CN112977835A

CN112977835A - 一种防溢流装置

Info

Publication number: CN112977835A
Application number: CN202110512807.3A
Authority: CN
Inventors: 胡站伟; 郭向东; 肖春华; 丁亮
Original assignee: Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Current assignee: Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date: 2021-05-11
Filing date: 2021-05-11
Publication date: 2021-06-18
Anticipated expiration: 2041-05-11
Also published as: CN112977835B

Abstract

本发明适用于防除冰技术领域，提供一种防溢流装置，包括设置在机翼迎风面的狭缝、至少一个气密舱、排气管和引射口；气密舱设置在狭缝的下方；排气管的一端伸入气密舱内，另一端连接引射口；引射口设置在气动表面无液态水直接收集区域的吸力峰或高风速表面。本发明在机翼迎风面开设狭缝，结合人工层流控制中针对机翼的吸气方案，将溢流水吸入狭缝下的气密舱中，将溢流水和气体混合后再通过引射口将其排出，而引射口设置在气动表面无液态水直接收集区域的吸力峰或高风速表面，如机翼最大厚度处，排出的水滴不会再与气动壁面相碰撞，避免了水滴再次发生结冰的情况；同时，切向排出的气体也不会增加飞机飞行的阻力，不会对气动性能造成不利影响。

Description

一种防溢流装置

技术领域

本发明涉及防除冰技术领域，尤其是涉及一种防溢流装置。

背景技术

结冰是导致飞机飞行事故的主要原因之一，飞机机翼、尾翼前缘的结冰，会导致翼型阻力增加，升力下降，临界攻角减小，以及操纵性和稳定性的恶化，造成严重的飞行事故，因此受到人们的广泛关注和研究。根据防冰所采用能量形式的不同，可分成机械除冰系统、电脉冲防冰系统、液体防冰系统、热空气防冰系统和电热防冰系统，其中电热除冰、热气除冰等防除冰方案目前应用广泛。

防冰系统关注液滴直接撞击的气动表面，如机翼前缘，但在一些情况下，如云内水含量过高（过冷水滴引起的结冰问题）不完全蒸发的防冰系统可以导致溢流水结冰问题；防除冰系统功率适配不当也可能造成水膜沿气动面向下游流动过程中再次冻结，形成溢流冰。溢流冰在飞行的过程中不断积累形成冰脊，使得飞机升力下降、阻力增加，严重影响机翼的气动特性，对飞机的飞行安全造成危害。因此，目前有很多工作围绕溢流冰的防除技术开展。

Sutterfield（US 20190112980）在飞机热防冰系统下游，使用压缩空气对溢流水进行吹除，防止溢流冰的形成。杨升科等提出一种低能耗的电加热系统与合成射流激励器复合式防冰方法。该方法将电加热系统布置于机翼前缘，通过加热使得机翼前缘温度高于冻结温度，防止过冷水滴在机翼前缘冻结，合成射流出口位于电加热系统防护区下游，通过合成射流的吹吸作用改变溢流水的运动轨迹，防止前缘溢流水流至机翼后表面形成冰脊。Wilson（US 20180009538）在翼面开设集水沟槽进行导流，并在沟槽内表面设置憎冰、疏水表面及电加热装置，实现对溢流水的高效收集。Al-Khalil K在热防冰系统下游，使用电驱离装置对溢流冰进行破碎；Strobl T使用热防冰系统和低粘附力表面促使冰在气动力的作用下剥离。Botura（US10875632B2）、Gao L等人在热防冰系统下游使用憎冰涂层，阻止溢流冰的生成。

综上，控制溢流冰形成的主要方式包括吹除溢流水、溢流水收集、降低溢流冰粘附力或对溢流冰进行破碎等，其中对溢流水进行直接控制的方案在理论上具有更好的防冰效果。而现有的使用压缩气源或者合成射流在气动面热防护区域下游设置吹气的方案，其吹气位置选择受热防护区域范围限制（需设置在热防护紧邻下游），设置气动吹气射流可能对气动性能造成不利影响。

同时，由于飞机飞行速度高，飞机机翼等气动表面表面溢流水水膜厚度往往在亚毫米量级，在低温环境下表面换热很快。在机翼外表面对溢流水/溢流冰处理存在需控制区域大、防冰效果不理想的问题。

发明内容

设置防溢流装置对气动性能造成的不利影响，本发明提供一种防溢流装置，在机翼迎风面开设狭缝，结合人工层流控制中针对机翼的吸气方案，将溢流水吸入狭缝下的气密舱中，将溢流水和气体混合后再通过引射口将其排出，而引射口设置在气动表面无液态水直接收集区域的吸力峰或高风速表面，例如机翼最大厚度处，排出水滴不会再与气动壁面相碰撞，避免了水滴再次发生结冰的情况；同时，切向排出的气体也不会增加飞机飞行的阻力，不会对气动性能造成不利影响。

