CN112722286B - 电加热疏水防冰装置及制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种电加热疏水防冰装置及制备方法,用于对飞机的机翼进行除冰,所述电加热疏水防冰装置根据机翼的来流方向依次包括干区、混和区和后流区。采用本发明装置可实现在干区通过完全光滑的表面防止冰层钉扎，快速加热防除冰；在混和区通过表面疏水处理，从根源上降低结冰概率，延迟加热层打开的时间，节省能耗；在后流区对保护层进行超疏水表面处理有效防止保护层表面的流水结冰。
Description
技术领域
本发明涉及一种电加热疏水防冰装置及制备方法，属于航空航天防除冰领域。
背景技术
现有技术中,当飞机在地面和空中暴露在水汽环境中时，极易发生结冰现象。这会严重影响其气动特性，导致飞行性能下降。目前，防冰的方法主要包括机械除冰方法、液体防冰方法、热防除冰方法等等。但是这些除冰方法普遍需要附加的系统设计，这将增加飞机的重量和能耗。
中国发明专利(CN 110510102 A)公开了一种可贴式自阻加热/超疏水一体化梯度薄膜材料，该薄膜材料由粘接树脂、绝缘隔热树脂、导热导电填料和导热绝缘填料制成，通过构建表面疏水提高能效，通过添加填料实现对飞机表面的电加热效果，通过各组成层的一体化成型方法降低了各层出现界面问题的概率。但是在基体中添加填料极难做到分布均匀，可能引起温度分布不均，甚至出现局部温度过高。
中国发明专利(CN 108327913 A)公开了一种基于超疏水电热蒙皮的防除冰控制方法,该方法首先取得超疏水电热蒙皮固定在机翼模型前缘,将其放入冰风洞,模拟结冰飞行的时间，通过试验冰风洞试验验证获得通断电时间、电压和防除冰之间关系系数,从而给岀合理的控制方法,使飞机达到防除冰效果同时，能耗降到最低。
发明专利(EP 3115299B1)是一种防除冰系统和结构综合的设计方法，该方法中将机翼进行了分区，分别进行疏水和亲水表面处理，并在亲水区域加入了电加热防冰方法作为补充，通过该方法可有效降低加热能耗，并通过降低疏水涂层面积减低防除冰系统的成本。
因此，开发一种加热效果均匀、电热效率高、可控温保护基体结构的电加热装置/系统是十分必要的。
发明内容
本发明的目的是提供一种电加热疏水防冰装置及制备方法，该装置具有主动防冰和加热控温功能,相比现有电加热装置节能环保，且对于机翼内部无法承受高温的结构或部件具有保护作用。
本发明提供一种电加热疏水防冰装置，该装置用于对飞机的机翼进行除冰,所述电加热疏水防冰装置根据机翼的来流方向依次包括干区、混和区和后流区；
所述干区由上至下依次包括第一保护层、第一绝缘层、第一加热层、第一控温层和第一基体层；
所述混和区由上至下依次包括第二保护层、第二绝缘层、第二加热层、第二控温层和第二基体层；
所述后流区由上至下依次包括第三保护层、第三绝缘层及第三基体层；
所述第一加热层和第二加热层均为电加热层，所述第二保护层上设置有第一疏水层，所述第三保护层上设置有第二疏水层。
进一步地，所述第一加热层和第二加热层均采用碳纳米管薄膜类材料，用于将电能转化为热能。
进一步地，所述第一绝缘层、第二绝缘层和第三绝缘层均为玻璃纤维层。
进一步地，所述第一控温层和第二控温层采用相变调温膜。
进一步地，所述第一保护层、第二保护层和第三保护层均由金属材料制成。
进一步地，所述第三保护层和第三绝缘层由结构胶粘剂粘接在一起。
进一步地，所述第一绝缘层和所述第二绝缘层至少均为两层，所述第一绝缘层覆盖整个所述干区；和/或所述第二绝缘层覆盖整个所述混合区；和/或所述第三绝缘层覆盖整个所述后流区。
本发明还提供了一种电加热疏水防冰装置的制备方法，该制备方法包括如下步骤：
(1)对于所述干区，将所述第一控温层、第一绝缘层和第一加热层先进行半固化处理，之后与第一基体层拼接后再进行完全固化处理，完全固化处理后与第一保护层进行粘接处理；
(2)对于所述混和区，将所述第二控温层、第二绝缘层和第二加热层先进行半固化处理，之后与所述第二基体层拼接后再进行完全固化处理，完全固化处理后与所述第二保护层粘接；
