CN106005430A - 一种机翼防结冰结构及采用其的飞机 - Google Patents

一种机翼防结冰结构及采用其的飞机 Download PDF

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赵曙光
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
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Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种机翼防结冰结构及采用其的飞机。机翼防结冰结构包括集热装置和导热装置，所述集热装置设置在发动机上用于收集发动机的热量；所述导热装置设置在机翼前缘并与集热装置连接，用于将集热装置收集到的热量传导至机翼前缘。同时还提供了采用上述机翼防结冰结构的飞机。本发明通过集热装置收集发动机的热量，然后通过导热装置将发动机的热量传导至机翼前缘，实现了去除机翼上的结冰，并且具有结构简单，负载轻，成本低的优点。

Description

一种机翼防结冰结构及采用其的飞机
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种机翼防结冰结构及采用其的飞机。
背景技术
固定翼飞机以其速度快、机动性高、载重量大等优点成为目前航空业最主要的运载工具，但其飞行过程中需要克服许多自然环境带来的困难。比如，海拔越高，气温越低，飞机在高空飞行时如果遇到寒冷的天气，由于机翼比周围的空气温度高，空气就会凝华在机翼上，进而产生结冰情况，尤其机翼前缘结冰情况最为突出。
风洞试验表明，当机翼前缘有半英寸厚的积冰时，会减少50％的升力和增加60％的阻力。积冰的速度是非常快的，有时在严重积冰的情况下，5分钟内的积冰厚度可达2－3英寸。飞机结冰后，纵向、横航向的静稳定性和动稳定性都受到相应的影响由于飞机结冰后改变了机翼的气动外形，因而改变了翼形焦点的位置；并且结冰改变了飞机的质量分布，对质心的位置也有一定的影响，这两项都会改变飞机的纵向静稳定性，结冰后气动外形的变化也改变了飞机纵向的各个气动导数。这使得飞机的纵向动稳定性也发生了改变，响应时间、峰值都有变化。机翼操纵面结冰后操纵的杆力、操纵的效率都会发生变化，而且有时操纵面的缝隙结冰，不仅降低操纵效率，严重时会出现卡死现象，使操纵性能完全失效，进而引发飞机失事。
目前行业内常用的除冰防冰方法有电脉冲除冰、电加温防冰、液体防冰、气动除冰和热气防冰等方法,但上述除冰防冰方法都需要额外加装一套复杂的设备来实现，经济成本高、负载大。
针对上述提出一种能够解决现有机翼上的除冰结构存在的结构复杂，成本高，负载大问题的机翼防结冰结构及采用其的飞机。
发明内容
本发明的目的在于提出一种机翼防结冰结构，能够解决现有机翼除冰结构存在的结构复杂，成本高，负载大的问题。
本发明的另一个目的在于提出一种飞机，其采用如以上所述的机翼防结冰结构。
为达此目的，本发明采用以下技术方案：
一种机翼防结冰结构，其包括集热装置和导热装置，所述集热装置设置在发动机上用于收集发动机的热量；
所述导热装置设置在机翼前缘并与集热装置连接，用于将集热装置收集到的热量传导至机翼前缘。
作为上述机翼防结冰结构的一种优选方案，所述集热装置为铜质导热块，所述导热装置为铜管。
作为上述机翼防结冰结构的一种优选方案，所述集热装置为集热水箱，所述导热装置为导热管，所述集热水箱和导热管形成封闭的循环回路；
所述集热水箱和导热管内设置有冷却液，所述导热管上设置有水泵，所述水泵用于为冷却液的循环提供动力。
作为上述机翼防结冰结构的一种优选方案，包括控制装置和温度检测装置，所述温度检测装置设置在机翼前缘并用于检测机翼前缘的温度；
所述温度检测装置和水泵均与控制装置电连接，所述温度检测装置将检测到的温度信息传递给控制装置，控制装置根据接收到的温度信息控制水泵的转速。
作为上述机翼防结冰结构的一种优选方案，所述集热水箱和导热管均为铜质结构。
作为上述机翼防结冰结构的一种优选方案，所述机翼前缘为机翼的迎风面，所述导热装置设置在机翼前缘的后部。
作为上述机翼防结冰结构的一种优选方案，所述集热装置设置发动机的散热位置。
一种飞机，其包括如以上所述的机翼防结冰结构。
作为上述飞机的一种优选方案，还包括机身，以及设置在机身两侧的机翼，两侧的机翼上对称的安装有发动机。
作为上述飞机的一种优选方案，所述发动机上均设置有集热装置。
本发明的有益效果为：本发明通过集热装置收集发动机的热量，然后通过导热装置将发动机的热量传导至机翼前缘，实现了去除机翼上的结冰，并且具有结构简单，负载轻，成本低的优点。
