CN110712757A - 用于空气动力学系统的部件的防冰系统 - Google Patents

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Abstract

公开了一种用于飞行器的空气动力学表面的防冰系统，表面具有流动面向侧和与该流动面向侧相对的向内面向侧，所述系统具有：穿孔板，其被构造成用于设置在表面中；加热源，其连接到该穿孔板；以及抽吸源，其被设置成通过穿孔板和加热源抽吸由加热源所融化的冰。

Description

用于空气动力学系统的部件的防冰系统
相关申请的交叉引用
本申请要求2018年7月11日提交的申请号为201811025914的印度申请的权益，其全部内容通过引用并入本文。
背景技术
示例性实施方案涉及空气动力学系统的部件的除冰领域，且更具体地涉及用于短舱蒙皮和控制表面的防冰系统。
安全性是飞行器应用的设计或动力推进系统中的核心关注点。自重于空气飞行的早期，机翼、螺旋桨、发动机进气口等上会结冰一直是一个问题。任何所积累的冰都会增加相当大的重量，并且改变机翼或入口构造，从而使飞行器更难以飞行，并且在某些情况下，导致飞行器损伤。在喷气式飞行器的情况下，从发动机入口壳体的前缘摆脱的大块冰片会严重损坏延伸穿过气流路径的旋转风扇和压缩机叶片，并且与工作流体或其他内部发动机部件相互作用并引起发动机故障。
已经进行了许多尝试来克服飞行器结冰的问题和危险。用于飞行器推进系统的短舱入口区域的防冰系统一直是飞行器工业中大量研究和开发的焦点。例如，已提出建议，以机械地振动外表面以使冰松散或在飞行器蒙皮中产生电磁脉冲以使冰松散。然而，这些系统往往较为沉重且复杂，并且仅去除现有的冰，而不是防止结冰。
已多次提出加热飞行器易于结冰的区域。加热方案的建议范围从微波加热到通过蒙皮上的孔提供热气体，到表面的电阻加热，以邻近易于结冰的表面实际燃烧燃料。
最常见的防冰技术之一是将热气体导入与可能结冰区域相邻的壳体中。描述这种热气体技术的典型专利是专利号为3057154、3925979、3933327和4250250的美国专利。在每种情况下，热气体导管简单地将热气体排放到壳体中，诸如喷气发动机壳体的前缘或机翼前缘。虽然通常有用，但由于热气体管道系统的复杂性，这些系统并不完全有效。
另外，利用公知技术，融化了的冰可能作为水膜流下，这可能在加热器下游形成冰溢流（runback）。例如，在空气动力的作用下，溢流可能进入发动机核心。在燃气涡轮发动机中，溢流可能导致核心结冰、部件冲击损坏和发动机熄火。在机翼上，溢流冰可能会对气动外形产生不利影响，从而影响空气动力学性能。
发明内容
公开了一种用于飞行器的空气动力学表面的防冰系统，表面具有流动面向侧和与该流动面向侧相对的向内面向侧，该系统包括：穿孔板，其被构造成用于设置在表面中；加热源，其连接到该穿孔板；以及抽吸源，其被设置成通过穿孔板和加热源抽吸由加热源融化的冰。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，加热源与穿孔板是一体的。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，加热源包括在穿孔板与抽吸源之间延伸的排水孔。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，防冰系统包括位于穿孔板的内侧上的蜂窝状支撑结构。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，防冰系统包括位于蜂窝状支撑结构的向内面向侧上的集水器。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，抽吸源是流体连接到集水器的泵。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，防冰系统包括位于集水器的向内面向侧上的刚性壳体。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，防冰系统联接到其前缘。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，该部件是短舱或位于机翼或尾翼上的飞行器控制表面。
除一个或多个上述公开的特征和元件之外，或作为替代方案，该部件是机翼或尾翼。
还公开了利用位于空气动力学系统的部件的表面上的防冰系统来防止结冰的方法，该表面具有流动面向侧和与该流动面向侧相对的向内面向侧，该方法包括：利用防冰系统的加热源来加热表面，并且利用抽吸源在加热源的向内面向侧提供抽吸，以将通过加热源加热表面所融化的水吸入集水器中。
附图说明
以下描述不应被视为以任何方式进行限制。参考附图，相同元件以相同附图标记进行标记：
图1是包括可实施本发明的实施方案的空气动力学表面的飞行器的透视图；
