CN109415115B - 用于飞机机翼结构的温度监测单元及相关安装方法 - Google Patents

Abstract

温度监测单元可以以可移除方式安装在飞机机翼结构的内部，用于监测沿机翼的翼展的温度状况。机翼结构具有附连到支撑框架(173)的温度敏感装置(162)，以用于监测温度状况。支撑框架和附连的温度敏感装置可以作为一个单元安装在机翼结构的内部。支撑框架可以构造用以在机翼结构的内部滑动接合，例如与一组轨道滑动接合。

Description

用于飞机机翼结构的温度监测单元及相关安装方法

相关申请的交叉引用

本申请要求在2016年6月29日提交的名称为“用于飞机机翼结构的温度监测单元及相关安装方法(TEMPERATURE MONITORING UNIT FOR AIRCRAFT WING STRUCTURE ANDASSOCIATED INSTALLATION METHOD)”的美国临时专利申请第62/356,329号的优先权，该申请的全部内容以引用的方式并入本文。

技术领域

本申请涉及飞机防冰系统，更具体地，涉及用于监测飞机防冰系统的操作的方法和设备。

背景技术

许多飞机具有设计用以加热机翼表面以防止结冰或积冰的系统。加热可以通过将来自飞机发动机的热空气(通常称为引气)经由一系列管道输送到机翼来实现。

引气可以从发动机中抽出，并在高温下输送到机翼。因此，引气系统可以设计成以受控的流量向机翼蒙皮的内侧排放空气，以避免过热。然而，可以提供监测，以确保引气防冰系统按预期运行(例如，没有过度泄漏)，并且机翼内的温度不超过安全水平。

通常，使用合适的传感器导线进行温度监测。不幸的是，这种导线的安装和维护较麻烦。

发明内容

一种示例温度监测单元，用于可移除地安装在飞机机翼结构的内部，并且用于监测机翼结构的翼展上的温度状况，该温度监测单元包括：支撑框架；附连到支撑框架上的温度敏感装置，其用于监测机翼结构的翼展上的温度状况，支撑框架和温度敏感装置构造用于作为一个单元可移除地安装在飞机机翼结构的内部。

支撑框架可以构造用以在飞机机翼结构的内部滑动接合。

温度监测单元可以包括用于将支撑框架安装到飞机机翼结构的紧固件，以及用于将温度敏感装置支撑在支撑框架上的保持器，其中保持器的数目大于紧固件的数目。

支撑框架可包括用于接纳紧固件的多个孔，并且其中这些孔设置为能够通过空气动力学装置的侧向开口进入。

支撑框架的至少一部分可以构造用以被接纳在限定于机翼结构中的通道中。

支撑框架可包括用于与机翼结构的相应的定位特征配合接合的定位特征。

定位特征可以包括轨道。

温度监测单元可以包括被接纳在机翼结构上的相应的轨道中的背板。

温度监测单元可以包括沿着机翼结构的翼展延伸的多个平行导体，这些导体仅在阈值温度或高于阈值温度时电连通。

导体可以由绝缘体隔开，所述绝缘体在阈值温度下熔化。

空气动力学装置是可移动缝翼，并且支撑框架能够从缝翼上通过缝翼中的侧向开口移除。

温度监测单元可以包括用于将温度敏感装置接合接到飞机的监测系统的接口。

温度监测单元可包括用于将温度敏感装置的端部附连到支撑框架的保持支架，保持支架在可调节位置安装到支撑框架。

一种示例飞机可以包括温度监测单元。

实施例可以包括上述特征的组合。

一种示例飞机机翼结构包括：蒙皮，其限定空气动力学表面；设置在飞机机翼结构的内部体积中的结构元件，飞机机翼结构的内部体积至少部分地由蒙皮限定；以及温度监测单元，其作为一个单元可移除地安装在飞机机翼结构的内部体积中，其包括可移除地安装在结构元件上的支撑框架以及用于监测机翼结构翼展上的温度状况的温度敏感装置，该温度敏感装置附连到支撑框架。

