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1、19 人民 专利局I11 公 开号 CN 1084472A 12 发明专利串请公开说明书 21申请号 93102535.4(43)公 开日 1994 年 3 月 30 日 I22)申 请日 93.2.6I30)优先权 (32)92.2.7 331US(31J832,472(711申 请人 B F 谷德里奇公司地址美国俄亥俄州 1721发明人 理查德 L 罗克霍斯特 51Int.Cl5B64D 15 / 16741专利 机构 人王宪模 说明书页数：附图页数： 154)发明名称 使用重叠管整体除冰的机翼 157)摘要 本发明描述了一种具有整体表面除冰能力的结构件及其制造方法。该结构件包括一个非金属

2、的高张力模数的加强纤 体结构垫层，薄的力和位移产生装置，以及与所述垫层和所述力和位移产生装置连接一起的薄的高张力模数的外壳，其力和位移产生装置位千垫层与外壳之间。力和位移产生装置可包括一个或多个可膨胀的管状元件，该元件最好形成具有重叠连接部分的管垫，以分布位移作用力。当每个管动作， 增加穿过积冰表面的表面剪切力时，降低应力集中和疲劳。这种结构元件可以用千替代应用千现代飞机的铝合金前缘结构外壳。 eo(BJ ) 第 1456 号 IIM938044权利要求书 1、在一种除冰装置中，具有多个紧 贴着积冰表面的位移元件，和一个在位移元件下的支撑结构，而所述位移元件为与流 体压力源连接的膨胀管的形式，

3、其特征在于：一个沿所述积冰 表面纵向伸展的第一下层位移管子和至少一个沿所述积冰表面 纵向伸展的第二管子，以及单独可膨胀所述第一和第二管子的 装置， 所述的第一和第二管子沿横向部分相互重叠连接，从而所述管子之一的膨胀即可致使所述管子的其它管的部分产生动 作，从而在所述的集冰表面增加了弦向应变并且在所述的集冰 表面上扩大分布疲劳应力的区域。 以 按照权利要求 1 的改进的 除冰装置，其特征在于所述的第一和第二 管子的重叠应不超过它们 各自宽度的 25% 。 趴 按照权利要求 1 的改进的 除冰装置，其特征在千所述的第一和第二管子在所述的重叠之处被粘结在一起，从而一个管 的膨胀即产生一个透发其它管子

4、的位移的应变，以增加在所述 吸冰表面的剪切力。 4、按 照权利 要求 1 的改进的除冰装置，其 特征在于所述的积冰表面是薄的高张力模数的外壳的一部分，而所述的支撑结 构是一个非金属的高强度模数的加强纤 体。 5、按照权利要求 4 的改进的除冰装置，其特征在于所述的位移管被粘接地连结到所述上层的外壳以及所述的处于下部的 各个腊酚或环氧树脂层，这样，所迷的外壳，位移管子和支撑 结构即形成了一个具有整体表面除冰能力的前缘结构。 6、按照权利要求 1 的改进的 除冰装置，其 特征在于包括一 -1-个中央位移和许多在所述中央管的每一侧横向相邻的，各自沿 所述集冰表面纵向延伸的管子，每个所述的管子与至少一

5、个横 向邻接的管子结合，相邻的管子在其宽度方向部分重叠，所有 所述的管子构成一个整体的管垫，该管垫结构地与所述的处于 其上部的集冰表面和其下部的支撑结构接合起来。 7、按照权利要求 6 的改进的除冰装置，其 特征在于所述的集冰表面，位移元件和下部的支撑结构形成一个整体式的除冰 装置，它能被连接到机翼的前缘上。 趴 按照权利要求 7 改进的除冰装置，其特征在于所述的 每个位移管是由至少一个织物层制做，在所述织物的至少一面涂 有固化的聚合材料形成的管子。 9、一种具有整体表面除冰能力的结构元件， 包括： a ) 高张力模数的非金属纤维加强基体结构的复合基础 b) 高张力模数的 外壳 f 及 c )

6、 薄的力和位移产生装置，其 包括沿所述的 外壳纵向延伸的许多 可膨胀的管状元件 f所述的力和位移产生装置处于外壳下部并与所述的外壳连接， 又位于所述基础之上并与之连接；所述的许多可膨胀的管状元件具有至少两个横向相邻的管状元件，该元件并沿着各个边缘部分在宽度方向被重叠并连接起来，从而，一个管子的膨胀可产生一个透发相邻管子位移的应变。 10、按照权利要求 9 的结构元件， 其特征在千所述的管状元件是可与流体脉冲膨胀装置连接的，每个管状元件相对于紧贴着 连接的管状元件是可独立地膨胀的。 11、按照权利 要求 9 的结构元件，其 特征在于所述的管状元件之一的膨胀，即引起所述外壳的移动和引起紧贴着的管状

7、 2 -亨 元件的移动，从而在所述的外壳上增大了弦向应变并且在所述 的外壳的较大表面区域分布疲劳应力。 12、按照权利 11 的结构元件，其特征在于横 向紧贴的管状元件沿若所述的边缘部分被粘结在一起，该边缘的部分小于或 等于管状元件的宽度的 25% 。 1 3、按照权利要求 9 的结构元件，其 特征在于在与机翼的组合中，该结构元件被固定到所述的机翼上，从而形成机翼的 前缘。 1 4、一种制造用于前缘的管状流移除冰装置的 方法，包 括： a ) 成形一个集冰的外壳 b ) 适过纵向平行地铺 设相邻的膨胀位移管，并以 重坴的形式横向连接所述的 管来成 形一组力和位移 垫 Jc ) 成形一个支撑基础