图2A和图2B示出了根据本公开的具有与其联接的防冰系统的空气动力学系统的一个或多个部件；
图3是根据本公开的防冰系统的视图；
图4是根据本公开的防冰系统的一部分的视图；并且
图5是根据本公开的防冰系统的另一视图。
具体实施方式
本文参考附图通过举例而非限制的方式呈现了对所公开的设备和方法的一个或多个实施方案的详细描述。
图1示出了商用飞行器10的示例，该商用飞行器10具有由短舱20围绕（或以其他方式携载）的飞行器发动机。飞行器10包括两个机翼22，每个机翼22可以包括一个或多个缝翼24以及一个或多个襟翼26。飞行器还可以包括副翼27、扰流器28、水平稳定器纵倾调整片29、水平稳定器30和方向舵31、以及垂直稳定器32（尾部结构统称为尾翼），上述中的每一个因其可在飞行器动力系统下移动而通常可被称为“控制表面”。机翼以及短舱的前缘特别容易结冰。
现在转到图2A、图2B和图3，公开了一种空气动力学系统的部件100，该部件可以是例如飞行器发动机20的短舱或机翼20的前缘或其上的任何控制表面。通常，部件100可以包括表面110。表面110可以具有流动面向侧120和与该流动面向侧120相对的向内面向侧130。表面110可以连接到防冰系统140。防冰系统140可以例如用于动态地防止和/或融化可能积聚在表面110上的冰层135。
防冰系统140可以包括加热源150，该加热源150是流动面向的，并且被设置在部件100的保护区域中，其中表面110是多孔的，以允许热量通过其进行传递。加热源可以是电动的，但是根据防冰系统140的位置，可以使用其他的热源。例如，可以利用从发动机排出的空气来获得热量，并因此可以被称为引气。
抽吸源160可以被设置在表面内，并且将流体从流动面向侧120抽吸到向内面向侧120。如图3所示，加热源150比抽吸源160更靠近表面。抽吸源160可以是动力泵，但根据防冰系统140的位置，可以使用其他的抽吸源。例如，可以通过连接到发动机中或发动机周围的低压位置的导管来获得抽吸。
在图3所示的一个实施方案中，位于加热源150的流动面向侧上的防冰系统140可以包括穿孔板170。在一个实施方案中，加热源150至少部分是多孔的，从而允许融化的冰在加热源150的流动侧与加热源150的向内面向侧之间行进。在一个实施方案中，防冰系统可以包括加热源150中的排水孔180。排水孔180可以在穿孔板170与抽吸源160之间延伸。
转到图4和图5，在一个实施方案中，防冰系统140可以包括蜂窝单元支撑结构190。蜂窝单元支撑结构190可以在其流动面向侧上支撑加热源150和穿孔板170。
防冰系统140可以包括位于蜂窝单元支撑结构190的向内面向侧上的集水器200。集水器可以收集从融化的冰层135形成的水。收集的水可以用于例如冷却的目的。
在一个实施方案中，防冰系统140包括位于集水器200内侧的刚性壳体210。刚性壳体210可以是固定地支撑防冰系统140的硬壁板。
转回到图2，部件100可以是联接有防冰系统140的短舱或空气动力学系统（诸如机翼）的控制表面。然而，发动机或飞行器中由于暴露于气流中而可能经历结冰的其他部件也在本公开的范围内。表面110可以例如是短舱100的前缘处即进气口唇缘220处的外蒙皮，或者机翼的前缘处，诸如缝翼上的外蒙皮。
上述公开的实施方案可以借助于通过例如短舱100的前缘或一个或多个除冰区域上的多孔加热器150来排出融化的冰/水流来减少/消除冰的溢流。所公开的实施方案可以在例如短舱100的受保护和未受保护的区域处设置一个或多个排水孔180，以去除由融化的冰135所形成的水膜。一个或多个排水孔180可以设置有多孔加热器150，并且外部抽吸机构160可以为融化的水流提供排水。抽吸源160可以与加热器150一起被激活，并且可以存储和/或处置排出的水。实施方案可以减少和/或消除溢流冰、提高空气动力学性能、减少阻力并提高燃料效率。此外，由于减少了发动机下游表面上的水和冰的接触，实施方案可以降低下游的加热要求（动力和损耗）。
术语“约”旨在包括基于提交本申请时可用的装备的与特定量的测量相关联的误差度。
本文使用的术语仅用于描述特定实施方案的目的，而不旨在作为对本公开的限制。如本文所使用的，除非上下文另有明确说明，否则单数形式“一个”、“一种”和“该”也旨在包括复数形式。还应当理解的是，当在本说明书中使用时，术语“包括”和/或“包含”指定存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件部件和/或其群组。
虽然已经参考一个或多个示例性实施方案描述了本公开，但本领域技术人员应当理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可进行各种改变并可用等效物替代本公开的元件。另外，在不脱离本公开的基本范围的情况下，可以进行许多修改以使特定情况或材料适于本公开的教导。因此，本公开无意限于作为预期用于实施本公开的最佳模式而公开的特定实施方案，而是本公开将包括落入权利要求书的范围内的所有实施方案。

