防冰系统和防冰方法

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防冰系统和防冰方法
申请号	CN201710235857.5	申请日	2017-04-12	公开(公告)号	CN107336836B	公开(公告)日	2022-01-28
申请人	波音公司;			发明人	S·麦金; R·E·菲舍尔;
摘要	本申请涉及防冰系统和防冰方法。具体地，防冰系统(111)被配置成防止对于飞行器(10)的一个或多个部分结冰和/或融冰。防冰系统(111)包括燃烧器(116)，该燃烧器(116)具有空气入口(118)和气体出口(128)。供应空气管道(112)联接至燃烧器(116)的空气入口(118)。供应空气管道(112)被配置成将低压空气通到燃烧器(116)。一个或多个输送管道联接至燃烧器(116)的气体出口(128)。所述一个或多个输送管道被配置成联接至飞行器(10)的一个或多个部分。燃烧器(116)被配置成通过气体出口(128)将受热气体排到一个或多个输送管道，以防止对于飞行器(10)的一个或多个部分结冰。
权利要求	1.一种防冰系统，所述防冰系统被配置成对于飞行器(10)的一个或多个部分防止结冰，所述防冰系统包括：涡轮扇发动机(100)，所述涡轮扇发动机包括外壳(102)，所述外壳容纳扇(106)和发动机核心(110)；燃烧器(116)，所述燃烧器(116)具有空气入口(118)和气体出口(128)，其中，所述燃烧器在所述外壳内固定在所述涡轮扇发动机的所述发动机核心的外部上；供应空气管道(112)，所述供应空气管道(112)联接至所述燃烧器(116)的所述空气入口(118)，其中，所述供应空气管道(112)被配置成接收直接从所述涡轮扇发动机的所述扇出来的低压空气并将所述低压空气通到所述燃烧器(116)；以及一个或多个输送管道，所述一个或多个输送管道联接至所述燃烧器(116)的所述气体出口(128)，所述一个或多个输送管道还被配置成联接至所述飞行器(10)的所述一个或多个部分，其中，所述燃烧器(116)被配置成通过所述气体出口(128)将受热气体排到所述一个或多个输送管道，以实现如下各项中的一个或两个：对于所述飞行器(10)的所述一个或多个部分防止结冰或融冰。 2.根据权利要求1所述的防冰系统，所述防冰系统还包括：燃烧器燃料供应管道(124)，所述燃烧器燃料供应管道(124)将所述燃烧器(116)联接至所述涡轮扇发动机(100)的主燃料供应管道(125)；第一阀(113)，所述第一阀(113)设置在所述供应空气管道(112)内，其中，所述第一阀(113)被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动；以及第二阀，所述第二阀设置在所述燃烧器燃料供应管道(124)内，其中，所述第二阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动。 3.根据权利要求2所述的防冰系统，其中，防冰控制单元(146)与所述燃烧器(116)的点火器、所述第一阀(113)和所述第二阀连通，并被配置成控制所述燃烧器(116)的所述点火器、所述第一阀(113)和所述第二阀。 4.根据权利要求3所述的防冰系统，其中，所述防冰控制单元被配置成：开启所述第一阀(113)，以通过所述供应空气管道(112)将所述低压空气通至所述燃烧器(116)中；开启所述第二阀，以将燃料供应到所述燃烧器(116)；启用所述点火器(127)，以在所述燃烧器(116)内点燃火焰；监测所述火焰的温度，以确定是否已经达到所需火焰温度；以及监测所排出的受热气体的温度，以确定是否已经达到所需气体温度。 5.根据权利要求1所述的防冰系统，其中，所述一个或多个输送管道包括以下各项中的一个或两个：发动机唇口输送管道(130)，所述发动机唇口输送管道(130)被配置成将所排出的受热气体通到所述涡轮扇发动机的唇口皮(306)的内腔；以及机翼输送管道(132)，所述机翼输送管道(132)被配置成将所排出的受热气体通到所述飞行器(10)的机翼(16)的前缘(500)的内腔。 6.根据权利要求5所述的防冰系统，所述防冰系统还包括至少一个冷凝物收集阻挡物(326)，所述至少一个冷凝物收集阻挡物(326)联接到至少一个传输管道(328)，所述至少一个传输管道(328)在所述唇口皮(306)的内腔或所述机翼(16)的所述前缘(500)的内腔中的一者或两者内，其中，所述至少一个冷凝物收集阻挡物(326)被配置成将冷凝物导入所述至少一个传输管道(328)中，并将所述冷凝物从一个或多个排气口导出，所述一个或多个排气口穿过所述涡轮扇发动机的所述唇口皮(306)或所述机翼(16)的所述前缘(500)中的一者或两者而形成。 7.根据权利要求1所述的防冰系统，所述防冰系统还包括：旁路管道(138)，所述旁路管道(138)被配置成将发动机核心(110)的引气出口(140)联接到所述一个或多个输送管道；以及阀(141)，所述阀(141)设置在所述旁路管道(138)内，其中，所述阀(141)被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动，其中，在所述开启位置，高压受热气体从所述发动机核心(110)供应到所述一个或多个输送管道；而在所述关闭位置，防止所述高压受热气体通入所述一个或多个输送管道中。 8.根据权利要求1所述的防冰系统，所述防冰系统还包括至少一个涡流喷嘴(144)，所述至少一个涡流喷嘴(144)设置在所述一个或多个输送管道内。 9.根据权利要求8所述的防冰系统，其中，所述至少一个涡流喷嘴(144)被配置成在第一位置和第二位置之间被选择性地致动。 10.根据权利要求9所述的防冰系统，其中，所述第一位置是低压设定，并且其中，所述第二位置是高压设定。 11.