RU2466064C2 - Способ и устройство для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата - Google Patents
Способ и устройство для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2466064C2 RU2466064C2 RU2007137023/11A RU2007137023A RU2466064C2 RU 2466064 C2 RU2466064 C2 RU 2466064C2 RU 2007137023/11 A RU2007137023/11 A RU 2007137023/11A RU 2007137023 A RU2007137023 A RU 2007137023A RU 2466064 C2 RU2466064 C2 RU 2466064C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- inductor
- inductors
- blade
- khz
- layer
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 8
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims abstract description 15
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims description 39
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 15
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 claims description 11
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims description 10
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 9
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 6
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 4
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000011257 shell material Substances 0.000 description 17
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 12
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 7
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 7
- 230000005291 magnetic effect Effects 0.000 description 5
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000006116 polymerization reaction Methods 0.000 description 3
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 2
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 2
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 230000032683 aging Effects 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 1
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 1
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000002500 effect on skin Effects 0.000 description 1
- 230000005674 electromagnetic induction Effects 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 230000005294 ferromagnetic effect Effects 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 239000012943 hotmelt Substances 0.000 description 1
- 238000001802 infusion Methods 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009940 knitting Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 1
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- -1 steel) Chemical compound 0.000 description 1
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 1
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 1
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
-
- H—ELECTRICITY
- H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- H05B—ELECTRIC HEATING; ELECTRIC LIGHT SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; CIRCUIT ARRANGEMENTS FOR ELECTRIC LIGHT SOURCES, IN GENERAL
- H05B6/00—Heating by electric, magnetic or electromagnetic fields
- H05B6/02—Induction heating
-
- H—ELECTRICITY
- H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- H05B—ELECTRIC HEATING; ELECTRIC LIGHT SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; CIRCUIT ARRANGEMENTS FOR ELECTRIC LIGHT SOURCES, IN GENERAL
- H05B6/00—Heating by electric, magnetic or electromagnetic fields
- H05B6/02—Induction heating
- H05B6/10—Induction heating apparatus, other than furnaces, for specific applications
- H05B6/105—Induction heating apparatus, other than furnaces, for specific applications using a susceptor
-
- H—ELECTRICITY
- H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- H05B—ELECTRIC HEATING; ELECTRIC LIGHT SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; CIRCUIT ARRANGEMENTS FOR ELECTRIC LIGHT SOURCES, IN GENERAL
- H05B6/00—Heating by electric, magnetic or electromagnetic fields
- H05B6/02—Induction heating
- H05B6/36—Coil arrangements
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Induction Heating (AREA)
Abstract
Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к способу и устройству для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата, а также лопасти, содержащей такое устройство. Устройство для предотвращения обледенения содержит композитную структуру (47) и слой (41) электропроводного материала, причем множество тонких индукторных элементов (33-35), предназначенных для прохождения параллельно слою электропроводного материала. Индукторы выполнены в форме пластины или оболочки и содержат катушки (12, 13) индуктивности из электропроводного провода, которые являются плоскими и содержат большое число витков или контуров. Толщина катушки индуктивности и/или индуктора меньше 1/10 ее диаметра или эквивалентного диаметра, и каждая катушка индуктивности является удлиненной по форме вдоль оси (28) и содержит два слоя (16, 19, 22, 25) заплетенных или скрученных жил, которые проходят, по существу, параллельно оси катушки индуктивности. Слои разделены промежутком (31, 32), не имеющим жил индуктора. В способе предотвращения обледенения на индукторы подают электрический ток при частоте, лежащей в диапазоне 10-100 кГц, предпочтительно в диапазоне 40-70 кГц, в частности при частоте, находящейся близко к частоте, составляющей приблизительно 50 кГц. Технический результат заключается в увеличении эффективности борьбы с обледенением обшивки летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к способу и устройству для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата.
Областью техники, к которой относится настоящее изобретение, является производство вертолетов.
Более конкретно настоящее изобретение относится к способу и устройству для нагрева внешней поверхности оболочки винтокрылого летательного аппарата для предотвращения образования и/или аккумулирования льда на указанной поверхности и обшивке винтокрылого летательного аппарата - в частности, лопасти подъемного и тягового несущего винта вертолета - снабженного таким устройством.
Хорошо известно, что образование и аккумулирование льда на внешней поверхности летательного аппарата могут быстро изменить аэродинамические характеристики указанной поверхности; в частности, если указанная поверхность является вращающейся лопастью винтокрылого летательного аппарата, то такое обледенение может вызвать крушение винтокрылого летательного аппарата.
Большое количество исследований было проведено для предотвращения образования льда или борьбы с образованием льда.
В патентах US 4060212 и FR 2346217 предложено устройство для предотвращения обледенения, использующее микроволны; в патентах US 4399967, US 4458865 и US 4501398 для предотвращения обледенения обшивки крыла (лопасти) предложено деформирование обшивки посредством приложения электромагнитных импульсов.