另一方面，本发明在水滴吸入、排放的路径设置了辅热装置或防冻液释放装置，避免了水滴的再次结晶，提高了防冻效果。

本发明提供一种防溢流装置，包括设置在机翼迎风面的狭缝、至少一个气密舱、排气管和引射口；

所述气密舱设置在狭缝的下方；

所述排气管的一端伸入气密舱内，另一端连接引射口；

所述引射口设置在气动表面无液态水直接收集区域的吸力峰或高风速表面。

进一步地，所述气密舱设置有隔板，所述隔板将气密舱分为相邻的第一舱和第二舱，所述隔板为多孔结构。

进一步地，所述第一舱内还设置有吸水膨胀体和防冻液储存体，所述吸水体膨胀放置在所述防冻液储存体的上方。

进一步地，所述气密舱和或所述排气管设置辅热装置。

进一步地，还包括动作开关，所述动作开关设置在所述狭缝下方。

进一步地，所述动作开关为温度敏感作动元件。

进一步地，所述温度敏感作动元件为双金属片，所述双金属片的一端固定于蒙皮内表面，另一端为自由端；所述双金属片在温度低于设定值时向远离狭缝的方向偏转，在温度高于设定值时向狭缝方向偏转。

进一步地，在气动前缘内设置有除冰系统。

进一步地，在所述狭缝中填充吸水收缩体。

进一步地，所述狭缝和/或所述引射口的数量不止一个。

采用本发明的防溢流装置，相对于现有技术，至少具有以下有益效果：

1. 本发明在机翼的迎风面开设狭缝，与气密舱、排气管和引射口形成连通的通道，狭缝的开设结合了人工层流控制中针对机翼的吸气方案，直接通过吸气方案将溢流水吸入气密舱中，采用引射气流将其从引射口排出。本发明的防溢流装置同时解决了层流控制和溢流水的收集问题；

2. 本发明收集的溢流水从设置在气动表面无液态水直接收集区域的吸力峰或高风速表面的引射口排出，排出的水滴不会再与气动壁面相碰撞，避免了水滴再次发生结冰的情况；同时，切向排出的气体也不会增加飞机飞行的阻力，不会对气动性能造成不利影响；

3. 本发明在水滴吸入、排放的路径设置了辅热装置或防冻液释放装置，避免了水滴的再次结晶，提高了防冻效果；

4. 本发明在狭缝的位置设置了吸水收缩体和双金属片，起到了双保险的作用，即只有在同时有溢流水和温度较低的情况下，吸水收缩体吸水后收缩漏出中间的缝隙，双金属片在低温下向远离狭缝的方向偏转，机翼上的水滴才能经狭缝进入气密舱。由此避免了例如在飞机没有起飞时由于雨水等情况使得吸水收缩体吸水收缩后雨水等进入气密舱从而进行积水的情况；

5. 本发明的防溢流装置避免了采用吸气装置和/或抽气装置，装置结构简单、可以模块化实施。

附图说明

图1是本发明实施例所提供的防溢流装置结构示意图；

图2是本发明实施例所提供的防溢流装置的另一视角放大图。

图中，10-气动前缘，20-除冰系统，30-狭缝，40-动作开关，50-气密舱，60-隔板，70-吸水膨胀体，80-防冻液储存体，90-排气管，100-引射口。

具体实施方式

以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。

一种防溢流装置，如图1所示，包括设置在机翼迎风面的狭缝30、至少一个气密舱50、排气管90和引射口100；气密舱50设置在狭缝30的下方；排气管90的一端伸入气密舱50内，另一端连接引射口100；引射口100设置在气动表面无液态水直接收集区域的吸力峰或高风速表面。

狭缝30的流向尺寸（即狭缝的宽度）以毫米级为宜，并且可以根据实际需要沿流向设置多条狭缝，狭缝的长度方向为垂直于流向方向；引射口100设置在气动表面无液态水直接收集区域的吸力峰或高风速表面，例如翼型最大厚度处，并且将引射口100设置为切向排气口，引射口100朝向非迎风面，引射口的数量也为多个。

由此，该位置吹出的液滴飞行轨迹不会再与气动壁面相碰撞，避免了水滴再次发生结冰的情况；同时，在此位置排出的气体也不会增加飞机飞行的阻力，不会对气动性能造成不利影响。

本发明的防溢流装置在进行溢流水收集时，狭缝30和引射口100之间通过气密舱50和排气管90联通，形成引射气流；溢流水经狭缝30被吸入气密舱中，吸入的气体和溢流水水滴在气密舱内混合，经排气管90后端的引射口100排出。

由于飞机飞行速度高，飞机机翼等气动表面表面溢流水水膜厚度往往在亚毫米量级，在低温环境下表面换热很快，很容易发生结冰。因此，在气密舱50内设置辅热装置（图中未示出），亦可在管道内设置辅热装置，该辅热装置可以是例如电加热装置，采用胶粘接或者是用铆接的方法固定。

