CN109878740B - 一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置及方法，该装置包括系统关闭回路、TKS储液罐加热回路、防冰除冰传热回路热管、分布回路热管和TKS除冰机构，所述系统关闭回路、TKS储液罐加热回路和传热回路共用一套传热蒸发器(1)，防冰状态下，TKS储液罐加热回路、防冰除冰传热回路热管和分布回路热管作用；除冰状态下，TKS除冰机构工作。与现有技术相比，本发明大大提高了TKS系统除冰效率，减少机翼、尾翼结冰现象，保证飞机飞行稳定性，系统安全可靠；且利用排气管余热作为热源，提高了单发涡轮螺旋桨飞机能源的综合利用率。

Description

一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置及方法

技术领域

本发明涉及一种飞机防冰除冰技术，尤其是涉及一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置及方法。

背景技术

随着螺旋桨技术的不断进步，涡轮螺旋桨飞机推进效率大幅度提高，噪声水平大幅度下降，乘坐舒适性已可以与涡扇飞机相当。同时涡轮螺旋桨飞机具有良好的跑道适应性，能在沙土、砂石、草地等跑道上起降，螺旋桨的滑流又可大大改善飞机的起飞/着陆性能，允许较短的起飞/着陆滑跑距离，因此涡轮螺旋桨飞机一直是军用飞机的常用机型。此外，涡轮螺旋桨飞机因其燃油经济性良好，维修保障便捷，也是初、中级教练机和侦察/攻击无人机的常用机型。目前来看，涡轮螺旋桨飞机拥有相当广阔的应用前景。

结冰一直以来是导致飞机飞行事故的主要原因之一，尤其是飞机机翼、尾翼前缘的结冰，会导致翼型阻力增加、升力下降以及操纵性和稳定性的恶化，引起起飞、着陆或者飞行状态下飞机操纵性失控，最终造成严重的飞行事故。对于涡轮螺旋桨飞机，飞行高度低、一般在7000米以下，飞行速度低、一般不超过500km/h。而高度7000米之下正是飞机最容易结冰的高度，飞机在飞行时更容易受到风、雨、雷、电等自然因素的影响。机翼、尾翼结冰后且飞行速度低，飞机更容易受结冰后的气流扰动而造成失速，故涡轮螺旋桨飞机对于机翼、尾翼的防冰除冰要求更高，同时就涡轮螺旋桨飞机的应用前景来看，对其机翼、尾翼进行防冰除冰也具有重要的应用价值。

在涡轮风扇飞机飞行过程中机翼、尾翼的防冰除冰问题中，目前广泛采用热气除冰技术，即指在飞行过程中，利用飞机发动机压气机引出的热空气融冰，此项技术现已非常成熟。而涡轮螺旋桨发动机相对于涡轮风扇发动机来说，进气量较少，压气机压缩的热空气仅仅够燃烧室燃烧使用，所以涡轮螺旋桨飞机并不能像涡扇飞机那样引导发动机压气机的热空气来进行机翼、尾翼的防冰除冰。

针对单发涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼防冰除冰的问题，目前主要的除冰技术有：

一、除冰套(deicing-boot)除冰技术，其主要的不足有：(1)在除冰套上容易形成冰桥。(2)如果除冰套设计不合理，在除冰套后方容易形成冰脊，扰乱机翼气流。

二、Tecalemit-Kilfrost-Sheepbridge(TKS)防冰除冰技术。其主要的不足有：(1)携带的TKS液有限，不能随时进行防冰除冰，一般只能提供2小时左右的使用时间。(2)TKS液的价格昂贵，不能满足很好的经济性。

三、电加热辅助除冰技术。其主要的不足有：(1)只能够给机翼前缘除冰，不足以给整个机翼表面除冰。(2)当发热量不足时，机翼前缘会二次结冰形成冰瘤，而冰瘤会造成阻力激增和升力下降等危险。