一种防冰方法，所述防冰方法用于对于飞行器(10)的一个或多个部分防止结冰，其中，所述飞行器包括涡轮扇发动机(100)，所述涡轮扇发动机包括外壳(102)，所述外壳容纳扇(106)和发动机核心(110)，所述防冰方法包括以下步骤：将供应空气管道(112)联接至燃烧器(116)的空气入口(118)，其中，所述燃烧器在所述外壳内固定在所述涡轮扇发动机的所述发动机核心的外部上；将一个或多个输送管道联接至所述燃烧器(116)的气体出口(128)以及所述飞行器(10)的所述一个或多个部分；接收直接从所述涡轮扇发动机的所述扇出来的低压空气，并通过所述供应空气管道(112)将所述低压空气通至所述燃烧器(116)；通过所述气体出口(128)将受热气体从所述燃烧器(116)排到所述一个或多个输送管道；通过所述一个或多个输送管道将所述受热气体输送到所述飞行器(10)的所述一个或多个部分；以及由于所述输送的操作而实现如下各项中的一个或两个：对于所述飞行器(10)的所述一个或多个部分防止结冰或融冰。 12.根据权利要求11所述的防冰方法，所述防冰方法还包括以下步骤：用燃烧器燃料供应管道(124)将所述燃烧器(116)联接至所述涡轮扇发动机(100)的主燃料供应管道(125)；将第一阀(113)设置在所述供应空气管道(112)内；以及将第二阀设置在所述燃烧器燃料供应管道(124)内。 13.根据权利要求12所述的防冰方法，所述防冰方法还包括以下步骤：用防冰控制单元(146)来控制所述燃烧器(116)的点火器、所述第一阀(113)和所述第二阀。
说明书全文	防冰系统和防冰方法技术领域 [0001] 本发明的实施方式总体涉及用于防止飞行器的多部分(例如飞行器的发动机和机翼)结冰的系统和方法。背景技术 [0002] 各种飞行器通过将引气(bleed air)从发动机转移到机翼和发动机表面，从而防止在机翼和发动机表面之上或之内结冰。从发动机的核心抽取引气，并将其转移到机翼和发动机表面。特别地，通过压缩而加热来自发动机核心的空气。发动机核心压缩空气，直至空气达到用于防止结冰的适宜温度。这样，发动机核心利用能量来压缩并由此加热空气。由于发动机核心所消耗的能量的一部分是为了防止结冰(例如通过将高温引气转移到飞行器的多部分)，所以发动机核心的效率降低了。换言之，发动机核心所产生的能量的一部分是用于防止结冰而非推进的。 [0003] 进一步地，随着飞行器的继续发展，机翼长度在增加，而发动机尺寸则在减小。然而，较小的发动机可能并不适合于产生足够的气流来有效防止例如较长的机翼结冰。发明内容 [0004] 有效防止在飞行器的多部分上和内结冰的系统和方法的需求是存在的。增加飞行器的发动机效率的系统和方法的需求是存在的。 [0005] 考虑到这些需求，本发明的某些实施方式提供一种防冰系统，该防冰系统被配置成防止对于飞行器的一个或多个部分结冰。防冰系统包括燃烧器，该燃烧器具有空气入口和气体出口。供应空气管道联接至燃烧器的空气入口。供应空气管道被配置成将低压空气输送到燃烧器。一个或多个输送管道联接至燃烧器的气体出口。一个(或多个)输送管道还被配置成联接至飞行器的一个(或多个)部分。燃烧器被配置成通过气体出口将受热气体排到该一个(或多个)输送管道，以防止对于飞行器的一个(或多个)部分结冰和/或融冰。 [0006] 防冰系统还可以包括发动机，该发动机包括外壳，该外壳容纳扇和发动机核心。燃烧器可以固定在发动机的外壳内。供应空气管道可以被配置成从一个或多个发动机压缩器接收低压空气。 [0007] 防冰系统可以包括燃烧器燃料供应管道，该燃烧器燃料供应管道将燃烧器联接至发动机的主燃料供应管道。第一阀可以设置在供应空气管道内。该第一阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动。第二阀可以设置在燃烧器燃料供应管道内。该第二阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动。 [0008] 防冰系统可以包括与燃烧器的点火器连通的防冰控制单元。该防冰控制单元可以与点火器、第一阀和第二阀连通，并被配置成控制该点火器、该第一阀和该第二阀。在至少一种实施方式中，防冰控制单元被配置成进行如下操作：开启第一阀，以通过供应空气管道将低压空气输送至燃烧器中；开启第二阀，以将燃料供应到燃烧器；启用点火器，以在燃烧器内点燃火焰；监测火焰的温度，以确定是否已经达到所需火焰温度；以及监测排出的受热气体的温度，以确定是否已经达到所需气体温度。 [0009] 所述一个(或多个)输送管道可以包括以下的一个或两个：发动机唇口输送管道，其被配置成将排出的受热气体输送到发动机的唇口皮的内腔；和/或机翼输送管道，其被配置成将排出的受热气体输送到飞行器的机翼的前缘的内腔。在至少一种实施方式中，至少一个冷凝物收集阻挡物联接到唇口皮的内腔或机翼的前缘的内腔的一者或两者内的至少一个传输管道。冷凝物收集阻挡物被配置成将冷凝物导入传输管道并将其从一个或多个排气口导出，所述一个或多个排气口穿过发动机的唇口皮或机翼的前缘的一者或两者而形成。 [0010] 防冰系统可以包括旁路管道以及设置在该旁路管道内的阀，该旁路管道被配置成将发动机核心的引气出口联接到输送管道。所述阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动。在开启位置，高压受热气体从发动机核心供应到输送管道。在关闭位置，阻止高压受热气体进入输送管道。 [0011] 防冰系统可以包括至少一个涡流喷嘴，该涡流喷嘴设置在输送管道内。该涡流喷嘴被配置成在第一位置和第二位置之间被选择性地致动。第一位置可以是低压设定，而第二位置可以是高压设定。 [0012] 本发明的某些实施方式提供一种防冰方法，该防冰方法用于对于飞行器的一个或多个部分防止结冰。该防冰方法包括以下步骤：将供应空气管道联接至燃烧器的空气入口；将一个或多个输送管道联接至燃烧器的气体出口以及飞行器的一个(或多个)部分；通过供应空气管道将低压空气通至燃烧器；通过气体出口将受热气体从燃烧器排到输送管道；通过输送管道将受热气体通到飞行器的一个(或多个)部分；以及由于输送操作而防止造成飞行器的一个(或多个)部分结冰和/或融冰。 [0013] 本发明的某些实施方式提供一种飞行器，其包括：机身，从机身伸出的机翼，从机身伸出的尾翼，连接到机身、机翼或尾翼的一个或多个的至少一个发动机，以及防冰系统，该防冰系统被配置成对于飞行器的一个或多个部分防止结冰。附图说明 [0014] 图1是根据本发明的实施方式的飞行器的前视图的图形表示。 [0015] 图2是根据本发明的实施方式的发动机的内部纵向视图的图形表示。 [0016] 图3是根据本发明的实施方式的发动机进口组件的正面透视图的图形表示。 [0017] 图4是根据本发明的实施方式的发动机进口组件的一部分的横断面视图的图形表示。 [0018] 图5是根据本发明的实施方式的图4的发动机进口组件直通线5‑5的部分的横断面视图的图形表示。 [0019] 图6是根据本发明的实施方式的机翼的前缘的横断面视图的图形表示。 [0020] 图7是根据本发明的实施方式的图6的机翼前缘的直通线7‑7的横断面视图的图形表示。 [0021] 图8例示了根据本发明的实施方式的在飞行器的一个或多个部分上或内防止结冰的流程图。具体实施方式 [0022] 当结合附图阅读时，前述概要和具体实施方式的下列详细描述将更好理解。如在此使用的，按单数陈述并且以单词“一”或“一个”开始的部件或步骤应被理解为不必排除多个所述部件或步骤。而且，引用“一个实施方式”不是旨在被解释为排除存在也并入所陈述特征的附加实施方式。而且，除非相反地明确规定，“包括”或“具有”含有特殊特性的一部件或多个部件的实施方式可以包括不含有该特性的附加部件。 [0023] 本发明的实施方式提供如下系统和方法，其通过来自低级发动机引气的燃烧产物而产生加热气体，以防止在飞行器的多部分(例如发动机和机翼表面)之上或之内结冰。该系统和方法可以从发动机的较低级(例如扇)抽气，并利用喷气燃料和燃烧器来加热空气。该系统和方法被配置成将热的低压空气分配至飞行器的多部分，以防止在飞行器的多部分之上或之内结冰。 [0024] 本发明的某些实施方式提供一种防冰(或除冰)系统，其包括：可以联接至发动机的燃烧器(例如能够的燃烧器)，被配置成控制点火、打开并关闭多个阀以启用燃烧并排出热气的控制器，以及被配置成控制将热气排放到多个前缘的多个设备，其中所述设备被配置成收集冷凝物。至少一个阀可以连接至扇发动机的低级电源。所述多个设备可以包括涡流喷嘴和出口孔。出口孔可以包括：联接至诸如塑料管(例如聚乙烯管)这样的传输管道的冷凝物收集阻挡物，例如排水孔(scupper)。 [0025] 本发明的一些实施方式提供一种方法，其包括利用燃烧器产生热气体。热气体是通过控制在燃烧器内的点火而产生的，设置该燃烧器是为了从发动机的扇接收低空气供应。该方法还包括利用多个阀控制来自燃烧器的热气体，感测热气体，并将热气体流调节至所需温度(例如至少450°F)，然后将热气体引导至机翼和/或发动机的前缘。由于燃烧的缘故，冷凝物(例如水滴)也可以在热气体中。可以利用多个设备在前缘内引导热气体和冷凝物，例如，在前缘的内表面周围引导热气体的涡流喷嘴。可以利用机翼的下侧上的管道和排气槽来收集冷凝物，以防止在机翼的下侧上结冰。在至少一个其它实施方式中，可以设置冷凝物收集阻挡物(例如排水孔)来收集冷凝物。 [0026] 图1是根据本发明的实施方式的飞行器10的前视图的图形表示。飞行器10包括推进系统12，推进系统12可以包括例如两个涡轮扇发动机100。可选地，推进系统12可以包括比图示更多的发动机100。发动机100可以由飞行器10的机翼16携带。在其它实施方式中，发动机100可以由机身18和/或尾翼20携带。尾翼20还可以支撑水平稳定器22和垂直稳定器 24。 [0027] 每个发动机100包括外壳102，外壳102包括进口组件104。外壳102保持扇106贴近前端108，而发动机核心(图1中未示出)远离扇106。如下所述，防冰(防结冰)系统至少部分地设置在至少一个发动机100内。防冰系统被配置成防止在飞行器的多个部分(例如外壳 102和机翼16的前缘)上和内结冰。 [0028] 图2是根据本发明的实施方式的发动机100的内部纵向视图的图形表示。图2中未示出发动机100的外壳102。如前所述，扇106设置为靠近前端108，而发动机核心110远离扇 106。 [0029] 防冰系统111设置在发动机100之内。防冰系统111包括位于扇106后的供应空气管道112(例如管、软管等)，其被配置成接收穿过扇106的空气。例如，供应空气管道112包括空气入口114，穿过扇106和/或一个或多个发动机压缩器的至少一部分的空气通过空气入口 114进入供应空气管道112。 [0030] 阀113设置在供应空气管道112内。阀113被配置成在开启位置和关闭位置之间致动或调节压力。在开启位置，从扇106出来的空气穿过供应空气管道112。在关闭位置，阻止从扇106出来的空气穿过供应空气管道112。 [0031] 供应空气管道112联接至燃烧器(例如能够的燃烧器)116，燃烧器116可以固定在发动机100的外壳102内。例如，可以将燃烧器116固定在发动机核心110的外部。燃烧器116 可以不是发动机核心110的燃烧器。燃烧器116包括空气入口118，空气入口118联接至供应空气管道112的空气出口120。燃烧器116还包括燃料喷嘴122，燃料喷嘴122联接至燃烧器燃料供应管道124，燃烧器燃料供应管道124连接至主燃料供应管道125。燃料阀126设置在燃烧器燃料供应管道124内，并且被配置成受控调节从燃料供给(例如燃料箱内的喷气燃料) 喷射到燃烧器116的燃料的量。燃烧器116还包括点火器127，点火器127被配置成,当燃料被供应到燃烧器116时点燃燃料。燃烧器116还包括气体出口128。 [0032] 燃烧器116的气体出口128联接至发动机唇口输送管道130和机翼输送管道132。