飞行器流体防冰系统

相关申请的交叉引用

本申请是2022年7月15日提交的美国专利申请No.63/368,580的非临时转换，并且要求该美国专利申请No.63/368,580的优先权，其全部内容通过引用并入本文。

技术领域

本公开的实施方式总体上涉及阻止在飞行器外表面上形成冰并从飞行器外表面去除冰的系统。

背景技术

飞行器的外表面上的冰是不期望的，因为冰增加了重量，可能变成以片的形式脱落，这些片可能损坏旋翼、唇皮和其他飞行器部件，并且不利地影响飞行器的空气动力学。为了阻止形成冰，一些飞行器采用气动防冰系统，其将加热的气体流运送到暴露于外部环境的温暖部件，例如机翼前缘和短舱前缘。例如，加热的空气流可以被风扇驱动，以沿着发动机入口罩的内表面吹过腔体，从而从内部加热入口罩。加热的部件防止沿着其外表面积聚冰。

这种热型气动防冰系统具有若干缺点，包括高功耗、相对高的复杂性以及由于操作联接而对飞行器推进系统产生不期望的影响。关于功耗，操作防冰系统的功率需求可能相当大。例如，空气加热器和风扇的热需求可以在2000Btu/hr-ft至11000Btu/hr-ft的范围内，其可以等同于约590W/ft至约3200W/ft的范围。关于高复杂性，气动系统必须通过将隔板集成到发动机入口面板和机翼前缘面板中并提供导管网络以输送加热空气来控制加热空气流。关于推进系统的复杂性和冲击，一些已知气动系统从燃料燃烧发动机中提取用于加热空气流的引气。由于控制引气的各种阀和导管，利用发动机引气可能是复杂的。此外，从发动机提取引气可在操作上将防冰系统联接到发动机，使得防冰系统的操作可能影响发动机性能。一些发动机设定可能直接受到气动防冰系统的操作的影响。例如，根据发动机操作设定，提取引气为防冰系统提供动力可以使发动机失速。在另一示例中，在不需要推进的时间(诸如飞行器的下降和/或减速)期间，防冰系统的功率需求可能强制要求发动机继续生成推力。当不需要推进时操作发动机以产生推力会增加燃料消耗并降低燃料效率。

发明内容

需要一种飞行器上机载的流体防冰系统(FIPS)，其解决或至少缓解与使用加热空气流作为工作流体的已知气动防冰系统相关联的问题。需要相对于已知气动防冰系统降低功率需求(例如，能量消耗)的FIPS，从而提供更好的节能和效率。例如，需要具有足够低的功率需求的FIPS，其中FIPS可以安装在由存储的电能而不是燃料燃烧供电的电动飞行器上。

本公开的某些实施方式提供一种用于飞行器的流体防冰系统。该流体防冰系统包括腔室后壁和流体输送网络。腔室后壁固接到飞行器的短舱的入口罩的内表面，以在内表面与腔室后壁的前表面之间限定腔室。短舱围绕飞行器推进系统的转子组件。入口罩限定穿过入口罩的厚度的多个穿孔。穿孔流体地连接到腔室。流体输送网络联接到腔室后壁，并且被配置为将抗冰液体供应到腔室中，以供抗冰液体沿着入口罩的前缘区段穿透穿孔到入口罩的外表面上。

本公开的某些实施方式提供了一种方法(例如，用于组装飞行器上机载的流体防冰系统)。该方法包括：将腔室后壁固接到飞行器的短舱的入口罩的内表面，以在内表面与腔室后壁的前表面之间限定腔室。短舱围绕飞行器推进系统的转子组件。腔室后壁与穿过入口罩的厚度限定的多个穿孔对准，使得腔室流体地连接到穿孔。该方法包括：将流体输送网络联接到腔室后壁。流体输送网络被配置为将抗冰液体供应到腔室中，以供腔室中的抗冰液体沿着入口罩的前缘区段穿透穿孔到入口罩的外表面上。

本公开的某些实施方式提供了一种飞行器。该飞行器包括电能存储装置、一个或更多个推进系统和流体防冰系统。一个或更多个推进系统中的每个推进系统包括马达、转子组件以及围绕马达和转子组件的短舱。马达电连接到电能存储装置，并且由电能存储装置供电，以驱动转子组件生成用于飞行器飞行的推力。流体防冰系统被结合到一个或更多个推进系统的短舱中。流体防冰系统包括腔室后壁和流体输送网络。腔室后壁附连到短舱的入口罩的内表面，以在内表面与腔室后壁的前表面之间限定腔室。入口罩限定穿过入口罩的厚度的多个穿孔。穿孔流体地连接到腔室。流体输送网络联接到腔室后壁，并且被构造成将抗冰液体供应到腔室中，以供腔室中的抗冰液体沿着入口罩的前缘区段穿透穿孔到入口罩的外表面上。

附图说明

当参考附图阅读以下详细描述时，本公开的这些和其他特征、方面和优点将变得更好地理解，其中贯穿附图，相同的附图标记表示相同的部分，其中：

图1是飞行器的立体图。

图2例示了根据实施方式的飞行器的推进系统的短舱的实施方式。

图3是图2中所示的短舱的入口罩的前视图。

图4是图2和图3中所示的入口罩的立体图，示出了其后缘。

图5是根据实施方式的入口组件的一部分的截面图。

图6示出了根据实施方式的在前缘处的入口组件的放大示意性呈现图。

图7是根据实施方式的入口组件的机头部分的截面图。

图8是图7所示的机头部分的一段的放大图。

图9是根据实施方式的入口组件的一部分的截面图。

图10是描绘根据实施方式的组装入口组件的过程的示意图。

图11是根据实施方式的第二飞行器的框图。

图12例示了根据实施方式的集成到飞行器上的流体防冰系统。

图13是根据实施方式的用于组装飞行器上机载的流体防冰系统的方法的流程图。

具体实施方式

当结合附图阅读时，将更好地理解以上发明内容以及以下具体实施方式。如本文中所使用，以单数形式陈述且前面是词语“一”或“一个”的要素或步骤应理解为不一定排除复数个要素或步骤。此外，对“一个实施方式”的引用不旨在被解释为排除也包含所陈述的特征的附加实施方式的存在。此外，除非明确相反地说明，否则“包括”或“具有”一个要素或多个要素(具有特定属性)的实施方式可以包括不具有该属性的附加要素。