8、 Jd ) 在高 温和高压条件下 固化和连接组合的 外壳，力 和位移垫和基础以构成除冰装置。 15、按照权利要求 1 4 的方法，其中 ，成 形所述力和位移垫的步骤包括，单独成形涂聚合物的可膨胀管元件，在固化所述管 状元件之前，粘结地结合所述许多管状元件构成一个垫，及在 垫层与所述的外壳和支撑基础连接之前，按其在完成的除冰装 置中将呈现的形状固化所述位移垫层的步骤。 16、按照权利要求 15 的方法，其中所述的 外壳是由一种高张力模数的材料制成的，所述的基础是许多加强线层在聚合基 体中形成的复合结构材料。 17、按照权利 1 4 的方法，其 中，所述的 除冰装置被整体构成在前缘结构元件中。 3

9、 -18 、按 照权利要求 14 的方法，其 中，所 述的 除冰装置是可安装在前缘结构上的。 19、按照权利要求 14 的方法，其中还包括将一 个内 部连接层放到所述的力和位移垫上的步骤，以及包括将一个外部连接， 层放到所述的外壳上的步骤，在固化和连接合成元件的所述步 骤之前，放入所述的连接层的步骤。 4 一 IIM938044说明书 使用重叠管整体除冰的机翼 本发明涉及一个组合结构元件，其中包括一个能将如冰层这样的固体从结构部件的外表面分离的具有整体特性的系统， 特别是，本发明所涉及的结构部件尤为适用千机翼或前缘部位， 所述部位具有一个整体部件，一个当用千飞机前缘时适千组合部件外部高模数壳体

10、的除冰的力和位移产生装置。此发明还涉及一个改进了的力和位移产生装置。该装置与这个结构元件可被整体使用，或被安装到机翼或前缘用为分离除冰装置组件的一部分。此申请是作者千 1 989 年 11 月 6 日提出的美国专利申请序号为： 07 / 432, 715 的对于具有整体排气系统的结构机翼的未准申诸延伸的一部分。 自从动力航空开始以来，飞机在一定飞行条件下，一直被 机翼和支柱等机体部件表面的积冰问题所因扰。如果 查，此种积冰最后会附加飞机的重量并改变飞机的机翼和控制表面的 形状，以致使飞机陷入无法飞行的状态。在飞行条件下，为了 防止和取掉这些积水，种种努力的结果，产生了三种一般应用 广泛的清除积

11、冰方法，一种普通的除冰过程。 有一种防冰丸式，称为热除冰方法，使前缘受热从而减弱 积冰在机翼部件间的附蓿力。这里，“前缘”是指积冰的伶并且经受流经飞机的气流的冲击的，并有一个点或线是气流停滞的 飞机部件的那些边缘。冰一旦松动，就会被略过飞机的气流渐 1-寺 一心一. 今一 ：立：，之已屯 : 2丈义- 一， 空扫丘 云二云如 玉 七五 芯 念 、一心芩d心一- -俨-:-,-;如一 -哼， 、？ 土沁之七心心 J 一 . 七-. 一、 ， ， -户丑 .c - ,. - . 一. - - -、,. .-上- -.;. 渐地从飞机部件上吹掉。 有两种广为使用的加热前沿的方法。一种方法称之为电热除

12、冰方法，此方法是将电热元件安装在飞机部件的前缘部位，或是将电热元件夹在人造橡胶保护罩内，将其罩在前缘上，或是结合在飞机部件的壳体结构之中。这种加热元件是靠典型的电能加热，电能来自于一个或多个飞机引擎所驱动的发电机提供， 加热元件受开与关控制，从而提供足够的热量使积冰松动。在小飞机上，可能没有足够的电能用千电热除冰。 另一种加热方法是，将涡轮机的一个或多个压缩冲程中加温的气体鲁循环通过像机翼和支柱这样部件的前缘，从而达到除冰和防结冰的目的。此种方法仅被典型地应用于以涡轮机作 为动力的飞机上，利用从涡轮机的一个或多个压缩位置上排出 具有一定温度的压缩气体。此方法结果使燃料的经济性降低，并且降低了涡

13、轮机的动力输出。 第二种通常被采用的除冰方法涉及到化学方面。在有限制 的情况下，化学物质可以在飞机的整体或一部分进行使用，从 而降低机上积冰的附若力或降低其上积水的冰点。 其它通常用于除冰的方法，一般地被称之为机栈除冰方法。在最为主要的商用性机桢除冰装置中（压缩空气除冰）飞机机翼或支柱部件被许多可膨胀一般像管状的结构件罩上，当使用加压流体，特别是气体，该结构可以膨胀。由于充气管状结构实际趋于使机翼或支柱的前缘轮廓膨胀，从而破栾积冰，碎冰通过略过飞机部件的气流而散开。这些管状结构实际上定形延伸与飞机的前沿平行。这些传统的低压空气防冰装置是由有橡胶的化合物或是有显著弹性性质的化合物制成的。特别是，

