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Gebiet der Erfindung
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Die
vorliegende Erfindung betrifft elektrische Heizungssysteme zur Verhinderung
oder Entfernung von Eis-Ansammlungen
auf der Oberfläche
von Flugzeugstrukturelementen und insbesondere ein redundantes Eisbehandlungssystem
für ein
Flugzeug.
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Hintergrund der Erfindung
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Die
Ansammlung von Eis auf Flugzeugpropellern, Flügeln und anderen Strukturbauteilen
während
des Fluges ist eine wohlbekannte Gefahr bei Bedingungen mit niedrigen
Temperaturen. Wie sie hier benutzt werden, sollen die Ausdrücke „Flugzeugbauteile" oder „Strukturbauteile" irgendeine Flugzeugoberfläche betreffen,
die während
des Fluges anfällig
gegenüber
Vereisen ist, inklusive Propeller, Flügel, Höhenflossen, Motoreinlässe und
dergleichen. Seit den frühesten
Tagen der Fliegerei wurden Versuche unternommen, das Problem der
Eis-Ansammlung zu überwinden.
Während
viele verschiedene Techniken zum Entfernen von Eis von Flugzeugen
vor oder während
des Fluges vorgeschlagen wurden, haben viele frühere Systeme oder Techniken viele
verschiedene Nachteile oder besitzen gewisse Einschränkungen.
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Eine
Herangehensweise an Eisbehandlung, die verwendet wurde, ist das
so genannte thermische Enteisen. Beim thermischen Enteisen werden
die Anströmkanten,
d.h. die Bereiche des Flugzeuges, die auf den Luftstrom, der auf
das Flugzeug aufprallt, treffen und ihn umleiten, erwärmt, um
die Bildung von Eis zu verhindern oder angesammeltes Eis abzulösen. Das
abgelöste
Eis wird dann von den Strukturbauteilen durch den Luftstrom, der
das Flugzeug passiert, weggeblasen.
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Bei
einer Form des thermischen Enteisens wird das Erwärmen durch
Anordnen eines elektrothermischen Feldes, welches Heizelemente umfasst, über die
Anströmkanten
des Flugzeugs oder durch Einbeziehen der Heizelemente in die Strukturbauteile des
Flugzeugs durchgeführt.
Elektrische Energie für jedes
Wärmeelement
stammt typischerweise von einem Stromgenerator, der von einem oder
mehreren Flugzeugmotoren oder gegebenenfalls über Getriebe angetrieben wird.
Die elektrische Energie wird intermittierend oder kontinuierlich
zugeführt,
um ausreichend Wärme
bereitzustellen, um so die Bildung von Eis zu verhindern oder um
sich ansammelndes Eis abzulösen.
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Bei
einigen üblicherweise
verwendeten Wärme-Enteisern
werden die Wärmeelemente
als Bänder
gestaltet, zum Beispiel als miteinander verbundene leitfähige Segmente,
die auf einer flexiblen Unterschicht montiert sind. Die leitfähigen Segmente
sind voneinander durch Zwischenräume,
zum Beispiel durch Zwischensegment-Zwischenräume getrennt, und jedes Band
wird von einem Paar von Kontaktstreifen mit elektrischer Energie
versorgt. Wenn sie auf einem Flügel
oder anderen Tragflächen
aufgebracht sind, sind die Segmente in Streifen oder Bereichen angeordnet,
die sich in Spannweitenrichtung oder in Richtung der Flügeltiefe
des Flugzeugflügels, des
Rotors oder der Tragfläche
erstrecken. Einer dieser Streifen, der als in Spannweitenrichtung
verlaufender Trennungsstreifen bekannt ist, ist längs einer Achse
in Spannweitenrichtung angeordnet, welche üblicherweise mit einer Staulinie
zusammenfällt,
die während
des Flugs entsteht, und in welcher eine Vereisung angetroffen werden
kann. Andere Streifen, die als in Richtung der Flügeltiefe
verlaufende Trennungsstreifen bekannt sind, sind an den Enden der
in Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen angeordnet
und sind längs
in Richtung der Flügeltiefe
verlaufenden Achsen ausgerichtet. Andere Bereiche, die als in Spannweitenrichtung
verlaufende Wirbelablösungsbereiche
bekannt sind, sind typischerweise oberhalb und unterhalb des in
Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifens an einem Ort
zwischen den in Richtung der Flügeltiefe verlaufenden
Trennungsstreifen angeordnet. Zwischen benachbarten Bereichen existiert
manchmal eine Lücke,
die als Zwischenheizungslücke
bekannt ist.
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Ein
solches System ist in der französischen Patentanmeldung
FR-A-2779314, die nach dem Prioritätsdatum der vorliegenden Erfindung
veröffentlicht
wurde, beschrieben. Dieses Dokument betrifft eine Heizungsvorrichtung
für ein
aerodynamisches Profil, welches viele verschiedene in das aerodynamische
Profil nahe der Anströmkante
des aerodynamischen Profils einbezogene Widerstandselemente, aufweist,
die eine erste Gruppe von Widerstandselementen bilden, die näherungsweise
parallel zu der Anströmkante
verlaufen, welche so angeordnet sind, dass sie einen Enteisungsstromkreis
bilden. Die Vorrichtung weist ferner eine zweite Gruppe von Widerstandselementen
auf, die in das aerodynamische Profil einbezogen sind und als ein
Eisverhütungsstromkreis
angeordnet sind. Die beiden Stromkreise sind unabhängig und
die relativen Positionen ihrer Elemente sind eine Funktion der Form
des Profils.