本公开的某些实施方式提供一种用于飞行器的流体防冰系统(FIPS)。FIPS可以结合到飞行器上机载的推进系统的短舱中，以阻止沿着短舱的前缘表面形成冰。FIPS可以向短舱的入口罩的内表面供应抗冰液体。抗冰液体可以是冰点凹陷化合物，诸如基于乙二醇的溶液(例如，丙二醇)。入口罩可以包括延伸穿过入口罩的厚度的穿孔(例如，孔)。穿孔可以相对小并且经由激光钻孔形成。例如，穿孔可以是微观的(例如，具有微米级直径)。抗冰液体可以通过穿孔渗出到入口罩的外表面上。该液体防止沿着入口罩形成冰(并且移除已经存在的冰)，以避免冰影响飞行和发动机性能。FIPS包括腔室后壁，其联接到入口罩的内表面以限定腔室(例如，腔体)。抗冰液体通过一个或更多个导管的流体输送网络供应到腔室，所述一个或更多个导管从储存器延伸到入口罩处的腔室后壁。FIPS可以包括在腔室内的一个或更多个膜状物，该膜状物吸收抗冰液体并将其分发到穿孔。FIPS包括泵，该泵通过流体输送网络向腔室供应抗冰液体。FIPS可以包括一个或更多个附加装置，诸如加热器装置，其被选择性地操作以修改抗冰液体的温度和/或粘度。另外，或作为另选方案，为了将FIPS结合在短舱的入口罩中，FPS可选地可结合到机翼的前缘区段和/或飞行器的暴露于环境元素的其他部件中。

本文所述的FIPS可以提供优于已知气动防冰系统的若干固有益处，所述已知气动防冰系统使用加热空气流作为工作流体。例如，FIPS可以在操作期间具有比已知气动防冰系统小得多的功率需求(例如，能量消耗)，这导致显著更好的能量效率和节约。FIPS的抗冰液体通过降低前缘表面处的冰点而阻止形成冰，使得前缘表面上的水分不冻结。抗冰液体可以不用于加热前缘表面，因此抗冰液体可以在比已知气动防冰系统中使用的热气体流更低的温度下操作，从而需要更少的输入能量。作为节能的示例，FIPS的泵和其他有源装置可能具有小于100W的组合功率需求以在短舱上执行抗冰，而气动系统可能需要超过1000W来在同一短舱上执行相同的功能，这在很大程度上是由于用于提供热空气的能量。本文所述的FIPS的能量效率有益于降低成本以及增加飞行器在给定燃料量的情况下可以行进的范围。

与本文所述的FIPS的能量效率(例如，节约)相关联的另一益处在于，FIPS可以安装在具有有限功率可用性的飞行器应用上。FIPS可以具有足够低的功率需求，以使得能够安装在通过存储的电能而不是燃料燃烧来供电的基于电的飞行器上。例如，FIPS的泵和其他有源装置可以由飞行器上机载的电能存储装置(例如，电池组)供电。该电能存储装置可以是向一个或更多个马达供应电流以用于驱动一个或更多个转子组件旋转的同一能量存储装置，所述一个或更多个转子组件生成用于飞行器的推进和飞行的推力。已知气动防冰系统在电动飞行器上可能实际上不可行，因为气动防冰系统将消耗过多的存储能量来加热空气，这将显著缩短电动飞行器的可用飞行范围。

当安装在混合动力和/或燃料燃烧动力飞行器上时，本文所述的FIPS优于已知气动防冰系统的另一固有益处在于，FIPS系统实际上是独立于发动机操作的。例如，泵和其他有源部件可以由与燃料燃烧发动机分离的机载电能存储装置供电。不存在FIPS系统导致发动机失速或要求发动机增加推力仅为将FIPS系统维持在有源操作状态的风险。可以操作发动机以控制飞行器的移动，而不考虑FIPS系统的状态，从而提供相对于已知气动防冰系统降低的控制复杂性。

本文描述的附加实施方式提供了具有短入口架构的入口组件。入口组件可以结合到紧凑的、短的短舱中，以实现相对于更长的短舱更大的燃料效率。在一个或更多个实施方式中，入口组件包括具有唇皮的入口罩。唇皮包括复合面板以及沿着复合面板的外表面的金属涂层。金属涂层提供侵蚀防护件，以保护前缘免受损坏。例如，金属涂层沿着前缘暴露于阳光、风、湿气、碎屑、鸟等，并且保护复合面板免受这样的元素的影响。在实施方式中，复合面板是或包括碳纤维。例如，复合面板可以具有碳纤维增强聚合物(CFRP)材料。

在实施方式中，唇皮具有外筒部分，该外筒部分向后延伸比至少一些常规入口罩更长的长度。例如，唇皮的外筒部分可以向后延伸到与风扇罩的接口。通过沿着外侧面将唇皮一直延伸到风扇罩，本文所述的入口罩可以没有联接到唇皮的、分离的复合外筒。具有金属涂层的复合面板可以从前缘沿着外筒部分延伸到与风扇罩的接口。除了通过省略分离的外筒面板来减少组装步骤和材料之外，沿着入口的外长提供单一的整体结构可以有利地扩大沿着入口的层流空气流动区。例如，入口罩的外表面可以是光滑的，并且从沿着外筒部分的前缘到唇皮的端部没有接缝，这导致沿着外筒部分的湍流空气流动的可能性低。至少一些常规入口罩可以包括在唇皮与外筒面板之间的接口处的接缝。该接缝增加了空气流动的湍流，这不利于飞行和发动机性能。本文所述的入口罩可以提供延伸的自然层流流动表面，从而导致改进的空气动力学性能。入口罩可以包括在入口罩的内部内的支承框架，以机械地支承唇皮的延伸长度并且承受施加在唇皮的外部上的力。一个或更多个支承框架可以是开口桁架状结构。可选地，一些支承框架可以纵向延伸，并且其他支承框架可以周向延伸。支承框架可以位于FIPS的腔室后壁的后方。

现在参考例示出本公开的各种实施方式的附图，图1是飞行器100的立体图。飞行器100可以包括从机头103延伸到尾翼104的机身102。尾翼104可以包括用于飞行器100的方向控制的一个或更多个尾表面。飞行器100包括从机身102延伸的一对机翼106。一个或更多个推进系统108推进飞行器100。推进系统108由飞行器100的机翼106支承，但是在其他类型的飞行器中可以安装到机身或尾部。每个推进系统108包括转子组件119，转子组件119具有旋转以引导空气的转子。

