CN105691620A - 利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法，该装置包括热管防冰系统、超声波振荡除冰系统、程序控制系统、大气温度传感器和结冰强度信号器，热管防冰系统包括安装在发动机尾部吸收排气余热的连通管及蒸发段与连通管相连接的热管排束；超声波振荡除冰系统包括超声波发生器及通过连接电缆与超声波发生器输出端连接的超声波换能器单元；程序控制系统根据温度信号以及结冰强度信号自动控制热管排束与连通管之间的通断以及超声波发生器的启停。本发明利用热管和超声波协同作用，能够防除结合，与单纯采用超声波除冰方法相比，大大减少机翼结冰现象，保证飞机飞行的稳定性，系统安全可靠。

Description

利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法

技术领域

本发明涉及一种防除冰装置，具体涉及一种利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法，属于飞行器防冰除冰技术领域。

背景技术

结冰是导致飞机飞行事故的主要原因之一，据统计约有9％的飞机事故是由结冰造成的，尤其是飞机机翼、尾翼前缘的结冰，会导致翼型阻力增加、升力下降、临界攻角减小以及操纵性和稳定性的恶化，引起起飞和着陆状态下飞机操纵性失控，最终会造成严重的飞行事故。

针对飞行过程中机翼、尾翼的防冰除冰的问题，目前广泛采用热气防除冰技术，即指在飞行过程中，利用飞机发动机压气机引出的热空气融冰，上述热气防除冰技术虽然能在一定程度上防冰、除冰，但其除冰时间长，消耗能量大；同时由于其热惯性大，容易在加热区域后面形成冰瘤。因此，发展一种新型的快速、高效、节能的飞机防冰除冰技术具有重要的应用价值。

而超声波作为一种能量形式，在固体介质中传播时，会引起介质质点的压缩或伸张，造成固体内部压力的变化，引起机械效应；虽然固体介质的位移和速度不大，但质点的加速度很大，甚至可以达到重力加速度的数万倍，如此大的高频振荡可以在不同物质的粘结界面处瞬间产生持续巨大的剪切力，使粘附物质破碎、分离。

中国专利ZL201110443826.1主要采用的是热气防除冰的方式，引入的是发动机所排热气，首先，热气进人防冰腔防除冰后，势必需要排放出去，气体排放会对飞机本身的气体动力学形态产生很大的影响。其次，采用热气防除冰，由于发动机排气的不确定性和除冰工况的不确定性，需要随时调节流量控制阀以提供适量的热气，整个防除冰的系统相对复杂，所以可实施性较差。

发明内容

针对现有飞机飞行过程中采用的热气防除冰技术除冰时间长、消耗能量大等不足，本发明提出一种利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法，该联合防冰除冰装置在超声波除冰技术的基础上，安装热管防冰系统，该系统能够实时有效地预防飞机飞行过程中机翼前缘及表面结冰；超声波除冰系统在降低冰层与机翼表面粘结力的同时，给热管除冰提供了有利条件，减少了热管融冰的时间，大大降低了能量消耗。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置，包括超声波振荡除冰系统、程序控制系统、大气温度传感器和结冰强度信号器，所述超声波振荡除冰系统包括超声波发生器、连接电缆和超声波换能器单元，连接电缆分别与超声波发生器和超声波换能器单元连接，超声波换能器单元设置在机翼外蒙皮的内表面，超声波换能器单元包括多个陶瓷压电换能器；所述联合防冰除冰装置还包括热管防冰系统，热管防冰系统包括热管排束、通断阀以及吸收发动机余热的连通管，连通管安装在发动机尾部并环绕机翼一周；热管排束与机翼前缘平行设置，均匀安装在机翼蒙皮的下方，热管排束的蒸发段与连通管连通，热管排束的冷凝段位于机翼的末端，热管排束可将连通管吸收的热量从蒸发段传输到冷凝段；所述通断阀用于控制连通管和热管排束之间的通断；

所述程序控制系统根据大气温度传感器所反馈的温度信号以及结冰强度信号器所反馈的冰层厚度信息来自动控制通断阀的开合以及超声波发生器的启停；所述程序控制系统可根据结冰强度信号器提供的冰层厚度信息来实时调节超声波发生器的功率以及陶瓷压电换能器工作的数量。

进一步地，所述超声波换能器单元位于热管排束中相邻的两根热管之间，沿热管轴向方向呈上下对称布置。各超声波换能器单元相互独立设置。所述陶瓷压电换能器的个数为10～20个，陶瓷压电换能器的形状为圆形。

进一步地，所述大气温度传感器和结冰强度信号器均安装在机翼外蒙皮的外表面。

进一步地，所述连通管和热管排束均安装在机翼外蒙皮的内表面。

利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置的联合防冰除冰方法具体如下:

