CN104802997A - 用于检测飞机上冰的形成的方法和装置 - Google Patents

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Abstract

一方面，本发明描述了用于检测飞机上冰的形成的方法和装置。在一些实施方式中，检测飞机上冰的形成的方法包括将检冰仪设置在飞机的外表面上，检冰仪包括探头表面和设置在探头表面的至少一部分上的热电材料层。该方法进一步包括在检冰仪的热电材料层的表面上产生电荷，以提高热电材料层的表面上的水的局部冰点。

Description

用于检测飞机上冰的形成的方法和装置
技术领域
本公开涉及用于检测飞机上冰的形成的方法和装置，具体地，涉及包括热电(pyroelectric)材料的检冰仪。
背景技术
在飞机关键飞行表面上积聚的冰具有严重的安全风险。即使一些关键表面(诸如，飞机机翼前缘和其他机翼翼面)上积聚的少量冰均能严重影响翼面的升阻(lift and drag)特征。因此，实时检测飞机的结冰是对飞行安全的一项重要因素。然而，实时检测冰的一些现有***和方法易于受错误的负读数的影响。在这种情况下，即使事实上一个或者多个关键飞行表面上已经积聚冰，冰检测***也还是不正确地指示飞机上没有积聚冰，当飞机在接近水的冰点的温度下(诸如，约27℉-32℉)并且在约1500-13000英尺的海拔高度处飞行时，错误的负读数非常常见。在这些条件下，在设置在飞机常规位置(诸如，飞机的前机身段)中的检冰仪上形成冰之前，冰可能形成在飞机机翼的前缘上或者另一关键飞行表面上。
因此，存在以更加可靠的方式和/或根据一系列大气条件检测飞机上的结冰条件和/或冰的形成的方法和装置的需求。
发明内容
一方面，在一些实施方式中，包括本公开中所描述的检冰仪的装置可提供比之前检冰仪的一种或者多种优点。例如，在某些情况下，本公开中所描述的检冰仪能够在其他检冰仪不能检测飞机表面上冰的形成的大气条件下检测飞机表面上冰的形成。此外，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪能够在美国联邦法规(CFR)附录C(1-1-12版)第14卷第25条所描述的结冰壳层(icing envelope)中包括的任何温度、压力以及潮湿度下检测冰的形成。因此，在某些情况下，本公开中所描述的检冰仪能够在早期对飞机的关键飞行表面上冰的形成进行检测，从而降低具有危害性的错误负读数的可能性。此外，本公开中所描述的检冰仪能够在不需要对飞机进行实质性再设计或者改进的情况下实现一种或者多种上述优点。例如，在一些实施方式中，在不严重扰乱飞机的空气动力学性能的情况下，本公开中所描述的检冰仪可能够耦接至飞机。例如，在某些情况下，本公开中所描述的检冰仪能够耦接至飞机的前机身段的外表面或者蒙皮，包括代替设置在该位置处的现有检冰仪。因此，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪可用于以成本效益和/或高效方式对飞机进行改进，诸如，商用喷气客机或者其他飞机。
如本公开中所描述的检冰仪，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪包括探头表面和设置在探头表面的至少一部分上的热电材料层。在某些情况下，热电材料层直接设置在探头表面上。在其他情况下，一个或者多个额外层设置在探头表面与热电材料层之间。例如，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪进一步包括设置在探头表面与热电材料层之间的粘合材料层。
在某些情况下，本公开中所描述的检冰仪的探头表面是诸如超声波探头表面等振动探头表面。在一些实施方式中，探头表面是磁致伸缩检测仪架构的一部分。在其他情况下，探头表面形成光学检测仪架构、压电检测仪架构或者电容式检测仪架构的一部分。
在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层是晶态层。在其他情况下，热电材料层是准不定形(quasi-amorphous)层。而且，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层可以是大致连续的层或者平铺层。此外，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层可包括或者由诸如陶瓷材料等无机材料、诸如聚合材料等有机材料或者其组合形成。此外，在某些情况下，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层表面具有比在相同条件下检冰仪探头表面所具有的水的局部冰点高的水的局部冰点。此外，水可以是过度冷却的液态水。
另一方面，在一些实施方式中，本公开中所描述的检测飞机上冰的形成的方法可比一些之前方法具有一种或者多种优点。在某些情况下，例如，本公开中所描述的方法可用于在飞机的关键飞行表面上形成冰之前检测飞机的非关键表面上冰的形成，从而降低错误负读数的可能性。在一些实施方式中，本公开中所描述的方法可用于早期报警存在潜在危害性的飞行条件，诸如，美国联邦法规(CFR)附录C(1-1-12版)第14卷第25条所描述的结冰壳层内的条件。
在本公开中所描述的一些实施方式中，检测飞机上冰的形成方法包括将本公开中所描述的检冰仪设置在飞机的外表面上，并且在检冰仪的热电材料层的表面上产生电荷，从而改变热电材料层表面上水的局部冰点。在某些情况下，热电材料层表面上的局部冰点升高。在其他情况下，还可以降低热电材料层表面上水的局部冰点。而且，水可以是过度冷却的液态水。
