CN109625288B - 飞行透明件系统及其应用 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种飞行透明件系统及其应用。所述的飞行透明件系统，包括透明件和框架，所述的透明件安装于所述的框架上，其还包括：气流喷射系统，布放于所述的框架上；其包括若干喷嘴，所述的喷嘴设置于飞行舱外用以向所述的透明件喷射气流；气源，连接所述的气流喷射系统；所述的气源至少包括热气源；温度传感元件或热敏电阻，预埋于所述的透明件的内部用以测量所述的透明件的温度；控制系统，连接所述的温度传感元件或热敏电阻用以监测所述的透明件的温度；其还连接所述的气流喷射系统用以控制所述的气流喷射系统启动或关闭。所述的飞行透明件系统通过喷射气流除冰、化霜及排雨，取消了透明件的雨刷及电加温系统，从而更加适于实用。

Description

飞行透明件系统及其应用

技术领域

本发明涉及航空透明件领域，特别是涉及一种飞行透明件系统及其应用，所述的飞行透明件系统通过气流除冰、化霜及排雨，取消了雨刷及电加温系统。

背景技术

目前，国内外运输机的驾驶舱透明件由主风挡、通风窗和固定窗(或者通风窗与固定窗合一)等组成。为保证雨天的视野清晰，风挡安装有雨刷系统；以及为保证全天候能够飞行，风挡具备电加温功能，并通过控制器自动控制风档的表面温度。

雨刷及电加温系统是运输类飞机风挡的基本配置，技术非常成熟。但是其也存在以下的缺陷：

1、雨刷的缺陷：

1)雨刷系统比较笨重，占有一定的重量；

2)雨刷与风挡的贴合问题：随着波音787及我国C919新型宽视野驾

驶舱的设计，风挡弧度复杂且面积大，因此风挡与雨刷的贴合较困难；

3)对于通用直升机，其既对飞机的重量要求高，且透明件的外形复杂，

更难以接受雨刷系统；对于先进轰炸机，风挡前面的雨刷系统影响飞

机的隐身性能，也需要去掉。

2、电加温系统的缺陷：

现有技术通过在透明件的外层玻璃的内表面镀加热膜或布放加热丝，配合温度控制盒，实现风挡及其他透明件的电加温功能，其存在以下缺陷：

1)耗能：加热膜或加热丝加温风挡玻璃，每块风挡需要消耗几千瓦的电能；

2)透明件的发热材料可采用加热丝加热，而加热丝存在莫尔干涉效应，会影响飞行员的视野；

3)透明件的发热材料可采用透明导电膜，国内外产品以透明导电膜加热为主，但是加热膜需要通过汇流条及导线引出，借助温度控制盒与机上电路连接，而汇流条与加热元件的接触部位易松动，导线的焊点易脱焊，成为透明件失效的故障原因之一；且，加热膜存在飞弧的故障。

基于以上背景，开发一种不需要雨刷和电加温系统即可除冰、化霜及排雨的飞行透明件系统很有必要。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种飞行透明件系统及其应用，所述的飞行透明件系统通过在透明件内部预埋温度传感元件或热敏电阻以实时监测透明件的温度，控制系统设置有雨天功能控制模块和透明件温度控制模块，可自动控制气流喷射系统喷射气流以除冰、化霜及排雨，取消了透明件的雨刷及电加温系统，不占用机上电源即可实现透明件可靠地自动加热功能，从而更加适于实用。

本发明的目的及解决其技术问题是采用以下技术方案来实现的。依据本发明提出的一种飞行透明件系统，包括透明件和框架，所述的透明件安装于所述的框架上，其还包括：气流喷射系统，布放于所述的框架上；其包括若干喷嘴，所述的喷嘴设置于飞行舱外用以向所述的透明件喷射气流；气源，连接所述的气流喷射系统；所述的气源至少包括热气源；温度传感元件或热敏电阻，预埋于所述的透明件的内部用以测量所述的透明件的温度；控制系统，连接所述的温度传感元件或热敏电阻用以监测所述的透明件的温度；其还连接所述的气流喷射系统用以控制所述的气流喷射系统启动或关闭。