飞机起飞的同时开启所述热管防冰系统：所述程序控制系统通过控制通断阀使连通管与热管排束保持连通；

根据大气温度传感器所反馈的温度信号，如果温度达到冰点，热管防冰系统不能满足要求时，则开启所述超声波振荡除冰系统进行除冰；并根据所述结冰强度信号器提供的冰层厚度信息来实时调节所述超声波发生器的功率以及所述陶瓷压电换能器工作的数量；当上述除冰工作完成且大气温度传感器所反馈的温度信号在冰点以上时，则关闭所述超声波振荡除冰系统；上述过程中所述热管防冰系统不关闭，一直处于开启状态。

进一步地，当所述大气温度传感器所反馈的温度信号超过200℃时，则关闭所述热管防冰系统。

本发明的优势在于热管防冰系统引入的是发动机排气的余热，热管是高效传热装置，通过内部传热工质的相变传热，不需要引发动机排气，所以不存在影响空气动力学形态的问题。热管具有高效的传热能力，且不需要外界给予驱动即可工作；工质在热管蒸发段受热蒸发形成蒸气，蒸气携带热量流动到热管冷凝段，蒸气冷凝为液态，放出热量，这样热量就从蒸发段传递到了冷凝段，液态工质在吸液芯的作用下回流到热管蒸发段，形成一个循环。同时，热管外部具有较好的等温性，可以使翼型外蒙皮表面温度始终保持在结冰温度以上。

其次，本发明在操作中只需通过控制通断阀来控制热管防冰系统的通断，与现有专利对比，本发明的防除冰的系统相对简单，可实施性较强。

具体地说，本发明还具有以下优点：

(1)本发明可以实时有效地预防结冰：热管表面50℃～80℃的温度可以使机翼前缘及表面难以结冰。

与采用单纯的热气防除冰的方法相比，热管具有更稳定的防冰温度，且可避免过多的热空气进入防冰腔，保证发动机性能的稳定。

(2)本发明可以实时有效地进行除冰：通过加入一定强度和频率的超声波，在飞机外蒙皮表面产生高频振荡，瞬间克服冰层在蒙皮表面的粘附强度，破坏冰层结构，使冰层脱落，从而有效地去除机翼外蒙皮表面的冰层。

此外，超声波在有效降低冰层与机翼外蒙皮之间的粘结力的同时，给热管除冰提供了有利条件，减少了热管融冰时间，大大降低了能量消耗：超声波除冰无需融化冰层，所需能量仅为热气除冰的几十分之一到几百分之一。超声波为瞬间作用，起效时间以秒为单位，而热气除冰需要融冰过程，时间以分钟为单位。

(3)本发明利用热管和超声波协同作用，能够防除结合，与单纯采用超声波除冰方法相比，大大减少机翼结冰现象，保证飞机飞行的稳定性，系统安全可靠。

(4)本发明设备简单，结构紧凑，重量轻，不会影响飞机的气动外形，也不会额外增加飞机重量。

(5)本发明拥有很好的市场可实施性，预计经济收益良好，具有较高的市场价值。

附图说明

图1是本发明的热管超声波联合防冰除冰装置在飞机机翼上的示意图；

图2是本发明的热管超声波联合防冰除冰装置的A-A剖面示意图，A-A截面为热管蒸发段初始端，B-B截面为热管冷凝段末端；

图3是本发明的连通管与热管的通断示意图；

图4是本发明的超声波振荡除冰系统的结构示意图；

图5是本发明的热管超声波联合防冰除冰装置的程序控制方式的示意图；

其中，1-热管，2-连通管，3-陶瓷压电换能器，4-大气温度传感器，5-结冰强度信号器，6-连接电缆，7-超声波发生器，8-外蒙皮，9-内蒙皮，10-热管冷凝段，11-热管蒸发段，12-程序控制器，13-飞机发动机，14-通断阀。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

本实施例的热管超声波联合防冰除冰装置包括热管防冰系统、超声波振荡除冰系统、程序控制系统、用于检测外界大气温度的大气温度传感器4和用于检测翼型外蒙皮9外表面的冰层厚度的结冰强度信号器5。大气温度传感器4和结冰强度信号器5均安装在机翼外蒙皮8的外表面。本实施例的联合防冰除冰装置的总体结构紧贴翼型蒙皮，不影响飞机气体动力学形态；能够有效地均匀除冰，整体分布为均匀分布(具体如图1-2所示)。

其中，热管防冰系统包括吸收发动机13余热的连通管2、热管1排束以及通断阀14；热管1外表面具有良好的等温性能，且其温度高于结冰温度。连通管2安装于发动机13尾部A-A截面处翼型外蒙皮8的内表面，并环绕机翼一周；热管1排束从机翼前缘开始平行设置，均匀安装于翼型外蒙皮8的内表面，热管1排束的蒸发段11与连通管2连通，连通管2中设置多个孔洞，每根热管1的蒸发段11插入上述孔洞内(如图3所示)，热管1排束的冷凝段10位于机翼的另一端，热管1可将连通管2吸收的热量从蒸发段11传输到冷凝段10，同时保持热管1外表面50℃～80℃防除冰温度。通断阀14用于控制热管1排束与连通管2的通断。