综上所述，单发涡轮螺旋桨飞机的机翼除冰问题还没有彻底解决，发展一种新型的安全、可靠、高效、节能的单发涡轮螺旋桨飞机的机翼及尾翼的防冰除冰技术具有重要意义。

回路热管(Loop Heat Pipes，LHP)是高效的汽液两相传热装置，包括蒸发器、汽线、冷凝器、液线、工质、补偿室。基本原理为蒸发器内的毛细芯产生毛细力驱动回路工作，利用工质的蒸发和冷凝来传递热量。基本工作方式为蒸发器吸收热源的热量，将蒸发器毛细芯中的液体工质蒸发成汽体，汽体工质沿着汽线运动到冷凝器释放出热量并冷凝成液体，液体再经过液线回到补偿室，从而完成一次热交换。

回路热管与普通热管(Heat Pipes，HP)相比能够在更长的距离、更小的温差内传递更多的热量，并且工质流向不易改变，同时在设计上也更加灵活。在航天领域，已经有成功的案例将回路热管部署在卫星上，并且证实其具有克服微重力条件长期有效的工作。还有已运用在哥伦比亚号航天飞机上的回路热管模型也证实回路热管对于热能管理有效。

然而回路热管运用于单发涡轮螺旋桨飞机上仍存在一些缺陷：(1)当飞机执行操纵时，回路热管会经历不利加速度以及改变倾斜角度，这可能会导致回路热管的冷却液体减少或者不能回到蒸发器，严重情况下可能导致蒸发器内部芯的干涸，回路热管不能正常传热。(2)飞机机翼、尾翼的防冰除冰需要消耗大量的热量，单个回路热管不足以提供如此高水平的功率。如果简单的通过增加回路热管的数量来满足功率需求，会增加结构的质量，增大结构所占空间。因此如何让回路热管更好的适应飞行环境，如何在满足飞机机翼、尾翼防冰除冰的需求下保证结构质量轻、所占空间小是需要解决的问题。

TKS是使用化学方法防冰除冰的一项技术，其中的除冰液(TKS液)的主要成分是乙二醇。因为TKS液的凝固点低于-60℃，所以它适用于所有单发涡轮螺旋桨飞机的飞行环境之中。

TKS液通过泵从安装在机翼、尾翼前缘的激光钻孔钛板的孔隙中分散出来，与云中的过冷水混合后，降低过冷水的凝固点，并使混合物从飞机表面流出而不会冻结，达到防冰效果。此外，TKS液还可以在飞机结冰时化学地破坏冰与机身之间的结合。因为TKS液可以降低冰的熔点，使冰很容易融化，融化的冰被气流吹走，从而达到除冰效果。当TKS液从前缘渗出时，它会越过前缘表面向机翼后方表面流动，从而在整个机翼表面形成防冰保护层。故TKS液可以实现机翼表面的大范围防冰除冰。

TKS技术也存在一些缺陷：(1)TKS液的携带量有限，需要考虑飞行计划是否允许在防冰除冰时间内飞行。大多数配备TKS设备的飞机，在正常条件下有1.5-2.5小时的保护。(2)TKS设备的开启时间很难掌握，如果过早的打开它，会造成TKS液的浪费。如果在机翼已经结冰的情况下再开启，TKS液体渗透到冰中的速率不是很快，并不能像除冰套那样迅速除冰，可能会延长除冰的时间，增加飞机由于结冰而发生事故的可能性。因此，如何提高效率让更少的TKS液除掉更多的结冰，如何让TKS准确开启，是需要解决的问题。

发明内容

本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置及方法。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置，包括：

TKS除冰机构：包括TKS储液罐、连接TKS储液罐的渗透面板，以及驱动TKS液渗透的压力泵；

系统关闭回路：包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器和一号阀门，从而保证蒸发器的蒸汽能够在回路中循环，避免出现危险情况；

TKS储液罐加热回路：包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器、汽线、固定在TKS储液罐上的TKS冷凝器，液线以及三号阀门；

防冰除冰传热回路热管：包括相互并联的多条防冰传热回路和多条除冰传热回路，所述防冰传热回路包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器、汽线、防冰冷凝器、液线和二号阀门，所述除冰传热回路包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器、汽线、除冰冷凝器、液线和控制阀门；