此外，在一些实施方式中，本公开中所描述的方法进一步包括响应于检冰仪的热电材料层表面上冰的形成提供信号。此外，在某些情况下，热电材料层表面上水的局部冰点大于飞机的一个或者多个飞行表面上水的局部冰点。例如，在某些情况下，热电材料层表面上水的局部冰点大于飞机的机翼前缘、尾翼前缘或者发动机进气道前缘上水的局部冰点。因此，在一些实施方式中，本公开中所描述的方法可用于在一个或者多个关键飞行表面上形成冰之前识别存在的结冰条件，包括在飞机飞行时进行实时识别。
在下面细节描述中更为详细地描述了这些实施方式及其他实施方式。
附图说明
图1示出了由根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪遇到的结冰条件的绘图。
图2示出了由根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪所遇到的结冰壳层的绘图。
图3示出了由根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪所遇到的结冰条件的绘图。
图4示出了由根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪所遇到的结冰条件的绘图。
图5示出了由根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪所遇到的结冰壳层的绘图。
图6示出了由根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪所遇到的结冰条件的绘图。
图7示出了由根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪所遇到的结冰壳层的绘图。
图8示出了根据本公开中所描述的一种实施方式的检冰仪的截面图。
图9示出了根据本公开中所描述的一种实施方式的检冰仪的立体图。
图10示出了适用与根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪结合使用的飞机产品和维修方法的流程图。
图11示出了适用与根据本公开中所描述的一些实施方式的检冰仪或者方法结合使用的飞机的框图。
具体实施方式
通过参考下列细节描述、实施例以及附图能够更容易理解本公开中所描述的实施方式。然而，本公开中所描述的元件、装置以及方法不局限于细节描述、实施例以及附图中所呈现的具体实施方式。应当认识到，这些实施方式仅示出了本公开的原理。在不背离本公开的实质和范围内，众多变形和改造对本领域技术人员非常显而易见。
此外，本公开中所公开的所有范围被理解为包括本公开中包含的任何以及所有子范围。例如，所述范围“1.0至10.0”应被视为包括以最小值1.0以上开始并且以最大值10.0以下结尾的任何以及所有子范围，例如，1.0至5.3、或者4.7至10.0、或者3.6至7.9。
除非另有明确规定，否则，本公开中所公开的所有范围还被视为包括范围的端点。例如，范围“介于5至10之间”通常应被视为包括端点5和10。
此外，当结合用量或者数量使用短语“高达至”时，应当理解为该用量是指示可检测到的用量或者数量。例如，“高达至”规定量的用量的材料可以是从可检测的用量开始并高达至并且包括规定量。
一方面，本公开中描述了检冰仪。本公开中所描述的检冰仪可用于检测飞机(包括飞行中的飞机)上存不存在冰的形成条件。通常，飞行中的飞机上或者附近存在两种不同来源的冰，特别是在云中或者云附近飞行过程中。一种类型的冰由“结冰”过程形成的冰构成，其中，过度冷却的液态水在飞机表面上成核或者冷凝，然后，在飞机表面上冻结。过度冷却的液态水的成核或者冷凝可在冻结过程之前即发生或者与冻结过程大致同时发生。此外，过度冷却的液态水可以是云端或者附近存在的过度冷却液态水。飞行中飞机上或者附近存在的第二种类型的冰由飞机外部环境中已经存在的作为固态冰的冰构成。例如，这种类型的冰作为悬浮的冰颗粒或者冰晶体存在于云端或者附近。本公开中所描述的检冰仪可具体用于检测存不存在通过上述所述结冰过程在飞机表面上沉积的冰，而非作为悬浮的冰颗粒存在的冰。例如，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪是操作为检测由于一个或者多个结冰事件所积聚的冰的所谓“增长”或者“积聚”型检冰仪。然而，本公开中所描述的检冰仪不局限于增长型(accretion-type)或者积聚型检冰仪。更确切地，本公开中所描述的检冰仪还可包括其他检测仪架构或者结构。如下面进一步所描述的，本公开中所描述的检冰仪可包括不满足本公开各个目标的任何检冰仪结构。
当飞机在美国联邦法规(CFR)附录C第14卷第25条(以下称“附录C结冰条件”或者“附录C结冰壳层”)所描述的条件下运行时，通过结冰过程积聚的冰尤其重要。附录C结冰条件或者结冰壳层可包括“最大连续结冰”条件、“最大间断结冰”条件、或者“最大起飞结冰”条件。如图1所示，“最大连续结冰”条件指大气结冰条件的最大连续强度并且由云液态水含量、云滴的平均有效直径、周围空气温度等各个变量以及这三个变量的相互关系界定，其对应于附录C中所公布的附图。如附录C所描述，图2中给出了在海拔高度和温度方面的限制结冰壳层。从图1和图2中确定云液态水含量与水滴直径和高度的相互关系。由图1中液态水含量的值乘以图3中的适当因子确定关于水平范围(不同于17.4海里)内最大连续结冰条件的云液态水含量。图2和图3还对应于附录C中所公布的附图。
如附录C所描述，如图4所示，“最大间断结冰”指周围结冰条件的最大间断强度并且由云液态水含量、云滴的平均有效直径、周围大气温度等各个变量、以及这些变量的相互关系界定，其对应于附录C中所公布的附图。图5中给出了在海拔高度和温度方面限制的结冰壳层。从图4和图5中确定云液态水含量与水滴直径和海拔高度的相互关系。由图4中的云液态水含量的值乘以图6中的适当因子确定水平范围(不同于2.6海里)内最大间断结冰条件的云液态水含量。再次，图5和图6还对应于附录C中所公布的附图。
