定環(huán)境的濕度水平或含水量。
權(quán)利要求
1.用于確定環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度的傳感器系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括傳感器，具有暴露于環(huán)境的傳感器表面，用于冷卻和/或加熱該表面的電力熱泵裝置， 以及用于提供表示該表面溫度的信號的溫度檢測器；用于確定環(huán)境溫度的裝置；以及處理器，用于從由溫度檢測器所檢測到的溫度和環(huán)境溫度，來確定該表面所暴露的環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。
2.用于確定環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)接近程度的傳感器系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括傳感器，具有暴露于環(huán)境的傳感器表面，用于冷卻和/或加熱該表面的電力熱泵裝置， 以及用于提供代表該表面溫度的信號的溫度檢測器；用于確定將該表面冷卻或加熱到指示冰形成的溫度所需的功率量的功率監(jiān)測器；以及處理器，用于從所檢測到的溫度以及冷卻或加熱功率量來確定該表面所暴露的環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。
3.根據(jù)任一前述權(quán)利要求所述的傳感器系統(tǒng)，其中熱泵裝置包括熱泵。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的傳感器系統(tǒng)，其中熱泵是雙向熱泵，例如帕爾特熱泵。
5.根據(jù)任一前述權(quán)利要求所述的傳感器系統(tǒng)，其中熱泵裝置進一步包括散熱器。
6.根據(jù)任一前述權(quán)利要求所述的傳感器系統(tǒng)，其中溫度檢測器包括一個或多個溫度計或熱電偶。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的傳感器系統(tǒng)，其中一個或多個溫度計包括鉬或鎳電阻溫度計。
8.根據(jù)任一前述權(quán)利要求所述的傳感器系統(tǒng)，被配置成適于用在飛機上，從而傳感器表面與飛機的一個表面平齊定位，諸如飛機蒙皮、機翼或發(fā)動機艙。
9.根據(jù)權(quán)利要求1至7任一權(quán)利要求所述的傳感器系統(tǒng)，被配置成適于用在飛機上，這樣傳感器表面定位成從飛機表面凸出或凹入到飛機表面中。
10.根據(jù)權(quán)利要求1至9任一權(quán)利要求所述的傳感器系統(tǒng)，其中傳感器表面形成安裝到飛機上的結(jié)構(gòu)的一部分，諸如凸出的支撐物或者飛機的壓桿或機翼。
11.根據(jù)權(quán)利要求8或9或10所述的傳感器系統(tǒng)，其中傳感器表面基本平行于飛機上方的氣流方向而定位。
12.根據(jù)權(quán)利要求8或9或10所述的傳感器系統(tǒng)，其中傳感器表面基本垂直于飛機上方的氣流方向而定位。
13.根據(jù)權(quán)利要求8或9或10所述的傳感器系統(tǒng)，其中傳感器表面朝向以相對于飛機上方的氣流成一角度的方向。
14.根據(jù)任一前述權(quán)利要求所述的傳感器系統(tǒng)，包括若干傳感器，每一個傳感器具有用于暴露于環(huán)境的表面，其中處理器從所檢測到的溫度以及可選地供給到該若干傳感器的每一個傳感器上的冷卻或加熱功率量，來確定至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。
15.根據(jù)任一前述權(quán)利要求所述的傳感器系統(tǒng)，其中處理器被配置成確定結(jié)冰的嚴重程度。
16.用于確定環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)接近程度的方法，包括下述步驟提供暴露于環(huán)境的表面；冷卻或加熱該表面；監(jiān)測該表面的溫度； 確定指示冰形成的溫度； 確定環(huán)境溫度；以及從環(huán)境溫度和所監(jiān)測到的表面溫度來確定該表面所暴露的環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中與結(jié)冰狀態(tài)的接近程度具有被定義為環(huán)境溫度與指示冰形成溫度之間差異的值。
18.根據(jù)權(quán)利要求17所述的方法，其中環(huán)境溫度是主要的空氣溫度。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的方法，其中環(huán)境溫度由未被冷卻或加熱時的表面溫度來確定、或由獨立的溫度傳感器來確定。