所述系统关闭回路、TKS储液罐加热回路和传热回路共用一套传热蒸发器。

进一步的，所述防冰冷凝器和除冰冷凝器通过分布回路热管将热量传递到待防冰除冰的机翼和尾翼上，所述分布回路热管包括沿工质流动方向依次首尾连接的分布冷凝器、液线、分布蒸发器和汽线，所述分布冷凝器布置于待防冰除冰的机翼和尾翼上，所述分布蒸发器与除冰冷凝器和防冰冷凝器进行热交换。

进一步的，所述传热蒸发器安装有双补偿室，包括安装在传热蒸发器两端的两个补偿室，当回路处于不利加速度状态或改变其倾斜角度时，会导致蒸发器毛细芯干涸，这时双补偿室可有效的供给液体工质使整个芯保持湿润，整个回路热管处于正常工作状态。

进一步的，所述分布蒸发器和除冰冷凝器通过管中管结构相连接，所述除冰冷凝器螺旋环绕于一根空心管内，所述分布蒸发器直接插入空心管中以进行热交换，这种管中管结构可以实现分布蒸发器和除冰冷凝器之间的拆卸以及各自的维修；

所述分布蒸发器和防冰冷凝器通过管中管结构相连接，所述防冰冷凝器螺旋环绕于一根空心管内，所述分布蒸发器直接插入空心管中以进行热交换，这种管中管结构可以实现分布蒸发器和防冰冷凝器之间的拆卸以及各自的维修。

进一步的，所述分布冷凝器采用S型铺设方式沿机翼、尾翼弦向布置，所述分布冷凝器与冷凝鞍座过盈配合，所述冷凝鞍座固定在机翼、尾翼外蒙皮的内表面。

进一步的，所述分布回路热管按照工作状态分为防冰状态分布回路热管和除冰状态分布回路热管。

进一步的，防冰状态分布回路热管是单个独自工作的分布回路热管，其工作功率较小，用于防冰，能够防止加热功率过大对机翼、尾翼的寿命有影响，分布冷凝器铺设在机翼、尾翼中。

进一步的，除冰状态分布回路热管是多个并联协同工作的分布回路热管，其中的回路热管的个数为n个(n>1)，可根据涡轮螺旋桨飞机除冰所需的功率来具体确定回路热管的个数，故其工作功率较大，用于除冰，并且可以防止因加热功率不足导致除冰速率过慢，分布冷凝器铺设在机翼、水平安定面中，由于垂直安定面内的防冰状态分布回路热管接受左右两侧运输回路热管的热量，所以功率足够除冰，故垂直安定面内不铺设除冰状态分布回路热管的分布冷凝器。

进一步的，所述渗透面板位于机翼、尾翼的前缘，所述渗透面板自外向内依次为外板、多孔膜和内板，所述外板上安装有用于检测结冰情况的结冰探测器，所述外板与TKS储液罐相连接。

更进一步的，所述外板严格按照机翼、尾翼前缘设计要求制成，且上面分布有致密的微孔，所述外板和内板之间留有存储TKS液的空间，所述外板和内板之间的多孔膜确保TKS液均匀地流向外板并且均匀分布。

进一步的，所述外板上还安装有用于检测结冰情况的结冰探测器，所述内板连接有TKS冷凝鞍座，所述内板由钛制成，与外板之间留有空隙以形成存储TKS液的空间，外板和内板之间的多孔膜确保TKS液均匀地流向外板并且均匀分布。

进一步的，所述TKS储液罐内还设置有测量TKS液温度的TKS温度传感器。

进一步的，所述TKS储液罐，位于单发涡轮螺旋桨飞机的机身中部偏后位置，根据不同机型，提供足够使用的TKS液体以满足飞行计划需求，TKS密封盖外接压力泵，且安装TKS储液罐温度传感器。

进一步的，所述传热蒸发器内串联放置有三个毛细芯，这种紧凑设计在满足工作需求的情况下，可以降低整个结构的质量，减小结构所占空间。

进一步的，所述传热蒸发器为圆柱管形蒸发器，圆柱管形蒸发器与蒸发鞍座过盈配合，蒸发鞍座又通过螺栓固定在涡轮螺旋桨发动机的排气管道上，这样传热蒸发器就可充分吸收尾气的余热。