如附录C所描述，“最大起飞结冰”指针对起飞时大气结冰条件的最大强度并且由0.35g/m3的云液态水含量、20微米(μm)的云滴平均有效直径以及地平面的周期大气温度减去9度来界定。最大起飞结冰条件从地平面至起飞平面水平以上的1500英尺的高度。
在一些实施方式中，本公开的一种实施方式提供能够准确检测飞机上存不存在结冰事件的检冰仪，包括当飞机在附录C结冰条件或者附录C结冰壳层运行时，包括图1-6中所描述的结冰条件。如上文所进一步描述的，之前的一些检冰仪在一些附录C结冰条件或者结冰壳层下提供错误的负读数，具体地，当检冰仪位于飞机的前机身上或者附近时。例如，图7示出了附录C结冰壳层内的一些条件，其中，在冰形成在位于飞机的前机身上的现有技术检冰仪上之前(并且由此在由现有技术的检冰仪检测冰之前)，冰可形成在飞机的机翼前缘上。图7中的绘图假定了现有技术检冰仪是诸如Goodrich 0781LH1检冰仪等磁致伸缩增长性检冰仪。
如图7所示，在海拔高度和温度方面界定结冰壳层(100)。实线(200)标示在其以上冰不能形成在位于飞行中飞机的前机身上的现有技术增长型检冰仪上的条件。在实线(200)以下，冰将形成在现有技术检冰仪上，并且现有技术检冰仪将适当地检查结冰事件，发出“实际的正”读数。因此，实线(200)定义了结冰壳层(100)内的实际正检测区域(110)。
图7中的虚线(300)标记在其以上冰不能形成在飞机的常规机翼前缘上的条件，诸如，飞机的机翼中侧/内侧前缘。在虚线(300)以下，冰将形成在机翼前缘上。因此，实线(200)和虚线(300)界定了结冰壳层(100)内的错误负检测区域(120)，其中，位于飞机的前机身处的现有技术检冰仪将不正确地指示机翼前缘上不存在结冰事件。在一些实施方式中，与现有的一些检冰仪相比，本公开中所描述的检冰仪能够避免在图7的错误负检测区域(120)的至少一部分上的错误负读数，从而提高飞行的安全性。本公开中下面进一步所描述的装置和方法可提供这种性能改进。
在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪包括探头表面和设置在探头表面的至少一部分上的热电材料层。在某些情况下，热电材料层直接设置在探头表面上。在其他情况下，一个或者多个额外层设置在探头表面与热电材料层之间。例如，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪进一步包括设置在探头表面与热电材料层之间的粘合材料层。
现转向检冰仪的具体部件，本公开中所描述的检冰仪包括探头表面。探头表面可以是探头的外表面并且可被配置为不与本公开各个目标相背的任一方式检测检冰仪表面上冰的成核或者形成。此外，可以本领域普通技术人员已知的任何方式将探头表面整合到检冰仪中。例如，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的探头表面是诸如超声波探头表面等的振动探头表面。在某些情况下，探头表面是磁致伸缩检测仪架构的一部分。本领域普通技术人员应当认识到，磁致伸缩检测仪架构可包括诸如由中空管形成的探头等的超声波振动探头。振动探头可耦接至磁致伸缩材料。当冰积聚在探头表面上时，探头的共振频率根据积聚冰的质量而减少。探头频率减少至预定阀值频率以下时能够导致产生发生结冰事件的信号。例如，图8示出了该配置。
如图8所示，检冰仪(100)包括探头表面(110)。探头表面(110)是诸如磁致伸缩检冰仪架构中使用的超声波振动探头表面。热电材料层(120)设置在探头表面(110)上。检冰仪(100)还包括控制器(130)。控制器(130)可包括被配置为接收、传输、和/或处理对应于结冰事件的数据的线路或者硬件和/或软件。此外，检冰仪(100)耦接至飞机表面(200)，以使探头表面(110)的一部分设置在飞机的外部环境(210)中。外部环境(210)可被视为潜在结冰环境。飞机的电源(220)能够将功率和/或电荷提供给探头表面(110)和/或控制器(130)。
在其他情况下，本公开中所描述的探头表面形成电容器检测仪架构的一部分，诸如，电容式探头。本领域普通技术人员应当认识到，电容式探头架构可包括封装在非电容式基底中的空间上分离的导电电极以形成探头，其中，探头表面上积聚的冰量改变探头的电容，通过电容式测量电路可测量探头的电容。
在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的探头表面是光学检测仪架构的一部分。例如，在某些情况下，探头表面由在其上冰能够形成并且积聚的材料形成(诸如，金属、半导体、玻璃或者聚合物)，并且已调整的光源被导向探头表面。为了使用该结构检测结冰事件，光源能够将光导向探头表面，并且探头表面然后能够将光传输给光学检测仪。被传输给光学检测仪的光量能够指示探头表面上存在的冰量。
在其他情况下，本公开中所描述的检冰仪的探头表面是能够形成基于积聚冰的融化时间的检冰仪架构一部分的温控或者加热表面。在该架构中，检测仪能够通过将探头表面加热至恒定温度而周期性地运行。微处理器能够通过比较其使探头表面达到两个或者多个基准温度时所花费的时间来测量探头表面的温度上升比率。然后，基于温度上升比率可测定积聚的冰量，其中，当积聚更多的冰时，温度以更慢的速率上升。
而且，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的探头表面可具有适用于结合本公开中所描述的热电材料层使用的一种或者多种电气性能。例如，在某些情况下，探头表面可导电和/或热绝缘。在某些情况下，探头表面展示了在20℃下至少约1.0x10-3西门子(siemens)/米(S/m)或者在20℃下至少约1.5x10-3S/m的导电率。此外，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的探头表面展示了不大于约10x10-3cm2/sec或者不大于约5x10-3cm2/sec的热扩散率。