В патенте US 1819497 предлагается оборудование крыла летательного аппарата проводящим контуром, питаемым источником высокочастотного электрического тока для возбуждения электрических токов в металлической структуре крыла, нагрев указанной структуры и, следовательно, борьба с обледенением. Подобный принцип предложен в патенте US 2547934 для предотвращения обледенения лопатки статора воздушного компрессора.
Тем не менее до настоящего времени не представлялась возможной разработка индукционного нагрева обшивки летательного аппарата, в частности, для нагрева лопастей несущего винта винтокрылого летательного аппарата; такие лопасти по этой причине, в общем, нагревают посредством теплопроводности, например, как описано в патентах US 2005/184193 и FR 2863586.
Кроме того, нагрев обшивки летательного аппарата, полученной из композиционного материала, содержащего армирующие волокна или волокна, внедренные в термопластичную или термореактивную смолу, посредством теплопроводности (посредством эффекта Джоуля) может привести к «горячим» точкам или зонам, появляющимся в обшивке, и к последующему старению композиционного материала.
Объектом настоящего изобретения является предложение способа и устройства для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата и обшивки летательного аппарата, включающей в себя такое устройство, которое улучшает и/или устраняет, по меньшей мере, частично, недостатки или изъяны систем предотвращения обледенения, соответствующих предшествующему уровню техники, при обеспечении также хорошей эффективности.
В одном аспекте настоящее изобретение обеспечивает устройство для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата, содержащее композитную структуру и слой или поверхностный слой, образованный из электропроводного материала, в частности металла или металлического сплава на основе железа (например, стали), никеля или титана, причем устройство содержит множество тонких индукторных элементов, в частности, в виде пластин или оболочек, которые предназначены для прохождения по существу параллельно слою или поверхностному слою из проводящего материала на расстоянии от него, которое является достаточно небольшим для гарантии того, что, при подаче на индуктор электропитания от источника переменного тока соответствующей частоты, слой или поверхностный слой быстро и равномерно нагревается без значительного нагрева композитной структуры.
В другом аспекте настоящее изобретение обеспечивает получение детали летательного аппарата, в частности лопасти несущего винта для винтокрылого летательного аппарата, содержащей композитную структуру армирования, внедренного в смолу, вместе с электропроводным поверхностным слоем, покрывающим часть композитной структуры, и индукторы, размещенные в композитной структуре, которые электрически изолированы от поверхностного слоя смолой и которые предназначены для побуждения нагрева поверхностного слоя индукцией, когда на них подается электропитание.
Индукторы предпочтительно содержат плоские катушки индуктивности электропроводной проволоки и имеют большое число витков или контуров. Индуктор может быть также выполнен в виде ткани или трикотажного изделия, полученного из изоляционных стекловолокон и литцендратов и пропитанных органической матрицей. На ткань может подаваться электропитание, и она может быть трикотажной или тканой типа саржи, тафты или сатина.
В предпочтительном варианте осуществления толщина катушки индуктивности и/или индуктора меньше ее диаметра или эквивалентного диаметра, в частности меньше одной десятой ее диаметра или эквивалентного диаметра.
Поскольку они являются тонкими, катушки индуктивности и индукторы могут быть профилированы так, чтобы они проходили вдоль поверхности, которая может быть плоской или в виде части цилиндра или оболочки, которая согласуется с формой поверхностного слоя, подлежащего нагреву, так что эффективность индукции увеличивается силовыми линиями и, таким образом, плотность тока распределяется более равномерно с тем, чтобы создавать нагрев металлического элемента более равномерным, причем элемент может быть получен из нержавеющей стали, титана, никеля и их сплавов, например при использования кобальта (Ni-Co). Затем индуцируемый электрический ток действует благодаря эффекту Джоуля для нагрева металлического элемента, подвергаемого воздействию магнитного поля.
В предпочтительном варианте осуществления каждая катушка индуктивности содержит несколько десятков или сотен витков или контуров проводящей проволоки, которые уложены рядом и/или являются перемеживающимися для увеличения эффективности индукции.
В соответствии с другими характеристиками настоящего изобретения предпочтительными являются следующие:
каждая катушка индуктивности является удлиненной по форме вдоль оси и содержит два слоя заплетенного или скрученного литцендарта, которые проходят по существу параллельно оси катушки индуктивности, причем два слоя разделены промежутком, не имеющим проводов индуктора;
каждый индуктор содержит две такие катушки индуктивности, расположенные смежно, причем каждый слой каждой катушки индуктивности содержит несколько десятков или сотен частей (или сегментов) заплетенного провода;
диаметр электропроводного провода, используемого для образования индукторов, меньше или равен приблизительно 2 мм, в частности имеет порядок приблизительно 0,2-1,0 мм, делая, таким образом, более простой интеграцию провода в волокна или ткань слоев композиционного материала и ограничивая потери в индукторах;
для увеличения прочности ткани, используемой при получении индуктора, а также для увеличения деформируемости тканого материала может служить ткани или вязка сбалансированного типа саржи или гибридного типа (стекловолокно/углеродное волокно/литцендрат);
большое число литцендратов служит для увеличения плотности тока, для получения перекрытия между силовыми линиями и для гарантии того, что передняя кромка нагревается равномерно;
на ткань может подаваться электропитание и ткань может быть подвергнута циклу профилирования для получения конечной формы для индуктора и/или для того, чтобы сделать возможным инфузионное инжектирование пропиточной смолы и полимеризацию смолы для получения конечной детали, готовой для клеевого соединения между передней кромкой и лопастью винта винтокрылого летательного аппарата.