超声波振荡除冰系统包括超声波发生器7以及通过连接电缆6与超声波发生器7输出端连接的超声波换能器单元(如图4所示)，超声波换能器单元位于热管1排束中相邻的两根热管1之间，沿热管1轴向方向呈上下对称布置，各超声波换能器单元相互独立设置；超声波换能器单元包括数个圆形陶瓷压电换能器3，各陶瓷压电换能器3固定安装在翼型外蒙皮8的内表面，使超声波更均匀地在机翼表面传播。优选的是，陶瓷压电换能器3的个数介于10-20个之间。

程序控制系统包括程序控制器12以及连接电路，程序控制器12根据大气温度传感器4所反馈的温度信号以及结冰强度信号器5所反馈的冰层厚度信息来自动控制热管蒸发段11与连通管2的通断，从而有效地控制热管1的防除冰温度，防止温度过高或过低，同时方便热管1的检修及更换；同时，程序控制器12同时控制超声波发生器7的启停(如图5所示)。

本实施例的热管超声波联合防冰除冰装置的工作原理如下：首先，飞机飞行过程中就自动启动热管防冰系统，连通管2吸收飞机发动机13的余热，热管蒸发段11吸收连通管2热量传递到热管冷凝段10，并使整个热管1表面达到50℃～80℃的防结冰温度。

一旦温度达到冰点且热管防冰系统不能满足要求时，程序控制器12开启超声波发生器7进行除冰；此时并根据结冰强度信号器5提供的结冰情况来实时调节超声波发生器7的功率以及陶瓷压电换能器3工作的数量；在超声波发生器7的激励下，陶瓷压电换能器3产生高频振荡，使翼型外蒙皮8产生微变形，从而在外蒙皮8外表面与冰层之间产生巨大剪切力，克服冰层与外蒙皮8之间的粘结力，使冰层脱落，从而达到除冰的目的。此时热管防冰系统不关闭，一直处于开启状态。

当除冰工作完成且温度在冰点以上，热管防冰系统能满足要求的时候，首先关闭超声波除冰系统。当温度过高(如200℃以上)，再通过程序控制器12来关闭热管防冰系统。

Claims (8)

1.利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置，包括超声波振荡除冰系统、程序控制系统、大气温度传感器和结冰强度信号器，所述超声波振荡除冰系统包括超声波发生器、连接电缆和超声波换能器单元，连接电缆分别与超声波发生器和超声波换能器单元连接，超声波换能器单元设置在机翼外蒙皮的内表面，超声波换能器单元包括多个陶瓷压电换能器；其特征在于，

所述联合防冰除冰装置还包括热管防冰系统，热管防冰系统包括热管排束、通断阀以及吸收发动机余热的连通管，连通管安装在发动机尾部并环绕机翼一周；热管排束与机翼前缘平行设置，均匀安装在机翼蒙皮的下方，热管排束的蒸发段与连通管连通，热管排束的冷凝段位于机翼的末端，热管排束可将连通管吸收的热量从蒸发段传输到冷凝段；所述通断阀用于控制连通管和热管排束之间的通断；

所述程序控制系统根据大气温度传感器所反馈的温度信号以及结冰强度信号器所反馈的冰层厚度信息来自动控制通断阀的开合以及超声波发生器的启停；所述程序控制系统可根据结冰强度信号器提供的冰层厚度信息来实时调节超声波发生器的功率以及陶瓷压电换能器工作的数量。

2.如权利要求1所述的利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置，其特征在于，所述超声波换能器单元位于热管排束中相邻的两根热管之间，沿热管轴向方向呈上下对称布置。

3.如权利要求1所述的利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置，其特征在于，各超声波换能器单元相互独立设置。

4.如权利要求1-3任意之一所述的利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置，其特征在于，所述陶瓷压电换能器的个数为10～20个，陶瓷压电换能器的形状为圆形。

5.如权利要求1-3任意之一所述的利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置，其特征在于，所述大气温度传感器和结冰强度信号器均安装在机翼外蒙皮的外表面。

6.如权利要求1-3任意之一所述的利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置，其特征在于，所述连通管和热管排束均安装在机翼外蒙皮的内表面。

7.如权利要求1所述的利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置的联合防冰除冰方法，其特征在于，所述联合防冰除冰方法具体如下:

飞机起飞的同时开启所述热管防冰系统：所述程序控制系统通过控制通断阀使连通管与热管排束保持连通；

根据大气温度传感器所反馈的温度信号，如果温度达到冰点，热管防冰系统不能满足要求时，则开启所述超声波振荡除冰系统进行除冰；并根据所述结冰强度信号器提供的冰层厚度信息来实时调节所述超声波发生器的功率以及所述陶瓷压电换能器工作的数量；当上述除冰工作完成且大气温度传感器所反馈的温度信号在冰点以上时，则关闭所述超声波振荡除冰系统；上述过程中所述热管防冰系统不关闭，一直处于开启状态。

8.如权利要求7所述的联合防冰除冰方法，其特征在于，当所述大气温度传感器所反馈的温度信号超过200℃时，则关闭所述热管防冰系统。