CN107985607A - 一种无人机结冰防护装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种无人机结冰防护装置，包括机翼、导热装置和加热装置，所述机翼的外壁上覆有蒙皮，所述机翼的内部形成有防冰腔，所述导热装置包括发动机压气机、流量限制器、单向活门和防冰活门，所述防冰活门设置在机翼上，所述加热装置包括依次连接的结冰传感器、电热层和脉冲装置。通过采用了两者混合除冰的装置，结合两者的优点，形成了较好的结冰防护效果，即保证重点部位如机翼前缘驻点附近没有冰层存在，又降低了结冰对飞机气动外形的破坏，降低了飞机的耗电量。
Description
技术领域
本发明属于飞行器技术领域，尤其涉及一种无人机结冰防护装置。
背景技术
结冰防护系统是关系到飞机飞行安全的重要系统之一，目前常用的有热气防冰系统和电热防/除冰系统，所防护的飞机表面有机翼（尾翼）前缘、直升机桨叶、发动机进气道前缘等。这两种系统方案技术比较成熟，在军机、民机上得到了广泛的应用，无人机一般承担侦查或攻击任务，在任务剖面内，当其遭遇到结冰气象环境时，就需要结冰防护系统来保证飞行安全，机翼是主要的升力表面，也是主要的结冰防护表面。如果采用常规的热气防冰系统或电热防/除冰系统，这就需要发动机提供防冰用气或电源提供防/除冰用电，这会影响发动机的热力性能和飞机的整体性能，特别是机翼是主要的升力表面，也是主要的结冰防护表面。
专利号为 CN105882980A，申请日为 2016-05-18，公开了一种自动式电加热除冰系统，其特征在于，包括：电加热除冰组件，设置在飞机翼面前缘；结冰探测器，设置在所述飞机翼面前缘；控制器，用于接收所述结冰探测器传递的所述飞机翼面前缘的结冰信息，并根据所述结冰信息控制所述电加热除冰组件对所述飞机翼面前缘进行加热。
上述专利通过控制电加热除冰组件对飞机翼面前缘进行加热除冰。但是通过常规的电加热的方式，这就需要发动机提供除冰电源，这会影响发动机的热力性能和飞机的整体性能，也加大了能源的消耗。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术中存在的上述问题，提供一种无人机结冰防护装置，该装置能将发动机的热力性能的利用起来除冰，减小了发动机为除冰提供的用电，很大程度上节约除冰所需的电源，提高飞机的整体性能，降低了能源消耗。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下。
一种无人机结冰防护装置，包括机翼、导热装置和加热装置，其特征在于：所述机翼的外壁上覆有蒙皮，所述机翼的内部形成有防冰腔，所述防冰腔包括A腔和B腔，所述A腔和B腔与蒙皮形成有防冰通道，所述A腔和B腔通过防冰通道连通，所述导热装置包括发动机压气机、流量限制器、单向活门和防冰活门，所述防冰活门设置在机翼上，所述防冰活门的一端通过管道依次与单向活门、流量限制器和发动机压气机连接在一起，另一端与A腔连通，所述加热装置包括依次连接的结冰传感器、电热层和脉冲装置，所述电热层设置在蒙皮外表面，所述脉冲装置设置在机翼上，所述结冰传感器通过支架安装在机翼的前缘。
所述电热层包括依次设置的磨损层、粘结层A、外绝缘热层、粘结层B、加热条、粘接层C、内绝缘热层、粘结层D。
所述脉冲装置包括控制器、脉冲发生器、程序器和感应器。
所述感应器采用无铁芯的线圈。
所述管道采用酚醛泡沫。
采用本发明的优点在于。
1、通过将发动机的热量转换成除冰的热能，发动机不需要为了除冰额外发电，降低了能源消耗，增加了发动机的寿命，同时，通过电加热和脉冲装置的作用，可以取消发动机引气，增加发动机的的热力性能，从而提高飞机整体性能，采用了两者混合除冰的装置，结合两者的优点，形成了较好的结冰防护效果，即保证重点部位如机翼前缘驻点附近没有冰层存在，又降低了结冰对飞机气动外形的破坏，降低了飞机的耗电量。
2、通过依次设置的磨损层、粘结层A、外绝缘热层、粘结层B、加热条、粘接层C、内绝缘热层、粘结层D，保证蒙皮前端不被磨损，降低蒙皮内的温度的流失。
3、通过脉冲装置独立运行，防止外界对脉冲装置的影响。
4、通过无铁芯线圈的感应器，在电脉冲作用下，线圈产生高频变化磁场，此变化磁场在外蒙皮上引起涡流，从而产生相斥的脉冲力，此力使蒙皮产生弹性变形，从而将冰破碎弹走，除冰的效果更好。