可替代地，气体出口128可以联接至发动机唇口输送管道130或机翼输送管道132中的一个。燃烧器116被配置成，通过气体出口128将受热气体输送到发动机唇口输送管道130和机翼输送管道132。由燃烧器116产生的受热气体用于防止在飞行器10(如图1所示)的机翼16和发动机100的多部分上和内结冰(或融冰)。可选地，气体出口128可以联接至另外的输送管道，该另外的输送管道可以联接至发动机或飞行器的其它各个部分，以防止在这些部分之上和/或之内结冰或结晶。 [0033] 阀134设置在发动机唇口输送管道130内。此外，阀136设置在机翼输送管道132内。阀134和阀136被配置成在开启位置和关闭位置之间选择性地致动，或进行压力调节，以控制穿过发动机唇口输送管道130和机翼输送管道132的受热气体的流。 [0034] 旁路管道138可以将发动机核心110的引气出口140连接到发动机唇口输送管道130。阀141设置在旁路管道138内，并且被配置成在开启位置和关闭位置之间选择性地致动。可替代地，发动机100可以不包括旁路管道138。 [0035] 涡流喷嘴144设置在靠近发动机唇口输送管道130的远端145。涡流喷嘴144可以在这两个位置之间选择性地移动，或进行压力调节。例如，涡流喷嘴144可以包括一个或多个第一开口以及一个或多个第二开口。涡流喷嘴144可以移动到第一位置，在第一位置，第一开口被配置成允许气体从涡流喷嘴144输送出来。涡流喷嘴144可以移动到第二位置(例如通过旋转)，在第二位置，第二开口被配置成允许气体从涡流喷嘴144输送出来。涡流喷嘴 144可以在低压设置(例如第一位置)和高压设置(例如第二位置)之间选择性地切换。当燃烧器116将低压受热气体(例如，未通过压缩而加热的气体)供应到发动机唇口输送管道130 时，涡流喷嘴144设置在低压设置。当打开阀141将高压受热气体(例如，通过在发动机核心 110内压缩而加热的气体)供应到发动机唇口输送管道130时，涡流喷嘴144设置在高压设置。 [0036] 防冰控制单元146可以固定在发动机100内，并且例如通过一个或多个有线或无线连接件与燃烧器116连通。因此，防冰控制单元146可以被配置成控制燃烧器116的运行。可选地，防冰控制单元146可以设置于远离发动机100，例如，设置在标塔(pylon)或飞行器电子舱内。 [0037] 在至少一种实施方式中，防冰控制单元146例如通过一个或多个有线连接件与阀113、阀134、阀136和阀141连通。如此，防冰控制单元146被配置成控制阀113、阀134、阀136 和阀141的运行。可选地，防冰控制单元146不与阀113、阀134、阀136和阀141的一个或所有相连通。 [0038] 防冰控制单元146还可以例如通过一个或多个有线或无线连接件与涡流喷嘴144连通。以此方式，防冰控制单元146可以被配置成控制涡流喷嘴144的运行。可选地，防冰控制单元146不与涡流喷嘴144连通。 [0039] 防冰控制单元146可以在低压模式下控制防冰系统111。在低压模式下，将供应空气管道112内的阀113打开，而将旁路管道138内的阀141关闭，以便通过供应空气管道112将低压空气(例如，尚未在发动机核心110内压缩的空气)输送到燃烧器116。防冰控制单元146 可以操控阀113和阀141。 [0040] 在将低压空气输送到燃烧器116之前，将阀134或阀136打开，然后防冰控制单元146启用点火器127。启用点火器127之后，防冰控制单元146打开燃烧器燃料供应管道124内的阀126，以从主燃料供应管道125向燃烧器116供应燃料。点火器127点燃燃烧器116内的燃料，以在燃烧器116内产生火焰。防冰控制单元146可以例如通过一个或多个燃烧传感器(例如光学传感器)和/或温度传感器(例如，温度计、节温器等)，来监测燃烧器116内正在燃烧的燃料的温度。防冰控制单元146通过阀126和点火器127控制着供应给燃烧器116的燃料，以产生所需温度下的废热气。例如，防冰控制单元146可以将废热气的温度控制在400°F。可替代地，废热气的温度可以大于400°F。已经发现，结合气流和400°F温度下的废热气，可以有效地防止在发动机外壳和机翼表面之上或之内结冰。 [0041] 防冰控制单元146可以通过一个或多个温度传感器来感测点燃的火焰的温度和/或受热气体的排出温度。如果已经达到所需温度，防冰控制单元146可以停用点火器(响应于燃烧检测)，并调节通往燃烧器116的燃料流量(例如通过阀113)，以维持所排放的受热气体的所需温度。 [0042] 当阀134打开时，穿过发动机唇口输送管道130将来自燃烧器116的废热气输送到发动机100的前唇。进一步地，当阀136打开时，通过机翼输送管道132将来自燃烧器116的废热气输送到一个或多个机翼的一个或多个前缘。在至少一种实施方式中，防冰控制单元146 可以关闭阀136，以便将全部废热气输送到发动机100的前唇。相反，防冰控制单元146可以关闭阀134，以便将全部废热气输送到机翼的前缘。 [0043] 当燃烧器116操作以便为发动机唇口输送管道130和/或机翼输送管道132的一者或两者产生受热气体时，防冰控制单元146将阀113维持在打开位置。防冰控制单元146还可以将涡流喷嘴144控制在低压设置，以便安全有效地将排放的受热气体(处于低压)输送到联接至发动机100的唇口皮的发动机唇口输送管道130。 [0044] 可选地，防冰系统111可以在高压模式下操作，该模式下，来自发动机核心110的气体因压缩而被加热，并被输送到发动机唇口输送管道130和机翼输送管道132。在至少一种实施方式中，防冰控制单元146被配置成在高压模式下操控防冰系统111。 [0045] 在高压模式下，关闭阀113，从而防止低压空气进入燃烧器116。打开阀141，以便高压受热气体(在发动机核心110内压缩受热)从旁路管道138进入发动机唇口输送管道130和机翼输送管道132。在高压模式下，涡流喷嘴144切换到高压设置。