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Ein
System gemäß dem Oberbegriff
des Anspruchs 1 ist aus der PCT-Anmeldung WO 95/25614 bekannt. Ein
bekanntes Verfahren zum Enteisen erzeugt elektrischen Strom, der
kontinuierlich durch die Trennungsstreifen geschickt wird, so dass
die Streifen ständig
auf eine Temperatur oberhalb von 32°F erwärmt sind. In den in Spannweitenrichtung
verlaufenden Wirbelablösungsbereichen
wird andererseits Strom intermittierend hindurchgeschickt, so dass
die in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereiche
intermittierend auf eine Temperatur oberhalb von ungefähr 32°F erwärmt werden.
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Wenn
diese Technik des Erwärmens
der verschiedenen Bereiche allgemein wirksam ist, um Eis ohne übermäßigen Stromverbrauch
zu schmelzen (oder seine Bildung zu verhindern), besteht ein Problem,
dass darin besteht, dass das Schmelzen von Eis in den Zwischensegment-
und Zwischenheizungslücken
schwierig oder unmöglich
sein kann. Ferner kann das Schmelzen von Eis auf oder um die Kontaktstreifen
ebenfalls schwierig oder unmöglich sein.
Die Ansammlung von Eis in den Lücken
und auf den Kontaktstreifen ist insbesondere unerwünscht, weil
das nicht geschmolzene Eis als „Anker" für
Eis dienen kann, das nur aufgrund des Eises, das sich in den Lücken oder
auf den Kontaktstreifen ansammelt, nicht geschmolzen wird.
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Ein
anderes Problem bei früheren
wärmebasierenden
Systemen ist ihr Mangel an Zuverlässigkeit. Flugzeugbauteile,
wie zum Beispiel Motoren eines Helikopters oder Propeller von Kipprotorflugzeugen
unterliegen starker Spannung und Belastung, die mit dem Betrieb
des Flugzeugs verbunden ist. Andauernde Benutzung des Flugzeugs
führt unvermeidlich
zu irgendeiner Beschädigung
von Flugzeugkomponenten. Was Heizelemente betrifft, die in ein Flugzeugbauteil
integriert sind, können
Brüche
in oberflächlich
angeordneten Stromkreisen dazu führen,
dass thermische Enteisungssysteme versagen, was ein ernsthaftes
Risiko für
die Flugzeugbesatzung und die Ausrüstung während Kaltwetterbetrieb darstellt.
Und noch ein weiterer Belang des Wärmeelementstromkreises ist
die Möglichkeit
der Uneinheitlichkeit zum Beispiel der Heißpunkt- oder Kaltpunkterzeugung
und ein höherer
Energieverbrauch als akzeptabel ist.
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Probleme
sind auch dort anzutreffen, wo Streifen entlang der gesamten Länge des
Flugzeuges verlaufen. Die Menge der von dem Flugzeugelement losgelösten Eisstücke, kann
eine Gefahr für
den Flugzeugrumpf darstellen, wenn nämlich das Eispartikel oder
die Eispartikel zu groß ist
bzw. sind, kann durch das Aufschlagen des Eises auf dem Rumpf sogar
ein Durchschlagen der Rumpfhaut erfolgen.
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Zusammenfassung der Erfindung
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Als
Antwort auf die vorangehenden Belange stellt die vorliegende Erfindung
ein neues und verbessertes Wärme-Eis-Behandlungssystem
für Flugzeug-Strukturbauteile
bereit. Insbesondere stellt die vorliegende Erfindung ein redundantes
Eis-Behandlungssystems für
ein Flugzeugbauteil bereit, welches aufweist: ein primäres Eis-Behandlungs-Sub-System zum
Bereitstellen einer Wärme-Eisbehandlung
für einen
Bereich des Flugzeugbauteils; und ein sekundäres Eis-Behandlungs-Sub-System zum Bereitstellen einer
Reserve-Wärme-Eis-Behandlung
für das
Flugzeugbauteil für
den Fall eines Ausfalls des primären Eis-Behandlungs-Sub-Systems,
wobei das sekundäre
Eis-Behandlungs-Sub-System einen Großteil der von dem primären Eis-Behandlungs-Sub-System
behandelten Fläche
behandelt, dadurch gekennzeichnet, dass das primäre und das sekundäre Sub-System
ferner jeweils separate primäre
und sekundäre Bereiche
aufweisen, die jeweils in Spannweitenrichtung entlang dem Flugzeugbauteil
unterteilt sind, so dass eine im Wesentlichen überlappende Überdeckung
des Flugzeugstrukturbauteils bereitgestellt wird.