(3)对于所述后流区，将所述第三绝缘层和所述第三基体层一起进行完全固化处理，完全固化处理后与所述第三保护层粘接；
(4)将所述步骤(1)-(3)粘接处理后的所述干区、混合区和后流区的所述第一基体层、第二基体层和第三基体层通过紧固件连接装配。
进一步地，所述完全固化处理采用模压成型或进热压罐的方式实现。
进一步地，所述步骤(1)-(3)中的粘接采用胶粘剂来实现,所述胶粘剂的耐高温温度为180℃以上。
本发明的有益效果
本发明的电加热疏水防冰装置及制备方法，具有如下有益效果:
(1)根据机翼的来流迎风面工况对本装置进行不同的分区结构设计，在干区通过完全光滑的表面防止冰层钉扎，可以快速加热防除冰；在混和区，通过表面疏水处理，从根源上降低结冰概率，延迟加热层打开的时间，节省能耗；在后流区，对保护层进行超疏水表面处理可有效防止保护层表面的后流水结冰，流水到达此表面后，依靠基体层的振动和抖动即可使得水滴脱落。这种分区设计减少了疏水表面面积，可有效降低制造成本；
(2)采用碳纳米管膜作为加热材料，加热效果均一且可设计性强；
(3)对控温层采用相变控温层，由于控温层的相变温度不大于100℃，可有效保护基体层，可提高其使用寿命。
附图说明
图1为飞机机翼不同区域结构示意图；
图2为本发明的装置结构示意图；
图3为本发明的干区结构示意图；
图4为本发明的混和区结构示意图；
图5为本发明的后流区结构示意图。
图中：11.第一保护层、12.第一绝缘层、13.第一加热层、14.第一控温层、15.第一基体层、21.第二保护层、22.第二绝缘层、23.第二加热层、24.第二控温层、25.第二基体层、26.第一疏水层、31.第三保护层、32.第三绝缘层、33.第三基体层、34.第二疏水层。
具体实施方式
为了更好的理解本发明的技术方案，本发明内容包括但不限于下文中的具体实施方式，相似的技术和方法都应该视为本发明保护的范畴之内。为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。
应当明确，本发明所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。
飞机在飞行时,相对飞机飞行方向的气流穿过飞机的机翼,上述气流在飞机机翼的不同的区域会产生不同的结冰现象,由于气流与机翼的不同区域接触的面积不同,在飞机机翼的不同的区域产生的结冰的程度也不相同，如图1所示，机翼在来流方向上其前段区1与气流密切接触，产生的结冰比较严重；在中段区2由于机翼表面的面积增大，产生结冰相对严重，在后段区3则产生结冰一般严重。
本发明实施例提供了一种电加热疏水防冰装置，该装置用于对飞机的机翼进行除冰，由图2所述，本发明的电加热疏水防冰装置根据上述飞机机翼的不同区域产生的结冰程度依次包括三个区域：干区4、混和区5和后流区6，本装置采用一体化成型，可直接覆盖于飞机的机翼表面上，用于在飞机飞行的过程中及时去除飞机机翼表面产生的结冰。
由图3所示，其中，干区4由上至下依次包括第一保护层11、第一绝缘层12、第一加热层13、第一控温层14和第一基体层15，其中：第一保护层11和第一绝缘层12由耐高温180℃以上的结构胶粘剂粘接在一起，从而将内部加热温度由第一绝缘层12有效传递到第一保护层11上，第一保护层11由金属材料制成，且第一保护层11在外侧，且表面光滑，粗糙度Ra<0.125，第一绝缘层12在内侧，且设置有至少两层第一绝缘层12；
至少两层第一绝缘层12覆盖整个干区4的第一加热层13的表面，防止第一加热层13在加热时产生的电流渗漏到第一保护层11和第一基体层15的表面，气流最先接触本装置的干区部分，干区采用上述结构设计，可使得第一保护层11的完全光滑的表面防止冰层钉扎，且加热层可以快速加热防除冰；
