CN105863845B - 结冰指示系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种结冰指示系统，包括结冰信号器及控制回路；结冰信号器的供电线路上设有结冰指示灯和继电器，结冰信号器内设有用于检测发动机进气道是否结冰的接触点及用于对其头部进行加热除冰以自动复位的管头加热器；控制回路用于控制结冰指示灯及继电器动作，控制回路包括与控制电源并联连接的第一支路及第二支路；第一支路包括并联连接的结冰指示灯及继电器的线圈、与并联连接后的结冰指示灯及线圈串联连接的接触点，以当发动机进气道内结冰使接触点闭合时，结冰指示灯点亮并同时使线圈得电；第二支路包括串联连接的继电器的常开触点及管头加热器，以当线圈得电使常开触点闭合时，管头加热器对结冰信号器的头部加热除冰。

Description

结冰指示系统
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种结冰指示系统。
背景技术
目前，常使用结冰信号器探测航空发动机进气道的结冰情况。现有的结冰信号器探测航空发动机进气道结冰条件后，锁定在结冰显示状态，需人工接通结冰信号器的除冰功能后，结冰信号器才能复位，重新探测发动机进气道结冰情况，结冰信号器的自动化程度低，使用时不方便。
发明内容
本发明提供了一种结冰指示系统，以解决现有的结冰信号器由于需要手动接通其除冰功能后才能复位而存在的自动化程度低、使用时操作不便的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种结冰指示系统，包括结冰信号器及控制回路；结冰信号器用于设置于发动机的进气支板上以当发动机进气道内结冰时发出结冰信号，并同时加热除冰以自动复位，结冰信号器的供电线路上设有结冰指示灯和继电器，结冰信号器内设有用于检测发动机进气道是否结冰的接触点及用于对其头部进行加热除冰以自动复位的管头加热器；控制回路用于控制结冰指示灯及继电器动作，控制回路包括与控制电源并联连接的第一支路及第二支路；第一支路包括并联连接的结冰指示灯及继电器的线圈、与并联连接后的结冰指示灯及线圈串联连接的接触点，以当发动机进气道内结冰使接触点闭合时，结冰指示灯点亮并同时使线圈得电；第二支路包括串联连接的继电器的常开触点及管头加热器，以当线圈得电使常开触点闭合时，管头加热器对结冰信号器的头部加热除冰。
进一步地，第一支路上还设有用于控制其电源通断的检查开关，用于避免结冰信号器在地面长期工作。
进一步地，结冰信号器包括信号器本体，信号器本体内设有动压室，信号器本体的头部设有多个与进入飞机导向器的气流方向相对的进气孔，多个进气孔与动压室连通以使气流进入动压室内；动压室内设有膜盒及接触柱，膜盒内设有静压室，信号器本体的侧壁上设有多个供静压进入静压室内的静压孔，膜盒与接触柱之间构成接触点；信号器本体头部的动压室内设置管头加热器。
进一步地，信号器本体包括中空筒状的进气管及与进气管相连且中空的安装座，进气管的内腔和安装座的内腔构成动压室；多个进气孔布置于进气管的端面，多个静压孔布置于进气管的外周壁上，管头加热器设置于进气管的内腔中；膜盒及接触柱均设置于安装座的内腔中。
进一步地，进气管内设有多个用于连通静压室和动压室的限流孔。
进一步地，多个静压孔沿进气管的周向均匀间隔设置；多个限流孔沿进气管的周向均匀间隔设置，且与静压孔一一对应。
进一步地，结冰信号器还包括设置于进气管的内腔中以对进气管的根部进行加热的管根加热器；控制回路还包括与控制电源相连且与第一支路并联连接的第三支路，管根加热器设于第三支路上。
进一步地，第三支路在检查开关后与第一支路并联连接。
进一步地，结冰信号器还设有用于控制其工作与否的电气插座，电气插座与安装座相连，电气插座上设有相互独立的第一对接点、第二对接点、第三对接点；第一对接点用于控制接触柱与第一支路的通断，第二对接点用于控制管头加热器与第二支路的通断，第三对接点用于控制管根加热器与第三支路的通断。
进一步地，控制电源为飞机机载电源。
本发明具有以下有益效果：