本发明的目的及解决其技术问题还可采用以下技术措施进一步实现。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的透明件由多层透明材料复合而成。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的透明件为由内而外依次由第二透明材料层、第二粘结材料层、第一透明材料层、第一粘结材料层和外层透明材料层组成的五层结构。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的透明件为由内而外依次由第一透明材料层、第一粘结材料层和外层透明材料层组成的三层结构。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的外层透明材料层的材料选自钠钙硅无机玻璃，铝硅酸盐无机玻璃或者硼硅酸盐无机玻璃的一种。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的外层透明材料层的厚度为1.5mm-5mm。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的温度传感元件或热敏电阻预埋于所述的第一粘结材料层内靠近所述的外层透明材料层的内表面。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的温度传感元件或热敏电阻的敏感温度区间为[-60℃，130℃]。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的喷嘴沿所述的透明件的外形分区设置于所述的透明件的周边；所述的喷嘴连接气源的管道设置于所述的框架内。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的控制系统设置有雨天功能控制模块，能够控制所述的气流喷射系统仅启动部分喷嘴喷射气流。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的控制系统设置有透明件温度控制模块；当透明件温度低于温度预设值时，所述的控制系统控制气流喷射系统向透明件喷射热气流以加热透明件；当透明件温度高于温度预设值时，所述的控制系统控制气流喷射系统关闭喷射气流；所述的温度预设值为20℃～40℃。

本发明的目的及解决其技术问题是采用以下技术方案来实现的。本发明还提出一种应用飞行透明件系统除冰、化霜及排雨的方法。

借由上述技术方案，本发明提出的一种飞行透明件系统及其应用至少具有下列优点：

1、所述的飞行透明件系统取消了雨刷，通过一定方向的气流吹击，实现雨天除水的功能，克服了外形复杂透明件雨刷贴合困难的缺陷；

2、所述的飞行透明件系统取消了雨刷，为对于重量要求苛刻的直升机提供了一种轻量化的雨天除水方案；

3、所述的飞行透明件系统取消了雨刷，为对于有隐身要求的飞机提供了解决方案；

4、所述的飞行透明件系统取消了电加温系统，通过高温气流吹击的措施实现透明件除冰化霜，为对于电能不足但有除冰化霜需求的飞机提供了解决方案；

5、所述的飞行透明件系统取消了电加温系统，与电加温相关的膜/丝、汇流条、导线等故障不再存在，提高了产品的可靠性和寿命；

6、所述的飞行透明件系统设置有控制系统，气流排雨以及气流除冰化霜的启动可自动进行。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本发明的较佳实施例并配合附图详细说明如后。

附图说明

图1是本发明提出的飞行透明件(五层结构)系统的内部结构示意图；

图2是本发明提出的飞行透明件(三层结构)系统的内部结构示意图；

图3是本发明提出的飞行透明件系统的外部结构示意图。

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效,以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的一种飞行透明件系统及其应用其具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如后。

如图1至图3所示，本发明提出的一种飞行透明件系统，其包括透明件和框架9，所述的透明件安装于所述的框架9上，其还包括气流喷射系统，布放于所述的框架9上；其包括若干喷嘴7，所述的喷嘴7设置于飞行舱外用以向所述的透明件喷射气流；气源11，连接所述的气流喷射系统；所述的气源11至少包括热气源；温度传感元件或热敏电阻6，预埋于所述的透明件的内部用以测量所述的透明件的温度；控制系统10，连接所述的温度传感元件或热敏电阻6用以监测所述的透明件的温度；其还连接所述的气流喷射系统用以控制所述的气流喷射系统启动或关闭。

所述的气源11其至少还包括常温和高温两种状态的气源，必要时所述的气源11经混气阀和管道连接所述的喷嘴7以调节喷嘴7所喷射的气流的温度；当所述的气流喷射系统开启后，所述的控制系统10还控制喷嘴7所喷射的气流的温度。

所述的气源11从飞机自身获取，例如，可从发动机引入。随着飞机的发动机转速增加和工作时间增加，发动机附近的空气被加热到一定温度，可以通过气泵抽入气体管道内，能够作为风挡及其他透明件加热用气源。

所述的控制系统10处于工作状态时，当所述的温度传感元件或热敏电阻6监测的温度值低于温度预设值时，所述的控制系统10控制所述的气流喷射系统启动；当所述的温度传感元件或热敏电阻6的监测温度值高于温度预设值时，所述的控制系统10控制所述的气流喷射系统关闭。

在冬天或结冰状态下，所述的气流喷射系统从所述的透明件的周边整体吹风，以提高所述的透明件的表面温度或融化透明件外表面的冰雪。与电加温风挡的温度控制系统10类似，由自动控制透明件加热膜工作或不工作调整为由所述的控制系统10自动控制所述的气流喷射系统的气流喷射或停止气流喷射。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的透明件由多层透明材料复合而成。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的透明件为由内而外依次由第二透明材料层1、第二粘结材料层2、第一透明材料层3、第一粘结材料层4和外层透明材料层5组成的五层结构。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的透明件为由内而外依次由第一透明材料层3、第一粘结材料层4和外层透明材料层5组成的三层结构。

