CN106741968B - 一种基于冰层-蒙皮表面结合状态探测的复合式除冰系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于冰层‑蒙皮表面结合状态探测的复合式除冰系统和方法，用于除去飞机机翼表面附着的积冰。所述系统包括用于安装在机翼内蒙皮上的结合状态传感器、加热单元、结冰传感器、激振模块，还包括相应的加热控制单元、信号调理单元和激振控制单元等。所述方法根据结合状态传感器以及温度传感器的信号，获取冰层‑蒙皮表面的结合状态信息，从而掌握恰当的除冰时机，采用加热与振动相结合的方法，实现安全、高效、低能耗的除冰。本发明比单纯的电加热除冰方法耗能少，采用的激振除冰的激振力比单一的激振除冰的激振力小，故对机翼蒙皮材料的损伤要小，对飞机的气动外形影响更小。
Description
技术领域
本发明属于飞机结冰探测及防除冰领域，更具体地，涉及一种基于冰层和蒙皮表面结合状态探测并采用加热和激振相结合的复合式除冰系统。
背景技术
飞机结冰会对其气动外形、发动机功率、控制表面的操作性能、刹车制动、起落架操作、外部视觉、飞行仪表读数等造成不良影响，严重时甚至会造成飞行事故。
目前，典型的飞机防除冰技术分为三类：机械振动除冰、热防除冰、超声波除冰等。机械除冰在工作时需要较大的能量使机翼振动，并且会对飞机的气动外形造成不同程度的破坏。热防除冰方法包括电热防除冰和热气防除冰两大主要方法。它通过提高结冰表面材料温度，使冰层融化并脱落，但存在耗能过高的问题。化学防除冰则主要是利用防冰液与飞机部件表面收集的水混合，从而降低混合液的冰点，使水不容易在飞机表面结冰，但有可能会造成气温过低时混合液体的二次结冰。
发明内容
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种基于冰层-蒙皮表面结合状态探测的复合式除冰系统，其目的在于克服现有技术在耗能、安全性等发面的不足，由此解决飞机结冰的技术问题。
本发明提出一种基于冰层-蒙皮表面结合状态探测的复合式除冰系统，包括加热单元、激振模块、结合状态传感器、结冰传感器、加热控制单元、信号调理单元和激振控制单元；其中：
所述加热单元用于设在机翼内表面，用于加热机翼内蒙皮，使积冰部分融化，以减小冰层与机翼蒙皮间的结合力；所述加热控制单元与加热单元相连，用于控制加热单元的启停和功率；
所述结合状态传感器用于设在机翼内蒙皮表面，其输出与信号调理单元相连；结合状态传感器用于探测冰层反射的光的光强变化，判别冰层与机翼蒙皮之间的结合力大小；结合力越大，光强越大；
所述结冰传感器用于设在机翼内蒙皮的最前缘即最易结冰处，其输出与信号调理单元相连；结冰传感器用于判别内蒙皮的最前缘是否结冰；
所述激振模块由若干激振器组成，用于设在机翼蒙皮上下表面，实现振动除冰，使机翼表面的积冰破裂；所述激振控制单元与激振模块相连，用于控制激振器激振力的大小和启停；
信号调理单元用于对结冰传感器、结合状态传感器的接收端接收到的反射光信号进行光电转换，再对电信号进行去噪、放大处理；
工作中，结冰传感器不断检测机翼表面是否结冰；一旦检测到有结冰信号产生，则由加热控制单元发出指令，开启加热单元对机翼蒙皮进行加热；在加热的过程中，冰层与蒙皮之间的结合力逐渐下降，当结合力下降至阈值时，激振控制单元发出指令启动激振器进行激振除冰，同时加热控制单元指令加热单元停止工作。
进一步的，所述结合力阈值是指冰层与蒙皮之间的结合力因温度上升逐渐下降，在下降速率降为零时，所对应的结合力。
进一步的，所述除冰系统还包括总控单元；所述总控单元输入端与所述信号调理单元的输出相连，分别用于检测飞机机翼表面的温度、机翼表面是否结冰和结冰冰层与机翼蒙皮之间的结合力；总控单元输出端与加热控制单元和激振控制单元相连，分别用于控制加热单元和激振模块工作；
工作中，一旦检测到有结冰，结冰传感器发生结冰信号，经信号调理单元送入总控单元；总控单元指令加热控制单元开启加热单元，对机翼蒙皮进行加热；在加热的过程中，总控单元检测冰层与蒙皮之间的结合力；当结合力下降至阈值时，总控单元地控制激振控制单元发出指令，启动激振器进行激振除冰，同时指令加热控制单元指令，停止加热单元工作。