5、通过酚醛泡沫的管道，保温效果好，降低热量在输送过程中的损耗，且不燃烧，不熔化，也不会散发有毒烟雾，并具有质轻、无毒、无腐蚀、保温、节能、隔音、价廉等优点。
附图说明
图1为本发明中导热装置的结构示意图。
图2为本发明中防冰腔的结构示意图。
图3为本发明中加热装置的结构示意图。
图4为本发明中加热层的结构示意图。
图5为本发明中脉冲装置的结构示意图。
图6为本发明中脉冲装置与电热层结构框图。
图中标记：1、机翼，2、防冰腔，3、防冰活门，4、单向活门，5、流量限制器，6、发动机压气机，7、蒙皮，8、防冰通道，9、A腔，10、B腔，11、支架，12、电热层，13、结冰传感器，14、磨损层，15、粘结层A，16，外绝缘热层，17、粘结层B，18、加热条，19、粘接层C，20、内绝缘热层，21粘结层D，21、感应器，22、程序器，23、脉冲发生器，24控制器。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的说明：
实施例1
如图1至3所示，一种无人机结冰防护装置，包括机翼1、导热装置和加热装置，所述机翼1的外壁上覆有蒙皮7，所述机翼的内部形成有防冰腔2，所述防冰腔2包括A腔9和B腔10，所述A腔9和B腔10与蒙皮7形成有防冰通道，所述A腔9和B腔10通过防冰通道8连通，所述导热装置包括发动机压气机6、流量限制器5、单向活门4和防冰活门3，所述防冰活门3设置在机翼1上，所述防冰活门3的一端通过管道依次与单向活门4、流量限制器5和发动机压气机6连接在一起，另一端与A腔连通，所述加热装置包括依次连接的结冰传感器13、电热层12和脉冲装置，所述电热层12设置在蒙皮7外表面，所述脉冲装置设置在机翼1上，所述结冰传感器13通过支架11安装在机翼的前缘。
发动机的热气由发动机压气机6引出，通过管道经过流量限制器5、单向活门4和防冰活门3进入防冰腔2的A腔9中，热气再通过A腔9上的一个通口进入防冰通道8内，在防冰通道8内热气将热量传递给蒙皮7的外表面，使蒙皮外表面温度高于0℃，这就使撞击到机翼1表面的液态水达不到冻结温度，从而起到防冰的效果，然后完成热传递的热气通过B腔10上的一个开口进入B腔10内，通过B腔10排出到排出防冰腔2外，当发动机压气机6引出的热量不够时，蒙皮外表面温度始终低于0℃，机翼1表面的液态水会成冰，电源为系统控制器、结冰传感器13、电热层12和脉冲装置供电，结冰传感器13探测到机翼结冰后，如图6所示，结冰传感器13发出结冰信号和结冰速率信号至系统控制器，系统控制器通过控制信号开启机翼1前缘电热层12，并根据结冰速率值控制脉冲装置除冰的开启，机翼1前缘通过电热层12的通电加热，使机翼1前缘驻点附近蒙皮表面温度高于0℃，使碰撞到这些区域的液态水无法冻结；根据结冰传感器13传回的结冰速率信号，系统控制器控制脉冲装置除冰系统工作状态，脉冲装置对蒙皮7产生小振幅高频振动，破坏冰层与蒙皮表面的粘接，在气流作用下，将冰层由飞机表面吹走，在允许的结冰时间后，将表面所结的冰层除去，本专利通过将发动机的热量转换成除冰的热能，发动机不需要为了除冰额外发电，降低了能源消耗，增加了发动机的寿命，同时，通过电加热和脉冲装置的作用，可以取消发动机引气，增加发动机的的热力性能，从而提高飞机整体性能，采用了两者混合除冰的装置，结合两者的优点，形成了较好的结冰防护效果，即保证重点部位如机翼前缘驻点附近没有冰层存在，又降低了结冰对飞机气动外形的破坏，降低了飞机的耗电量。
实施例2
如图1至3所示，一种无人机结冰防护装置，包括机翼1、导热装置和加热装置，所述机翼1的外壁上覆有蒙皮7，所述机翼的内部形成有防冰腔2，所述防冰腔2包括A腔9和B腔10，所述A腔9和B腔10与蒙皮7形成有防冰通道，所述A腔9和B腔10通过防冰通道8连通，所述导热装置包括发动机压气机6、流量限制器5、单向活门4和防冰活门3，所述防冰活门3设置在机翼1上，所述防冰活门3的一端通过管道依次与单向活门4、流量限制器5和发动机压气机6连接在一起，另一端与A腔连通，所述加热装置包括依次连接的结冰传感器13、电热层12和脉冲装置，所述电热层12设置在蒙皮7外表面，所述脉冲装置设置在机翼1上，所述结冰传感器13通过支架11安装在机翼的前缘。