进一步的，所述控制阀门包括每条除冰传热回路上分布设置的四号阀门和五号阀门。

进一步的，所述传热回路与TKS储液罐加热回路的总线上还设置有二号阀门。当一号阀门打开，二号阀门关闭，系统关闭回路工作，整个回路热管系统处于关闭状态。当一号阀门关闭，二号阀门打开，回路热管系统中的防冰状态分布回路热管开始工作。接着三号阀门打开，TKS储液罐加热回路工作，TKS液开始预加热。之后四号和五号阀门打开，回路热管系统中的除冰状态分布回路热管开始工作。

进一步的，所述飞机上还设置有程序控制系统，所述程序控制系统位于航电设备舱内，包括程序控制器以及连接各传感器的电路，所述程序控制器根据大气温度传感器所反馈的大气温度信息控制整个装置的开闭。根据结冰探测器反馈的结冰信息自动控制TKS除冰机构的开闭与除冰状态分布回路热管的开闭。根据TKS储液罐温度传感器反馈的TKS液的温度信息控制TKS液的温度。

进一步的，所述大气温度传感器，位于非加热区域以保证能准确地检测大气温度。

进一步的，所述结冰探测器位于机翼、尾翼外蒙皮的外表面，以保证准确检测机翼上的冰层。为了安全起见，不管机翼上的结冰探测器检测到结冰，或是尾翼上的结冰探测器检测到结冰，或是机翼、尾翼上的结冰探测器同时检测到结冰，在控制程序里都归结为结冰状态。

进一步的，所述TKS储液罐温度传感器，位于TKS储液罐密封盖并且接触TKS液。

一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰方法，采用上述任意一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置，包括以下步骤：

(A)启动所有控制阀门，关闭压力泵；

(B)检测大气温度：

若大气温度高于5℃，接通回路热管系统中的系统关闭回路，压力泵不工作，飞机处于防冰除冰系统关闭状态；

若大气温度低于5℃，防冰状态传热回路接通，TKS储液罐加热回路接通，压力泵不工作，飞机处于防冰状态，同时检测TKS液温度，如果低于80℃，TKS储液罐加热回路开启，如果高于90℃，TKS储液罐加热回路断开；

(C)检测结冰情况：

若检测到结冰，防冰状态传热回路接通，除冰状态传热回路接通，TKS储液罐加热回路接通，压力泵工作，飞机处于除冰状态，同时检测TKS液问题，如果低于80℃，TKS储液罐加热回路开启，如果高于90℃，TKS储液罐加热回路断开；

(D)飞机降落，关闭所有控制阀门和压力泵，防冰除冰结束。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1.充分利用发动机排气管余热，节能环保，同时间接提高了发动机效率，避免了涡轮螺旋桨飞机可能会由于引气而导致动力不足的问题。

2.双补偿室(DCC)的设计解决了可能会因不利加速度与倾斜角度而导致的回路热管系统失效的问题，提高了系统可靠性。

3.运输回路热管(TLHP)与分布回路热管(DLHP)两类热管的设计，相较于传统的单一回路热管(LHP)的设计，可以将热量传递得更远。二者依靠接可拆卸口进行连接，不仅可以实现热交换，而且可以实现各自的维修。

4.TKS液体预加热，可提高TKS液对冰的渗透速率，让冰更快的熔化，更容易被气流吹走，提高除冰效率。同时减少了单位面积冰的TKS液消耗量，延长TKS系统使用时间，让TKS系统更具有经济性。