进一步的，所述除冰系统还包括温度传感器，其设在机翼内蒙皮，邻近结冰传感器、结合状态传感器配置，其输出与信号调理单元相连；温度传感器用于检测传感器所在蒙皮位置的温度。
进一步的，所述加热单元为电加热膜，敷设在机翼内表面。
进一步的，所述激振模块和/或结合状态传感器由两个或多个设在机翼蒙皮上下表面。
按照本发明的另一个方面，还提出一种基于冰层-蒙皮表面结合状态探测的复合式除冰方法，包括如下步骤：
(1)检测机翼表面是否结冰，是则对其进行加热；否则继续监测；
(2)检测冰层与机翼表面的结合力，判别其是否大于预设的阈值；是则实施机械振动除冰；否则继续加热并检测结合状态；
(3)转步骤(1)。
进一步的，所述步骤(2)中的机械除冰是通过激振模块(4)引起机械振动，使机翼在安全范围内产生振动形变，从而使冰层破裂，实现高效低能耗的除冰。
进一步的，所述步骤(2)中利用结合状态传感器检测机翼蒙皮上的结冰冰层在融化过程中结合力的变化；冰层与蒙皮之间的结合力因温度上升逐渐下降，在下降速率降为零时，所对应的结合力为结合力阈值。
进一步的，所述结合状态传感器包括发射光纤束和接收光纤束，发射光纤束和接收光纤束一端在金属外壳内集束成集中光纤束，其端面构成探测端；其中：所述发射光纤束为M束，所述接收光纤束为N束，M＝2或3，N＝2M或3M，各发射光纤束和接收光纤束的横截面面积相同；在金属外壳内M束发射光纤束和N束接收光纤束之间采用粘接胶粘合；M束发射光纤束的另一端分别装有1个光源器件，M个光源器件的光谱不同；N束接收光纤束的另一端分别装有1个光电接收器件。
更进一步的，所述结合状态传感器M束发射光纤束及N束接收光纤束在集中光纤束的端面分布形式为矩形行列分布或者同轴式分布；矩形行列分布时，M束发射光纤束分别位于M行(N+1)列矩阵的M行，且两两之间距离最大，M行(N+1)列矩阵中每束发射光纤束所在行的其余矩阵单元位置放置N束接收光纤束；同轴式分布时，M束发射光纤束各自呈1/M圆形式在中心圆均匀分布，N束接收光纤束各自呈扇形在环绕中心圆的外层圆环内沿径向逐层分布。
更进一步的，所述结合状态传感器和光纤束光轴成30°～90°的角度。
本发明中，所述步骤(2)中结合力的测量，是通过测量结合状态传感器接收到的反射光信号转换成的电压信号实现的；当结合状态传感器接收到的电压信号到大于设定的阈值时，则继续进行加热；当结合状态传感器接收到的电压信号小于或等于设定的阈值，停止加热。
本发明所述的结冰传感器，可以是光纤式结冰传感器(一种光纤式结冰传感器公开号202075225U；光纤式结冰传感器，授权公告号CN201110899Y)。该传感器通过探测在某一时刻是否突然有反射光出现，判断机翼内蒙皮的最前缘是否结冰；一旦结冰，结冰传感器发射的激光将会被冰层反射，结冰传感器将接收到反射光；
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
(1)该方法比单纯的电加热除冰方法耗能少；
(2)该方法采用的激振除冰的激振力比单一的激振除冰的激振力小，故对机翼蒙皮材料的损伤要小，对飞机的气动外形影响更小。
附图说明
图1示出了一种基于冰层-蒙皮表面结合状态探测的复合式除冰系统；
图2示出了图1中系统的复合式除冰系统的工作步骤；
图3示出了结合状态传感器结构；
在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：2-加热单元、3-温度传感器、4-激振模块、5-结合状态传感器、6-结冰传感器、7-加热控制单元、8-信号调理单元，9-激振控制单元，10-总控单元，11-结合状态传感器探测端面，12-结合状态传感器金属外壳，13、14-第一、第二发射光线束，15、16-不同波长的发光光源，17、18、19、20、21、22-六束接收光线束，23-光源接收器件。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
如图1所示，其出示了一种基于冰层-蒙皮表面结合状态探测的复合式除冰系统1及方法。该系统包括:加热膜2为加热单元、温度传感器3、两个激振器4构成激振模块、两个光纤式结合状态传感器5、一个光纤式结冰传感器6、加热控制单元7、信号调理单元8以及激振控制单元9。