例如，在高压设置中，可以将涡流喷嘴144致动到一位置，在该位置中，较大的空气出口(相比于用于低压设置的较小的空气出口)用于将空气输送到发动机唇口输送管道130。较大的空气出口可以用于控制进入发动机唇口输送管道130的空气流速，和/或确保在高压模式下的受热气体的压力不会损坏发动机唇口输送管道130。 [0046] 如前所述，防冰控制单元146可以被配置成控制阀134、阀136和阀141以及涡流喷嘴144。可选地，防冰控制单元146可以不被配置成控制阀134、阀136和阀141以及涡流喷嘴 144。相反，可以手动控制阀134、阀136和阀141以及涡流喷嘴144。 [0047] 防冰控制单元146在低压模式下操作防冰系统111，以将受热气体供应到飞行器的多部分用于防冰，而不依赖于发动机核心110的压缩受热气体。如此，发动机100高效地操作，因为发动机核心110消耗的能量是用来推进而非防冰的。在低压模式下，独立且独特的燃烧器116用于产生用来防止结冰的受热气体。比如，如果燃烧器116运行不正常，则防冰控制单元146可以切换到高压模式。在至少一种实施方式中，可能存在的冰会融化。 [0048] 如在此使用的，术语“控制单元”、“单元”、“中央处理单元”、“CPU”、“计算机”等可以包括：任何基于处理器或基于微处理器的系统，包括利用微控制器、精简指令集计算机 (RISC)、专用集成电路(ASIC)、逻辑电路以及能够执行在此描述的功能的任何其它电路或处理器(包括硬件、软件或其组合)的系统。这些仅是示例性的，因此并非意在以任何方式限制这些术语的定义和/或含义。例如，防冰控制单元146可以是或包括一个或多个被配置成控制防冰系统111的运行的处理器。 [0049] 防冰控制单元146被配置成执行一套存储在一个或多个存储元件(例如一个或多个存储器)中的指令，以处理数据。例如，防冰控制单元146可以包括或联接至一个或多个存储器。存储元件还可以存储数据或其它所需的信息。存储元件可以是处理机内信息源或物理存储元件的形式。 [0050] 该套指令可以包括各种命令，指示防冰控制单元146作为处理机来执行诸如本文中所描述的主题的各种实施方式的方法和工艺这样的特定操作。该套指令可以是软件程序的形式。软件可以以各种形式，例如系统软件或应用软件。进一步地，软件可以是单独程序、在较大程序或程序的一部分内的程序子集的集合的形式。软件还可以包括以面向对象编程的形式的模块化编程。处理机对输入数据的处理可以响应于用户命令，或响应于先前处理的结果，或响应于由另一个处理机提出的请求。 [0051] 本文的实施方式的图可以例示一个或多个控制或处理单元，例如防冰控制单元146。应当理解的是，处理或控制单元可以代表电路(circuits)、电路系统(circuitry)或其一部分，电路、电路系统或其部分可以实现为，具有执行本文所描述的操作的相关指令(例如，存储在诸如计算机硬盘、ROM和RAM等的有形和非临时性计算机可读存储介质上的软件) 的硬件。硬件可以包括硬连线的状态机电路，以执行本文所描述的功能。可选地，硬件可以包括电子电路，电子电路包括和/或连接到一个或多个基于逻辑的设备，例如微处理器、处理器、控制器等。可选地，防冰控制单元146可以代表处理电路，比如现场可编程门阵列 (FPGA)、专用集成电路(ASIC)、微处理器和/或等等的一个或多个。各种实施方式中的电路可以被配置成执行一个或多个算法，以执行本文所描述的功能。所述一个或多个算法可以包括本文所公开的实施方式的多个方面，不管是否在流程图或方法中明确标识。 [0052] 在本文所使用的术语“软件”和“固件”是可互换的，并且包括存储在存储器(包括RAM存储器、ROM存储器、EPROM存储器、EEPROM存储器和非易失RAM(NVRAM)存储器)中以便计算机执行的任意计算机程序。上述存储器类型仅是示例性的，因此不会限制可用于存储计算机程序的存储器的类型。 [0053] 图3是根据本发明的一种实施方式的发动机进口组件300的正面透视图的图形表示。发动机入口组件300是发动机100(图1中未示出)的外壳102的部分。例如，发动机入口组件300在发动机100的前端108，并且围绕扇106。 [0054] 发动机入口组件300包括环形外整流罩301，环形外整流罩301可以包括第一外整流罩板302和第二外整流罩板304。环形唇口皮306从外整流罩301的前端向外延伸。唇口皮 306可以包括第一唇口皮构件308和第二唇口皮构件310。内部隔音板312可以固定到外整流罩301的内表面。 [0055] 参见图2和图3，发动机唇口输送管道130联接至在唇口皮306内界定的内腔。发动机唇口输送管道130将受热气体供应到内腔，以防止在唇口皮306之内和之上结冰。 [0056] 图4是根据本发明的一种实施方式的发动机进口组件300的一部分的横断面视图的图形表示。图5是根据本发明的一种实施方式的图4的发动机进口组件300直通线5‑5的一部分的横断面视图的图形表示。 [0057] 参见图2‑5，来自防冰系统111的受热气体400通过涡流喷嘴144输送至内腔320。受热气体400绕着内腔320旋动，以防止在唇口皮306上和内结冰。作为一种燃烧的产物，受热气体400还包含冷凝物402(例如，冷凝水滴)。由于旋动的受热气体400，冷凝物402强靠在唇口皮306的内表面322。由于重力和向心力，冷凝物402滴到唇口皮306的底部324。 [0058] 诸如排水孔(例如壁、鳍、栅栏等)这样的冷凝物收集阻挡物326联接至传输管道328，例如塑料管(例如聚乙烯管)。由于冷凝物402撞击在冷凝物收集阻挡物326上，所以冷凝物402就粘附在冷凝物收集阻挡物326上，并被引导至传输管道328。出口330通过传输管道328而形成。冷凝物收集阻挡物326中断了内腔320内的冷凝物402的流动，并将冷凝物402 输送到传输管道328。出口330连接至排气口，例如在整流罩301中形成的排气孔332。排气孔 332还连接至通过整流罩301而形成的气体出口导管334。