5.在TKS储液罐内增设温度传感器来检测TKS液的温度，避免温度过高而发生危险。

6.防冰除冰模式根据大气温度传感器与结冰探测器传输回来的信号进行切换，让TKS系统在需要的时间内准确的开启，延长TKS系统使用时间，让TKS系统更具有经济性。

附图说明

图1是本发明的主要部件在飞机上的安装位置示意图；

图2是本发明的结构示意图(以飞机右侧为例，飞机左侧与右侧完全相同)；

图3是本发明的分布冷凝器在机翼的安装示意图；

图4是本发明的分布冷凝器在水平安定面的安装示意图；

图5是本发明的分布冷凝器在垂直安定面的安装示意图；

图6是本发明位于机翼、尾翼的渗透面板的剖面图；

图7是本发明的TKS除冰机构的示意图；

图8是本发明的工作流程图。

图中标号所示：

1-传热蒸发器，2-可拆卸接口，3-分布冷凝器，4-TKS储液罐，5-压力泵，6-渗透面板，7-大气温度传感器，8-结冰探测器，9-TKS储液罐温度传感器，10-外板，11-多孔膜，12-内板，13-分布蒸发器，14-一号阀门，15-二号阀门，16-三号阀门，17-四号阀门，18-五号阀门，19-双补偿室，20-防冰冷凝器，21-除冰冷凝器，22-机翼，23-水平安定面，24-垂直安定面。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

实施例

本实施例主要部件在飞机上的安装位置如图1所示。

针对单发涡轮螺旋桨飞机防冰除冰技术的不足以及回路热管和TKS运用于飞机防冰除冰上所存在的缺陷，在对回路热管进行了改进的基础上提出了一种利用发动机余热的回路热管辅助TKS系统的高效、经济、可靠的防冰除冰装置及方法。主要对单发涡轮螺旋桨飞机的机翼及尾翼进行防冰除冰。

一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置，包括：

系统关闭回路：包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器1和一号阀门14；

TKS储液罐加热回路：包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器1、汽线、固定在TKS储液罐4上的TKS冷凝器、液线，以及三号阀门16；

传热回路：包括相互并联的多条防冰传热回路和多条除冰传热回路，防冰传热回路包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器1、汽线、防冰冷凝器20、液线和二号阀门15，除冰传热回路包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器1、除冰冷凝器21和控制阀门；

系统关闭回路、TKS储液罐加热回路和传热回路共用一套传热蒸发器1；

分布回路热管：包括沿工质流动方向依次首尾连接的分布冷凝器3、液线、分布蒸发器13和液线，所述分布冷凝器3布置于待防冰除冰的机翼22和尾翼上，分布蒸发器13与除冰冷凝器21和防冰冷凝器20进行热交换；

TKS除冰机构：包括TKS储液罐4、连接TKS储液罐4的渗透面板6，以及驱动TKS液渗透的压力泵5。

传热蒸发器1和分布蒸发器13安装有双补偿室19，包括安装在传热蒸发器1或分布蒸发器13两端的两个补偿室，当回路热管处于不利加速度状态或改变其倾斜角度时，会导致传热蒸发器或分布蒸发器13毛细芯干涸，这时双补偿室19可有效的供给液体工质使整个芯保持湿润，整个回路热管处于正常工作状态。

分布蒸发器13和除冰冷凝器21通过可拆卸接口2相连接，为管中管结构，除冰冷凝器21螺旋环绕于一根空心管内，分布蒸发器13直接插入空心管中以进行热交换，这种管中管结构可以实现分布蒸发器13和除冰冷凝器21之间的拆卸以及各自的维修；分布蒸发器13和防冰冷凝器20通过管中管结构相连接，所述防冰冷凝器20螺旋环绕于一根空心管内，分布蒸发器13直接插入空心管中以进行热交换，这种管中管结构可以实现分布蒸发器13和防冰冷凝器20之间的拆卸以及各自的维修。

分布冷凝器3采用S型铺设方式沿机翼22、尾翼弦向布置，分布冷凝器3与冷凝鞍座过盈配合，冷凝鞍座固定在机翼22、尾翼外蒙皮的内表面。

分布回路热管按照工作状态分为防冰状态分布回路热管和除冰状态分布回路热管：

防冰状态分布回路热管是单个独自工作的分布回路热管，其工作功率较小，用于防冰，能够防止加热功率过大对机翼22、尾翼的寿命有影响，分布冷凝器3铺设在机翼22、尾翼中。