本公开中所描述的检冰仪还包括设置在本公开中所描述的探头表面的至少一部分上的热电材料层。热电材料层可设置在不与本公开的各个目标相背的探头表面的任一部分上。在某些情况下，例如，热电材料层覆盖探头表面的所有或者主要表面面积。在一些实施方式中，热电材料层覆盖探头表面的暴露在大气条件下的所有或者主要表面面积，诸如，飞机外部所经受的大气条件。因此，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪可操作为包括通过上述所述检冰仪架构来检测检冰仪的热电材料层上冰的成核或者形成。
在某些情况下，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层设置在高达约99％、高达约95％、高达约90％、高达约80％、高达约70％、高达约60％、高达约50％、高达约40％、高达约30％、高达约20％、或者高达约10％的探头表面的表面面积上或者暴露于外部大气条件的探头表面的部分上。在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层设置在约10％至约99％、约20％至约90％、约30％至约80％、约40％至约99％、约50％至约99％、约60％至约99％、约70％至约99％、约70％至约95％、约80％至约95％、约80％至约99％、或者约90％至约99％的探头表面的表面面积上或者暴露于外部大气条件下的探头表面的部分上。
此外，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层可具有不与本公开各个目标相背的任一结构。在一些实施方式中，例如，热电材料层是连续或者大致的连续层。在某些情况下，连续或者大致的连续层可以是该层的各个部分或者各个段之间没有实质性断裂或者间断的一层。因此，连续或者大致的连续层可以是由热电材料的单一连续部分所形成的一层。可替代地，在其他情况下，热电材料层可以是由位于邻近彼此以形成该层的热电材料的一个或者多个不同瓦片所形成的平铺层。
此外，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层可以是晶态层或者大致的晶态层。出于参考之目的，“晶态”层包括具有晶态的微结构的层。晶态层或者大致的晶态层可以是单晶态或者多晶态。而且，出于参考之目的，基于热电材料的总质量，“大致晶态”层可具有至少约60％、至少约70％、至少约80％、至少约90％、或者至少约95％的晶态度。在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层是准不定形层。出于参考之目的，“准不定形”层包括具有热电效应并且具有部分晶体结构和部分不定性微结构的一层。
本公开中所描述的检冰仪的热电材料层可包括或者由不与本公开各个目标相背离的热电材料形成。例如，在一些实施方式中，热电材料层由诸如陶瓷材料、杆状陶瓷材料或者半导体材料等无机材料形成。在某些情况下，热电材料层由氮化镓、硝酸铯(cesium nitrate)、钽酸锂、钛酸锶、钛酸钡、钛酸锶钡、锆酸锶、锆酸钡、锆酸锶钡、锆酸铅、铌酸锶、铌酸钡、铌酸锶钡或者其组合形成。在某些情况下，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层由LiTaO3、SrTiO3、BaTiO3、(SrxBa1-x)TiO3、SrZrO3、BaZrO3、(SrxBa1-x)ZrO3、PbZrO3、SrNb2O6、BaNb2O6、(SrxBa1-x)Nb2O6、Pb(Sc0.5Ta0.5)O3或者其组合形成，其中，0<x<1。
在其他实施方式中，热电材料层包括或者由诸如聚合材料等有机材料形成。在某些情况下，热电材料层包括或者由聚偏二氟乙烯(PVDF)或者聚偏二氟乙烯-三氟乙烯(PVDF-PrTE)形成。此外，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层包括或者由合成材料形成，诸如，包括分散在以上所述聚合材料中的以上所述无机材料的合成材料。在某些情况下，例如，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层包括或者由分散在PVDF或PVDF-PrTE矩阵中的包括钽酸锂、钛酸锶、钛酸钡、钛酸锶钡、锆酸锶、锆酸钡、锆酸锶钡、锆酸铅、铌酸锶、铌酸钡、或者铌酸锶钡的合成材料形成。
此外，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层可包括或者由具有不与足本公开各个目标相背的任何热电系数的材料形成。在一些实施方式中，热电材料层由具有较大热电系数的材料形成。例如，在某些情况下，热电材料层的热电材料具有约-20C/m2K至约-800C/m2K的总热电常数，其中，根据等式(1)测定总热电常数(p)：
p＝(ΔPS/ΔT)         (1)
其中，PS是热电材料的自发极化，并且T是温度。此外，例如，如Sidney B.Lang,“Pyroelectricity:From Ancient Curiosity to Modern ImagingTool,”Physics Today,August 2005中所描述的，可以确定恒定电场和恒定弹性应力下等式(1)中的总热电常数p。出于参考之目的，“恒定弹性应力”指在测量过程中热电材料不夹紧，而是没有热膨胀或者热收缩。在一些实施方式中，用于形成热电材料层的热电材料具有下列总热电常数，即，约-20C/m2K至约-600C/m2K、约-25C/m2K至约-400C/m2K、约-75C/m2K至约-600C/m2K、约-75C/m2K至约-300C/m2K、约-100C/m2K至约-600C/m2K、约-100C/m2K至约-400C/m2K、或者约-100C/m2K至约-300C/m2K。