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Ferner
finden sich neue Aspekte der vorliegenden Erfindung bei der Integration
der redundanten Eis-Behandlungssysteme
mit einer Steuereinrichtung und der Integration der Steuereinrichtung mit
Atmosphären-,
Struktur- und Systembeobachtungsfähigkeiten.
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Die
vorliegende Erfindung stellt auch ein Verfahren zur Behandlung der
Bildung von Eis auf einem Flugzeugbauteil mit einem Eis-Behandlungssystem bereit,
das primäre
und sekundäre
Eisbehandlungssubsysteme aufweist, die separate primäre und sekundäre Bereiche
aufweisen, welche jeweils in Spannweitenrichtung längs des
Flugzeugbauteils unterteilt sind, so dass eine im Wesentlichen überlappende Überdeckung
des Flugzeugstrukturbauteils bereitgestellt wird, wobei das Verfahren
aufweist: Überwachen
des Flugzeugbauteils und der atmosphärischen Bedingungen für Eisbildungsbedingungen
auf dem Flugzeugbauteil; Aktivieren des primären Eisbehandlungssystems als
Antwort auf eine Anzeige von Eisbildung auf dem Flugzeugbauteil; Überwachen
des primären
Eisbehandlungssystems, um dessen Betriebsbereitschaft und Effizienz
zu ermitteln; und Aktivieren des sekundären Eis-Behandlungssystems in Antwort auf das
Beobachten des primären
Eis-Behandlungssystems, wenn das primäre Eis-Behandlungssystem bezüglich der
Betriebsbereitschaft und der Effizienzanforderungen versagt.
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Ein
Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass sie ein Reserve-Eis-Behandlungssystem
im Fall eines Ausfalls des primären
Systems bereitstellt. Durch Bereitstellen von primären und
sekundären
Sub-System-Elementen
wird Wärme
effektiv und effizient über
das Flugzeugbauteil verteilt unabhängig von dem Ausfall des primären Systems
erzeugt. Abschnitte der primären
und sekundären Sub-System-Elemente
sind in Spannweitenrichtung und in Richtung der Flügeltiefe
längs des
Flugzeugstrukturbauteils auf eine Weise ausgerichtet, dass sie für eine ausreichende
Oberflächenbedeckung
für den
Wärmebehandlungsbetrieb
sorgen können.
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Ein
anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass durch
die Erfindung die Bauteildimensionen optimiert werden, so dass primäre und sekundäre Subsystemabschnitte
ein effizientes Erwärmen
längs des
gesamten Zielbereichs begünstigen,
und sie minimiert die Überlappung,
die erforderlich ist, um die gewünschte
Wärmeverteilung für die Wärme-Eisbehandlung
zu erreichen.
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Noch
ein anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass
durch die Erfindung Kaltpunkte eliminiert werden, die auf und um
Flugzeugstrukturbauteile durch selektive Aktivierung von Heizelementen
auftreten können,
die längs
eines Strukturbauteils angeordnet sind.
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Ein
anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass durch
die Erfindung äußerst wünschenswerte
Erwärmungsniveaus
geschaffen werden, während
eine minimale Energiemenge verbraucht wird. Insbesondere wird durch
das nacheinander folgende Erwärmen
der in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereiche
der Energieverbrauch durch die Steuereinrichtung minimiert, ohne
Enteisungsfähigkeiten
zu opfern. Ferner maximiert die flexible Steuerung der primären und sekundären Elemente
die Enteisungsfähigkeit.
Insbesondere wenn Flugbedingungen sich ändern, kann das Zeitintervall
während
dem jedes System-Element
erwärmt
wird, durch eine Bordsteuereinrichtung variiert werden.
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Ein
weiterer Vorteil der Erfindung ist die stufenförmige Anordnung von acht in
Richtung der Flügeltiefe
verlaufenden Enteisungsbereichen in der Spannweitenrichtung von
der Rotorblattspitze bis zum Fuß anstatt
von über
die gesamte Spannweite verteilten in Flügeltiefenrichtung verlaufenden
Bereichen auf der oberen und unteren Rotorfläche. Die sich daraus ergebenden
Eisstücke
sind daher kleiner und stellen kein so großes Risiko, dass der Flugzeugrumpf
durchschlagen wird, dar.
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Kurzbeschreibung der Zeichnungen
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Für ein umfassenderes
Verständnis
der vorliegenden Erfindung einschließlich ihrer Merkmale und Vorteile
wird jetzt auf die detaillierte Beschreibung der Erfindung, die
in Verbindung mit den beigefügten
Zeichnungen gebracht ist, Bezug genommen, von denen:
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1 eine
perspektivische Teilansicht einer Tragfläche nach dem Stand der Technik
ist, die einen Wärme-Enteiser
hat, der längs
der Tragflächen-Anströmkante montiert
ist;
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2 eine
Draufsicht eines Wärme-Enteisers
nach dem Stand der Technik ist;
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3 eine
weggebrochene Teildraufsicht eines Wärme-Enteisers nach dem Stand der Technik ist,
der auf einem Strukturbauteil montiert ist;
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4 eine
vertikale Querschnittsansicht der Anordnung eines Wärme-Enteisers
nach dem Stand der Technik entlang der Staulinie von 3 ist;
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5 eine
Querschnittsansicht eines Rotorblatts eines Helikopters oder eines
Propellers eines Kipprotorflugzeugs ist, bei dem die vorliegende
Erfindung verwendet werden kann;
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6A–6B Draufsichten
einer schematischen Anordnung des primären und sekundären Erwärmungssystems
der vorliegenden Erfindung sind; und
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7 eine
Blockdiagrammansicht der Systemkomponenten für die vorliegende Erfindung
ist.