如图4至5所示，所述电热层包括依次设置的磨损层14、粘结层A15、外绝缘热层16、粘结层B17、加热条18、粘接层C19、内绝缘热层20、粘结层D21。
所述脉冲装置包括控制器24、脉冲发生器23、程序器22和感应器21。
发动机的热气由发动机压气机6引出，通过管道经过流量限制器5、单向活门4和防冰活门3进入防冰腔2的A腔9中，热气再通过A腔9上的一个通口进入防冰通道8内，在防冰通道8内热气将热量传递给蒙皮7的外表面，使蒙皮外表面温度高于0℃，这就使撞击到机翼1表面的液态水达不到冻结温度，从而起到防冰的效果，然后完成热传递的热气通过B腔10上的一个开口进入B腔10内，通过B腔10排出到排出防冰腔2外，当发动机压气机6引出的热量不够时，蒙皮外表面温度始终低于0℃，机翼1表面的液态水会成冰，电源为系统控制器、结冰传感器13、电热层12和脉冲装置供电，结冰传感器13探测到机翼结冰后，如图6所示，结冰传感器13发出结冰信号和结冰速率信号至系统控制器，系统控制器开启机翼1前缘电热层，并根据结冰速率值控制脉冲装置除冰的开启，机翼1前缘通过电热层12的通电加热，使机翼1前缘驻点附近蒙皮表面温度高于0℃，使碰撞到这些区域的液态水无法冻结；根据结冰传感器13传回的结冰速率信号，系统控制器控制脉冲装置除冰系统工作状态，脉冲装置对蒙皮7产生小振幅高频振动，破坏冰层与蒙皮表面的粘接，在气流作用下，将冰层由飞机表面吹走，在允许的结冰时间后，将表面所结的冰层除去，本专利通过将发动机的热量转换成除冰的热能，发动机不需要为了除冰额外发电，降低了能源消耗，增加了发动机的寿命，同时，通过电加热和脉冲装置的作用，可以取消发动机引气，增加发动机的的热力性能，从而提高飞机整体性能，采用了两者混合除冰的装置，结合两者的优点，形成了较好的结冰防护效果，即保证重点部位如机翼前缘驻点附近没有冰层存在，又降低了结冰对飞机气动外形的破坏，降低了飞机的耗电量。
由于蒙皮17的前端部分最先与冷空气接触，冷却温度最低和与空气摩擦受损度最高，通过依次设置的磨损层14、粘结层A15、外绝缘热层16、粘结层B17、加热条18、粘接层C19、内绝缘热层20、粘结层D21，保证蒙皮17前端不被磨损，降低蒙皮17内的温度的流失。
通过脉冲装置23独立运行，防止外界对脉冲装置23的影响。
实施例3
如图1至3所示，一种无人机结冰防护装置，包括机翼1、导热装置和加热装置，所述机翼1的外壁上覆有蒙皮7，所述机翼的内部形成有防冰腔2，所述防冰腔2包括A腔9和B腔10，所述A腔9和B腔10与蒙皮7形成有防冰通道，所述A腔9和B腔10通过防冰通道8连通，所述导热装置包括发动机压气机6、流量限制器5、单向活门4和防冰活门3，所述防冰活门3设置在机翼1上，所述防冰活门3的一端通过管道依次与单向活门4、流量限制器5和发动机压气机6连接在一起，另一端与A腔连通，所述加热装置包括依次连接的结冰传感器13、电热层12和脉冲装置，所述电热层12设置在蒙皮7外表面，所述脉冲装置设置在机翼1上，所述结冰传感器13通过支架11安装在机翼的前缘。
如图4至5所示，所述电热层包括依次设置的磨损层14、粘结层A15、外绝缘热层16、粘结层B17、加热条18、粘接层C19、内绝缘热层20、粘结层D21。
所述脉冲装置包括控制器24、脉冲发生器23、程序器22和感应器21。
所述感应器14采用无铁芯的线圈。
所述管道采用酚醛泡沫。
发动机的热气由发动机压气机6引出，通过管道经过流量限制器5、单向活门4和防冰活门3进入防冰腔2的A腔9中，热气再通过A腔9上的一个通口进入防冰通道8内，在防冰通道8内热气将热量传递给蒙皮7的外表面，使蒙皮外表面温度高于0℃，这就使撞击到机翼1表面的液态水达不到冻结温度，从而起到防冰的效果，然后完成热传递的热气通过B腔10上的一个开口进入B腔10内，通过B腔10排出到排出防冰腔2外，当发动机压气机6引出的热量不够时，蒙皮外表面温度始终低于0℃，机翼1表面的液态水会成冰，电源为系统控制器、结冰传感器13、电热层12和脉冲装置供电，结冰传感器13探测到机翼结冰后，如图6所示，结冰传感器13发出结冰信号和结冰速率信号至系统控制器，系统控制器开启机翼1前缘电热层，并根据结冰速率值控制脉冲装置除冰的开启，机翼1前缘通过电热层12的通电加热，使机翼1前缘驻点附近蒙皮表面温度高于0℃，使碰撞到这些区域的液态水无法冻结；根据结冰传感