而且，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层的表面可以被充电。电荷可以是正电荷或者负电荷。此外，当充电时，热电材料层的表面能够具有不同于未充电的热电材料表面所具有的水的局部冰点的水的局部冰点。此外，在某些情况下，热电材料层的充电表面能具有不同于不存在热电材料层时探头表面所具有的水的局部冰点的水的局部冰点。而且，在一些实施方式中，热电材料层的充电表面能够具有不同于与本公开中所描述的检冰仪相关联的飞机表面所具有的水的局部冰点的水的局部冰点。飞机表面可包括本公开中所描述的一个或者多个关键飞行表面，诸如，一个或者多个机翼表面。在某些情况下，由本公开中所描述的检冰仪的热电材料层的充电表面所具有的水的局部冰点高于由上述所述不同表面所具有的水的局部冰点，诸如，未充电的热电材料层表面、探头表面和/或飞机表面。可替代地，在其他情况下，由本公开中所描述的检冰仪的热电材料层的充电表面所具有的水的局部冰点低于由上述所述不同表面所具有的水的局部冰点。可选地，出于参考之目的，水的“局部”冰点指约10μm表面内、约5μm表面内、约1μm表面内、或者约0.5μm表面内的水的冰点。
此外，在某些情况下，可以基于热电材料层的电荷选择提高或者降低本公开中所描述的热电材料层的水的局部冰点。例如，在一些实施方式中，带正电荷的热电材料层表面所具有的水的局部冰点大于由本公开中所描述的不同表面所具有的水的局部冰点，诸如，飞机表面。而且，包括当水是过度冷却的液态水时，热电材料层的表面上水的局部冰点与不同表面上水的局部冰点之间差可高达至约15℃、高达至约10℃、高达至约8℃、高达至约5℃、高达至约2℃、高达至约1℃、或者高达至约0.5℃。在某些情况下，热电材料层表面上水的局部冰点与本公开中所描述的不同表面上水的局部冰点之间的差可以介于约0.1℃与约15℃之间、介于约0.5℃与约10℃之间、介于约0.5℃与约8℃之间、介于约0.5℃与约5℃之间、介于约1℃与约15℃之间、介于约1℃与约10℃之间、介于约1℃与约8℃之间、介于约1℃与约5℃之间、介于约3℃与约15℃之间、介于约3℃与约0℃之间、介于约5℃与约15℃之间、或者介于约5℃与约10℃之间。
而且，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层可具有不与本公开各个目标相背离的任一厚度。例如，在某些情况下，热电材料层具有高达至约00μm、高达至约100μm、高达至约10μm、高达至约1μm、高达至约500nm、或者高达至约100nm的平均厚度。在一些实施方式中，热电材料层具有约0nm至约500μm、约10nm至约500nm、约10nm至约100nm、约50nm至约500μm、约50nm至约500nm、约100nm至约100μm、约100nm至约10μm、约100nm至约1μm、约500nm至约500μm、约500nm至约00μm、约500nm至约10μm、约500nm至约1μm、约1μm至约500μm、约1μm至约100μm、或者约1μm至约10μm的平均厚度。
在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪还包括设置在检冰仪的探头表面与热电材料层之间的一个或者多个额外层。可以使用不与本公开各个目标相背的任何额外层。在某些情况下，额外层提供一种理想的电和或热性能。例如，在某些情况下，一个或者多个额外层可导电和/或热绝缘。在某些情况下，一个或者多个额外层在20℃下具有至少约1.0x10-3S/m或者在20℃下具有至少约1.5x10-3S/m的导电率。在一些实施方式中，一个或者多个额外层具有不大于约10x10-3cm2/sec或者不大于约x10-3cm2/sec的热扩散率。
本公开中所描述的检冰仪的探头表面与热电材料层之间设置的额外层还可利于将探头表面与热电材料层耦接或者粘合至彼此。例如，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪进一步包括设置在探头表面与热电材料层之间的粘合材料层。可以使用不与本公开各个目标相背的任何粘合材料。在某些情况下，本公开中所描述的粘合材料层的粘合材料具有上述所述导电率和/或热扩散率。例如，在一些实施方式中，本公开中所描述的粘合材料层的粘合材料在20℃下具有至少约1.0x10-3S/m或者在20℃下具有至少约1.5x10-3S/m的导电率，并且还具有不大于约10x10-3cm2/sec或者不大于约5x10-3cm2/sec的热扩散率。
此外，本公开中所描述的粘合材料层的粘合材料可以是流体材料或者固体材料。在一些实施方式中，粘合材料包括诸如胶原蛋白胶、蛋白胶、奶酪胶、或者肉类胶等的动物蛋白类粘合材料。粘合材料还可包括诸如树脂或者淀粉等的植物类粘合材料。粘合材料还可包括诸如合成单体胶或者合成聚合体胶等的合成粘合材料。在一些实施方式中，粘合材料包括丙烯腈、氰基丙烯酸盐粘合剂、或者丙烯酸胶或者其组合。在某些情况下，粘合材料包括环氧树脂、环氧油灰、乙酸乙烯酯(ethylene-vinyl acetate)、酚醛树脂、聚酰胺、聚酯树脂、聚乙烯热熔胶、聚丙烯胶、聚硫化物、聚亚安酯、聚乙酸乙烯酯、聚乙烯醇、聚氯乙烯、聚乙烯吡咯烷酮、橡胶水泥、硅树脂或者苯乙烯丙烯酯共聚物或者其组合或混合物。在一些实施方式中，粘合材料包括Gorilla Glue或者Loctite 3888。
