CN113525694B - 一种机翼防除冰系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机翼防除冰系统，涉及飞行器技术领域。该系统的一具体实施方式包括机翼前缘加热循环单元，机翼前缘加热循环单元包括电泵、功能性机翼前缘、第一流体和换热器，其中，第一流体经流所述换热器，以与经流换热器的第二流体进行热交换，得到加热后的第一流体；电泵分别与换热器和功能性机翼前缘连接，用以将加热后的第一流体加压传输至功能性机翼前缘；功能性机翼前缘基于加热后的第一流体，加热机翼前缘进行除冰操作。该实施方式第一流体在加热机翼前缘后降温，通过换热器吸热然后再次加热机翼前缘，利用发动机工作散热功率完成机翼防除冰功能，无需额外加热。

Description

一种机翼防除冰系统

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种机翼防除冰系统。

背景技术

现有中小型固定翼无人机大多采用航空增压活塞发动机作为动力装置，由于活塞发动机功率限制，无法满足飞机机翼电热防除冰功率需求，同时活塞发动机无大流量高温气源维持防除冰工作，因而中小型无人机机翼大多无防除冰措施，严重影响其高空飞行安全。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例提供一种机翼防除冰系统，至少能够解决现有技术中小型无人机由于功率限制以及无稳定高温气源，无防除冰措施保障飞行安全的现象。

为实现上述目的，根据本发明实施例的一个方面，提供了一种机翼防除冰系统，包括机翼前缘加热循环单元，所述机翼前缘加热循环单元包括电泵、功能性机翼前缘、第一流体和换热器，其中，

所述第一流体经流所述换热器，以与经流所述换热器的第二流体进行热交换，得到加热后的第一流体；

所述电泵分别与所述换热器和所述功能性机翼前缘连接，用以将所述加热后的第一流体加压传输至所述功能性机翼前缘；

所述功能性机翼前缘基于所述加热后的第一流体，加热机翼前缘进行除冰操作。

可选的，所述功能性机翼前缘为双腔结构；

所述加热机翼前缘进行除冰操作还包括：

将所述加热后的第一流体流入前腔内，以加热所述机翼前缘进行除冰操作；以及

待加热完毕后，将降温后的第一流体流入后腔内，以通过所述后腔将所述降温后的第一流体传输至所述换热器。

可选的，还包括控制单元和机翼前缘温度传感器；

所述机翼前缘温度传感器与所述功能性机翼前缘连接，用以探测所述功能性机翼前缘的第一温度并传输至所述控制单元；

所述控制单元分别与所述机翼前缘温度传感器和所述电泵连接，用以判断所述第一温度是否超出第一预设阈值，若是，则控制所述电泵以总功率的第一预设比例运行，否则，以总功率运行。

可选的，所述第一流体为气体或液体。

可选的，所述第二流体处于发动机冷却循环单元中，所述发动机冷却循环单元还包括水泵、发动机和所述换热器；

所述第二流体吸收所述发动机产生的热量，得到吸热后的第二流体；

所述水泵分别与所述发动机和所述换热器连接，用以将所述吸热后的第二流体传输至所述换热器；

所述换热器对所述第一流体和所述吸热后的第二流体进行热交换，得到散热后的第二流体，并将散热后的第二流体返回至所述发动机。

可选的，所述发动机的散热功率高于所述机翼前缘的除冰功率。

可选的，还包括控制单元和缸头温度传感器；

所述缸头温度传感器与所述发动机连接，用以探测所述发动机的第二温度并传输至所述控制单元；

所述控制单元分别与所述缸头温度传感器和所述水泵连接，用以判断所述第二温度是否超出第二预设阈值，若是，则控制所述水泵以总功率运行，否则以总功率的第二预设比例运行。

可选的，所述第二流体为冷却液，通过所述水泵提供。

可选的，所述机翼防除冰系统应用于固定翼飞行器。

为实现上述目的，根据本发明实施例的另一个方面，提供了一种飞行器，包括机翼防除冰系统。

根据本发明所述提供的方案，上述发明中的一个实施例具有如下优点或有益效果：区别于传统加热方式(如加热、振动、涂层)，在加热机翼前缘的同时还可以降低机内发送机的温度，且通过温度传感器进行器件监控，保证了功能性机翼前缘和发动机的正常工作。

上述的非惯用的可选方式所具有的进一步效果将在下文中结合具体实施方式加以说明。

附图说明

附图用于更好地理解本发明，不构成对本发明的不当限定。其中：

图1是根据本发明实施例的一种机翼防除冰系统示意图；

图2是根据本发明实施例的一种功能性机翼前缘双腔结构示意图；

图3是根据本发明实施例的一种可选的机翼防除冰系统示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的示范性实施例做出说明，其中包括本发明实施例的各种细节以助于理解，应当将它们认为仅仅是示范性的。因此，本领域普通技术人员应当认识到，可以对这里描述的实施例做出各种改变和修改，而不会背离本发明的范围和精神。同样，为了清楚和简明，以下的描述中省略了对公知功能和结构的描述。