14、在这样的除冰装晋中制作膨胀管子的材料在膨胀过程中能够膨胀 2-或伸延 40 或更多 ，由此除 冰器及前缘产生显著轮廓变化，从而使前缘上的积冰破裂。 这些传统的气动除冰装置需要很大的气流以为其中高膨胀 能力的管子充气，而据有代表性地以前这种管子充气的时间平 均约为二到六秒。由管子膨胀所引起机翼轮廓变形能够显著改 变略过机翼的气流状态，从而进一步影响机翼的升力特征。形 成这些典型的传统的气动除冰装置的橡胶或类似橡胶的材料， 应具有大约为 6900kPa 的杨氏模数（弹性模数入 冰的弹性模数据不同的报道，约在 275 ,. 00 0 到 3 ,. 450,. OOOkPa 之间，已知冰具有使典型的积

15、冰在支撑棋其的表面轮廓上适应微小变量的弹 性模数。用千传统除冰装置上的橡胶化合物的弹性模数比一般 涉及的积冰的弹性模数要低得多。传统的气动除冰装置的巨大 膨胀， 已经起到破裂或折裂积冰结构的作用， 使这些积物在冲击而来的风暴的作用下脱落掉。 用来除 冰的其他机桢装置，包括电 动机栈敲击，例如在 Levin 等人的美国专利 3 , 549 令 964 所叙述的 。对于机翼外壳受到 反复敲击产生的压力疲劳的敏感性的关注， 在某种程度已产生限制了该技术的真正的商业前景或应用的作用。 另外一种电动机栈除冰系统，在 Has tin 等人的美国 专利号4 合 690 , 35 3 中被描述。一个或多 个弹

16、 性重坴的带状导体 伶 其中每一个自身折坴起来，嵌 性材料之中。当在导体中施加一个大的电脉冲，由在临近的导体层的相对部分中的反向平 行电流产生互交磁场，该磁场在折叠的导体的部分之间产生 一个电的反脉冲力，致使折坐导体的部分之间即时产生分离 作用。这一扩张作用有助于使弹性材料表面上的任何固体物 质脱落。 另一种电动机桢除冰系统在 Adams 等人的美国 专利 4 ,-3-争 875,. 644 中被描述，此技术在本说明书中被参考引用。两个或多个片状阵列， 它们各自含有许多为相间隔开的关系的平行带状导电元件，在当一个巨大的脉冲电流施加千导体时，片状材 料排列迅速而有力地被分开。 Briscoe 等

17、人的美国专利 4 ,. 706,. 911 和 Putt 等人的专利 4 , 747. 575 所揭 示的 前沿除 冰装置，其中，在压力作用下脉冲流体被用以迅速地扩张位千支撑面和片状壳体之间的膨胀管，片 状壳体具有显著增高的模数。流体脉冲输入膨胀管中引起高模 数表面物质变位然后猛然地停止。施加于积冰之上的冲量使得 附若的冰产生位移从而有助千冰的分离和脱落。在一些较好的 实施例中膨胀的管状结构，其膨胀时间不大千 o. 1 秒，而更好地可达到 不超过 o. 5 毫秒。图 4 和美国专利 4 706,. 911 的附 件说明书，描述了一个可用于这种气体脉冲除冰装置中的喷射 器控制器操作的 排放阀 。

18、在图 7 和美国 专利 4 ,. 747,. 575 的附 件说明书中，描述了一个可用于气体脉冲除冰装置中的振动阀， 此阀向固定在前沿上的除冰装置的膨胀管中，输入快速的流体 压力脉冲。种种改进此种气动脉冲除冰系统的努力导致了对流 体脉冲输送阀改进的不断的成果。 尽管在上述专利中， 所述的装置和方法已知适于飞机除冰伊但尽可能地减轻重量、延长服务寿命和增强可靠性仍为工业所 期望的目标。朝着这些目标， 现代飞机设计师和制造者正在明确地努力于增加使用高模数的纤维制成的轻型合或材料的频 率。这些材料包括碳、石墨、芳族聚酰胺和具有有机树脂或碳 结构的玻璃， 但不限于此。在机翼、支柱和尾部等已知的前缘表面提

19、供分离制造的 装置，象在美国 专利 小706 . 911 和 4 ,. 747 .575 中透露的。这种装置通过这种辅助除冰装置的 粘接作用，固 4 -争 定到现有的机翼装置上。由于这些辅件设备的存在改变了前沿 轮廓这是不期望有的。作为一个替代方案，在设计时或在安装 这一装置之前，某种现有技术的实施例的机翼的前缘己作了修 改，以便在机翼上提供一个放置除冰装置的凹槽。安置除冰装 置的后一种方式由千提供了这样的凹槽，使得安装完成的总成 具有光滑的流线型特性。然而在此情况下，底层支撑面和机翼 在结构上完全没有除冰装置附加物。这种除冰装置没有或仅有很小的附加结构增强于它附着千底层支撑面上。在此之前所知

20、的许多附加的冰装置均具有一个外积冰表面，该表面是用弹性材料如橡胶（氯丁橡胶）或氨基甲酸酣制成的。这些材料与传统的已采用在现代大商业和一般的航空飞行和大型飞行器中铝合金前缘表面比较，更易于在飞行期间受到雨、雹、冰凌和雪 作用的侵蚀。这样采用铝 合金外壳的飞机有 20 年或更多年的 设计寿命，其中铝合金壳体的 厚度，一般是从 o. 0 25 英寸到 0. 19英寸。对于这样的除冰装置进行最小的修理或更换是飞机工业 的一个目标。理想方式是，除冰装置包括具有至少相当千用于 使用空气排放系统进行除冰的由大型涡轮机驱动的商业飞机的 铝合金壳体的抗雨水侵蚀能力的积冰表面。 雨不是前沿所遇到的唯一的碰撞形式，