而且，当存在时，本公开中所描述的检冰仪的一个或者多个额外层可具有不与本公开各个目标相背离的任一厚度。例如，在某些情况下，诸如粘合材料层等额外层可具有高达至约1mm、高达至约0.5mm、或者高达至约500μm的平均厚度。在一些实施方式中，诸如粘合材料层等额外层具有约500nm至约1mm、约1μm至约500μm、或者约10μm至约500μm的平均厚度。
本公开中所描述的检冰仪可以不与本公开各个目标相背离的任一方式制成或者组装。例如，在一些实施方式中，如下面所进一步描述的，通过改造诸如现有的商用检冰仪等的现有检冰仪可制造检冰仪。在某些情况下，通过在现有检冰仪的探头表面上形成热电材料层可改造现有检冰仪，探头表面可操作为包括以上述所述方式检测冰在探头表面上的形成或者成核。适用于本公开中所描述的一些实施方式的商用检冰仪的非限制性实施例包括Goodrich 0781LH1、Goodrich 0781ND、以及Meggitt/Vibro-MeterEW-140检冰仪。
热电材料层可由探头表面形成或者以不与本公开各个目标相背的任一方式设置在现有探头表面上。在某些情况下，例如，通过使用被配置为至少部分覆盖探头表面的“盖”状热电材料覆盖或者“加盖”于探头表面的至少一部分，可将热电材料层设置在探头表面上。如果需要，可首先将粘合材料施加到探头表面和/或盖的内部。然后，可将热电材料的盖施加到探头表面上。图9示出了将热电材料层设置在探头表面上的一种方法。本领域技术人员应当理解的是，图9中所描述的各个元件均是代表性的并且不一定是按比例绘制。
如图9所示，检冰仪(100)包括探头表面(110)。探头表面(110)可以是在诸如上述所述磁致伸缩检冰仪架构中使用的超声波振动探头表面。此外，检冰仪(100)可耦接至飞机(未示出)，因此，当飞机在飞行中时，检冰仪(100)在方向(A)上移动。然而，其他配置也是可能的。通过如图9中的箭头(B)所示，通过将由热电材料形成的盖(120)滑动或者配合至探头表面(110)上，热电材料层可设置在探头表面(110)上。盖(120)可具有不与本公开各个目标相背离的任一形状和尺寸。例如，在某些情况下，盖(120)具有中空的圆柱或者圆锥形状。此外，在一些实施方式中，中空盖(120)可具有不大于约0.05英寸的壁厚度。
而且，如下面进一步所描述的，根据需要，粘合材料层(未示出)可设置在盖(120)与探头表面(110)之间，以便于确保将盖(120)与探头表面(110)耦接，并且/或者提供一种或者多种理想的电或者热性能。
除图9中示出的方法之外，热电材料层还可以其他方式设置在现有探头表面上。例如，在一些实施方式中，探头表面浸泡或者以其他方式与熔融的热电材料接触，诸如，熔融的热电聚合材料或者熔融的热电陶瓷材料。使用气相或者等离子体沉积技术，诸如，真空沉积、等离子体溅射、物理气相沉积、或者化学气相沉积技术，热电材料还可设置在探头表面上。
而且，在一些实施方式中，热电材料层以平铺(tiled)方式设置在现有探头表面上。例如，在某些情况下，由热电材料形成的瓦片利用粘合材料设置在探头表面上，其中包括上述所述粘合材料。瓦片可具有不与本公开各个目标相背的任何尺寸。在一些实施方式中，基于探头表面的形状和/或表面面积、探头表面的化学成分、检冰仪的类型、和/或热电材料的化学成分或热电性能选择热电材料瓦片的尺寸。
通常，基于热电材料的机械性能(诸如，其脆度或者加工成理想形状的能力)、热电材料的物理性能(诸如，其熔点)、热电材料的化学成分、探头表面的化学成分、探头表面的形态、和/或检冰仪的类型可以选择将本公开中所描述的热电材料层设置在探头表面上的方式。
此外，以本公开中所描述的方式改造现有检冰仪能够改善检冰仪的一种或者多种性能特征。在某些情况下，例如，改善检冰仪的性能特征包括减少检冰仪的错误负读数和/或增大检冰仪能够可靠运行的大气条件范围。
另一方面，本公开中描述了检测飞机上冰的形成的方法。在一些实施方式中，检测飞机上冰的形成的方法包括将本公开中所描述的检冰仪设置在飞机的外表面上并且在检冰仪的热电材料层表面上产生电荷，从而改变热电材料层表面上水的局部冰点。在某些情况下，在热电材料层表面上产生电荷提高了该表面上水的局部冰点。在其他情况下，在热电材料层表面上产生电荷降低了该表面上水的局部冰点。而且，该表面可以是热电材料层的外表面。包括暴露于飞机外部环境的外表面。例如，在一些实施方式中，在飞机飞行时在热电材料层表面上会产生电荷。
此外，在一些实施方式中，本公开中所描述的方法进一步包括响应于检冰仪的热电材料层表面上冰的形成提供信号。此外，在某些情况下，热电材料层表面上水的局部冰点大于飞机的一个或者多个飞行表面上水的局部冰点。例如，在某些情况下，热电材料层表面上水的局部冰点大于飞机的机翼前缘、尾翼前缘或者发动机进气道前缘上水的局部冰点。因此，在一些实施方式中，本公开中所描述的方法可用于在一个或者多个关键飞行表面上形成冰之前检测存在的结冰条件，包括在飞机飞行时进行实时检测。
现转向本公开中所描述的方法的具体步骤，检测飞机上冰的形成的方法包括将本公开中所描述的检冰仪设置在飞机的外表面或者外皮上。可以使用上述所述任一检冰仪。在一些实施方式中，例如，检冰仪是包括探头表面和设置在探头表面的至少一部分上的热电材料层的增长型检冰仪。而且，在某些情况下，检冰仪的热电材料层是连续或者大致的连续层。在其他情况下，热电材料层是平铺层。此外，在一些实施方式中，本公开中所描述的检冰仪的热电材料层由LiTaO3、SrTiO3、BaTiO3、(SrxBa1-x)TiO3、SrZrO3、BaZrO3、(SrxBa1-x)ZrO3、PbZrO3、SrNb2O6、BaNb2O6、(SrxBa1-x)Nb2O6、Pb(Sc0.5Ta0.5)O3或者其组合形成。
此外，本公开中所描述的检冰仪可设置在飞机的外表面或者外皮的任一位置上或者以不与本公开各个目标相背离的任一方式设置在飞机的外表面或者外皮上。例如，在某些情况下，检冰仪设置在飞机的前机身段的外表面上。然而，本领域普通技术人员应当认识到，其他配置也是可能的。
