CN114834641A - 一种基于相变储能的防除冰装置及飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种基于相变储能的防除冰装置及飞行器，涉及防除冰技术领域，包括光热组件、壳体和相变层，壳体内部的腔体填充相变层，相变层内埋设有加热组件；加热组件包括电热丝和连接电热丝的压电元件，压电元件贴合腔体内壁，压电元件用于接受相变层和壳体的作用力以产生电能供给至电热丝；针对现有防除冰技术污染环境、高能耗、装置系统复杂等不足，利用相变储能材料在低温时进行自主放热的结构，在正常运行时积蓄能量，在低温时释放热量以提高飞行器表面温度实现防结冰、融冰，同时结合电加热组件和光热转换组件使能量利用效率最大化，从而实现简单、环保、高效防除冰。
Description
技术领域
本发明涉及防除冰技术领域，具体涉及一种基于相变储能的防除冰装置及飞行器。
背景技术
飞机等飞行器飞行的过程中，由于水汽凝华或者受到过冷水滴的撞击，其迎风表面常常出现积冰的现象。飞行器积冰破坏了飞行器表面的光滑流场，增加了飞行阻力，降低了飞行控制的可靠性及飞行器升力，严重影响飞行安全。在飞行器所有暴露的正表面，如机翼、挡风、尾翼、天线罩等都有可能出现严重的积冰现象。因此，如何有效去除飞行器表面积冰已成为亟待解决的问题之一。
现已研究和开发了一些有效的防除冰技术，如液体防除冰技术、电热防除冰技术、气热防除冰技术等。然而上述技术仍存在诸多缺陷，如：液体防除冰技术有效作用时间短、防冰液用量大且对环境有污染；电热和气热防除冰技术消耗能量大，系统装置复杂且易二次结冰。因此，难以满足在少污染、低能耗的前提下解决飞行器表面积冰问题。
发明内容
本发明的目的是针对现有技术存在的缺陷，提供一种基于相变储能的防除冰装置及飞行器，利用相变储能材料在低温时进行自主放热的结构，在正常运行时积蓄能量，在低温时释放热量以提高飞行器表面温度实现防结冰、融冰，同时结合电加热组件和光热转换组件使能量利用效率最大化，从而实现简单、环保、高效防除冰。
本发明的第一目的是提供一种基于相变储能的防除冰装置，采用以下方案：
包括光热组件、壳体和相变层，壳体内部的腔体填充相变层，相变层内埋设有加热组件；加热组件包括电热丝和连接电热丝的压电元件，压电元件贴合腔体内壁，压电元件用于接受相变层和壳体的作用力以产生电能供给至电热丝。
进一步地，所述壳体内部设有两端开口的通道，通道两端分别封堵有端盖，以使壳体内形成腔体。
进一步地，沿通道轴线方向上，壳体呈弯曲结构，端盖与壳体之间通过密封件和连接件安装。
进一步地，所述光热组件包括依次叠加的发光层、吸光层和光热转换层，光热转换层贴合于壳体外表面，通过壳体与相变层进行热交换。
进一步地，所述相变层包裹于电热丝外，相变层的相变温度高于冰点温度。
进一步地，所述相变层采用微胶囊相变材料，微胶囊相变材料包括囊壁和囊芯，囊芯为相变储能材料，且囊芯封存于囊壁内。
进一步地，所述电热丝中部弯曲形成U型结构，电热丝对应U型结构的开口一端电联一个压电元件，另一端沿腔体延伸并固定于另一个压电元件。
进一步地，所述腔体两端分别设有压电元件，电热丝分为两组，每组电热丝依次间隔布置且电联同一压电元件，两个压电元件对应的电热丝依次交替布置。
本发明的第二目的是提供一种飞行器，包括如上所述的基于相变储能的防除冰装置。
进一步地，所述基于相变储能的防除冰装置安装于飞行器的蒙皮，壳体贴附于蒙皮骨架，并通过支撑架连接飞行器。
与现有技术相比，本发明具有的优点和积极效果是：
(1)针对现有防除冰技术污染环境、高能耗、装置系统复杂等不足，利用相变储能材料在低温时进行自主放热的结构，在正常运行时积蓄能量，在低温时释放热量以提高飞行器表面温度实现防结冰、融冰，同时结合电加热组件和光热转换组件使能量利用效率最大化，从而实现简单、环保、高效防除冰。
(2)在光照充足时，光热组件能够提高太阳能的利用率，光热组件将将太阳能转化为热能，可提高光热组件本体表面温度，避免积冰的产生，同时热量通过高导热的壳体传递到内部被相变储能材料吸收，从而实现储能。
(3)当环境温度低于相变储能材料相变点时，相变储能材料释放储存的热量，将热量传递至光热组件和壳体，提高表面温度，此时相变储能材料由液态逐渐变为固态。
(4)在相变材料释放热量从液态变为固态的同时，构成相变层的微胶囊相变材料体积增大，一方面能够推动壳体形变，改变壳体与所附着冰层的接触状态，解除冰层粘附，另一方面随相变微胶囊的膨胀和飞行过程中的振动的产生，压电元件将机械能转变为电能，使电热丝开始产热，很好地解决了相变储能材料热量不足及夜晚时无光照的问题。
(5)在光照充足时，光热组件的光热转换材料层在表面温度提升的同时，又会使相变储能物质重新吸收热量恢复相变前的形态，从固态变为液态同时体积缩小，如此变化，实现了该防除冰装置的循环利用。