气体出口导管334与内腔320连通。如此，内腔320中的受热气体400经由气体出口导管334，通过排气孔332从发动机入口组件 300排出。气体出口导管334中的气流协助通过排气孔332而引出冷凝物402。于是将冷凝物 402从发动机入口组件300引出。 [0059] 已经发现，冷凝物收集阻挡物326和传输管道328提高了从发动机入口组件300清除冷凝物的效率。可替代地，发动机入口组件300可以不包括：冷凝物收集阻挡物236或传输管道328中的一者或两者。 [0060] 图6是根据本发明的一种实施方式的机翼16的前缘500的横断面视图的图形表示。图7是根据本发明的一种实施方式的图6的机翼16的前缘500的直通线7‑7的横断面视图的图形表示。 [0061] 参见图2、图6和图7，前缘500限定了内腔502。具有一个或多个开孔506的输送管道504(例如管、歧管等)被固定在内腔502中，并联接至机翼输送管道132。如此，受热气体通过输送管道504而从机翼输送管道132输送至内腔502。如前所述，作为一种燃烧的产物，受热气体包括冷凝物510。 [0062] 诸如排水孔(例如壁、鳍、栅栏等)这样的冷凝物收集阻挡物520联接至具有开孔524的传输管道522，例如塑料管(例如聚乙烯管)，开孔524连接至排气口，例如通过前缘500 的下表面而形成的排气槽526。冷凝物510滴到前缘500的底部540，并撞击在冷凝物收集阻挡物520上，冷凝物收集阻挡物520将冷凝物510引导至传输管道522。冷凝物510通过开孔 524从排气槽526排出。冷凝物收集阻挡物520中断了内腔502内的冷凝物510的流动，并将冷凝物510输送到传输管道522。如图7所示，前缘500可以包括多个排气槽526、冷凝物收集阻挡物520以及传输管道522。 [0063] 已经发现，冷凝物收集阻挡物520和传输管道522提高了从机翼16的前缘500清除冷凝物的效率。可替代地，机翼16的前缘500可以不包括：冷凝物收集阻挡物520或传输管道 522中的一者或两者。 [0064] 图8例示了根据本发明的一种实施方式的在飞行器的一个或多个部分上或内防止结冰的流程图。所述方法在步骤600开始，在步骤600，启用飞行器的发动机。 [0065] 参见图2和图8，在步骤602，确定防冰的低压模式是否可用。例如，防冰控制单元146可以监控防冰系统111，以确定其组件是否运行正常。作为示例，防冰控制单元146可以与燃烧器116连通，以确定燃烧器是否运行正常。 [0066] 如果防冰控制单元146确定低压模式不可用，可以将防冰切换到防冰的高压模式，在此模式下，在步骤604，防冰控制单元146关闭供应空气管道112的阀113。在步骤606，防冰控制单元146打开旁路管道138的阀141。在步骤608，将高压受热气体输送到与飞行器的一个或多个部分相连接的一个或多个输送管道(例如，输送管道130和132)。 [0067] 如果在步骤602防冰控制单元146确定低压模式可用，则在步骤610，防冰控制单元关闭旁路管道138的阀141。在步骤612，防冰控制单元146打开供应空气管道112的阀113。在步骤614，防冰控制单元146启用燃烧器116的点火器127，并在步骤616打开燃料供应管道 124的阀126。在步骤618，防冰控制单元146通过温度传感器(例如温度计、节温器等)检测点燃的火焰的温度。 [0068] 在步骤620，防冰控制单元146确定是否达到所需火焰温度。所需火焰温度：是点燃火焰在所需温度产生受热气体以便防冰的温度。如果防冰控制单元146确定未达到所需火焰温度，则所述方法从步骤620开始执行到步骤622，在该步骤中，防冰控制单元146可以维持启用的点火器127，并且所述方法返回到步骤618。在至少一种实施方式中，点火器127无需为了燃烧器运行而保持接通。 [0069] 如果在步骤620确定达到所需火焰温度，则所述方法从步骤620开始执行到步骤624，在该步骤中，防冰控制单元146停用点火器127。在步骤626，防冰控制单元调节流向燃烧器116的燃料流(例如通过对阀113的操作)，以维持废热气的所需温度，废热气然后被输送到飞行器的多个部分用于防冰。 [0070] 参见图1到图8，本发明的实施方式提供了有效防止在飞行器的多部分上和中结冰的系统和方法。本发明的实施方式提供了提高飞行器的发动机效率同时防止在飞行器的一个或多个部分上或中结冰的系统和方法。 [0071] 虽然诸如顶、底、下、中、横侧、水平、垂直、前面等的各种空间和方向性术语可以用于描述本公开的实施方式，但应当明白，这种术语仅仅针对附图中所示取向来使用。该取向可以反转、旋转或以其它方式改变，以使上部成为下部，下部成为上部，水平变为垂直等。 [0072] 在此使用的，“被配置成”执行一任务或操作的结构、限制或部件，具体按对应于该任务或操作的方式，在结构上形成、构造或改变。出于清楚和避免疑惑的目的起见，仅能够被修改成执行该任务或操作的物体未“被配置成”执行如在此使用的该任务或操作。 [0073] 要明白的是，上面的描述旨在例示，而非限制。例如，上述实施方式(和/或其方面)可以彼此组合使用。另外，在不脱离本公开的范围的情况下，可以进行许多修改以使适应针对本公开的各个实施方式的教导的特殊情况或材料。虽然在此描述的材料的尺度和类型旨在限定本公开的各种实施方式的参数，但这些实施方式决非进行限制，而是作为示例性实施方式。当回顾上述描述时，本领域技术人员将清楚许多其它实施方式。本公开的各个实施方式的范围由此应当参照所附权利要求书连同授权这种权利要求的等同物的全部范围来确定。在所附权利要求书中，术语“包括(including)”和“其中(in which)”被用作相应术语 “包含(comprising)”和“其中(wherein)”的等同物。而且，术语“第一”、“第二”以及“第三” 等仅仅被用作标签，而非旨在将数值需求强加于它们的对象。