В другом аспекте настоящее изобретение обеспечивает способ предотвращения обледенения, например, обшивки летательного аппарата, в котором индукторы питаются электрическим током при частоте, лежащей в диапазоне 10-100 кГц, предпочтительно в диапазоне 40-70 кГц, в частности близко приблизительно к 50 кГц.
Другие аспекты, характеристики и преимущества настоящего изобретения становятся очевидными из следующего описания, сделанного со ссылкой на сопроводительные чертежи, которые иллюстрируют без какого-либо ограничивающего качества предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения.
Фиг.1 - диаграмма, иллюстрирующая индуктор, образованный двумя тонкими смежными катушками индуктивности.
Фиг.2 - схематическое изометрическое изображение, иллюстрирующее индуктор, содержащий две смежные катушки индуктивности вместе с проводниками для соединения индуктора с источником электрического тока.
Фиг.3 - схематическое изображение сечения, сделанного по плоскости, которая перпендикулярна оси слоев катушек индуктивности индуктора, иллюстрирующее расположение проводников, образующих слои и внедренных в смолу и/или интегрированных в композитную структуру; фиг.3 является сечением, сделанным по плоскости III-III, показанной на фиг.2.
Фиг.4 - схематическое изображение поперечного сечения (относительно продольной оси лопасти), иллюстрирующее то, как слои индуктора имплантированы вблизи металлической вставки, интегрированной в лопасть несущего винта винтокрылого летательного аппарата, в окрестности передней кромки.
Фиг.5 - схематическое изометрическое изображение, иллюстрирующее индуктор, подобный индуктору, иллюстрируемому на фиг.2 и фиг.3, в котором форма катушек индуктивности согласуется с формой вставки в передней кромке лопасти несущего винта вертолета, как в конфигурации, иллюстрируемой на фиг.4.
Фиг.6-8 - иллюстрации трех соответствующих конфигураций для имплантации индуктора в лопасть несущего винта вертолета; фиг.6 - иллюстрация семи индукторов, распределенных вдоль передней кромки и вдоль стороны низкого давления - или вдоль стороны повышенного давления; фиг.7 - иллюстрация семи индукторов, как показано на фиг.5, которые равномерно распределены вдоль передней кромки; фиг.8 - иллюстрация лопасти, снабженной одним индуктором, проходящим вдоль существенной части длины лопасти.
В соответствии с аспектом настоящего изобретения система предотвращения обледенения лопастей вертолета посредством индукции содержит индукторы, внедренные в лопасть, которые, единовременно подвергнутые воздействию переменного тока высокой частоты, возбуждают магнитное поле из центра лопасти по направлению наружу. Затем магнитное поле индуцирует электрические токи в металлической оболочке (которая получена из электропроводного материала), защищающей переднюю кромку.
Благодаря воздействию переменного магнитного поля на электропроводный материал, покрывающий переднюю кромку, изменение магнитного потока индуцирует электродвижущие силы в материале (закон Ленца), которые дают увеличение индуцированных токов (вихревые токи). Затем вихревые токи нагревают материал оболочки благодаря эффекту Джоуля.
При высокой частоте вредное явление, известное как скин-эффект, может разрушить распределение плотностей электрического тока в индукторах: электрические токи в материале, который должен быть нагрет, часто проникают только на части пути в него; при проникновении в материал величина поля уменьшается в экспоненциальной зависимости и побуждает концентрирование плотности индуцированных токов в поверхностном слое; это явление может быть ослаблено и/или предотвращено путем изготовления индукторов при использовании литцендратов (проводов из скрученных жил), дающих возможность получения равномерной плотности тока в слоях катушек индуктивности/индукторах посредством ограничения и регулирования конфигураций контуров литцендратов так, чтобы получить силовые линии, которые равномерно распределены по металлической оболочке.
Если частота индукционного тока увеличивается от значения, близкого к 10 кГц, до значения, близкого к 70 кГц или более, то силовые линии становятся концентрированными вокруг индуктора. Чтобы сделать распределение равномерным так, чтобы не было зон оболочки, через которую не проходили бы силовые линии, предпочтительно использовать индуктор, содержащий две катушки индуктивности, в которых четыре слоя образуют три плоских проводника (индукционных элемента), которые размещают один на передней кромке, а другие два на противоположных сторонах (стороне низкого давления и стороне повышенного давления) передней кромки, причем каждый слой и/или катушка индуктивности имеют толщину порядка одного или нескольких миллиметров.
