CN114261523A - 一种新型组合防除冰系统 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机防除冰领域，公开了一种新型组合防除冰系统，包括热引气子系统和电加热子系统，其中热引气子系统包括单排孔的笛形管，笛形管将发动机引气通过笛形管的射流孔吹向机翼前缘驻点，用于机翼前缘驻点附近的防除冰；电加热子系统包括若干个电加热元件，若干个电加热元件分区布置在机翼的上翼面与下翼面上，用于机翼上翼面区与下翼面区的防除冰；本发明采用热引气和电加热的组合防除冰系统，与单纯的热引气防冰系统相较，从飞机发动机所引气量更少，对发动机的要求更低，适用于更多的机型。
Description
技术领域
本发明属于飞机防除冰领域，涉及一种新型防除冰系统，主要用于飞机机翼防除冰，具体涉及一种新型组合防除冰系统。
背景技术
飞机结冰是威胁飞行安全的严重问题之一，结冰导致的飞行事故时有发生。具体来说，飞机机翼前缘结冰，影响飞机的升力特性，飞机上翼面引起大范围的气流分离，破坏设计型面。结冰会降低升力，增加阻力，降低失速迎角，增大失速速度。即使翼面前缘较为轻微的冰污染也能使飞机的气动特性出现较大恶化。在副翼前方的结冰还会影响副翼的正常操作，机翼两侧的不对称结冰还可引发飞机出现非指令性滚转。
目前，防除冰系统主要包括热引气防除冰和电加热防除冰。中国专利202011327831.1主要采用的是热引气防除冰的方式，热引气防除冰系统由发动机引气，经过机翼防冰活门的流量调节，通过供气管、伸缩管输送到机翼前缘缝翼防冰腔内的笛形管，通过笛形管上小孔喷到防冰腔内加热蒙皮内表面以起到防除冰的作用。热引气防除冰的缺点是需要采用连续加温的模式，热惯性较大，容易在加热区后方形成溢流冰，控制难度大。并且这样的笛形管需要设计多排孔来对不同区域进行吹风，因此需要对笛形管的排气孔布局进行详细设计。另外，为了减重设计，除了机翼前缘外，机翼的后面部分一般采用复合材料制成，为了保证防除冰效果，热引气的防除冰气流温度一般高达200～300℃，经过除冰区域完成加热后，剩余的气流温度一般也能达到100℃以上，由于大部分复合材料的耐热温度都在100℃以下，该温度制约了后面机翼复合材料部分的材料选择。采用热引气防除冰还有个问题，就是光采用笛形管的排气孔吹除的方式无法实现有效的热交换，因此需要在机翼前缘设计引气通道，通过引气通道将热气流加速通过除冰区域，这样才能实现良好的除冰效果，但由于机翼前缘采用金属制作，引气通道的添加势必大大增加机翼重量，为飞机的整体设计造成了相当大的困难。
电加热防除冰系统是将电加热组件嵌入蒙皮内部，或者采用贴片的方式贴合在机翼除冰位置下方，通过电加热装置对蒙皮加热以起到防除冰的作用。电加热防除冰的缺点是功耗较大，需要飞机配置高功率发电设备，机翼电加热防除冰系统所需电功率达约100kW，对功耗相对紧张的飞机难以应用。
发明内容
本发明针对现有热引气防除冰技术和电加热防除冰技术的不足，提供了一种新型组合防除冰系统，可用于飞机机翼的防除冰中，在保障飞机安全飞行的同时，可大大降低能耗，且控制难度低、可靠性高。
本发明的技术解决方案：
一种新型组合防除冰系统，包括热引气子系统和电加热子系统，其中热引气子系统包括单排孔的笛形管，笛形管将发动机引气通过笛形管的射流孔吹向机翼前缘驻点，用于机翼前缘驻点附近的防除冰；电加热子系统包括若干个电加热元件，若干个电加热元件分区布置在机翼的上翼面与下翼面上，用于机翼上翼面区与下翼面区的防除冰。