附图说明
构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
图1为本发明实施例1或2中基于相变储能的防除冰装置的外部结构示意图；
图2为本发明实施例1或2中基于相变储能的防除冰装置的内部结构示意图；
图3为本发明实施例1或2中电热丝的排布示意图；
图4为本发明实施例1或2中微胶囊相变材料结构示意图；
图5为本发明实施例1或2中光热组件的示意图；
图6为本发明实施例1或2中防除冰装置的运行原理图；
图7为本发明实施例1或2中防除冰装置安装于飞行器表面的示意图。
图中，1-壳体；2-相变层；3-光热组件；4-电热丝；5-压电元件；6-极板；7-绝缘导热层；8-密封圈；9-端盖；10-连接件；11-电热丝电极端；12-囊壁；13-囊芯；14-发光层；15-吸光层；16-光热转换层；17-机翼内蒙皮；18-支撑架。
具体实施方式
实施例1
本发明的一个典型实施例中，如图1-图7所示，给出一种基于相变储能的防除冰装置。
如图1、图6所示的基于相变储能的防除冰装置，用于对表面易结冰区域，利用相变储能材料在低温时进行自主放热的结构，实现易结冰区域的防结冰和除冰，尤其是用于飞行器表面的防结冰和除冰。光照充足时积蓄能量，在低温时释放热量以提高飞行器表面温度实现防结冰、融冰，同时结合电加热组件和光热转换组件使能量利用效率最大化，从而实现简单、环保、高效防除冰。
如图1所示基于相变储能的防除冰装置，其主要包括光热组件3、壳体1、相变层2和加热组件，壳体1内部设有两端开口的通道，通道两端分别封堵有端盖9，以使壳体1内形成腔体，光热组件3位于腔体外部并连接壳体1，相变层2和加热组件均位于腔体内，与外部相隔离。
壳体1内部的腔体填充相变材料，相变材料作为相变层2，相变材料内埋设有加热组件，加热组件能够对相变材料进行加热；同时，加热组件包括电热丝4和连接电热丝4的压电元件5，压电元件5贴合腔体内壁，压电元件5用于接受相变层2和壳体1的作用力以产生电能供给至电热丝4。
在此过程中，在相变材料释放热量从液态变为固态的同时，构成相变层2的微胶囊相变材料体积增大，随相变微胶囊的膨胀和飞行过程中的振动的产生，压电元件5将机械能转变为电能，使电热丝4开始产热，很好地解决了相变储能材料热量不足及夜晚时无光照的问题。
如图1所示，对于壳体1的详细结构，壳体1内部设有两端开口的通道，通道两端分别封堵有端盖9，以使壳体1内形成腔体；沿通道轴线方向上，壳体1呈弯曲结构，端盖9与壳体1之间通过密封件和连接件10安装。
结合图2，壳体1为高导热材料制作，其外观为弯曲的空心结构，空心位置为通道；壳体1可以采用导热性能好的非金属材料制成，可塑形成不同形状，以适应飞行器不同部位的形状和安装要求。
同时，密封件可以选用密封圈8，连接件10可以选用螺栓等螺纹紧固件，密封圈8根据壳体1端面的形状进行选用，起到防止泄露的作用，高导热壳体1、端盖9、密封圈8通过螺纹紧固件进行连接紧固。
对于壳体1外的光热组件3，如图1和图5所示，包括依次叠加的发光层14、吸光层15和光热转换层16，光热转换层16贴合于壳体1外表面，通过壳体1与相变层2进行热交换。
另外，如图7所示，本实施例中的光热组件3铺设于高导热壳体1的外表面，当壳体1作为飞行器蒙皮时，光热组件3铺设于飞行器外表面；发光层14采用发光材料，吸光层15采用吸光材料，光热转换层16采用光热转换薄膜。
发光材料可选用稀土掺杂上转换发光材料，如稀土掺杂钼酸盐等材料，该材料可以将近红外区域的光转变成可见光，从而提高吸光层15对太阳光谱的吸收范围，增强太阳能吸收能力。
吸光层15材料选用CH3NH3PbI3材料，该材料对可见光区域吸收效率较高，而对于近红外区域光几乎不吸收。
光热转换薄膜可选用表面纹理结构吸收薄膜、金属陶瓷薄膜等太阳能光热转换薄膜。
如图2、图4所示，相变层2包裹于电热丝4外，并填充壳体1内部腔体，相变层2的相变温度高于冰点温度；相变层2采用微胶囊相变材料，微胶囊相变材料包括囊壁12和囊芯13，囊芯13为相变储能材料，且囊芯13封存于囊壁12内。
相变储能微胶囊的囊芯13在环境温度高于相变温度时，吸收热量，由固态变为液态，体积缩小；在环境温度低于相变温度时，放出热量，由液态变为固态，体积增大。
在本实施例中，相变储能材料选用微胶囊相变材料，微胶囊的直径≤100微米；微胶囊相变材料包括囊芯13和囊壁12。囊芯13选用储能密度高的有机类或复合类相变储能材料，囊壁12选用柔性高导热性材料，微胶囊的封装能够解决相变后材料的泄露和腐蚀问题。