В некоторых конфигурациях было обнаружено, что мощность, рассеиваемая в пластине или слое вторичной цепи (оболочке), уменьшается с числом слоев индукционной цепи. Было установлено, что при переходе от системы, имеющей один слой, к системе, имеющей два слоя, один проводит электрический ток в «положительном» направлении, а другой - в противоположном («отрицательном») направлении, слои соответственно индуцируют в пластине отрицательный и положительный электрические токи. Эти два электрических тока встречаются в пластине на поверхности раздела между двумя слоями и в этой зоне они аннулируются, так что имеют нулевую плотность тока, уменьшая в соответствии с этим мощность, рассеиваемую в пластине.
Чем больше расстояние между слоями и вторичной цепью, тем меньше мощности рассеивается в ней. По этой причине предпочтительно размещать слои индуктора как можно ближе к оболочке.
Таким образом, можно получать эффективный нагрев оболочки, делая это возможным, например, начиная с оболочки при начальной температуре -40°С до достижения поверхностной температуры 10°C после нагрева за несколько секунд при плотности тока 4×106 ампер на квадратный метр (А/м2).
Электропитание индукторов посредством нескольких жил (например, трех жил) литцендрата дает возможность электрическому току, подаваемому к контурам, уменьшаться до величины, меньшей 100 А, в частности до нескольких ампер, например приблизительно 5-8 А, тогда как общий электрический ток, проходящий в каждом слое индуктора, намного больше, например составляет приблизительно 400 А.
Для обеспечения возможности предотвращения обледенения передней кромки локальным и циклическим образом, можно размещать множество индукторов вдоль передней кромки, как показано, например, на фиг.6 или фиг.7.
Система индукционного нагрева, включенная в лопасть, также может быть использована в качестве устройства для удаления защитной оболочки с передней кромки, когда оболочка имеет значительный уровень эрозии или ударных воздействий и ее необходимо заменить. Поскольку передняя кромка удерживается посредством термоплавкого безрастворного клея, имеющего температуру размягчения, которая ниже максимальной температуры, которой может достичь пластина под действием электромагнитной индукционной системы, в течение технического обслуживания и текущих ремонтных работ лопасти представляется возможным нагрев передней кромки до тех пор, пока оболочка может быть удалена посредством ее отслаивания, например, как более подробно описано в патенте FR 2787366 и US 6470544.
Система индукционного нагрева, включенная в лопасть, может также быть использована для обеспечения нагрева для быстрой полимеризации передних кромок при выполнении быстрого ремонта, причем нагрев регулируют в функции от кинетики полимеризации клея.
Кроме того, активация индукционной системы при довольно низких уровнях тока, возможно, в отсутствие какого-либо льда, может быть использована для создания преднамеренных электромагнитных помех для предотвращения обнаружения винтокрылого летательного аппарата вражеским оборудованием.
В частности, как следует из фиг.1, индуктор 11а содержит две катушки 12 и 13 индуктивности, которые электрически параллельно соединены с клеммами 14 и 15 источника переменного тока (не показано).
Катушка 12 индуктивности содержит первый слой 16 электропроводных жил 17, в котором электрический ток проходит в направлении 18, и второй слой 19 электропроводных жил 20, в котором ток проходит в направлении 21, противоположном направлению 18.
Аналогичным образом, катушка 13 индуктивности содержит первый слой 22 электропроводных жил 23, в котором электрический ток проходит в направлении 24, и второй слой 25 электропроводных жил 26, в котором ток проходит в направлении, указанном ссылочным номером 27.
Жилы 17 и 20 соединены вместе и образуют контуры или витки катушки 12 индуктивности; жилы 23 и 26 аналогичным образом соединены вместе и образуют контуры катушки 13 индуктивности.
Жилы 17, 20, 23 и 26 и слои 16, 19, 22 и 25 проходят параллельно оси 28.
«Наложением» трех тонких индукторов 11а типа, иллюстрируемого на фиг.1, получают индуктор 11b типа, иллюстрируемого на фиг.2, в котором к каждой катушке индуктивности подается электропитание тремя проводниками 29, 30.
На фиг.1 и фиг.2 можно видеть, что два центральных слоя 19 и 22 являются соприкасающимися, тогда как слои 16 и 25 отделены от слоев 19 и 22 соответственно двумя промежутками 31 и 32.
Когда слои покрыты смолой 39 и/или внедрены в три структуры 33, 34 и 35 (изоляционного) композиционного материала, схематически представленного прямоугольными параллелепипедами (смотри фиг.3), то эти три индукторных элемента (33-35) размещены на коротком расстоянии 40 от ферромагнитной пластины/оболочки 41, которая должна быть нагрета индукцией; это расстояние предпочтительно имеет порядок величины, составляющей приблизительно 0,1-3,0 мм, в частности порядок приблизительно 0,1-1,0 мм.