20.用于確定環(huán)境與結(jié)冰狀態(tài)接近程度的方法，包括下述步驟 提供暴露于環(huán)境的表面；冷卻或加熱該表面； 監(jiān)測該表面的溫度；確定指示將該表面加熱或冷卻到冰形成溫度所需的功率量；以及從加熱或冷卻的功率量和所監(jiān)測到的溫度來確定該表面所暴露的環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。
21.根據(jù)權(quán)利要求16至20任一項權(quán)利要求所述的方法，還包括確定到達結(jié)冰狀態(tài)的時間指示、或結(jié)冰狀態(tài)發(fā)生的可能性指示。
22.根據(jù)權(quán)利要求21所述的方法，其中通過測量與結(jié)冰狀態(tài)接近程度的變化速率，以及方向，來確定結(jié)冰可能性。
23.根據(jù)權(quán)利要求16至22任一項權(quán)利要求所述的方法，其中利用已知或大體恒定的功率來執(zhí)行對該表面的冷卻或加熱。
24.根據(jù)權(quán)利要求16至23任一項權(quán)利要求所述的方法，其中通過測量溫度隨時間的變化，或檢測由于冰形成的潛熱造成的溫度隨時間變化方向上的平臺或變化來確定指示冰形成的溫度。
25.根據(jù)權(quán)利要求16至22任一項權(quán)利要求所述的方法，其中冷卻或加熱該表面的步驟包括控制冷卻或加熱以便提供每單位時間的大體恒定的溫度變化速率。
26.根據(jù)權(quán)利要求25所述的方法，其中通過監(jiān)測冷卻或加熱功率隨時間的變化以便檢測由冰形成的潛熱造成的功率發(fā)生變化時的溫度來確定指示冰形成的溫度。
27.根據(jù)權(quán)利要求16至沈任一項權(quán)利要求所述的方法，包括交替地冷卻和加熱該表
28.根據(jù)權(quán)利要求27所述的方法，其中至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度在加熱該表面和冷卻該表面時來確定。
29.根據(jù)權(quán)利要求27或觀所述的方法，包括連續(xù)地重復(fù)交替的加熱和冷卻。
30.根據(jù)權(quán)利要求16至四任一項權(quán)利要求所述的方法，還包括確定結(jié)冰的嚴重程度。
31.根據(jù)權(quán)利要求30所述的方法，其中確定結(jié)冰嚴重程度包括測量冷卻過程中冰形成發(fā)生時的溫度增加的幅度，或者平臺的持續(xù)時間。
32.根據(jù)權(quán)利要求30所述的方法，其中確定結(jié)冰嚴重程度包括測量加熱過程中冰融化發(fā)生時的溫度降低的幅度，或者平臺的持續(xù)時間。
33.一種冰檢測系統(tǒng)，包括 旋轉(zhuǎn)表面；安裝到旋轉(zhuǎn)表面的傳感器，其中傳感器包括用于確定旋轉(zhuǎn)表面溫度和該表面旋轉(zhuǎn)所在的環(huán)境的溫度的溫度檢測裝置；以及用于基于所檢測到的溫度確定至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度或存在結(jié)冰狀態(tài)的處理器。
34.根據(jù)權(quán)利要求33所述的系統(tǒng)，其中傳感器包括與進入的氣流成角度的表面。
35.根據(jù)權(quán)利要求33或34所述的系統(tǒng)，其中旋轉(zhuǎn)表面是轉(zhuǎn)子、轉(zhuǎn)子組件、螺旋槳或渦輪葉片的表面。
36.根據(jù)權(quán)利要求33至35所述的系統(tǒng)，其中傳感器包括權(quán)利要求1至32所述的傳感器系統(tǒng)的任何特征或所有特征。
全文摘要
在本發(fā)明的第一方面涉及用于確定環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)接近程度的傳感器系統(tǒng)(10)。該系統(tǒng)包括傳感器，具有暴露于環(huán)境的傳感器表面(12)；用于冷卻和/或加熱該表面(12)的電力熱泵裝置(16)；以及用于提供表示該表面(12)溫度的信號的溫度檢測器(14)。環(huán)境溫度被確定，以及處理器從環(huán)境溫度和由溫度檢測器(14)所檢測到的溫度來確定該表面(12)所暴露的環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。在本發(fā)明的第二方面，傳感器系統(tǒng)包括確定將該表面冷卻或加熱到指示冰形成溫度所需的功率量的功率監(jiān)測器。處理器從所檢測到的溫度以及冷卻或加熱功率量來確定該表面所暴露在的環(huán)境至結(jié)冰狀態(tài)的接近程度。
文檔編號G01N25/04GK102438903SQ200980156989
公開日2012年5月2日 申請日期2009年12月16日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月18日
發(fā)明者威廉姆·佩尼, 尼古拉斯·基德 申請人:佩尼賈爾斯航空航天有限公司