由图4所示，混和区5由上至下依次包括包括第一疏水层26、第二保护层21、第二绝缘层22、第二加热层23、第二控温层24和第二基体层25。其中：第一疏水层26制备于第二保护层21的表面，第一疏水层26包括聚二甲基硅氧烷PDMS和SiO2微球粉末,制备过程如下：使用去污剂、丙酮和酒精，依次清洗第二保护层21的表面，除去其表面的污染物，在用去离子水清洗后使用氮气枪吹干第二保护层21的表面；将聚二甲基硅氧烷PDMS滴满第二保护层21的表面，使用旋涂机采用3000rpm的速度旋涂20s；将SiO2微球粉末(15-50μm直径)洒满未干的滴满PDMS的第二保护层21的表面，并摇晃，使其均匀分布在第二保护层21的表面,用气体吹去除多余的粉末，然后将上述第二保护层21搁置在40℃的热台上，将0.2mol/L的十九氟癸酸乙醇溶液滴满第二保护层21，待蒸发完后，再滴一次；待十九氟癸酸乙醇溶液蒸发完全后，将热台的温度调至80℃，对第二保护层21进行烘烤4小时，经过上述制备过程,从而使第一疏水层26制备于第二保护层21的表面上。
第二保护层21和第二绝缘层22由耐高温180℃以上的结构胶粘剂粘接在一起，从而将第二加热层23产生的加热温度有效传递到第二保护层21上，第二保护层21也由金属材料制成，且第二保护层21在外侧，第二绝缘层22在内侧，且设置有至少两层第一绝缘层22。气流通过本装置的干区后流向后面的混和区，混合区的第二保护层经过表面疏水处理，从根源上降低结冰概率，并且可延迟加热层打开的时间，从而节省能耗。
作为一种优选的方案，至少两层第二绝缘层22覆盖混合区2的整个表面，防止第二加热层23在加热时产生的电流渗漏到第二保护层21和第二基体层25的表面。
作为一种优选的方案，第一控温层14和第二控温层24采用相变调温膜，相变调温膜的厚度选择在0.5mm-5mm之间，相变调温膜用于吸收并储存第一加热层13和第二加热层23产生的大量的热能，相变温度维持100℃左右，形成一个宽的温度平台，对应于第一控温层14下面的第一基体层15和第二基体层25形成温度保护。
由图5所示，后流区6由上至下依次包括包括第二疏水层34、第三保护层31、第三绝缘层32及第三基体层33，其中：
第二疏水层34制备于第三保护层31的表面，与第一疏水层26制备于第二保护层21的表面的制备过程相同。
第三保护层31和第三绝缘层32由耐高温180℃以上的结构胶粘剂粘接在一起，第三保护层31也由金属材料制成，且第三保护层31在外侧，第三绝缘层32在内侧；
第三绝缘层32覆盖整个后流区表面，防止第三保护层31与第三基体层33之间发生电位腐蚀，气流在流过本装置的混合区后到达后流区，后流区的保护层可有效防止在混合区或气流等其他原因产生的水流到达此后流区域产生结冰，且依靠飞机在飞行过程中第三基体层容易产生振动和抖动的情况，即可使得水滴快速脱落，避免结冰。
优选地，第一绝缘层12、第二绝缘层22和第三绝缘层32均选用玻璃纤维层。
优选地，第一加热层13和第二加热层23均为电加热层，且均选用碳纳米管薄膜类材料，其用于将电能转化为热能，且第一加热层13覆盖于整个干区4表面上，第二加热层23覆盖于整个混合区2表面上。该碳纳米管薄膜类材料能够对整个的加热区域进行均匀加热，根据电源情况和设计的控制率及飞机机翼弦长、迎角、气象条件等参数，还可对第一加热层13和第二加热层23的厚度和图案进行剪裁设计，设计好的第一加热层13采用预成型的方式预制于至少两层第一绝缘层12之间，第二加热层23同样采用预成型的方式预制于至少两层第一绝缘层22之间。
优选地，第一基体层15、第二基体层25和第三基体层33均选用玻璃纤维层或碳纤维层。
电加热疏水防冰装置的制备方法如下：
步骤101：对于干区4，将第一控温层14、第一绝缘层12和第一加热层13先进行半固化处理，之后与第一基体层15进行拼接后再进行完全固化处理，完全固化处理后与第一保护层11进行粘接处理，其中第一保护层11未经过疏水处理，；
步骤102：对于混和区5，将第二控温层14、第二绝缘层22和第二加热层23先进行半固化处理，之后与第二基体层25拼接后再进行完全固化处理，完全固化处理后通过结构胶粘剂与经过疏水处理的第二保护层21的表面粘接到一起；