21、而在飞机的使用寿 命期飞鸟、冰雹和从跑道上反弹起来的碎片以及在日常飞机的 维护期间的事故造成的碰撞也是可能。 除了对于机翼和除冰机械需要进行各种改进外，已知气动 除冰装置在靠近膨胀管的支撑点也能显出高应力点和明显地弯 距。结果在临近支撑点处，产生一个“死区”或一个不灵活的 区域，尽管管子的驱动或者膨胀合在此区域都不会发生位移，结 果产生了很高的应力集中。这些高应力的不灵活区域在外壳上， 5 , -令：一一 _. . . L - .歹-. -0,0,.,. - 特别是对于由金属材料制成的高张力模数的外壳产生疲劳。根据本发明的特征，提供了一个具有整体表面除冰能力的结构元件。其中一个实施例中包括：

22、(a ) 一种非金属高张力模数的 增强基体结 构的复合基础的 纤维J( b ) 薄的力和位移产生装置 i( c ) 一个薄的高张力模数外壳与所述的 基础和所述的 力和位移产生装置结合在一起 所述的力和位移产生装置位于所述的基础和所述的壳体之间并 且包括一个重叠管的设计。 根据本发明的另一个特征，提供了一个制造具有整体表面 除冰能力的结构件的方法，该方法包括： (a) 提供一个凹模 i( b ) 将外部金属壳和该外粘结层插入模子 ( c) 将薄的力和位移产生装置，以管状垫的 形式成形并置于外粘结 层之下 J( d) 将内粘结 层应用于该力和位移产生装置中 ( e) 在复合基体中成形许多 加强长丝

23、层的复合基础，并将所述的 基础置于内粘结层 J( f ) 在较高的温度和压力之下 ，固化和粘结合成的 外壳，力和位移产生装置以及基础鲁以形成所述的单一结构件。 根据此发明的另一特征，所提供的气体除冰装置，其使用 了部分重叠管设计，此设计能对冰的位移力进行分配，从而在 外壳降低了应力集中和疲劳，而与此同时，在积冰表面增加了 切向或弦向的张力。根据该发明的这一特征改进了的除冰器适 合用于整体前沿，如上所述的除冰器的结构件中，及传统的，象 6 一 己飞一七心- ，-4 L 上 5L 严屯 b f l_ _ L 曲”_ ， 石一心一 七心己、三壬- - 个 分离安装然后再附加到机翼或前缘之上的型式气动

24、除冰装置。在当观察了本发明的最好的实施例的描述和附图之后，本 发明的特征和优点就更加明显了。这些描绘和附图一起构成说 明书的一部分。 图 1 是一个机翼的局部剖面图 ，它有一个安装在其前缘部分的根据本发明所限定装置，处于工作状态。 图 2 是图 1 所示装置在不工作状态时其上有一层冰的局部的放大剖面图。 图 3 是图 2 中装置在工作状态时的局部放大剖面图。 图 4.,. 5 和 6 各是一个雨 水腐蚀试祥架的 侧视图 ，部分剖开的主视图和底视图。 图 7 是另一 个用于抗雨水腐蚀试架的主体图 。 图 8 是根据本发明用于控制结构部件工作的系统示意图， 该结构部件具有整体表面分离能力。 图 9

25、 是除力和位移发生装置包括电 磁装置外与图 2 所示装置相同的装置的局部放大剖面图。 图 10 是与图 1 相同的机翼的局部剖面图 ，它有 一个在不工作状态的除冰装置的可替换的实施例。 图 l OA 是一个根据本发明的特点 的重坴管子的放大图 ，重叠区域在图 10 中被圈出。一 图 11 类似于图 2 .但显示的是图 10 所示的 装置。图 12 类似于图 3，但 显示的 是图 10 所示的 装置。 本发明提供一种装置，其形式为具有能为前缘除水整体表 面分离能力的结构部件。本发明也提供这种装置的制造方法和 使用该装置除冰的方法。本发明也提供一种改进型除冰位移装 7 争 置和制造它的方法。这种改

26、进型除冰装置可减少结冰表面的应 力疲劳并同时通过在前缘较大面积上增加切力从而改善从表面 除冰。除冰是清除不断骤集在前缘上的冰。所谓“前缘”是结 构表面上起迎向并击破冲击该结构表面的气流作用的哪部分。 如前缘是指机翼、稳定器、翼间支柱、发动机舱和其它外罩的 前部，及在飞行中最先被流过飞机的气流冲击的突出部分的部 分。 参见图 ，图 1 描述本发明的一个具有整体除冰能力的前缘结构 10,. 为了便于说明显示了 装置 10 夸张地变形的 工作状态。事实上，在机翼的光滑连续轮廓上的变形的总量是很少的。装 ， 置 10 用于取代 传统 作为机翼前缘表面的 重的铝合金外壳（无图 示）。铝合金外壳典型的厚度

27、范围低的 大约 o. 025 英寸，高 的达到 0. 190 英寸，后者是用于 100 位乘客或较大容益的商用飞机。装置 10 按通常 方法紧固在机翼结构 200 上的留出部位，也就是图 1 所示的由嵌平机栈固定件 50 或用粘结剂连接方法。这样， 该结 构可以 使装置 1 0 根据需要， 如被冲击损坏而更换。 现在参见图 2， 它表 示一个本发明较佳实施例的除冰装置20 。装置 20 包括一个材料的 弹性模数至少为 40 00kPa 的表层或外壳 22 。在表面或外壳 22 下紧接着是一个聚 合材料的 外壳连接层 24 。 在外壳连接层 24 下面是一个喷 气式力和位移产生装置 26。在喷