Толщина 36 каждой катушки 12, 13 индуктивности и каждого элемента 33, 34 и 35 может быть порядка приблизительно 1-2 мм; ширина 37 каждой катушки индуктивности и каждого элемента 33, 34 и 35 может быть порядка приблизительно 10-50 мм; длина 38 может лежать в диапазоне от нескольких миллиметров до нескольких метров, в зависимости от выбранной конфигурации (смотри фиг.6-8).
Как показано на фиг.4 и фиг.6-8, лопасть 42 имеет сторону 43 повышенного давления, сторону 44 низкого давления, переднюю кромку 45 и заднюю кромку 46.
В частности, как показано на фиг.4, металлическая оболочка 41 покрывает переднюю кромку и «передние» части сторон 43 и 44 повышенного давления и низкого давления соответственно и служит для защиты их от ударов.
Элементы 33-35 индуктора размещены в композитной структуре 47 лопасти, и они проходят в соответствии с оболочкой 41 и на коротком расстоянии от оболочки 41.
Индуктор соединен с проводниками 49, 50 подачи электропитания, которые проходят в продольном направлении относительно продольной оси 48 лопасти 42, посредством проводников 29 и 30 соответственно.
В частности, как следует из фиг.4 и фиг.5, в то время как два индукторных элемента 33 и 35 выполнены в виде тонких пластин, которые по существу являются плоскими или незначительно криволинейными, центральный индукторный элемент 34 выполнен в виде криволинейной тонкой пластины или оболочки, форма которой согласуется с формой передней части оболочки 41.
Хотя слои индукторов проходят перпендикулярно продольной оси 48 лопасти в элементе осуществления, иллюстрируемом на фиг.6, слои индукторов проходят параллельно указанной оси в вариантах осуществления, иллюстрируемых на фиг.7 и фиг.8.
В этих трех вариантах осуществления индукторы проходят непрерывно на фиг.8 и прерывисто на фиг.6 и фиг.7 вдоль передней кромки 45 и оси 48 по существу регулярно поверх большой части длины лопасти, между двумя ее концами (комеля 52 лопасти и законцовки 51 лопасти).
Проводники 49 и 50 вместе сведены в шину 53, которая действует через посредство вращающихся контактных колец (не показаны) для подачи электрического тока к индукторам от источника питания на борту винтокрылого летательного аппарата.
Claims (12)
1. Устройство для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата, содержащее композитную структуру (47) со слоем или поверхностным слоем (41), состоящим из электропроводного материала, в частности металла или металлического сплава, в котором устройство содержит множество тонких индукторных элементов (33-35), которые предназначены для прохождения, по существу, параллельно слою или поверхностному слою электропроводного материала на расстоянии (40) от него, которое достаточно мало, чтобы гарантировать то, что при подаче на индуктор электропитания от источника переменного тока при соответствующей частоте слой или поверхностный слой будет быстро и равномерно нагреваться без значительного нагрева композитной структуры, индукторы выполнены в форме пластины или оболочки и содержат катушки (12, 13) индуктивности из электропроводного провода, которые являются плоскими и которые содержат большое число витков или контуров, толщина катушки индуктивности и/или индуктора меньше 1/10 ее диаметра или эквивалентного диаметра, и каждая катушка индуктивности является удлиненной по форме вдоль оси (28) и содержит два слоя (16, 19, 22, 25) заплетенных или скрученных жил, которые проходят, по существу, параллельно оси катушки индуктивности, причем два слоя разделены промежутком (31, 32), не имеющим жил индуктора.
2. Устройство по п.1, в котором каждый индуктор содержит две смежные катушки индуктивности, причем каждый слой каждой катушки индуктивности содержит несколько десятков или сотен частей заплетенного провода.
3. Устройство по п.1, в котором каждая катушка индуктивности индуктора содержит несколько десятков витков или контуров, которые находятся рядом и/или являются перемеривающимися.
4. Устройство по п.1, в котором каждая катушка индуктивности индуктора содержит несколько сотен витков или контуров, которые находятся рядом или являются перемеривающимися.
5. Устройство по п.1, в котором индукторы содержат ткань или трикотажный материал из изоляционных волокон и электропроводных проводов.
6. Устройство по п.1, в котором индукторы содержат ткань или трикотажный материал из изоляционных волокон и электропроводных проводов с вязкой или тканью типа саржи, тафты сатина или гибридного типа.
7. Устройство по п.1, в котором диаметр электропроводного провода, используемого для образования индукторов, составляет приблизительно 0,2-1,0 мм.
8. Лопасть (42) несущего винта винтокрылого летательного аппарата, которая включает в себя устройство по п.1.
9. Лопасть по п.8, которая включает в себя один индуктор, проходящий вдоль существенной части длины лопасти, вдоль передней кромки (45).
10. Лопасть по п.8, которая включает в себя множество индукторов, проходящих вдоль существенной части длины лопасти, вдоль передней кромки.