进一步的，还包括结冰探测子系统和防除冰控制器，热引气子系统和电加热子系统相互独立地与防除冰控制器连接并接受防除冰控制器的控制；结冰探测子系统与防除冰控制器连接，结冰探测子系统将结冰告警信号传递给防除冰控制器后，防除冰控制器后开启热引气子系统和电加热子系统。
进一步的，还包括若干个外蒙皮内置温度传感器，若干个外蒙皮内置温度传感器分散设置在机翼的外蒙皮内，检测机翼外蒙皮温度，并将信号发送给防除冰控制器。
进一步的，热引气子系统包括防冰活门、伸缩管、笛形管和防冰腔，防冰活门上游连接发动机引气，下游依次连接伸缩管和笛形管，笛形管设在机翼前缘缝翼组成的防冰腔内，笛形管的射流孔由内向外对准机翼前缘驻点。
进一步的，笛形管的射流孔是单排孔。
进一步的，防除冰控制器根据外蒙皮内置温度传感器所检测的机翼前缘驻点的温度，控制调节防冰活门的开度，进而调节热引气流量，从而负反馈地控制机翼前缘驻点的外蒙皮表面温度。
进一步的，电加热子系统的若干个电加热元件分区地布置在机翼上翼面区与下翼面区内，若干个外蒙皮内置温度传感器同样分区地布置在机翼上翼面区与下翼面区内，上翼面区与下翼面区内的电加热元件与外蒙皮内置温度传感器的分区相同。
进一步的，防除冰控制器通过配电盒连接所有电加热元件，根据外蒙皮内置温度传感器所检测的上翼面区与下翼面区相应区域的温度，通过控制配电盒来调整相应区域电加热元件的温度，从而负反馈地分区精确控制上翼面区与下翼面区的外蒙皮表面温度。
进一步的，上翼面区的电加热元件的数量和分区数量比下翼面区的电加热元件的数量和分区数量多。
进一步的，上翼面区的上极限区域的电加热元件的加热温度较其他电加热元件的加热温度更高。
本发明的优点如下：
1、本发明采用热引气和电加热的组合防除冰系统，与单纯的热引气防冰系统相较，从飞机发动机所引气量更少，对发动机的要求更低，适用于更多的机型。
2、本发明采用热引气和电加热的组合防除冰系统，与单纯的热引气防冰系统相较，流量调节范围更窄，对防冰活门的调节性能要求更低，适用于更多的机型。
3、本发明采用热引气和电加热的组合防除冰系统，与单纯的热引气防冰系统相较，引气温度更低，更易避免出现固定前缘结构超温的情况，使得固定前缘的材料选择范围更大，适用于更多的机型。
4、单纯采用热气防除冰系统时，为了强化换热，防冰腔通常需要进行加速槽道的设计，本发明采用电加热子系统进行上下翼面的防除冰，防冰腔内不需要设计加速槽道，其结构更加简单，使得重量大大降低。
5、本发明所述的热引气防冰子系统的笛形管结构简单，采用单排孔设计，且射流孔正对缝翼前缘驻点即可，安装定位更加方便。
6、本发明所述的热引气防冰子系统和电加热防除冰子系统均引入了负反馈调节，可根据外蒙皮内置温度传感器的温度信号调节引气流量与电加热功率，在保证防除冰要求的前提下可节省机上能源消耗，使得该组合防除冰系统适用于更多机型。
7、本发明针对防冰区域进行了分区处理，分为前缘驻点区、上翼面区和下翼面区，且上翼面和下翼面区布置有多个加热元件，可独立控制，使得表面温度分布更合理，在保证防除冰要求的前提下可进一步节省机上能源消耗，使得该组合防除冰系统适用于更多机型。
8、本发明在上翼面的上极限区布置有更高温的加热元件，与单纯的热引气防冰系统相较，能保证撞击水在防护区能完全蒸发，有效防止溢流冰的产生。
附图说明
图1是机翼防冰区域示意图；
图2是本发明的外蒙皮(内置温度传感器)、防冰腔、固定前缘、电加热元件及笛形管安装位置示意图；
图3是本发明的外蒙皮(内置温度传感器)、防冰腔、固定前缘、电加热元件及笛形管安装位置另一个角度的示意图；
图4为本发明所述新型组合防除冰系统示意图；