如图3、图5所示，电热丝4中部弯曲形成U型结构，电热丝4对应U型结构的开口一端电联一个压电元件5，另一端沿腔体延伸并固定于另一个压电元件5；腔体两端分别设有压电元件5，电热丝4分为两组，每组电热丝4依次间隔布置且电联同一压电元件5，两个压电元件5对应的电热丝4依次交替布置。
在本实施例中，加热组件为电热组件，包括电热丝4、压电元件5、绝缘导热层7、绝缘材料，加热组件整体通过粘接剂固定于高导热外壳内部。
以图1和图2中的方位为例，压电元件5位于靠近端盖9的一端，两个压电元件5分别为上压电元件5和下压电元件5，电热丝4的端部设有电热丝电极端11，压电元件5的两端面分别涂覆有电极材料以形成极板6，极板6与电热丝电极端11相连接，从而形成回路，在压电元件5产生电能时供给至电热丝4，使电热丝4发热。
具体的，如图3所示，电热丝4呈U型状，且设有多根均布于高导热壳体1内部，电热丝4开口端的两端分别接于上压电元件5或下压电元件5的极板6，电热丝4弯曲的一端架于压电元件5内部，压电元件5对其起一定的支撑作用。
相邻电热丝4的开口端和弯口端呈交错排列，实现单侧压电元件5受压即可工作产热，双侧压电元件5受压时增大产热的效果。
电热丝4弯曲一端和对应固定位置的压电元件5之间设有绝缘材料，两者通过粘接剂结合在一起；同时，电热丝4表面设有绝缘导热层7，两者通过粘接剂结合在一起，避免电热丝4与相变层2直接接触。
在本实施例中，粘接剂为耐高温环氧胶，绝缘材料选用耐热树脂材料；绝缘导热层7可选用填充了高导热材料(如氧化石墨烯、Al2O3、Si3N4中的一种或几种)的耐热树脂；压电材料层为压电陶瓷或有机压电材料；电热丝4可采用塑性好、无磁性的镍铬合金等材料。
如图6所示，上述基于相变储能的防除冰装置的工作原理为：
在光照充足时，光热组件3能够提高太阳能的利用率，光热组件3将将太阳能转化为热能，可提高光热组件3本体表面温度，避免积冰的产生，同时热量通过高导热的壳体1传递到内部被相变储能材料吸收，从而实现储能。
同时，当环境温度低于相变储能材料相变点时，相变储能材料释放储存的热量，将热量传递至光热组件3和壳体1，提高表面温度，此时相变储能材料由液态逐渐变为固态。
另外，在相变材料释放热量从液态变为固态的同时，构成相变层2的微胶囊相变材料体积增大，随相变微胶囊的膨胀和飞行过程中的振动的产生，压电元件5将机械能转变为电能，使电热丝4开始产热，很好地解决了相变储能材料热量不足及夜晚时无光照的问题。
可以理解的是，在光照充足时，光热组件3的光热转换材料层在表面温度提升的同时，又会使相变储能物质重新吸收热量恢复相变前的形态，从固态变为液态同时体积缩小，如此变化，实现了该防除冰装置的循环利用。
实施例2
本发明的另一典型实施方式中，如图1-图7所示，给出一种飞行器。
如图7所示，飞行器包括如上所述的基于相变储能的防除冰装置；同时，基于相变储能的防除冰装置安装于飞行器的机翼内蒙皮17，壳体1贴附于蒙皮骨架，并通过支撑架18连接飞行器。
能够用于飞行器的机翼、挡风、尾翼、天线罩等迎风表面。
飞行器采用如实施例1中的基于相变储能的防除冰装置，依据飞行器的工作需求，配置基于相变储能的防除冰装置。
如图1-图7，对于基于相变储能的防除冰装置的详细结构参见实施例1，由于该飞行器采用了上述实施例1提供的基于相变储能的防除冰装置，所以该飞行器由基于相变储能的防除冰装置带来的有益效果参考上述实施例1中的相应部分，在此不再赘述。
对于未提及的飞行器的其他结构，采用现有的结构即可。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种基于相变储能的防除冰装置，其特征在于，包括光热组件、壳体和相变层，壳体内部的腔体填充相变层，相变层内埋设有加热组件；加热组件包括电热丝和连接电热丝的压电元件，压电元件贴合腔体内壁，压电元件用于接受相变层和壳体的作用力以产生电能供给至电热丝。
2.如权利要求1所述的基于相变储能的防除冰装置，其特征在于，所述壳体内部设有两端开口的通道，通道两端分别封堵有端盖，以使壳体内形成腔体。
3.如权利要求2所述的基于相变储能的防除冰装置，其特征在于，沿通道轴线方向上，壳体呈弯曲结构，端盖与壳体之间通过密封件和连接件安装。
4.如权利要求1所述的基于相变储能的防除冰装置，其特征在于，所述光热组件包括依次叠加的发光层、吸光层和光热转换层，光热转换层贴合于壳体外表面，通过壳体与相变层进行热交换。
5.如权利要求1所述的基于相变储能的防除冰装置，其特征在于，所述相变层包裹于电热丝外，相变层的相变温度高于冰点温度。
6.如权利要求1所述的基于相变储能的防除冰装置，其特征在于，所述相变层采用微胶囊相变材料，微胶囊相变材料包括囊壁和囊芯，囊芯为相变储能材料，且囊芯封存于囊壁内。