作为另一种方式，在气密舱50内设置隔板60，隔板60将气密舱50分为相邻的第一舱和第二舱，隔板60为多孔结构，如图2所示；第一舱内设置吸水膨胀体70和防冻液储存体80，吸水体膨胀70放置在防冻液储存体80的上方。如此，如图1所示的实施方式中，当溢流水吸入气密舱50后，经隔板60进入吸水膨胀体70，被吸水膨胀体70吸收后，吸水膨胀体膨胀，压缩其下的防冻液储存体80，防冻液储存体80释放防冻液，防冻液防止气密舱50内以及排气管90内的水滴结冰，从而提高防冻的效果。

作为优选，本实施例中的防溢流装置还包括动作开关40，动作开关40设置在狭缝30下方。动作开关40为温度敏感作动元件，例如双金属片，双金属片的一端固定于蒙皮内表面，另一端为自由端；双金属片在温度低于设定值时向远离狭缝的方向偏转，在温度高于设定值时向狭缝方向偏转。

本实施方式中，双金属片中膨胀系数小的一层为被动层，膨胀系数大的一层为主动层，通过材质组合和金属片厚度组合，将其工作温度范围设置为适用于工作在0℃左右。

作为优选，在气动前缘10内设置有除冰系统20。除冰系统20为常规的电热防冰、热气防冰、机械防冰系统，此处的除冰系统是常规的防除冰系统，在此不作赘述。狭缝30设置在除冰系统20下游的机翼上，主要是为了收集除冰系统20防、除冰形成的溢流水，因而可以将狭缝30设置在防冰系统下游的一定范围内。值得说明的是，附图1中只显示了在机翼的上部设置狭缝30，实际上在机翼的下部也可设置狭缝30对溢流水进行收集。

作为优选，在狭缝30中填充吸水收缩体，吸水收缩体中间开缝，遇水收缩后在其中部产生缝隙，例如开0.1~0.2mm宽度的缝隙。吸水收缩体可从薄膜、纤维、纤维制成的线以及泡沫体等中选择而无具体的限制。优选在与体液浸渍时能够收缩20％或更多者；吸水收缩体的材料包括改性纤维素纤维（如棉花和腈纶），如羧甲基化棉、甲基化棉、乙基化棉、羟乙基化棉、硫酸化棉、磺酸化棉、磷酸化棉、阳离子棉、两性棉、丙烯酸钠、丙烯酸、丙烯腈或丙烯酰胺接枝纤维素纤维以及它们的交联纤维；与上述方法相同改性的羊毛和丝绸，改性合成纤维，以及由这些纤维制成的纱；为改善吸水收缩体的湿强度，也可优选使用由上述可收缩纤维和不可收缩纤维或纱线的混合物制成的混捻纱线。

由此，本发明通过设置吸水收缩体和双金属片的开关共同作用，起到了双保险的作用，即只有在同时有溢流水和温度较低的情况下，吸水收缩体吸水后收缩漏出中间的缝隙，双金属片在低温下向远离狭缝的方向偏转，机翼上的水滴才能经狭缝进入气密舱。由此避免了例如在飞机没有起飞时由于雨水等情况使得吸水收缩体吸水收缩后雨水等进入气密舱从而进行积水的情况。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种防溢流装置，其特征在于，包括设置在机翼迎风面的狭缝（30）、至少一个气密舱（50）、排气管（90）和引射口（100）；

所述气密舱（50）设置在狭缝（30）的下方；

所述排气管（90）的一端伸入气密舱（50）内，另一端连接引射口（100）；

所述引射口（100）设置在气动表面无液态水直接收集区域的吸力峰或高风速表面。

2.根据权利要求1所述的防溢流装置，其特征在于，所述气密舱（50）设置有隔板（60），所述隔板（60）将气密舱（50）分为相邻的第一舱和第二舱，所述隔板（60）为多孔结构。

3.根据权利要求2所述的防溢流装置，其特征在于，所述第一舱内还设置有吸水膨胀体（70）和防冻液储存体（80），所述吸水膨胀体（70）放置在所述防冻液储存体（80）的上方。

4.根据权利要求1所述的防溢流装置，其特征在于，所述气密舱（50）和或所述排气管（90）设置辅热装置。

5.根据权利要求2-4任一所述的防溢流装置，其特征在于，还包括动作开关（40），所述动作开关（40）设置在所述狭缝（30）下方。

6.根据权利要求5所述的防溢流装置，其特征在于，所述动作开关（40）为温度敏感作动元件。

7.根据权利要求5所述的防溢流装置，其特征在于，所述温度敏感作动元件为双金属片，所述双金属片的一端固定于蒙皮内表面，另一端为自由端；所述双金属片在温度低于设定值时向远离狭缝的方向偏转，在温度高于设定值时向狭缝方向偏转。

8.根据权利要求7所述的防溢流装置，其特征在于，在气动前缘（10）内设置有除冰系统（20）。

9.根据权利要求5所述的防溢流装置，其特征在于，在所述狭缝（30）中填充吸水收缩体。