11. Способ предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата, в котором используют устройство по п.1, в котором на индукторы подают электропитание электрическим током при частоте, лежащей в диапазоне 10-100 кГц, предпочтительно в диапазоне 40-70 кГц, в частности, при частоте, находящейся близко к частоте, составляющей приблизительно 50 кГц.
12. Способ по п.11, в котором на индукторы подают электрический ток менее 100 А.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0608824A FR2906786B1 (fr) | 2006-10-09 | 2006-10-09 | Procede et dispositif de degivrage d'une paroi d'aeronef |
FR0608824 | 2006-10-09 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007137023A RU2007137023A (ru) | 2009-04-20 |
RU2466064C2 true RU2466064C2 (ru) | 2012-11-10 |
Family
ID=38008112
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007137023/11A RU2466064C2 (ru) | 2006-10-09 | 2007-10-08 | Способ и устройство для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7913952B2 (ru) |
EP (1) | EP1911673B1 (ru) |
CN (1) | CN101200219A (ru) |
FR (1) | FR2906786B1 (ru) |
RU (1) | RU2466064C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2541548C1 (ru) * | 2013-07-24 | 2015-02-20 | Тамара Викторовна Тулайкова | Способ ликвидации и предотвращения обледенения несущего винта вертолета в облаках |
Families Citing this family (45)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102007026246B4 (de) * | 2007-06-04 | 2009-12-03 | Eads Deutschland Gmbh | Bauteil für ein Fluggerät |
CN102783246B (zh) * | 2008-10-14 | 2015-11-25 | 空中客车营运有限公司 | 具有至少一个电热加热层的加热***、具有这种加热层的结构部件、加热方法以及用于制造具有加热装置的部件半成品或者部件的方法 |
US9469408B1 (en) * | 2009-09-03 | 2016-10-18 | The Boeing Company | Ice protection system and method |
US8777163B2 (en) * | 2009-09-03 | 2014-07-15 | The Boeing Company | Ice protection system and method |
FR2965249B1 (fr) * | 2010-09-28 | 2013-03-15 | Eurocopter France | Systeme de degivrage ameliore pour voilure fixe ou tournante d'un aeronef |
FR2970197B1 (fr) * | 2011-01-11 | 2013-12-20 | Snecma | Procede de desolidarisation/solidarisation par induction d'une piece mecanique magnetique collee a une piece mecanique. |
US8827207B2 (en) | 2011-05-03 | 2014-09-09 | Goodrich Corporation | Ice protection system |
RU2476356C1 (ru) * | 2011-06-29 | 2013-02-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Велко" | Способ удаления льдообразований с обшивки самолета |
DE102012002132A1 (de) | 2012-02-03 | 2013-08-08 | Airbus Operations Gmbh | Vereisungsschutzsystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Betreiben eines Vereisungsschutzsystems |
US10645763B2 (en) * | 2013-02-19 | 2020-05-05 | Illinois Tool Works Inc. | Induction heating head |
US9457909B2 (en) * | 2013-04-25 | 2016-10-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Resistive-inductive de-icing of aircraft flight control surfaces |
WO2014184146A1 (en) | 2013-05-13 | 2014-11-20 | Nci Swissnanocoat Sa | Anti-icing system |
ITTO20130430A1 (it) | 2013-05-28 | 2014-11-29 | Illinois Tool Works | Dispositivo per il pre-riscaldamento ad induzione e la saldatura testa a testa di lembi adiacenti di almeno un elemento da saldare |
US9463879B2 (en) * | 2014-03-03 | 2016-10-11 | The Boeing Company | Systems and methods for predicting and controlling ice formation |
US9638044B2 (en) * | 2014-03-11 | 2017-05-02 | Hamilton Sundstrand Corporation | Resistive-inductive propeller blade de-icing system including contactless power supply |
US11197350B2 (en) | 2014-05-16 | 2021-12-07 | Illinois Tool Works Inc. | Induction heating system connection box |
US11510290B2 (en) | 2014-05-16 | 2022-11-22 | Illinois Tool Works Inc. | Induction heating system |
US9913320B2 (en) | 2014-05-16 | 2018-03-06 | Illinois Tool Works Inc. | Induction heating system travel sensor assembly |
US11076454B2 (en) | 2014-05-16 | 2021-07-27 | Illinois Tool Works Inc. | Induction heating system temperature sensor assembly |
US10863591B2 (en) | 2014-05-16 | 2020-12-08 | Illinois Tool Works Inc. | Induction heating stand assembly |
US10399684B2 (en) * | 2014-10-29 | 2019-09-03 | The Boeing Company | Induction heating coils with uniform heating |
US9745070B2 (en) * | 2014-11-11 | 2017-08-29 | The Boeing Company | Systems for multiple zone heaters for rotor craft and methods of operation |