7.如权利要求1所述的基于相变储能的防除冰装置，其特征在于，所述电热丝中部弯曲形成U型结构，电热丝对应U型结构的开口一端电联一个压电元件，另一端沿腔体延伸并固定于另一个压电元件。
8.如权利要求7所述的基于相变储能的防除冰装置，其特征在于，所述腔体两端分别设有压电元件，电热丝分为两组，每组电热丝依次间隔布置且电联同一压电元件，两个压电元件对应的电热丝依次交替布置。
9.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-8任一项所述的基于相变储能的防除冰装置。
10.如权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述基于相变储能的防除冰装置安装于飞行器的蒙皮，壳体贴附于蒙皮骨架，并通过支撑架连接飞行器。
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210318118.3A Pending CN114834641A (zh) | 2022-03-29 | 2022-03-29 | 一种基于相变储能的防除冰装置及飞行器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114834641A (zh) |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3022616A1 (fr) * | 2014-06-24 | 2015-12-25 | Electricite De France | Equipement et procede de distribution d'energie thermique par flux d'air avec stockage de chaleur latente |
| CN108190001A (zh) * | 2017-12-29 | 2018-06-22 | 西北工业大学 | 一种新型分区域防除冰蒙皮 |
| CN109279031A (zh) * | 2017-07-20 | 2019-01-29 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机防冰除冰系统 |
| CN110963044A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-04-07 | 南京航空航天大学 | 基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置及其工作方法 |
| CN111331936A (zh) * | 2020-03-12 | 2020-06-26 | 吉林大学 | 一种似海豚皮结构的仿生耦合防除冰柔性覆膜 |
| CN112722286A (zh) * | 2021-01-12 | 2021-04-30 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 电加热疏水防冰装置及制备方法 |
| CN113086163A (zh) * | 2021-04-09 | 2021-07-09 | 南京航空航天大学 | 防除冰装置、机翼、飞行器及机翼防除冰方法 |
-
2022
- 2022-03-29 CN CN202210318118.3A patent/CN114834641A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3022616A1 (fr) * | 2014-06-24 | 2015-12-25 | Electricite De France | Equipement et procede de distribution d'energie thermique par flux d'air avec stockage de chaleur latente |
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| CN108190001A (zh) * | 2017-12-29 | 2018-06-22 | 西北工业大学 | 一种新型分区域防除冰蒙皮 |
| CN110963044A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-04-07 | 南京航空航天大学 | 基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置及其工作方法 |
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