每个推进系统108的转子组件119被短舱110围绕。短舱110是保持转子组件119的外壳或壳体。短舱110包括在短舱110的前部或前端处的、被称为入口罩的入口区段。短舱110还可以包括沿短舱110的纵向长度位于入口罩后面的风扇罩、推力反向器区段和后整流罩区段。入口罩具有限定用于将空气引导至转子组件119的空气入口管道的内筒。内筒可以具有声学面板以利于减少由转子组件119产生的噪声。短舱110可以在推进系统108的后端处具有排气喷嘴112(例如，主排气喷嘴和风扇喷嘴)。

在实施方式中，每个推进系统108可以包括或表示燃气涡轮发动机。转子组件119可以是发动机的一部分。发动机燃烧诸如汽油或煤油的燃料以生成用于推进飞行器100的推力。

在另选实施方式中，所有或一些推进系统108的转子组件119可以由电动马达驱动，而不是由燃气涡轮发动机内的燃料的燃烧驱动。例如，这种推进系统108的马达可以由机载电能存储装置(例如，电池系统)和/或机载电能生成系统电动供电。

图11是根据实施方式的第二飞行器150的框图。图11中的飞行器150可以是没有任何燃料燃烧发动机的全电动飞行器，或包括至少一个燃料燃烧发动机的混合飞行器。飞行器150包括电能存储装置(EESD)152、流体防冰系统(FIPS)154和推进系统156。推进系统156包括围绕马达160和转子组件162(图11中的“转子”)的短舱158。马达160由从EESD 152供应的电流供电。EESD 152可以是包括至少一个电池单元的电池系统。可选地，EESD 152可以包括一个或更多个电容器或其他电荷存储装置。EESD 152可以是可再充电的。

飞行器150包括具有一个或更多个处理器的控制器164。控制器164可以控制电流经由一个或更多个开关装置(SD)166沿着EESD 152与马达160之间的电力输送电路路径输送到马达160。马达将电能转换成机械能，机械能在转子组件162上施加扭矩以使转子旋转。飞行器150可以是无人驾驶飞行器(例如，无人机)、客机等。

FIPS 154向短舱158的入口罩168供应抗冰液体，以阻止沿着短舱158的前缘170形成冰。抗冰液体通过形成流体输送网络的一个或更多个导管172运送。FIPS 154可以由从EESD 152或另一机载电能存储装置供应的电流供电。FIPS 154的操作可以由控制器164或另一控制器控制。图11中所示的所有部件可以被设置在飞行器150上为机载的。飞行器150可以包括多于一个所示的部件，诸如多个推进系统156。

图2例示了根据实施方式的飞行器的推进系统的短舱200的实施方式。短舱200可以是图1中所示的推进系统108的短舱110中的一者和/或图11中所示的推进系统156的短舱158。短舱200延伸从短舱200的前端202到短舱200的后端204(与前端202相反)的长度。短舱200可以包括入口罩206和风扇罩208。入口罩206在前端202处限定短舱200的前缘210，以将空气引导到短舱200的芯体212中。风扇罩208在入口罩206的后方并且连接到入口罩206。风扇罩208可以连接到入口罩206的外后缘214并且从外后缘214延伸。风扇罩208可以围绕转子组件，诸如安装在芯体212内的发动机的前向端处的一个或更多个风扇。

短舱200可以包括用于将短舱200和由短舱200保持的旋转部件固接到飞行器的安装件216。安装件216可以是吊架。短舱200包括沿着短舱200的长度设置在风扇罩208后方的至少一个后区段218。当短舱200保持燃气涡轮发动机时，后区段218可以围绕发动机部件，诸如压缩机、燃烧室(或燃烧器)和涡轮。后区段218可以包括或表示推力反向器、后整流罩等。后区段218可以限定后端204和后喷嘴，空气和排气产物通过后喷嘴从推进系统排出。

图3是图2中所示的入口罩206的前视图。图4是图2和图3中所示的入口罩206的立体图，示出了入口罩206的后缘214。入口罩206具有限定中心开口230的环筒形状。术语“环筒形状”意指当从前方观察时，入口罩206限定闭合的环状形状。入口罩206可以具有大致圆柱形形状，并且绕中心纵向轴线207取向。例如，前缘210可以是圆形的。入口罩206将空气引导通过中心开口230进入图2所示的短舱200的芯体212中。入口罩206具有在前缘210的径向外侧的外筒部分232和在前缘210的径向内侧的内筒部分234。内筒部分234可以限定中心开口230，并且用作进气管道，以将空气供应到转子组件的芯体212中。如图3和图4所示，外筒部分232围绕内筒部分234。外筒部分232从内筒部分234径向偏移，以在入口罩206内限定腔体242。腔体242在入口罩206的前端244处是闭合的，并且在入口罩206的后端或后端246处是打开的。

入口罩206可以包括唇皮236和声学面板238。在实施方式中，唇皮236限定前缘210和外筒部分232。声学面板238沿着内筒部分234联接到唇皮236，并且声学面板238限定内筒部分234的长度。例如，唇皮236可以沿着中心纵向轴线207限定内筒部分234的前部区段，并且声学面板238可以限定内筒部分234的后区段。后区段延伸到入口罩206的内筒部分234的内后缘235。声学面板238可以位于风扇罩208的前方。声学面板238可以位于相对紧密靠近一个或更多个风扇或其他旋转设备。声学面板238可以具有用于吸收由转子组件产生的噪声和/或穿过入口罩206的气流的多个声学穿孔。

如图4所示，包括唇皮236和声学面板238的入口罩206可以表示入口组件240的一部分。入口组件240可以包括集成在入口罩206的腔体242内的抗冰FIPS的至少一部分。FIPS向入口罩206的外表面248上供应抗冰液体以阻止在外表面248上形成冰。接收抗冰液体的外表面248是入口罩206的前缘区段，该前缘区段包围前缘210。外表面248暴露于诸如阳光、湿气、碎屑、风、鸟等的元素。

入口组件240可以包括在入口罩206的腔体242内的支承框架，以机械地支承唇皮236和声学面板238。支承框架可以有助于承受施加在外表面248上的压力和其他力。一个或更多个支承框架可以是开口桁架状结构，其使得气流能够流过支承框架中的开口。在实施方式中，入口组件240可以缺少将腔体242分隔成彼此阻断(例如，彼此流体隔离)的多个通道或区的隔板。相对于常规入口，避免细分腔体242的隔板可以降低制造入口组件240的复杂性。