加热膜2是一层耐高温的绝缘塑料，内部布满“回”字型加热细铜丝，通电后，细铜丝产生热量对机翼蒙皮进行加热。加热膜通过耐高温胶紧紧贴合在机翼的上下翼面，并对其做防水密封处理，防止由于进水导致加热丝短路。加热膜2与加热控制单元7连接，由加热控制单元7控制加热膜2的加热功率、加热时间等。
激振器4通过支架固定在距离机翼内蒙皮一小段距离处。此距离不能太小，以免振动时机翼产生过大的形变，破坏机翼材料，影响飞行安全；也不宜太小，达不到理想的除冰效果。激振器4与激振控制单元9相连接，激振控制单元9控制激振器激振力的大小。
结冰传感器6、结合状态传感器5以及温度传感器3通过铆钉安装在机翼内蒙皮上，结冰传感器6安装在试验件的前缘，结合状态传感器5等距离对称安装在试验件的上翼面和下翼面，温度传感器3紧挨着结合状态传感器安装。传感器分别与信号调理单元8连接，由信号调理单元8对传感器的电压信号及温度信号进行处理。
如图2所示，其示出了图1的复合式除冰系统1的复合式除冰方法。具体地，该复合式除冰方法包括：
飞机起飞后，复合式除冰系统随之开始工作。结冰传感器不断检测机翼是否结冰。
当机翼上有积冰时，安装于机翼前缘的结冰传感器产生信号，作为除冰系统工作的参考零点。此时由加热控制单元开启电加热器进行加热。随着加热的进行，冰层与飞机蒙皮接触面的温度逐渐上升，冰层融化，冰层与蒙皮间的结合状态发生改变，结合状态传感器的输出信号逐渐减小。
随着加热的进行，更多的积冰融化。结合状态传感器检测冰层与机翼表面的结合状态，信号处理单元获取传感器读数，并不断判断其是否达到设定的最佳除冰时机对应的阈值，每一个结合力阈值对应结合状态传感器的一个电压输出值，本实施例中设定对应于1.5V(这只是一个具体的实施例，不同的条件，阈值是不同的),若结合状态传感器的读数大于设定的电压阈值，则继续进行电加热；当其一旦减小到最优激振除冰时刻对应的阈值1.5V时，加热控制单元7立即关闭电加热器2，停止加热。同时，激振控制单元9立即开启激振器4，进行激振，使上下翼面在允许的安全值内振动变形，从而使冰层破裂并在高速气流的作用下脱落。这样上下翼面基本保持为整块结构但又与蒙皮不存在着紧密结合状态的冰块，会很容易被脉冲激振力破碎并弹起，然后在气流吹动作用下从蒙皮表面消除。
在本实施例中，1.5V的阈值电压对应的单位面积的结合力为0.5082Mpa，对应于结合状态传感器电压＝2.95*(单位面积的结合力)。
当结合状态传感器的输出大于阈值1.5V时，为欠加热状态，此时冰层与蒙皮间的结合力仍较大，若此时进行振动，除冰效果不佳。
当结合状态传感器的输出小于阈值1.5V时，为过加热状态，此时由于长时间加热，冰层与机翼蒙皮接触面出现了大量的冰水速溶状态，会削弱激振器产生的激振力，同样无法得到理想的除冰效果，同时还会浪费电能。
在本实施例中使用到的结合状态传感器本质上属于光强型、反射式光电传感器，包括发射光纤束和接收光纤束，发射光纤束和接收光纤束一端在金属外壳内集束成集中光纤束，其端面构成探测端；其中发射光纤束为M束，所述接收光纤束为N束，M＝2或3，N＝2M或3M，各发射光纤束和接收光纤束的横截面面积相同；在金属外壳内M束发射光纤束和N束接收光纤束之间采用粘接胶粘合；M束发射光纤束的另一端分别装有1个光源器件，M个光源器件的光谱不同；N束接收光纤束的另一端分别装有1个光电接收器件。结合状态传感器的M束发射光纤束及N束接收光纤束在集中光纤束的端面分布形式为矩形行列分布或者同轴式分布；
结合状态传感器的作用在于分析物体表面的冰层在温度改变之后的相态变化对不同光谱信号产生的影响，对物体结冰表面与冰层的结合状态进行检测，从而为复合式除冰方法提供有效的最佳除冰时机信息。
本发明是为解决现有的除冰方法耗能较大、不利于长时间飞行等问题而提出的。通过加热适当减小冰层与机翼蒙皮间的结合力，利用结合状态传感器寻找出冰层与机翼蒙皮间结合状态最弱的时刻进行激振，从而实现高效低能耗除冰，比单纯电加热除冰耗能少，比单纯振动除冰更有效安全实用。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种基于冰层-蒙皮表面结合状态探测的复合式除冰系统，其特征在于，包括加热单元(2)、激振模块(4)、结合状态传感器(5)、结冰传感器(6)、加热控制单元(7)、信号调理单元(8)和激振控制单元(9)；其中：