除冰状态分布回路热管是多个并联协同工作的分布回路热管，其中的回路热管的个数为n个(n>1)，可根据涡轮螺旋桨飞机除冰所需的功率来具体确定回路热管的个数，故其工作功率较大，用于除冰，并且可以防止因加热功率不足导致除冰速率过慢，分布冷凝器3铺设在机翼22、水平安定面23中，由于垂直安定面24内的防冰状态分布回路热管接受左右两侧运输回路热管的热量，所以功率足够除冰，故垂直安定面24内不铺设除冰状态分布回路热管的分布冷凝器3。

渗透面板6自外向内依次为外板10、多孔膜11和内板12，所述外板10上安装有用于检测结冰情况的结冰探测器8，外板10与TKS储液罐4相连接。外板10严格按照机翼22、尾翼前缘设计要求制成，且上面分布有致密的微孔，外板10和内板12之间留有存储TKS液的空间，外板10和内板12之间的多孔膜11确保TKS液均匀地流向外板10并且均匀分布。

外板10上还安装有用于检测结冰情况的结冰探测器8，内板12连接有TKS冷凝鞍座，内板12由钛制成，与外板10之间留有空隙以形成存储TKS液的空间，外板10和内板12之间的多孔膜11确保TKS液均匀地流向外板10并且均匀分布。

TKS储液罐4内还设置有测量TKS液温度的TKS温度传感器。TKS储液罐4位于单发涡轮螺旋桨飞机的机身中部偏后位置，根据不同机型，提供足够使用的TKS液体以满足飞行计划需求，TKS密封盖外接压力泵5，且安装TKS储液罐温度传感器9。

传热蒸发器1内串联放置有三个毛细芯，这种紧凑设计在满足工作需求的情况下，可以降低整个结构的质量，减小结构所占空间。传热蒸发器1为圆柱管形蒸发器，圆柱管形蒸发器与蒸发鞍座过盈配合，蒸发鞍座又通过螺栓固定在涡轮螺旋桨发动机的排气管道上，这样传热蒸发器1就可充分吸收尾气的余热。

传热回路与TKS储液罐加热回路的总线上还设置有二号阀门15。当一号阀门14打开，二号阀门15关闭，系统关闭回路工作，整个回路热管系统处于关闭状态。当一号阀门14关闭，二号阀门15打开，回路热管系统中的防冰状态分布回路热管开始工作。接着三号阀门16打开，TKS储液罐加热回路工作，TKS液开始预加热。之后除冰传热管路上的四号阀门17和五号阀门18打开，除冰状态分布回路热管开始工作。

飞机上还设置有程序控制系统，程序控制系统位于航电设备舱内，包括程序控制器以及连接各传感器的电路，程序控制器根据大气温度传感器7所反馈的大气温度信息控制整个装置的开闭。根据结冰探测器8反馈的结冰信息自动控制TKS除冰机构的开闭与除冰状态分布回路热管的开闭。根据TKS储液罐温度传感器9反馈的TKS液的温度信息控制TKS液的温度。大气温度传感器7，位于非加热区域以保证能准确地检测大气温度。

结冰探测器8位于机翼22、尾翼外蒙皮的外表面，以保证准确检测机翼22上的冰层。为了安全起见，不管机翼22上的结冰探测器8检测到结冰，或是尾翼上的结冰探测器8检测到结冰，或是机翼22、尾翼上的结冰探测器8同时检测到结冰，在控制程序里都归结为结冰状态。

TKS储液罐温度传感器9，位于TKS储液罐密封盖并且接触TKS液。

飞机分为三种工作状态：防冰除冰系统关闭状态、防冰状态、除冰状态。

飞机的三种工作状态依靠程序控制系统开闭阀门进行状态控制。

如图2所示，通过安装于涡桨发动机排气管表面的传热蒸发器1来吸收发动机排气余热的热量，使传热蒸发器1中的工质蒸发成汽体，蒸发的工质沿着三种回路运动，最终回到双补偿室19，达成本实施例三种不同热传递目的，实现本实施例三种不同工作状态。

