CN106184768A - 一种自适应机翼热气除冰系统 - Google Patents

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马庆林
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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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    • B64D15/22—Automatic initiation by icing detector

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Abstract

本发明一种自适应机翼热气除冰系统，属于机翼热气除冰领域。包括：除冰活门、结冰厚度探测器及除冰控制装置，除冰活门安装在机翼易结冰区域，与飞机进气道相连，机头布置有除冰控制装置，除冰控制装置一端引出导线与布置在飞机易结冰区域表面的结冰厚度探测器相连,另一端引出导线与除冰活门相连；由结冰厚度探测器采集结冰厚度信息传递到除冰控制装置，除冰控制装置给出相适应的指令控制除冰活门开度。通过实时直接获取机翼前缘表面结冰厚度，适应性地调节除冰活门开度，使除冰流量能够和结冰情况相匹配，这样既能有效保证除冰冰性能又可以大量节约飞机的引气流量。

Description

一种自适应机翼热气除冰系统
技术领域
本发明属于机翼热气除冰技术领域，具体涉及一种自适应机翼热气除冰系统。
背景技术
目前绝大部分运输类飞机都采用热气防结冰系统，其基本原理是根据飞机结冰探测系统给出的结冰告警信息，由飞行员手动或者飞机自动打开防冰系统。防冰系统打开后，始终以一个较为稳定的热空气流量加热前缘，保持前缘温度高于零点温度以达到防冰的目的。
由于传统的热气防冰系统为了达到前缘完全不结冰的防冰效果，需要很大的能量，而且防冰引气流量可调节范围小。因此导致在热气防冰系统使用过程中，大部分结冰状态下实际提供的防冰引气流量远大于需求防冰引气流量，造成飞机发动机引气过度使用，浪费了飞机的引气能源，降低了飞机的发动机推力。
再者，传统的热气防冰系统的使用时机是依据结冰探测系统给出的结冰信息。结冰探测系统一般安装在机头两侧，因此也无法直接反馈翼面结冰的真实情况。
发明内容
本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提供一种自适应机翼热气除冰系统，能够根据翼面结冰的实际情况，动态调节需用的热气流量，避免传统的热气防冰系统的实际供给防冰引气流量远大于需求防冰引气流量的不足，节约飞机能源，提高除冰效果。
本发明的技术方案是：一种自适应机翼热气除冰系统，包括：除冰活门、结冰厚度探测器及除冰控制装置；
除冰活门安装在机翼易结冰区域，与飞机进气道相连，机头布置有除冰控制装置，除冰控制装置一端引出导线与布置在飞机易结冰区域表面的结冰厚度探测器相连,另一端引出导线与除冰活门相连；由结冰厚度探测器采集结冰厚度信息传递到除冰控制装置，除冰控制装置给出相适应的指令控制除冰活门开度，调节热气流量，达到除冰效果。
优选地，所述除冰控制装置设置有结冰厚度耐受值。
优选地，所述除冰控制装置依据设置的结冰厚度耐受值和结冰厚度探测器采集的结冰厚度，两个参数值对比后输出不同的工作模式的指令，调节所述除冰活门的开度。
本发明的技术有益效果：通过实时直接获取机翼前缘表面结冰厚度，根据结冰的具体情况适应性地调节除冰活门开度，使除冰流量能够和结冰情况相匹配，这样既能有效保证除冰冰性能又可以大量节约飞机的引气流量。
附图说明
图1为本发明一种自适应机翼热气除冰系统的一优选实施例的组件布置示意图；
其中，1-除冰活门，2-结冰厚度探测器，3-除冰控制装置。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1；
一种自适应机翼热气除冰系统，包括：除冰活门1、结冰厚度探测器2及除冰控制装置3；
除冰活门1安装在机翼易结冰区域，与飞机进气道相连，机头布置有除冰控制装置3，除冰控制装置3一端引出导线与布置在飞机易结冰区域表面的结冰厚度探测器2相连,另一端引出导线与除冰活门1相连；由结冰厚度探测器2采集结冰厚度信息传递到除冰控制装置3，且除冰控制装置3设置有结冰厚度耐受值。除冰控制装置3依据设置的结冰厚度耐受值和结冰厚度探测器2采集的结冰厚度，两个参数值对比后输出不同的工作模式的指令，调节所述除冰活门1开度，从而控制热气的空气流量。
在系统实施前，应熟悉机翼结冰特性，全面了解机翼结冰严酷位置，确定机翼能够耐受的结冰最小厚度值。将结冰厚度探测器2布置在结冰最严酷的机翼前缘表面，并在除冰控制装置3的软件中设置结冰厚度耐受值。此外，还要通过分析或者试验，得到设计结冰条件下的预热空气流量和除冰空气流量以及对应的活门开度，并嵌入除冰控制装置3的软件中。
利用结冰厚度探测器给出的机翼前缘结冰厚度信息，根据不同的结冰厚度，采用不同的供气模式，以降低能源消耗，提高除冰效果。
当飞机进入结冰区时，结冰厚度探测器2采集到结冰信息后，结冰厚度小于设定厚度耐受值时，除冰控制装置3输出信号打开除冰活门1的开度至预热工作模式，使预热空气流量加热机翼前缘，保持机翼前缘温度略低于零点温度。
当飞机进入结冰区时，结冰厚度探测器2采集到结冰信息后，结冰厚度大于设定厚度耐受值时，除冰控制装置3输出信号打开除冰活门1至除冰模式，除冰活门1开度增加，以除冰空气流量加热机翼前缘，机翼前缘的结冰层融化，在空气的吹佛下脱落机翼表面，达到除冰目的。在冰层被除去之后，结冰厚度探测器2探测到结冰厚度小于机翼结冰厚度耐受值，则除冰控制装置3给出信号，关小防冰活门1的开度至预热状态，随着结冰厚度的增加，超过机翼能够耐受的厚度时，再一次开大,除冰活门1进入除冰模式，开始下一个除冰周期。
当飞机飞离结冰区后，无论结冰厚度探测器2给出的结冰厚度是多少，除冰活门1的开度调节至除冰模式工作3，消除所有积冰，避免带冰持续飞行。
本发明一种自适应机翼热气除冰系统通过实时直接获取机翼前缘表面结冰厚度，根据结冰的具体情况适应性地调节除冰活门开度，使除冰流量能够和结冰情况相匹配，这样既能有效保证除冰冰性能又可以大量节约飞机的引气流量，节约飞机能源，提高除冰效果。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (3)