参见图1，示出的是本发明实施例提供的一种机翼防除冰系统示意图，包括如下部件：

机翼前缘加热循环单元，包括电泵、功能性机翼前缘、第一流体和和冷却液/机翼前缘流体换热器；

发动机冷却循环单元，包括水泵、发动机、第二流体和冷却液/机翼前缘流体换热器。

上述实施方式中，本防除冰系统适用于安装航空活塞发动机的中小型无人机、航空驾驶、固定翼等飞行类设备，主要用于穿云作业，使其在寒冷潮湿环境下的飞行过程中具备防除冰功能。

由于机翼前缘是飞机结冰现象易发位置，因此飞机防除冰多以加热机翼前缘为主要实现手段。参见图1中实线部分为机翼前缘加热循环单元，第一流体(可为气体或液体)经流电泵、功能性机翼前缘和冷却液/机翼前缘流体换热器(简称换热器)，形成一个循环：

1)第一流体主要用于加热机翼前缘。经流功能性机翼前缘的第一流体温度较低，流入换热器后通过换热器进行加热，得到加热后的第一流体；

2)加热后的第一流体经过电泵加压(通过管路)传输至功能性机翼前缘内，以加热机翼前缘进行除冰操作。

需要说明的是，机翼前缘是机翼的横截面的前端弧度部分，加上功能后即为功能性机翼前缘。

机翼前缘为防冰腔结构，分为前腔和后腔，参见图2所示。加热后的第一流体流入前腔后，沿前缘的通道流动，在流动过程中将热量传递给蒙皮，使防冰蒙皮表面达到某一温度值，实现加热机翼前缘、保证机翼前缘不产生结冰现象；其中，蒙皮是指包围在飞机骨架结构外且用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成飞机气动力外形的维形构件。

加热后的第一流体通过前腔后温度降低，之后在机翼末端流入后腔，然后再返回换热器进行加热再循环。

图1中虚线部分为发动机冷却循环单元，第二流体经流发动机、水泵(流量可调)和冷却液/机翼前缘流体换热器，形成独立于机翼前缘加热循环单元的另一个循环，两个单元之间仅进行热交换：

1)温度较低的第二流体吸收发动机内的热量，得到吸热后的第二流体；其中，第二流体通过水泵提供，可为冷却液；

2)吸热后的第二流体通过水泵传输至换热器；

3)换热器对第一流体和吸热后的第二流体进行热交换，得到散热后的第二流体以及吸热后的第一流体，并将散热后的第二流体返回至发动机。

本系统通过热交换方式充分利用飞机内部所产生的的热量，在实现降低飞机内部所产生的温度同时，还可以加热第一流体，保证飞机的正常运行：

1)飞机处于工作状态时，其发动机不断产热。第二流体通过水泵形成循环，不断吸收发动机产生的热量，得到吸热后的第二流体；

2)机翼前缘加热循环单元中的第一流体和发动机冷却循环单元中的第二流体均流经换热器，以在换热器内进行热交换，第二流体排出的热量由第一流体吸收。

需要说明的是，换热器仅仅用以两种流体热量交换，第二流体并不进入机翼前缘，而是与前缘内部第一流体进行热交换，两个循环单元之间不通。

另外，为保证第一流体所吸收的热量足够完成除冰工作，需要保证发动机散热功率必须高于机翼前缘除冰所需功率。例如发动机散热功率为20kW，机翼前缘除冰所需功率为10kW，才可满足长时间除冰功率需求。

上述实施例所提供的机翼防除冰系统，利用发动机工作散热功率完成机翼防除冰功能，第一流体在加热机翼前缘后降温，通过换热器吸热然后再次加热机翼前缘，在降低飞机发动机内温度的同时满足了除冰需求，无需额外加热。

参见图3，示出的是本发明实施例提供的一种可选的机翼防除冰系统示意图，除了上述机翼前缘加热循环单元和发动机冷却循环单元外，还包括如下部件：

机翼前缘温度传感器，与功能性机翼前缘连接，用以探测功能性机翼前缘的第一温度并传输至控制单元；

缸头温度传感器，与发动机连接，用以探测发送机的第二温度并传输至控制单元；

控制单元，分别与机翼前缘温度传感器和电泵连接，用以判断第一温度是否超出第一预设阈值，若是，则控制电泵以总功率的第一预设比例运行，否则，以总功率运行；

分别与缸头温度传感器和水泵连接，用以判断第二温度是否超出第二预设阈值，若是，则控制水泵以总功率运行，否则以总功率的第二预设比例运行。

本系统中的电泵为流量可调电泵，当机翼前缘温度传感器测得功能性机翼前缘的温度T1>100℃(即第一预设阈值)时，将通过控制单元控制电泵以其总功率的50％(即第一预设比例)运行，否则，以其总功率运行。