其中：A为前缘驻点区、B为上翼面区、C为下翼面区；
1为发动机引气、2为防冰活门、3为伸缩管、4为笛形管、5为结冰探测器、6为外蒙皮内置温度传感器、7为电加热元件、8为配电盒、9为防除冰控制器、10为连接线缆、11为防冰腔、12为固定前缘结构。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种新型组合防除冰系统，包括热引气子系统和电加热子系统，其中热引气子系统包括单排孔的笛形管4，笛形管4将发动机引气1通过笛形管4的射流孔吹向机翼前缘驻点A，用于机翼前缘驻点附近的防除冰；电加热子系统包括若干个电加热元件7，若干个电加热元件7分区布置在机翼的上翼面B与下翼面C上，用于机翼上翼面区B与下翼面区C的防除冰。
还包括结冰探测子系统5和防除冰控制器9，热引气子系统和电加热子系统相互独立地与防除冰控制器9连接并接受防除冰控制器9的控制；结冰探测子系统5与防除冰控制器9连接，结冰探测子系统9将结冰告警信号传递给防除冰控制器5后，防除冰控制器5后开启热引气子系统和电加热子系统。
还包括若干个外蒙皮内置温度传感器6，若干个外蒙皮内置温度传感器6分散设置在机翼的外蒙皮内，检测机翼外蒙皮温度，并将信号发送给防除冰控制器9。
热引气子系统包括防冰活门2、伸缩管3、笛形管4和防冰腔，防冰活门2上游连接发动机引气1，下游依次连接伸缩管3和笛形管4，笛形管4设在机翼前缘缝翼组成的防冰腔内，笛形管4的射流孔由内向外对准机翼前缘驻点A。
笛形管4的射流孔是单排孔。
防除冰控制器9根据外蒙皮内置温度传感器6所检测的机翼前缘驻点A的温度，控制调节防冰活门2的开度，进而调节热引气流量，从而负反馈地控制机翼前缘驻点A的外蒙皮表面温度。
电加热子系统的若干个电加热元件7分区地布置在机翼上翼面区B与下翼面区C内，若干个外蒙皮内置温度传感器6同样分区地布置在机翼上翼面区B与下翼面区C内，上翼面区B与下翼面区C内的电加热元件7与外蒙皮内置温度传感器6的分区相同。
防除冰控制器9通过配电盒8连接所有电加热元件7，根据外蒙皮内置温度传感器6所检测的上翼面区B与下翼面区C相应区域的温度，通过控制配电盒来调整相应区域电加热元件7的温度，从而负反馈地分区精确控制上翼面区B与下翼面区C的外蒙皮表面温度。
上翼面区B的电加热元件7的数量和分区数量比下翼面区C的电加热元件7的数量和分区数量多。
上翼面区B的上极限区域的电加热元件7的加热温度较其他电加热元件7的加热温度更高。
下面结合附图，对本发明的具体实施进行进一步说明。
1、如图1所示为机翼防冰区域，A为前缘驻点区，此区域主要依靠笛形管内喷射而出的热气加热蒙皮起到防除冰的作用；B为上翼面区、C为下翼面区，此区域主要依靠电加热元件加热蒙皮起到防除冰的作用。
2、如图2、图3和图4所示为本发明所述新型组合防除冰系统，包括外蒙皮、热引气防冰子系统、电加热防除冰子系统、结冰探测子系统及防除冰控制器；其中外蒙皮可通过铆接固定在前缘缝翼上，且外蒙皮可预先埋置包括但不限于热电偶形式的温度传感器，温度传感器个数与分区数一致，即前缘驻点区1个、上翼面区3～5个、下翼面2～4个，通过分区布置温度传感器可更精准判断蒙皮表面温度分布情况，为防除冰控制器提供参考；热引气防除冰子系统主要包括防冰活门、伸缩管与笛形管，防冰活门上游连接发动机引气，下游依次连接伸缩管与笛形管，防冰活门与防冰控制器相连，且可根据防冰控制器的指令信号调节活门开度进而调节热引气流量，伸缩管用于补偿前缘缝翼下放和收缩位移，笛形管上开有一排射流孔，射流控正对前缘缝翼驻点，热引气通过射流控喷射到蒙皮内表面起到加热蒙皮的作用；电加热防除冰子系统主要包括电加热元件和配电盒，配电盒与电加热元件、防除冰控制器相连，配电盒可根据防除冰控制器的指令信号调节配电盒电流大小进而调节点加热元件加热功率；结冰探测子系统布置在蒙皮外，当飞机进入结冰云层时，结冰探测子系统将结冰告警信号传递给防除冰控制器，控制器开启热引气防除冰子系统和电加热防除冰子系统。