1.一种自适应机翼热气除冰系统，其特征在于，包括：除冰活门(1)、结冰厚度探测器(2)及除冰控制装置(3)；
除冰活门(1)安装在机翼易结冰区域，与飞机进气道相连，机头布置有除冰控制装置(3)，除冰控制装置(3)一端引出导线与布置在飞机易结冰区域表面的结冰厚度探测器(2)相连,另一端引出导线与除冰活门(1)相连；由结冰厚度探测器(2)采集结冰厚度信息传递到除冰控制装置(3)，除冰控制装置(3)给出相适应的指令控制除冰活门(1)开度。
2.根据权利要求1所述的一种自适应机翼热气除冰系统，其特征在于：所述除冰控制装置(3)设置有结冰厚度耐受值。
3.根据权利要求1所述的一种自适应机翼热气除冰系统，其特征在于：所述除冰控制装置(3)依据设置的结冰厚度耐受值和结冰厚度探测器(2)采集的结冰厚度，两个参数值对比后输出不同的工作模式的指令，调节所述除冰活门(1)开度。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107764574A (zh) * 2017-09-08 2018-03-06 中国飞行试验研究院 一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法
CN109573054A (zh) * 2017-09-29 2019-04-05 波音公司 组合的流体防冰和电子冷却系统
CN112498697A (zh) * 2020-12-11 2021-03-16 武汉航空仪表有限责任公司 一种基于冰形增长的sld结冰探测方法及结冰探测器

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105416593A (zh) * 2015-12-11 2016-03-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞行器除冰系统
CN205203396U (zh) * 2015-12-11 2016-05-04 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机发动机短舱热气防冰系统

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105416593A (zh) * 2015-12-11 2016-03-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞行器除冰系统
CN205203396U (zh) * 2015-12-11 2016-05-04 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机发动机短舱热气防冰系统

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107764574A (zh) * 2017-09-08 2018-03-06 中国飞行试验研究院 一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法
CN107764574B (zh) * 2017-09-08 2021-09-14 中国飞行试验研究院 一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法
CN109573054A (zh) * 2017-09-29 2019-04-05 波音公司 组合的流体防冰和电子冷却系统
CN112498697A (zh) * 2020-12-11 2021-03-16 武汉航空仪表有限责任公司 一种基于冰形增长的sld结冰探测方法及结冰探测器

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