28、气式 力和位移产生装置 26 下面的是一个聚合材料的内 连接层 28 。在内 连接层 28 下面的是一个纤维加强复合基础 3 0。所示的 冰层 18 粘附在外壳 22 的外表面 23 上。 外壳 22 可由金属或塑料制成的。尤其是外壳 22 最好由 钦合金制成。外壳 22 的厚度范围一般是： 对于金属约为 0. 002 到 o. 03 英寸，对于塑料约为 o. 005 到 o. 080 英寸。其它适 用的 争 - - _ ，- - - - , ,J . -少，平- - 一 么 已-马上- - -“一-. - 8 一 金属可包括不锈钢和铝合金。用千外壳的特别理想的塑料材料 是可由 化学工业公司买

29、到的聚配甲酮。在需要寿命更长之处，金屈祯当之无愧优先选择。 连接层 24 和 28 是由聚合H 料制成的 ， 适台于连接到任一 边邻层。这样的化合物在技术上已知并且一种特殊化合物的选 择将依据若千耍祟，它 包括操作环境，外集冰壳 22 的特性，和在对千外连接层 24 要考虑下面的力和位移产生装置 26 ,而对于内 连接层 28 耍考虑用于力和位移产生装置 26 及在复重基础30 下面的邻近接触面 29 的材料。在此外壳 22 由铝合金制成并且力和位移发间装置 26 包括可膨胀管状元件 27 , 外连接层 24 以 膜片形式的腊酚村脂形成， 可以从 3M 公司得到的膜片胶粘剂 AF 32 。内

30、连接层 28 在一个更好的实施例中也是由 l Omil 厚的腊酚胶片粘剂来制成。在相邻的管 27 之间的区域 25 也同样是由腊酚材料制成。同样的 3M 产品 AF 32 可为外连接层 24 和内连接层 28 提供适合千加入该层的材料。 对于内 和外连接层24,28 和区域 25 最适合的替代材料是增韧的环氧胶片如可由匹兹偌及加里弗尼亚的 Hysol 航空产品获得的 EA951 号产品。连接层 24 和 28 和区域 25 中所示的材料是不同的为便于 本发明的说明和解释是明显的。事实上不同的层通常是不明确 的， 并且在区域 25 中的材料便可能是管材或连接层 24 、 28 的涂层。 力和位移

31、 产生装置 26 是荡的并且典型的厚度不超 过 0.100 英寸， 每个可膨胀元件 27 是一个沿院 冰的长度方向即在裴置和机翼的冀展方向的管状结构。每个 可膨胀 27 是由涂有聚合物的纺织纤维构成。该纤维可以仅涂在一面，并制成在管内谓 或在外饵具有涂层面的管状元件，在制造过程中，在管的内部 9 -提供一个粘胶隔层以防止织物层粘连，从而防止可膨胀管状元 件的 形成。在应用中聚四氯乙烯 ( PT FE ) 膜片是很适用的粘胶隔层。每个可膨胀管 状元件 27 起流体发送管作用。装置内的可膨胀管状元件通过导管装置（没有说明）被连接到除冰系统的 预留部分（没有说明），该除冰系统包括定时器控制器（没 有

32、说明），一个高压气源（没有说明）、一个脉冲输送阀（没 有说 明）。 一个适用的控制系统和在由本发明的有整体表面可分离能力的结构件中，为可膨胀管件流体脉冲充气的高压阀的示意图 在美国专利 47 06911 中公开，其内 容在本文中被参照。气体脉冲释放阀的较好实施例在 Robert M. Hohansliil 和 James C. Patt 的美国专利 4 , 873, 647 中描述，其内 容在本文中被参照。 在图 8 中显示一个适用的控制系统 100 和在本发明的结构件中为一个可膨胀管状元件进行流体脉冲充气的装置，系统 100 包括一个低压气源 181 ，如一个压缩机或从喷 气发 动机涡轮段排

33、放的 气体。气源 181 被连接到 调节器 182 , 183 上以 保证低压空 气气源的 恒定 供给压力。调节器 183 用千向与每个控制操作阀 150、151 相联的喷头 170 提供低压空 气。在时间周期中当控制阀 150、151 主阀 座关闭 时，由于在相对低压下 向喷射器提供气源，在控制操作阀的出口部位，进而在可膨胀管状元件如 图 2 所示的 可膨胀元 件 27 敢图 10 所示的 衬垫层 400 中可能抽出真空。调节器 182 向增强器 184 提供一个恒定的低压空气源 ， 增强器 184 将低压空 气源 181 所产生的 空气压力提高到一个合力，今 乎需 要的高压。一个存 储器

34、185 用千接纳高压空气。存储器 185 可以 由合适的 或通常的金属构造形成。在主存储器 185 中的高压空 气有效地通过合适的 导管 186 到达与各导向阀 150、151 相 -10-联合的 存储器。从每个控制操作阀 1 50 、151 的存储器 1 52 来的高压空 气被分别送到各自的具有可膨胀管 状元件 27（或替换在图 10 中衬垫 400 中的管 427 ) 的除冰装置 187、188 、189 。控制装置 190 用千控制操作阀 150、1 51 相连的电磁线圈 159 的启 动，从而达到选择将高 压空气放入除 冰装置 187、188、189 的可膨胀元件 27 中的时机。该控