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Detaillierte Beschreibung
der Erfindung
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Während die
Herstellung und die Benutzung von verschiedenen Ausführungsformen
der vorliegenden Erfindung unten im Detail diskutiert wird, ist zu
würdigen,
dass die vorliegende Erfindung viele anwendbare Erfindungskonzepte
bereitstellt, die in vielen verschiedenen spezifischen Kontexten
enthalten sein können.
Die spezifischen Ausführungsbeispiele, die
hierin diskutiert werden, sind lediglich zur Veranschaulichung von
spezifischen Arten, die Erfindung herzustellen und zu verwenden,
und beschränken nicht
den Bereich der Erfindung.
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Die
vorliegende Erfindung ist auf die thermische Beherrschung der Eisentstehung
auf Flugzeugstrukturbauteilen gerichtet, wie zum Beispiel Propeller
und Tragflächen.
Die Erfindung umfasst die Aufnahme einer Heizungsoberflächentechnologie, wie
sie bei Flugzeugen verwendet wird, um Eis von der Anströmkante der
Flugzeugflügel
oder Propeller zu entfernen. Die Oberflächentechnologie der vorliegenden
Erfindung weist getrennt gesteuerte Subsysteme auf, die als primäres Erwärmungssystem
oder sekundäres
Erwärmungssystem überall in
dieser Beschreibung bezeichnet werden. Der Zweck, redundante Systeme
zu haben, ist, ein Reservesystem für das Flugzeug und seine Besatzung
bereitzustellen, wenn die primären
Systemheizungselemente ausfallen. Ein sekundäres System ermöglicht ständigen Betrieb
mit sekundärer
Enteisungs- oder Eisverhütungsbehandlung
von Flugzeugtragflächen
und Propellern.
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Ein
Flugzeug, das thermische Eis-Entfernungssysteme hat, kann einen
Eisverhütungsbereich,
der so erwärmt
wird, dass sich niemals Eis darauf bilden kann, und einen Enteisungsbereich
aufweisen, in dem sich Eis bis zu einer bestimmten Dicke bilden
kann und dann entfernt wird, wenn die Heizungselemente aktiviert
werden, wobei die Oberflächentemperatur
durch einen Abrasionsstreifen zu einem Punkt gebracht wird, an dem
die Oberflächenspannung
reduziert ist und das Eis abfallen wird, welches von dem Luftstrom über die
aerodynamische Oberfläche
oder durch die Zentrifugalkraft, die von der Propellerrotation herrührt, fortgeblasen
wird.
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Mit
Bezug auf 1 ist ein thermischer Enteiser 10 gemäß einer
Ausführung
nach dem Stand der Technik, die in dem US-Patent Nummer 5,475,204
beschrieben ist, gezeigt, welcher auf einem Strukturbauteil 11 mit
der Form eines Flügels montiert
ist. Wie bekannt ist, weist das Strukturbauteil 11 eine
in Richtung der Flügeltiefe
verlaufende und eine schräg
verlaufende Achse auf. Während
des Fluges trifft der Luftstrom auf eine Anströmkante 13 des Strukturbauteils 11 und
eine Anzahl von Staupunkten entsteht, wodurch eine Staulinie oder
Achse ausgebildet wird, wobei die Staulinie mit den Flugbedingungen
variiert.
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Der
Enteiser 10 ist an der Staulinie symmetrisch befestigt,
welche am häufigsten
bei Vereisungsbedingungen anzutreffen ist. Aufgrund der Pfeilung des
Strukturbauteils 11, auf das der Enteiser 10 angewendet
wird, hat ein Paar in Flügeltiefenrichtung angeordneter
oder seitlicher Kanten des Enteisers 10 eine winkelförmige Form,
wenn der Enteiser 10 flach ist. Wie von einschlägigen Fachleuten
gewürdigt wird,
ermöglicht
das Anordnen der Seitenkanten auf diese Art zwei Enteisern 10 nebeneinander
entlang der Anströmkante 13 angeordnet
zu werden, ohne das sich eine Lücke
zwischen den zwei Enteisern 10 bildet. Bei einem Strukturbauteil 11 ohne
Pfeilung wären
die Seitenkanten senkrecht zu der Staulinie, wenn der Enteiser 10 flach
ist. In der folgenden Diskussion wird der Betrieb eines einzelnen
Enteisers 10 diskutiert. Es ist trotzdem zu würdigen,
dass üblicherweise
eine Anzahl von Enteisern 10 entlang der Anströmkante 13 des
Strukturbauteils 11 zueinander benachbart montiert wird.