所述加热单元(2)用于设在机翼内表面，用于加热机翼内蒙皮，使积冰部分融化，以减小冰层与机翼蒙皮间的结合力；所述加热控制单元(7)与加热单元(2)相连，用于控制加热单元(2)的启停和功率；
所述结合状态传感器(5)用于设在机翼内蒙皮表面，其输出与信号调理单元(8)相连；结合状态传感器(5)用于探测冰层反射的光的光强变化，判别冰层与机翼蒙皮之间的结合力大小；
所述结冰传感器(6)用于设在机翼内蒙皮的最前缘，其输出与信号调理单元(8)相连；结冰传感器(6)用于判别内蒙皮的最前缘是否结冰；
所述激振模块(4)由若干激振器组成，用于设在机翼蒙皮上下表面，实现振动除冰，使机翼表面的积冰破裂；所述激振控制单元(9)与激振模块(4)相连，用于控制激振器激振力的大小和启停；
信号调理单元(8)用于对结冰传感器(6)、结合状态传感器(5)的接收端接收到的反射光信号进行光电转换，再对电信号进行去噪、放大处理；
工作中，结冰传感器不断检测机翼表面是否结冰；一旦检测到有结冰信号产生，则由加热控制单元发出指令，开启加热单元对机翼蒙皮进行加热；在加热的过程中，冰层与蒙皮之间的结合力逐渐下降，当结合力下降至阈值时，激振控制单元发出指令启动激振器进行激振除冰，同时加热控制单元指令加热单元停止工作；
所述结合状态传感器包括发射光纤束和接收光纤束，发射光纤束和接收光纤束一端在金属外壳内集束成集中光纤束，其端面构成探测端；其中：
所述发射光纤束为M束，所述接收光纤束为N束，M＝2或3，N＝2M或3M，各发射光纤束和接收光纤束的横截面面积相同；
在金属外壳内M束发射光纤束和N束接收光纤束之间采用粘接胶粘合；M束发射光纤束的另一端分别装有1个光源器件，M个光源器件的光谱不同；N束接收光纤束的另一端分别装有1个光电接收器件。
2.根据权利要求1所述的复合式除冰系统，其特征在于，所述结合力阈值是指冰层与蒙皮之间的结合力因温度上升逐渐下降，在下降速率降为零时，所对应的结合力。
3.如权利要求1所述的复合式除冰系统，其特征在于，还包括总控单元(10)；所述总控单元输入端与所述信号调理单元(8)的输出相连，分别用于检测飞机机翼表面的温度、机翼表面是否结冰和结冰冰层与机翼蒙皮之间的结合力；总控单元输出端与加热控制单元(7)和激振控制单元(9)相连，分别用于控制加热单元(2)和激振模块(4)工作；
工作中，一旦检测到有结冰，结冰传感器(6)发生结冰信号，经信号调理单元(8)送入总控单元(10)；总控单元(10)指令加热控制单元开启加热单元，对机翼蒙皮进行加热；在加热的过程中，总控单元(10)检测冰层与蒙皮之间的结合力；当结合力下降至阈值时，总控单元(10)地控制激振控制单元发出指令，启动激振器进行激振除冰，同时指令加热控制单元指令，停止加热单元工作。
4.根据权利要求1或3所述的复合式除冰系统，其特征在于，还包括温度传感器(3)，其设在机翼内蒙皮，邻近结冰传感器、结合状态传感器配置，其输出与信号调理单元(8)相连；温度传感器(3)用于检测传感器所在蒙皮位置的温度。
5.如权利要求1或2所述的复合式除冰系统，其特征在于，所述加热单元(2)为电加热膜，敷设在机翼内表面。
6.如权利要求1或3所述的复合式除冰系统，其特征在于，所述激振模块(4)和/或结合状态传感器(5)由两个或多个设在机翼蒙皮上下表面。
7.如权利要求1-6任一所述的复合式除冰系统的复合式除冰方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)检测机翼表面是否结冰，是则对其进行加热；否则继续监测；
(2)检测冰层与机翼表面的结合力，判别其是否大于预设的阈值；是则实施机械振动除冰；否则继续加热并检测结合状态；
(3)转步骤(1)。
8.如权利要求7所述的复合式除冰方法，其特征在于，所述步骤(2)中的机械除冰是通过激振模块(4)引起机械振动，使机翼在安全范围内产生振动形变，从而使冰层破裂，实现高效低能耗的除冰。
9.如权利要求7或8所述的复合式除冰方法，其特征在于：所述步骤(2)中利用结合状态传感器检测机翼蒙皮上的结冰冰层在融化过程中结合力的变化；冰层与蒙皮之间的结合力因温度上升逐渐下降，在下降速率降为零时，所对应的结合力为结合力阈值。
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