CN110481793A - 一种新型电热冰形调控方法及防结冰型飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种新型电热冰形调控方法及防结冰型飞行器，防结冰型飞行器包括表面蒙皮的机翼主体，所述机翼主体与蒙皮之间设置有新型电热冰形调控系统，所述新型电热冰形调控系统包括多个沿机翼展现排列的电热单元，所述电热单元为电热膜，包覆在机翼主体前缘，各电热单元并联设置，并使各电热单元与机载电源连接。本发明的防结冰型飞行器能够防止机翼整体结冰以及恶劣冰形（羊角冰）的形成，降低结冰对气动性能的影响，而且耗能较低。

Description

一种新型电热冰形调控方法及防结冰型飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器防除冰技术领域，特别涉及一种新型电热冰形调控方法及防结冰型飞行器。

背景技术

飞机迎风面关键部件结冰是影响飞机安全性能的重大危害之一，尤其是机翼结冰，会严重影响飞机的气动性能，导致升力迅速降低，阻力迅速增加，严重影响飞机的稳定性和操纵性，因此必须采取相应措施进行防除冰。

目前防除冰技术多种多样，主流防除冰技术包括电热防除冰系统、气热防冰系统、机械除冰系统以及液体防除冰系统等。其中，电热防除冰系统及气热防冰系统已得到应用，电热防除冰系统可靠性高，易于实现，但存在能耗高的缺点；气热防冰系统维护简单，工作可靠，但从发动机引气会严重影响发动机性能，且能量利用率较低。

目前存在的各种防除冰系统均以完全防护或除掉冰为目标，能量损耗较大，而飞机所能提供的能量、空间和载重量都十分有限，防除冰系统必须以最高的效率实现防除冰，为雷达、武器、货舱等部件留下尽可能多的能量、空间和载重，提高飞机性能。因此，飞机防除冰系统的效率要求非常高，其实现也存在很多困难，如何合理有效的进行防除冰，对飞行安全是至关重要的。

从飞行力学角度出发，全面考虑飞机结冰致灾复杂物理现象的相关因素，飞机结冰具有多重安全边界，包括气象边界、冰形边界、飞行安全边界。飞机结冰致灾链路如图1所示。在飞机结冰范围内，随着结冰严重程度加剧，飞行参数的安全边界会持续减小。当飞行参数仍有安全区域时，冰形属于飞机能够承受的安全冰形；当飞行参数的安全区域缩小到极限时，该冰形称之为极限冰形，其对应参数组合为冰形边界；冰形严重程度继续加剧，则完全失去飞参安全范围。

发明内容

本发明的第一个目的在于提供一种防结冰型飞行器，它能够防止机翼整体结冰以及恶劣冰形（羊角冰）的形成，降低结冰对气动性能的影响，而且耗能较低。

本发明的上述目的是通过以下技术方案得以实现的：

一种防结冰型飞行器，包括表面蒙皮的机翼主体，所述机翼主体与蒙皮之间设置有新型电热冰形调控系统，所述新型电热冰形调控系统包括多个沿机翼展现排列的电热单元，所述电热单元为电热膜，包覆在机翼主体前缘，各电热单元并联设置，并使各电热单元与机载电源连接。

通过采用上述技术方案，新型电热冰形调控系统工作时，电热单元表面温度升高，从而使新型电热冰形调控系统满足防除冰要求，而且与现有的电热防除冰系统相比，电热功率明显降低，减小防除冰系统体积重量与复杂度。针对飞行器机翼迎风面易结冰区域，机翼在装有电热单元部分不会存在积冰，而在非电热单元部分会有结冰出现，从而使机翼前缘的整条积冰被分割成波浪形，在较低耗能的情况下降低结冰对气动性能的影响，保证飞行器的正常飞行。

本发明进一步设置为：所述电热单元的长度为机翼主体上翼面0.6%-1%C到下翼面1.5%-2%C，C为机翼主体的翼型弦长。

本发明进一步设置为：所述电热单元的宽度小于0.125C。

本发明进一步设置为：所述电热单元的工作温度为60-120℃。

通过采用上述技术方案，根据飞行器机翼尺寸和结冰严重程度，科学合理改变电热单元尺寸，切割冰形效果明显，易于实现，具有良好的工程应用前景。

本发明的第二个目的在于提供一种新型电热冰形调控方法，包括以下步骤：

基于机翼主体弦长、展长，确定电热单元长度及宽度；

根据电热单元长度及宽度，确定电热单元加载功率密度；

于机翼主体前缘并联安装多个电热单元，多个电热单元沿机翼展向排列分布，电热单元的长度方向沿机翼弦向平行，各电热单元高压端与机载电源高压端连接，各电热单元低压端与机载电源低压端连接；