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2 stellt
den thermischen Enteiser 10 nach dem Stand der Technik
detaillierter dar, welcher eine Mehrzahl von Elementen oder Streifen 12 aufweist.
Die Elemente 12 sind typischerweise auf einer flexiblen
Unterschicht 15 montiert. Dann werden Elemente angeordnet,
um einen stufenartigen Trennungsstreifen 14, in Flügeltiefenrichtung
verlaufende Trennungsstreifen 16 und stufenförmige Wirbelablösungsbereiche 18 bereitzustellen.
Strom wird durch die Elemente 12 mittels Kontakten 20 bis 23 geschickt.
Die Kontakte 20 bis 23 weisen vier Paare von Kontaktfeldern
auf, wobei vier von diesen Feldern an einem Ende des Enteisers 10 angeordnet
sind und die anderen vier von diesen an einem gegenüberliegenden
Ende des Enteisers 10 angeordnet sind. Beim Betrieb werden
Spannungsdifferenzen zwischen den Feldpaaren aufgebaut, so dass
durch jedes der Elemente 12 Strom fließt. Zwischenheizungslücken 24 sind
zwischen den verschiedenen Bereichen 14, 16 und 18 angeordnet.
Die Elemente 12 sind durch zusammengeschaltete leitfähige Segmente 26 definiert,
wobei die leitfähigen
Segmente 26 längs
von Achsen ausgerichtet sind, die entweder zu der Staulinie oder
den in Flügeltiefenrichtung
verlaufenden Achsen des Strukturbauteils 11 parallel sind.
Jedes Paar von leitfähigen
Segmenten 26 ist mit einem Wendepunkt 28 zusammengeschaltet
und definiert eine Zwischensegmentlücke 30.
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Beim
Betrieb wird Strom kontinuierlich zu den in Spannweitenrichtung
und in Flügeltiefenrichtung
verlaufenden Trennungsstreifen 14 und 16 geschickt,
so dass Wärme
darin kontinuierlich erzeugt wird. Wärme wird kontinuierlich in
den in Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 14 erzeugt,
da das Eis, das sich nahe der Staulinie ansammelt, wie zum Beispiel
Raueis, dazu neigt, äußerst schwer
zu schmelzen. Strom wird intermittierend zu den in Spannweitenrichtung
verlaufenden Wirbelablösungsbereichen 18 geschickt,
so dass Wärme
darin intermittierend erzeugt wird.
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Ein
Ziel des Enteisers 10 ist, das gesamte Eis zu schmelzen,
das sich angrenzend an die Elemente 12 ansammelt, aber
in der Praxis treten gewisse Probleme auf. Erstens kann sich bei
Wärme-
oder Enteisungssystemen, wie zum Beispiel dem Enteiser 10,
Eis in den Zwischenheizungslücken 24 ansammeln,
ebenso wie in den Zwischensegmentlücken 30. Insbesondere
während
des Betriebs fließt
sehr wenig Strom in die äußeren Bereiche
oder Ecken der Wendepunkte 28, so dass, wenn zum Beispiel
die Wendepunkte eines der Elemente 12 neben den Wendepunkten 28 eines
anderen Elements 12 angeordnet sind, es keine brauchbare
Art und Weise gibt, Wärme
von der einen Gruppe von Wendepunkten 28 zu der anderen
Gruppe von Wendepunkten zu übertragen.
Zweitens wird bei üblichen
Anordnungen des Enteisers 10 nach dem Stand der Technik
den Kontakten 20 bis 23 keine Wärme zugeführt. Insbesondere
sind die Kontaktfelder der Kontakte 20 bis 23 viel ausgedehnter
als typische leitfähige
Segmente 26 und sind an ein dickes Verbindungsleitungskabel
angeschlossen, das eine relativ große Querschnittsfläche hat.
Somit dissipieren die Kontaktfelder relativ wenig Energie und werden
zu Kaltpunkten, auf denen sich Eis ansammelt. Ferner dienen die
Kontaktfelder als „Anker" für Eis, das
nur wegen der Kaltpunkte, die durch die Kontakte 20 bis 23 erzeugt
werden, nicht geschmolzen wird. Drittens sind die Zwischenheizungslücken 24 zwischen
den in Flügeltiefenrichtung verlaufenden
Trennungsstreifen 16 und den in Spannweitenrichtung verlaufenden
Wirbelablösungsbereichen 18 besonders
schwer zu erwärmen. Insbesondere
die äußeren Ecken
der Wendepunkte 28, die neben den in Flügeltiefenrichtung verlaufenden
Trennungsstreifen 16 angeordnet sind, sind abgewinkelt,
um sich an die winkelförmigen
Kanten des Enteisers 10 anzupassen.
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Beim
Betrieb fließt
der Strom nicht wirkungsvoll in diese abgewinkelten Ecken und der
(die) sich ergebende(n) Kaltpunkt(e) kann (können) die Aufgabe des hinreichenden
Erwärmens
der Zwischenheizungslücken 24 sogar
erschweren. Schließlich
sind einige der leitfähigen
Segmente 26 zu kurz bezüglich ihrer
Länge,
um für
eine ausreichende Erwärmung
zu sorgen. Es wurde herausgefunden, dass, wenn die leitfähigen Segmente 26 zu
kurz sind, die Stromflussdichte so beschaffen ist, dass ein unerwünschtes
Erwärmungsmuster
in den Elementen 12 erreicht wird.