本公开中所描述的方法还包括在检冰仪的热电材料层表面上产生电荷，从而改变热电材料层表面上水的局部冰点。可以不与本公开各个目标相背离的任一方式在热电材料层表面上产生电荷。在某些情况下，在热电材料层表面上产生的电荷是正电荷。在另外一些情况下，在热电材料层表面上产生的电荷是负电荷。而且，在一些实施方式中，由用户基于哪种类型的电荷能使热电材料层上水的局部冰点提高来根据需要选择产生电荷的正负。例如，在一些实施方式中，热电材料层的正充电表面具有较高的水的局部冰点，并且热电材料层的负充电表面具有较低的水的局部冰点。因此，在该实施方式中，在热电材料层表面上产生电荷能够包括产生正电荷以提高该表面上水的局部冰点。
而且，在某些情况下，在本公开中所描述的检冰仪的热电材料层表面上产生电荷包括将电压施加给或靠近热电材料层。例如，在某些情况下，在热电材料层表面上产生电荷包括将电压施加给与热电材料层接触的导电材料，诸如，检测仪的探头表面或者设置在探头表面与热电材料层之间的导电粘合材料层。
在其他实施方式中，在热电材料层表面上产生电荷包括使热电材料材料层的表面与电场接触。可以使用不与本公开各个目标相背离的任一强度的电场。例如，在某些情况下，电场具有约1kV/cm至约1000kV/cm、约1kV/cm至约500kV/cm、约10kV/cm至约1000kV/cm、约10kV/cm至约500kV/cm、约100kV/cm至约1000kV/cm、或者约100kV/cm至约500kV/cm的强度。而且，可以不与本公开各个目标相背离的任一方式产生电场，包括通过以以上所述方式施加电压产生电场。
此外，还可通过对热电材料层进行加热或者冷却而在热电材料层表面上产生电荷。在某些情况下，基于期望表面上是正电荷还是负电荷来对热电材料层进行加热或者冷却。例如，在一些实施方式中，加热热电材料层会在该层表面上产生正电荷，并且冷却热电材料层会在该层表面上产生负电荷。此外，可以不与本公开各个目标相背离的任一方式完成对热电材料层的加热或者冷却。在某些情况下，例如，使用与热电材料层热接触的电加热元件完成加热。
在某些情况下，本公开中所描述的方法还包括响应于本公开中所描述的检冰仪的热电材料层表面上冰的形成提供信号。可以不与本公开各个目标相背离的任一方式提供信号。在一些实施方式中，例如，当检冰仪上产生预定量的冰时，诸如，对应于最大结冰量或者小于视为安全飞行的最大结冰量的结冰量，将信号提供给飞机的操作人员。在其他情况下，当检冰仪上产生任何冰时，将信号提供给飞机的操作人员。此外，本领域普通技术人员应当认识到，信号可以是诸如闪光等或者其他显示指示符等可视信号或者诸如嗡嗡声、嘟嘟声、钟鸣声等听觉信号或者语言信号。还可使用其他信号。
再次参考附图，在图10中所示的飞机制造和保养方法(100)和图11中所示的飞机(102)的上下文中描述了本公开的实施方式。在预生产过程中，示例性方法(100)可包括飞机(102)的规格和设计(104)以及材料采购(106)。在生产过程中，进行飞机(102)的部件和子组件制造(108)以及***集成(110)。之后，飞机(102)进行认证和交付(112)以投入运行(114)。在为客户提供服务时，安排飞机(102)进行常规维护和保养(116)(其还可包括维修、重新配置、翻新等)。
通过***集成商、第三方、和/或运营商(例如，客户)可执行或者完成方法(100)的各个过程。为便于描述，***集成商可包括，但不限于任意数目的飞机制造商和主***分包商；第三方还可包括，但不限于任意数目的承包商、分包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务组织等。
如图11所示，通过示例性方法(100)生产的飞机(102)可包括具有多个***(120)和内部(122)的机身(118)。高级***(120)的实施例包括一个或者多个推进***(124)、电气***(126)、液压***(128)、以及环境***(130)。还可包括任意数目的其他***。尽管示出了航空航天实施例，然而，可将本公开的原理应用于其他行业，诸如，汽车行业。
在生产和保养方法(100)的任意一个或者多个阶段，可采用本公开中所描述的装置和方法。例如，在部件和子组件制造阶段(108)可应用本公开中所描述的一种或者多种检冰仪，包括充分改进飞机(102)的性能。此外，在飞机(102)投入运行(114)时可应用本公开中所描述的一种或者多种检冰仪或者方法。同样，在维护和保养阶段(116)过程中可使用本公开中所描述的一种或者多种检冰仪，包括对飞机(102)进行维修和/或有效地翻新，从而在不需要对飞机(102)进行实质性再设计或者重新配置的情况下提高飞机(102)的安全性。
下列非限制性实施例中进一步示出了本公开中所描述的一些实施方式。
实施例
检冰仪
根据本公开所描述的一种实施方式的检冰仪组装如下。首先，获得商用磁致伸缩检冰仪。例如，检冰仪可以是Goodrich 0781LH1、Goodrich0781ND、或者Meggitt/Vibro-Meter EW-140检冰仪。检冰仪包括超声波振动探头。其次，如图9所示，将LiTaO3块加工成中空形状，大致圆锥或者圆柱盖形状。LiTaO3盖具有0.05英寸的最大壁厚度、1.05英寸的高度以及0.35英寸的外径。
在使用之前，通过将盖放置在甲苯超声波浴中4分钟清洗LiTaO3盖。在甲苯声波降解之后，将盖放置在水超声波浴中4分钟。接着，在等离子体灰化器中处理盖30分钟(34％Ar、66％O2、250瓦特、0.5mbar)。最后，将盖放置在干燥器中约4个小时。