飞行器于易结冰环境中飞行时，等离子体加热单元一直处于打开状态。

综上所述，本发明具有以下有益效果：

1、将电热膜布置在飞行器机翼主体前缘，使机翼主体前缘的整条积冰被分割成波浪形，在较低耗能的情况下降低结冰对气动性能的影响，保证飞行器的正常飞行；

2、整个新型电热冰形调控系统安装在机翼主体前缘表面蒙皮内部，保证飞行器表面光滑，不影响气动外形，并防止雷击、侵蚀和吹飞等风险。

3、根据飞行器机翼科学合理改变等离子体加热单元尺寸，保证等离子体加热单元的冰形切割效果，而且能耗较低，具有良好的工程应用前景。

附图说明

图1是飞机结冰致灾链路示意图；

图2是实施例中新型电热冰形调控系统分布示意图；

图3是实施例中机翼主体的左视图；

图4是冰形对气动性能的影响示意图。

图中，1、机翼主体；2、蒙皮；3、电热单元。

具体实施方式

以下结合附图对本发明作进一步详细说明。

实施例：一种防结冰型飞行器，如图2、图3所示，包括机翼主体1，机翼主体1表面蒙皮2，在蒙皮2和机翼主体1之间设置有新型电热冰形调控系统，新型电热冰形调控系统包括电热单元3，电热单元3设置为多个，包覆在机翼主体1前缘，并沿机翼展向排列；电热单元3的长度由飞行器机翼翼型弦长C决定，为上翼面0.6%-1%C到下翼面1.5%-2%C，电热单元3的宽度由飞行器机翼展长决定，小于0.125C。电热单元3的长度沿机翼弦向布置，宽度沿机翼展向布置。

电热单元3为电热膜，各电热单元3并联设置，并使各电热单元3的正负极与机载电源正负极对应连接；调节电源参数以控制电热单元3加载功率密度，以保证电热单元3温度适中并处于较高的状态（60-120℃）。

将电热单元3布置在相应防护范围的蒙皮2内部，可避免将电热单元3布置在机翼表面所带来的雷击危险，同时避免外部环境对电热单元3的侵蚀以及气流吹飞电热单元3；而且电热单元3产生的热量透过蒙皮2传出，对机翼易结冰区域的表面进行加热，从而起到防冰作用。

新型电热冰形调控方法，包括以下步骤：

1、根据机翼弦长、展长，确定单个电热单元长度及宽度。

2、根据电热单元长度及宽度，以及飞行器结冰环境的恶劣程度，确定电热膜加载功率密度，保证电热单元表面温度始终处于合适的区间。

3、于机翼前缘并联安装多个电热单元，多个电热单元沿机翼展向排列分布，电热单元的长度方向沿机翼弦向平行，各电热单元高压端与机载电源高压端连接，各电热单元低压端与机载电源低压端连接。

当飞机在含有过冷水滴的云层中飞行时，过冷水滴先撞击在飞机迎风面上，使机翼前缘存在结冰趋势；当飞机防除冰传感器检测到机翼结冰时，启动新型电热冰形调控系统，同时调节电源参数，使电热单元3表面温度达到防冰标准，因此机翼在装有电热单元3部分不会存在积冰，而在非电热单元3部分会有结冰出现，机翼前缘的整条积冰被分割成波浪形，降低前缘结冰对整个气动性能的影响。在穿越易结冰环境过程中新型电热冰形调控系统要一直处于打开状态。当飞行器已飞出易结冰飞行环境时，关闭新型电热冰形调控系统。

冰形对气动性能的影响如图4所示，可以看出，调控后的冰形与基准相差不大，在过失速段甚至较基准气动性能还好，而原始无调控冰形会严重降低机翼升力系数。

本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

Claims (5)

1.一种防结冰型飞行器，包括表面蒙皮(2)的机翼主体(1)，其特征在于：所述机翼主体(1)与蒙皮(2)之间设置有新型电热冰形调控系统，所述新型电热冰形调控系统包括多个沿机翼展现排列的电热单元(3)，所述电热单元(3)为电热膜，包覆在机翼主体(1)前缘，各电热单元(3)并联设置，并使各电热单元(3)与机载电源连接。

2.根据权利要求1所述的防结冰型飞行器，其特征在于：所述电热单元(3)的长度为机翼主体(1)上翼面0.6%-1%C到下翼面1.5%-2%C，C为机翼主体(1)的翼型弦长。

3.根据权利要求2所述的防结冰型飞行器，其特征在于：所述电热单元(3)的宽度小于0.125C。

4.根据权利要求1所述的防结冰型飞行器，其特征在于：所述电热单元(3)的工作温度为60-120℃。

5.一种新型电热冰形调控方法，其特征在于：包括以下步骤：

基于机翼主体弦长、展长，确定电热单元长度及宽度；

根据电热单元长度及宽度，确定电热单元加载功率密度；

于机翼主体前缘并联安装多个电热单元，多个电热单元沿机翼展向排列分布，电热单元的长度方向沿机翼弦向平行，各电热单元高压端与机载电源高压端连接，各电热单元低压端与机载电源低压端连接；

飞行器于易结冰环境中飞行时，等离子体加热单元一直处于打开状态。