本发明的结冰指示系统中，由于结冰指示灯和继电器的线圈并联连接后再与接触点串联连接，故而当发动机进气道内结冰使接触点闭合时，第一支路导通，结冰指示灯点亮，同时线圈得电；又因为继电器的常开触点和管头加热器与第一支路并联连接，故而当线圈得电时，常开触点将闭合，从而第二支路导通，管头加热器对结冰指示器的头部进行加热除冰以使结冰指示器复位；结冰信号器加温后，覆盖于其上的并蚀化，接触点断开，第一支路断开，结冰指示灯熄灭，线圈失电，从而常开触点断开，第二支路断开，管头加热器停止对结冰信号器加热，本发明的结冰信号器在结冰条件下，周期性的结冰、除冰，同时结冰指示灯对应的周期性的点亮、断电，相比现有的结冰信号器，其能自动除冰复位，而无需人工手动接通其除冰功能后才复位，其自动化程度高、使用时方便。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的结冰指示系统的电路图；
图2是图1中结冰指示系统的结冰指示器的结构示意图。
图例说明
10、结冰信号器；101、接触点；102、动压室；103、进气孔；104、静压孔；105、限流孔；11、管头加热器；12、信号器本体；121、进气管；122、安装座；13、膜盒；130、静压室；14、接触柱；15、管根加热器；16、电气插座；161、第一对接点；162、第二对接点；163、第三对接点；20、结冰指示灯；30、继电器；301、线圈；302、常开触点；40、第一支路；50、第二支路；60、第三支路；80、检查开关。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
如图1和图2所示，本发明的优选实施例提供了一种结冰指示系统，包括结冰信号器10及控制回路；结冰信号器10用于设置于发动机的进气支板上以当发动机进气道内结冰时发出结冰信号，并同时加热除冰以自动复位，结冰信号器10的供电线路上设有结冰指示灯20和继电器30，结冰信号器10内设有用于检测发动机进气道是否结冰的接触点101及用于对其头部进行加热除冰以自动复位的管头加热器11；控制回路用于控制结冰指示灯20及继电器30动作，控制回路包括与控制电源并联连接的第一支路40及第二支路50；第一支路40包括并联连接的结冰指示灯20及继电器30的线圈301、与并联连接后的结冰指示灯20及线圈301串联连接的接触点101，以当发动机进气道内结冰使接触点101闭合时，结冰指示灯20点亮并同时使线圈301得电；第二支路50包括串联连接的继电器30的常开触点302及管头加热器11，以当线圈301得电使常开触点302闭合时，管头加热器11对结冰信号器10的头部加热除冰。本发明的结冰指示系统中，由于结冰指示灯20和继电器30的线圈301并联连接后再与接触点101串联连接，故而当发动机进气道内结冰使接触点101闭合时，第一支路40导通，结冰指示灯20点亮，同时线圈301得电；又因为继电器30的常开触点302和管头加热器11与第一支路40并联连接，故而当线圈301得电时，常开触点302将闭合，从而第二支路50导通，管头加热器11对结冰信号器10的头部进行加热除冰以使结冰信号器10复位；结冰信号器10加温后，覆盖于其上的并蚀化，接触点101断开，第一支路40断开，结冰指示灯20熄灭，线圈301失电，从而常开触点302断开，第二支路50断开，管头加热器11停止对结冰信号器10加热，本发明的结冰信号器10在结冰条件下，周期性的结冰、除冰，同时结冰指示灯20对应的周期性的点亮、断电，相比现有的结冰信号器，其能自动除冰复位，而无需人工手动接通其除冰功能后才复位，其自动化程度高、使用时方便。
优选地，如图1所示，为避免结冰信号器10在地面长期工作，本发明中，第一支路40上还设有用于控制其电源通断的检查开关80，用于避免结冰信号器10在地面长期工作。