如图3-6所示，分布回路热管中的分布蒸发器13从可拆卸接口2吸收热量，使分布蒸发器13中的工质蒸发，蒸发的工质沿着汽线运动，在毛细力的作用下工质运动到机翼和尾翼进行热交换并通过分布冷凝器3冷凝成液体，通过液线回到分布蒸发器13的双补偿室19，以备下一次蒸发，就此完成了一次热传递。

TKS除冰机构的实施方式，如图7所示，TKS储液罐4中的TKS液能够通过压力泵5提供的压力流向渗透面板6，经过外板10和内板12之间的多孔膜11的均分作用，均匀地从致密的外板10孔中压出。TKS液渗透到冰层之中，可以降低冰的熔点，使渗透面板6表面的冰快速融化，之后会被气流吹走。由于TKS液体的粘性作用，TKS液体会流向渗透面板6后方继续除冰。

防冰除冰系统关闭状态：

当一号阀门14打开，二号阀门15关闭，压力泵5不工作，系统关闭回路工作。TKS储液罐加热回路和传热回路不工作，回路热管系统关闭。TKS系统压力泵5不工作，TKS系统关闭。此时飞机进入防冰除冰系统关闭状态。

防冰状态：

当二号阀门15打开，三号阀门16控制TKS液的预加热，一号阀门14、四号阀门17、五号阀门18关闭时，TKS储液罐加热回路和传热回路中的防冰状态传热回路开始工作，系统关闭回路不工作。此时飞机进入防冰状态。

防冰状态传热回路进行远距离运输热量，蒸发的工质运动到可拆卸接口2进行热交换并冷凝成液体，通过液线回到传热蒸发器1的双补偿室19，以备下一次蒸发，就此完成了一次热传递。

TKS储液罐加热回路进行TKS液的预加热，并且在三号阀门16的控制下维持TKS液的温度在80-90℃之间，以备机翼结冰时，TKS液可以迅速除冰。

除冰状态：

当二号阀门15、四号阀门17、五号阀门18打开，三号阀门16控制TKS液的预加热，一号阀门14关闭，TKS压力泵5开启时，TKS储液罐加热回路、传热回路和TKS除冰机构工作，系统关闭回路不工作。此时飞机进入除冰状态。

防冰状态传热回路与除冰状态传热回路进行远距离运输热量，蒸发的工质运动到可拆卸接口2进行热交换并冷凝成液体，通过液线回到传热蒸发器1的双补偿室19，以备下一次蒸发，就此完成了一次热传递。

TKS储液罐加热回路进行TKS液预加热，并且在三号阀门16的控制下维持TKS液的温度在80-90℃之间。

飞机进入除冰状态时，TKS除冰机构工作。

程序控制系统的实施方式：

依靠传感器信号，控制阀门的开关。

大气温度传感器7探测大气温度，控制一号阀门14与二号阀门15。TKS储液罐温度传感器9探测TKS液的温度，控制三号阀门16。结冰探测器8探测是否结冰，控制四号阀门17、五号阀门18和压力泵5。

防冰除冰方法流程如图8所示：

步骤一：开始，飞机启动，一号阀门14、二号阀门15、三号阀门16、四号阀门17、五号阀门18处于关闭状态。

步骤二：大气温度传感器7检测大气温度是否高于5℃。

若高于5℃，则一号阀门14打开，二号阀门15关闭，飞机处于防冰除冰系统关闭状态；

若低于5℃，则二号阀门15打开，三号阀门16控制TKS液的预加热。TKS液的预加控制方法为：低于80℃打开三号阀门16，TKS液被加热，超过90℃关闭三号阀门16，TKS液温度随环境温度降低。

步骤三：结冰探测器8探测到机翼、尾翼是否有结冰。

若无冰，则二号阀门15打开，三号阀门16控制TKS液的预加热，1、4、五号阀门14、17、18关闭。飞机处于防冰状态；

若有冰，则二号阀门15、四号阀门17、五号阀门18打开，三号阀门16控制TKS液的预加热，一号阀门14关闭，TKS压力泵5开启，飞机进入除冰状态。

步骤四：重复上述二、三步骤。

步骤五：飞机降落，一号阀门14、二号阀门15、三号阀门16、四号阀门17、五号阀门18关闭，结束。

上述的对实施例的描述是为便于该技术领域的普通技术人员能理解和使用发明。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其他实施例中而不必经过创造性的劳动。因此，本发明不限于上述实施例，本领域技术人员根据本发明的揭示，不脱离本发明范畴所做出的改进和修改都应该在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置，其特征在于，包括：