3、当飞机进入结冰云层，结冰探测子系统探测到结冰条件时，结冰探测子系统将结冰告警信号传递给防除冰控制器，防除冰控制器发出指令打开防冰活门以开启热引气防除冰子系统、防除冰控制器同时接通配电盒以开启电加热防除冰子系统。同时，防除冰控制器接受外蒙皮内置温度传感器传递来的温度信号，防除冰控制器可根据各分区温度信号判断该区表面覆冰情况，防除冰控制器采用负反馈调节，当该区温度信号大于设定值时，防冰控制器将防冰活门的开度调小或者将配电盒电流调小使该区表面温度下降到设定值，当该区温度信号小于设定值时，防冰控制器将防冰活门的开度调大或者将配电盒电流调大使该区表面温度上升到设定值，进而起到防除冰的作用。
核心发明点1：一种新型组合防除冰系统，由热引气防除冰子系统、电加热防除冰子系统、结冰探测子系统、防除冰控制器及外蒙皮(内置温度传感器)组成。热引气防除冰子系统、电加热防除冰子系统和结冰探测子系统相对独立，且均与防除冰控制器相连。当飞机进入结冰云层时，结冰探测子系统将结冰告警信号传递给防除冰控制器，控制器开启热引气防除冰子系统和电加热防除冰子系统。防除冰控制器可根据外蒙皮内置温度传感器的温度信号调节热引气防除冰子系统的开度和电加热防除冰子系统的功率大小。
次要发明点2：本发明所述热引气防除冰子系统主要由防冰活门、伸缩管、笛形管及防冰腔组成，其中防冰活门上游连接发动机引气，下游依次连接伸缩管和笛形管。防冰控制器根据内置温度传感器的温度信号调节防冰活门的开度，进而调节热引气流量，从而控制外蒙皮表面温度使其满足防除冰要求。
次要发明点3：本发明所述热引气防除冰子系统的笛形管采用单排孔结构设计，射流孔正对缝翼前缘驻点。
次要发明点4：本发明所述电加热防除冰子系统主要由配电盒和加热元件组成，防除冰控制器与配电盒、内置温度传感器相连，配电盒与加热元件相连。防除冰控制器根据内置温度传感器的温度信号调节配电盒输出电流大小，进而调节电加热元件的加热功率，从而控制外蒙皮表面温度使其满足防除冰要求。
次要发明点5：本发明所述新型组合防除冰系统对防护区域进行分区处理，分为前缘驻点区、上翼面区、下翼面区，其中前缘驻点区主要依靠笛形管内喷射而出的热气加热蒙皮起到防除冰的作用，上翼面区和下翼面区主要依靠电加热元件加热蒙皮起到防除冰的作用。
次要发明点6：本发明所述电加热防除冰子系统的加热元件沿机翼展向分布，电加热元件形式包括但不限于加热丝、加热膜及金属喷涂加热层。
次要发明点7：本发明所述上翼面区加热元件的个数介于3～5个、下翼面区加热元件的个数介于2～4个，且上翼面区的加热元件个数多于下翼面区的加热元件个数。
次要发明点8：本发明所述结冰探测子系统布置在外蒙皮外部，电加热元件粘接在外蒙皮内表面；外蒙皮与防冰腔采用铆接，笛形管布置在防冰腔内。
Claims (10)
1.一种新型组合防除冰系统，其特征在于，包括热引气子系统和电加热子系统，其中热引气子系统包括单排孔的笛形管(4)，笛形管(4)将发动机引气(1)通过笛形管(4)的射流孔吹向机翼前缘驻点(A)，用于机翼前缘驻点附近的防除冰；电加热子系统包括若干个电加热元件(7)，若干个电加热元件(7)分区布置在机翼的上翼面(B)与下翼面(C)上，用于机翼上翼面区(B)与下翼面区(C)的防除冰。