可选地，如图2所示，结冰信号器10包括信号器本体12，信号器本体12内设有动压室102，信号器本体12的头部设有多个与进入飞机导向器的气流方向相对的进气孔103，多个进气孔103与动压室102连通以使气流进入动压室102内；动压室102内设有膜盒13及接触柱14，膜盒13内设有静压室130，信号器本体12的侧壁上设有多个供静压进入静压室130内的静压孔104，膜盒13与接触柱14之间构成接触点101；信号器本体12头部的动压室102内设置管头加热器11。本发明中，由于进气孔103与进入飞机导向器的气流方向相对设置，而静压室130通过位于信号器本体12侧壁上的静压孔104与静压连通，故而当发动机工作时，与进气孔103连通的动压室102内的压力将大于静压室130内的压力，膜盒13在动、静压差作用下被压缩，接触点101断开；当发动机进气道内结冰时，进气孔103被堵塞，动压室102内无压力，静压室130内有静压，膜盒13膨胀至与接触柱14接触，接触点101导通。本发明的结冰信号器10，通过动压室102和静压室130的压差实现接触点101的闭合或断开，且当发动机进气道结冰使进气孔103堵塞时，可自动加热管头加热器11以对其头部进行加热除冰，使进气孔103导通，结冰信号器10自复位。
进一步地，如图2所示，信号器本体12包括中空筒状的进气管121及与进气管121相连且中空的安装座122，进气管121的内腔和安装座122的内腔构成动压室102；多个进气孔103布置于进气管121的端面，多个静压孔104布置于进气管121的外周壁上，管头加热器11设置于进气管121的内腔中；膜盒13及接触柱14均设置于安装座122的内腔中。本实施例中，多个进气孔103沿进气管121的周向均匀间隔布置于进气管121的端面上；多个静压孔104沿进气管121的周向均匀间隔布置于进气管121的外周壁上，且各静压孔104的孔径大于各进气孔103的孔径，以进一步提高进入动压室102内气流的压力。本实施例中，多个静压孔104通过导气管与静压室130连通。
优选地，如图2所示，进气管121内设置多个用于连通静压室130和动压室102的限流孔105，限流孔105用来降低动压室102内的动压力与静压室130内的静压力的变化速率，保证膜盒13感受到的内外压力稳步变化，同时调节动静压差范围，以减小膜盒13行程，提高膜盒13的工作寿命。
本实施例中，如图2所示，多个静压孔104沿进气管121的周向均匀间隔设置，多个限流孔105同样沿进气管121的周向均匀间隔设置，且多个限流孔105与多个静压孔104一一对应设置。
可选地，如图1和图2所示，结冰信号器10还包括设置于进气管121的内腔中以对进气管121的根部进行加热的管根加热器15；控制回路还包括与控制电源相连且与第一支路40并联连接的第三支路60，管根加热器15设于第三支路60上。优选地，如图1所示，第三支路60在检查开关80后与第一支路40并联连接，当检查开关80接通时，第三支路60导通，以对进气管121的根部进行加热。飞行过程中遇到冰冷气候条件时，进气管121的管头和管根因正对气流方向极易在低温环境下积聚冰块，管头结冰会使动压室102内的压力降低直至为零，此时膜盒13在静压室130的压力作用下膨胀与接触柱14接触以接通报警指示线路，该过程因受低温环境影响，压差变化缓慢，指示线路接通时间延长，可能因此影响飞行员的判断，为提高低温环境下结冰指示线路的工作可靠性及稳定性，以提高飞行安全，因此设置管根加热器15，并保证接通检查开关80后管根加热器15所在的第三支路60连通，管根持续加热。
可选地，如图1和图2所示，结冰信号器10还设有用于控制其工作与否的电气插座16，电气插座16与安装座122相连，电气插座16上设有相互独立的第一对接点161、第二对接点162、第三对接点163；第一对接点161用于控制接触柱14与第一支路40的通断，第二对接点162用于控制管头加热器11与第二支路50的通断，第三对接点163用于控制管根加热器15与第三支路60的通断。
本实施例中，控制电源为飞机机载电源。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种结冰指示系统，其特征在于，包括结冰信号器(10)及控制回路；
所述结冰信号器(10)用于设置于发动机的进气支板上以当发动机进气道内结冰时发出结冰信号，并同时加热除冰以自动复位，所述结冰信号器(10)的供电线路上设有结冰指示灯(20)和继电器(30)，所述结冰信号器(10)内设有用于检测所述发动机进气道是否结冰的接触点(101)及用于对其头部进行加热除冰以自动复位的管头加热器(11)；