而且，所述权利要求书的限制未按装置加功能格式来书写，并且不旨在基于35U.S.C.§112(f)来解释，除非这种权利要求书限制明确地使用跟随着声明另一结构的功能无效的短语“用于…的装置”和直到其使用该短语为止。 [0074] 进一步地，本发明包括根据如下条款的实施方式。 [0075] 条款1.一种防冰系统，其被配置成对于飞行器的一个或多个部分防止结冰，该防冰系统包括： [0076] 燃烧器，其具有空气入口和气体出口； [0077] 供应空气管道，其联接至燃烧器的空气入口，其中，该供应空气管道被配置成将低压空气通到燃烧器；以及 [0078] 一个或多个输送管道，其联接至燃烧器的气体出口，所述一个或多个输送管道还被配置成联接至飞行器的一个或多个部分，其中，燃烧器被配置成通过气体出口将受热气体排到所述一个或多个输送管道，以实现如下各项中的一个或两个：对于飞行器的一个或多个部分防止结冰或融冰。 [0079] 条款2.根据条款1所述的防冰系统，该防冰系统还包括发动机，该发动机包括外壳，该外壳容纳扇和发动机核心，其中，燃烧器固定在发动机的外壳内，并且其中，供应空气管道被配置成从一个或多个发动机压缩器接收低压空气。 [0080] 条款3.根据条款1或2所述的防冰系统，该防冰系统还包括： [0081] 燃烧器燃料供应管道，该燃烧器燃料供应管道将燃烧器联接至发动机的主燃料供应管道； [0082] 第一阀，其设置在供应空气管道内，其中，该第一阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动；以及 [0083] 第二阀，其设置在燃烧器燃料供应管道内，其中，该第二阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动。 [0084] 条款4.根据条款3所述的防冰系统，其中防冰控制单元与燃烧器的点火器、第一阀和第二阀连通，并被配置成控制燃烧器的点火器、第一阀和第二阀。 [0085] 条款5.根据条款4所述的防冰系统，其中该防冰控制单元被配置成： [0086] 开启第一阀，以通过供应空气管道将低压空气通至燃烧器中； [0087] 开启第二阀，以将燃料供应到燃烧器； [0088] 启用点火器，以在燃烧器内点燃火焰； [0089] 监测火焰的温度，以确定是否已经达到所需火焰温度；以及 [0090] 监测缩排出的受热气体的温度，以确定是否已经达到所需气体温度。 [0091] 条款6.根据条款1、2、3、4或5所述的防冰系统，其中，所述一个或多个输送管道包括以下各项中的一个或两个： [0092] 发动机唇口输送管道，其被配置成将排出的受热气体通到发动机的唇口皮的内腔；以及 [0093] 机翼输送管道，其被配置成将排出的受热气体通到飞行器的机翼的前缘的内腔。 [0094] 条款7.根据条款6所述的防冰系统，该防冰系统还包括至少一个冷凝物收集阻挡物，所述至少一个冷凝物收集阻挡物联接到至少一个传输管道，所述至少一个至少一个传输管道在唇口皮的内腔或机翼的前缘的内腔中的一者或两者内，其中，所述至少一个冷凝物收集阻挡物被配置成将冷凝物导入所述至少一个传输管道，并将所述冷凝物从一个或多个排气口导出，所述一个或多个排气口穿过发动机的唇口皮或机翼的前缘中的一者或两者而形成。 [0095] 条款8.根据条款1、2、3、4、5、6或7所述的防冰系统，该防冰系统还包括： [0096] 旁路管道，其被配置成将发动机核心的引气出口联接到所述一个或多个输送管道；以及 [0097] 阀，其设置在旁路管道内，其中所述阀被配置成在开启位置和关闭位置之间选择性地致动，在开启位置，高压受热气体从发动机核心供应到所述一个或多个输送管道；在关闭位置，阻止高压受热气体进入所述一个或多个输送管道。 [0098] 条款9.根据条款1、2、3、4、5、6、7或8所述的防冰系统，该防冰系统还包括至少一个涡流喷嘴，所述至少一个涡流喷嘴设置在所述一个或多个输送管道内。 [0099] 条款10.根据条款9所述的防冰系统，其中，所述至少一个涡流喷嘴被配置成在第一位置和第二位置之间被选择性地致动。 [0100] 条款11.根据条款10所述的防冰系统，其中，第一位置是低压设定，并且其中，第二位置是高压设定。 [0101] 条款12.一种防冰方法，其用于对于飞行器的一个或多个部分防止结冰，该防冰方法包括以下步骤： [0102] 将供应空气管道联接至燃烧器的空气入口； [0103] 将一个或多个输送管道联接至燃烧器的气体出口以及飞行器的所述一个或多个部分； [0104] 通过供应空气管道将低压空气通至燃烧器； [0105] 通过气体出口将受热气体从燃烧器排到所述一个或多个输送管道； [0106] 通过所述一个或多个输送管道将受热气体输送到飞行器的所述一个或多个部分；以及 [0107] 由于输送操作实现如下各项中的一个或两个：对于飞行器的所述一个或多个部分防止结冰或融冰。 [0108] 条款13.根据条款12所述的防冰方法，该防冰方法还包括以下步骤： [0109] 将燃烧器设置在发动机的外壳内；以及 [0110] 从发动机的压缩器接收供应空气管道内的低压空气。 [0111] 条款14.根据条款12或13所述的防冰方法，该防冰方法还包括以下步骤： [0112] 用燃烧器燃料供应管道将燃烧器联接至发动机的主燃料供应管道； [0113] 将第一阀设置在供应空气管道内；以及 [0114] 将第二阀设置在燃烧器燃料供应管道内。 [0115] 条款15.根据条款14所述的防冰方法，该防冰方法还包括以下步骤：用防冰控制单元来控制燃烧器的点火器、第一阀和第二阀。 [0116] 条款16.根据条款15所述的防冰方法，该防冰方法还包括以下步骤： [0117] 开启第一阀，以通过供应空气管道将低压空气输送至燃烧器中； [0118] 开启第二阀，以将燃料供应到燃烧器； [0119] 启用点火器，以在燃烧器内点燃火焰； [0120] 监测火焰的温度，以确定是否已经达到所需火焰温度；以及 [0121] 监测排出的受热气体的温度，以确定是否已经达到所需气体温度。 [0122] 条款17.根据条款12、13、14、15或16所述的防冰系统，其中，所述一个或多个输送管道包括以下各项中的一个或两个： [0123] 发动机唇口输送管道，其被配置成将所排出的受热气体通到发动机的唇口皮的内腔；以及 [0124] 机翼输送管道，其被配置成将所排出的受热气体通到飞行器的机翼的前缘的内腔。 [0125] 条款18.根据条款17所述的防冰方法，该防冰方法还包括以下步骤： [0126] 将至少一个冷凝物收集阻挡物联接到至少一个传输管道，所述至少一个传输管道在唇口皮的内腔或机翼的前缘的内腔的一者或两者内；以及 [0127] 利用所述至少一个冷凝物收集阻挡物将冷凝物导入所述至少一个传输管道，并将冷凝物从一个或多个排气口导出，所述一个或多个排气口穿过发动机的唇口皮或机翼的前缘的一者或两者而形成。 [0128] 条款19.根据条款12、13、14、15、16、17或18所述的防冰方法，该防冰方法还包括以下步骤： [0129] 用旁路管道将发动机核心的引气出口联接到所述一个或多个输送管道； [0130] 将阀设置在旁路管道内；以及 [0131] 在开启位置和关闭位置之间选择性地致动所述阀，其中，在开启位置，高压受热气体从发动机核心供应到所述一个或多个输送管道；在关闭位置，阻止高压受热气体进入所述一个或多个输送管道。 [0132] 条款20.根据条款12、13、14、15、16、17、18或19所述的防冰方法，该防冰方法还包括以下步骤：将至少一个涡流喷嘴设置在所述一个或多个输送管道内。 [0133] 条款21.根据条款20所述的防冰方法，该防冰方法还包括以下步骤：在低压设定和高压设定之间选择性地致动所述至少一个涡流喷嘴。 [0134] 条款22.一种飞行器包括： [0135] 机身； [0136] 从机身伸出的机翼； [0137] 从机身伸出的尾翼； [0138] 至少一个发动机，该发动机连接至机身、机翼或尾翼中的一个或多个，其中，所述至少一个发动机包括外壳、扇、发动机核心和主燃料供应管道；以及 [0139] 防冰系统，该防冰系统被配置成对于飞行器的一个或多个部分防止结冰，该防冰系统包括： [0140] 燃烧器，其具有点火器、空气入口和气体出口，其中该燃烧器； [0141] 供应空气管道，其联接至燃烧器的空气入口，其中该供应空气管道被配置成从压缩器接收低压空气并将低压空气输送到燃烧器； [0142] 一个或多个输送管道，其联接至燃烧器的气体出口，所述一个或多个输送管道还被配置成联接至飞行器的一个或多个部分，其中，燃烧器被配置成通过气体出口将受热气体排到所述一个或多个输送管道，以防止对于飞行器的所述一个或多个部分结冰。 [0143] 燃烧器燃料供应管道，该燃烧器燃料供应管道将燃烧器联接至主燃料供应管道； [0144] 第一阀，其设置在供应空气管道内，其中，该第一阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动；以及 [0145] 第二阀，其设置在燃烧器燃料供应管道内，其中，该第二阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动； [0146] 防冰控制单元，该防冰控制单元与点火器、第一阀和第二阀连通，并被配置成控制点火器、第一阀和第二阀，其中，该防冰控制单元被配置成进行如下操作：(a)开启第一阀，以通过供应空气管道将低压空气通至燃烧器中；(b)开启第二阀，以将燃料供应到燃烧器； (c)启用点火器，以在燃烧器内点燃火焰；(d)监测火焰的温度，以确定是否已经达到所需火焰温度；以及(e)监测排出的受热气体的温度，以确定是否已经达到所需气体温度。 [0147] 条款23.根据条款22所述的飞行器，其中，所述一个或多个输送管道包括以下各项中的一个或两个： [0148] 发动机唇口输送管道，其被配置成将所排出的受热气体通到发动机的唇口皮的内腔；以及 [0149] 机翼输送管道，其被配置成将所排出的受热气体通到飞行器的机翼的前缘的内腔。 [0150] 条款24.根据条款23所述的飞行器，防冰系统还包括至少一个冷凝物收集阻挡物，所述至少一个冷凝物收集阻挡物联接到至少一个传输管道，所述至少一个传输管道在唇口皮的内腔或机翼的前缘的内腔的一者或两者内，其中，所述至少一个冷凝物收集阻挡物被配置成将冷凝物导入所述至少一个传输管道，并将冷凝物从一个或多个排气口导出，所述一个或多个排气口穿过发动机的唇口皮或机翼的前缘的一者或两者而形成。 [0151] 条款25.根据条款22、23或24所述的飞行器，其中防冰系统还包括： [0152] 旁路管道，其被配置成将发动机核心的引气出口联接到所述一个或多个输送管道；以及 [0153] 阀，其设置在旁路管道内，其中，所述阀被配置成在开启位置和关闭位置之间被选择性地致动，其中，在开启位置，高压受热气体从发动机核心供应到所述一个或多个输送管道；在关闭位置，阻止高压受热气体进入所述一个或多个输送管道。 [0154] 条款26.根据条款22、23、24或25所述的飞行器，其中，防冰系统还包括至少一个涡流喷嘴，该涡流喷嘴设置在所述一个或多个输送管道内。 [0155] 条款27.根据条款26所述的飞行器，其中，所述至少一个涡流喷嘴被配置成在低压设定和高压设定之间被选择性地致动。 [0156] 本书面描述使用实施例来公开本公开的各个实施方式，包括最佳模式，并且还使得本领域任何技术人员都能够具体实践本公开的各个实施方式，包括制造和使用任何装置或系统，并且执行任何所以并入的方法。本公开的各个实施方式的可专利化范围通过权利要求书来限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其它实施例。如果这种其它实施例具有不与本权利要求书的字面语言不同的结构性部件，或者如果该实施例包括与本权利要求书的字面语言无实质差异的等同结构性部件，则该实施例旨在处于本权利要求书的范围内。