所述的第二透明材料层1和第一透明材料层3统称为内部透明材料层。

所述的内部透明材料层选自无机玻璃、聚碳酸酯或有机玻璃。

所述的第二粘结材料层2和第一粘结材料层4统称为粘结材料层。

所述的粘结材料层的材料选自聚乙烯醇缩丁醛胶片、聚氨酯胶片或其他透明胶片。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的外层透明材料层5采用的材料选自钠钙硅无机玻璃，铝硅酸盐无机玻璃或者硼硅酸盐无机玻璃的一种。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的外层透明材料层5采用的材料采用透明无机材料。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的外层透明材料层5的厚度为1.5mm-5mm。

所述的外层透明材料层5采用耐温性能好的无机玻璃。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的外层透明材料层5的外表面涂覆疏水涂层。

所述的疏水涂层用以提高透明件在雨天的清晰度，结合气流吹拂，可快速获取清晰的视野。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的外层透明材料层5的外表面涂覆亲水涂层，便于透明件外表面依靠雨水的自然力量来维持表面的清洁。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的温度传感元件或热敏电阻6预埋于所述的第一粘结材料层4内靠近所述的外层透明材料层5的内表面。

所述的温度传感元件或热敏电阻6预埋在与外层外层透明材料层5接触的第一粘结材料层4里，且布放于透明件关键视野区外以免影响视野；所述的温度传感元件或热敏电阻6需位于所述的喷嘴7喷射的气流能够覆盖的区域，以能敏感地感知所述的外层透明材料层5的外表面温度。

所述的温度传感元件或热敏电阻6的安装位置旨在使其能够快速感知所述的透明件的外表面的温度。

所述的温度传感元件或热敏电阻6布放的数量及具体布放位置，可依据所述的透明件的外形、面积等因素确定。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的温度传感元件或热敏电阻6的敏感温度区间为[-60℃，130℃]。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的温度传感元件或热敏电阻6的敏感温度区间至少包含[20℃，30℃]的区间。

所述的热敏电阻采用Pt系列热敏电阻，例如，Pt100、Pt500或Pt1000等。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的喷嘴7沿所述的透明件的外形分区设置于所述的透明件的周边；所述的喷嘴7连接气源11的管道8设置于所述的框架9内。

依据所述的透明件的外形和飞行的气动情况，分区布置喷嘴7，所述的喷嘴7的数量、间距及距离透明件表面的高度均可调节；所述的不同区域的喷嘴7可独立控制或整体控制，以保证飞机在工作状态下，根据需要，透明件表面能定向或均匀受到气流的吹拂。

依据所述的透明件的形状及主视区的范围，所述的控制系统10设置应尽量集中，如集中在一个控制系统10中，最大化地减少控制系统10的数量。

所述的气流喷射系统布置在透明件的周边，所述的喷嘴7可设计在框架9上，也可设计在飞行器的机身骨架上。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的控制系统10设置有雨天功能控制模块，能够控制所述的气流喷射系统仅启动部分喷嘴7喷射气流。

飞机的发动机启动后，附近有充裕的空气，可以作为雨天风挡表面去水的气源11。在雨天，所述的控制系统10控制所述的气流喷射系统从透明件的上端向下端吹风，吹走玻璃表面的雨水，以免其遮挡视线。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中所述的控制系统10设置有透明件温度控制模块；当透明件温度低于温度预设值时，所述的控制系统10控制气流喷射系统向透明件喷射热气流以加热透明件；当透明件温度高于温度预设值时，所述的控制系统10控制气流喷射系统关闭喷射气流；所述的温度预设值为20℃～40℃。

考虑到中间层材料的耐温性能，当所述的透明件的温度达到20℃～40℃时，所述的控制系统10控制所述的气流喷射系统停止喷射；当所述的透明件的温度低于温度预设值时，则所述的控制系统10控制所述的气流喷射系统启动喷射。

所述的控制系统10控制的透明件的上限温度不超过60℃。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中还可以设置气流喷射系统的手动控制开关，能够根据需要手动控制所述的气流喷射系统开启或关闭。