图5是根据实施方式的入口组件240的一部分的截面图。所示部分示出了不具有声学面板238的入口罩206的唇皮236。例如，声学面板238可以在组装过程期间联接到唇皮236的内缘254。所示实施方式中的唇皮236具有弯曲形状，该弯曲形状从内缘254径向且纵向地向前延伸到前缘210，并且然后向后延伸到唇皮236的外后缘256。唇皮236可以相对较薄。包括前缘210以及与前缘210径向相邻的区域的入口罩206的区域(例如，其唇皮236)在本文中被称为唇皮236的前方或前缘区段258。外后缘256可以限定入口罩206的后缘214，使得唇皮236沿着外筒部分232延伸入口罩206的全部长度。如图5所示，入口罩206的外表面248是平滑的并且由沿着外筒部分232的整个长度的单个连续构造(例如，唇皮236)限定。从前缘210到后缘214没有接缝、接头或接口，这促进了沿着空气动力学外表面248的层流空气流动，从而提供显著的阻力益处。本文所述的入口组件240可以提供比常规入口更长和/或更大的表面区域(相对于入口尺寸)，空气流动沿着该表面区域是层流的。

入口组件240可以包括附连到入口罩206的腔室后壁260。腔室后壁260是FIPS 262的部件。腔室后壁260设置在入口罩206的腔体242内并且沿着入口罩236的前缘区段258延伸。腔室后壁260可以附连到入口罩206的内表面264。在实施方式中，腔室后壁260结合到内表面264。在实施方式中，入口罩206的唇皮236包括沿着内表面264的两个(例如，第一和第二)集成突起部266，该两个集成突起部266用作附连腔室后壁260的安装件。突起部266从内表面264突起到腔体242中。突起部266可以与唇皮236成一体。在另选实施方式中，突起部266可以是自身安装到内表面264并且用于将腔室后壁260间接地固接到唇皮236的离散部件。腔室后壁260安装到入口罩206，以限定用于接收和容纳FIPS 262的抗冰液体的腔室267(例如，流体歧管)。腔室267纵向限定在唇皮236的内表面264与后壁260的前表面268之间。腔室267径向限定在两个突起部266之间。腔室267可以仅沿着唇皮236的前缘区段258定位。例如，腔室267可以不沿着外筒部分232延伸

图6例示了根据实施方式的在前缘210处的入口组件240的放大示意性呈现图。图6中所示的部件是为了便于描述而描绘，并且可以不按比例绘制。在实施方式中，入口罩206的唇皮236是多个不同层的堆叠。唇皮236可以至少包括复合面板270和金属涂层272。金属涂层272在复合面板270的外部，以提供保护复合面板270免受前缘损坏的侵蚀防护件。金属涂层272可以至少沿着前缘区段258以及可选地入口罩206的暴露于环境元素的全部表面区域来限定入口罩206的外表面248。复合面板270和金属涂层272可以连续地延伸唇皮236的全部长度。

复合面板270具有内表面274以及与内表面274相反的外表面276。内表面274可以限定入口罩206的内表面264。金属涂层272沿着复合面板270的外表面276设置。在实施方式中，金属涂层272经由一个或更多个中间层间接地连接到外表面276。一个或更多个中间层可以包括导电层278，其被提供以辅助将金属涂层272施加在复合面板270上。导电层278可以是具有与金属涂层272不同的组成的金属材料。例如，导电层278可以是薄银(Ag)负载片。

在实施方式中，复合面板270是或包括碳纤维。例如，复合面板270可以具有碳纤维增强聚合物(CFRP)材料。聚合物可以是塑料(例如，热塑性塑料)等。金属涂层272可以是金属合金。例如，在实施方式中，金属涂层272是镍钴(NiCo)合金。金属涂层272可以沉积到唇皮236上以固化和硬化。在实施方式中，经由电镀施加金属涂层272。例如，金属涂层272可以是直接电镀到唇皮236的导电层278上的NiCo合金。

入口罩206的唇皮236可以限定沿着前缘区段258穿透唇皮236的厚度的多个穿孔280。穿孔280可以连续地延伸穿过复合面板270、导电层278和金属涂层272。穿孔280与腔室267对准并通向腔室267，使得穿孔280流体地连接到腔室267并且从腔室267接收抗冰液体282。可以基于特定于应用的参数来选择穿孔280的特性，诸如直径、位置、开放面积百分比等。在实施方式中，穿孔280具有微米级直径。例如，每个穿孔的直径可以小于100微米，并且可选地小于100微米。微小的穿孔280可以经由激光钻孔形成。极小的穿孔280在压力下能够使液体282缓慢地通过穿孔280渗出到外表面248上。抗冰液体282可以是提供冰点凹陷的溶液。例如，抗冰液体282可以是基于丙二醇的溶液、基于乙二醇的溶液等。

图6所示的FIPS 262的部件包括腔室后壁260、联接到腔室后壁260的流体输送导管284、以及一个或更多个膜状物286。导管284可以是管道、管等，其是FIPS 262的流体输送网络500(在图12中示出)的部件。流体输送网络提供从流体储存器502(在图12中示出)到腔室267的路径。抗冰液体282可以通过导管284、通过后壁260中的孔而泵送到腔室267中。一个或更多个膜状物286被设置在腔室267内(例如，在唇皮236与后壁260之间)并且接收抗冰液体282。在图6中示出了单个膜状物286。膜状物286可以被设计成吸收抗冰液体282并将其分发到穿孔280。膜状物286可以诸如通过结合而固接到入口罩206的内表面264。膜状物286与穿孔对准，使得膜状物286可以延伸跨过并覆盖所有或大部分穿孔280。膜状物286可以沿着膜状物286的长度铺开抗冰液体282，膜状物286支承液体282在穿孔280当中更均匀的分布。膜状物286可选地可以是多孔材料，诸如多孔塑料材料、开孔泡沫材料等。