Claims (20)

1.一种用于飞行器的空气动力学表面的防冰系统，表面具有流动面向侧和与所述流动面向侧相对的向内面向侧，所述系统包括：
穿孔板，其被构造成用于设置在所述表面中；
加热源，其连接到所述穿孔板；以及
抽吸源，其被设置成通过所述穿孔板和所述加热源抽吸由所述加热源融化的冰。
2.根据权利要求1所述的部件，其中所述加热源与所述穿孔板是一体的。
3.根据权利要求2所述的部件，其中所述加热源包括在所述穿孔板和所述抽吸源之间延伸的排水孔。
4.根据权利要求3所述的部件，其中所述防冰系统包括位于所述穿孔板的内侧上的蜂窝状支撑结构。
5.根据权利要求4所述的部件，其中所述防冰系统包括位于所述蜂窝状支撑结构的向内面向侧上的集水器。
6.根据权利要求5所述的部件，其中所述抽吸源是流体连接到所述集水器的泵。
7.根据权利要求6所述的部件，其中所述防冰系统包括位于所述集水器的向内面向侧上的刚性壳体。
8.根据权利要求7所述的部件，其中所述防冰系统联接到所述部件的前缘。
9.根据权利要求8所述的部件，其中所述部件是短舱或位于机翼和尾翼上的飞行器控制表面。
10.根据权利要求8所述的部件，其中所述部件是机翼和尾翼。
11.一种利用位于空气动力学系统的部件的表面上的防冰系统来防止结冰的方法，所述表面具有流动面向侧和与所述流动面向侧相对的向内面向侧，
所述方法包括：
利用所述防冰系统的加热源来加热所述表面，并且
利用抽吸源在所述加热源的向内面向侧提供抽吸，以将通过所述加热源加热所述表面所融化的水吸入集水器中。
12.根据权利要求11所述的方法，其中所述加热源的流动面向侧包括穿孔板。
13.根据权利要求12所述的方法，其中所述加热源包括在所述穿孔板和所述抽吸源之间延伸的排水孔。
14.根据权利要求13所述的方法，其中所述防冰系统包括位于所述穿孔板的内侧上的蜂窝状支撑结构。
15.根据权利要求14所述的方法，其中所述防冰系统包括位于所述蜂窝状支撑结构的向内面向侧上的集水器。
16.根据权利要求15所述的方法，其中所述抽吸源是流体连接到所述集水器的泵。
17.根据权利要求16所述的方法，其中所述防冰系统包括位于所述集水器的向内面向侧上的刚性壳体。
18.根据权利要求17所述的方法，其中所述防冰系统联接到所述部件的前缘。
19.根据权利要求18所述的方法，其中所述部件是短舱。
20.根据权利要求18所述的方法，其中所述部件是机翼。
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