为了组装检冰仪，将粘合剂的薄层施加给磁致伸缩检测仪的探头的整个表面区域。粘合剂具有小于约5x10-3cm2/sec的热扩散性和在20℃下至少约1.5x10-3S/m的导电率。然后，由戴着橡胶手套的用户或者以避免组装过程中人类皮肤接触该装置的一些其他方式将LiTaO3盖谨慎地按压在探头。以一种提供所述盖与其上安装探头的支柱表面或者支撑表面的紧致配合的方式将盖按压到探头上。然后，通过擦拭移除盖开口端挤出的任何过量粘合剂。
第1项：一种飞机上冰的形成的检测方法包括：将检冰仪设置在所述飞机的外表面上，所述检冰仪包括探头表面和设置在所述探头表面的至少一部分上的热电材料层；并且在所述热电材料层的表面上产生电荷，从而提高所述热电材料层的所述表面上的水的局部冰点。
第2项：根据第1款所述的方法，进一步包括响应于在所述热电材料层的所述表面上的冰的形成来提供信号。
第3项:根据第1款所述的方法，其中，所述检冰仪设置在所述飞机的所述前机身段的所述外表面上。
第4项：根据第1款所述的方法，其中，所述检冰仪是增长型检冰仪。
第5项：根据第1款所述的方法，其中，所述热电材料层是连续或者大致连续层。
第6项：根据第1款所述的方法，其中，所述热电材料层是平铺层。
第7项：根据第1款所述的方法，其中，所述热电材料层由LiTaO3、SrTiO3、BaTiO3、(SrxBa1-x)TiO3、SrZrO3、BaZrO3、(SrxBa1-x)ZrO3、PbZrO3、SrNb2O6、BaNb2O6、(SrxBa1-x)Nb2O6、Pb(Sc0.5Ta0.5)O3或者其组合形成。
第8项：根据第1款所述的方法，其中，在所述热电材料层的所述表面上的所述水的局部冰点大于一个或者多个飞机飞行表面上的水的局部冰点。
第9项：根据第8款所述的方法，其中，所述一个或者多个飞机飞行表面包括机翼前缘、尾翼前缘或者发动机进气道前缘。
第10项：根据第1款所述的方法，其中，在所述热电材料层的所述表面上产生的所述电荷是正电荷。
第11项：一种检冰仪，包括：探头表面和设置在所述探头表面的至少一部分上的热电材料层，其中，所述热电材料层的所述表面被配置为在充电时具有比所述探头表面不存在所述热电材料层时所具有的水的局部冰点高的水的局部冰点。
第12项：根据第11款所述的检测仪，进一步包括设置在所述探头表面与所述热电材料层之间的粘合材料层。
第13项：根据第11款所述的检测仪，其中，所述检冰仪是增长型检冰仪。
第14项：根据第11款所述的检测仪，其中，所述探头表面是磁致伸缩检测仪架构的一部分。
第15项：根据第11款所述的检测仪，其中，所述热电材料层是晶体层。
第16项：根据第11款所述的检测仪，其中，所述热电材料层是准不定形层。
第17项：根据第11款所述的检测仪，其中，所述热电材料层是连续或者大致连续层。
第18项：根据第11款所述的检测仪，其中，所述热电材料层是平铺层。
第19项：根据第11款所述的检测仪，其中，所述热电材料层由LiTaO3、SrTiO3、BaTiO3、(SrxBa1-x)TiO3、SrZrO3、BaZrO3、(SrxBa1-x)ZrO3、PbZrO3、SrNb2O6、BaNb2O6、(SrxBa1-x)Nb2O6、Pb(Sc0.5Ta0.5)O3或者其组合形成。
第20项：根据第11款所述的检测仪，其中，所述热电材料层带正电荷。
在实现本公开的各个目标时已经描述了本公开的各种实施方式。应当认识到，这些实施方式仅示出了本公开的原理。在不背离本公开的实质和范围内，多种变形及其改造对本领域技术人员非常显而易见。

Claims (10)

1.一种检测飞机上冰的形成的方法，包括：
将检冰仪设置在所述飞机的外表面上，所述检冰仪包括探头表面和设置在所述探头表面的至少一部分上的热电材料层；并且
在所述热电材料层的表面上产生电荷以提高所述热电材料层的所述表面上的水的局部冰点。
2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括响应于所述热电材料层的所述表面上的冰的形成提供信号。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述检冰仪设置在所述飞机的前机身段的外表面上。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述检冰仪是增长型检冰仪。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述热电材料层是连续或者大致连续的层或者平铺层。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，所述热电材料层由LiTaO3、SrTiO3、BaTiO3、(SrxBa1-x)TiO3、SrZrO3、BaZrO3、(SrxBa1-x)ZrO3、PbZrO3、SrNb2O6、BaNb2O6、(SrxBa1-x)Nb2O6、Pb(Sc0.5Ta0.5)O3或者其组合形成。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述热电材料层的所述表面上的水的局部冰点大于一个或者多个飞机飞行表面上的水的局部冰点。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述一个或者多个飞机飞行表面包括机翼前缘、尾翼前缘或者发动机进气道前缘。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，在所述热电材料层的所述表面上产生的所述电荷是正电荷。
10.一种检冰仪，包括：
探头表面；和
热电材料层，所述热电材料层设置在所述探头表面的至少一部分上，其中，所述热电材料层的表面被配置为在被充电时所具有的水的局部冰点比所述探头表面不存在所述热电材料层时所具有的水的局部冰点高。
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