在实施方式中，腔室后壁260包括在后壁260的相应端部处的第一凸缘288和第二凸缘288。凸缘288沿着相应的接触接口290固接到唇皮236的突起部266。凸缘288可以在接触接口290处结合到突起部266。结合可以经由施加粘合剂、热处理等来实现。在实施方式中，接触接口290横向于唇皮236的内表面264在接触接口290附近的切线成角度，以增强腔室后壁260到唇皮236的保持力。接触接口290沿着突起部266的斜坡(ramp)表面296延伸。接触接口290具有不平行于内表面262的切线294的向量292。相对于将后壁260结合到唇皮236的内表面264的平坦或非突起区域，接触接口290成一角度，以沿着结合接口290移位压力加载动力学并使腔室后壁260能够承受更多的力。

例如，如力箭头298所示，腔室267可能会受到压力，该压力趋于迫使腔室后壁260远离前缘210。此外，复合面板270和突起部266不是金属的，因此腔室后壁260不能焊接到唇皮236。在实施方式中，突起部266可以由刚性闭孔泡沫构成。通过沿着成角度的接触接口290将凸缘288结合到突起部266，施加在后壁260上的力通过沿着接触接口290的剪切保持而得以承受。例如，后壁260上的力可以相对于接口矢量292成锐角，接口矢量292部分地通过接口290处的剪切载荷来抵抗。在没有成角度的接触接口290的情况下，后壁260上的力可以将后壁260从唇皮236的内表面264剥离，从而阻碍(如果不是完全阻挠)FIPS 262的操作。

图7是根据实施方式的入口组件240的机头部分的截面图。图8是图7所示的机头部分的一段的放大图。相对于图6中的图示，图7和图8中的视图在部件的比例和形状方面可能更准确。图7示出了唇皮236的前缘210、腔室后壁260、突起部266和膜状物286。参考图7和图8两者，薄膜状物286被设置在腔室267内。后壁260的凸缘288被固接到突起部266的斜坡表面296，如参考图6所述。在实施方式中，腔室后壁260可以是复合结构。例如，后壁260可以包括夹在两个外层304之间的芯层302。芯层302可以是蜂窝结构。在实施方式中，突起部266可以包括刚性闭孔泡沫材料。突起部266可以集成到唇皮236上，诸如形成为CFRP复合面板270的部分。

图9是根据实施方式的入口组件240的一部分的截面图。图9示出声学面板238沿着内筒部分234纵向延伸，并且唇皮236纵向延伸外筒部分232的长度。腔室后壁260被设置在腔体242的前端、前缘210的内部。入口组件240可以包括在腔体242内的支承框架，以机械地支承唇皮236的延延长度并且承受施加在唇皮236上的力以保持入口罩206的形状。

在实施方式中，支承框架包括周向间隔开的纵向延伸的支承框架322。支承框架还可以包括周向延伸的支承框架324。周向延伸的支承框架324可以位于入口罩206的后缘214附近。例如，支承框架324可以联接到安装到声学面板238的后缘328的凸缘326。支承框架324可以垂直于支承框架322。支承框架322、324可以全部从外筒部分232延伸到内筒部分234。在实施方式中，支承框架322、324是打开的桁架状结构，其允许流体流过框架322、框架324中的开口330。支承框架322、324可以在腔室后壁260的后部或后方。

可选地，外筒部分232可以向后延伸超过声学面板238的后缘328。入口组件240可以包括一个或更多个三角形支承框架332以支承外筒部分232的悬垂的悬臂部分334。

图10是描绘根据实施方式的组装入口组件的过程的示意图。通过该过程制造的入口组件可以是图4至图9所示的入口组件240。在框400处，将弯曲工具310准备好用于铺设过程。弯曲工具310可以是模具或心轴。工具310可以具有对应于入口罩的期望形状的形状。在框402处，将碳纤维增强聚合物(CFRP)材料施加在弯曲工具310上以经由铺设过程形成复合面板270。铺设过程可以是自动纤维铺放(AFP)过程，其中将纤维增强材料的多个层施加在工具310上。层可以是用环氧树脂浸渍的碳纤维丝束或束。丝束可以相对于彼此以不同的取向施加。尽管未示出，但唇皮236的突起部266可以在框402所示的铺设步骤期间形成。

然后，复合面板270可以经由热处理被固化并且从工具310移除。可选地，导电层278可以被施加到复合面板270的外表面276。在框408处，由掩蔽体312掩蔽复合面板270的非电镀区域。在框410处，导电层278(如果存在)可以被共同固化。

在框412处，通过电镀将金属涂层272施加在复合面板270(和导电层278)上。在框414中，金属涂层272以插图放大视图示出。在框416处，将掩蔽体从结构移除，从而产生唇皮236(或堆叠)。在框418处，对唇皮236进行激光钻孔，以在前缘区段258中形成穿过其厚度的穿孔280。在框420处，沿着入口罩206的内表面264(例如，唇皮236)施加膜状物286以覆盖穿孔280。

框422示出了完成的入口组件240的一部分，类似于图7中的视图。组装过程可以包括图10中未示出的附加步骤，诸如将腔室后壁260结合到复合面板270以及将流体输送导管284连接到腔室后壁260。FIPS 262的附加部分可能需要在FIPS 262操作之前组装。

图12例示了根据实施方式的集成到飞行器上的FIPS 262。当安装FIPS 262的飞行器是纯电动或混合动力飞行器时，FIPS 262可以是图11所示的FIPS 154。FIPS 262包括含有抗冰液体的流体储存器或罐502。FIPS 262还包括一个或更多个导管504的流体输送网络500，导管504将抗冰液体从储存器502输送到腔室267(在图6中示出)。联接到腔室后壁260(在图6中示出)的导管284是流体输送网络500的导管504中的一个导管。FIPS 262还包括泵506，泵506可在操作上连接到流体输送网络500和储存器502。控制泵506以沿着流体输送网络500将抗冰液体从储存器502供应到腔室267。抗冰液体被泵送到腔室267，以用于抗冰液体沿着前缘区段258穿透穿孔280(在图6中示出)到入口罩206的外表面248上。

导管504的流体输送网络500跨越从储存器502到入口罩206的前缘210的距离。网络500允许储存器502和泵506位于飞行器的具有足够可用空间的区域处。例如，储存器502和泵506可以在机身的舱室内远离短舱。因为FIPS 262是液压的，所以将抗冰液体泵送更长距离可能存在可忽略的线路损耗。