结构元件可以限定内部体积中的通道，并且其中支撑框架以可滑动方式接纳在通道中。

可以使用紧固件将支撑框架安装到结构元件，并且使用保持器将温度敏感装置附连到支撑框架，其中保持器的数目大于紧固件的数目。

支撑框架可以包括用于与结构元件上的相应的定位特征配合接合的定位特征。

定位特征可以包括轨道。

温度敏感装置可以包括沿着机翼结构的翼展延伸的多个平行导体，这些导体仅在阈值温度或高于阈值温度时彼此电连通。

飞机机翼结构可以是可移动前缘缝翼。

可移动前缘缝翼可以在伸展时限定侧向开口，并且其中，通道设置用以通过侧向开口接纳支撑框架。

结构元件可以是翼梁。

支撑框架可以安装到结构元件上，以沿着防冰管道设置温度敏感元件。

飞机机翼结构可以包括用于将温度敏感装置接合到飞机的监测系统的接口。

一种示例飞机可以具有本文描述的机翼结构。

实施例可以包括上述特征的组合。

一种在飞机机翼结构中安装用于防冰系统的温度监测单元的示例方法，该方法包括：通过将温度敏感装置附连到支撑框架来组装温度监测单元，该温度敏感装置配置用以监测飞机机翼结构翼展上的温度状况；以及将温度监测单元可移除地安装在飞机机翼结构的内部。

该方法可以包括：使支撑框架在由飞机机翼结构的结构构件限定的通道内滑动。

该方法可以包括：使支撑框架的基部与结构构件抵接，以限制滑动。

温度敏感装置可以包括温度监测导线，该方法包括：将温度监测导线在多个第一位置处附连到支撑框架；以及将支撑框架以可移除方式在多个第二位置处紧固到结构构件，其中第一位置比第二位置间隔得更紧密。

机翼结构可包括可移动前缘缝翼。

该方法可包括：展开可移动缝翼，以提供通向侧向开口的通路；以及将温度监测单元通过侧向开口插入。

机翼结构可包括固定的前缘。

该方法可以包括：将温度敏感装置附连到保持支架；调节保持支架的位置，以使温度敏感装置拉紧；以及将保持支架锁定到支撑框架。

实施例可以包括上述特征的组合。

附图说明

附图描绘了示例性实施例，在附图中，

图1是飞机的平面图；

图2是图1的飞机的机翼的平面图；

图3A是处于收回位置的图2的机翼的缝翼的侧横截面图；

图3B是处于展开位置的图2的机翼的缝翼的侧横截面图，其中一部分放大以示出支撑框架的细节；

图3C是图2的机翼的第一缝翼和第二缝翼的透视图，其中一个缝翼展开；

图3D是图2的机翼的缝翼的透视图，安装了温度监测单元；

图4是图2的机翼的缝翼的透视图，其中移除了缝翼的外蒙皮；

图5是图4的缝翼的监测单元的前立面图；

图6是图5的监测单元插入缝翼的透视图；

图7A-7B是描述图5-6的监测单元的安装过程的流程图；和

图8是示出在具有固定前缘的机翼部段中安装温度监测单元的透视图。

具体实施方式

本公开涉及飞机的防冰系统。具体地，公开了用于防冰系统的温度监测单元和相关的安装方法。在各实施例中，本公开的方面可以有助于在飞机结构(诸如飞机机翼前缘)内部安装和维护温度监测仪器。在一些实施例中，包括附连到支撑框架的温度敏感装置的温度监测单元可以作为一个单元可移除地安装在飞机结构内部。温度敏感装置可以附连到飞机外部的支撑框架上，随后作为一个单元安装在飞机结构中。

支撑框架可以为监测导线提供支撑，并且可以允许作为单个组装单元、例如可移除的内嵌单元(in-line unit)来安装支撑框架和导线。支撑框架可以在沿着支撑框架长度的离散位置处可移除地安装到飞机结构构件上，而支撑框架可以连续地或者在沿着导线长度的紧密间隔的位置处支撑导线。

图1是示例飞机100的俯视图。飞机100可以是任何类型的飞机，例如公司飞机(例如商务飞机)、私人飞机、商业飞机或客机。例如，飞机100可以是窄体双引擎喷气式飞机。飞机100可以是固定翼飞机。

飞机100可包括机翼结构，例如一个或多个机翼102、垂直和水平稳定器108、副翼110、前缘缝翼112、扰流板114和后缘襟翼116。飞机100还可以包括机身104和一个或多个发动机106。一个或多个发动机106可以安装到机身104上。替代地或附加地，一个或多个发动机106可以安装到机翼102上。前缘缝翼112和后缘襟翼116可认为是“高升力”飞行控制面，其可以在着陆、起飞和/或需要增加升力的任何其它合适飞行阶段或条件下展开，以增加机翼102产生的升力。一个或多个后缘襟翼116可以设置在每个机翼102的后缘处或附近，并且可以限定每个机翼102的后缘的至少一部分。

图2是更详细地示出机翼102和前缘缝翼112的俯视图。如图所示，每个机翼102承载四个缝翼112-1、112-2、112-3、112-4。然而，可以存在更多或更少的缝翼112。机翼102具有前缘120和后缘122。缝翼112中每一个具有前缘126和后缘128。

每个缝翼112可移动地安装到机翼102上，使得缝翼112可以展开(伸展)或收回，以分别限定相对高升力、高阻力的构造或相对低升力、低阻力的构造。如下所述，缝翼122可以单独展开，以便于温度监测单元的安装和维护。

飞机100装备有防冰系统130。防冰系统130将来自发动机106的热空气输送到机翼102/缝翼112，以加热其表面，从而防止结冰或积冰。防冰系统130具有从发动机106的一个或多个压缩机级接收空气的入口。

取决于发动机106在飞机100上的位置，防冰系统130可以具有机身管道132。机身管道132位于机身104内，并沿着机身104的长度的至少一部分延伸。机身管道132将空气供应到分配管道，例如笛形(piccolo)管道134，用于在机翼102的翼展上运送和分配空气。

图3A-3B是沿图2所示的线III-III截取的机翼102和缝翼112的简化侧横截面图。图3A描绘了缝翼112的收回位置，图3B描绘了缝翼112的展开位置。缝翼112可以可移动地安装到例如从机翼102延伸的轨道上，并且根据已知的或其它方法，防冰空气可以通过一个或多个伸缩管道(未示出)供给到缝翼112。

缝翼112具有由外蒙皮140限定的空气动力学表面，外蒙皮140由一个或多个结构元件如翼梁138直接或间接支撑。翼梁138沿着缝翼的翼展延伸，并提供承载飞行载荷的结构强度。翼梁138和外蒙皮140共同限定了缝翼112内的前室142和后室144。翼梁138具有腹板部分137以及顶部和底部凸缘部段139。通道可以沿着缝翼112的翼展延伸。例如，一组轨道177可安装到翼梁138上，并可跨翼梁138延伸，从而限定通道。

缝翼112具有后壁146。在缝翼112的收回位置(图3A)，后壁146位于机翼102的表面附近。在展开位置，随着缝翼112伸展，后壁146可从缝翼112的后面和下面接近。

图3C示出了两个相邻的缝翼112-1、112-2的透视图，其中缝翼112-1处于其收回位置，缝翼112-2处于其展开(伸展)位置。缝翼112具有可移除的侧壁。在飞行期间，侧壁就位，从而封闭缝翼112的端部。然而，在维护期间，侧壁可移除，使得在一个缝翼展开且相邻的缝翼收回的情况下，展开的缝翼的内部可通过其内侧和外侧的开口176进入。

图3D是安装有温度监测单元的缝翼112的透视图，如下文进一步详细描述的。

图4是缝翼112的一部分的透视图，去除了外蒙皮140以示出内部部件。笛形管道134在缝翼112内延伸，并且至少部分地沿着缝翼的翼展延伸，并且远离机身104伸展，基本上伸展到机翼102的顶端。笛形管道134可以沿着机翼102的基本上整个翼展延伸，或者沿着机翼102的小于机翼102的整个翼展的翼展延伸。类似地，笛形管道134可以基本上沿着缝翼112的整个翼展延伸，或者沿着缝翼112的小于缝翼112的整个翼展的翼展延伸。笛形管道134具有一系列孔136。笛形管道134内的空气被加压，使得空气通过孔136排出。孔136设置用以将排出的空气引向缝翼112的蒙皮。

如所描绘的，来自笛形管道134的空气通过孔136引导到前室142中并引向外蒙皮140。具体而言，来自笛形管道134的空气引入前室142，并沿着外蒙皮140下方的通路引导。然后，空气排放到后室144中并通过排气口排放。热空气的循环将热量传递到外蒙皮140，导致外蒙皮140变暖。外蒙皮140变暖限制了机翼132上冰的形成和积累。

如指出的，暖空气可从发动机106供应到笛形管道134。因此，笛形管道134内的空气可以处于相对较高的温度。例如，在稳定飞行期间，笛形管道134内的空气通常可以在216℃与285℃之间。

因此，以过高的流量或过高的温度排放空气可能导致机翼蒙皮140过热。通过笛形管道134排出的空气甚至可能足够热以至于产生火灾危险。因此，缝翼112设置有热空气监测系统，用于监测诸如缝翼112内的温度之类的操作条件，并向监测系统提供指示这些条件的信号，该监测系统可以在飞机100的驾驶舱中提供适当的警告指示。

热空气监测系统包括至少一个温度敏感装置162。温度敏感装置162例如可以是低于阈值温度时不导电但高于阈值温度时导电的导线。举例来说，一种这种类型的导线具有平行的内导体和外导体护套，导体之间的空间被电绝缘低共熔盐占据。当达到阈值温度时，盐熔化，允许内导体与外导体之间导电。温度敏感装置162可以是例如Fenwall生产的零件号为1052009-LLLt的元件，其中L表示导线的长度，T表示导线的温度设置。

每个温度敏感装置162通过电源线166和联接器168连接到监测装置。具体地，监测装置可以向内导体和外导体之一施加电压，并监测内导体与外导体之间的电阻，以确定电连续性。替代地，监测装置可以包括电流表，用于测量内导体与外导体之间的电流。

仅在达到阈值温度时，内导体和外导体才形成完整的电路。这两个导体布置成彼此电接触。两个导体之间的表观电阻可以下降到低值，电流可以开始流动。因此，通过连续性检查或通过流过热敏装置162的电流测量的导体之间的短路表示过热状态。可以提供联接，用于从监测装置向飞机100驾驶舱中的控制系统发送信号。

如图所示，热空气监测系统包括两个温度敏感装置162-1、162-2。在一些实施例中，温度敏感装置162-1、162-2可以是相同的，并且可以提供冗余。电压可以相反极性施加到温度敏感装置162-1、162-2。温度敏感装置162-1、162-2可以在不同的通道上连接到监测装置。因此，温度敏感装置162-1、162-2可以提供监测冗余。在其他实施例中，温度敏感装置162-1、162-2可以构造成在不同温度下变得导电。在这样的实施例中，流过传感器的电流可以指示两种不同的温度。

尽管在图4中描绘了两个温度敏感装置162，但是在其他实施例中，可以存在更多或更少的导体。

温度敏感装置162可以基本上跨机翼102或缝翼112的整个或部分翼展延伸，以便监测翼展上任何点处的温度状况。在一些实施例中，温度敏感装置162可以构造用以以连续(即，不间断)的方式或者在沿翼展间歇隔开的离散点处监测翼展上的温度状况。在一些实施例中，温度敏感装置162可以分段提供，每个缝翼112有一段。相邻的缝翼的段可以在其端部彼此电连接。在这样的实施例中，每个缝翼112的温度敏感装置162可以由单个电压源提供电压。

在其他实施例中，每个缝翼112中的温度敏感装置162的各个段可以彼此电隔离。每个段可以设有其自己的监测装置，并且可以与其他缝翼112中的段电隔离。监测装置的测量不仅可以用来识别故障状况的存在，还可以用来识别故障状况所在的缝翼。

温度敏感装置162可以安装到支撑框架170上以形成监测单元171。温度敏感装置162可能需要小心地搬运和适当地支撑，以避免弯曲或扭结，弯曲或扭结可能会干扰监测。例如，温度敏感装置62中的扭结可能导致内导体与外导体彼此接触，这种接触可能导致明显的过热信号。因此，支撑框架170构造用以沿着温度敏感装置162的长度支撑温度敏感装置162，以防止弯曲或扭结。

支撑框架170可以是例如由金属、塑料或其它合适材料形成的托盘。替代地，支撑框架170可以是笼子、网板、桁架或其他支撑结构。如图3B的放大部分最佳示出的，在一些实施例中，支撑框架170可以包括附连到背板175的载体173。载体173可以是伸长的弯曲板或支架。

传感器162可以使用沿着传感器162的长度间隔开的保持器172附连到支撑框架170。保持器172可以是例如夹子、栓等，其例如通过摩擦使用螺纹或通过互锁接合布置来接合温度敏感装置162和载体173。附加地或替代地，保持器172可以具有孔眼，装置162可以通过孔眼被接纳。

在一些实施例中，保持器172可以沿着温度敏感装置162的长度以近似恒定的间隔隔开。在一个示例中，保持器172可以彼此间隔大约6″-8″。保持器172间隔开，以防止温度敏感装置162松弛，并防止温度敏感装置162接触缝翼112的其它部分。保持器172可以在温度敏感装置162靠近缝翼部件的区域中紧密间隔开。

温度敏感装置162可以在一端或两端通过可调支架179连接到支撑框架。可调支架179可以安装到支撑框架170上的相应板181上。可调支架170和板181可以例如通过互锁齿或锯齿相互接合。支架和板可以通过紧固件(例如螺栓)保持接合。螺栓可以容纳在槽中，使得每个可调节支架179的位置可以相对于相应的板181(并且因此相对于支撑框架170)进行调节。通过上紧紧固件，支架179和板181可以相对于彼此锁定就位。这种调节可以考虑温度敏感元件162的长度公差。也就是说，支架179和板181可以调节以保持热敏元件162拉紧，尽管长度变化很小。

支撑框架170可以由金属材料形成，该金属材料选择为重量轻的，例如铝合金。在一个示例中，支撑框架170由2024-T3铝板形成。可以使用其它合适的合金，例如那些能够耐受防冰系统产生的温度并支撑温度敏感装置162、保持器172和相关部件的重量的合金。支撑框架170可以具有伸长主体和基部176，并且可以构造为沿着翼梁138滑动接收。在一些实施例中，支撑框架170可具有用于与翼梁138上的相应定位特征接合的定位特征，例如凹槽、轨道或滑道。例如，如图所示，一组轨道177紧固到翼梁138。轨道177限定了通道，支撑框架170的背板175能够被可滑动地接纳在该通道中。因此，通过将支撑框架170的端部插入沿翼梁138延伸的通道中，将支撑框架170定位特征(例如轨道177)对准在翼梁138上，并沿翼梁138滑动支撑框架170，可以将支撑框架170安装在飞机100上。支撑框架170可以由穿过孔插入的紧固件或由支撑框架170和翼梁138上的其它定位特征固定在其完全安装位置。

支撑框架170可以使用例如螺钉、螺栓或铆钉等紧固件174安装，这些紧固件可以沿着支撑框架170的长度以均匀间隔隔开。例如，支撑框架170可具有紧固件174，这些紧固件174沿支撑框架170的长度定位在彼此相距约16″的六个位置处。在其他实施例中，可以使用更多或更少的紧固件。紧固件174可以将支撑框架170固定到翼梁138的腹板137或凸缘139中的一者或两者上。

在一些实施例中，将温度敏感装置162固定到支撑框架170的保持器172可能多于将支撑框架170固定到翼梁138的紧固件174。此外，保持器172可以比紧固件174更靠近彼此。这种布置可以允许沿相对脆弱和易延展的温度敏感装置162的长度适当地支撑该温度敏感装置162，同时限制将较硬的支撑框架170安装到飞机100中的劳动和复杂性。

例如，紧固件174可沿支撑框架170的长度布置在6个位置处，而保持器172沿支撑框架170的长度布置在10个或更多位置处。

图7A是描绘将监测单元171安装到飞机100中的过程1000的流程图。

在框1001，组装温度监测单元。温度敏感装置162附连到支撑框架170。

在框1003，温度监测单元170安装在飞机100的机翼结构内。

图7B是更详细地描述过程1000的流程图。

在框1002处，如图5所示，温度敏感装置162可在飞机100外部时附连到支撑框架170上。可以安装保持器172，以将温度敏感装置162沿其长度固定到支撑框架170。如图6所示，支撑框架170和温度敏感装置162可以作为预组装单元安装在飞机100上。这种温度监测单元171可以是模块化部件，与温度监测仪器的传统安装相比，模块化部件设计成相对容易和快速地更换，以便于初始组装和随后的检查或维护。例如，温度监测单元171可以认为是现场可更换单元(LRU)。

在框1004(图7B)，缝翼112展开，相邻的缝翼收回，从而提供通过缝翼的内侧端或外侧端中的开口176进入缝翼112内部的通路。

在框1006，支撑框架170可以通过开口176插入缝翼112中。支撑框架170可以设置用以对准支撑框架170和翼梁138上的对应定位特征，例如，将支撑框架170的背板175对准并插入由轨道177限定的通道中。

在框1008，支撑框架170可以沿着翼梁138滑入缝翼112中。支撑框架170可直接抵靠翼梁138的腹板137或凸缘139滑动。替代地，相应的定位特征，例如翼梁138和支撑框架170上的轨道177和背板175，可以形成滑动接口。支撑框架170的滑动可以沿图6中箭头I所示的方向。

在框1010，支撑框架170移动到其完全安装位置。完全安装位置可以是支撑框架和翼梁138上的定位特征。替代地或附加地，完全安装位置可以通过将支撑框架170中用于接纳紧固件174的孔与翼梁138中的相应孔对准来限定。

温度敏感装置162可通过调节可调节支架179相对于相应板181的位置而附连到支撑框架170，使得温度敏感装置162拉紧，并通过拧紧紧固件将它们锁定在一起。

在框1012，随着支撑框架170定位在缝翼112内，可以安装紧固件174，以将支撑框架170附连到缝翼梁138。在一些实施例中，所有紧固件174可以设置成使得它们可以通过开口176接近和安装。例如，所有紧固件174可以安装在开口176的特定距离(例如一米)内的位置处。因此，技术人员可以手动或使用工具通过开口176达到所有紧固件。方便地，在这样的实施例中，能够完全安装传感器162和支撑框架170而不需要缝翼112中的检修面板。

相比之下，在以前的设计中，导线直接固定在缝翼梁上的沿着缝翼梁长度的各个位置处。这种设计通常需要技术人员通过缝翼后表面中的一系列检修面板将导线放置在缝翼内，并使用相同的检修面板安装紧固件。

如上所述，笛形管道134如传感器162和支撑框架170那样位于可移动缝翼内。替代地或附加地，可以在固定翼的前缘处提供防冰。例如，一些机翼可以具有多个部段，在一些部段处具有固定的前缘，而可移动缝翼限定了其他部段的前缘。

在框1014，缝翼112可以撤回到其收回位置。安装过程可以返回到框1002，用于在随后的缝翼中安装传感器162和支撑框架170。

如上所述，监测单元171安装在可移动缝翼112中。在其他实施例中，监测组件可以安装在其他类型的机翼结构中，例如机翼、襟翼、稳定器、副翼、升降舵等。

如上所述，温度监测单元171的支撑框架170附连到缝翼112的翼梁138。在其它实施例中，支撑框架可构造用以安装到机翼结构的其它结构元件上，或由机翼结构的其它结构元件接收。例如，支撑框架170可以连接到肋，或者连接到与肋或梁138相连的结构元件。

图8描绘了将监测单元安装到机翼部段200中的示例，机翼部段200具有固定的前缘。前室204包含笛形管道134，笛形管道134构造用以将暖空气引向机翼部段202的蒙皮208。

监测单元包括温度敏感装置162和支撑框架170’，除了支撑框架170’构造为沿翼梁202接纳之外，监测单元基本上类似于上述的监测单元171。因此，与支撑框架170相比，支撑框架170’可以具有不同的尺寸、紧固件位置等。

监测单元210可通过将温度敏感装置162附连到支撑框架170’并将支撑框架170’安装在机翼内来安装，基本上如上文参考监测单元171所描述。

具体地，机翼部段200的内部可以通过机翼102的外蒙皮中的面板212进入。面板212可以例如使用紧固件可移除地附连到机翼结构，使得可以移除任何面板以限定进入面板内部的开口214。然后，可以通过经由开口214插入来安装监测单元210。

如上所述，温度敏感装置162是选择性导电导线。也可以使用其他类型的传感器。例如，传感器162可以用其它选择性导电元件或用热电偶代替。例如，附连到支撑框架170的多个间隔开的热电偶可用于监测飞机结构的翼展上的温度状况。

尽管已经详细描述了实施例，但是应当理解，在此可以进行各种改变、替换和变更。

此外，本申请的范围不旨在限于说明书中描述的过程、机器、制造、物质组成、装置、方法和步骤的特定实施例。如本领域普通技术人员从本发明的公开内容中容易理解的，可以利用执行与这里描述的相应实施例基本相同的功能或实现基本相同的结果的目前存在的或以后将要开发的过程、机器、制造、物质组成、装置、方法或步骤。因此，所附权利要求旨在将这些过程、机器、制造、物质组成、装置、方法或步骤包括在其范围内。

可以理解，上面描述和图示的详细实施例仅是示例。本发明由所附权利要求限定。

Claims (28)

1.一种温度监测单元，用于以可移除方式安装在飞机机翼结构的内部，并且用于监测所述机翼结构的翼展上的温度状况，所述温度监测单元包括：

支撑框架；

温度敏感装置，所述温度敏感装置附连到所述支撑框架上，用于监测所述机翼结构的所述翼展上的温度状况，所述支撑框架和所述温度敏感装置构造用于作为一个单元以可移除方式安装在所述飞机机翼结构的内部；

其中，所述支撑框架包括用于与所述机翼结构的相应的定位特征配合接合的定位特征；

所述温度监测单元还包括用于将所述温度敏感装置的端部附连到所述支撑框架的保持支架，所述保持支架在可调节位置安装到所述支撑框架。

2.根据权利要求1所述的温度监测单元，其中，所述支撑框架构造用以在所述飞机机翼结构的内部滑动接合。

3.根据权利要求1或2所述的温度监测单元，还包括：用于将所述支撑框架安装到所述飞机机翼结构的紧固件；以及用于将所述温度敏感装置支撑在所述支撑框架上的保持器，其中所述保持器的数目大于所述紧固件的数目。

4.根据权利要求3所述的温度监测单元，其中，所述支撑框架包括用于接纳所述紧固件的多个孔，并且其中所述孔设置为能够通过空气动力学装置的侧向开口进入。

5.根据权利要求1或2所述的温度监测单元，其中，所述支撑框架的至少一部分构造用于被接纳在限定于所述机翼结构中的通道中。

6.根据权利要求1或2所述的温度监测单元，其中，所述支撑框架的定位特征包括轨道。

7.根据权利要求6所述的温度监测单元，包括被接纳在所述机翼结构上的相应的轨道中的背板。

8.根据权利要求1或2所述的温度监测单元，其中，所述温度敏感装置包括沿所述机翼结构的所述翼展延伸的多个平行导体，所述导体仅在阈值温度或高于阈值温度时电连通。

9.根据权利要求8所述的温度监测单元，其中，所述导体被绝缘体隔开，所述绝缘体在所述阈值温度下熔化。

10.根据权利要求4所述的温度监测单元，其中，所述空气动力学装置是可移动缝翼，并且所述支撑框架能够从所述缝翼通过所述缝翼中的侧向开口移除。

11.根据权利要求1或2所述的温度监测单元，还包括用于将所述温度敏感装置接合到飞机的监测系统的接口。

12.一种飞机，包括如权利要求1至11中任一项所述的温度监测单元。

13.一种飞机机翼结构，包括：

蒙皮，所述蒙皮限定空气动力学表面；

结构元件，所述结构元件设置在所述飞机机翼结构的内部体积中，所述内部体积至少部分地由所述蒙皮限定；和

温度监测单元，所述温度监测单元以可移除方式作为一个单元安装在所述飞机机翼结构的内部体积中，所述温度监测单元包括：

支撑框架，所述支撑框架以可移除方式安装到所述结构元件；和

温度敏感装置，所述温度敏感装置用于监测所述机翼结构的翼展上的温度状况，所述温度敏感装置附连到所述支撑框架；

其中，所述支撑框架包括用于与所述结构元件上的相应的定位特征配合接合的定位特征；

所述温度监测单元还包括用于将所述温度敏感装置的端部附连到所述支撑框架的保持支架，所述保持支架在可调节位置安装到所述支撑框架。

14.根据权利要求13所述的飞机机翼结构，其中，所述结构元件限定所述内部体积内的通道，并且其中所述支撑框架以可滑动方式接纳在所述通道中。

15.根据权利要求13至14中任一项所述的飞机机翼结构，其中，所述支撑框架使用紧固件安装到所述结构元件，并且所述温度敏感装置使用保持器附连到所述支撑框架，其中所述保持器的数目大于所述紧固件的数目。

16.根据权利要求13至14中任一项所述的飞机机翼结构，其中，所述支撑框架的定位特征包括轨道。

17.根据权利要求13至14中任一项所述的飞机机翼结构，其中所述温度敏感装置包括沿所述机翼结构的所述翼展延伸的多个平行导体，所述导体仅在阈值温度或高于阈值温度时彼此电连通。

18.根据权利要求14所述的飞机机翼结构，其中，所述飞机机翼结构是可移动前缘缝翼。

19.根据权利要求18所述的飞机机翼结构，其中，所述可移动前缘缝翼在伸展时限定侧向开口，并且其中所述通道设置用以通过所述侧向开口接纳所述支撑框架。

20.根据权利要求13-14中任一项所述的飞机机翼结构，其中，所述结构元件是翼梁。

21.根据权利要求13-14中任一项所述的飞机机翼结构，其中，所述支撑框架安装到所述结构元件上，以沿着防冰管道设置所述温度敏感装置。

22.根据权利要求13-14中任一项所述的飞机机翼结构，还包括用于将所述温度敏感装置接合到飞机的监测系统的接口。

23.一种飞机，包括根据权利要求13-22中任一项所述的机翼结构。

24.一种在飞机机翼结构中安装用于防冰系统的温度监测单元的方法，所述方法包括：

通过将温度敏感装置附连到支撑框架来组装所述温度监测单元，所述温度敏感装置配置用以监测飞机机翼结构的翼展上的温度状况；以及

将所述温度监测单元以可移除方式安装在所述飞机机翼结构的内部；

所述方法还包括：

使所述支撑框架在由所述飞机机翼结构的结构构件限定的通道内滑动；以及

使所述支撑框架的基部与所述结构构件抵接，以限制所述滑动；

其中所述温度敏感装置包括温度监测导线，所述方法包括：将所述温度监测导线在多个第一位置处附连到所述支撑框架；以及将所述支撑框架以可移除方式在多个第二位置处紧固到所述结构构件，其中所述第一位置比所述第二位置间隔得更紧密。

25.根据权利要求24所述的方法，其中，所述机翼结构包括可移动前缘缝翼。

26.根据权利要求25所述的方法，包括：展开所述可移动前缘缝翼，以提供通向侧向开口的通路；以及将所述温度监测单元通过所述侧向开口插入。

27.根据权利要求24所述的方法，其中，所述机翼结构包括固定的前缘。

28.根据权利要求24至27中任一项所述的方法，包括：将所述温度敏感装置附连到保持支架；调节所述保持支架的位置，使得所述温度敏感装置拉紧；以及将所述保持支架锁定到所述支撑框架。

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