同样，当缸头温度传感器测得发动机的温度T2>50℃(即第二预设阈值)时，将通过控制单元控制水泵以其总功率运行，否则，以其总功率的50％(即第二预设比例)运行，以保证发动机的正常工作。

上述实施例所提供的系统，利用机翼前缘温度传感器和缸头温度传感器分别探测功能性机翼前缘和发动机的温度，以根据所测温度适应性调整电泵和水泵的工作功率，保证功能性机翼前缘和发动机的正常工作。

本发明实施例还提供一种飞行器，包括如图1和图3所示的机翼防除冰系统以及图2所示的机翼前缘双腔结构。

本发明实施例所提供的防除冰系统，针对采用活塞发动机作为动力装置的飞机，充分利用现有飞机内部器件，采用第二流体吸收发动机的热量，并通过换热器加热流经机翼前缘的第一流体，以此实现机翼前缘防除冰的操作，提高飞行安全。整体系统的区别于传统加热方式(如加热、振动、涂层)，在加热机翼前缘的同时还可以降低机内发送机的温度，且通过温度传感器进行器件监控，保证了功能性机翼前缘和发动机的正常工作。

上述具体实施方式，并不构成对本发明保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，取决于设计要求和其他因素，可以发生各种各样的修改、组合、子组合和替代。任何在本发明的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明保护范围之内。

Claims (7)

1.一种机翼防除冰系统，包括机翼前缘加热循环单元和发动机冷却循环单元，所述机翼前缘加热循环单元包括电泵、功能性机翼前缘、第一流体、换热器、控制单元和机翼前缘温度传感器，所述功能性机翼前缘为双腔结构，分为前腔和后腔，所述发动机冷却循环单元包括第二流体、水泵、发动机、所述换热器、控制单元和缸头温度传感器；所述发动机的散热功率高于所述机翼前缘的除冰功率；其中，

所述第一流体经流所述换热器，以与经流所述换热器的第二流体进行热交换，得到加热后的第一流体；其中，第一流体为液体；

所述电泵分别与所述换热器和所述功能性机翼前缘连接，用以将所述加热后的第一流体加压传输至所述功能性机翼前缘；

所述功能性机翼前缘基于所述加热后的第一流体，加热机翼前缘进行除冰操作；其中，所述加热后的第一流体流入前腔后，沿前缘的通道流动，加热后的第一流体通过前腔后温度降低，之后在机翼末端流入后腔，然后再返回换热器进行加热再循环；

所述机翼前缘温度传感器与所述功能性机翼前缘连接，用以探测所述功能性机翼前缘的第一温度并传输至所述控制单元；

所述控制单元分别与所述机翼前缘温度传感器和所述电泵连接，用以判断所述第一温度是否超出第一预设阈值，若是，则控制所述电泵以总功率的第一预设比例运行，否则，以总功率运行；

所述缸头温度传感器与所述发动机连接，用以探测所述发动机的第二温度并传输至所述控制单元；

所述控制单元分别与所述缸头温度传感器和所述水泵连接，用以判断所述第二温度是否超出第二预设阈值，若是，则控制所述水泵以总功率运行，否则以总功率的第二预设比例运行；

所述换热器以两种流体热量交换，所述第二流体并不进入所述机翼前缘，与所述机翼前缘内部所述第一流体进行热交换，两个循环单元之间不通。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述加热机翼前缘进行除冰操作还包括：

将所述加热后的第一流体流入前腔内，以加热所述机翼前缘进行除冰操作；以及

待加热完毕后，将降温后的第一流体流入后腔内，以通过所述后腔将所述降温后的第一流体传输至所述换热器。

3.根据权利要求1或2所述的系统，其特征在于，所述第一流体为气体。

4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，

所述第二流体吸收所述发动机产生的热量，得到吸热后的第二流体；

所述水泵分别与所述发动机和所述换热器连接，用以将所述吸热后的第二流体传输至所述换热器；

所述换热器对所述第一流体和所述吸热后的第二流体进行热交换，得到散热后的第二流体，并将散热后的第二流体返回至所述发动机。

5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第二流体为冷却液，通过所述水泵提供。

6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述机翼防除冰系统应用于固定翼飞行器。

7.一种飞行器，包括如权利要求1-6中任一所述的机翼防除冰系统。