在实施方式中，流体输送网络500包括联接到配比装置512的入口510的进料导管508和联接到配比装置512的出口516的多个分支导管514。配比装置512可以将从进料导管508接收的抗冰液体分发到多个分支导管514。分支导管514可以将液体输送到同一入口罩206的不同区段和/或输送到不同部件(例如输送到不同的短舱)。例如，分支导管514沿着入口罩206的不同相应区段518联接到腔室后壁260(在图6中示出)。在所示实施方式中，入口罩206被分成四个象限区段518，并且四个分支导管514中的每一个分支导管连接到象限区段518中的不同对应的一个象限区段。可选地，配比装置512可以是阀系统，其使得能够在分支导管514当中选择性地不相等地(unequal)分配液体，如由控制器520所控制的。

泵506可以是机身/螺旋桨泵。电源522可在操作上连接到泵506并且向泵506的电力操作供应电流。电源522可以是设置在飞行器上机载的电能存储装置。例如，电源522可以是图11中的飞行器150的EESD 152。电源可以为FIPS 262的附加有源部件(诸如加热器装置524)供电。加热器装置524可以包括电阻加热元件，其在向加热元件供应电力时生成热。抗冰流体可以吸收一些热以增加抗冰液体的温度。在实施方式中，加热器装置524以火花方式使用，并且仅维持足够低粘度的液体以维持通过导管网络500的流动性。

FIPS 262可以包括具有一个或更多个处理器并且基于编程指令(例如，软件和/或固件)操作的控制器520。控制器520经由有线或无线通信路径可在操作上连接到泵506和加热器装置524。控制器520可以连接到一个或更多个传感器526。一个或更多个传感器526可以测量FIPS 262中的抗冰液体的一个或更多个性质、周围环境中的环境性质等。控制器520可以基于由传感器526生成的传感器测量结果来控制FIPS 262的操作。

在实施方式中，传感器526可以生成指示FIPS 262内(诸如在流体输送网络500内)的压力的传感器数据。压力传感器526是用于检测低压和高压警告的装置。例如，控制器520可以接收指示FIPS 262内的压力的传感器数据，并且可以将传感器数据与表示可接受压力水平的指定值或范围进行比较。响应于传感器数据指示FIPS 262内的压力在指定的压力范围之外和/或超过指定的阈值压力值，控制器520可以生成控制信号以采取补救措施。如果压力在压力范围之外和/或超过阈值压力值，则补救动作可以涉及控制器520生成控制信号以改变泵506的操作设定。在另一示例中，如果压力太高，则控制器520可以打开安全阀以降低FIPS 262中的压力。如果压力太低，则控制器520可以增加泵506的控制设定。尽管描述了压力，但是类似的反馈控制技术可以由控制器520应用，以在操作期间监测和控制FIPS 262的其他类型的性质。

在实施方式中，传感器526中的一个或更多个传感器可以生成指示FIPS 262内的抗冰液体的温度的传感器数据。控制器520接收传感器数据并且将抗冰液体的温度与指定的温度范围和/或阈值温度值进行比较。如果测量的温度在指定的范围之外和/或超过阈值，则控制器520可以生成控制信号以采取补救措施。在示例中，响应于抗冰液体的温度低于阈值温度值，控制器520可以激活加热器装置524(从未激活状态)和/或增加已经处于激活状态的加热器装置524的功率设定。激活和/或增加加热器装置524的功率可以加温抗冰液体，这降低了液体的粘度。在实施方式中，加热器装置524可以仅加温抗冰液体以维持液相，并确保液体的粘度足够低以维持通过网络500的流动性。可选地，控制器520不试图将抗冰液体加热到水的冰点以上。

可选地，FIPS 262的流体输送网络500可以分支到飞行器的其他区域，以用于向具有暴露于元素的前缘的其他部件提供抗冰液体。例如，第二进料管530可以延伸到飞行器的一个或两个机翼532。第三进料管534可以延伸到飞行器上机载的至少一个其他推进系统536，诸如第二短舱。具体地，附连到图12中所示的短舱的入口罩206的内表面的腔室后壁260(图6)可以是第一腔室后壁，并且FIPS 262可以包括附连到飞行器的第一机翼532的前缘区段的内表面的第二腔室后壁。FIPS 262可以包括附连到飞行器的第二机翼532的前缘区段的内表面的第三腔室后壁。FIPS 262还可以包括附连到飞行器的第二短舱的入口罩的前缘区段的内表面的第四腔室后壁。流体输送网络500包括将抗冰液体运送至入口罩206的第一腔室后壁的第一组一个或更多个导管508、514、将抗冰液体运送至第二腔室后壁的第二组一个或更多个导管、将抗冰液体供应至第三腔室后壁的第三组导管和将抗冰液体供应至第四腔室后壁的第四组导管。

本文描述的FIPS 262可以是相对高能效的和节能的。例如，整个FIPS 262可在操作期间汲取小于100瓦特的功率。这种低功率需求使得FIPS 262能够安装在电动飞行器上。

图13是根据实施方式的用于组装飞行器上机载的流体防冰系统的方法的流程图600。该方法可以包括附加步骤、更少的步骤和/或与流程图600中所示的步骤不同的步骤。在步骤602处，形成穿过飞行器的短舱200的入口罩206的厚度的多个穿孔280。短舱200围绕飞行器推进系统108的转子组件119。穿孔280可以通过将穿孔激光钻孔成穿过CFRP面板270和入口罩206的唇皮236的金属涂层272来形成。金属涂层272沿着面板270的外表面276设置，以保护CFRP材料免受损坏。金属涂层272可以限定入口罩206的外表面248。

在步骤604处，将膜状物286固接到入口罩206的内表面264，使得膜状物286覆盖穿孔280。膜状物286可以是被设计成在穿孔280之间分发抗冰液体的多孔塑料。

在步骤606处，将腔室后壁260附连到入口罩206的内表面264，以在内表面264与腔室后壁260的前表面268之间限定腔室267。腔室后壁260与穿过入口罩206的厚度限定的穿孔280对准，使得腔室267流体地连接到穿孔280。膜状物286被封装在腔室267内。可选地，腔室后壁260通过将腔室后壁260的第一凸缘288和第二凸缘288结合到从内表面264突起的第一突起部266和第二突起部266的相应斜坡表面296而附连到入口罩206。腔室267限定在第一突起部266与第二突起部266之间。