2.根据权利要求1所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，还包括结冰探测子系统(5)和防除冰控制器(9)，热引气子系统和电加热子系统相互独立地与防除冰控制器(9)连接并接受防除冰控制器(9)的控制；结冰探测子系统(5)与防除冰控制器(9)连接，结冰探测子系统(9)将结冰告警信号传递给防除冰控制器(5)后，防除冰控制器(5)后开启热引气子系统和电加热子系统。
3.根据权利要求2所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，还包括若干个外蒙皮内置温度传感器(6)，若干个外蒙皮内置温度传感器(6)分散设置在机翼的外蒙皮内，检测机翼外蒙皮温度，并将信号发送给防除冰控制器(9)。
4.根据权利要求3所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，热引气子系统包括防冰活门(2)、伸缩管(3)、笛形管(4)和防冰腔，防冰活门(2)上游连接发动机引气(1)，下游依次连接伸缩管(3)和笛形管(4)，笛形管(4)设在机翼前缘缝翼组成的防冰腔内，笛形管(4)的射流孔由内向外对准机翼前缘驻点(A)。
5.根据权利要求4所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，笛形管(4)的射流孔是单排孔。
6.根据权利要求4所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，除冰控制器(9)根据外蒙皮内置温度传感器(6)所检测的机翼前缘驻点(A)的温度，控制调节防冰活门(2)的开度，进而调节热引气流量，从而负反馈地控制机翼前缘驻点(A)的外蒙皮表面温度。
7.根据权利要求3所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，电加热子系统的若干个电加热元件(7)分区地布置在机翼上翼面区(B)与下翼面区(C)内，若干个外蒙皮内置温度传感器(6)同样分区地布置在机翼上翼面区(B)与下翼面区(C)内，上翼面区(B)与下翼面区(C)内的电加热元件(7)与外蒙皮内置温度传感器(6)的分区相同。
8.根据权利要求7所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，防除冰控制器(9)通过配电盒(8)连接所有电加热元件(7)，根据外蒙皮内置温度传感器(6)所检测的上翼面区(B)与下翼面区(C)相应区域的温度，通过控制配电盒来调整相应区域电加热元件(7)的温度，从而负反馈地分区精确控制上翼面区(B)与下翼面区(C)的外蒙皮表面温度。
9.根据权利要求1所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，上翼面区(B)的电加热元件(7)的数量和分区数量比下翼面区(C)的电加热元件(7)的数量和分区数量多。
10.根据权利要求1所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，上翼面区(B)的上极限区域的电加热元件(7)的加热温度较其他电加热元件(7)的加热温度更高。
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