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Es
ist anzunehmen, dass der Enteiser 10, obwohl er natürlich effizienter
als viele bekannte Wärme-Enteiser
ist, Kaltpunkte nicht minimieren kann. D.h., sogar wenn die Kaltpunkte
in den Zwischenheizungslücken 24 durch
Erzeugen von mehr Wärme
in den Elementen 12 eliminiert werden können, würde der Enteiser 10 unerwünscht hohe
Energieniveaus verbrauchen. Ferner würde die Erzeugung von mehr Wärme nicht
notwendigerweise das Schmelzen in dem Bereich der Kontakte 20 bis 23 oder
in bestimmten Wendepunkten 28 ermöglichen, die nahe der in Flügeltiefenrichtung
verlaufenden Trennungsstreifen 16 ausgebildet sind.
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Mit
Bezug auf die 3 und 4 ist eine Teildraufsicht
beziehungsweise perspektivische Ansicht eines Wärme-Enteiser-System nach dem
Stand der Technik gezeigt. Der Enteiser 40 stellt den Zwischenheizungslücken 24 und
den Zwischensegmentlücken 30 ebenso
wie den Kontakten 20 bis 23 Wärme bereit (wie in 2 gezeigt).
Der Enteiser 40 ist längs
der Anströmkante 13 des
Strukturbauteils 11 montiert (1). Das
Strukturbauteil 11 ist typischerweise ein Kompositmaterial,
aber in anderen Beispielen kann es Metall, wie zum Beispiel Aluminium,
sein. Mit Bezug auf 4 kann das Enteiser-System 40 in Spannweitenrichtung
verlaufende Trennungsstreifen 44, in Flügeltiefenrichtung verlaufende Trennungsstreifen 45 und
in Spannweitenrichtung verlaufende Wirbelablösungsbereichen 46 aufweisen,
die jeweils auf einer flexiblen Unterschicht (nicht gezeigt) montiert
sind. Der in Spannweitenrichtung verlaufende Trennungsstreifen 44 ist
bevorzugt längs
einer Achse montiert, die mit einer Staulinie zusammenfällt, die während Eisbedingungen
am häufigsten
eintritt. Die Streifen 44, 45 und die Bereiche 46 weisen
leitfähige Elemente
oder Bänder 50 auf,
die entweder längs
einer Achse in Spannweitenrichtung oder längs einer Achse in Flügeltiefenrichtung
angeordnet sind. Die Elemente 50 sind bevorzugt in Serpentinenmustern aufgebaut.
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Mit
Bezug auf 3 wird Strom durch die Elemente 50 mittels
der Kontakte 51 geschickt, wobei die Kontakte 51 mit
den Elementen 50 verbunden sind. Die Kontakte 51 weisen
Paare von Kontaktstreifen oder Feldern auf, von denen jeder Streifen
mit einem Ende des Elements 50 verbunden ist und einen wesentlichen
Bereich aufweist, der entfernt von den Streifen 44, 45 und
den Bereichen 46 angeordnet ist. Nur ein Kontaktstreifen
ist auf jedem der Elemente 50 in 3 gezeigt.
Es ist zu würdigen,
dass ein solches Überlappen
Kaltpunkte eliminiert, die in den Zwischenheizungslücken 50 während des
Erwärmens der
Elemente 50 vorhanden sein können, und eine wünschenswertere
Wärmeverteilung
zwischen den Elementen 50 ermöglicht.
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Kaltpunkte,
die als Eis-Anker funktionieren können, sind üblicherweise in dem Bereich,
der von den Kontakten 51 bedeckt ist, ausgebildet. Wiederum
mit Bezug auf 3 sind lokale Kaltpunkte, die den
Kontakten 51 zuordbar sind, durch das Überlappen der Kontakte 51 mit
den in Flügeltiefenrichtung verlaufenden
Trennungsstreifen 45 eliminiert. Bei einer alternativen
Technik zum Eliminieren von Kaltpunkten, die den Kontakten 51 zuordbar
sind, werden die Kontakte 51 unter den Elementen 50 nach
dem Montieren und Abbeizen der Elemente 50 und der Kontakte 51 auf
jeder der Unterschichten 47, 48 zusammengelegt.
Bei einer anderen Alternative für
das Eliminieren von Kaltpunkten überlappen
die Kontakte 51 mit einem in Spannweitenrichtung verlaufenden Trennungsstreifen 44 oder
mit einem in Spannweitenrichtung verlaufenden Wirbelablösungsbereich 46.
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Wenn
der Enteiser 40 an einer oberen Fläche des Strukturbauteils 11 angebracht
ist, werden die Leitungskabel an Kontakte 51 angeschlossen. Während der
Installation erstrecken sich die Leitungskabel von dem elektrischen
System des Flugzeugs und durch die Anströmkante 13 bis zu den Kontakteinrichtungen 51.