在步骤608处，将一个或更多个导管504的流体输送网络500联接到腔室后壁260。流体输送网络500将抗冰液体供应到腔室267中，以供腔室267中的抗冰液体沿着入口罩206的前缘区段258穿透穿孔280到入口罩206的外表面248上。在步骤610处，将FIPS 262的储存器502和泵506联接到网络500的导管504。可以控制泵506以沿着网络500将抗冰液体从储存器502供应到腔室567。

此外，本公开包括根据以下条款的示例：

条款1.一种用于飞行器的流体防冰系统，所述流体防冰系统包括：

腔室后壁，所述腔室后壁附连到所述飞行器的短舱的入口罩的内表面，以在所述内表面与所述腔室后壁的前表面之间限定腔室，所述短舱围绕飞行器推进系统的转子组件，所述入口罩限定穿过所述入口罩的厚度的多个穿孔，所述穿孔流体地连接到所述腔室；以及

流体输送网络，所述流体输送网络联接到所述腔室后壁并且被构造成将抗冰液体供应到所述腔室中，以供所述抗冰液体沿着所述入口罩的前缘区段穿透所述穿孔到所述入口罩的外表面上。

条款2.根据条款1所述的流体防冰系统，其中，所述入口罩包括限定所述前缘区段的唇皮，所述唇皮包括复合面板和沿着所述复合面板的外表面设置以保护所述复合面板免受损坏的金属涂层，所述穿孔穿透所述复合面板和所述金属涂层。

条款3.根据条款2所述的流体防冰系统，其中，所述复合面板包括碳纤维增强聚合物(CFRP)材料。

条款4.根据条款1至3中任一项所述的流体防冰系统，所述流体防冰系统还包括膜状物，所述膜状物在所述腔室内固接到所述入口罩的所述内表面并且覆盖所述穿孔，所述膜状物被构造成在所述穿孔之间分发所述抗冰液体。

条款5.根据条款4所述的流体防冰系统，所述膜状物包括多孔塑料材料。

条款6.根据条款1至5中任一项所述的流体防冰系统，所述流体防冰系统还包括在操作上连接到所述流体输送网络的泵和容纳所述抗冰液体的储存器，所述泵被配置为沿着所述流体输送网络将所述抗冰液体从所述储存器供应到所述腔室。

条款7.根据条款6所述的流体防冰系统，所述流体防冰系统还包括一个或更多个传感器和控制器，所述控制器包括一个或更多个处理器，所述一个或更多个传感器被配置为生成指示所述流体防冰系统内的压力的传感器数据，所述控制器被配置为，响应于所述传感器数据指示所述流体防冰系统内的所述压力在指定的压力范围之外或超过指定的阈值压力值，来改变所述泵的操作设定。

条款8.根据条款6或条款7所述的流体防冰系统，所述流体防冰系统还包括设置在所述飞行器上机载的电能存储装置，所述电能存储装置被配置为向所述泵的电力操作供应电流。

条款9.根据条款1至8中任一项所述的流体防冰系统，所述流体防冰系统还包括加热器装置、一个或更多个传感器和控制器，所述控制器包括一个或更多个处理器，所述一个或更多个传感器被配置为生成指示所述流体防冰系统内的所述抗冰液体的温度的传感器数据，所述控制器在操作上连接到所述加热器装置，并且被配置为，响应于所述传感器数据指示所述抗冰液体的所述温度低于指定的阈值温度值，来激活所述加热器装置以加温所述抗冰液体。

条款10.根据条款1至9中任一项所述的流体防冰系统，其中，所述流体输送网络包括联接到配比装置的入口的进料导管和联接到所述配比装置的出口的多个分支导管，所述配比装置被配置为将从所述进料导管接收的所述抗冰液体分发到所述多个分支导管，所述分支导管沿着所述入口罩的不同相应区段联接到所述腔室后壁。

条款11.根据条款1至10中任一项所述的流体防冰系统，其中，所述飞行器推进系统的在所述短舱内的所述转子组件由马达驱动，所述马达由设置在所述飞行器上机载的电能存储装置供电。

条款12.根据条款1至11中任一项所述的流体防冰系统，其中，所述穿孔具有小于100微米的相应直径。

条款13.根据条款1至12中任一项所述的流体防冰系统，其中，所述流体防冰系统在操作期间汲取小于100瓦特的功率。

条款14.根据条款1至13中任一项所述的流体防冰系统，其中，附连到所述短舱的所述入口罩的所述内表面的所述腔室后壁是第一腔室后壁，并且所述流体防冰系统还包括附连到所述飞行器的机翼的前缘区段的内表面的第二腔室后壁，所述流体输送网络包括将所述抗冰液体运送到所述第一腔室后壁的第一组一个或更多个导管和将所述抗冰液体运送到所述第二腔室后壁的第二组一个或更多个导管。

条款15.根据条款1至14中任一项所述的流体防冰系统，其中，所述入口罩包括从所述内表面突起的第一突起部和第二突起部，并且所述腔室后壁包括第一凸缘和第二凸缘，所述第一凸缘和所述第二凸缘各自结合到所述第一突起部和所述第二突起部中的相应一个突起部的斜坡表面，以将所述腔室后壁附连到所述入口罩的所述内表面，所述腔室位于所述第一突起部与所述第二突起部之间。

条款16.一种用于组装飞行器上机载的流体防冰系统的方法，所述方法包括以下步骤：

将腔室后壁附连到所述飞行器的短舱的入口罩的内表面，以在所述内表面与所述腔室后壁的前表面之间限定腔室，所述短舱围绕飞行器推进系统的转子组件，所述腔室后壁与穿过所述入口罩的厚度限定的多个穿孔对准，使得所述腔室流体地连接到所述穿孔；以及

将流体输送网络联接到所述腔室后壁，所述流体输送网络被构造成将抗冰液体供应到所述腔室中，以供所述腔室中的所述抗冰液体沿着所述入口罩的前缘区段穿透所述穿孔到所述入口罩的外表面上。

条款17.根据条款16所述的方法，所述方法还包括以下步骤：将储存器和泵联接到所述流体输送网络的所述一个或更多个导管，所述泵被配置为将所述抗冰液体沿着所述流体输送网络从所述储存器供应到所述腔室。

条款18.根据条款16或条款17所述的方法，所述方法还包括以下步骤：将膜状物固接到所述入口罩的所述内表面，使得所述膜状物在所述腔室内并且覆盖所述穿孔，所述膜状物被构造成在所述穿孔之间分发所述抗冰液体。