所述控制回路用于控制所述结冰指示灯(20)及所述继电器(30)动作，所述控制回路包括与控制电源并联连接的第一支路(40)及第二支路(50)；
所述第一支路(40)包括并联连接的所述结冰指示灯(20)及所述继电器(30)的线圈(301)、与并联连接后的所述结冰指示灯(20)及所述线圈(301)串联连接的所述接触点(101)，以当发动机进气道内结冰使所述接触点(101)闭合时，所述结冰指示灯(20)点亮并同时使所述线圈(301)得电；
所述第二支路(50)包括串联连接的所述继电器(30)的常开触点(302)及所述管头加热器(11)，以当所述线圈(301)得电使所述常开触点(302)闭合时，所述管头加热器(11)对所述结冰信号器(10)的头部加热除冰；
所述结冰信号器(10)包括信号器本体(12)，所述信号器本体(12)内设有动压室(102)，所述信号器本体(12)的头部设有多个与进入飞机导向器的气流方向相对的进气孔(103)，多个所述进气孔(103)与所述动压室(102)连通以使气流进入所述动压室(102)内；
所述动压室(102)内设有膜盒(13)及接触柱(14)，所述膜盒(13)内设有静压室(130)，所述信号器本体(12)的侧壁上设有多个供静压进入所述静压室(130)内的静压孔(104)，所述膜盒(13)与所述接触柱(14)之间构成所述接触点(101)；
所述信号器本体(12)头部的所述动压室(102)内设置所述管头加热器(11)；
所述信号器本体(12)包括中空筒状的进气管(121)及与所述进气管(121)相连且中空的安装座(122)，所述进气管(121)的内腔和所述安装座(122)的内腔构成所述动压室(102)；
多个所述进气孔(103)布置于所述进气管(121)的端面，多个所述静压孔(104)布置于所述进气管(121)的外周壁上，所述管头加热器(11)设置于所述进气管(121)的内腔中；
所述膜盒(13)及所述接触柱(14)均设置于所述安装座(122)的内腔中；
所述进气管(121)内设有多个用于连通所述静压室(130)和所述动压室(102)的限流孔(105)。
2.根据权利要求1所述的结冰指示系统，其特征在于，
所述第一支路(40)上还设有用于控制其电源通断的检查开关(80)，用于避免所述结冰信号器(10)在地面长期工作。
3.根据权利要求1所述的结冰指示系统，其特征在于，
多个所述静压孔(104)沿所述进气管(121)的周向均匀间隔设置；
多个所述限流孔(105)沿所述进气管(121)的周向均匀间隔设置，且与所述静压孔(104)一一对应。
4.根据权利要求2所述的结冰指示系统，其特征在于，
所述结冰信号器(10)还包括设置于所述进气管(121)的内腔中以对所述进气管(121)的根部进行加热的管根加热器(15)；
所述控制回路还包括与控制电源相连且与所述第一支路(40)并联连接的第三支路(60)，所述管根加热器(15)设于所述第三支路(60)上。
5.根据权利要求4所述的结冰指示系统，其特征在于，
所述第三支路(60)在所述检查开关(80)后与所述第一支路(40)并联连接。
6.根据权利要求4所述的结冰指示系统，其特征在于，
所述结冰信号器(10)还设有用于控制其工作与否的电气插座(16)，所述电气插座(16)与所述安装座(122)相连，所述电气插座(16)上设有相互独立的第一对接点(161)、第二对接点(162)、第三对接点(163)；
所述第一对接点(161)用于控制所述接触柱(14)与所述第一支路(40)的通断，所述第二对接点(162)用于控制所述管头加热器(11)与所述第二支路(50)的通断，所述第三对接点(163)用于控制所述管根加热器(15)与所述第三支路(60)的通断。
7.根据权利要求1所述的结冰指示系统，其特征在于，
所述控制电源为飞机机载电源。
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