35、制装置 190 也能决定从真空调节器 18 3 提供的空气到喷射器的 确定时机和数量，如果使它们仍与控制操作阀 150、1 51 相连的话。这种控制可以 通过已知方式来完成。空气的低压源能被空气的高压源取代，如一个压缩器 或存储器气瓶（未示出），其中的增强器可成不为必要的。真空 调节器 183 和调节器 182 可构成一个为真空发生和增强器提供低压气的单独的装置。 在图 8 右边所示的阀 151 之一是一个用于脉冲气流除冰装置的 栗动阀，如 在美国专利 47 47575 中所详 细描述的 那样。 在更好的实施例中忙一个流体脉冲部分地给可膨胀管状元件如元 件27 充气，使得产生高模数外壳变位然后

36、突然停止。此后进一步地以阶段脉冲方式充气， 因而产生脉动地给可膨胀管状元件充气。 加强纤维聚合物的复合基础 30 由在一个热固性聚合材料的基体中的许多细丝状材料层组成。该材料以及其结合制成一个薄片复合结构是已知技术； 特殊材料和特殊结构的选择将决定于许多因索， 这些因紫包括用该装置构成前缘部件的机翼的特性， 弯曲强度， 扭曲强度， 抗前方冲击， 总厚度限制和总重限度。 根据本发明的装置的更好的实施例，包括一个由石墨或碳 纤维加强的环氧基体形 成的 基础 30。其它的高模数，高 强度纤 -11-维如芳族聚酰胺，玻璃纤维和类似的可单独或以包括这些及与 其它纤维的结合的形式被利用。 在图 3 中除冰

37、装置 20 被显示在它的 工作状态，及脱落的冰粒 19。在图 3 中描绘的除冰装置 20 与图 2 中描述的是相同的结构。图2 描述的除冰装置 20 是在停止或不工作状态下具有一个冰层 18。在工作中，高 压气，一般地为空气，以 脉冲的形式被送进可膨胀管状元件 27 中。这样，流体输入，当脉冲通过管件27 时在外壳 22 上产生一个快速的但短暂的变形， 本发明的装置 20 的工作过程通常如美国专利 4706 911 和 47 47575 中描述， 如果提供与主膨胀管分开的附加可膨胀管（本发明申请中末介 绍） 则如在美国专利 48 261 08 中所描述。这些气脉冲在可膨胀管元件27 中产生几乎

38、是瞬间压力变化， 从而对于处在除冰管 27 之上的集冰面 23 以产生一系列瞬间扭曲 ，这引起冰层 18 破裂成颗粒 19 而脱落。对于输出至可膨胀管状元件 27 快速作用阀的标准供气压强至少约为 1000磅英寸2( 699 4kPa) ，最好是1500磅英 寸2( 1 03 40 kPa ) ， 并 能 超 过 2000磅英 寸2(1 3 788 k.Pa ) 。 申请者意外地发现使用含有以金属壳制成的一个复合基础的单独的整体式除冰装置，气动作用除冰装置与需要通过粘接或机桢方式附加到要除冰的飞机或其它部件原壳体外表面上的早期所知的结构相比，提供了很大的性能改进。至今，除冰装置被分别制作成缓冲

39、器或防护罩式的，以便其能够适应保护机翼的原来结构壳体。这种装置已被认为是除冰缓冲器或除冰防冰罩。相比之下，在本发明中，该装置被期望用以替代组合的原始结构壳体及分离地制造和安装的附助除冰装置。申请者已经揭示本发明已展现了飞机制造工业所要求的超一流抵抗雨水 -12 -腐蚀性能。相比之下，根据现有技术的装置在雨水腐蚀实验中 典型地表现出外部吸冰的金属外壳破裂而失败，即展现了很低 的抵抗性能。本发明的性能优点可通过下例举例进行说明。 举例 1实例 1 被构成如下 一一一一一 ( 0. 005 厚的钦合金表面） + （天然橡胶粘结剂） XXXXX（天然橡胶） （可膨胀管的作用力发生器） XXXXX（天然

40、橡胶） /Ill/（接合粘结剂） 关关关* *)关 关长 ） 铝基础（结构） 关关关关 ） 雨腐蚀结 果一一1 小时 30 分钟 实施例 1 的结构是从现有低压 气体除 冰技术与高压气体脉冲技术结合结果的体现。观察到的这一结构的最好的雨水腐蚀 特性是 1 小时 30 分，从 此可以 观察到钦合金表面被腐蚀的 情况。 举例 2实施例 2 被构成如下： 一一一一一一( 0. 005 厚的 钦合金） 表面 +（腊酚底层材料） XXXXXX（腊酚片状粘结剂） 争-13 -# （可膨胀管的作用力发生器） XXXXXX （腊酚片状粘结剂） = （接合粘结剂） * *关长关*) 关关关关） （铝基础（结构）

41、 关关关关关） 雨水腐蚀达 2 小时。 以腊酚底层材料和腊酚片状粘结剂取代用于实例 1 作为连接力和位移发生装置与钦合金外壳的天然橡胶母体。正如实例 1， 接合粘结剂用于连接冰的防护罩到铝基础。关于对雨 水腐蚀表现出的最好的特性是 2 小时， 初次观察到较小的裂碎是在 11 小时的时候。当实验票计 2 小时时， 破碎已经扩散， 从而此部 2分失效。 举例 3实例 3 的构成如下： ( 0. 005 厚的钦合金） 表面 +xx xx.#xxxx=关关* *)（腊酚底层材料） （腊酚片状粘结剂） （可膨胀管的作用力发生器） （腊酚片状粘结剂） （气体固化粘结剂） * * *关） 关* *长) （铝