优选的，前述的飞行透明件系统，其中控制系统10与机身可形成连接信号，其控制开关或控制面板设置在驾驶舱，方便飞行员操作。

本发明还提出一种应用飞行透明件系统除冰、化霜及排雨的方法。

实施例：

如图1、图2和图3所示，采用常规的夹层玻璃的制备工艺。在外层透明材料层5与第一粘结材料层4之间布放温度传感元件6，如热敏电阻Pt100、Pt500或Pt1000，用导线将热敏电阻引出。

所述的外层透明材料层5的玻璃优选无机玻璃，如钠钙硅玻璃或铝硅酸盐玻璃；所述的内部透明材料层可选无机玻璃、有机玻璃或聚碳酸酯板，依据重量、强度等要求选择；聚乙烯醇缩丁醛或其他透明粘结材料；所述的第一粘结材料层4选用聚氨酯胶片。

所述的透明件为由内而外依次由第二透明材料层1、第二粘结材料层2、第一透明材料层3、第一粘结材料层4和外层透明材料层5组成的五层结构；或者，所述的透明件为由内而外依次由第一透明材料层3、第一粘结材料层4和外层透明材料层5组成的三层结构。

将上述的多层透明材料与温度传感元件按顺序叠放，热压复合在一起，形成单块透明件。

对上述透明件的边部进行包边，借助工装和模具施图密封胶；所述的密封胶选择硅酮或聚硫类耐温较好的密封材料。

如图1-图3所示，有边框的，将上下边框的组件组装好，借助工装和模具将边框与透明件复合在一起；需要注意：在包边过程中，对导线需进行保护和绝缘处理并将导线引出来，必要时导线可与插头结合，便于后续与控制系统的连接。

所述的框架内设热空气管道，管道材料能承受100℃至150℃的高温；所述的空气管道可直接与喷嘴相连，所述的喷嘴能承受100℃至150℃的高温。

控制系统的原理与现有技术的电加温的温控器相似，是委托专业单位加工的。与现有技术相比，其比较大的调整内容是：控制系统与机身引入到透明件周边的气源开关结合，依据需要控制气源的开、闭。

本发明权利要求和/或说明书中的技术特征可以进行组合，其组合方式不限于权利要求中通过引用关系得到的组合。通过权利要求和/或说明书中的技术特征进行组合得到的技术方案，也是本发明的保护范围。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (7)

1.一种飞行透明件系统，包括透明件和框架，所述的透明件安装于所述的框架上，其特征在于，其包括：

气流喷射系统，布放于所述的框架上；其包括若干喷嘴，所述的喷嘴设置于飞行舱外用以向所述的透明件喷射气流；所述的透明件为由内而外依次由第二透明材料层、第二粘结材料层、第一透明材料层、第一粘结材料层和外层透明材料层组成的五层结构；或者，所述的透明件为由内而外依次由第一透明材料层、第一粘结材料层和外层透明材料层组成的三层结构；

气源，连接所述的气流喷射系统；所述的气源至少包括热气源；

温度传感元件或热敏电阻，预埋于所述的第一粘结材料层内靠近所述的外层透明材料层的内表面用以测量所述的透明件的温度；

控制系统，连接所述的温度传感元件或热敏电阻用以监测所述的透明件的温度；其还连接所述的气流喷射系统用以控制所述的气流喷射系统启动或关闭；所述的控制系统设置有雨天功能控制模块，能够控制所述的气流喷射系统仅启动部分喷嘴喷射气流；所述的控制系统设置有透明件温度控制模块；当透明件温度低于温度预设值时，所述的控制系统控制气流喷射系统向透明件喷射热气流以加热透明件；当透明件温度高于温度预设值时，所述的控制系统控制气流喷射系统关闭喷射气流；所述的温度预设值为20℃~40℃。

2.根据权利要求1所述的飞行透明件系统，其特征在于，

所述的透明件由多层透明材料复合而成。

3.根据权利要求1所述的飞行透明件系统，其特征在于，

所述的外层透明材料层的材料选自钠钙硅无机玻璃，铝硅酸盐无机玻璃或者硼硅酸盐无机玻璃的一种。

4.根据权利要求1所述的飞行透明件系统，其特征在于，

所述的外层透明材料层的厚度为1.5mm-5mm。

5.根据权利要求1所述的飞行透明件系统，其特征在于，

所述的温度传感元件或热敏电阻的敏感温度区间为 [-60℃，130℃]。

6.根据权利要求1所述的飞行透明件系统，其特征在于，

所述的喷嘴沿所述的透明件的外形分区设置于所述的透明件的周边；所述的喷嘴连接气源的管道设置于所述的框架内。

7.一种应用权利要求1至6任一项所述的飞行透明件系统除冰、化霜及排雨的方法。