步骤103：对于后流区6，先将第三绝缘层32和第三基体层33一起进行完全固化处理，可采用模压成型或进热压罐的方式固化，之后通过结构胶粘剂将表面疏水处理过的第三保护层31与其粘接在一起，上述步骤中的粘接采用胶粘剂来实现,所述胶粘剂的耐高温温度为180℃以上；
步骤104：所述步骤101-103粘接处理后的所述干区4、混合区5和后流区6的所述第一基体层15、第二基体层25和第三基体层33通过紧固件连接装配。
使用时，将干区4、混和区5的第一加热层13和第二加热层23通电后，整个碳纳米管薄膜类材料即可产生热能，且热能在整个干区4和混和区5分布比较均匀，产生的热能大多数由第一加热层13和第二加热层23向飞机的机翼表面结冰区域进行传导，由于在干区4和混和区5中分别设置有第一控温层14和第二控温层24，因此，由于第一和第二控温层的存在保证干区4和混和区5的温度不大于100℃，这种设置有效保护了第一基体层15和第二基体层25。
上述说明示出并描述了本发明的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述申请构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求书的保护范围内。
Claims (9)
1.一种电加热疏水防冰装置的制备方法，其特征在于，
所述电加热疏水防冰装置用于对飞机的机翼进行除冰,所述电加热疏水防冰装置根据机翼的来流方向依次包括干区、混和区和后流区；
所述干区由上至下依次包括第一保护层、第一绝缘层、第一加热层、第一控温层和第一基体层；
所述混和区由上至下依次包括第二保护层、第二绝缘层、第二加热层、第二控温层和第二基体层；
所述后流区由上至下依次包括第三保护层、第三绝缘层及第三基体层；
所述第一加热层和第二加热层均为电加热层，所述第二保护层上设置有第一疏水层，所述第三保护层上设置有第二疏水层；
该制备方法包括如下步骤：
（1）对于所述干区，将所述第一控温层、第一绝缘层和第一加热层先进行半固化处理，之后与第一基体层拼接后再进行完全固化处理，完全固化处理后与第一保护层进行粘接处理；
（2）对于所述混和区，将所述第二控温层、第二绝缘层和第二加热层先进行半固化处理，之后与所述第二基体层拼接后再进行完全固化处理，完全固化处理后与所述第二保护层粘接；
（3）对于所述后流区，将所述第三绝缘层和所述第三基体层一起进行完全固化处理，完全固化处理后与所述第三保护层粘接；
（4）将所述（1）-（3）粘接处理后的所述干区、混合区和后流区的所述第一基体层、第二基体层和第三基体层通过紧固件连接装配。
2.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述第一加热层和第二加热层均采用碳纳米管薄膜类材料，用于将电能转化为热能。
3.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于：所述第一绝缘层、第二绝缘层和第三绝缘层均为玻璃纤维层。
4.根据权利要求1或2所述的制备方法，其特征在于，所述第一控温层和第二控温层采用相变调温膜。
5.根据权利要求4所述的制备方法，其特征在于，所述第一保护层、第二保护层和第三保护层均由金属材料制成。
6.根据权利要求2所述的制备方法, 其特征在于，所述第三保护层和第三绝缘层由结构胶粘剂粘接在一起。
7.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述第一绝缘层和所述第二绝缘层至少均为两层，所述第一绝缘层覆盖整个所述干区；和/或所述第二绝缘层覆盖整个所述混合区；和/或所述第三绝缘层覆盖整个所述后流区。
8.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述完全固化处理采用模压成型或进热压罐的方式实现。
9.根据权利要求8所述的制备方法，其特征在于，所述（1）-（3）中的粘接采用胶粘剂来实现,所述胶粘剂的耐高温温度为180℃以上。
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