Es ist auch zu würdigen, dass
die in Flügeltiefenrichtung
verlaufenden Trennungsstreifen 45 Kontakte (nicht gezeigt)
haben, die in einem Ausführungsbeispiel
unter Bereichen des einen oder der mehreren in Spannweitenrichtung verlaufenden
Trennungsstreifen 44 angeordnet sein können.
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Mit
Bezug auf die 5A–5B sind darin Querschnittsansichten
von einem Propeller als Repräsentant
eines Flugzeugbauteils abgebildet, für das die vorliegende Erfindung
verwendet wird, wobei primäre
und sekundäre
Erwärmungssysteme
in seine Anströmkante 102 einbezogen
sind. Das Rotorblatt 100 ist aus einer Mehrzahl von Glasfaserschichten,
wie zum Beispiel der Glasfaserschicht 104 und der Glasfaserschicht 106 aufgebaut,
welche die Form des hinteren Körpers 108 des
Propellerblatts 100 bilden. Um die Anströmkante 102 herum
ist das Propellerblatt 100 mit einer Schutzstreifenanordnung 110,
die aus Titan oder aus einem anderen geeigneten Material sein kann,
und mit der Wärmeschicht 112 überzogen,
die mit einem Kleber auf dem Propellerblattholm 114 aufgeklebt
ist. Ferner ist auf der Schutzstreifenanordnung 110 eine
Nasenkappe 116 auf der äußersten
Kante der Anströmkante 102 angeordnet.
Innerhalb des Propellerblatts 100 an der Anströmkante des
Holms 114 ist ein Trägheitsgewicht 118 angeordnet.
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Wie
am besten in 5B zu sehen, ist die Schutzstreifenanordnung 110 aus
dem Schutzstreifen 120, der Nasenkappe 116 und
der Heizschicht 112 gefertigt. Die Heizschicht 112 ist
zwischen den Glasfaserschichten 122, 124 angeordnet
und weist darin eine Glasfaserschicht 126 auf. Zwischen
der Glasfaserschicht 124 und der Glasfaserschicht 126 ist
das primäre
Erwärmungssystem 154 angeordnet. Zwischen
der Glasfaserschicht 126 und der Glasfaserschicht 122 ist
das sekundäre
Erwärmungssystem 172 angeordnet.
Das primäre
Erwärmungssystem 154 weist
einen Eisverhütungsbereich 182 auf. Das
primäre
Erwärmungssystem 154 weist
auch eine Mehrzahl von Enteisungsbereichen, wie zum Beispiel einen
Enteisungsbereich 134, der hinter dem Eisverhütungsbereich 182 und
auf der oberen Fläche der
Schutzstreifenanordnung 110 angeordnet ist, und einen Enteisungsbereich 136 auf,
der hinter dem Eisverhütungsbereich 182 und
auf der unteren Fläche der
Schutzstreifenanordnung 110 angeordnet ist. Ebenso weist
das sekundäre
Erwärmungssystem 172 einen
Eisverhütungsbereich 184 an
der Anströmkante 102 der
Schutzstreifenanordnung 110 und eine Mehrzahl von Enteisungsbereichen
wie zum Beispiel den Enteisungsbereich 140 und den Enteisungsbereich 142 auf.
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Mit
Bezug auf die 6A und 6B sind schematische
Skizzen von verschiedenen Schichten des Propellers, die der Anströmkante benachbart sind,
gezeigt. In 6A wurde der Propellerabschnitt 150 um
die Achse 152 aufgefaltet, der die Anströmkante des
Propellers darstellt, so dass die dargestellte Schicht das primäre Erwärmungssystem 154 enthält. Das
primäre
Erwärmungssystem 154 ist
in acht Enteisungsbereiche aufgeteilt, insbesondere in die Bereiche 156–170,
die an der Spitze des Propellerabschnitts 150 anfangen
und im Wesentlichen gleich groß sind.
Die Bereiche 156–170 decken
die Anströmkante
des Propellers in Spannweitenrichtung in Richtung des Innenabschnitts
des Propellers 150 ab. Das sekundäre Erwärmungssystem 172 ist
in 6B dargestellt und hat eine im Wesentlichen mit dem
primären
Erwärmungssystem 154 überlappende
Deckschicht. Das sekundäre
Erwärmungssystem 172 ist
in vier üblicherweise
gleich beabstandete Bereiche 174–180 aufgeteilt. Es
ist zu würdigen,
dass weder das primäre
Erwärmungssystem 154 noch
das sekundäre
Erwärmungssystem 172 durch
die Zahl von Bereichen eingeschränkt
ist, die auf einem Flugzeugbauteil implementiert werden können.
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Sowohl
das primäre
Erwärmungssystem 154 als
auch das sekundäre
Erwärmungssystem 172 haben
Eisverhütungsbereiche 182 beziehungsweise 184,
die in einen Bereich der Mitte der Anströmkante des Propellerabschnitts 150 einbezogen
sind. Die Eisverhütungsbereiche
sind bevorzugt von ungefähr der
halben Spannweite der Propellerspannweite bis zur Spitze des Propellers 150 eingebaut
und sind weniger als ein Zoll breit. Der primäre Eisverhütungsbereich 182 befindet
sich auf der vordersten Anströmkante
des Propellerabschnitts 150. Unter des primären Eisverhütungsbereichs 182 befindet
sich der sekundäre
Eisverhütungsbereich 184,
wie es am besten in 5 zu sehen ist.