US10364035B2 (en) * | 2015-08-25 | 2019-07-30 | The Boeing Company | Synergetic noise absorption and anti-icing for aircrafts |
US10442523B2 (en) * | 2015-08-25 | 2019-10-15 | The Boeing Company | Synergetic noise absorption and anti-icing for aircrafts |
ES2681658T3 (es) * | 2015-10-05 | 2018-09-14 | Airbus Defence And Space, S.A. | Dispositivo y método de protección contra el hielo |
US11452178B2 (en) * | 2015-11-10 | 2022-09-20 | The Boeing Company | Highly formable smart susceptor blankets |
US9914269B2 (en) * | 2016-02-29 | 2018-03-13 | The Boeing Company | Integrated smart susceptor heater blanket debulk system for composites |
US10213969B2 (en) * | 2016-02-29 | 2019-02-26 | The Boeing Company | Integrated smart susceptor heater blanket and vacuum bag deployment system for large composite skin laminate debulk |
US10336013B2 (en) * | 2016-02-29 | 2019-07-02 | The Boeing Company | Large scale smart susceptor heater blankets requiring multi zone control |
US10124902B2 (en) * | 2016-06-15 | 2018-11-13 | The Boeing Company | Hybrid acoustic and induction-heating systems and methods for impeding formation of ice |
US10137994B2 (en) * | 2016-06-15 | 2018-11-27 | The Boeing Company | Hybrid acoustic and induction-heating systems and methods for impeding formation of ice |
US10118705B2 (en) * | 2016-06-15 | 2018-11-06 | The Boeing Company | Hybrid acoustic and induction-heating systems and methods for impeding formation of ice |
US10118706B2 (en) * | 2016-06-15 | 2018-11-06 | The Boeing Company | Hybrid acoustic and induction-heating systems and methods for impeding formation of ice |
EP3285545B1 (en) | 2016-08-17 | 2020-05-06 | Ratier-Figeac SAS | Heating device |
US10464680B2 (en) * | 2016-08-30 | 2019-11-05 | The Boeing Company | Electrically conductive materials for heating and deicing airfoils |
US10708979B2 (en) | 2016-10-07 | 2020-07-07 | De-Ice Technologies | Heating a bulk medium |
FR3061132B1 (fr) * | 2016-12-27 | 2023-11-03 | Airbus Operations Sas | Structure pour ensemble propulsif d'aeronef, systeme et ensemble propulsif associes |
WO2020046873A1 (en) | 2018-08-27 | 2020-03-05 | Bratianu Badea Alexandru | De-icing systems |
RU2704699C1 (ru) * | 2019-01-30 | 2019-10-30 | Акционерное общество "Кронштадт" | Электроимпульсная система для удаления льдообразований с обшивки агрегатов летательного аппарата |
CN112081055B (zh) * | 2020-10-27 | 2022-02-01 | 合肥工业大学 | 一种基于电磁加热与微波加热的多功能除雪车 |
CN112081056B (zh) * | 2020-10-27 | 2022-02-01 | 合肥工业大学 | 基于电磁加热与微波加热的多功能路面除冰雪施工方法 |
US11952129B2 (en) | 2020-12-30 | 2024-04-09 | Goodrich Corporation | Carbon nanotube (CNT) or carbon allotrobe based induction heating for aircraft ice protection |
US12017779B2 (en) * | 2021-06-30 | 2024-06-25 | Rohr, Inc. | Integrated microwave thermal anti-icing system |
US11732145B2 (en) * | 2021-08-06 | 2023-08-22 | The Boeing Company | Conductive anti-icing coating systems and methods |
FR3133374A1 (fr) * | 2022-03-14 | 2023-09-15 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de dégivrage d’aube |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU669638A1 (ru) * | 1976-12-30 | 1986-10-07 | Предприятие П/Я В-2323 | Противообледенительна система летательного аппарата |
EP0428142A2 (en) * | 1989-11-15 | 1991-05-22 | The B.F. Goodrich Company | Planar coil construction |
JP2001278195A (ja) * | 2000-03-29 | 2001-10-10 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 航空機用除氷装置 |
US6377775B1 (en) * | 1999-04-15 | 2002-04-23 | Canon Kabushiki Kaisha | Image heating apparatus |
JP2005228571A (ja) * | 2004-02-12 | 2005-08-25 | Totoku Electric Co Ltd | 電磁誘導加熱コイルおよび電磁誘導加熱装置 |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1819497A (en) * | 1930-05-16 | 1931-08-18 | Charles F Chisholm | Combating sleet on airplanes |
US2142785A (en) * | 1935-03-15 | 1939-01-03 | Earl C Hanson | Heating device for aircraft |
US2552075A (en) * | 1944-08-05 | 1951-05-08 | Catherine Van Daam | Heating device for airplanes |
US2547934A (en) * | 1948-06-09 | 1951-04-10 | Peter L Gill | Induction heater for axial flow air compressors |
GB1012165A (en) * | 1960-08-25 | 1965-12-08 | Thomas Edward Evans | Method and apparatus for electrical heating of components |