42、基础（结构） -1 4 雨水腐蚀达 2 小时 45 分钟。 实例 3 在结构方面， 除了实例 2 中用以连接铝基础的接合粘结剂被室温气体固 化粘结剂取代外，相同于实例 2。当做受到 雨水腐蚀试验时，在2 小时 30 分时裂纹开始出现在该实例的边 1缘，在 3 小时之，可观察到大量的内部裂纹和内部腐蚀。当试 2验累 计约 2 小时 45 分时，即认为此部分不能使用。 举例 4实例 4 的构成如下： ( 0. 005 厚的钦合金） 表层 +)xxxx#xxxx=Y Y Y 长 ）（空气固化底层材料） （空气固化粘结剂） （腊酚片状粘结剂） （可膨胀管作用力的发生器） （腊酚片状粘结剂） （气体固化

43、粘结剂） * 关关 关 ）（铝基础） 关 关 关 ）雨水腐蚀达 30 分钟。一 对千钦表面和铝基础，使用室温气体固化粘结剂被粘结到 它们 各自的 邻近的 夹层上。在 30 分钟雨水腐蚀试验之后，可 观察到表面破坏（疲劳裂缝和裂片）。 举例 5-15 -实例 5 的结构如下： ( 0. 005 厚的钦合金） 表层 +xxxx xxxx（氨基甲酸乙醋粘结剂） (0.015 氨基甲酸乙酣片） （可膨胀管作用力的发生器） （腊酚片状粘结剂） Y* * 关关 ）长 关 ）（铝基础） * 关 关 ）雨 水腐蚀达 1 小时 30 分钟。 在试验之前已经注意到实例 5 在其左下部边缘含有一个小裂缝。随着雨水腐

44、蚀试验时间的延长，这一初起的扩散缺陷在 钦表面如同裂缝，紧 接着在裂缝的周围出现裂片。在 1 小时 30 分钟实验之后，即认为此部分不能使用，认为完全损坏将发生 在 2 小时 30 分钟左右。 举例 6实例 6 的结构如下： (0. 05 厚的钦合金） 表层 xxxx xxxx关关 ） * 关关）（腊酚底层材料） （腊酚片状粘结剂） （可膨胀管作用力的发生器） （腊酚片状粘结剂） （复合基础（结构） 长关关） -16 -雨水腐蚀达 7 小时而无损坏 在 1 到 6 的举例中的每一个， 根据制造者的要求使用从市面上可买到的粘结剂材料。钦合金表层为 0. 005 英寸厚 ，Ti一15V- 3Al

45、一3Gr一3Sn Per. A匹 i 491 4 ，为了 粘结用铭酸在该表面 上进行阳极防腐处理。铝基础或底层是用 6061 兀 合金构造而成的，如图 4 至 6 所示。铝基础总长度为 3 英寸，前缘半径为 o.5 英寸，壁厚为 0.25 英寸，总高度为 1.25 英寸。腊酚片状粘结剂 ( 3M 公司， AF32 t 1 Omils 厚）根据制造者的要求被用千弥补睛酚底层涂料的不足，在腊酚片粘结剂应用之前，没有人将 底层涂料用千合成基础上。 实例 6 的制造包括两上主要步骤。在第一步， 被粘接到睛酚片状粘结剂的外层的钦合金外壳， 作用力在加工部位以及腊 酚片状粘结剂的内 层，在大约温度 350

46、凡 和约 3 个大气压的热气压力热容器内 通过 1 小时的特别是固化使它们 连接起来。在第二步， 一个石墨环氧半固化的合成基础通过将石墨环氧半固化到腊酚粘结剂的内层的层压层与在第一步形成结构相联接， 并将组成工件放在热气压热容器内 ，在温度 350F ，压力 3 个大气压的条件下 ， 达 1 小时。实例 6 经 7 个小时的雨水腐蚀实验结果为， 可在实例的两铡观察到轻做的腐蚀， 而没有损破和腐 蚀在其他地方被观察到。 关于实例 6，其雨水腐蚀实验样品具有与实例 1 至 5 的实验样品相同的尺寸和前缘半径。加强型纤维复合基础具有 0.100 英寸的标准厚度。在沿样品每个后缘上具有很多的埋头孔。该

47、样品通过适配器附件及许多机械埋头螺栓固定在雨水腐蚀实 验装置可旋转的叶片上。该适配器使用与实例 1 至 5 的 样品使用 的相同方式固定在叶片上。 -17 -争 雨水腐蚀实验程序 1试样 1 到 6 的雨水腐蚀实验按照下列方法进行。实验样品用机械部件固定到实验装置的可转动臂上。调整此装置以提供 一个 500 米小时的试样速度， 相应于转动臂达到 140 0 转分， 水流速度设置在 0. 8 加仑分，从而雨点的速度为 1 英寸小时， 水 滴的直径约为 1. 5 到 2 毫米。运用同样的 装置和上述的条件， 对试样 1 - 6 中的每个实例进行实验。 为证实由试样 6 展示的优良的抗雨水腐蚀特性，