附图说明
图1是本发明具体实施方式提供的安装有机翼防结冰结构飞机的结构示意图。
其中：
1：集热装置；2：导热装置；3：发动机；4：机翼前缘。
具体实施方式
下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。
如图1所示，本实施方式提供了一种机翼防结冰结构，该机翼防结冰结构包括集热装置1和导热装置2，集热装置1设置在发动机3上用于收集发动机3的热量，导热装置2设置在机翼前缘4并与集热装置1连接，用于将集热装置1收集到的热量传导至机翼前缘4。
在本实施方式中，通过集热装置1收集发动机3的热量，然后通过导热装置2将发动机3的热量传导至机翼前缘4，实现了去除机翼上的结冰，并且具有结构简单，负载轻，成本低的优点。
在本实施方式中提供了一种集热装置1和导热装置2的一种结构形式，集热装置1为铜质导热块，导热装置2为铜管。采用铜质的导热块和铜管可以提高热量的传导效率。
在本实施方式中还提供了另外一种集热装置1和导热装置2的结构形式，集热装置1为集热水箱，导热装置2为导热管，集热水箱和导热管形成封闭的循环回路，集热水箱和导热管内设置有冷却液，导热管上设置有水泵，水泵用于为冷却液的循环提供动力。
通过集热水箱和导热管之间形成循环水路，能够有效的提高热量传导的效率。
机翼防结冰结构还包括控制装置和温度检测装置，温度检测装置设置在机翼前缘4并用于检测机翼前缘的温度，温度检测装置和水泵均与控制装置电连接，温度检测装置将检测到的温度信息传递给控制装置，控制装置根据接收到的温度信息控制水泵的转速。
通过温度检测装置、控制装置和水泵之间的配合来控制冷却液的循环速度，可以实现根据结冰量的多少来控制导热管为机翼提供的热量，能够有效的降低能源的消耗和提高除冰效率。
集热水箱和导热管均为铜质结构。采用铜质结构可以提高热传导效率。
机翼前缘4为机翼的迎风面，导热装置设置在机翼前缘4的后部。将导热装置设置此位置可以有效的提高除冰效率。
集热装置1设置发动机3的散热位置。将集热装置1设置在发动机3的散热位置可以有效的提高热量收集效率。
在本实施方式中，还提供了一种飞机，该飞机包括如以上所述的机翼防结冰结构。
飞机包括机身，以及设置在机身两侧的机翼，两侧的机翼上对称的安装有发动机3，发动机3上均设置有集热装置1。由此，可以实现集热装置1均匀的分布在飞机上，不会对飞机的自身结构造成不良的影响。
以上结合具体实施例描述了本发明的技术原理。这些描述只是为了解释本发明的原理，而不能以任何方式解释为对本发明保护范围的限制。基于此处的解释，本领域的技术人员不需要付出创造性的劳动即可联想到本发明的其它具体实施方式，这些方式都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种机翼防结冰结构，其特征在于，包括集热装置(1)和导热装置(2)，所述集热装置(1)设置在发动机(3)上用于收集发动机(3)的热量；
所述导热装置(2)设置在机翼前缘(4)并与集热装置(1)连接，用于将集热装置(1)收集到的热量传导至机翼前缘(4)。
2.根据权利要求1所述的机翼防结冰结构，其特征在于，所述集热装置(1)为铜质导热块，所述导热装置(2)为铜管。
3.根据权利要求1所述机翼防结冰结构，其特征在于，所述集热装置(1)为集热水箱，所述导热装置(2)为导热管，所述集热水箱和导热管形成封闭的循环回路；
所述集热水箱和导热管内设置有冷却液，所述导热管上设置有水泵，所述水泵用于为冷却液的循环提供动力。
4.根据权利要求3所述机翼防结冰结构，其特征在于，包括控制装置和温度检测装置，所述温度检测装置设置在机翼前缘并用于检测机翼前缘的温度；
所述温度检测装置和水泵均与控制装置电连接，所述温度检测装置将检测到的温度信息传递给控制装置，控制装置根据接收到的温度信息控制水泵的转速。
5.根据权利要求3所述的机翼防结冰结构，其特征在于，所述集热水箱和导热管均为铜质结构。
6.根据权利要求1所述的机翼防结冰结构，其特征在于，所述机翼前缘(4)为机翼的迎风面，所述导热装置(2)设置在机翼前缘(4)的后部。
7.根据权利要求1所述的机翼防结冰结构，其特征在于，所述集热装置(1)设置发动机(3)的散热位置。
8.一种飞机，其特征在于，包括如权利要求1-7任意一项所述的机翼防结冰结构。
9.根据权利要求8所述的飞机，其特征在于，还包括机身，以及设置在机身两侧的机翼，两侧的机翼上对称的安装有发动机(3)。
10.根据权利要求9所述的飞机，其特征在于，所述发动机(3)上均设置有集热装置(1)。
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