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Die
Stromkreise für
das primäre
Erwärmungssystem 154 und
das sekundäre
Erwärmungssystem 172 sind
komplett getrennt. Das primäre
Eisverhütungs-
und das Enteisungssystem teilen sich eine gemeinsame Sammelleitung 190.
Das sekundäre
Eisverhütungs-
und Enteisungssystem teilen sich eine gemeinsame Sammelleitung 192.
Die primären Enteisungsbereiche 156–170 sind
jeweils mit elektrischem Strom mittels primärer Enteisungskontakte und
Sammelleitungen 194 versorgt. Die sekundären Enteisungsbereiche 174–180 sind
jeweils mit elektrischem Strom durch ihre jeweiligen Enteisungskontakte
und Sammelleitungen 196 versorgt. Der primäre Eisverhütungsbereich
ist mit elektrischem Strom durch den Kontakt/die Sammelleitung 198 versorgt, und
der sekundäre
Eisverhütungsbereich
ist mit elektrischem Strom durch die Kontakt-/Sammelleitungsanordnung 200 versorgt.
Ein Dreiphasen-Energieversorgungssystem wird bevorzugt von dem primären und
dem sekundären
Erwärmungssystem 154, 172 benutzt.
Um für
absolute Systemredundanz zu sorgen, ist es wünschenswert, separate primäre und sekundäre Energiequellen
für die
getrennten Stromkreise zu haben.
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Mit
Bezug auf 7 lenkt eine programmierbare
Steuereinrichtung 210 das gesamte System. Energie wird
zu den Bereichen 156–170 des
primären
Erwärmungssystems 154 und
den Bereichen 174–180 des
sekundären
Erwärmungssystems 172 durch
die Steuereinrichtung 210 geschickt. Das sekundäre Erwärmungssystem 172 wird
von der Steuereinrichtung 210 aufgerufen, wenn der Ausfall
des primären
Erwärmungssystems 154 von
den Sensoren 212 erfasst wird. Die Erfassungssensoren 212 informieren
die Steuereinrichtung 210 über einen Ausfall, einen Kurzschluss,
einen offenen Stromkreis oder eine Änderung des Widerstands von
signifikanter Größe, und
sie wird diese besonderen Bereich abschalten. Die Steuereinrichtung 210 kann
all die anderen primären
Enteisungsbereiche durchlaufen. Alternativ kann die Steuereinrichtung 210 das
primäre Erwärmungssystem 154 komplett
umgehen und die volle Leistung des zweiten Erwärmungssystems 172 aufrufen.
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Eine
geeignete Systemsteuereinrichtung 210 ist bestens ausgestattet
für die Überwachung von
Sensoren 212 und Stromkreisüberwachungsarbeiten für das primäre Erwärmungssystem 154 und das
sekundäre
Erwärmungssystem 172.
Eine geeignete Steuereinrichtung 210 erfasst ein Problem,
zum Beispiel einen Kurzschluss, in einem der Bereiche und kann das
Problem umgehen. Das Durchlaufen der Bereiche durch die Steuereinrichtung
kann in Abhängigkeit
von seiner Programmierung anspruchsvoll sein. Das Erfassen kann
auch zum Beispiel die Abhängigkeit
der Schwierigkeit der Eisbedingung, die Temperatur und die Größe von Tropfen
(zum Beispiel Temperatur, Tropfengröße, Anzahl von Tropfen, Bildung
von Eis, Geschwindigkeit der Eisbildung) berücksichtigen. Die Steuereinrichtung 210 steuert
die Zeitdauer, in der ein bestimmter Bereich eingeschaltet ist,
basierend auf den beobachteten Bedingungen. Typischerweise wird
ein Enteisungsbereich nicht mehr als 15 Sekunden lang erwärmt. Die
Steuereinrichtung 210 kann programmiert werden, die Energiesysteme
des Flugzeugs automatisch zu steuern. Die Steuereinrichtung 210 kann
für die
Energieeinsparung verantwortlich sein. Unter normalen Umständen würde das
sekundäre
Erwärmungssystem 172 nur
nach einem Ausfall des primären
Erwärmungssystems 154 betrieben.
Es kann jedoch die Option vorgesehen sein, dass der Pilot die Wärmesteuerungsfunktionen
außer
Kraft setzt, wie bei 214 angezeigt.
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In
der vorausgehenden Beschreibung wird von Fachleuten leicht zu würdigen sein,
dass die Erfindung modifiziert werden kann, ohne von den hierin enthaltenen
Konzepten abzuweichen. Solche Modifikationen sollen in den folgenden
Ansprüchen
als enthalten angesehen werden, außer diese Ansprüche sagen
ihrer Sprache nach ausdrücklich
etwas anderes.