条款19.根据条款16至18中任一项所述的方法，所述方法还包括以下步骤：通过将所述穿孔激光钻孔成穿过所述入口罩的唇皮的碳纤维增强聚合物(CFRP)面板和金属涂层而在所述入口罩中形成所述穿孔，所述金属涂层沿着所述CFRP面板的外表面设置以保护所述CFRP面板免受损坏，所述金属涂层限定所述入口罩的所述外表面。

条款20.根据条款16至19中任一项所述的方法，其中，通过将所述腔室后壁的第一凸缘和第二凸缘结合到从所述内表面突起的第一突起部和第二突起部的相应斜坡表面而将所述腔室后壁附连到所述入口罩的所述内表面，所述腔室被限定在所述第一突起部与所述第二突起部之间。

条款21.一种飞行器，所述飞行器包括：

电能存储装置；

一个或更多个推进系统，每个推进系统包括马达、转子组件以及围绕所述马达和所述转子组件的短舱，其中，所述马达电连接到所述电能存储装置，并由所述电能存储装置供电，以驱动所述转子组件生成用于所述飞行器的飞行的推力；以及

流体防冰系统，所述流体防冰系统结合到所述一个或更多个推进系统的所述短舱中，所述流体防冰系统包括：

腔室后壁，所述腔室后壁附连到所述短舱的入口罩的内表面，以在所述内表面与所述腔室后壁的前表面之间限定腔室，所述入口罩限定穿过所述入口罩的厚度的多个穿孔，所述穿孔流体地连接到所述腔室；以及

流体输送网络，所述流体输送网络联接到所述腔室后壁并且被构造成将抗冰液体供应到所述腔室中，以供所述腔室中的所述抗冰液体沿着所述入口罩的前缘区段穿透所述穿孔到所述入口罩的外表面上。

条款22.根据条款21所述的飞行器，其中，所述飞行器没有内燃机。

虽然可以使用各种空间和方向术语，诸如顶部、底部、下部、中部、横向、水平、垂直、前部等来描述本公开的实施方式，但是应当理解，这些术语仅是相对于附图中所示的取向使用。取向可以反转、旋转或以其他方式改变，使得上部部分是下部部分(并且反之亦然)、水平变为垂直等。

本文的实施方式的示意图可以例示一个或更多个控制或处理单元，诸如图12中所示的控制器520。应当理解，处理或控制单元可以表示电路、电路系统或其部分，其可以被实现为具有执行本文描述的操作的相关联指令(例如，存储在有形和非暂时性计算机可读存储介质(诸如计算机硬盘驱动器、ROM、RAM等)上的软件)的硬件。硬件可以包括硬连线以执行本文描述的功能的状态机电路系统。可选地，硬件可以包括电子电路，该电子电路包括和/或连接到一个或更多个基于逻辑的设备，诸如微处理器、处理器、控制器等。可选地，控制器520可以表示处理电路，诸如现场可编程门阵列(FPGA)、专用集成电路(ASIC)、微处理器、量子计算设备等中的一个或更多个。各种实施方式中的电路可经配置以执行一个或更多个算法以执行本文中所描述的功能。一个或更多个算法可以包括本文公开的实施方式的方面(无论在流程图或方法中是否明确地标识)。

如本文中所使用，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(其包括使用微控制器、精简指令集计算机(RISC)、专用集成电路(ASIC)、逻辑电路的系统)，以及能够执行本文中所描述的功能的硬件、软件或其组合的任何其它电路或处理器。这仅仅是示例性的，因此不旨在以任何方式限制此类术语的定义和/或含义。图12中所示的控制器520被配置为执行存储在一个或更多个存储元件(诸如一个或更多个存储器)中的指令集，以便处理数据。例如，控制器520可以包括或联接到一个或更多个存储器。存储元件还可以根据期望或需要存储数据或其他信息。存储元件可以是处理机器内的信息源或物理存储元件的形式。

指令集可以包括指示控制器520作为处理机器执行特定操作(例如本文中所描述的主题的各种实施方式的方法和过程)的各种命令。指令集可以是软件程序的形式。软件可以是各种形式，诸如系统软件或应用软件。此外，软件可以是单独程序的集合、较大程序内的程序子集或程序的一部分的形式。软件还可以包括面向对象的编程形式的模块化编程。由处理机器对输入数据的处理可以响应于用户命令，或者响应于先前处理的结果，或者响应于由另一处理机器做出的请求。

如本文所使用的，术语“软件”和“固件”是可互换的，并且包括存储在存储器中以供计算机执行的任何计算机程序，包括RAM存储器、ROM存储器、EPROM存储器、EEPROM存储器和非易失性RAM(NVRAM)存储器。上述存储器类型仅是示例性的，因此不限于可用于存储计算机程序的存储器的类型。

如本文所使用的，“被构造成”执行任务或操作的结构、限制或元件特别地以对应于任务或操作的方式在结构上形成、构建或调整。为了清楚和避免疑惑，仅能够被修改以执行任务或操作的对象没有“被构造成”执行如本文所使用的任务或操作。

应当理解，以上描述旨在是说明性的，而不是限制性的。例如，上述实施方式(和/或其各方面)可以彼此组合使用。另外，在不脱离其范围的情况下，可以进行许多修改以使特定情况或材料适应本公开的各种实施方式的教导。虽然本文描述的材料的尺寸和类型旨在限定本公开的各种实施方式的参数，但是这些实施方式绝不是限制性的，而是示例实施方式。在阅读以上描述后，许多其他实施方式对于本领域的普通技术人员而言将是显而易见的。因此，本公开的各种实施方式的范围应当参考所附权利要求以及这些权利要求所享有的等效物的全部范围来确定。在所附权利要求中，术语“包括”和“其中”被用作相应术语“包括”和“其中”的简明英语等效物。此外，术语“第一”、“第二”和“第三”等仅被用作标签，并不旨在对其对象施加数字要求。此外，所附权利要求的限制不是以装置加功能格式编写的，并且不打算基于35U.S.C.§112(f)来解释，除非并且直到这样的权利要求限制明确地使用了短语“用于……的装置”，之后是没有进一步结构的功能陈述。

本书面描述使用示例来公开本公开的各种实施方式，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开的各种实施方式，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本公开的各种实施方式的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言没有区别的结构要素，或者如果这些其他示例包括具有与权利要求的字面语言无实质差异的等效结构要素，则这些其他示例旨在权利要求的范围内。