48、 增加制备的试样有如下结构。 试样 7+xxxx#xxxx关关长关关） ( 0. 005 厚的 钦合金） 表面 （腊酚底层涂料） （腊酚片状粘结剂） （可膨胀管作用力发生器） （腊酚片状粘结剂） 关关关关） （石墨环氧合成基础（亚结构） * * 关*)雨水腐蚀达 4 小时 30 分而不损坏。 试样 8+xxxx#( 0. 005 厚的腊化钦合金） 表面 （腊酚底层涂料） （腊酚片状粘结剂） （可膨胀管作用力发生器） -18 -xxxx*)（腊酚片状粘结剂） 关* *关关）（石墨环氧合成基础（亚结构） 关关关） 雨水腐蚀达 4 小时 30 分而不损坏。雨水腐蚀实 验程序 2试样 7 和 8 的形

49、状描绘在图 7 中，在 一个重要的飞机骨架制造厂，具 有如图 7 所示形状的试样 7 和、8 经受了雨水腐蚀实验。试 样的尺寸如下： 总长至少 4 英寸，前缘半径 71 为 0. 5 英寸，而弧度为 170飞上 部和下部前平面 部分 72 , 73 从前缘弦向后面延伸 1. 4 英寸，相对于样品的 翼弦 78 成 20夹角，而后面上部和下部平面部分 74 , 75 从各自的 前平面部分 72 , 74 平行于样品 的翼弦 78 向后面延伸 1. 4 英寸。各自的 连接前后平面部分的接合部 位 76、77 有一个 0. 06 到 o. 25 英寸的半径。实验条件为 ，包 括样品的中点速度为 60

50、0m小时，水的 喷速为 3 4 英寸小时而水滴度尺寸为 1. 5 到 2. 00 毫米。飞机制造厂的 最低的性能说 1明耍求在上述实验条件下进行 4 小时雨水腐蚀实验之后， 以 2人手感觉其表面光洁度应比 240 粒度的 沙纸更光滑，在上述实验中试样 7 和 8 超过了 传统 铝合金飞机外壳的性能， 制-造 除非在使用时另作说明，所有压力均认为是标准压力。 根据本发明，具有整体表面分离能力的结构元件可按照下述方法制造。一个根据安装前缘装置的机翼轮廓制备的加工模 具咖这个模具最好为内凹形式，能使前缘装置的组装从它的外 部高模数壳体开始并向内进一步达到其与机翼相连接的底层。 -19 -所完成的装置

51、与机翼的连接的方式是典型采用机械紧固件，如 凹头平头螺栓或柳钉。 一个与图 1、2 和 3 所示类似并 具有试祥 7 的结构细节的 实 施例制造如下所述，钦合金薄片在一侧被阳极防止腐处理，然 后按照 3M 公司的生产者对产品序号 为 EC39 01 的说明，在这一侧上喷涂细雾状的朋酚底层涂料。然后上了底层涂料的钦合金 涂层，根 据胶粘剂生产者建议进行烘于在本例中， 时间为 30 分钟 ，温 度约为 180. F 。 与预计的应用相适应尺寸的可膨胀管状元件由聚合织物涂 层织物制成。对于例 7 中提出的更好的 实施例，采 用尼龙织物紧密编织的方块编织物形式，其厚度约为 0.007 英寸，在 一倩涂

52、有总厚度约为 0. 01 5 时的 3M 公司 AF32 腊酚。涂层织物为适用于每一管子被斜割成所需的长度和宽度的带，这样织物纹 相对 千带的 长度方向约呈 45 斜角。典型的膨胀管具有的宽度， 从 1 英寸到 2. 5 英寸采用较小宽度的管子之处，管 子可以 沿较小的半径区域如分开的前沿进行延伸。 一层 PT FE 带或其他宽度与被成型管子的宽度相当的非粘性材料被置于各个管状织 物条带上。每个管子是靠将这样的涂层织物带条沿管子的长度 方向，围绕一个非粘性材料层缠绕，从而形成一个长度方向伸 展的 重坴区域而制成。在下文中，最 好称 PTFE 的附加层为还， 宽度和长度相似但厚度大子带子的还，被

53、放置于带上。这个还 有助于使涂层织物形成一管子。织物有涂层的一面最好位于管 子的内 侧。在其后的制作工序中，PTF E 胶片防止相邻两层腊酚涂层织物固化在一起。这一 PTFE 带或其他适当的防粘胶片或处理方法，可被允许保持在完成的结构之中，当防粘带子被采 用，并且以后不再取出，它应当不会有一测与管子粘结在一起。 20 争 每个管子被放置在具有它们将固定到最后成形的结构元件中的 部位形状的凹模之中，然后在热压容器中将它们固化。在这一 管子形成工序之后，将 PT FE 还取出。 在各个管子固化之后，在每个管子和装配固定件上打一个 孔，使用附加的片状粘结剂和织和加强材料，将固定件与它们 各自的管子连

54、接。在一些较好的实施例中，入口固定件和出口 固定件被安装在距管子相对两端的附近。入口固定件的内部通 道的距脉冲输送阀最近的端头是圆形的，并且此通道确定了一 个具有圆端头长槽。在此圆端头处通道与可膨胀管状元件配合。出口配件有一个圆形内部通道。在固定件安装之后，管子的端头 被封闭，即使用附加片状粘结剂将其折叠起来，该组合的管和 固定件上覆盖上与制造管子同样的涂层织物的底层。这一组件 将放置千具有在最终结构件中它将处在的位置的形状的凹模之 中，在热压容器中真空悬挂并进一步固化使这些部件固化连接 在一起。固化后将该组件从模具中取出。 凹模被提供有一个模具防粘层和或防粘织物或其他关于 热固化组件从凹模中脱出的辅助方式。 钦合金的外壳面安装在凹模中。3M 的产品号为