TKS除冰机构：包括TKS储液罐（4）、连接TKS储液罐（4）的渗透面板（6），以及驱动TKS液渗透的压力泵（5）；

TKS储液罐加热回路：包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器（1）、设置在TKS储液罐（4）外表面的TKS冷凝器，以及三号阀门（16）；

防冰除冰传热回路热管：包括多条防冰传热回路和多条除冰传热回路，所述防冰传热回路包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器（1）、防冰冷凝器（20）和二号阀门（15），所述除冰传热回路包括沿工质流动方向首尾依次连接的传热蒸发器（1）、除冰冷凝器（21）和控制阀门，所述防冰冷凝器（20）和除冰冷凝器（21）与机翼进行热交换；

所述TKS储液罐加热回路和防冰除冰传热回路热管共用一套传热蒸发器（1）；

所述防冰冷凝器（20）和除冰冷凝器（21）通过分布回路热管将热量传递到待防冰除冰的机翼（22）和尾翼上，所述分布回路热管包括沿工质流动方向依次首尾连接的分布冷凝器（3）和分布蒸发器（13），所述分布冷凝器（3）布置于待防冰除冰的机翼（22）和尾翼上，所述分布蒸发器（13）与除冰冷凝器（21）和防冰冷凝器（20）进行热交换；

所述传热蒸发器（1）和分布蒸发器（13）均安装有双补偿室（19）；

所述分布蒸发器（13）和除冰冷凝器（21）通过管中管结构相连接，所述除冰冷凝器（21）螺旋环绕于一根空心管内，所述分布蒸发器（13）直接插入空心管中以进行热交换；

所述分布蒸发器（13）和防冰冷凝器（20）通过管中管结构相连接，所述防冰冷凝器（20）螺旋环绕于一根空心管内，所述分布蒸发器（13）直接插入空心管中以进行热交换；

所述渗透面板（6）自外向内依次为外板（10）、多孔膜（11）和内板（12），所述外板（10）上安装有用于检测结冰情况的结冰探测器（8），所述外板（10）与TKS储液罐（4）相连接；

所述TKS储液罐（4）内还设置有测量TKS液温度的TKS温度传感器；

所述传热蒸发器（1）内串联放置有三个毛细芯。

2.根据权利要求1所述的一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置，其特征在于，所述外板（10）上分布有致密的微孔，所述外板（10）和内板（12）之间留有存储TKS液的空间。

3.根据权利要求1所述的一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置，其特征在于，所述传热蒸发器（1）首尾依次连接一号阀门形成系统关闭回路。

4.一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰方法，采用权利要求1-3任意一项所述涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置，其特征在于，包括以下步骤：

（A）飞机启动，关闭所有阀门，关闭压力泵（5）；

（B）检测大气温度：

若大气温度高于5℃，接通回路热管系统中的系统关闭回路，压力泵（5）不工作，飞机处于防冰除冰系统关闭状态；

若大气温度低于5℃，防冰状态传热回路接通，TKS储液罐加热回路接通，压力泵（5）不工作，飞机处于防冰状态，同时检测TKS液温度，如果低于80℃，TKS储液罐加热回路开启，如果高于90℃，TKS储液罐加热回路断开；

（C）检测结冰情况：

若检测到结冰，防冰状态传热回路接通，除冰状态传热回路接通，TKS储液罐加热回路接通，压力泵（5）工作，飞机处于除冰状态，同时检测TKS液问题，如果低于80℃，TKS储液罐加热回路开启，如果高于90℃，TKS储液罐加热回路断开；

（D）飞机降落，关闭所有阀门和压力泵（5），防冰除冰结束。