器13传回的结冰速率信号，系统控制器控制脉冲装置除冰系统工作状态，脉冲装置对蒙皮7产生小振幅高频振动，破坏冰层与蒙皮表面的粘接，在气流作用下，将冰层由飞机表面吹走，在允许的结冰时间后，将表面所结的冰层除去，本专利通过将发动机的热量转换成除冰的热能，发动机不需要为了除冰额外发电，降低了能源消耗，增加了发动机的寿命，同时，通过电加热和脉冲装置的作用，可以取消发动机引气，增加发动机的的热力性能，从而提高飞机整体性能，采用了两者混合除冰的装置，结合两者的优点，形成了较好的结冰防护效果，即保证重点部位如机翼前缘驻点附近没有冰层存在，又降低了结冰对飞机气动外形的破坏，降低了飞机的耗电量。
由于蒙皮17的前端部分最先与冷空气接触，冷却温度最低和与空气摩擦受损度最高，通过依次设置的磨损层14、粘结层A15、外绝缘热层16、粘结层B17、加热条18、粘接层C19、内绝缘热层20、粘结层D21，保证蒙皮17前端不被磨损，降低蒙皮17内的温度的流失。
通过脉冲装置23独立运行，防止外界对脉冲装置23的影响。
通过无铁芯线圈的感应器21，在电脉冲作用下，线圈产生高频变化磁场，此变化磁场在外蒙皮上引起涡流，从而产生相斥的脉冲力，此力使蒙皮7产生弹性变形，从而将冰破碎弹走，除冰的效果更好。
通过酚醛泡沫的管道，保温效果好，降低热量在输送过程中的损耗，且不燃烧，不熔化，也不会散发有毒烟雾，并具有质轻、无毒、无腐蚀、保温、节能、隔音、价廉等优点。
脉冲发生器23由变压器、整流器及电容式贮能器组成，脉冲发生器产生电脉冲，此电脉冲作用在感应器上，使蒙皮产生作用时间为0.001～0.00005秒的脉冲力，此力使蒙皮发生变形，并产生小振幅高频振动，很快将冰除去。程序器控制各感应器的接通次序和接通时间。
通过无铁芯线圈的感应器21，在电脉冲作用下，线圈产生高频变化磁场，此变化磁场在外蒙皮上引起涡流，从而产生相斥的脉冲力，此力使蒙皮产生弹性变形，从而将冰破碎弹走，除冰的效果更好。
通过酚醛泡沫的管道，保温效果好，降低热量在输送过程中的损耗，且不燃烧，不熔化，也不会散发有毒烟雾，并具有质轻、无毒、无腐蚀、保温、节能、隔音、价廉等优点。
以上所述实施例仅表达了本申请的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请保护范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请技术方案构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。
Claims (5)
1.一种无人机结冰防护装置，包括机翼（1）、导热装置和加热装置，其特征在于：所述机翼（1）的外壁上覆有蒙皮（7），所述机翼的内部形成有防冰腔（2），所述防冰腔（2）包括A腔（9）和B腔（10），所述A腔（9）和B腔（10）与蒙皮（7）形成有防冰通道，所述A腔（9）和B腔（10）通过防冰通道（8）连通，所述导热装置包括发动机压气机（6）、流量限制器（5）、单向活门（4）和防冰活门（3），所述防冰活门（3）设置在机翼（1）上，所述防冰活门（3）的一端通过管道依次与单向活门（4）、流量限制器（5）和发动机压气机（6）连接在一起，另一端与A腔（9）连通，所述加热装置包括依次连接的结冰传感器（13）、电热层（12）和脉冲装置，所述电热层（12）设置在蒙皮（7）外表面，所述脉冲装置设置在机翼（1）上，所述结冰传感器（13）通过支架（11）安装在机翼的前缘。
2.如权利要求1所述的一种新型无人机机翼结冰防护装置，其特征在于：所述电热层包括依次设置的磨损层（14）、粘结层A（15）、外绝缘热层（16）、粘结层B（17）、加热条（18）、粘接层C（19）、内绝缘热层（20）、粘结层D（21）。
3.如权利要求1所述的一种新型无人机机翼结冰防护装置，其特征在于：所述脉冲装置包括控制器（24）、脉冲发生器（23）、程序器（22）和感应器（21）。
4.如权利要求1所述的一种新型无人机机翼结冰防护装置，其特征在于：所述感应器（14）采用无铁芯的线圈。
5.如权利要求1所述的一种新型无人机机翼结冰防护装置，其特征在于：所述管道采用酚醛泡沫。
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