GB1306062A (ru) * | 1968-11-19 | 1973-02-07 | ||
US4060212A (en) * | 1976-04-01 | 1977-11-29 | System Development Corporation | Deicing apparatus and method |
CA1069870A (en) * | 1977-03-04 | 1980-01-15 | B.F. Goodrich Company (The) | Propeller deicer |
US4399967A (en) * | 1980-12-09 | 1983-08-23 | Lockheed Corporation | Staggered coil and nose-torquer electromagnetic pulse deicing systems |
US4458865A (en) * | 1980-12-09 | 1984-07-10 | Lockheed Corporation | Nose-torquer electro-impulse deicing systems |
US4501398A (en) * | 1980-12-09 | 1985-02-26 | Lockheed Corporation | Beam balancer electro-impulse deicing systems |
US5129598A (en) * | 1989-12-22 | 1992-07-14 | B. F. Goodrich Co. | Attachable electro-impulse de-icer |
US5553815A (en) * | 1994-04-07 | 1996-09-10 | The B. F. Goodrich Company | De-icer adapted for installment on the inner surface of a structural member |
JPH10165311A (ja) * | 1996-12-14 | 1998-06-23 | Sumitomo Electric Ind Ltd | 誘導発熱体 |
CA2227526A1 (en) * | 1997-01-21 | 1998-07-21 | Michael J. Giamati | Hybrid deicer with element sequence control |
FR2779314B1 (fr) * | 1998-05-27 | 2000-08-04 | Eurocopter France | Dispositif de chauffage a elements resistifs d'un profil aerodynamique |
WO2000052966A1 (en) * | 1999-03-01 | 2000-09-08 | Trustees Of Dartmouth College | Methods and systems for removing ice from surfaces |
CA2277885C (fr) * | 1999-07-16 | 2007-05-22 | Hydro-Quebec | Emetteur infrarouge a l'induction electromagnetique |
FR2863586B1 (fr) | 2003-12-12 | 2007-01-19 | Eurocopter France | Dispositif de degivrage/antigivrage modulaire d'une surface aerodynamique. |
-
2006
- 2006-10-09 FR FR0608824A patent/FR2906786B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-10-02 EP EP07019327A patent/EP1911673B1/fr active Active
- 2007-10-08 RU RU2007137023/11A patent/RU2466064C2/ru active
- 2007-10-08 CN CNA2007103068646A patent/CN101200219A/zh active Pending
- 2007-10-09 US US11/869,015 patent/US7913952B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU669638A1 (ru) * | 1976-12-30 | 1986-10-07 | Предприятие П/Я В-2323 | Противообледенительна система летательного аппарата |
EP0428142A2 (en) * | 1989-11-15 | 1991-05-22 | The B.F. Goodrich Company | Planar coil construction |
US6377775B1 (en) * | 1999-04-15 | 2002-04-23 | Canon Kabushiki Kaisha | Image heating apparatus |
JP2001278195A (ja) * | 2000-03-29 | 2001-10-10 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 航空機用除氷装置 |
JP2005228571A (ja) * | 2004-02-12 | 2005-08-25 | Totoku Electric Co Ltd | 電磁誘導加熱コイルおよび電磁誘導加熱装置 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2541548C1 (ru) * | 2013-07-24 | 2015-02-20 | Тамара Викторовна Тулайкова | Способ ликвидации и предотвращения обледенения несущего винта вертолета в облаках |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US7913952B2 (en) | 2011-03-29 |
FR2906786A1 (fr) | 2008-04-11 |
EP1911673B1 (fr) | 2009-07-01 |
RU2007137023A (ru) | 2009-04-20 |
CN101200219A (zh) | 2008-06-18 |
FR2906786B1 (fr) | 2009-11-27 |
US20080251642A1 (en) | 2008-10-16 |
EP1911673A1 (fr) | 2008-04-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2466064C2 (ru) | Способ и устройство для предотвращения обледенения обшивки летательного аппарата | |
CA2290386C (en) | Device and method for heating and deicing wind energy turbine blades | |
US10252806B2 (en) | Electrothermal heater mat | |
CN107010226B (zh) | 防冰装置和方法 | |
CA2852598C (en) | Wind turbine rotor blade having an electrical heating device and a plurality of lightning conductors | |
EP2528813B1 (en) | Electrothermal heater mat | |
US8981266B2 (en) | Electrical apparatus | |
US20120298803A1 (en) | Electrothermal heater | |
US8354624B2 (en) | Device for curing a plastic material | |
EP2528816B1 (en) | Heater mat comprising dielectric component with electrical connection | |
GB2251417A (en) | Electromagnetic repulsion system for deicing aircraft surfaces | |
JP3558279B2 (ja) | 航空機用除氷装置 | |
CN110546378A (zh) | 与风力发电设备或其它装置的翼片加热相关的方法和设备 | |
CN104302548A (zh) | 针对闪电提供保护的设备 | |
EP4025014B1 (en) | Carbon nanotube (cnt) or carbon allotrobe based induction heating for aircraft ice protection |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |