CN121969552A - 用于管理航空器飞行期间的积冰的系统和方法 - Google Patents

Abstract

本公开的实施例提供了用于避免在航空器飞行期间可能产生的积冰、使所述积冰脱落或以其它方式管理所述积冰的系统和方法。示例系统和方法选择性地以不破坏飞行轨迹的方式调节螺旋桨参数；以不过度增加油的总体积、不需要更大的泵或不使所述系统复杂化的方式将油从润滑和冷却路径引导到易结冰表面的目标区段，以管理积冰；或在螺旋桨组件的目标区域处通过利用螺旋桨运动的电加热系统产生热量。

Description

用于管理航空器飞行期间的积冰的系统和方法

相关申请的交叉引用

本申请要求于2024年8月30日提交的题为“用于管理航空器飞行期间的积冰的系统和方法（Systems and Methods for Managing Ice Accretions During Flight ofAircraft）”的第PCT/US2024/044891号国际申请的优先权的权益，所述国际申请进而要求于2023年9月30日提交的题为“用于管理处于积冰下的eVTOL飞行的系统和方法（Systemsand Methods for Managing eVTOL Flight in Icing）”的第63/587,117号美国临时申请的优先权的权益，所有文献的内容出于所有目的通过引用以其整体并入本文。

技术领域

本公开大体上涉及动力空中交通工具领域。更具体地但不限于，本公开涉及使用电力推进系统的倾转旋翼航空器的创新。本公开的某些方面大体上涉及用于防止或消除电力航空器的积冰的系统和方法。本公开的其它方面大体上涉及可以用于其它类型的交通工具但在空中交通工具中提供特别优势的防冰或除冰的改进。

背景技术

电动垂直起降（eVTOL）航空器通常包含一个或多个电力推进单元（“EPU”），每个EPU包含至少一个（全部或部分）电动或混合电动马达和至少一个螺旋桨。螺旋桨包含多个螺旋桨桨叶（有时被模制或集成为单件），所述多个螺旋桨桨叶在被螺旋桨轴机械地驱动时围绕螺旋桨桨毂旋转。每个EPU通过其马达将电功率转化为机械轴功率而产生推力，从而使螺旋桨桨叶旋转。

发明内容

本公开的实施例提供了用于防止或消除（统称为“管理”）任何航空器飞行期间的积冰的系统和方法。

本公开的一些实施例提供了一种管理航空器上的积冰的方法，所述方法包括：确定所述航空器的结冰状况；基于所述结冰状况来执行螺旋桨调节，其中执行所述螺旋桨调节包括：在所述航空器的第一组一个或多个螺旋桨中引起第一冰管理循环；在所述航空器的第二组一个或多个螺旋桨中引起第二冰管理循环，所述第一组一个或多个螺旋桨不同于所述第二组一个或多个螺旋桨，并且所述第一冰管理循环在第一时间区间发生，所述第一时间区间不同于所述第二冰管理循环的第二时间区间。

本公开的一些实施例提供了一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：螺旋桨；马达组件，所述马达组件耦合到所述螺旋桨；热交换器；油流动路径，所述油流动路径被配置成将所述热交换器与所述马达组件热耦合，所述油流动路径包括第一段、第二段和第三段；以及舱体，所述舱体与所述马达组件机械耦合，所述舱体包括空气入口，所述空气入口被配置成将空气引导到所述热交换器，所述空气入口包括相对于前向飞行配置的下唇缘和与所述下唇缘相对的上唇缘，所述下唇缘比所述上唇缘更远离所述马达组件，其中：所述第一段穿过马达组件；所述第二段穿过所述热交换器；所述第三段沿所述下唇缘通过，并且所述油流动路径绕过所述上唇缘。

本公开的一些实施例提供了一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：螺旋桨，所述螺旋桨包括：桨毂；以及多个螺旋桨桨叶，所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶包括桨叶通道，所述桨叶通道位于所述螺旋桨桨叶内部，并且被配置成使流体循环；马达组件，所述马达组件被配置成使所述螺旋桨围绕旋转轴线旋转；以及油流动路径，所述油流动路径被配置成使油通过所述马达组件并通过所述多个螺旋桨桨叶的每个螺旋桨桨叶循环，以将所述马达组件与所述多个螺旋桨桨叶热耦合；其中所述螺旋桨组件被配置成通过所述螺旋桨桨叶进行的热传导将热量从所述马达组件传递到所述螺旋桨组件之外的外部环境。

本公开的一些实施例提供了一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：螺旋桨，所述螺旋桨包括：桨毂；以及多个螺旋桨桨叶，所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶包括桨叶通道，所述桨叶通道位于所述螺旋桨桨叶内部，并且被配置成使流体循环；马达组件，所述马达组件被配置成使所述螺旋桨围绕旋转轴线旋转；以及油流动路径，所述油流动路径被配置成使油通过所述马达组件并通过所述多个螺旋桨桨叶的每个螺旋桨桨叶循环，以将所述马达组件与所述多个螺旋桨桨叶热耦合；其中所述多个螺旋桨桨叶包括所述马达组件的唯一热交换器。

本公开的一些实施例提供了一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：螺旋桨桨毂；螺旋桨桨叶，所述螺旋桨桨叶耦合到所述螺旋桨桨毂；桨毂盖，所述桨毂盖耦合到所述螺旋桨桨毂；桨毂盖杆，所述桨毂盖杆耦合到所述螺旋桨桨毂；导电部分；马达，所述马达被配置成使所述螺旋桨桨毂、所述螺旋桨桨叶、所述桨毂盖、所述桨毂盖杆和所述导电部分旋转；以及磁体，所述磁体悬挂于所述桨毂盖杆上，所述磁体通过轴承以旋转方式与所述桨毂盖杆解耦；其中所述磁体被配置成当所述螺旋桨旋转时在所述导电部分中产生电流，以管理所述螺旋桨组件的表面上的积冰。

本公开的一些实施例提供了一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：旋转部分，所述旋转部分包括：螺旋桨桨毂；螺旋桨桨叶，所述螺旋桨桨叶耦合到所述螺旋桨桨毂；桨毂盖，所述桨毂盖耦合到所述螺旋桨桨毂；以及导电部分；马达，所述马达被配置成使所述旋转部分旋转；以及磁体，所述磁体被配置成相对于所述马达保持静止；其中所述磁体被配置成在所述旋转部分旋转时在所述导电部分中产生电流，以管理所述旋转部分的表面上的积冰。

本公开的一些实施例提供了一种管理航空器上的积冰的方法，所述方法包括：确定所述航空器的结冰状况；以及基于所述结冰状况来执行螺旋桨调节，其中执行所述螺旋桨调节包括：调节所述航空器的第一组一个或多个螺旋桨的第一螺旋桨参数，且协同地调节所述航空器的所述第一组一个或多个螺旋桨的第二螺旋桨参数，其中所述第一螺旋桨参数和所述第二螺旋桨参数是不同参数，所述第一螺旋桨参数和所述第二螺旋桨参数各自包括以下中的一种：所述第一组一个或多个螺旋桨的每分钟转数（RPM）、桨距角、扭矩、螺旋桨倾斜角或围绕螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置。

附图说明

图1A示出了与本公开的实施例一致的处于巡航配置的示例VTOL航空器。

图1B示出了与本公开的实施例一致的处于升力配置的示例VTOL航空器。

图2示出了与本公开的实施例一致的分布式推进电力航空器的示例冰管理系统。

图3A示出了与本公开的实施例一致的分布式推进电力航空器的示例冰管理系统。

图3B示出了与本公开的实施例一致的分布式推进电力航空器的示例冰管理方法。

图4A-图4D示出了与本公开的实施例一致的示例冰管理循环。

图5示出了与本公开的实施例一致的用于管理不对称的积冰的示例系统。

图6示出了与本公开的实施例一致的用于管理不对称的积冰的示例系统。

图7A-图7E示出了与本公开的实施例一致的示例冰管理循环。

图8A-图8C示出了与本公开的实施例一致的用于管理电力航空器的表面上的积冰的示例系统。

图9A-图9H示出了与本公开的实施例一致的用于管理电力航空器的表面上的积冰的示例系统。

图10A-图10B示出了与本公开的实施例一致的用于管理电力航空器的表面上的积冰的示例系统。

图11示出了与本公开的实施例一致的用于管理电力航空器的表面上的积冰的示例系统。

图12示出了与本公开的实施例一致的用于确定电力航空器的螺旋桨上的结冰状况的示例系统。

图13示出了与本公开的实施例一致的用于确定电力航空器的螺旋桨上的结冰状况的示例系统。

图14示出了与本公开的实施例一致的用于确定电力航空器的螺旋桨上的结冰状况的示例系统。

图15示出了与本公开的实施例一致的用于管理桨毂盖上的积冰的示例系统。

图16示出了与本公开的实施例一致的用于管理桨毂盖上的积冰的示例系统。

图17A-图17B示出了与本公开的实施例一致的用于管理桨毂盖或螺旋桨桨叶上的积冰的示例系统。

图18A-图18K示出了与本公开的实施例一致的用于电动地管理桨毂盖或螺旋桨桨叶上的积冰的示例系统。

具体实施方式

本公开提出了如垂直起降（VTOL）航空器（例如，电动垂直起降（eVTOL）航空器）等航空器的部件。例如，本公开的eVTOL航空器可旨在用于飞越、进入和离开人口密集区域的频繁（例如，每个工作日超过50次飞行）、短持续时间飞行（例如，每次飞行小于100英里）。所述航空器可旨在搭载期望获得低噪声和低振动体验的4至6名乘客或通勤者。因此，可能需要它们的部件配置和设计为能够承受频繁使用而不会磨损，需要它们产生较少的热量和振动，并且需要航空器包含用于有效地控制和管理由部件产生的热量或振动的机构。另外，可能预期这些航空器中的若干航空器在拥挤的大都市区域上空彼此靠近地运作。因此，可能需要它们的部件配置和设计为在航空器的内部和外部产生低水平的噪声，并且配置和设计为具有各种安全和备用机构。例如，出于安全原因，可能需要航空器由分布式推进系统推进，避免单点故障的风险，并且需要它们能够在跑道上进行常规起飞和降落。而且，可能需要航空器能够安全地从与传统机场跑道相比相对受限的空间（例如，垂直起降机场、停机场或车道）垂直地起飞和降落到所述相对受限的空间，同时运输大约4至6名携带行李的乘客或通勤者。这些使用要求可能会对航空器大小、重量、运作效率（例如，阻力、能源使用）施加设计约束，这可能会影响航空器部件的设计和配置。

尽管所公开的实施例可以用于常规航空器，但其提供了在常规航空器中未观察到的航空器部件的新的和改进的配置，和/或针对与常规航空器的部件不同的部件的标识的设计参数。此类替代配置和设计参数结合解决常规部件的缺点和挑战产生了本文所公开的用于VTOL或eVTOL航空器部件的各种配置和设计的实施例。

在一些实施例中，本公开的VTOL或eVTOL航空器可被设计为能够垂直起飞和降落与常规起飞和降落两者，其中分布式电力推进系统使得能够进行垂直飞行、前向飞行和过渡。可通过向分布式电力推进系统的电力引擎供应高压电功率来生成推力，这些电力引擎各自可将高压电功率转换成机械轴功率以旋转螺旋桨。鉴于对乘客运输中的安全的关注，所公开的实施例在发生故障的情况下实现新的和改进的安全协议和系统冗余，以使航空器推进系统中的任何单个故障点最小化。一些所公开的实施例也提供新的和改进的方法来满足航空和运输法律和法规。例如，为了对飞入到已知结冰（FIKI）状况进行认证，美国联邦航空管理局或其外国对应机构可能要求航空器能够可靠地防止或消除其表面上的积冰。

在一些实施例中，分布式电力推进系统可以包含十二个电力引擎，所述电力引擎可以安装在航空器的主机翼的前部和尾部的吊杆上。前部电力引擎可在飞行途中在水平定向位置（例如，以生成前向推力）与垂直定向位置（例如，以生成垂直升力）之间能够倾斜。在一些实施例中，针对垂直起降（VTOL）任务，前部电力引擎以及尾部电力引擎可在起飞和降落期间提供垂直推力。在航空器处于前向飞行模式的飞行阶段期间，前部电力引擎可提供水平推力，而尾部电力引擎的螺旋桨可收起在固定位置处以便使阻力最小化。尾部电力引擎可利用位置监测主动地收起。从垂直飞行到水平飞行的过渡以及反之亦然可以经由倾斜螺旋桨子系统来实现。倾斜螺旋桨子系统可在垂直飞行模式期间的主要垂直方向与前向飞行模式期间的主要水平方向之间重引导推力。可变桨距机构可改变前部电力引擎的螺旋桨毂组件桨叶总角，用于在悬停阶段、过渡阶段和巡航阶段期间进行操作。

在一些实施例中，在常规起降（CTOL）任务中，前部电力引擎可为机翼承载的起飞、巡航和降落提供水平推力。在一些实施例中，尾部电力引擎可不用于在CTOL任务期间产生推力并且尾部螺旋桨可收起在适当位置。

在一些实施例中，如本文所描述的电力推进系统可以通过将高电压（HV）电力供应到电力引擎来生成推力，所述电力引擎继而将HV电力转换成用于使螺旋桨旋转的机械轴电力。如上所述，如本文所述的航空器可具备用吊杆安装在机翼前部和尾部的多个电力引擎。每个电力引擎产生的推力的量可以由飞行控制系统（FCS）通过数字通信接口向每个电力引擎发送的扭矩命令来控制。实施例可包含前部电力引擎，并且能够改变其定向或倾斜。额外实施例包含可以是顺时针（CW）类型或逆时针（CCW）类型的前部引擎。前部电力引擎推进子系统可以由多桨叶可调桨距螺旋桨以及可变桨距子系统组成。

如本文所公开，电力引擎可以包含逆变器和马达；或跨越各种配置（如本文所描述的代表性配置）的逆变器、齿轮箱和马达。例如，电力引擎可包含电动马达、齿轮箱和逆变器，它们全部共享相同的中心轴线。另外，中心轴线可以沿着通向航空器的螺旋桨的输出轴的轴线配置。在这种示例性配置中，马达、齿轮箱和逆变器将全部共享输出轴作为中心轴线，并且将围绕输出轴圆形地定向。额外实施例可包含依次安装在一起的马达、齿轮箱和逆变器，或者其中一些部件（例如马达和齿轮箱）安装在一起并且另一部件（例如逆变器）位于其它地方但是使用布线系统连接电力引擎的配置。

应当理解，电力引擎可以在操作期间产生热量，并且可以包括热量管理系统，以确保电力引擎的部件在操作期间不发生故障。在一些实施例中，冷却剂可以在引擎的各个部件（例如逆变器、齿轮箱或马达）中使用和循环，通过一些部件或通过引擎的所有部件，以有助于管理引擎中存在的热量。额外实施例可包含使用空气冷却方法来冷却电力引擎，或使用冷却剂和空气的混合物来管理电力引擎在操作期间产生的热量。在一些实施例中，所使用的冷却剂也可以是在逆变器、齿轮箱或马达中用作润滑剂的相同液体。例如，可以使用液体或空气来冷却逆变器、齿轮箱和马达，或者可以使用空气和液体冷却的混合，例如使用空气冷却来冷却马达并在逆变器和齿轮箱中使用液体冷却，或者在逆变器、齿轮箱和马达或甚至这些部件的子集上使用空气和液体冷却的任何其它组合。

在一些实施例中，油可以在电力引擎中用作润滑剂，并且还可以用作冷却剂流体以有助于管理引擎在操作期间产生的热量。进一步对于此示例，在有或没有空气冷却辅助的情况下，可以使用不同量的油来充当电力引擎中的润滑剂和冷却剂流体，例如小于一夸脱、小于二夸脱或润滑和冷却电力引擎所需的任何其它量的油。在一些实施例中，替代油或除了油之外，可以使用另一种冷却剂，如乙二醇。

诸位发明人在此已经认识到与飞入到已知或潜在结冰状况相关联的某些问题。在飞行期间，VTOL航空器的升力螺旋桨和倾斜螺旋桨上可能会出现积冰。航空器上的如螺旋桨桨叶、控制表面和前缘表面上的积冰可能会使航空器性能下降并带来安全危害。由于螺旋桨经常以比相当大小的常规航空器的每分钟转速（RPM）低的RPM操作，因此电力航空器在城市空中交通（Urban Air Mobility，UAM）空间中可能特别容易出现螺旋桨桨叶上结冰的问题。例如，螺旋桨可以被设计成以较低速度操作，以使城市环境中的噪声产生最小化。与这些较低螺旋桨速度相关联的较低离心加速度可能增加螺旋桨桨叶和其它表面上的积冰的可能性、速率或幅度。对在结冰状况下飞行（包含有意或无意飞入到已知结冰状况）的航空器进行认证可能需要防冰系统或用于管理螺旋桨结冰的影响的替代方法。

此外，VTOL航空器的设计可能会带来常规航空器可能不会出现的结冰问题。例如，一些VTOL航空器可以包括升力螺旋桨，所述升力螺旋桨仅在升力或悬停飞行阶段操作，并且在其它情况下，如在前向翼载飞行期间，可以收起在静止配置中。静止布置可能会导致在升力螺旋桨上出现不对称的积冰。如果在那时激活升力螺旋桨的话，不对称的积冰就可能引起不利的螺旋桨失衡和安全飞行风险。

另外，在飞行期间，其它表面上也可能出现积冰，例如，空气入口。积冰还可能出现在例如机翼或控制表面等其它表面上。积冰可能会使航空器性能下降，并造成安全危害。例如，入口积冰可能限制到达例如位于入口下游的热交换器的气流，从而降低热交换器的冷却效率，并且潜在地导致电力引擎、电池或其它热源过热。积冰另外还可能由于降低升力、增加重量和阻力并因此需要更大的推力而影响航空器性能。对FIKI（飞入到已知结冰）状况进行认证可能需要防冰系统或用于管理入口结冰的影响的替代方法。

本公开的实施例可以提供用于使航空器（如VTOL航空器）的积冰脱落或以其它方式管理所述积冰的系统和方法。在这种背景下进行管理可以是指防止积冰形成以及消除已经形成的积冰。在一些实施例中，管理可以是指缓解与积冰相关联的问题，如通过在两个相对的桨叶上形成积冰，与不进行冰管理的情况相比，其具有更平衡的冰分布。此类管理系统可以利用可用于电力航空器的分布式推进架构的升高水平的单独马达控制。例如，冰管理循环可以包括周期性地且交替地调节一组一个或多个螺旋桨上的螺旋桨参数，如尖端马赫数（tip Mach number）或RPM，以使螺旋桨积冰脱落和移除所述积冰。对一个螺旋桨的周期性调节可以由对另一个螺旋桨的对应调节补偿，使得可以管理积冰，而不会引起飞行轨迹意外变化。例如，调节可以以对称对进行，使得在航空器的任一侧，对称螺旋桨对的增加的推力是平衡的。此外，可以对其它螺旋桨进行控制以降低其推力，由此实现可接受的推力的净变化（例如，低于预定阈值水平）或为零或基本上接近零的推力的净变化。例如，第一对称向外螺旋桨对可以提高其RPM，以达到足以防冰或除冰的尖端马赫数，而第二对称向内螺旋桨对可以使其RPM降低对应的量。以这种方式，可以从外螺旋桨上移除积冰，而不会对飞行轨迹或乘客体验造成明显破坏。然后可以对向内的对称螺旋桨对执行类似过程。在一些实施例中，可以将对称螺旋桨对置于延长的脱冰模式中，而非执行持续时间相对短的周期性调节。例如，在一些实施例中，可以将第一对称螺旋桨对保持在高速度下，使得持续防止冰形成，同时可以将第二对称对完全关闭。这允许避免一些螺旋桨积冰，同时可以关闭其它螺旋桨并且不理会。在一些实施例中，可以周期性地调节关闭的螺旋桨，以防止过多积冰，并且除此以外关闭螺旋桨。

此系统有利地缩减或消除了如电加热器、流体导管、起震器（thumper）或其它机械去冰装置等专用防冰系统。这可以降低航空器的成本和重量，同时减少耗电装置的数量，并简化控制结构，从而产生更简单、更高效且更多失效保护的设计。在一些实施例中，升力螺旋桨可以以类似方式进行操作，以使积冰脱落。

此外，升力螺旋桨在巡航飞行中在静止时间段期间可以周期性地旋转，使得不同的升力螺旋桨桨叶面向前。通过在例如双桨叶升力螺旋桨、三桨叶升力螺旋桨等的每个桨叶之间基本上均匀地分配面向前的时间量，可以使桨叶上的积冰的不对称性最小化。不对称的积冰的周期性旋转可以实现操作能力，如在遭遇结冰后实现过渡飞行和垂直飞行，在遭遇结冰后，需要收起螺旋桨，并且可能有积冰。

本公开的实施例可以另外提供用于管理VTOL航空器的表面（例如，空气入口）上的积冰的系统。例如，电力航空器可以包括电力引擎，所述电力引擎通过油流动路径润滑或冷却。油流动路径可以跨越马达组件的移动部件（如转子、齿轮等），以润滑所述部件和/或使述部件冷却。油流动路径可以被进一步配置成在如逆变器等非移动部件上方流动或与所述非移动部件热耦合，以从所述部件吸收热量。油流动路径可以穿过热交换器，所述热交换器被配置成将热交换器与马达组件热耦合。热交换器可以将积聚的热量从空气入口排放到气流中。通过将另外的段添加到油流动路径中，可以将来自马达组件的经加热的油引导到易于积冰的问题区域中。例如，已经发现空气入口的下唇缘可能比入口的其它部分（例如，上部入口）更易于积冰。因此，油流动路径可以绕过例如空气入口的上唇缘，以将经加热的油对准问题区域，但不会以增加的重量、导管管道、油体积、油泵大小、流动路径中的压力损失或经加热的油的融冰能力等形式而招致不必要的不利后果。

本公开的实施例可以另外提供用于管理积冰的电力系统。在一些实施例中，冰管理系统可以利用螺旋桨的电功率或机械功率，以在螺旋桨组件的移动部件（例如，螺旋桨桨叶或桨毂盖）中无线地产生热量。例如，在一些实施例中，螺旋桨组件的静止部分上的永磁体或电磁体可以被配置成在绕组中引起电流的流动或在导电材料片中产生涡流加热。电流和/或热量可以通过例如导电和/或导热布线系统分布在易结冰表面上。在一些实施例中，AC电路可以被配置成选择性地在嵌入在例如桨叶或桨毂盖内的线圈中产生电流，所述电流然后通过导电布线系统进行分配。

现将详细参考示例性实施例，在附图中示出了所述实施例的示例。以下描述参考附图，在附图中，除非另有说明，否则不同图中的相同数字表示相同或相似的元件。在示例性实施例的以下描述中阐述的实施方式不代表与本公开一致的所有实施方式。替代地，它们仅仅是与和所附权利要求中记载的主题相关的方面一致的设备和方法的示例。例如，下文给出的对图1A和图1B的VTOL航空器100的描述仅仅是可以实施根据本公开的实施例的冰管理系统和方法的分布式推进航空器的类型的示例。例如，在一些实施例中，航空器可以包括更多或更少的升力螺旋桨或更多或更少的倾斜螺旋桨，或者所述升力螺旋桨或所述倾斜螺旋桨可以以与图1A和图1B中示出的方式不同的方式安装或操作。例如，在一些实施例中，航空器可以包括例如所有升力螺旋桨或所有倾斜螺旋桨。然而，在一些实施例中，被设计用于仅在升力配置中使用的升力螺旋桨可以是可倾斜的或在其它方面是可移动的，以便在巡航配置中收起。在一些实施例中，升力螺旋桨或倾斜螺旋桨可以安装到机翼前方或后方的吊杆上，可以位于前翼与后翼之间，或者可以安装到航空器的另一个主体，如机身、支柱或机翼的前缘、后缘、上表面、下表面或尖端、尾部等上。本文所述的冰管理系统和方法可适用于许多不同的螺旋桨和航空器设计，如本领域的普通技术人员将理解的。

图1A和图1B分别示出了与本公开的实施例一致的处于巡航配置以及垂直起飞、降落和悬停配置（本文中还被称为“升力”配置）的VTOL航空器100。航空器100可以包含机身102、安装到机身102的机翼104、尾部106和安装到尾部106或机身102的后部的一个或多个后部稳定器106。多个升力螺旋桨112可以安装到机翼104上，并且可以被配置成提供用于垂直起飞、降落和悬停的升力。多个倾斜螺旋桨114可以安装到机翼104上，并且可在巡航配置与升力配置之间倾斜，在所述巡航配置中，所述多个倾斜螺旋桨为航空器100提供用于水平飞行的前向推力，如图1A所示，在所述升力配置中，所述多个倾斜螺旋桨提供垂直起飞、降落和悬停所需的升力的一部分，如图1B所示。如本文所使用，升力配置可以指倾斜螺旋桨推力主要向航空器提供升力的倾斜螺旋桨定向。巡航配置可以指倾斜螺旋桨推力主要向航空器提供前向推力的倾斜螺旋桨定向。可替代地，巡航配置可以指其中升力螺旋桨收起的配置。

在一些实施例中，升力螺旋桨112可以被配置用于仅提供升力，其中所有推进由倾斜螺旋桨提供。因此，升力螺旋桨112可以处于固定位置并且可仅在起飞、降落和悬停期间产生推力。同时，倾斜螺旋桨114可以倾斜到升力配置，其中它们的推力垂直指向以提供额外的升力。

对于前向飞行，倾斜螺旋桨114可以从其升力配置倾斜到其巡航配置。换句话说，倾斜螺旋桨114的桨距角或倾斜角可以从倾斜螺旋桨推力垂直指向的定向（以在垂直起飞、降落和悬停期间提供升力）变化到倾斜螺旋桨推力水平指向的定向（以向航空器100提供前向推力）。倾斜螺旋桨可以围绕可以垂直于航空器100的前向方向的轴线倾斜。当航空器100在巡航配置期间处于完全前向飞行时，升力可以完全由机翼104提供。同时，升力螺旋桨112可以关闭或者可以主动收起。升力螺旋桨112的桨叶120可以锁定在低阻力位置以用于航空器巡航。在一些实施例中，升力螺旋桨112可以各自具有两个桨叶120，所述两个桨叶可被锁定以用于在最小阻力位置中进行巡航，在所述最小阻力位置中一个桨叶位于另一桨叶正前方，如图1A所示。在一些实施例中，升力螺旋桨112具有多于两个桨叶。在一些实施例中，倾斜螺旋桨114包含比升力螺旋桨112更多的桨叶118。例如，如图1A-图1B所示，升力螺旋桨112可以各自包含例如两个桨叶，并且倾斜螺旋桨114可以各自包含例如五个桨叶。在一些实施例中，倾斜螺旋桨114可以具有例如2到5个桨叶。

在一些实施例中，航空器可以在机身102的每一侧上仅包含一个机翼104（或跨整个航空器延伸的单个机翼），并且升力螺旋桨112的至少一部分可以位于机翼104的后面，且倾斜螺旋桨114的至少一部分可以位于机翼104的前部。在一些实施例中，所有升力螺旋桨112可以位于机翼104的后面，并且所有倾斜螺旋桨114可以位于机翼104的前部。根据一些实施例，所有升力螺旋桨112和倾斜螺旋桨114可以安装到机翼——即，任何升力螺旋桨或倾斜螺旋桨都可能不安装到机身。在一些实施例中，升力螺旋桨112可以全部位于机翼104的后面，并且倾斜螺旋桨114可以全部位于机翼104的前部。根据一些实施例，所有升力螺旋桨112和倾斜螺旋桨114可以定位在机翼尖端109的内侧。

在一些实施例中，升力螺旋桨112和倾斜螺旋桨114可以通过吊杆122安装到机翼104。吊杆122可以安装在机翼104下方、机翼的顶部上，和/或可集成到机翼轮廓中。在一些实施例中，每个吊杆122可以安装有一个升力螺旋桨112和一个倾斜螺旋桨114。升力螺旋桨112可以安装在吊杆122的后端处，并且倾斜螺旋桨114可以安装在吊杆122的前端处。在一些实施例中，升力螺旋桨112可以安装在吊杆122上的固定位置中。在一些实施例中，倾斜螺旋桨114可以经由铰链安装到吊杆122的前端。倾斜螺旋桨114可以安装到吊杆122，使得当处于巡航配置时，倾斜螺旋桨114与吊杆122的主体对准，从而形成吊杆122的前端的使前向飞行的阻力最小化的连续延伸部。

在一些实施例中，航空器100可以包含例如在机身102的每一侧上的一个机翼或跨航空器延伸的单个机翼。根据一些实施例，至少一个机翼104是安装到机身102的上侧的高机翼。根据一些实施例，机翼包含控制表面，例如襟翼、副翼或襟副翼。根据一些实施例，机翼可以具有弯曲的机翼尖端109以减小前向飞行期间的阻力。

在一些实施例中，后部稳定器106包含控制表面，例如一个或多个方向舵、一个或多个升降舵、和/或一个或多个组合的方向舵-升降舵。机翼可以具有任何合适的设计。例如，机翼具有渐缩的前缘或渐缩的后缘。在一些实施例中，机翼可以在机翼104的中心区段中具有基本上直的前缘。

航空器100可以包含用于乘客进出的至少一个门110。在一些实施例中，门110可以位于机翼104的下方和前方，如图1A和图1B中看到。

关于VTOL航空器的进一步讨论可以在第2021/0362849号美国专利公开中找到，其全部内容以全文引用的方式并入本文中。

如上所讨论的，本实施例主要解决具有冰管理系统的VTOL航空器螺旋桨和VTOL航空器表面上的积冰问题，但也可更广泛地应用于其它类型的航空器。

A. 示例冰管理系统实施例

图2示出了与所公开的实施例一致的示例冰管理系统200。冰管理系统200可以包括例如分布式推进电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。冰管理系统200可以包括存储器和处理器，所述存储器存储指令，所述处理器被配置成执行所述指令以执行冰管理系统的各种功能。例如，冰管理系统200可以包括飞行控制系统（FCS）或相关控制架构的一部分。冰管理系统200可以包括：结冰状况识别模块201；状态估计器202；以及脱冰逻辑模块203。结冰状况识别模块201可以被配置成确定结冰状况存在或结冰的概率已超过预定阈值。结冰状况识别模块201可以包括例如主结冰检测器、飞行员操作的手动开关或结冰估计器。结冰估计器可以包括FCS的被配置成基于例如天气数据、地理空间信息、从如联邦航空管理局（FAA）等权威服务机构接收到的信息或航空器传感器数据来确定结冰状况的可能性的部分。在一些实施例中，可以使用电力引擎、螺旋桨或另一个模块内的加速度计来确定结冰状况，如下面关于图12进一步讨论的。在一些实施例中，可以使用电力引擎、螺旋桨或另一个模块内的马达位置传感器来确定结冰状况，如下面关于图13和图14进一步讨论的。在一些实施例中，马达位置传感器可以包括例如解析器。结冰状况识别模块201可以被配置成基于结冰状态输入（如来自手动开关模块301或主结冰检测器模块302的输入信号，如下面关于图3A所讨论的）来确定结冰状况。结冰状况包括以下各项中的至少一项的状态：例如航空器周围的空气含有过冷液态水液滴、平均液滴大小满足预定大小测量结果、空气温度达到预定值、在航空器上检测到冰形成、在航空器上观察到冰形成或其它类似状况。结冰状态输入可以指示，已识别出或怀疑有结冰状况。结冰状态输入可以由航空器上的检测系统、地面上的检测系统、来自天气服务机构的检测系统或其它第三方的检测系统或这些检测系统的组合来确定。在一些实施例中，结冰状态输入可以基于主结冰检测器。例如，主结冰检测器可以包括磁致伸缩结冰检测器或光学结冰检测器。此外，结冰状况还可以基于监测航空器表面的传感器、监测航空器物理特性的传感器、监测周围环境状况的传感器以及类似传感器来确定。在一些实施例中，可以利用电力引擎加速度计来测量加速率，以确定螺旋桨是否有结冰堆积。在其它所公开的实施例中，可以基于来自飞行控制系统或飞行员的输入（如通过手动开关）来确定结冰状态输入。手动开关可以由监测状况的飞行员激活。例如，飞行员可以由于温度、可见湿度、参考表面上的积冰、海拔高度或类似特性而激活手动开关。手动开关可以包括飞行员可操作的接口，如按钮、开关、触摸屏接口、语音命令或用于由电力航空器的人类用户输入命令的任何其它系统。

当识别出结冰状况时，结冰状况识别模块201可以将信号输入到状态估计器202。状态估计器202可以包括一个或多个处理器，所述一个或多个处理器被配置成执行用于确定航空器状态的代码。例如，一个或多个处理器可以形成飞行控制系统的一部分，并且代码可以包括状态估计算法，所述状态估计算法用于基于来自多个传感器的传感器数据的融合来确定航空器的飞行参数。状态估计器202可以被配置成基于预定参数（例如空速、海拔高度、翻滚角、桨距角或偏航角、控制表面倾角等的值）来确定航空器状态，从而确定执行冰管理操作是否安全、可行或另外可接受。这些值可以例如通过检测或通过根据飞行控制命令推断值来确定。例如，可以基于被配置成检测翻滚角的传感器来确定翻滚角，或者可以基于用于操纵航空器进入翻滚角的飞行控制命令来推断翻滚角。状态估计器202可以根据航空器的输入和输出的测量结果来提供对航空器的内部状态的估计。在一些实施例中，状态估计器202可以被配置成执行航空器的完整性检查，并分离或限制冰管理操作的功能，使得仅在操作可接受时执行操作，或仅将操作执行到基于当前航空器状态可接受的幅度或程度。例如，状态估计器202可以将冰管理操作限制为航空器处于特定范围的例如偏航角、桨距角或翻滚角内，例如，+/- 5度、+/- 10度、+/- 15度等时。在一些实施例中，被视为可接受的角度范围可以随其它相关因素（如空速、倾角等）的变化而变化。在一些实施例中，状态估计器202可以基于例如动力升力启用开关的状态（如当动力升力启用开关断开时）、航空器操作速度低于最大速度阈值或类似特性来限制冰管理操作。另外，状态估计器202可以被配置成执行系统和信号检查。例如，状态估计器202可以确认，用于执行冰管理的所有必要的螺旋桨可操作且有效。

可以基于例如航空器速度、航空器模式、航空器螺旋桨角、外部状况或类似参数等确定航空器状态。在一些实施例中，仅当航空器状态满足预定义参数（例如控制裕度状态、当前侧倾角、负荷系数、垂直空速与命令空速、海拔高度、推进系统完整性、信号完整性、飞行模式等的阈值）时可以执行螺旋桨调节。在一些实施例中，冰管理系统200可以包含处理器，所述处理器被配置成根据状态估计器202确定航空器状态。

状态估计器202可以被配置成基于例如所确定的航空器状态和结冰状况输入等向脱冰逻辑模块203输入命令。脱冰逻辑模块203可以被配置成生成执行器命令，以引起一个或多个冰管理循环。例如，执行器命令可以包括针对致动器、电动马达或其它控制装置的用于调节例如螺旋桨（如螺旋桨桨距角）、马达（如RPM）或倾斜致动器（如倾斜螺旋桨系统的倾斜角）的一个或多个参数的命令信号。如下面进一步讨论的，使用执行器命令对这些参数进行调节可以引起冰管理循环，并且所选择的特定执行器命令可以取决于所执行的冰管理操作的类型。例如，在一些实施例中，飞行控制系统可以访问库、参考表或其它数据结构，或者可以使用模型，从而定义各种螺旋桨调节参数中的一个或多个参数与多个执行器命令之间的对应性。然后可以使用这种对应性来生成多个执行器命令，以实施冰管理循环。冰管理循环可以包含例如脱冰、防冰或冰补偿等。脱冰可以涉及移除航空器上现有的冰。防冰可以包含避免航空器上形成冰。冰补偿可以包含减少或抵消航空器上的冰形成。冰管理循环可以持续预定时间，或者是逐个循环变化的时间区间，或者可以继续到预定事件发生为止，如直到满足预定参数为止。

图3A示出了与所公开的实施例一致的示例冰管理系统300。冰管理系统300可以包括例如分布式推进电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。在一些实施例中，冰管理系统300可以对应于图2的冰管理系统200。在一些实施例中，冰管理系统300可以包括飞行控制系统（FCS）或相关控制架构的一部分。冰管理系统可以包括：手动开关模块301；主结冰检测器模块302；结冰状况识别模块303，所述结冰状况识别模块303被配置成输出有效结冰状况310或无效结冰状况311；状态估计器304，所述状态估计器304被配置成输出有效航空器状态输入305或无效航空器状态308；启用调节逻辑模块306，所述启用调节逻辑模块306被配置成输出执行器命令307；以及调节逻辑禁用模块309。

手动开关模块301可以包括如上面所讨论的手动接通/断开开关。手动开关可以由监测状况的飞行员激活。例如，飞行员可以激活手动开关来指示结冰状况存在，如在外部空气温度（OAT）为零摄氏度时。手动开关模块301可以确定对结冰状态状况识别模块303的结冰状态输入。

主结冰检测器模块302可以包括例如主结冰检测器。例如，主结冰检测器可以包括磁致伸缩结冰检测器、光学结冰检测器或可以用于指示冰冷状况的任何检测器。

结冰状况识别模块303可以基于如上面所讨论的来自例如手动开关模块301或主结冰检测器模块302的结冰状态输入来确定结冰状况。在一些实施例中，结冰状况识别模块303可以输出有效结冰状况310。有效结冰状况可以指示存在结冰状况，而无效结冰状况可以指示不存在结冰状况。对于不同类型或不同严重程度的结冰状况来说，可以存在不同的“有效”结冰状况，对不同类型或不同严重程度的结冰状况的冰管理操作也可以不同。有效结冰状况310可以输入到状态估计器304。在一些实施例中，结冰状态识别模块303可以输出无效结冰状况311，其中无效结冰状况311是到调节逻辑禁用模块309的输入。

状态估计器304可以被配置成接收来自结冰状况识别模块303的有效结冰状况输入310，并向启用调节逻辑模块306输出有效航空器状态305。有效航空器状态305可以指示航空器处于用于执行螺旋桨调节以进行冰管理的可接受的飞行状态，而无效航空器状态308可以指示航空器未处于用于执行螺旋桨调节以进行冰管理的可接受的飞行状态。在一些实施例中，状态估计器304可以被配置成输入来自结冰状况识别模块303的有效结冰状态状况310，并向调节逻辑禁用模块309输出无效航空器状态308。

启用调节逻辑模块306可以被配置成接收来自状态估计器304的有效航空器状态输入305，并基于例如航空器状态或结冰状况等的信息来确定适当的螺旋桨调节参数。螺旋桨调节参数可以包括例如状态（status）、状态（state）、速率、角度、速度、模式或可以调节的其它航空器特性。例如，螺旋桨调节参数可以是尖端马赫数、每分钟转数（RPM）、总距角（collective pitch angle）、桨距角、扭矩或螺旋桨倾斜角。启用调节逻辑模块306可以生成与螺旋桨调节参数相对应的多个执行器命令307。执行器命令307可以例如通过飞行控制系统发送给航空器的执行器，如电力引擎或控制表面。在一些实施例中，飞行控制系统可以被配置成以重复的时间区间生成多个执行器命令。重复的时间区间可以包含在预定持续时间内周期性地执行螺旋桨调节。例如，当螺旋桨调节参数是螺旋桨速度参数，如尖端马赫数（螺旋桨尖端的速度与周围空气中的声速的比率）或每分钟转数（RPM）时，冰管理操作可以包括例如每15秒、每2分钟、每5分钟增加一次RPM，持续2秒或适于特定航空器类型、航空器状态和结冰状况的频率和持续时间的任何其它合适的组合。螺旋桨调节参数可以基于有效结冰状况310和有效航空器状态305来确定。

调节逻辑禁用模块309可以被配置成在确定此螺旋桨调节例如不安全或不必要时禁用螺旋桨调节逻辑。例如，调节逻辑禁用模块309可以接收来自结冰状况识别模块303的无效结冰状况输入311，所述无效结冰状况输入311表明螺旋桨调节不必要。可替代地或另外，调节逻辑禁用模块309可以接收来自状态估计器304的无效航空器状态输入308，所述无效航空器状态输入308指示螺旋桨调节不安全或不期望。调节逻辑禁用模块309可以被配置成在冰管理系统300继续操作时阻止执行即时冰管理操作。

图3B示出了与本公开的实施例一致的示例除冰方法350。方法350可以例如在包括图2或图3A的冰管理系统200或300的飞行控制系统中执行。在步骤351处，冰管理系统可以确定存在结冰状况。如整个本公开所讨论的，结冰状况可以基于例如冰检测确定，或者其可以基于如在给定环境中结冰的可能性等其它因素推断。

在步骤352处，冰管理系统可以基于所确定的结冰状况来执行螺旋桨调节。例如，可以基于如所确定的结冰状况的性质或确定结冰状况时的飞行特性等因素来进行特定螺旋桨调节的选择，以产生第一除冰循环。例如，如果确定快速改变螺旋桨桨距或提高引擎RPM等将有效地管理所确定的结冰状况，并且可以在当前飞行特性下安全地执行，则可以选择此螺旋桨调节。

如下面进一步讨论的，执行螺旋桨调节可以包括引起第一冰管理循环的步骤353和引起第二冰管理循环的步骤354。第一冰管理循环可以包括调节第一组一个或多个螺旋桨（如第一螺旋桨或第一对称螺旋桨对），而其它螺旋桨保持恒定或执行补偿调节，以确保飞行保持不受干扰。第二冰管理循环可以包括调节第二组一个或多个螺旋桨（如第二螺旋桨或第二对称螺旋桨对），而其它螺旋桨保持恒定或执行补偿调节。第一冰管理循环和第二冰管理循环可以在不同时间区间发生。以这种方式，各个螺旋桨可以“轮流”管理结冰状况，而不会对飞行造成严重破坏。

图4A-图4D示出了根据所公开的实施例的相较于示例正常飞行状况401的示例冰管理循环402-404和410-419。冰管理循环可以根据例如图2和图3A的冰管理系统200或300等执行。图4A-图4D中的箭头440可以表示调节参数的相对幅度，例如螺旋桨速度。例如，如前向飞行401的其中冰管理循环不发生的正常状况下所示出的，每个倾斜螺旋桨的螺旋桨速度可以相等，而其它配置可以显示出高于或低于在401处看到的正常状况的幅度。例如，一些螺旋桨可以将其螺旋桨速度提高到高于正常状况401中示出的速度，以使冰脱落，而其它螺旋桨可以通过将其螺旋桨速度降低到低于正常状况401中所示的速度来补偿推力的任何变化。在一些实施例中，可以执行多个执行器命令，以在电力航空器的第一对称螺旋桨对405中引起第一冰管理循环402，并且在电力航空器的第二对称螺旋桨对406中引起第二冰管理循环403，所述第一冰管理循环402在第一时间区间发生，所述第一时间区间不同于第二冰管理循环403的第二时间区间。对称螺旋桨对可以包含对称倾斜螺旋桨或升力螺旋桨对。在一些实施例中，对称螺旋桨对可以围绕航空器的主体对称。在一些实施例中，第一对称螺旋桨对405和第二对称螺旋桨对406可以包括倾斜螺旋桨对。在一些实施例中，第一对称螺旋桨对405可以包含来自航空器的主体的第一侧的第一最外侧的螺旋桨以及来自航空器的主体的第二侧的第二最外侧的螺旋桨。航空器的主体的第一侧和航空器的主体的第二侧可以是指航空器的主体的横向相对的侧，如位于相对的机翼上的侧。在一些实施例中，第二对称螺旋桨对406可以包含位于航空器的主体的第一侧的从第一螺旋桨向内的第三螺旋桨以及位于航空器的主体的第二侧的从第二螺旋桨向内的第四螺旋桨。

所公开的实施例包含在不同的时间区间发生的管理循环。在一些实施例中，第一管理循环402可以以与第二管理循环403的时间区间不同的时间区间发生。例如，不同的时间区间可以包括多个不同的没有重叠的时间区间，或者可以表示具有不同的起点或终点但有一些重叠的时间区间。例如，一个螺旋桨对可以加速，而另一个螺旋桨对慢下来，使得其冰管理循环重叠。在一些实施例中，多个执行器命令307可以被配置成以非重叠的时间区间引起第一冰管理循环402和第二冰管理循环403。不同的第一时间区间和第二时间区间可以包含不同的开始时间和停止时间、不同的冰管理循环持续时间、不同的时间跨度、不同的时间段等。

所公开的实施例包含与另外的对称螺旋桨对相对应的另外的冰管理循环。在一些实施例中，多个执行器命令被进一步配置成在电力航空器的第三对称螺旋桨对407中引起第三冰管理循环404，所述第三冰管理循环404在第三时间区间发生，所述第三时间区间不同于第一时间区间和第二时间区间。在一些实施例中，第三对称螺旋桨对407可以包含位于航空器的主体的第一侧上的位于第一螺旋桨与第三螺旋桨之间的第五螺旋桨，以及位于航空器的主体的第二侧上的位于第二螺旋桨与第四螺旋桨之间的第六螺旋桨。应当理解，冰管理循环出于区分的目的而被标识为第一、第二和第三，并不表示特定顺序。

所公开的实施例包含使一组螺旋桨的螺旋桨调节值改变规定值。例如，螺旋桨调节参数可以包括RPM，并且在第一冰管理循环402期间，第一对称螺旋桨对405的RPM可以在第一时间区间期间提高预定量。例如，可以提高RPM，以达到螺旋桨桨叶的预定尖端马赫数（例如，0.5、0.6或更高）或另一个足以消除或防止结冰状况的值。例如，在普通飞行状况下，典型的eVTOL或另一种分布式电力推进航空器可以以例如大约0.3或0.4的低马赫数操作，以避免产生过多噪声。然而，根据本公开的实施例，可以将螺旋桨对的RPM暂时调节到较高值。例如，当一次仅调节一个螺旋桨对时，可以在不产生不可接受水平的噪声或不会对飞行特性造成严重干扰的情况下对冰进行管理。在一些实施例中，调节可以在多于一个对但少于所有对中进行。在一些实施例中，被配置成用于前向飞行的所有螺旋桨对在短持续时间内可以同时调节，但这会增加噪声或干扰飞行特性。在一些实施例中，调节可以通过在其它螺旋桨中的操作或通过致动飞行控制表面来补偿。

在一些实施例中，第一对称螺旋桨对405的RPM可以提高至少例如50%或80%。在一些实施例中，第一对称螺旋桨对405的RPM可以在第一时间区间期间提高到最大可用RPM的至少例如50%或80%。在一些实施例中，其它对称螺旋桨可以降低其RPM，以补偿第一对称螺旋桨对的在第一冰管理循环402期间提高的RPM，如通过对406和407处的相对较短的箭头指示的。在一些实施例中，可以执行其它补偿操作，如致动控制表面，使得可以执行冰管理循环，而不会对飞行轨迹或乘客体验造成任何实质性破坏。

在一些实施例中，螺旋桨调节参数可以包括桨距角，并且在第一冰管理循环402期间，第一对称螺旋桨对405的桨距角在第一时间区间内可以改变至少例如5度、10度或20度。例如，可以改变桨距角，以引起较高的空气动力学桨叶载荷。举例来说，在一些实施例中，桨距角可以从第一桨距角改变到第二桨距角，改变例如+/- 5度，持续例如多于10秒（如约30秒或更长时间）的时间段。在一些实施例中，第一冰管理循环402可以包含在第一时间区间期间至少4次将第一对称螺旋桨对405的桨距角改变至少5度。第一区间可以是例如小于5秒、小于10秒，或者可以包含任何其它持续时间。快速改变桨距角可以使冰摇晃松动，或暴露于各种气流。

在一些实施例中，螺旋桨调节参数可以包括扭矩，并且第一冰管理循环402可以包含在第一时间区间期间将第一对称螺旋桨对405的扭矩值改变预定量。在一些实施例中，冰管理循环可以包括快速来回加速，以将冰堆积从螺旋桨桨叶上晃落。例如，分布式推进系统中的电力引擎能够逆转方向、制动螺旋桨或以其它方式使螺旋桨减速，从而引起这种快速变化。例如，在一些实施例中，这种制动或减速可以包括使螺旋桨沿单一方向旋转，同时间歇性地减速和加速，以引起一系列快速启动和停止运动，从而使冰脱落，而在一些实施例中，可以周期性地逆转旋转方向。在一些实施例中，电力引擎可以使用再生制动以从螺旋桨获取能量，同时还实现负加速度以管理冰。在一些实施例中，第一冰管理循环402可以包含将第一对称螺旋桨对405的扭矩增加至少例如50%或80%。在一些实施例中，第一冰管理循环402可以包含在第一时间区间期间，将第一对称螺旋桨对405的扭矩从初始扭矩值增加到最大扭矩的例如50%或80%内，以及将第一对称螺旋桨对405的扭矩减小到最大扭矩的例如50%、30%、20%或10%以下。例如，初始扭矩值可以是在冰管理循环开始时在改变扭矩值之前所应用的扭矩值。

在一些实施例中，螺旋桨调节参数可以是螺旋桨倾斜角，并且第一冰管理循环402可以包含在第一时间区间期间将第一对称螺旋桨对405的螺旋桨倾斜角改变预定量，如改变至少5度、10度、20度或30度。倾斜角可以改变，例如以在螺旋桨桨叶上方产生沿边或轴向气体流动。这可能有利于脱冰轨迹优化。在一些实施例中，第一冰管理循环402进一步包含在第一时间区间期间提高第二对称螺旋桨对406的第二RPM，或执行上文所讨论的另一种补偿操作。可替代地，倾斜角调节可以起到对另一个脱冰循环的补偿的作用，或者两个互补的脱冰循环可以一起执行。例如，改变倾斜角可以产生具有垂直分量的推力矢量，这可能有助于补偿由于同一个或另一个螺旋桨对中发生的同时调节而降低的升力。图4D处示出了此类组合螺旋桨调节参数的一些示例。

可以以与第一对称螺旋桨对405的描述相对应的方式对其它对称螺旋桨对执行另外的冰调节循环。此外，虽然冰管理循环是相对于倾斜螺旋桨说明的，但本公开的实施例并不局限于此。例如，在一些实施例中，替代倾斜螺旋桨或除了倾斜螺旋桨之外，可以根据上面的螺旋桨调节参数对升力螺旋桨进行调节。

另外，调节不需要以对称对执行。图4B示出了与本公开的实施例一致的另外一组冰管理循环410-413。如图4B中示出的，调节循环可以以对称组而非对称对发生。也就是说，航空器的主体的第一侧的第一组408螺旋桨的净推力或其它参数可以与航空器的主体的第二侧的第二组409螺旋桨的第二净推力或其它参数基本上相等。同时，对称对上的单独调节参数的幅度可能不相等。这种调节的示例在冰管理循环410-413中示出。

如冰管理循环410中看到的，第一组408的中间螺旋桨可以被调节到第一RPM（或其它调节）值，并且第二组409的最内侧的螺旋桨可以被调节到第二更高的RPM（或其它调节）值。由于所述两个经调节的螺旋桨位于距航空器的中心不同的距离处，因此对于给定量的推力，所述两个经调节的螺旋桨可以围绕垂直（图4B中的页面外）轴线施加不同的扭矩。通过将两个螺旋桨调节不同量，可以使第一组408螺旋桨和第二组409螺旋桨的净效应达到平衡。冰管理循环411示出了与对冰管理循环410进行的调节相反的调节，其中第二组409的中间螺旋桨可以被调节到第一RPM值，并且第一组408的最内侧的螺旋桨可以被调节到第二更高的RPM值。

如冰管理循环412中看到的，如第一组408的最外侧的螺旋桨等单个大螺旋桨调节可以通过第二组409的所有螺旋桨的均匀螺旋桨调节来抵消。这可以允许第一组408螺旋桨和第二组409螺旋桨彼此平衡，同时使需要高幅度调节的螺旋桨的数量最小化。冰管理循环413示出了与冰管理循环412的调节相反的调节，其中第二组409的最外侧的螺旋桨可以通过第一组408的所有螺旋桨的均匀螺旋桨调节来抵消。

在一些实施例中，如上所讨论的，可能优选的是以对称组而非对称对来调节螺旋桨，因为可以定制更复杂的调节分布，使得可以在可以另外被视为无效或次优的航空器状态期间（如在侧倾时）执行调节。在一些实施例中，调节可以根本不对称，以允许在这种航空器状态下进行调节。例如，在一些实施例中，航空器状态/评价系统（例如，图3A中的304）可以确定状态对于对称对调节来说是无效的，但仍可以确定航空器状态对如对称组调节或不对称调节等替代性调节来说是有效的。

图4C示出了与本公开的实施例一致的另外一组冰管理循环414-417。可以将对称螺旋桨对置于延长的脱冰模式中，而非执行持续时间相对短的周期性调节。例如，在一些实施例中，可以将第一对称螺旋桨对保持在高速度下，使得持续防止冰形成，同时可以将第二对称对完全关闭。这可以允许一些对称螺旋桨对（如在管理循环414中看到的螺旋桨对405和407）通过在防止或减少积冰的水平下持续运行，从而完全避免积冰。同时，其它螺旋桨对（如管理循环414中看到的螺旋桨对406）可以关闭且不理会。冰管理循环415也是如此，在所述冰管理循环415中，螺旋桨对405和406可以在防止或减少积冰的水平下持续操作，同时螺旋桨对407可以关闭。可替代地，如冰管理循环417中示出的，螺旋桨对405和406可以在防止或减少积冰的两种不同的水平下连续操作，同时螺旋桨对407可以关闭。

在一些实施例中，单个螺旋桨对可以操作，而其它螺旋桨对关闭。例如，在冰管理循环416中，螺旋桨对406可以持续操作，而螺旋桨对405和407两者关闭。在一些实施例中，在冰管理循环414-417中关闭的螺旋桨可以根据上面所讨论的实施例周期性地进行调节，以防止过多的积冰，并且可以在其它时间关闭。例如，当螺旋桨对是升力螺旋桨对时，当在巡航配置中收起时，升力螺旋桨可以关闭延长时间段。因此，在一些实施例中，螺旋桨调节可以包括在处于巡航配置中时使一个或多个升力螺旋桨周期性地自旋，以及然后使所述一个或多个升力螺旋桨返回到静止收起位置。类似地，当螺旋桨包括如上文所讨论的关闭的倾斜螺旋桨时，可以周期性地对螺旋桨进行调节，以防止过量或不平衡的积冰。

冰管理循环414-417可以将RPM和引擎热量产生集中在少数螺旋桨上，这在与其它冰管理技术（如将引擎热量传递到易结冰表面或通过螺旋桨运动产生电加热，这两者在下面讨论）结合使用时可能是有利的。此外，虽然附图示出了三个倾斜螺旋桨对和三个升力螺旋桨对，但实施例不限于此。另外，虽然一些调节参数是针对特定螺旋桨类型（如倾斜器、升力机和可变桨距螺旋桨）定制的，但其它参数是许多类型普遍的。因此，可以在分布式推进系统（如VTOL航空器或CTOL航空器）中使用任合适数量或类型的螺旋桨来实践根据本公开的实施例的冰管理循环。

类似地，如上文所讨论的，一个或多个螺旋桨调节参数可以一起使用，以实现组合冰管理效果或提供补偿调节。图4D示出相较于正常操作时间段401的示例冰管理循环418和419，所述正常操作时间段具有以主要轴向流动定向定位的螺旋桨。图4D中的箭头440可以表示调节参数的相对幅度，例如螺旋桨速度。例如，除冰循环418可以包括使一个或多个倾斜螺旋桨倾斜到所需的倾斜角，以引起沿螺旋桨桨叶的沿边气流。同时，如箭头440a所指示的，可以提高相同的一个或多个倾斜螺旋桨上的RPM，以便一起执行如上文所讨论的多个脱冰循环。可替代地或另外，可以同时执行其它螺旋桨调节参数，例如，调节桨距或螺旋桨扭矩等。另外，可以调节一个或多个另外的倾斜螺旋桨，以补偿这些螺旋桨调节。例如，可以如较短的箭头440b所示使另外一个或多个倾斜螺旋桨的RPM降低。进一步地，如冰管理循环419处所示，可以使用多个螺旋桨调节参数来同时调节所有螺旋桨，以在维持所需的轨迹的同时消除冰。例如，如所示出的，与正常操作时间段401相比，所有倾斜螺旋桨都相对于其前向定向倾斜。

B. 用于管理不对称的积冰的示例实施例

在飞行期间处于固定定位的螺旋桨中可能出现不对称的积冰。例如，当升力螺旋桨在巡航飞行期间保持静止时，相较于在面向后的桨叶上，在面向前的桨叶上可以形成更多积冰，从而导致不对称冰堆积。如果在固定位置螺旋桨上存在不对称的积冰，并且然后螺旋桨被激活的情况下，不对称的积冰可以产生不利的螺旋桨失衡和飞行安全风险。所公开的实施例包含冰管理循环，在所述冰管理循环中，固定螺旋桨（如升力螺旋桨）周期性地旋转，使得积冰均匀分布和/或减少（例如，最小化）。

图5示出了与本公开的实施例一致的用于管理不对称的积冰的示例系统500。冰管理系统500可以包括例如分布式推进电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。冰管理系统500可以类似于图2的冰管理系统200，但可以适用于升力螺旋桨的冰管理。例如，冰管理系统500可以包括飞行控制系统（FCS）或相关控制架构的一部分。在一些实施例中，冰管理系统500可以与图2-图3的冰管理系统200和300相对应、可以形成所述冰管理系统200和300的一部分或可以与所述冰管理系统200和300集成。冰管理系统500可以包括：结冰状况识别模块501；状态估计器502；以及脱冰逻辑模块503。结冰状况识别模块501可以包括主结冰检测器或手动开关。结冰状况识别模块501可以被配置成基于结冰状态输入确定结冰状况。状态估计器502可以被配置成确定航空器状态。

脱冰逻辑模块503可以被配置成生成执行器命令，以引起多个冰管理循环。脱冰逻辑模块503还可发送执行器命令307，以使螺旋桨周期性地旋转。例如，对于图中示出的双桨叶配置，脱冰逻辑模块503可以发送执行器命令307，以使螺旋桨旋转约180度。在一些实施例中，如三桨叶升力螺旋桨，脱冰逻辑模块503可以发送执行器命令307，以使螺旋桨旋转约60度、90度或120度。一般来说，升力螺旋桨可以在巡航飞行中在静止时间段期间周期性地旋转，使得不同的升力螺旋桨桨叶面向前，例如，在一些实施例中，对于具有例如2个、3个、4个或6个桨叶的螺旋桨来说，旋转30度的倍数。通过在例如双桨叶升力螺旋桨、三桨叶升力螺旋桨等的每个桨叶之间基本上均匀地分配面向前的时间量，可以使桨叶上的积冰的不对称性最小化。可替代地，至少一些螺旋桨桨叶可以缓慢且持续地旋转，以使积冰均匀分布。例如，在一些实施例中，螺旋桨桨叶可以在6 RPM与120 RPM之间或比其它螺旋桨桨叶更慢旋转。

图6示出了与所公开的实施例一致的用于管理不对称的积冰的示例冰管理系统600。冰管理系统600可以包括分布式推进电力航空器（如图1A-图1B的VTOL航空器100）的一部分。冰管理系统600可以类似于图3A的冰管理系统300，但可以适用于升力螺旋桨的冰管理。冰管理系统600可以包括飞行控制系统（FCS）或相关控制架构的一部分。冰管理系统可以包括：手动开关模块601；主结冰检测器模块602；结冰状况识别模块603，所述结冰状况识别模块603被配置成输出有效结冰状况610或无效结冰状况611；状态估计器604；有效航空器状态输入605，所述有效航空器状态输入605被配置成输出有效航空器状态输入605或无效航空器状态608；启用调节逻辑模块606，所述启用调节逻辑模块606被配置成输出执行器命令607；以及调节逻辑禁用模块609。

手动开关模块601可以包括手动接通/断开开关。手动开关可以由监测状况的飞行员激活。手动开关模块601可以基于手动开关的状态来确定对结冰状态状况识别模块603的结冰状态输入。

主结冰检测器模块602可以包括主结冰检测器，如磁致伸缩结冰检测器或光学结冰检测器。结冰检测器模块602可以确定对结冰状态状况识别模块603的结冰状态输入。

结冰状况识别模块603可以基于来自手动开关模块601或主结冰检测器模块602的结冰状态输入来确定结冰状况。

状态估计器604可以被配置成输入来自结冰状况识别模块603的有效结冰状况610，并向启用调节逻辑模块606输出有效航空器状态输入605。

启用调节逻辑模块606可以基于例如航空器状态或结冰状况等信息来确定适当的螺旋桨调节参数，并且生成与螺旋桨调节参数相对应的多个执行器命令607。执行器命令607可以例如通过飞行控制系统发送给航空器的执行器，如电力引擎或控制表面。执行器命令607可以包含用于引起积冰管理循环和在不对称的积冰实施例的情况下的积冰管理循环的命令。

调节逻辑禁用模块609可以被配置成输入无效结冰状况611、无效航空器状态608或无效结冰状况611和无效航空器状态608两者。调节逻辑禁用模块609持续监测结冰状况状态和航空器状态。

图7A-图7E示出了与本公开的实施例一致的相较于正常操作时间段701的示例冰管理循环，如第一、第二和第三升力机冰管理循环702-704。与图4A-图4D的可以对如上文讨论的升力螺旋桨执行的调节循环不同，升力机冰管理循环702-704可以被设计成管理不对称的积冰。在巡航飞行期间，例如在升力螺旋桨在延长时间段内保持固定在收起位置时，由于一个桨叶面向前迎着气流，而其它桨叶背离气流或与其成一定角度，可能出现不对称的积冰。升力机冰管理循环702-704可以使用例如图5-图6的冰管理系统500和600执行。图7A的实施例示出了其中在倾斜螺旋桨正常操作时进行升力螺旋桨调节的示例，而图7B和图7C示出了与倾斜螺旋桨调节并行执行时的相同操作。图7D和图7E示出了处于各种角位置例如以提供均匀积冰的示例升力螺旋桨。

在一些实施例中，第一升力机冰管理循环702可以包含使第一对称最外侧的升力螺旋桨对705在第一角位置与第二角位置之间旋转。例如，第一角位置可以与基本上指向航空器前方的每个对上的第一螺旋桨桨叶相对应，并且第二角位置可以与基本上指向航空器前方的每个对上的第二螺旋桨桨叶相对应。第二螺旋桨桨叶可以是处于旋转方向的紧挨着的螺旋桨桨叶，或者可以存在中间桨叶。例如，对于分别具有2个、3个、4个或5个桨叶的螺旋桨来说，第一角位置可以相对于第二角位置偏移例如约180度、60度、45度或36度的整数倍。图7D和图7E处分别示出了四桨叶配置和双桨叶配置的一些示例。然而，在一些实施例中，螺旋桨的每对相邻的螺旋桨桨叶之间的角间距可能不均匀。应当理解，上文所描述的角间距仅仅是示例，并且所选择的角旋转可以取决于例如螺旋桨桨叶的间距和曲率。与第一升力机冰管理循环702类似，第二升力机冰管理循环703可以包含使第二对称中间的升力螺旋桨对706在第一角位置与第二角位置之间旋转。第三升力机冰管理循环704可以包含使第三对称最内侧的升力螺旋桨对707在第一角位置与第二角位置之间旋转。在一些实施例中，多于一个对称升力螺旋桨对可以同时旋转。

在一些实施例中，可以使用耦合到螺旋桨的振荡器在例如螺旋桨轴、桨毂、桨叶或其它部件处执行冰管理。振荡器可以被配置成使升力螺旋桨以螺旋桨桨叶的选定共振频率振动。这可以使螺旋桨桨叶以足以破坏已形成于其上的冰的强烈程度振动。虽然这可以是用于处理静止螺旋桨（如升力机）的有利方式，但应当理解，在一些实施例中，振荡器可以应用于倾斜器。

如图7A中示出的，对称倾斜螺旋桨对405-407可以在升力螺旋桨在不同角位置之间旋转的同时继续正常操作，这与图4A中示出的正常操作时间段401类似。然而，在一些实施例中，在对升力螺旋桨进行调节的同时，多个执行器命令607可以调节对称倾斜螺旋桨对405、406或407，以管理冰或抵消由于对升力螺旋桨的调节产生的干扰。例如，如图7B中看到的，多个执行器命令607可以引起第一升力机冰管理循环702，同时并行执行例如相对于图4A讨论的第一冰管理循环402。类似地，可以执行第二升力机冰管理循环703，同时并行执行例如相对于图4A讨论的第二冰管理循环403。进一步地，可以执行第三升力机冰管理循环704，同时并行执行例如相对于图4A讨论的第三冰管理循环404。执行这些并行循环允许对位于对应的经调节的升力螺旋桨正前方的倾斜螺旋桨进行调节。

可替代地，如图7C中示出的，在一些实施例中，倾斜螺旋桨调节可以相对于升力机调节在空间上偏移，使得经调节的倾斜螺旋桨并不总是位于经调节的升力螺旋桨正前方。例如，可以执行第一升力机冰管理循环702，同时并行执行例如相对于图4A讨论的第三冰管理循环404。进一步地，可以执行第三升力机冰管理循环704，同时并行执行例如相对于图4A讨论的第一冰管理循环402。即使如此，中间的升力螺旋桨706和倾斜螺旋桨406仍可以并行调节。例如，可以执行第二升力机冰管理循环703，同时以与上面相对于图7B讨论的方式相同的方式并行执行例如第二冰管理循环403。

图7D和图7E示出了与本公开的实施例一致的用于升力螺旋桨712上的冰管理的示例配置和角位置。升力螺旋桨712可以包括多个螺旋桨桨叶730。例如，如图7D中示出的，升力螺旋桨712可以包括四个桨叶，而在图7E中，升力螺旋桨712可以包括两个桨叶。如上文所讨论的，其它数量的桨叶也是可能的，并且本文所述的实施例并不限于所示出的配置。螺旋桨712可以沿连续方向或交替方向周期性地旋转，以使各个桨叶表面以不同的入射角暴露于前向气流。例如，螺旋桨712可以最初收起在第一角位置，其中前缘730a暴露于前向气流740。在此位置中，前缘730a将比后缘730b积聚更多的冰。因此，可以将螺旋桨712致动到第二角位置（例如，与如上文所讨论的第一角位置成大约90度），使得后缘730b现在暴露于前向气流740。可以反复地执行所述过程，使得所有前缘730a和后缘730b积聚类似量的冰，如上文所讨论的。例如，对于四桨叶升力螺旋桨来说，螺旋桨可以旋转，使得面向后的桨叶变为面向前的桨叶。例如，第一角位置与第二角位置之间的差可以为例如大约180度或270度。在一些实施例中，这些角位置移动可能伴随着间歇性的脱冰操作，如使桨叶730自旋、使所述桨叶振动、加热所述桨叶等，以去除冰。

如图7E中针对例如双桨叶升力螺旋桨712所示出的，第一角位置与第二角位置之间的差可以如上文所讨论的为例如180度。例如，螺旋桨712可以最初收起在第一角位置，其中第一桨叶尖端731a暴露于前向气流。在此位置中，第一桨叶尖端731a将比第二桨叶尖端731b积聚更多的冰。因此，可以将螺旋桨712致动到第二角位置（例如，与如上文所讨论的第一角位置成大约180度），使得第二桨叶尖端731b现在暴露于前向气流。可替代地或另外，如图7E的右侧示出的，双桨叶螺旋桨可以相对于前向运动方向成一定角度定位，使得前缘730a或后缘730b可以暴露于前向气流。

C. 用于管理空气入口和其它表面上的积冰的示例实施例

图8A-图8C示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统800A-800C，所述示例螺旋桨系统800A-800C被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统800A-800C可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统800A-800C可以包括：螺旋桨801、马达组件802、热交换器803、包括第一段811和第二段812的油流动路径804、泵840和舱体805。马达组件802可以包括各种子系统，例如马达835、齿轮箱836或逆变器837。虽然马达组件的部件是按某种顺序示出的，但本公开的实施例并不限于此。例如，在一些实施例中，齿轮箱836可以被定位成比马达835更靠近螺旋桨801，或者逆变器837可以布置在另一个位置处。

所公开的实施例包含耦合到螺旋桨801的马达组件802。油流动路径804可以被配置成将热交换器803与马达组件802热耦合。舱体805可以与马达组件802机械耦合，其中舱体805可以包含空气入口806。在一些实施例中，与马达组件机械耦合可以包括与马达组件直接连接。油流动路径804可以跨越马达组件802的子系统内的部件或与所述部件热耦合，以润滑所述部件和/或使所述部件冷却。应当理解，油流动804以高度示意的方式示出以表明在一些实施例中，所述流动路径804可以到达马达组件802的每个子系统或与每个子系统热连通。所述油流动路径不一定应被解释为环形回路或串联的单个连续流。例如，在一些实施例中，可以将油分开并分配到各个部件，以润滑所述部件并从这些部件收集热量，之后可以在集油器（未示出，下文将相对于图15进行讨论）处收集油，并且可以使所述油通过例如泵840再次循环。例如，泵840可以包括例如齿轮驱动的泵。例如，泵840可以耦合到齿轮箱836，使得当马达组件802工作时，泵840进行操作。可替代地，泵840可以包括可以由例如逆变器837供电的独立的泵。在一些实施例中，可以在不使用专用泵的情况下迫使油流过油流动路径804。

油流动路径804可以穿过热交换器803，以将热交换器803与马达组件802热耦合。例如，热交换器803可以使累积的热量从空气入口806排放到气流807中。空气入口806可以包含相对于前向飞行配置的下唇缘809。下唇缘809可以比上唇缘810更远离马达组件802，其中上唇缘810与下唇缘809相对。

油流动路径804可以包括第一段811和第二段812。在一些实施例中，油流动路径804可以包括第三段（图8A和图8B中未示出）。第一段811可以穿过马达组件802。第二段812可以穿过热交换器803。第三段可以沿下唇缘809穿过。在一些实施例中，油流动路径804可以绕过上唇缘810。

一些实施例可以包括位于马达组件802与上唇缘810之间的导热材料808。导热材料808可以被配置成将热量从马达组件802传导到上唇缘810。另外或可替代地，在一些实施例中，舱体805可以包含第一材料，并且导热材料808可以包括不同于第一材料的第二材料。第二材料的导热系数可以高于第一材料的导热系数。导热系数较高的第二材料可以允许与第一材料相比更快或更高效地将热量从一个位置传递到另一个位置，而舱体的第一材料可能需要其它特征，如成本、可制造性、重量或耐久性。

在一些实施例中，如在图8B中示出的螺旋桨系统800B的情况下，导热材料808可以沿着空气入口806的位于上唇缘810与下唇缘809之间的两个侧面延伸，以在空气入口806周围传导热量。在一些实施例中，导热材料可以环绕空气入口806。可替代地，如在图8C中示出的螺旋桨系统800C的情况下，导热材料808可以从马达组件802内部延伸到马达组件802外部，以更好地传导在马达组件内部产生的热量。从马达组件802内部延伸到马达组件802外部的导热材料808可以包括例如从马达组件802内部延伸到马达组件802外部的板。所述板可以布置在马达组件的两个模块之间，如马达与齿轮箱之间，或齿轮箱与逆变器之间。可替代地或另外，导热材料808可以包裹在马达组件802周围。

图9A-图9H示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统900A-900H，所述示例螺旋桨系统900A-900H被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统900A-900H可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统900A-900H可以包括：螺旋桨901；马达组件902，所述马达组件902包括例如马达935、齿轮箱936和逆变器937；热交换器903；油流动路径904，所述油流动路径904包括第一、第二和第三段911-913）；泵940；舱体905，其中舱体905可以包含空气入口906，所述空气入口906包括上唇缘910和下唇缘909，并且被配置成将气流907引导到热交换器903；以及一个或多个阀914。

当螺旋桨901处于前向飞行配置中的定向时，下唇缘909可以在重力方向与上唇缘910相对并低于所述上唇缘910定位。下唇缘909可以被定位成沿螺旋桨901的径向方向R比上唇缘910更远离马达组件902。

如虚线和箭头所指示的，油流动路径904可以通过马达组件902和舱体905的各个部分循环。例如，油流动路径904可以包含第一段911、第二段912和第三段913。第一段911可以穿过马达组件902。第二段912可以穿过热交换器903。第三段913可以沿下唇缘909穿过。在一些实施例中，相对于前向飞行配置，第三段913可以沿着舱体905的下表面延展。第三段913可以进一步沿油流动方向904从第二段912分支出来，并沿油流动方向904返回到第二段912。例如，在图9A中，油流动方向904是箭头指向的方向。在另外的实施例中，第一段911可以沿油流动方向904馈入到第二段912中，并且沿油流动方向904从第二段912返回。

在一些实施例中，第三段913可以从油流动路径的相对热的侧分支出来，并返回到油流动路径的相对较冷的侧。例如，第三段913可以在热交换器903的入口侧附近从第二段912分支出来，并在热交换器903的出口侧附近返回。

螺旋桨系统900A可以进一步包括第一流量控制阀914。第一流量控制阀914可以被配置成调整通过第三段913的油流速。在一些实施例中，第一流量控制阀914可以被配置成选择性地关闭进入或来自第三段913的油流动。在另外的实施例中，螺旋桨系统900A可以包括第二流量控制阀915。第一流量控制阀可以位于第三段913的入口侧处，并且第二流量控制阀915可以位于第三段913的出口侧处。在一些实施例中，流量控制阀可以被配置成选择地提高或降低通过第三段913的流速。例如，可以基于上面讨论的所确定的结冰状况或基于专用的空气入口冰传感器来打开或关闭流，或可以向上或向下调整流速。在一些实施例中，第一流量控制阀914或第二流量控制阀915可以包括止回阀或被配置成保持油沿所需方向流动的其它单向流动装置。一般来说，任何段或段之间的连接部可以包括此类流量控制阀。

除了冰管理外，如第三段913等另外的油流动路径段还有利地提供更多冷却表面，以将热量从油中排出。这可以减少对热交换器的需求，由此允许减小热交换器的大小或提高整体冷却效率。然而，如上面提到的，其还可以引入更大的复杂性、导管、油体积和泵质量。因此，如上面所讨论的，在一些实施例中，可能有益的是限制另外的油流动路径段以对准最易于积冰的表面，并且类似地提供最佳的另外的冷却表面区域。例如，在一些实施例中，可能有利的是，在冰堆积更常见的情况下，对准空气入口的下唇缘。

在图9A和其它图中，第三段913可以表示为在例如泵940与热交换器903等之间分支出来。然而，本公开的实施例不限于此。例如，如上面关于图8A所讨论的，可以不存在泵940，或者所述泵940可以不耦合到齿轮箱936，或者可以位于其它地方。此外，在一些实施例中，第三段可以从例如热交换器903的出口侧延伸。例如，在一些实施例中，第三段可以从热交换器903的出口侧串联延展到例如逆变器937或油流动路径904的另一个部分。

图9B示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统900B，所述示例螺旋桨系统900B被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统900B可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。例如，螺旋桨系统900B可以包括上面相对于图9A讨论的部件以及下面讨论的另外的部件。

油流动路径904可以包含第一段911、第二段912和第三段913。第一段911可以穿过马达组件902。第二段912可以穿过热交换器903。第三段913可以沿下唇缘909穿过。第三段913可以沿油流动904方向在第一段出口点916处从第一段911分支出来。在一些实施例中，第一段出口点916可以布置在泵940的输出侧。第三段913可以沿油流动904方向馈入到第二段912中。例如，如图9B中，第三段913可以沿箭头方向馈入到第二段912中。在进一步的实施例中，第三段913可以沿油流动904方向在第三段出口点917处返回到第一段911，第三段出口点917在油流动904方向上位于第一段出口点916的下游。

图9C示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统900C，所述示例螺旋桨系统900C被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统900C可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统900C可以包括上面相对于图9A-图9B讨论的部件以及下面讨论的另外的部件。

油流动路径904可以包含第一段911、第二段912和第三段913。第一段911可以穿过马达组件902。第二段912可以穿过热交换器903。第三段913可以沿下唇缘909穿过。第三段913可以沿油流动904方向在第一段出口点916处从第一段911分支出来。第三段913可以沿油流动904方向在第三段出口点917处返回第一段911。第三段出口点917在油流动904方向上可以位于第一段出口点916下游。在一些实施例中，第三段出口点917在油流动904方向上位于第二段912上游。

图9D示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统900D，所述示例螺旋桨系统900D被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统900D可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统900D可以包括上面相对于图9A-图9C讨论的部件以及下面讨论的另外的部件。

油流动路径904可以包含第一段911、第二段912和第三段913。第一段911可以穿过马达组件902。第二段912可以穿过热交换器903。第三段913可以沿下唇缘909穿过。在一些实施例中，第三段913可以串联连接在第一段911中。换言之，在一些实施例中，第一段911的第一部分可以馈入到第三段913中，并且第三段913可以馈入到第一段911的第二部分中。图9H处示出了替代性串联连接，其中第三段913沿着空气入口906和舱体905的下表面延展到热交换器入口920中，穿过热交换器，并且到达热交换器出口921。

图9E示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统900E，所述示例螺旋桨系统900E被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统900E可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统900E可以包括上面相对于图9A-图9D讨论的部件以及下面讨论的另外的部件。

油流动路径904可以包含第一段911、第二段912和第三段913。第一段911可以穿过马达组件902。第二段912可以穿过热交换器903。第三段913可以沿下唇缘909穿过。在一些实施例中，第三段913可以沿油流动904方向在第三段出口点917处返回到第一段911，所述第三段出口点917可以与第一段进入点重合，并且可替代地被称为第一段进入点。第一段进入点917在油流动904方向上可以位于第一段出口点916下游。在一些实施例中，第一段出口点916可以位于热交换器903的入口附近。在一些实施例中，第一段进入点917可以位于热交换器903的出口附近。在一些实施例中，第一段进入点917在油流动904方向上可以位于第二段912上游。另外，在一些实施例中，第一段911的第一部分可以馈入到第三段913中，并且第三段913可以馈入到第一段911的第二部分中。

图9F示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统900F，所述示例螺旋桨系统900F被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统900F可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统900F可以包括上面相对于图9A-图9E讨论的部件以及下面讨论的另外的部件。

油流动路径904可以包含第一段911、第二段912和第三段913。第一段911可以穿过马达组件902。第二段912可以穿过热交换器903。第三段913可以沿下唇缘909穿过。在一些实施例中，第三段913可以在基本上所有空气入口906周围穿过。例如，第三段913可以在空气入口906的第一点（如上唇缘910）处被分成若干个子段，并且所述子段可以在空气入口906的第二点（如下唇缘909）处合并。

图9G示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统900G，所述示例螺旋桨系统900G被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统900G可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统900G可以包括上文相对于图9A-图9F讨论的部件以及下文讨论的另外的部件。

油流动路径904可以包含第一段911、第二段912和第三段913。第一段911可以穿过马达组件902。第二段912可以穿过热交换器903。第三段913可以沿下唇缘909穿过。在一些实施例中，第三段913可以在基本上所有空气入口906周围以单回路穿过。

图9H示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统900H，所述示例螺旋桨系统900H被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统900H可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统900E可以包括上文相对于图9A-图9G讨论的部件以及下文讨论的另外的部件。

油流动路径904可以包含第一段911、第二段912和第三段913。第一段911可以穿过马达组件902。第二段912可以穿过热交换器903。第三段913可以沿下唇缘909穿过。在一些实施例中，如图9H中示出的，第三段913可以沿空气入口906从第一段911连续延展到第二段912。

图10A和图10B分别示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统1000A和1000B，所述示例螺旋桨系统1000A和1000B被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统1000A和1000B可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。用于管理电力航空器的表面上的积冰的螺旋桨系统1000A和1000B可以包括：螺旋桨1001；马达组件1002，所述马达组件包括例如马达1035、齿轮箱1036和逆变器1037；热交换器1003；油流动路径1004，所述油流动路径1004包括第一段1011和第二段1012；泵1040；舱体1005，其中所述舱体1005可以包含空气入口1006，所述空气入口1006包括上唇缘1010和下唇缘1009，并且被配置成将气流1007引导到热交换器1003；以及热管回路1013。

螺旋桨系统1000A和1000B的部件可以与上文讨论的螺旋桨系统900A-900H的部件类似，其中附图标记以“10”而不是“9”开头。例如，图10A-图10B的油流动路径1004可以与图9A-图9H的油流动路径904相似。因此，在此可以省略对一些部件的描述。然而，图10A-图10B中的显著区别在于，先前由油流动路径904的第三段913执行的加热功能可以由热管回路1013执行。

例如，油流动路径1004可以被配置成将热交换器1003与马达组件1002热耦合。油流动路径1004可以包含第一段1011和第二段1012。热管回路1013可以包括热管，作为独立于油流动路径的第三段。例如，热管回路1013可以被配置成使相变材料循环。使用热管可以允许在不用使油循环到入口的情况下将空气入口加热。这可以减少航空器中含有的油的总量，以及降低油泄漏的风险。

热管回路1013可以被配置成从热源收集热量，并且将热量排放到下唇缘1009。油流动路径1004的第一段1011可以穿过马达组件1002，并且第二段1012可以穿过热交换器1003。在一些实施例中，如图10A中示出的，热源可以包括热交换器1003。例如，热管回路1013可以与热交换器1003热耦合，如通过被置于与其紧密热接触或通过将热管回路集成到热交换器1003中。在一些实施例中，如图10B中示出的，热源可以包括马达组件1002。在一些实施例中，热源可以包括位于马达组件1002与舱体1005之间的导热材料1008。

图11示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统1100，所述示例螺旋桨系统1100被配置成管理电力航空器的表面上的积冰。螺旋桨系统1100可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统1100可以包括：螺旋桨1101；马达组件1102，所述马达组件包括例如马达1135、齿轮箱1136和逆变器1137；热交换器1103；油流动路径1104，所述油流动路径1104包括第一段1111和第二段1112；泵1140；以及舱体1105，所述舱体1105包括上唇缘1110和下唇缘1109，并且被配置成将气流1107引导到热交换器1103。

螺旋桨系统1100的部件可以与上文讨论的螺旋桨系统900A-900H，1000A或1000B的部件类似，其中附图标记以“11”而不是“10”或“9”开头。例如，图11的油流动路径1104可以与图10A-图10B的油流动路径1004或图9A-图9H的油流动路径904相似。因此，在此可以省略对一些部件的描述。在图11的实施例中，热交换器1103可以位于入口1106的口部（如上唇缘1110或下唇缘1109）处，由此通过与热交换器1103热接触而直接加热上唇缘或下唇缘。

例如，油流动路径1104可以被配置成将热交换器1103与马达组件1102热耦合。油流动路径1104可以穿过马达组件1102和热交换器1103。舱体1105可以包括空气入口1106，其中热交换器1103被布置在空气入口1106处。

在图11中，热交换器1103可以被布置在空气入口1106处，所述空气入口1106被配置成被动地防止积冰，而不需要另外的油流动段。通过将热交换器1103直接布置在入口处或附近，可以通过热交换器1103与空气入口1106之间的热传导来防止结冰。

在上文讨论的一些实施例中，可以使用高螺旋桨加速度来移除结冰。在一些实施例中，可以进一步使用螺旋桨加速度来确定结冰状况存在。图12示出了与所公开的实施例一致的用于确定航空器的螺旋桨或其它表面上的结冰状况的示例系统1200。例如，系统1200可以用于确定结冰状况输入，如上文关于例如图2、图3、图5或图6所讨论的。系统1200可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。系统1200可以包括：螺旋桨1201、齿轮箱1202、马达1203、逆变器1204和一个或多个加速度计。例如，加速度计可以位于马达组件的某个模块中，如位于齿轮箱1202、马达1203或逆变器1204内。可替代地或另外，加速度计也可以位于螺旋桨1201的某个部件处或位于模块之间的连接处。如示意性地示出的，加速度计可以位于模块外部或内部。可以在给定模块上提供多个加速度计，从而例如在多个自由度上监测振动或其它动态。

加速度计1210可以被配置成例如监测推进系统的振动或其它动态。在一些实施例中，可以在给定模块上提供多个加速度计1210，从而例如在多个自由度（如正交x、y或z轴线或其它自由度）上监测这些动态。在一些实施例中，可以提供另外的加速度计以实现冗余或监测扭转模式或其它复杂模式。由于积冰可以改变如螺旋桨桨叶、桨毂或轴等旋转部件的质量分布，因此振动频率图谱1211可以偏离给定飞行状况集的预期值。例如，某个频率值下的振动幅度1212可以包括正常或预期分量1213（用有阴影的条示出）和另外的异常分量1214（用白色或空白条示出），所述另外的异常分量1214可以指示结冰状况。由于积冰改变如螺旋桨桨叶、桨毂或轴等旋转部件的质量分布，因此与预期值的偏离可以表明结冰状况。换言之，与已知的飞行状况集的预定频率下的预期振动幅度的偏离可以指示由积冰引起的质量分布的变化。在一些实施例中，这种偏差可以被推断为是由结冰状况造成的，例如，基于识别冰相关的偏离的建模或基于天气数据、飞行状况或指示振动偏离可能由结冰状况造成的其它因素。在一些实施例中，冰堆积可以使某些频率衰减，或使自然振动模式移位到比预期值更高或更低的频率。因此，在一些实施例中，确定结冰状况可以包括确定频率低于预期或自然模式已偏离预期值。

在一些实施例中，进行监测的飞行状况集可能与正常飞行状况相对应。在一些实施例中，可以引起飞行状况，以探测结冰状况。例如，可以调节螺旋桨速度、扭矩或其它参数，以通过产生更明显的或更可识别的振动或其它干扰来产生可以更容易检测到的结冰状况。

另外，一些电力引擎设计可能限制可用的扭矩摆率（即，引擎扭矩的时间变化率），这可能制约使用高螺旋桨加速度作为用于测量结冰状况或振动的机构的能力。例如，电力航空器引擎可以使用飞行控制系统来监测螺旋桨参数，所述监测依赖于二次估计而非直接测量。由于飞行控制系统内的估计器不能够准确地测量加速度、速度、扭矩或其它参数，因此使用此系统，可能无法使电力引擎以其最大功率能力操作。例如，电力引擎设计可以被限制为：在为或高于50 RPM的正速度下，摆率例如为或低于3000 N-m/秒。虽然这对于普通飞行来说是可接受的，但出于其它原因为了例如测量积冰或监测系统动态，使得引擎能够执行典型操作范围之外的加速度是有益的。因此，在一些实施例中，可以使用马达位置传感器来执行上面讨论的测量。下面相对于图13讨论示例马达位置传感器。

图13示出了与所公开的实施例一致的用于确定航空器的螺旋桨或其它表面上的结冰状况的示例系统1300。系统1300可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。例如，系统1300可以包括：螺旋桨1301、齿轮箱1302、马达1303、逆变器1304和马达位置传感器1305。马达位置传感器1305可以被配置成直接测量角位置。例如，马达位置传感器1305可以配置在例如螺旋桨1301处或齿轮箱1302或马达1303的输出处。在一些实施例中，马达位置传感器1305可以包括例如解析器。马达位置传感器1305可以被配置成以高精度和高速度直接测量角位置，以对例如螺旋桨速度和扭矩进行更大的反馈控制。因此，添加马达位置传感器可以支持在增加的螺旋桨速度下实现更高的扭矩摆率，这可以用于在本公开的实施例中实现以上所讨论的更高幅度的调节参数。

图14示出了与所公开的实施例一致的用于确定航空器的螺旋桨或其它表面上的结冰状况的示例系统。系统1400可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。例如，系统1400可以说明使用如上文关于图13所讨论的马达位置传感器的控制架构。系统1400可以包括：马达控制单元（MCU）1401以及马达位置传感器1405，所述MCU1401具有马达控制模块1402和位置估计模块1403。马达位置传感器1405可以与例如图13的马达位置传感器1305相对应。在一些实施例中，马达位置传感器1405可以包括例如解析器。位置估计模块1403可以输入来自电力引擎（如来自图13的逆变器1304）的电压相位信息1406和电流相位信息1407。在一些实施例中，电压相位信息1406和电流相位信息1407可以由图13的逆变器1304的相位连接上的传感器生成。位置估计模块1403可以估计螺旋桨（如图13的螺旋桨1301）的角位置。马达控制模块1402可以接收来自位置估计模块1403的位置估计信号以及来自马达位置传感器1405的位置测量信号。马达控制模块1402可以基于位置估计信号和位置测量信号输出脉宽调节（PWM）命令1408，以对VTOL或其它分布式推进航空器中的螺旋桨执行高速、准确的角测量。

在一些实施例中，油路径可以流过其它易结冰区域，以起到防止积冰和提供次级热交换表面的双重目的。例如，桨毂盖或螺旋桨桨叶可以被配置成使热油循环，以起到主热交换器或辅助热交换器的作用，同时管理这些表面上的沉积。在一些实施例中，使用这种表面作为主热交换器可以完全避免提供专用热交换器的需要。例如，在一些实施例中，当例如桨毂盖1501提供足够的热交换表面时，可以消除下面关于图15所讨论的热交换器1511。

图15示出了与所公开的实施例一致的示例螺旋桨系统1500，所述示例螺旋桨系统1500被配置成管理桨毂盖1501上的积冰。螺旋桨系统1500可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统1500可以包括：桨毂盖1501、螺旋桨凸缘1502、螺旋桨轴承1503、多个绕组1504、多个磁体1505、齿轮箱1506、螺旋桨轴1507、马达馈送件1508、逆变器馈送件1509、泵1510、热交换器1511、热油路径1512、冷油路径1513、轴油路径1514和桨毂盖油路径1515。在这种情况下，“桨毂盖”可以指螺旋桨的旋转中心处的盖或其它空气动力学外表面。桨毂盖1501可以通过螺旋桨凸缘1502安装到螺旋桨轴1507上。螺旋桨轴1507中的轴油路径1514可以连接到螺旋桨凸缘1502。螺旋桨轴1507中的轴油路径1514可以沿螺旋桨轴1507朝向螺旋桨凸缘1502和桨毂盖1501行进。

油流动路径可以被描述为开始于集油器1516处，所述集油器收集已由螺旋桨系统1500的各个部件（例如，绕组1504、磁体1505或齿轮箱1506或逆变器（未示出，但通过逆变器馈送件1509馈送油））加热的油。经加热的油可以由泵1510泵送通过热油路径1512进入到热交换器1511中。热交换器1511可以通过与例如穿过热交换器1511的气流交换热量来使油冷却，并且通过冷油路径1513将所述油递送回到各个部件，以再次加热。油可以沿轴油路径1514行进以通过例如螺旋桨凸缘1502被递送到桨毂盖1501。例如，在所述桨毂盖处，所述油可以通过桨毂盖油路径1515循环。桨毂盖油路径1515可以包括例如导管、微管或被配置成沿内表面分布油的其它通路。例如，桨毂盖路径可以包括与热交换器中所采用的通道类似的通道，并且可以结合或钎焊到桨毂盖1501上，或在桨毂盖1501外壳内一体形成。热油可以通过例如泵1510或正在自旋的螺旋桨的离心力循环通过桨毂盖油路径1515。例如，在一些实施例中，桨毂盖油路径1515可以在桨毂盖1501的径向向内的部分处引入，并且返回到螺旋桨凸缘1502的更径向向外的部分，以对桨毂盖油路径中的油提供净离心力，并帮助其循环。因此，热油可以进入通过螺旋桨凸缘1502的中心部分，并且循环通过油流动路径1515，以与冷表面交换热量，并且使冰堆积融化或防止冰堆积。然后，油可以返回到螺旋桨凸缘1502，并且被引导回到螺旋桨系统1500的静止部分，如通过行进穿过螺旋桨轴承1503到达例如绕组1504或其它热部件，并且最终返回到集油器1516，以重复油流动循环。

由于桨毂盖1501的除冰路径可以使到达集油器1516的油冷却到比在不存在此路径的情况下将另外冷却到的温度更低的温度，因此桨毂盖油路径可以降低对热交换器1511的冷却要求，从而允许热交换器具有更小设计或甚至完全消除对热交换器的需要。缩小或消除热交换器可以同时减少或消除对对应空气入口的需要，从而允许螺旋桨舱体轮廓显著地更为精简，从而减少阻力并提高能效。

图16示出了与所公开的实施例一致的用于管理桨毂盖上的积冰的示例系统1600。系统1600可以包括例如图15的螺旋桨系统1500的子系统。例如，系统1600可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。系统1600可以包括：泵1610、静止油腔1611、尾轴承1612、旋转油腔1613、螺旋桨轴1607、轴油路径1614、螺旋桨凸缘1602、静止通道1617和密封轴承系统1618。泵1610可以迫使油进入到静止油腔1611中，穿过静止通道1617（可以任选地穿过尾轴承1612），并且进入到旋转油腔1613中。旋转油腔1613可以被配置成通过密封轴承系统1618相对于静止部件自旋，使得其与螺旋桨系统的其它旋转部件（如螺旋桨轴1607或螺旋桨凸缘1602）一起移动。油可以通过旋转油腔1613进入轴油路径1614，并且通过轴凸缘1602进入桨毂盖（未示出）。旋转油腔1613和静止油腔1611因此可以将热油从螺旋桨电力引擎的静止部件供应到自旋部件（如图15的桨毂盖1501）中。

图17A-图17B示出了与所公开的实施例一致的螺旋桨系统1700的示例，所述螺旋桨系统1700被配置成管理桨毂盖或螺旋桨桨叶上的积冰。螺旋桨系统1700可以包括例如电力航空器（如图1A和图1B的VTOL航空器100）的一部分。螺旋桨系统1700可以包括：桨毂盖1701、桨毂盖油路径1715、桨叶通道1716、热导体1717、油路径入口1718、油路径出口1719和桨叶1720。

螺旋桨系统1700可以类似于图15的系统1500，但在桨叶1720内添加了冰管理系统。例如，油可以从桨毂盖油路径（还被称为桨毂盖通道）1715分配到内部桨叶通道1716，所述内部桨叶通道1716可以例如形成在桨叶材料内或结合到中空内部。在一些实施例中，如在图17A的顶部处看到的，桨叶通道1716可以基本上沿桨叶1720的整个长度延展。例如，在一些实施例中，由于螺旋桨桨叶1720的旋转而对油施加的力在径向流出段1716a和径向流入段1716b上可以基本相等，使得反作用力可以大体上抵消，仅留下沿油流动路径从例如泵或其它循环机构施加的力，并且压力沿油路径损失。因此，在一些实施例中，可能期望使内部桨叶通道1716沿桨叶1720的基本上整个长度延展，以防止冰形成并产生额外的热交换表面。例如，如果所有旋转的桨毂盖和桨叶都起到热交换器的作用，那么在一些实施例中，就可能极大减小舱体处的热交换器的大小，或者完全消除热交换器，从而节省成本和减轻重量，并减少阻力。

然而，另外担忧的是，循环穿过桨毂盖油路径1715和桨叶通道1716的油中可能存在空气。桨叶通道更径向向外延展，桨叶1720就越能起到离心机的作用，以将空气从油中分离出来。这可能破坏流体流动，并且可能在螺旋桨桨叶内产生不希望的失衡。因此，在一些实施例中，如在图17A的底部处看到的，桨叶通道1716可以仅延伸穿过桨叶的一部分，如延伸从旋转轴线测量的桨叶半径的例如20%、30%、40%、50%、60%或70%的距离。所选择的特定半径可以取决于流体流动特性、通道宽度、预期的桨叶操作状况以及油可能脱气的程度。在一些实施例中，可以通过例如从桨叶通道1716到桨叶1720的径向向外部分提供热导体1717来对桨叶1720的其余部分进行加热。

此外，应当注意，位于图17A的底部处的桨叶通道1720的径向内部加热特性可以与上面描述的冰管理循环组合。例如，虽然桨叶通道1716可能更适于加热桨叶1720的径向向内部分，但一些冰管理循环可能对径向向外部分更有效。通过提供桨叶通道1716和执行冰管理循环（例如调节螺旋桨速度），沿桨叶1720的整个长度可以有效地管理冰。类似地，提供桨叶通道1716可以减少所需幅度的管理循环，因为例如螺旋桨RPM或尖端马赫数将不需要高到足以在径向向内的部分处使冰脱离，而是相反可以被设计成仅在桨叶1720的外部部分处管理冰。因此，将桨叶通道与冰管理循环组合可以提供优越的冰管理。

如上面所讨论的以及图17B中进一步示出的，在一些实施例中，油可以仅循环穿过桨叶1720，并且可以不循环穿过桨毂盖1701中的专用热交换通道。相反，油流可以通过一个或多个油路径入口1718进入，并且被分配到每个桨叶通道1716。循环穿过桨叶通道后，循环的油可以在一个或多个油路径出口1719处再次合并。可能需要将油流集中到螺旋桨桨叶1720中，以提高油流动系统作为热交换器而非仅作为冰管理系统的性能。例如，虽然在巡航配置中，桨毂盖1701的表面可以提供有恒定的气流，但在悬停或缓慢上升或下降时，情况可能并非如此。在这种情况下，仅旋转的桨叶可以继续提供与气流的持续接触，所述气流强到足以与桨叶内的油执行热交换。由此，在一些实施例中，通过将油流集中在桨叶1720中，可以减少或消除专用空气-油热交换器（如图8A中的热交换器803），这也可以减少或消除对阻力引起特征（如图8A中的空气入口806）的需要。例如，当螺旋桨桨叶1720起到螺旋桨组件的唯一热交换器的作用时，由于唯一热交换器位于航空器的蒙皮1722外部（如舱体、吊杆或其它外部空气动力学表面外部），因此可以消除空气入口，从而消除将空气吸入到航空器内部中的需要。在一些实施例中，多个螺旋桨桨叶1720在螺旋桨系统中可以起到主热交换器的作用。当例如由马达组件产生的热量的大部分通过螺旋桨桨叶进行的热传导传递到外部环境时，桨叶可以被视为“主要”热交换器。例如，热量的大部分可以包括例如马达组件所产生的热量的至少30%、至少50%或至少70%。在一些实施例中，当例如没有其它热传递部件（例如冷却鳍片或空气-油热交换器）将比螺旋桨桨叶传递的热量更多的热量从马达组件转移到外部环境时，所述桨叶被视为“主要”热交换器。可替代地或另外，当螺旋桨组件不具有被设计成起到热交换器的作用的其它部件时，桨叶可以被视为“主要”热交换器。

图18A-图18K示出了与所公开的实施例一致的用于管理螺旋桨组件上的积冰的示例系统。如下面所讨论的，根据本公开的实施例的冰管理系统可以利用螺旋桨的电功率或机械功率，以在螺旋桨组件的移动部件（例如，螺旋桨桨叶或桨毂盖）中无线地产生热量。

例如，在一些实施例中，在螺旋桨组件的静止部分上可以布置磁体阵列。在此情况下，“静止”可以指航空器上的不与螺旋桨桨叶一起旋转的部件，如马达组件、吊杆、舱体等。在一些实施例中，磁体可以包括永磁体。在一些实施例中，磁体可以包括电磁体，所述电磁体与AC或DC功率电路耦合。

磁体可以布置成接近螺旋桨组件的可移动部分上的导电部分。在一些实施例中，导电部分可以包括导电条带，所述导电条带被配置成在材料移动穿过磁体阵列所产生的磁场时，产生涡流。涡流可以通过如嵌入在桨叶、桨毂盖或其它易结冰表面内的布线等进一步的电传导材料传导到螺旋桨组件的其它部分。在一些实施例中，导电部分可以包括绕组。磁体可以被配置成在绕组中感应电流。然后，电流可以通过例如嵌入式布线流动到桨叶和桨毂盖的其它部分，这可以在所需位置处通过电阻加热来产生热量，以管理积冰。

下面讨论电力冰管理的各个实施例。应当理解，与以上图1-图17B的实施例一样，图18A-图18K中的每个图中所叙述的特征可以彼此组合使用，并且进一步地，来自一个图示的实施例的特征可以并入到另一个图示的实施例中或替换为另一个图示的实施例。仅举例来说，图18J中示出的线圈可以补充或替代图18G中示出的永磁体使用。

此外，虽然图18A-图18K相对于倾斜螺旋桨进行了描述，但本公开的实施例并不局限于此。例如，可以在例如升力螺旋桨或另一种类型的航空器螺旋桨组件上实施下面所述的特征。

如图18A中看到的，螺旋桨组件1800可以包括例如：马达组件1802，所述马达组件1802被配置成使螺旋桨轴1814旋转；螺旋桨桨毂1818，所述螺旋桨桨毂1818通过螺旋桨凸缘1816耦合到螺旋桨轴1814；桨毂盖1801；以及螺旋桨桨叶1820。

螺旋桨组件1800可以包括位于桨毂盖1801内的桨毂盖杆1832。桨毂盖杆1832可以例如从螺旋桨桨毂1818中伸出，并且与螺旋桨轴1814的旋转轴线同轴。桨毂盖杆可以相对于螺旋桨桨毂1818固定，并且可以被配置成与所述螺旋桨桨毂1818和螺旋桨组件1800的其它旋转元件一起旋转。在一些实施例中，桨毂盖杆可以包括螺旋桨组件的另一个旋转元件，例如螺旋桨凸缘1816、桨毂盖1801或桨毂盖1801内部的其它机构（例如桨距控制杆或轭板（未示出）），或可以固定到所述另一个旋转元件。如所示出的，桨毂盖杆1832悬挑于螺旋桨桨毂1818上，但本公开的实施例并不局限于此。例如，在一些实施例中，桨毂盖杆1832可以相反悬挑于桨毂盖1801上，或者其可以将螺旋桨桨毂1818连接到桨毂盖1801。在一些实施例中，悬挑的桨毂盖杆鉴于其紧凑且轻量级的设计而可以是优选的，而将螺旋桨桨毂1818连接到桨毂盖1801的桨毂盖杆1832可以提供螺旋桨结构的例如更大的稳定性和耐久性。

磁体1830可以通过轴承1833和臂1836悬挂于桨毂盖杆1832上。例如，磁体1830可以包括一个或多个永磁体。轴承1833可以将磁体1830与螺旋桨组件的旋转运动分离开，使得在图中示出的水平推力定向上，磁体1830通过重力的作用保持向下悬挂，同时桨毂盖杆1832与螺旋桨一起旋转。在完全垂直的推力定向上，磁体1830还可以通过惯性保持与螺旋桨组件的旋转充分解耦，使得冰管理在升力配置和巡航配置两者中都有效。然而，应当注意，倾斜螺旋桨即使在起飞、降落和悬停期间也经常以相对于垂直方向的微小角度定向，使得尽管如此重力也可以帮助将磁体1830保持静止。

桨毂盖1801可以包括定位在磁体1830近侧的导电部分1831。在一些实施例中，如图18A中所示，导电部分1831可以包括金属片1831a，例如，铝、铜、铁或钢（例如碳钢、电工钢、不锈钢等）。导电部分1831可以例如附贴到桨毂盖1801的内表面，或者其可以嵌入在桨毂盖1801内。导电部分可以如图18A中看到的位于桨毂盖的侧面处。例如，桨毂盖的侧面可以指桨毂盖1801的比前向飞行方向更径向向外面向螺旋桨桨叶1820的部分。在一些实施例中，金属片可以连续包裹在桨毂盖的内表面周围，如图18A的左上角处示出的（导电部分1831a作为横跨0至2π的完整圆路径的连续条带以“未卷起”的形式示出）。在一些实施例中，多个磁场传感器1835可以沿导电部分1831排列，如下文之后所讨论的。

当螺旋桨在操作时，悬挂的磁体1830与桨毂盖1801之间的相对运动可以在导电部分1831中产生涡流，从而使导电部分1831产生热量。这种热量然后可以加热桨毂盖，以管理结冰。在一些实施例中，所产生的热量可以通过布线路径1817进行分配。布线路径1817可以包括例如导热材料系统，如碳纤维、金属丝或金属网等，并且可以被配置成通过热传导将涡流热量分配到螺旋桨组件的易结冰表面，例如桨毂盖1801、桨叶1820或其它地方。

根据图18A的结冰管理系统的实施例提供了一种无需专用控制部件即可进行操作的简单、被动、故障安全的设计。这种“始终接通”的设计同样可以减轻冰检测的负担。例如，尽管了解航空器表面上的积冰状态可能很重要，但可能不需要专门确定何时应启动结冰管理。

在一些实施例中，可以在导电部分1831附近提供磁场传感器1835阵列。磁场传感器1835可以被配置成检测在螺旋桨旋转期间在磁体1830经过时的磁通量。此传感器数据可以被传输到例如马达组件1802的用作旋转位置传感器的逆变器或控制电路。例如，传感器数据可以通过例如无线传输、滑环等传输到螺旋桨组件的静止部分。因此，可以将旋转位置传感器集成到结冰管理系统的结构中，以减少螺旋桨组件1800中的单独专用传感器和控制电路的数量。

作为涡流热量产生的替代或除了涡流热量产生之外，在一些实施例中，可以通过在桨毂盖1801或桨叶1820上产生电流和驱动电流来实现冰管理。例如，如图18B中的左上角处示意性地示出的，导电部分1831可以包括多个绕组1831b。当螺旋桨在操作时，悬挂的磁体1830与桨毂盖1801之间的相对运动可以感应导电部分1831的绕组1831b中的电流，然后通过布线路径1817分配电流。布线路径1817可以包括例如导电部分（如金属丝），所述导电部分将电流分配到例如桨毂盖1801或桨叶1820中，并且通过电阻加热管理其表面处的冰。在一些实施例中，可以通过定制布线路径1817的厚度或其它结构特性而在所需位置处调整电阻加热。仅举例来说，如果希望在桨叶1820的尖端处产生比在其根部处产生的热量更多的热量，那么布线路径1817的段在桨叶尖端处可以更薄，以增加这些位置处的电阻加热。

在一些实施例中，开关1834可以被配置成选择地启用或禁用布线路径1817与导电部分1831之间的电接触。例如，在一些实施例中，开关1834可以包括温控开关，所述温控开关被配置成在开关1834处的温度超过预定阈值时，禁用电接触。可替代地或另外，开关1834可以包括主动控制开关，所述主动控制开关可以由例如飞行员或飞行控制系统操作。例如，在一些实施例中，开关1834可以被配置成与航空器的静止部分上的控制电路无线通信或滑环通信。在一些实施例中，开关1834可以是电池供电的，或者可以由导电部分1831的绕组1831b中感应的电流供电或充电。通过提供开关1834，可以在不需要冰管理时断开布线路径1817，以减少能量损失，同时仍保持冰管理控制架构的最小复杂度。

在一些实施例中，开关1834可以被设计有默认“接通”设置，也就是说，开关可以被配置成默认将布线路径1817与导电部分1831连接，并且在开关被激活时禁用此连接。以此方式，开关或其控制架构的故障更可能产生“始终接通”模式，并且不太可能禁用冰管理能力。这种故障可以通过确定在不应加热时加热被激活检测到，所述加热可以通过螺旋桨组件中的由于热量产生而导致的效率损失来确定。

在一些实施例中，可以提供多个开关，以选择性地启用或禁用对螺旋桨组件的不同分区的加热。例如，不同分区可以包括例如桨毂盖1801、或桨毂盖1801的区域、单个桨叶1820或单个桨叶1820的区域、所有桨叶1820。通过对准不同区域，可以根据结冰状况而选择地将加热功率集中在需要的地方。

图18C和图18D示意性地示出了与本公开的实施例一致的用于冰管理的另外配置。例如，除了下面所述的之外，根据图18C和图18D的实施例可以与关于图18A和图18B描述的实施例类似。

如图18C中示出的，磁体1830可以面向桨毂盖1801的前部部分，并且导电部分1831（如图18A中示出的金属片1831a或图18B中示出的多个绕组1831b）可以位于前部部分处。在这种情况下，桨毂盖的“前部”可以指桨毂盖的推进方向。例如，对于倾斜螺旋桨的情况，当螺旋桨处于水平推力配置或巡航配置时，前部可以对应于前向飞行方向。面向前的布置的有利之处在于，其将导电部分布置在桨毂盖1801的更易结冰的区域附近。另外，在一些实施例中，面向前的布置可以通过将磁体1830、桨毂盖杆1832和轴承1833定位成远离其它部件（例如，桨距控制机构（未示出））而更好地适应空间要求。

可替代地或另外，如图18D中示出的，磁体1830可以背离桨毂盖1801的前部，如面朝向螺旋桨桨毂1818或螺旋桨凸缘1816。此外，导电部分1831可以安装到或嵌入在螺旋桨桨毂1818或螺旋桨凸缘1816中。例如，图18D中左下方处示出了示例螺旋桨桨毂1818的正视图，其中导电部分1831包括扁平的盘或垫圈形状的导电片1831a，所述导电片1831a如上所述被配置成产生涡流加热。可替代地或另外，如图18D的左上角处示出的，导电部分1831可以包括多个绕组1831b，所述多个绕组1831b以圆形布置在螺旋桨桨毂1818的平面中，并且被配置成产生和驱动电流穿过布线路径1817。

在一些实施例中，磁体1830和导电部分1831可以分别集成到例如轴承1833和桨毂盖杆1832中。例如，如图18E中示出的，轴承1833（在图18E的左上角处示意性地示出为围绕三个辊的套筒）可以包括多个磁体1830，所述多个磁体1830围绕轴承的内表面布置为面向多个绕组1831b，作为导电部分1831。所述多个绕组可以布置在桨毂盖杆1832上或内。配重1837可以悬挂于臂1836上，以在桨毂盖杆1832旋转时将轴承1833和磁体1830保持在相对于重力方向的静止定向中。例如，轴承1833可以包括位于内轴承表面1851（例如，杆1832的外部上）与外轴承表面1852（例如，轴承1833的内套筒上）之间的辊1850。因此，可以在绕组中感应电流，并且所述电流通过布线路径1817分配到桨毂盖1801或桨叶1820中。在一些实施例中，可以优化臂1836的长度，以增加轴承1833上的重力引起的扭矩，并将所述重力引起的扭矩保持在所需的定向上。在一些实施例中，如在图18E的左下角处看到的，可以消除臂1836，并且可以将配重1837集成在轴承1833的壳体内，以产生质量失衡，所述质量失衡保持轴承1833在所需定向上。图18E的配置可以允许在无需任何控制架构或与螺旋桨组件1800的静止部件的电连接的情况下的紧凑且高效的电产生。

在一些实施例中，如图18F中示出的，桨毂盖杆1832可以固定到螺旋桨组件或航空器的静止部分上，使得在桨毂盖杆1832与桨毂盖1801之间产生相对旋转。例如，桨毂盖杆1832可以包括穿过螺旋桨轴1814的桨距控制杆。桨距控制杆1832可以相对于围绕螺旋桨轴1814的轴线的旋转方向保持静止，并且可以沿螺旋桨轴线方向线性平移（如双箭头所指示的），以致动桨距控件，如轭或连杆1845和桨叶致动销1846。例如，桨距控制杆1832可以通过例如桨距致动器1847在螺旋桨系统或航空器的静止部分上线性平移。当轭1845和桨叶致动销1846可以与螺旋桨系统的其它旋转部分一起旋转时，桨距控制杆1832可以通过轴承1833与轭1845旋转分离，在这种情况下，所述轴承1833可以包括例如推力轴承。

磁体1830可以通过臂1836以与以上讨论的方式类似的方式附接到桨距控制杆1832。然而，在图18F的实施例中，臂可以刚性耦合到桨距控制杆1832。因此，在图18F的配置中，在导电部分1831绕磁体1830和臂1836旋转时，所述磁体1830和所述臂1836可能不需要重力来保持固定。因此，可以保证有更稳定的配置，并且可以允许在桨毂盖杆1832周围对称布置另外的臂1836和磁体1830。例如，图18F中的顶部处的第二磁体1830可以在直径上与底部处示出的第一磁体1830的位置相反定位。在一些实施例中，可以在桨毂盖杆1832周围排列另外的磁体1830，例如3个、4个、5个、6个或任何合适数量。这不仅可以增加热量或电的产生，还可以提供螺旋桨系统的更简单的平衡。

可替代地或另外，在一些实施例中，一个或多个磁体1830或臂1836可以通过轴承1833围绕桨毂盖杆1832对称布置，如上文关于例如图18A所讨论的。例如，可以与图18A的悬挂的磁体相对对称布置另外的磁体1830，或者可以在桨毂盖杆1832周围对称布置多个两个或更多个磁体。在一些实施例中，一个或多个磁体1830可以通过配重来平衡，所述配重与上文讨论的配重1837类似。

在一些实施例中，为了减少将在桨距控制期间在磁体1830与导电部分1831之间发生的线性轴向位移的影响，可以对磁体1830或导电部分1831中的至少一者进行大小设定或定位，使得磁体1830和导电部分1831在允许的桨距角的整个完整范围内始终保持足够接近。在一些实施例中，磁体1830和导电部分1831的大小设定或布局可以针对主要桨距角或桨距角的范围进行优化，这预期用于冰管理可能最重要的巡航定向中。在一些实施例中，臂1836和磁体1830可以通过例如齿条系统（未示出）与桨距控制杆1832线性解耦，以保持磁体1830与导电部分1831的接近。例如，在这种情况下，可以通过凹槽或轨道1848对磁体1830进行轴向约束，所述凹槽或轨道1848与螺旋桨组件的旋转部分（例如，桨毂盖1801或螺旋桨桨毂1818）耦合。凹槽或轨道1848可以允许磁体1830通过例如轴承或其它低摩擦导向件（未示出）来保持与导电部分1831的相对旋转运动。

在一些实施例中，磁体1830可以安装到螺旋桨组件或航空器的静止部分。例如，如图18G中示出的，多个磁体1830可以安装到马达组件1802并围绕螺旋桨轴1814。例如，磁体1830可以直接安装在马达组件1802的外表面上，或者可以在延伸部（例如，圆柱形安装座1838）上与马达组件1802间隔开。圆柱形安装座1838可以使磁体1830更远离马达组件1802间隔开并更靠近导电部分1831的绕组1831b。这可以鉴于磁体与绕组之间的减小的间隙来实现电流产生的效率提高。通过减少与马达组件1802的热接触，还可以防止磁体1830过热和退磁。可替代地或另外，磁体1830还可以安装到另一个静止部件上，如吊杆、舱体、马达安装座等。导电部分可以安装到例如螺旋桨桨毂1818，并且可以包括围绕螺旋桨凸缘1816的多个绕组。可替代地或另外，导电部分可以安装在螺旋桨的另一个移动的部分上，例如螺旋桨凸缘1816或螺旋桨轴1814。此外，如上面提到的，虽然导电部分1831被示出为包括多个绕组1831b，但本公开的实施例并不局限于此。例如，导电部分1831可以包括金属片1831a，所述金属片1831a被配置成产生涡流加热，如图18D中示出的。

例如，图18G的左上方示出了沿螺旋桨轴1814的轴线从螺旋桨凸缘1816侧查看的马达组件1802。磁体1830和磁场传感器1835可以布置在马达组件1802或如上面所讨论的另一个静止部件的面向表面（facing surface）周围。图18G的左下方示出了沿螺旋桨轴1814的轴线从马达组件1802侧查看的螺旋桨凸缘1816。绕组1831b和辅助磁体1839可以布置在螺旋桨凸缘1816或如上文所讨论的另一个旋转部件的面向表面周围。辅助磁体可以被配置成提供用于磁场传感器1835进行检测的参考磁场，从而允许磁场传感器位于螺旋桨系统1800的静止侧上。这可以使得能够直接进行旋转位置检测，无需无线传输功率或信号。

在一些实施例中，磁体1830可以被布置成面向导电部分1831，所述导电部分1831位于螺旋桨组件1800的其它旋转部件上，例如桨叶1820上或内。例如，如图18H和图18I中看到的，导电部分1831可以位于例如桨叶1820的后缘处，并且可以被布置成朝向磁体1830。在一些实施例中，磁体1830可以与安装表面成角度安装，以适应桨叶1820的轮廓。例如，如图18H中看到的，导电部分1831可以包括例如绕组1831b，所述绕组1831b被配置成驱动电流穿过布线路径1817。通过将绕组直接嵌入到螺旋桨桨叶1820中，可以将热量更高效地分布在每个桨叶之上。同时，可以通过将布线路径1817路由穿过桨毂盖或利用另一种所公开的技术独立地对桨毂盖1801进行加热来实现对桨毂盖1801的冰管理。

可替代地或另外，如图18I中看到的，导电部分可以包括金属片1831a，所述金属片1831a沿桨叶1820的长度延展，并且被配置成在桨叶1820中产生涡流加热。然后，可以将热量通过布线路径1817分配到桨叶1820的其它部分或桨毂盖1801。在一些实施例中，导电部分1831在桨叶1820上可以发挥多种功能。例如，导电部分可以形成桨叶梁或其它结构支撑框架的一部分。如图18I中示出的，导电部分可以包括雷电接地路径的从螺旋桨通向航空器的框架的一部分。通过将导电部分设计成发挥多种必要功能，可以简化螺旋桨设计，同时减轻部件的重量并减少数量。

此外，虽然图18A-图18I的示例实施例中的磁体1830已相对于永磁体进行了描述，但本公开的实施例并不局限于此。在一些实施例中，上述配置中的磁体1830可以包括电磁体。例如，图18J和图18K示意性地示出了磁体1830包括电磁体的示例实施例。示例配置可以与例如图18G中示出的配置相对应。在一些实施例中，电磁体可以包括连接到电源的线圈，例如空芯线圈或铁芯线圈。电源可以包括例如马达组件1802的一部分，如逆变器或子控制模块（未示出）。

在一些实施例中，如图18J中示出的，线圈可以连接到DC功率电路1840。例如，在一些实施例中，DC功率电路可以包括降压转换器电路。DC功率电路1840可以类似于静止永磁体的磁场。然而，与以上所述的永磁体不同，电磁体1830可以仅在需要时选择性地操作，从而允许螺旋桨在其它情况下以最佳效率操作。此外，磁场的幅度可调整，以产生所需量的热量。

然而，上面讨论的永磁体和DC供电的电磁体的缺点在于，其两者均可能需要磁体1830与导电部分1831之间具有相对运动，以产生涡流加热或驱动电流穿过布线路径1817。因此，在一些实施例中，如图18K中看到的，电磁体1830可以包括连接到AC功率电路1841的线圈。在一些实施例中，导电部分1831可以包括如所示出的类似感应线圈，或者可以包括先前讨论的绕组或金属片。由于AC功率电路产生变化的磁场，因此可以产生涡流加热或感应电流，即使螺旋桨是静止的。这可能有利于在例如航空器停飞时进行除冰。这可能特别有利地用于可以在巡航飞行期间在结冰状况下不动地收起的升力螺旋桨中。AC功率电路1841可以被配置成调节磁场的幅度和频率两者，以调整加热和电流参数。

可以提供一种非暂时性计算机可读介质，所述非暂时性计算机可读介质存储针对控制器的一个或多个处理器的用于执行本公开的冰管理实施例的指令。例如，存储在所述非暂时性计算机可读介质中的所述指令可以由所述控制器的电路系统执行，以部分或全部执行任何以上所公开的冰管理过程。常见形式的非暂时性介质包含例如软盘、软磁盘、硬盘、固态驱动器、磁带或任何其它磁性数据存储介质、紧凑光盘只读存储器（CD-ROM）、任何其它光学数据存储介质、具有孔图案的任何物理介质、随机存取存储器（RAM）、可编程只读存储器（PROM）和可擦除可编程只读存储器（EPROM）、闪速EPROM或任何其它闪速存储器、非易失性随机存取存储器（NVRAM）、高速缓冲存储器、寄存器、任何其它存储芯片或存储盒以及上述存储器的网络版本。所述一个或多个处理器可以包含任何数量的中央处理单元（CPU）、图形处理单元（GPU）、神经处理单元（NPU）、微控制器单元（MCU）、光学处理器、可编程逻辑控制器、微控制器、微处理器、数字信号处理器、知识产权（IP）核、可编程逻辑阵列（PLA）、可编程阵列逻辑（PAL）、通用阵列逻辑（GAL）、复杂可编程逻辑装置（CPLD）、现场可编程门阵列（FPGA）、片上系统（SoC）、专用集成电路（ASIC）等的任何组合。在一些实施例中，所述一个或多个处理器也可以是以单一逻辑部件分组的处理器组。

本公开的实施例可进一步相对于以下条款进行描述：

1. 一种用于航空器的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括：

存储器，所述存储器存储指令；以及

处理器，所述处理器被配置成执行所述指令，以执行包括以下的操作：

基于结冰状态输入来确定结冰状况；

基于一个或多个预定义飞行参数来确定航空器状态；

基于所述结冰状况和所述航空器状态来确定螺旋桨调节参数；

生成与所述螺旋桨调节参数相对应的多个执行器命令，其中所述多个执行器命令被配置成在所述航空器的第一对称螺旋桨对中引起第一冰管理循环，并且在所述航空器的第二对称螺旋桨对中引起第二冰管理循环，所述第一冰管理循环以第一时间区间发生，所述第一时间区间不同于所述第二冰管理循环的第二时间区间。

2. 根据条款1所述的飞行控制系统，其中所述结冰状态输入基于主结冰检测器。

3. 根据条款1或2所述的飞行控制系统，其中所述结冰状态输入基于来自所述飞行控制系统或来自飞行员的输入。

4. 根据条款1至3中任一项所述的飞行控制系统，其中所述一个或多个预定义参数包括控制裕度状态、当前侧倾角、负荷系数、垂直空速与命令空速、海拔高度、推进系统、信号完整性或飞行模式中的一种。

5. 根据条款1至4中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括每分钟转数（RPM）、桨距角、扭矩或螺旋桨倾斜角中的一种。

6. 根据条款1至5中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的RPM提高至少50%。

7. 根据条款1至5中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的RPM提高到最大RPM的至少80%。

8. 根据条款1至5中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括桨距角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的桨距角改变至少5度。

9. 根据条款8所述的飞行控制系统，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间至少4次将所述第一对称螺旋桨对的桨距角改变至少5度。

10. 根据条款1至9中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括扭矩，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的扭矩改变至少50%。

11. 根据条款1至9中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括扭矩，并且所述第一冰管理循环包括：

在所述第一时间区间期间，将所述第一对称螺旋桨对的扭矩从初始扭矩值增加到最大扭矩的80%内，以及将所述第一对称螺旋桨对的扭矩减小到所述初始扭矩。

12. 根据条款1至11中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括螺旋桨倾斜角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的螺旋桨倾斜角改变至少10度。

13. 根据条款1至5或8至12中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的第一RPM提高到所述第二对称螺旋桨对的第二RPM的至少80%。

14. 根据条款13所述的飞行控制系统，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间降低所述第二对称螺旋桨对的所述第二RPM，以补偿所述第一对称螺旋桨对的提高的RPM。

15. 根据条款13或14所述的飞行控制系统，其中：所述第二冰管理循环包括在所述第二时间区间期间将所述第二对称螺旋桨对的所述第二RPM提高到所述第一对称螺旋桨对的所述第一RPM的至少80%。

16. 根据条款13至15中任一项所述的飞行控制系统，其中所述第二冰管理循环进一步包括在所述第二时间区间期间降低所述第一对称螺旋桨对的所述第一RPM，以补偿所述第二对称螺旋桨对的提高的RPM。

17. 根据条款1至7或10至16中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括桨距角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的第一桨距角相对于所述第二对称螺旋桨对的第二桨距角改变至少5度。

18. 根据条款17所述的飞行控制系统，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二对称螺旋桨对的第二RPM。

19. 根据条款17或18所述的飞行控制系统，其中所述第二冰管理循环包括在所述第二时间区间期间将所述第二对称螺旋桨对的第二桨距角相对于所述第一对称螺旋桨对的所述第一桨距角改变至少5度。

20. 根据条款1至9或12至19中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括扭矩，并且所述第一冰管理循环包括将所述第一对称螺旋桨对的扭矩从初始扭矩值增加到第一扭矩值，以及将所述第一对称螺旋桨对的扭矩从所述第一扭矩值减小到第二扭矩值。

21. 根据条款20所述的飞行控制系统，其中所述第一扭矩值在所述第一对称螺旋桨对的最大扭矩值的80%内。

22. 根据条款20或21所述的飞行控制系统，其中所述第二扭矩值不到所述第一对称螺旋桨对的所述初始扭矩值的50%。

23. 根据条款20至22中任一项所述的飞行控制系统，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二对称螺旋桨对的第二RPM。

24. 根据条款1至23中任一项所述的飞行控制系统，其中所述螺旋桨调节参数包括螺旋桨倾斜角，并且所述第一冰管理循环包括将所述第一对称螺旋桨对的螺旋桨倾斜角改变至少10度。

25. 根据条款24所述的飞行控制系统，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二对称螺旋桨对的第二RPM。

26. 根据条款1至25中任一项所述的飞行控制系统，其中所述第一对称螺旋桨对包括来自所述航空器的主体的第一侧的第一最外侧的螺旋桨以及来自所述航空器的所述主体的第二侧的第二最外侧的螺旋桨。

27. 根据条款26所述的飞行控制系统，其中所述第二对称螺旋桨对包括位于所述航空器的所述主体的所述第一侧的从所述第一螺旋桨向内的第三螺旋桨以及位于所述航空器的所述主体的所述第二侧的从所述第二螺旋桨向内的第四螺旋桨。

28. 根据条款27所述的飞行控制系统，其中所述多个执行器命令被进一步配置成在所述航空器的第三对称螺旋桨对中引起第三冰管理循环，所述第三冰管理循环以第三时间区间发生，所述第三时间区间不同于所述第一时间区间和所述第二时间区间。

29. 根据条款28所述的飞行控制系统，其中所述第三对称螺旋桨对包括位于所述航空器的所述主体的所述第一侧上的位于所述第一螺旋桨与所述第三螺旋桨之间的第五螺旋桨以及位于所述航空器的所述主体的所述第二侧上的位于所述第二螺旋桨与所述第四螺旋桨之间的第六螺旋桨。

30. 根据条款1至29中任一项所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制系统被配置成以重复的时间区间生成所述多个执行器命令。

31. 根据条款1至30中任一项所述的飞行控制系统，其中所述多个执行器命令被配置成以非重叠的时间区间引起所述第一冰管理循环和所述第二冰管理循环。

32. 根据条款1至31中任一项所述的飞行控制系统，其中所述第一对称螺旋桨对和所述第二对称螺旋桨对包括倾斜螺旋桨对。

33. 根据条款1至32中任一项所述的飞行控制系统，其中所述第一冰管理循环进一步包括：

使对称升力螺旋桨对在第一角位置与第二角位置之间旋转，所述第一角位置相对于所述第二角位置偏移30度的倍数。

34. 根据条款33所述的飞行控制系统，其中在前向飞行方向上，所述对称升力螺旋桨对中的每个升力螺旋桨位于所述第一对称倾斜螺旋桨对中的对应倾斜螺旋桨后面。

35. 根据条款33或34所述的飞行控制系统，其中所述对称升力螺旋桨对中的每个升力螺旋桨被定位成比所述第一对称倾斜螺旋桨对中的对应倾斜螺旋桨更远离所述航空器的主体。

36. 根据条款32至35中任一项所述的飞行控制系统，其中所述对称升力螺旋桨对中的每个升力螺旋桨被定位成比所述第一对称倾斜螺旋桨对中的对应倾斜螺旋桨更靠近所述航空器的主体。

37. 根据条款1至31中任一项所述的飞行控制系统，其中所述第一对称螺旋桨对和所述第二对称螺旋桨对包括升力螺旋桨对。

38. 根据条款37所述的飞行控制系统，其中所述第一冰管理循环包括：使所述第一对称螺旋桨对在第一角位置与第二角位置之间旋转，所述第一角位置相对于所述第二角位置偏移30度的倍数。

39. 根据条款38所述的飞行控制系统，其中使所述第一对称螺旋桨对旋转包括使所述第一对称螺旋桨对中的第一升力螺旋桨沿与所述第一对称螺旋桨对中的第二升力螺旋桨的方向相反的方向旋转。

40. 根据条款1至39中任一项所述的飞行控制系统，其中所述多个执行器命令被配置成基于预定时间表以周期性区间执行所述第一冰管理循环，以管理不对称的积冰。

41. 根据条款1至40中任一项所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制系统被配置成以周期性区间生成所述多个执行器命令，以管理不对称的积冰。

42. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

螺旋桨；

马达组件，所述马达组件耦合到所述螺旋桨；

热交换器；

油流动路径，所述油流动路径被配置成将所述热交换器与所述马达组件热耦合，所述油流动路径包括第一段、第二段和第三段；以及

舱体，所述舱体与所述马达组件机械耦合，所述舱体包括空气入口，所述空气入口被配置成将空气引导到所述热交换器中，所述空气入口包括相对于前向飞行配置的下唇缘以及与所述下唇缘相对的上唇缘，所述下唇缘比所述上唇缘更远离所述马达组件，

其中：

所述第一段穿过马达组件；

所述第二段穿过所述热交换器；

所述第三段沿所述下唇缘通过；并且

所述油流动路径绕过所述上唇缘。

43. 根据条款42所述的螺旋桨组件，进一步包括：

位于所述马达组件与所述上唇缘之间的导热材料，所述导热材料被配置成将热量从所述马达组件传导到所述上唇缘。

44. 根据条款43所述的螺旋桨组件，其中：

所述舱体包括第一材料；

所述导热材料包括第二材料，所述第二材料不同于所述第一材料；并且

所述第二材料的导热系数高于所述第一材料的导热系数。

45. 根据条款43或44所述的螺旋桨组件，其中所述导热材料沿所述空气入口的位于所述上唇缘与所述下唇缘之间的两个侧面延伸。

46. 根据条款43至45中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导热材料从所述马达组件内部延伸到所述马达组件外部。

47. 根据条款46所述的螺旋桨组件，其中所述导热材料包括从所述马达组件内部延伸到所述马达组件外部的板。

48. 根据条款43至47中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导热材料包裹在所述马达组件周围。

49. 根据条款42至48中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述第三段沿油流动方向从所述第二段分支出来，并且沿所述油流动方向返回到所述第二段。

50. 根据条款49所述的螺旋桨组件，其中所述第一段沿所述油流动方向馈入到所述第二段中，并且沿所述油流动方向从所述第二段返回。

51. 根据条款42至50中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括第一流量控制阀，所述第一流量控制阀被配置成调整通过所述第三段的油流速。

52. 根据条款51所述的螺旋桨组件，其中所述第一流量控制阀被配置成选择性地关闭进入或来自所述第三段的油流动。

53. 根据条款51或52所述的螺旋桨组件，进一步包括第二流量控制阀，其中所述第一流量控制阀位于所述第三段的入口侧处，并且所述第二流量控制阀位于所述第三段的出口侧处。

54. 根据条款42至53中任一项所述的螺旋桨组件，其中相对于前向飞行配置，所述第三段沿所述舱体的下表面延展。

55. 根据条款42至54中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述第三段沿油流动方向在第一段出口点处从所述第一段分支出来。

56. 根据条款55所述的螺旋桨组件，其中所述第三段沿所述油流动方向馈入到所述第二段中。

57. 根据条款55或56所述的螺旋桨组件，其中所述第三段沿所述油流动方向在第一段进入点处返回到所述第一段，所述第一段进入点在所述油流动方向上位于所述第一段出口点下游。

58. 根据条款57所述的螺旋桨组件，其中所述第一段进入点在所述油流动方向上位于所述第二段上游。

59. 根据条款57所述的螺旋桨组件，其中所述第一段进入点在所述油流动方向上位于所述第二段下游。

60. 根据条款42至59中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述第三段串联连接在所述第一段内。

61. 根据条款42至60中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述第一段的第一部分馈入到所述第三段中，并且所述第三段馈入到所述第一段的第二部分中。

62. 根据条款42至61中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述第一段的第一部分馈入到所述第三段中，并且所述第三段馈入到所述第一段的第二部分中。

63. 一种垂直起降航空器，所述垂直起降航空器包括根据条款42至62中任一项所述的螺旋桨组件，其中：

所述螺旋桨、所述马达组件、所述热交换器和所述舱体被配置成相对于所述垂直起降航空器的框架在升力配置与巡航配置之间倾斜。

64. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

螺旋桨；

马达组件，所述马达组件耦合到所述螺旋桨；

热交换器；

油流动路径，所述油流动路径被配置成将所述热交换器与所述马达组件热耦合，所述油流动路径包括第一段和第二段；

舱体，所述舱体与所述马达组件机械耦合，所述舱体包括空气入口，所述空气入口被配置成将空气引导到所述热交换器中，所述空气入口包括相对于前向飞行配置的下唇缘以及与所述下唇缘相对的上唇缘，所述下唇缘比所述上唇缘更远离所述马达组件；以及

热管回路，所述热管回路被配置成从热源收集热量，并且将所述热量排放到所述下唇缘，其中：

所述第一段穿过马达组件，并且所述第二段穿过所述热交换器。

65. 根据条款64所述的螺旋桨组件，其中所述热源包括所述马达组件。

66. 根据条款64或65所述的螺旋桨组件，其中所述热源包括位于所述马达组件与所述舱体之间的导热材料。

67. 根据条款64至66中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述热源包括所述热交换器。

68. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

螺旋桨；

马达组件，所述马达组件耦合到所述螺旋桨；

热交换器；

油流动路径，所述油流动路径被配置成将所述热交换器与所述马达组件热耦合，所述油流动路径穿过所述马达组件和所述热交换器；

舱体，所述舱体与所述马达组件机械耦合，所述舱体包括空气入口；

其中所述热交换器被布置在所述空气入口处。

69. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

螺旋桨桨毂；

螺旋桨桨叶，所述螺旋桨桨叶耦合到所述螺旋桨桨毂；

桨毂盖，所述桨毂盖耦合到所述螺旋桨桨毂；

桨毂盖杆，所述桨毂盖杆耦合到所述螺旋桨桨毂；

导电部分；

马达，所述马达被配置成使所述螺旋桨桨毂、所述螺旋桨桨叶、所述桨毂盖、所述桨毂盖杆和所述导电部分旋转；以及

磁体，所述磁体悬挂于所述桨毂盖杆上，所述磁体通过轴承以旋转方式与所述桨毂盖杆解耦；

其中所述磁体被配置成当所述螺旋桨旋转时在所述导电部分中产生电流，以管理所述螺旋桨组件的表面上的积冰。

70. 根据条款69所述的螺旋桨组件，其中：

所述导电部分包括金属片；并且

所述电流包括用于在所述导电部分中产生热量的涡流。

71. 根据条款69或70所述的螺旋桨组件，其中

所述导电部分包括绕组；并且

所述电流在所述导电部分中产生电的流动。

72. 根据条款69至71中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导电部分位于所述桨毂盖的侧面部分处。

73. 根据条款69至72中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导电部分位于所述桨毂盖的前方部分处。

74. 根据条款69至73中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导电部分位于所述螺旋桨桨毂处。

75. 根据条款69至74中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括：

布线路径，所述布线路径被配置成将热量或电中的一种从所述导电部分传导到所述桨毂盖或所述螺旋桨桨叶中的至少一者。

76. 根据条款75所述的螺旋桨组件，进一步包括开关，所述开关被配置成启用或禁用所述导电部分与所述布线路径之间的连接。

77. 根据条款76所述的螺旋桨组件，其中所述开关包括温控开关，所述温控开关被配置成在所述开关处的温度达到预定温度时禁用所述开关。

78. 根据条款76所述的螺旋桨组件，其中所述开关被配置成使用无线通信进行控制。

79. 根据条款76所述的螺旋桨组件，其中所述开关被配置成由在所述导电部分中产生的电流供电。

80. 根据条款69至79中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括：

磁场传感器，所述磁场传感器被配置成检测所述磁体的磁通量，并且基于所述检测向所述马达传输信号。

81. 根据条款80所述的螺旋桨组件，其中所述马达的控制器被配置成基于所述信号确定所述螺旋桨组件的旋转位置。

82. 根据条款69至81中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括另外的磁体，所述另外的磁体耦合到所述轴承，并且相对于所述桨毂盖杆与所述磁体相对对称布置。

83. 根据条款69至82中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括多个磁体，所述多个磁体围绕所述桨毂盖杆对称布置。

84. 根据条款69至83中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括配重，所述配重被配置成使悬挂于所述桨毂盖杆上的磁体平衡。

85. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

螺旋桨桨毂；

螺旋桨桨叶，所述螺旋桨桨叶耦合到所述螺旋桨桨毂；

桨毂盖，所述桨毂盖耦合到所述螺旋桨桨毂；

桨毂盖杆，所述桨毂盖杆耦合到所述螺旋桨桨毂；

导电部分，所述导电部分耦合到所述桨毂盖杆；

轴承，所述轴承围绕所述桨毂盖杆，并且被配置成在所述导电部分周围支撑磁体阵列；以及

马达，所述马达被配置成使所述螺旋桨桨毂、所述螺旋桨桨叶、所述桨毂盖、所述桨毂盖杆和所述导电部分旋转；

其中所述磁体阵列被配置成当所述螺旋桨旋转时在所述导电部分中产生电流，以管理所述螺旋桨组件的表面上的积冰。

86. 根据条款85所述的螺旋桨组件，进一步包括配重，所述配重被配置成保持所述轴承相对于重力方向的定向。

87. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

旋转部分，所述旋转部分包括：

螺旋桨桨毂；

螺旋桨桨叶，所述螺旋桨桨叶耦合到所述螺旋桨桨毂；

桨毂盖，所述桨毂盖耦合到所述螺旋桨桨毂；以及

导电部分；

马达，所述马达被配置成使所述旋转部分旋转；以及

磁体，所述磁体被配置成相对于所述马达保持静止；

其中所述磁体被配置成当所述旋转部分旋转时在所述导电部分中产生电流，以管理所述旋转部分的表面上的积冰。

88. 根据条款87所述的螺旋桨组件，其中：

所述导电部分包括金属片；并且

所述电流包括用于在所述导电部分中产生热量的涡流。

89. 根据条款87或88所述的螺旋桨组件，其中

所述导电部分包括绕组；并且

所述电流在所述导电部分中产生电的流动。

90. 根据条款87至89中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导电部分位于所述螺旋桨桨毂或耦合到所述螺旋桨桨毂的螺旋桨凸缘处。

91. 根据条款87至90中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导电部分位于所述螺旋桨桨叶处。

92. 根据条款87至91中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导电部分包括所述螺旋桨桨叶的结构支撑件。

93. 根据条款87至92中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述导电部分包括所述螺旋桨桨叶的雷电接地路径。

94. 根据条款87至93中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括：

布线路径，所述布线路径被配置成将热量或电中的一种从所述导电部分传导到所述桨毂盖或所述螺旋桨桨叶中的至少一者。

95. 根据条款94所述的螺旋桨组件，进一步包括开关，所述开关被配置成启用或禁用所述导电部分与所述布线路径之间的连接。

96. 根据条款95所述的螺旋桨组件，其中所述开关包括温控开关，所述温控开关被配置成在所述开关处的温度达到预定温度时禁用所述开关。

97. 根据条款95所述的螺旋桨组件，其中所述开关被配置成使用无线通信进行控制。

98. 根据条款97所述的螺旋桨组件，其中所述开关被配置成由在所述导电部分中产生的电流供电。

99. 根据条款87至98中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括：

磁场传感器，所述磁场传感器被配置成检测所述磁体的磁通量，并且基于所述检测向所述马达传输信号。

100. 根据条款99所述的螺旋桨组件，其中所述马达的控制器被配置成基于所述信号确定所述螺旋桨组件的旋转位置。

101. 根据条款87至100中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述磁体包括永磁体。

102. 根据条款87至101中任一项所述的螺旋桨组件，其中所述磁体包括电磁体。

103. 根据条款102所述的螺旋桨组件，进一步包括DC功率电路，所述DC功率电路被配置成向所述电磁体提供DC功率。

104. 根据条款102所述的螺旋桨组件，进一步包括AC功率电路，所述AC功率电路被配置成向所述电磁体提供AC功率。

105. 根据条款87至104中任一项所述的螺旋桨组件，其中：

所述旋转部分进一步包括螺旋桨轴，所述螺旋桨轴耦合到所述螺旋桨桨毂，并且被配置成通过所述马达旋转；

所述螺旋桨组件进一步包括桨毂盖杆，所述桨毂盖杆被配置成穿过所述螺旋桨轴，并且以旋转方式与所述螺旋桨轴解耦；

其中所述磁体包括第一磁体，所述第一磁体机械耦合到所述桨毂盖杆。

106. 根据条款105所述的螺旋桨组件，进一步包括第二磁体，所述第二磁体在相对于所述桨毂盖杆在直径上与所述第一磁体的位置相对的位置处机械耦合到所述桨毂盖杆。

107. 根据条款105或106所述的螺旋桨组件，进一步包括：

桨距控件，其中所述桨毂盖杆包括桨距控制杆，所述桨距控制杆被配置成致动所述桨距控件。

108. 根据条款107所述的螺旋桨组件，其中所述桨毂盖杆通过轴承以旋转方式与所述桨距控件解耦。

109. 根据条款107或108所述的螺旋桨组件，其中所述桨距控件包括轭和桨叶致动销。

110. 一种管理航空器上的积冰的方法，所述方法包括：

确定所述航空器的结冰状况；

基于所述结冰状况来执行螺旋桨调节，其中执行所述螺旋桨调节包括：

在所述航空器的第一对称螺旋桨对中引起第一冰管理循环，

在所述航空器的第二对称螺旋桨对中引起第二冰管理循环，所述第一冰管理循环以第一时间区间发生，所述第一时间区间不同于所述第二冰管理循环的第二时间区间。

111. 根据条款110所述的方法，其中确定所述结冰状况是基于主结冰检测器进行的。

112. 根据条款110或111所述的方法，其中确定所述结冰状况是基于来自飞行控制系统的输入或来自飞行员的输入进行的，所述输入指示存在结冰状况。

113. 根据条款110至112中任一项所述的方法，进一步包括：

确定航空器状态；以及

在所述航空器状态满足一个或多个预定义参数时，执行所述螺旋桨调节。

114. 根据条款113所述的方法，其中所述一个或多个预定义参数包括控制裕度状态、当前侧倾角、负荷系数、垂直空速与命令空速、海拔高度、推进系统、信号完整性或飞行模式中的一种。

115. 根据条款110至114中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节每分钟转数（RPM）、桨距角、扭矩或螺旋桨倾斜角中的至少一种。

116. 根据条款110至115中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的RPM提高至少50%。

117. 根据条款110至115中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的RPM提高到最大RPM的至少80%。

118. 根据条款110至115中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节桨距角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的桨距角改变至少5度。

119. 根据条款118所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间至少4次将所述第一对称螺旋桨对的桨距角改变至少5度。

120. 根据条款110至119中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节扭矩，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的扭矩改变至少50%。

121. 根据条款110至119中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节扭矩，并且所述第一冰管理循环包括：

在所述第一时间区间期间，将所述第一对称螺旋桨对的扭矩从初始扭矩值增加到最大扭矩的80%内，以及将所述第一对称螺旋桨对的扭矩减小到所述初始扭矩。

122. 根据条款110至121中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节螺旋桨倾斜角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的螺旋桨倾斜角改变至少10度。

123. 根据条款110至115或118至122中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的第一RPM提高到所述第二对称螺旋桨对的第二RPM的至少80%。

124. 根据条款123所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间降低所述第二对称螺旋桨对的所述第二RPM，以补偿所述第一对称螺旋桨对的提高的RPM。

125. 根据条款123或124所述的方法，其中：所述第二冰管理循环包括在所述第二时间区间期间将所述第二对称螺旋桨对的所述第二RPM提高到所述第一对称螺旋桨对的所述第一RPM的至少80%。

126. 根据条款123至125中任一项所述的方法，其中所述第二冰管理循环进一步包括在所述第二时间区间期间降低所述第一对称螺旋桨对的所述第一RPM，以补偿所述第二对称螺旋桨对的提高的RPM。

127. 根据条款110至117或120至126中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节桨距角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一对称螺旋桨对的第一桨距角相对于所述第二对称螺旋桨对的第二桨距角改变至少5度。

128. 根据条款127所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二对称螺旋桨对的第二RPM。

129. 根据条款127或128所述的方法，其中所述第二冰管理循环包括在所述第二时间区间期间将所述第二对称螺旋桨对的第二桨距角相对于所述第一对称螺旋桨对的所述第一桨距角改变至少5度。

130. 根据条款110至119或122至129中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节扭矩，并且所述第一冰管理循环包括将所述第一对称螺旋桨对的扭矩从初始扭矩值增加到第一扭矩值，以及将所述第一对称螺旋桨对的扭矩从所述第一扭矩值减小到第二扭矩值。

131. 根据条款130所述的方法，其中所述第一扭矩值在所述第一对称螺旋桨对的最大扭矩值的80%内。

132. 根据条款130或131所述的方法，其中所述第二扭矩值不到所述第一对称螺旋桨对的所述初始扭矩值的50%。

133. 根据条款130至132中任一项所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二对称螺旋桨对的第二RPM。

134. 根据条款110至133中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节螺旋桨倾斜角，并且所述第一冰管理循环包括将所述第一对称螺旋桨对的螺旋桨倾斜角改变至少10度。

135. 根据条款134所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二对称螺旋桨对的第二RPM。

136. 根据条款110至135中任一项所述的方法，其中所述第一对称螺旋桨对包括来自所述航空器的主体的第一侧的第一最外侧的螺旋桨以及来自所述航空器的所述主体的第二侧的第二最外侧的螺旋桨。

137. 根据条款136所述的方法，其中所述第二对称螺旋桨对包括位于所述航空器的所述主体的所述第一侧的从所述第一螺旋桨向内的第三螺旋桨以及位于所述航空器的所述主体的所述第二侧的从所述第二螺旋桨向内的第四螺旋桨。

138. 根据条款137所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括在所述航空器的第三对称螺旋桨对中引起第三冰管理循环，所述第三冰管理循环以第三时间区间发生，所述第三时间区间不同于所述第一时间区间和所述第二时间区间。

139. 根据条款138所述的方法，其中所述第三对称螺旋桨对包括位于所述航空器的所述主体的所述第一侧上的位于所述第一螺旋桨与所述第三螺旋桨之间的第五螺旋桨以及位于所述航空器的所述主体的所述第二侧上的位于所述第二螺旋桨与所述第四螺旋桨之间的第六螺旋桨。

140. 根据条款110至139中任一项所述的方法，进一步包括以重复的时间区间执行所述螺旋桨调节。

141. 根据条款110至140中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括以非重叠的时间区间引起所述第一冰管理循环和所述第二冰管理循环。

142. 根据条款110至141中任一项所述的方法，其中所述第一对称螺旋桨对和所述第二对称螺旋桨对包括倾斜螺旋桨对。

143. 根据条款110至142中任一项所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括：

使对称升力螺旋桨对在第一角位置与第二角位置之间旋转，所述第一角位置相对于所述第二角位置偏移30度的倍数。

144. 根据条款143所述的方法，其中在前向飞行方向上，所述对称升力螺旋桨对中的每个升力螺旋桨位于所述第一对称倾斜螺旋桨对中的对应倾斜螺旋桨后面。

145. 根据条款143或144所述的方法，其中所述对称升力螺旋桨对中的每个升力螺旋桨被定位成比所述第一对称倾斜螺旋桨对中的对应倾斜螺旋桨更远离所述航空器的主体。

146. 根据条款142至145中任一项所述的方法，其中所述对称升力螺旋桨对中的每个升力螺旋桨被定位成比所述第一对称倾斜螺旋桨对中的对应倾斜螺旋桨更靠近所述航空器的主体。

147. 根据条款110至141中任一项所述的方法，其中所述第一对称螺旋桨对和所述第二对称螺旋桨对包括升力螺旋桨对。

148. 根据条款147所述的方法，其中所述第一冰管理循环包括：使所述第一对称螺旋桨对在第一角位置与第二角位置之间旋转，所述第一角位置相对于所述第二角位置偏移30度的倍数。

149. 根据条款148所述的方法，其中使所述第一对称螺旋桨对旋转包括使所述第一对称螺旋桨对中的第一升力螺旋桨沿与所述第一对称螺旋桨对中的第二升力螺旋桨的方向相反的方向旋转。

150. 根据条款110至149中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括基于预定时间表以周期性区间执行所述第一冰管理循环，以管理不对称的积冰。

151. 根据条款110至150中任一项所述的方法，进一步包括以周期性区间执行所述螺旋桨调节，以管理不对称的积冰。

152. 一种计算机可读介质，所述计算机可读介质存储指令集，所述指令集可由设备的至少一个处理器执行，以使所述设备执行根据条款110至151中任一项所述的方法。

153. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

螺旋桨轴；

螺旋桨桨毂，所述螺旋桨桨毂耦合到所述螺旋桨轴；

螺旋桨桨叶，所述螺旋桨桨叶耦合到所述螺旋桨桨毂；

桨毂盖，所述桨毂盖耦合到所述螺旋桨桨毂；

导电部分；

马达，所述马达被配置成使所述螺旋桨轴、所述螺旋桨桨毂、所述螺旋桨桨叶、所述桨毂盖和所述导电部分旋转；

桨毂盖杆，所述桨毂盖杆被配置成穿过所述螺旋桨轴，并且以旋转方式与所述螺旋桨轴解耦；以及

第一磁体，所述第一磁体附接到所述桨毂盖杆；

其中所述第一磁体被配置成当所述螺旋桨旋转时在所述导电部分中产生电流，以管理所述螺旋桨组件的表面上的积冰。

154. 根据条款153所述的螺旋桨组件，进一步包括：

桨距控件，其中所述桨毂盖杆包括桨距控制杆，所述桨距控制杆被配置成致动所述桨距控件。

155. 根据条款154所述的螺旋桨组件，其中所述桨距控件包括轭和桨叶致动销。

156. 根据条款154或155所述的螺旋桨组件，其中所述桨毂盖杆通过轴承以旋转方式与所述桨距控件解耦。

157. 根据条款154至156中任一项所述的螺旋桨组件，进一步包括第二磁体，所述第二磁体在相对于所述桨毂盖杆在直径上与所述第一磁体的位置相对的位置处附接到所述桨毂盖杆。

158. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

螺旋桨，所述螺旋桨包括：

桨毂；以及

多个螺旋桨桨叶，所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶包括桨叶通道，所述桨叶通道位于所述螺旋桨桨叶内部并且被配置成使流体循环；

马达组件，所述马达组件被配置成使所述螺旋桨围绕旋转轴线旋转；以及

油流动路径，所述油流动路径被配置成使油循环通过所述马达组件并通过所述多个螺旋桨桨叶的每个桨叶通道，以将所述马达组件与所述多个螺旋桨桨叶热耦合；

其中所述螺旋桨组件被配置成通过所述螺旋桨桨叶进行的热传导将热量从所述马达组件传递到所述螺旋桨组件外部的外部环境。

159. 根据条款158所述的螺旋桨组件，其中在所述螺旋桨组件操作期间，通过所述螺旋桨桨叶进行的热传导将由所述马达组件产生的热量的至少30%传递到所述外部环境。

160. 根据条款158所述的螺旋桨组件，其中在所述螺旋桨组件操作期间，通过所述螺旋桨桨叶进行的热传导将由所述马达组件产生的热量的至少50%传递到所述外部环境。

161. 根据条款158至160中任一项所述的螺旋桨组件，其中：

所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶进一步包括热导体，所述热导体被配置成将热量从所述桨叶通道传导到所述螺旋桨桨叶的从所述桨叶通道径向向外的部分。

162. 根据条款158至161中任一项所述的螺旋桨组件，其中桨叶通道径向向外延伸穿过所述桨叶，延伸距离不超过从所述旋转轴线开始测得的桨叶半径的70%。

163. 根据条款158至162中任一项所述的螺旋桨组件，其中桨叶通道径向向外延伸穿过所述桨叶，延伸距离不超过从所述旋转轴线开始测得的桨叶半径的50%。

164. 根据条款158至163中任一项所述的螺旋桨组件，其中桨叶通道径向向外延伸穿过所述桨叶，延伸距离不超过从所述旋转轴线开始测得的桨叶半径的30%。

165. 根据条款158至164中任一项所述的螺旋桨组件，其中：

所述螺旋桨进一步包括桨毂盖，所述桨毂盖具有桨毂盖通道，所述桨毂盖通道被配置成使流体循环；并且

所述油流动路径被进一步配置成使油循环通过所述桨毂盖通道，以将所述马达组件与所述桨毂盖热耦合。

166. 一种用于航空器的螺旋桨组件，所述螺旋桨组件包括：

螺旋桨，所述螺旋桨包括：

桨毂；以及

多个螺旋桨桨叶，所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶包括桨叶通道，所述桨叶通道位于所述螺旋桨桨叶内部并且被配置成使流体循环；

马达组件，所述马达组件被配置成使所述螺旋桨围绕旋转轴线旋转；以及

油流动路径，所述油流动路径被配置成使油循环通过所述马达组件并通过所述多个螺旋桨桨叶的每个桨叶通道，以将所述马达组件与所述多个螺旋桨桨叶热耦合；

其中所述多个螺旋桨桨叶包括所述马达组件的唯一热交换器。

167. 根据条款166所述的螺旋桨组件，其中在所述螺旋桨组件操作期间，通过所述螺旋桨桨叶进行的热传导将由所述马达组件产生的热量的至少30%传递到所述外部环境。

168. 根据条款166所述的螺旋桨组件，其中在所述螺旋桨组件操作期间，通过所述螺旋桨桨叶进行的热传导将由所述马达组件产生的热量的至少50%传递到所述外部环境。

169. 根据条款166至168中任一项所述的螺旋桨组件，其中：

所述多个螺旋桨桨叶中的每个螺旋桨桨叶进一步包括热导体，所述热导体被配置成将热量从所述桨叶通道传导到所述螺旋桨桨叶的从所述桨叶通道径向向外的部分。

170. 根据条款166至169中任一项所述的螺旋桨组件，其中桨叶通道径向向外延伸穿过所述桨叶，延伸距离不超过从所述旋转轴线开始测得的桨叶半径的70%。

171. 根据条款166至170中任一项所述的螺旋桨组件，其中桨叶通道径向向外延伸穿过所述桨叶，延伸距离不超过从所述旋转轴线开始测得的桨叶半径的50%。

172. 根据条款166至171中任一项所述的螺旋桨组件，其中桨叶通道径向向外延伸穿过所述桨叶，延伸距离不超过从所述旋转轴线开始测得的桨叶半径的30%。

173. 根据条款166至172中任一项所述的螺旋桨组件，其中：

所述螺旋桨进一步包括桨毂盖，所述桨毂盖具有桨毂盖通道，所述桨毂盖通道被配置成使流体循环；并且

所述油流动路径被进一步配置成使油循环通过所述桨毂盖通道，以将所述马达组件与所述桨毂盖热耦合。

174. 一种管理航空器上的积冰的方法，所述方法包括：

确定所述航空器的结冰状况；

基于所述结冰状况来执行螺旋桨调节，其中执行所述螺旋桨调节包括：

在所述航空器的第一组一个或多个螺旋桨中引起第一冰管理循环，

在所述航空器的第二组一个或多个螺旋桨中引起第二冰管理循环，所述第一组一个或多个螺旋桨不同于所述第二组一个或多个螺旋桨，并且所述第一冰管理循环以第一时间区间发生，所述第一时间区间不同于所述第二冰管理循环的第二时间区间。

175. 根据条款174所述的方法，其中确定所述结冰状况是基于主结冰检测器进行的。

176. 根据条款174或175所述的方法，其中确定所述结冰状况是基于来自飞行控制系统的输入或来自飞行员的输入进行的，所述输入指示存在结冰状况。

177. 根据条款174至176中任一项所述的方法，进一步包括：

确定航空器状态；以及

在所述航空器状态满足一个或多个预定义参数时，执行所述螺旋桨调节。

178. 根据条款177所述的方法，其中所述一个或多个预定义参数包括控制裕度状态、当前侧倾角、负荷系数、垂直空速与命令空速、海拔高度、推进系统、信号完整性或飞行模式中的一种。

179. 根据条款174至178中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节每分钟转数（RPM）、桨距角、扭矩或螺旋桨倾斜角中的至少一种。

180. 根据条款174至179中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一组一个或多个螺旋桨的RPM提高至少50%。

181. 根据条款174至179中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一组一个或多个螺旋桨的RPM提高到最大RPM的至少80%。

182. 根据条款174至179中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节桨距角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一组一个或多个螺旋桨的桨距角改变至少5度。

183. 根据条款182所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间至少4次将所述第一组一个或多个螺旋桨的桨距角改变至少5度。

184. 根据条款174至183中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节扭矩，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一组一个或多个螺旋桨的扭矩改变至少50%。

185. 根据条款174至183中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节扭矩，并且所述第一冰管理循环包括：

在所述第一时间区间期间，将所述第一组一个或多个螺旋桨的扭矩从初始扭矩值增加到最大扭矩的80%内，以及将所述第一组一个或多个螺旋桨的扭矩减小到所述初始扭矩。

186. 根据条款174至185中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节螺旋桨倾斜角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一组一个或多个螺旋桨的螺旋桨倾斜角改变至少10度。

187. 根据条款174至179或182至185中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节RPM，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一组一个或多个螺旋桨的第一RPM提高到所述第二组一个或多个螺旋桨的第二RPM的至少80%。

188. 根据条款187所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间降低所述第二组一个或多个螺旋桨的所述第二RPM，以补偿所述第一组一个或多个螺旋桨的提高的RPM。

189. 根据条款187或188所述的方法，其中：所述第二冰管理循环包括在所述第二时间区间期间将所述第二组一个或多个螺旋桨的所述第二RPM提高到所述第一组一个或多个螺旋桨的所述第一RPM的至少80%。

190. 根据条款187至189中任一项所述的方法，其中所述第二冰管理循环进一步包括在所述第二时间区间期间降低所述第一组一个或多个螺旋桨的所述第一RPM，以补偿所述第二组一个或多个螺旋桨的提高的RPM。

191. 根据条款174至181或184至190中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节桨距角，并且所述第一冰管理循环包括在所述第一时间区间期间将所述第一组一个或多个螺旋桨的第一桨距角相对于所述第二组一个或多个螺旋桨的第二桨距角改变至少5度。

192. 根据条款191所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二组一个或多个螺旋桨的第二RPM。

193. 根据条款191或192所述的方法，其中所述第二冰管理循环包括在所述第二时间区间期间将所述第二组一个或多个螺旋桨的第二桨距角相对于所述第一组一个或多个螺旋桨的所述第一桨距角改变至少5度。

194. 根据条款174至183或186至193中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节扭矩，并且所述第一冰管理循环包括将所述第一组一个或多个螺旋桨的扭矩从初始扭矩值增加到第一扭矩值，以及将所述第一组一个或多个螺旋桨的扭矩从所述第一扭矩值减小到第二扭矩值。

195. 根据条款194所述的方法，其中所述第一扭矩值在所述第一组一个或多个螺旋桨的最大扭矩值的80%内。

196. 根据条款194或195所述的方法，其中所述第二扭矩值不到所述第一组一个或多个螺旋桨的所述初始扭矩值的50%。

197. 根据条款194至196中任一项所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二组一个或多个螺旋桨的第二RPM。

198. 根据条款174至197中任一项所述的方法，其中所述螺旋桨调节包括调节螺旋桨倾斜角，并且所述第一冰管理循环包括将所述第一组一个或多个螺旋桨的螺旋桨倾斜角改变至少10度。

199. 根据条款198所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括在所述第一时间区间期间提高所述第二组一个或多个螺旋桨的第二RPM。

200. 根据条款174至199中任一项所述的方法，其中：

其中所述第一组一个或多个螺旋桨包含来自所述航空器的主体的第一侧的最外侧的螺旋桨以及来自所述航空器的所述主体的第二侧的最外侧的螺旋桨，从而形成第一对称螺旋桨对。

201. 根据条款200所述的方法，其中：

所述第二组一个或多个螺旋桨包含从位于所述航空器的所述主体的所述第一侧上的所述最外侧的螺旋桨向内的最内侧的螺旋桨以及从位于所述航空器的所述主体的所述第二侧上的所述最外侧的螺旋桨向内的最内侧的螺旋桨，从而形成第二对称螺旋桨对。

202. 根据条款201所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括在所述航空器的第三对称螺旋桨对中引起第三冰管理循环，所述第三冰管理循环以第三时间区间发生，所述第三时间区间不同于所述第一时间区间和所述第二时间区间。

203. 根据条款202所述的方法，其中所述第三对称螺旋桨对包含位于所述航空器的所述主体的所述第一侧的所述最外侧的螺旋桨与所述最内侧的螺旋桨之间的中间螺旋桨以及位于所述航空器的所述主体的所述第二侧的所述最外侧的螺旋桨与所述最内侧的螺旋桨之间的中间螺旋桨。

204. 根据条款174至203中任一项所述的方法，进一步包括以重复的时间区间执行所述螺旋桨调节。

205. 根据条款174至204中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括以非重叠的时间区间引起所述第一冰管理循环和所述第二冰管理循环。

206. 根据条款174至205中任一项所述的方法，其中所述第一组一个或多个螺旋桨和所述第二组一个或多个螺旋桨包括倾斜螺旋桨。

207. 根据条款174至206中任一项所述的方法，其中所述第一冰管理循环进一步包括：

使升力螺旋桨在第一角位置与第二角位置之间旋转，所述第一角位置相对于所述第二角位置偏移30度的倍数。

208. 根据条款207所述的方法，其中在前向飞行方向中，所述升力螺旋桨定位在所述第一组一个或多个螺旋桨中的一个螺旋桨后面。

209. 根据条款207所述的方法，其中所述升力螺旋桨被定位成比所述第一组一个或多个螺旋桨中的一个螺旋桨更远离所述航空器的主体。

210. 根据条款207至209中任一项所述的方法，其中所述升力螺旋桨被定位成比所述第一组一个或多个螺旋桨中的一个螺旋桨更靠近所述航空器的主体。

211. 根据条款174至205中任一项所述的方法，其中所述第一组一个或多个螺旋桨和所述第二组一个或多个螺旋桨包括升力螺旋桨。

212. 根据条款211所述的方法，其中所述第一冰管理循环包括使所述第一组一个或多个螺旋桨中的第一升力螺旋桨在第一角位置与第二角位置之间旋转，所述第一角位置相对于所述第二角位置偏移30度的倍数。

213. 根据条款212所述的方法，其中所述第一冰管理循环包括使所述第一组一个或多个螺旋桨中的第二升力螺旋桨沿与所述第一升力螺旋桨的方向相反的方向旋转。

214. 根据条款174至213中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括基于预定时间表以周期性区间执行所述第一冰管理循环，以管理不对称的积冰。

215. 根据条款174至214中任一项所述的方法，进一步包括以周期性区间执行所述螺旋桨调节，以管理不对称的积冰。

216. 一种计算机可读介质，所述计算机可读介质存储指令集，所述指令集可由设备的至少一个处理器执行，以使所述设备执行根据条款174至215中任一项所述的方法。

217. 一种用于航空器的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括：

存储器，所述存储器存储指令；以及

处理器，所述处理器被配置成执行所述指令，以使所述飞行控制系统执行根据条款174至215中任一项所述的方法。

218. 一种管理航空器上的积冰的方法，所述方法包括：

确定所述航空器的结冰状况；以及

基于所述结冰状况来执行螺旋桨调节，其中执行所述螺旋桨调节包括：

调节所述航空器的第一组一个或多个螺旋桨的第一螺旋桨参数，且协同地调节所述航空器的所述第一组一个或多个螺旋桨的第二螺旋桨参数，

其中所述第一螺旋桨参数和所述第二螺旋桨参数是不同参数，所述第一组一个或多个螺旋桨的所述第一螺旋桨参数和所述第二螺旋桨参数各自包括以下中的一种：每分钟转数（RPM）、桨距角、扭矩、螺旋桨倾斜角或围绕螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置。

219. 根据条款218所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括RPM。

220. 根据条款218或219所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括将所述第一组一个或多个螺旋桨的RPM提高至少50%。

221. 根据条款218至220中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括将所述第一组一个或多个螺旋桨的RPM提高到最大RPM的至少80%。

222. 根据条款218至221中任一项所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括桨距角。

223. 根据条款218至222中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括将所述第一组一个或多个螺旋桨的桨距角改变至少5度。

224. 根据条款218至223中任一项所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括扭矩。

225. 根据条款218至224中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括反复地制动和加速所述第一组一个或多个螺旋桨，以在所述第一组一个或多个螺旋桨的螺旋桨桨叶中引起振动。

226. 根据条款218至225中任一项所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括螺旋桨倾斜角。

227. 根据条款218至226中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括在第一时间区间期间，将所述第一组一个或多个螺旋桨的螺旋桨倾斜角改变至少10度。

228. 根据条款218至227中任一项所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括围绕所述螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置。

229. 根据条款218至228中任一项所述的方法，其中：

所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的所述一种包括围绕所述螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置，其中调节所述螺旋桨角位置包括将所述第一组一个或多个螺旋桨中的至少一个螺旋桨从第一角位置移动到第二角位置，所述至少一个螺旋桨包括至少第一桨叶和第二桨叶；

其中在所述第一角位置中，所述第一桨叶或所述第二桨叶中的一者的第一表面背离前向气流，并且所述第一桨叶或所述第二桨叶中的一者的第二表面面向所述前向气流，并且

在所述第二角位置中，所述第二表面背离所述前向气流，并且所述第一表面面向所述前向气流。

230. 根据条款229所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的尖端，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的尖端。

231. 根据条款229所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的前缘，并且所述第二表面包括所述第一桨叶的后缘。

232. 根据条款229所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的前缘，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的前缘。

233. 根据条款229所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的后缘，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的后缘。

234. 根据条款229所述的方法，其中所述至少一个螺旋桨包括倾斜螺旋桨，并且所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的另一种包括螺旋桨倾斜角。

235. 根据条款229所述的方法，其中所述至少一个螺旋桨包括升力螺旋桨或倾斜螺旋桨中的一种，并且所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的另一种包括螺旋桨扭矩。

236. 根据条款218至235中任一项所述的方法，其中调节所述第二螺旋桨参数被配置成补偿调节所述第一螺旋桨参数对飞行特性的影响。

237. 根据条款218至236中任一项所述的方法，其中调节所述第二螺旋桨参数被配置成与调节所述第一螺旋桨参数一起来执行冰管理。

238. 根据条款218至237中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节进一步包括：

调节所述航空器的第二组一个或多个螺旋桨的第三螺旋桨参数，以补偿调节所述第一螺旋桨参数对飞行特性的影响，所述第二组不同于所述第一组；

其中所述第三螺旋桨参数包括以下中的一种：所述第二组一个或多个螺旋桨的RPM、桨距角、扭矩、螺旋桨倾斜角或围绕螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置。

239. 根据条款238所述的方法，其中所述第三螺旋桨参数与所述第一螺旋桨参数相同。

240. 根据条款238所述的方法，其中所述第三螺旋桨参数与所述第一螺旋桨参数不同。

241. 根据条款218至240中任一项所述的方法，其中所述第一组一个或多个螺旋桨包括在所述航空器的机身的任一侧上的至少一个螺旋桨。

242. 根据条款218至241中任一项所述的方法，其中所述第一组一个或多个螺旋桨包括所述航空器的所有倾斜螺旋桨。

243. 根据条款218至242中任一项所述的方法，其中确定所述结冰状况是基于主结冰检测器进行的。

244. 根据条款218至243中任一项所述的方法，其中确定所述结冰状况是基于来自飞行控制系统的输入或来自飞行员的输入进行的，所述输入指示存在结冰状况。

245. 根据条款218至244中任一项所述的方法，进一步包括：

确定航空器状态；以及

在所述航空器状态满足一个或多个预定义参数时，执行所述螺旋桨调节。

246. 根据条款245所述的方法，其中所述一个或多个预定义参数包括控制裕度状态、当前侧倾角、负荷系数、垂直空速与命令空速、海拔高度、推进系统、信号完整性或飞行模式中的一种。

247. 一种计算机可读介质，所述计算机可读介质存储指令集，所述指令集可由设备的至少一个处理器执行，以使所述设备执行根据条款218至246中任一项所述的方法。

248. 一种飞行控制系统，所述飞行控制系统包括：

存储器，所述存储器存储指令；以及

处理器，所述处理器被配置成执行所述指令，以使所述飞行控制系统执行根据条款218至246中任一项所述的方法。

249. 一种管理航空器上的积冰的方法，所述方法包括：

确定所述航空器的结冰状况；以及

基于所述结冰状况来对一个或多个螺旋桨执行螺旋桨调节，其中执行所述螺旋桨调节包括：

将第一组一个或多个螺旋桨中的至少一个螺旋桨从第一角位置移动到第二角位置，所述至少一个螺旋桨包括至少第一桨叶和第二桨叶；

其中在所述第一角位置中，所述第一桨叶或所述第二桨叶中的一者的第一表面背离前向气流，并且所述第一桨叶或所述第二桨叶中的一者的第二表面面向所述前向气流，并且

在所述第二角位置中，所述第二表面背离所述前向气流，并且所述第一表面面向所述前向气流。

250. 根据条款249所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的尖端，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的尖端。

251. 根据条款249所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的前缘，并且所述第二表面包括所述第一桨叶的后缘。

252. 根据条款249所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的前缘，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的前缘。

253. 根据条款249所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的后缘，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的后缘。

254. 根据条款249至253中任一项所述的方法，其中所述至少一个螺旋桨包括倾斜螺旋桨。

255. 根据条款249至253中任一项所述的方法，其中所述至少一个螺旋桨包括升力螺旋桨。

256. 一种计算机可读介质，所述计算机可读介质存储指令集，所述指令集可由设备的至少一个处理器执行，以使所述设备执行根据条款249至255中任一项所述的方法。

257. 一种飞行控制系统，所述飞行控制系统包括：

存储器，所述存储器存储指令；以及

处理器，所述处理器被配置成执行所述指令，以使所述飞行控制系统执行根据条款249至256中任一项所述的方法。

已经出于图示的目的呈现了前述描述。该描述内容不是详尽的并且不将本发明限于所公开的精确形式或实施例。通过考虑本文所公开的本发明的公开实施例的说明书和实践，本发明的修改和适应性变化对于本领域技术人员将是显而易见的。

Claims (40)

1. 一种管理航空器上的积冰的方法，所述方法包括：

确定所述航空器的结冰状况；以及

基于所述结冰状况来执行螺旋桨调节，其中执行所述螺旋桨调节包括：

调节所述航空器的第一组一个或多个螺旋桨的第一螺旋桨参数，且协同地调节所述航空器的所述第一组一个或多个螺旋桨的第二螺旋桨参数，

其中所述第一螺旋桨参数和所述第二螺旋桨参数是不同参数，各自包括以下中的一种：所述第一组一个或多个螺旋桨的每分钟转数（RPM）、桨距角、扭矩、螺旋桨倾斜角或围绕螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括RPM。

3.根据权利要求2所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括将所述第一组一个或多个螺旋桨的RPM提高至少50%。

4.根据权利要求2或3所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括将所述第一组一个或多个螺旋桨的RPM提高到最大RPM的至少80%。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括桨距角。

6.根据权利要求5所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括将所述第一组一个或多个螺旋桨的桨距角改变至少5度。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括扭矩。

8.根据权利要求7所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括反复地制动和加速所述第一组一个或多个螺旋桨，以在所述第一组一个或多个螺旋桨的螺旋桨桨叶中引起振动。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括螺旋桨倾斜角。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节包括在第一时间区间期间，将所述第一组一个或多个螺旋桨的螺旋桨倾斜角改变至少10度。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的方法，其中所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的一种包括围绕所述螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置。

12.根据权利要求11所述的方法，其中：

所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的所述一种包括围绕所述螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置，其中调节所述螺旋桨角位置包括将所述第一组一个或多个螺旋桨中的至少一个螺旋桨从第一角位置移动到第二角位置，所述至少一个螺旋桨包括至少第一桨叶和第二桨叶；

其中在所述第一角位置中，所述第一桨叶或所述第二桨叶中的一者的第一表面背离前向气流，并且所述第一桨叶或所述第二桨叶中的一者的第二表面面向所述前向气流，并且

在所述第二角位置中，所述第二表面背离所述前向气流，并且所述第一表面面向所述前向气流。

13.根据权利要求12所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的尖端，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的尖端。

14.根据权利要求12所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的前缘，并且所述第二表面包括所述第一桨叶的后缘。

15.根据权利要求12所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的前缘，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的前缘。

16.根据权利要求12所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的后缘，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的后缘。

17.根据权利要求12所述的方法，其中所述至少一个螺旋桨包括倾斜螺旋桨，并且所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的另一种包括螺旋桨倾斜角。

18.根据权利要求12所述的方法，其中所述至少一个螺旋桨包括升力螺旋桨或倾斜螺旋桨中的一种，并且所述第一螺旋桨参数或所述第二螺旋桨参数中的另一种包括螺旋桨扭矩。

19.根据权利要求1至18中任一项所述的方法，其中调节所述第二螺旋桨参数被配置成补偿调节所述第一螺旋桨参数对飞行特性的影响。

20.根据权利要求1至19中任一项所述的方法，其中调节所述第二螺旋桨参数被配置成与调节所述第一螺旋桨参数一起来执行冰管理。

21.根据权利要求1至20中任一项所述的方法，其中执行所述螺旋桨调节进一步包括：

调节所述航空器的第二组一个或多个螺旋桨的第三螺旋桨参数，以补偿调节所述第一螺旋桨参数对飞行特性的影响，所述第二组不同于所述第一组；

其中所述第三螺旋桨参数包括以下中的一种：所述第二组一个或多个螺旋桨的RPM、桨距角、扭矩、螺旋桨倾斜角或围绕螺旋桨桨叶旋转轴线的螺旋桨角位置。

22.根据权利要求21所述的方法，其中所述第三螺旋桨参数与所述第一螺旋桨参数相同。

23.根据权利要求21所述的方法，其中所述第三螺旋桨参数与所述第一螺旋桨参数不同。

24.根据权利要求1至23中任一项所述的方法，其中确定所述结冰状况是基于主结冰检测器进行的。

25.根据权利要求1至24中任一项所述的方法，其中确定所述结冰状况是基于来自飞行控制系统的输入或来自飞行员的输入进行的，所述输入指示存在结冰状况。

26. 根据权利要求1至25中任一项所述的方法，进一步包括：

确定航空器状态；以及

在所述航空器状态满足一个或多个预定义参数时，执行所述螺旋桨调节。

27.根据权利要求26所述的方法，其中所述一个或多个预定义参数包括控制裕度状态、当前侧倾角、负荷系数、垂直空速与命令空速、海拔高度、推进系统、信号完整性或飞行模式中的一种。

28.根据权利要求1至27中任一项所述的方法，其中所述第一组一个或多个螺旋桨包括在所述航空器的机身的任一侧上的至少一个螺旋桨。

29.根据权利要求1至28中任一项所述的方法，其中所述第一组一个或多个螺旋桨包括所述航空器的所有倾斜螺旋桨。

30.一种计算机可读介质，所述计算机可读介质存储指令集，所述指令集能由设备的至少一个处理器执行，以使所述设备执行根据权利要求1至29中任一项所述的方法。

31. 一种用于航空器的飞行控制系统，所述飞行控制系统包括：

存储器，所述存储器存储指令；以及

处理器，所述处理器被配置成执行所述指令，以使所述飞行控制系统执行根据权利要求1至30中任一项所述的方法。

32. 一种管理航空器上的积冰的方法，所述方法包括：

确定所述航空器的结冰状况；以及

基于所述结冰状况来对一个或多个螺旋桨执行螺旋桨调节，其中执行所述螺旋桨调节包括：

将第一组一个或多个螺旋桨中的至少一个螺旋桨从第一角位置移动到第二角位置，所述至少一个螺旋桨包括至少第一桨叶和第二桨叶；

其中：

在所述第一角位置中，所述第一桨叶或所述第二桨叶中的一者的第一表面背离前向气流，并且所述第一桨叶或所述第二桨叶中的一者的第二表面面向所述前向气流，并且

在所述第二角位置中，所述第二表面背离所述前向气流，并且所述第一表面面向所述前向气流。

33.根据权利要求32所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的尖端，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的尖端。

34.根据权利要求32所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的前缘，并且所述第二表面包括所述第一桨叶的后缘。

35.根据权利要求32所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的前缘，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的前缘。

36.根据权利要求32所述的方法，其中所述第一表面包括所述第一桨叶的后缘，并且所述第二表面包括所述第二桨叶的后缘。

37.根据权利要求32至37中任一项所述的方法，其中所述至少一个螺旋桨包括倾斜螺旋桨。

38.根据权利要求32至37中任一项所述的方法，其中所述至少一个螺旋桨包括升力螺旋桨。

39.一种计算机可读介质，所述计算机可读介质存储指令集，所述指令集能由设备的至少一个处理器执行，以使所述设备执行根据权利要求32至38中任一项所述的方法。

40. 一种飞行控制系统，所述飞行控制系统包括：

存储器，所述存储器存储指令；以及

处理器，所述处理器被配置成执行所述指令，以使所述飞行控制系统执行根据权利要求32至39中任一项所述的方法。