CN115230970A - 基于等离子体合成射流机翼除冰的装置和方法 - Google Patents

Abstract

提供一种基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，包括等离子体合成射流激励器腔体(6)、顶杆(1)、细槽、小圆槽(7)、大圆槽(8)、电极(9)、半圆槽(11)、矩形空腔(10)。还可以在上述装置基础上增加多个介质阻挡放电等离子体激励器(2)。在该装置的基础上提供一种基于等离子体合成射流机翼除冰的系统，以及一种基于等离子体合成射流机翼除冰的方法。本发明可以通过调整间距将机翼上的冰层完全除去，或者对冰形进行调控起到间断除冰的效果，具有结构简单、响应快、频带宽、易于实现自动化等优点，在实际工程应用中前景广阔。

Description

基于等离子体合成射流机翼除冰的装置和方法

技术领域

本发明涉及等离子体防除冰领域，尤其是一种基于等离子体合成射流用于机翼除冰的方法，并设计了一种将阵列式等离子体合成射流激励器安装在前缘的机翼装置。

背景技术

飞机在结冰气象条件下飞行时，云层中的过冷水滴会撞击到飞机部件迎风表面而迅速结冰，结冰会破坏机翼升力面的外形，使得机翼的升阻特性明显恶化，升力急剧减小，阻力增大，严重威胁飞行安全，因此必须采取相应措施进行防除冰。目前主流的一些防除冰技术如机械除冰、液体防冰、热力防除冰等在飞机上均有应用，但这些传统的防除冰技术存在加热缓慢，耗能高，能量利用率低且会对飞机结构和性能产生不利影响等缺点，仍无法完全消除飞机结冰带来的安全隐患。因此，研究一种新的、更有效的防除冰方法很有必要。等离子体防除冰技术作为一种主动防除冰技术，具有结构简单、响应快、频带宽、易于实现自动化等优点，近年来，关于等离子体合成射流除冰的研究刚刚起步，单个激励器的除冰效果已经得到验证，但如何应用到机翼上有待探索。

等离子体合成射流激励器(PSJA)是一种利用脉冲电弧来产生高速射流的新型零净质量流量激励器，自2003年由翰霍普金斯大学应用物理实验室提出后，便受到了主动流动控制领域研究人员的广泛关注。PSJA具有不需要运动部件和外部气源、响应极快、工作频带宽(0到几千赫兹)等优点([1]Grossman，K.R.，Cybyk，B.Z.，&VanWie，D.M.(2003).Sparkjet actuators for flow control.41st Aerospace Sciences Meeting andExhibit，AIAA 2003-57.[2]Cybyk，B.，Grossman，K.，&VanWie，D.(2003).Computationalassessment of the sparkjet flow control actuator，in 33rd AIAA Fluid DynamicsConference and Exhibit.AIAA 2003-3711.[3]Corke，T.C.，Enloe C.L.，Wilkinson S.P.(2010).Dielectric barrier discharge plasma actuators for flow control.AnnualReview of Fluid Mechanics，42：505-529.)。近年来，关于PSJA除冰的研究刚刚起步，利用高压脉冲电弧放电在小腔内瞬时能量沉积形成的高速射流，相关研究提出一种基于等离子体合成射流激励器(PSJA)的新型除冰方法，并在静态实验室条件下对其除冰效果进行实验研究([4]Gao T，Luo Z，Zhou Y，et al.Novel Deicing Method Based on PlasmaSynthetic Jet Actuator[J]/AIAA Journal，2020，58(2)：1-8)。与其他机械除冰方法相比，PSJA除冰具有结构简单、制造成本低、不需要飞机蒙皮振动的优点，但是当结冰情况复杂、冰层较厚时，PSJA本身并不能有效地破坏，附着力的不足会对其除冰效果有影响。

发明内容

针对现有飞机防除冰系统仍存在许多不足，难以保证飞机在结冰环境中安全飞行的问题，本发明提出一种基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，结构如下：

以机翼弦线所在水平面为分界面，将机翼被分为上下两部分，这两部分通过固定装置固定在一起；

顶杆1为圆盘加细杆的结构，为圆盘和细长杆相结合的固定连接结构，圆盘和细长杆的轴线重合；圆盘较薄但直径较大，细长杆直径小但长度较大；

等离子体合成射流激励器腔体6为空心圆柱形；

在机翼前端内部，以分界面为对称平面，在机翼内部的上部和下部，对称进行如下设计：在机翼内部的下部，沿分界面上与弦线垂直的方向，相互平行且等距地加工多组半圆槽；每组半圆槽自前缘从前至后，依次包括细槽、小圆槽7、大圆槽8，三个槽的轴线重合，且该轴线为分界面上平行于弦线的直线；其中，细槽的直径略大于顶杆1，便于顶杆1轻松置入其中且能够沿轴线自由移动；小圆槽7位于细槽之后，紧邻细槽；小圆槽7的直径略大于顶杆1圆盘直径，便于顶杆1的圆盘轻松置入其中且能够沿轴线自由移动；大圆槽8位于小圆槽7之后，紧邻小圆槽7；大圆槽8直径略大于等离子体合成射流激励器腔体6，便于将等离子体合成射流激励器腔体6放入其中并保持位置相对固定，二者之间呈紧配合；机翼内部的上部构造与下部完全对称；因此，在机翼上下两部分紧固结合后，上部和下部的细槽、小圆槽7、大圆槽8合并，形成直径从小到大的三级空心圆柱体；此外，在相邻三级空心圆柱体之间，自前至后，开有放置电极9和导线的半圆槽11，半圆槽11的轴线为分界面内平行于弦线的直线，半圆槽11用于在等离子体合成射流激励器腔体6和矩形空腔10之间形成电连接；同样，机翼上下两部分紧固结合之后，上部和下部的半圆槽11合并，形成空心圆柱体；

在大圆槽8内安装等离子体合成射流激励器腔体6，所有等离子体合成射流激励器腔体6开口冲外；

顶杆1放置在小圆槽7内部，初始状态下，其圆盘底部紧贴等离子体合成射流激励器腔体6的出口表面；圆盘能完全覆盖离子体合成射流激励器腔体6的出口，保证离子体合成射流激励器腔体6内部的密闭环境；激励器工作时，离子体合成射流激励器腔体6自后端向前端喷出高速射流，顶杆1圆盘的后端面作为高速射流的承力面，迫使顶杆1自后向前运动，由此带动顶杆1的细长杆向前运动，撞击机翼前缘附近冰层，最终细长杆伸出机翼前缘进行除冰工作；

机翼内部，大圆槽8之后，存在矩形空腔10用来放置电阻和电容，矩形空腔10与大圆槽8之间间隔挡板，该挡板位于大圆槽8的后端面；同样，机翼内部的上部和下部的矩形空腔10上下对称，在机翼上下两部分紧固结合之后，合并后形成空心长方体用于容纳所述电阻和电容；

在等离子体合成射流激励器腔体6左右两侧大约中央位置，在分界面上沿平行于前缘方向，在在等离子体合成射流激励器腔体6壁面上开有对称的通孔，用于从左右两侧插入电极9；每个等离子体合成射流激励器均包含一个等离子体合成射流激励器腔体6和左右两侧的两个电极9，在腔体内部，两个电极9之间保持一定距离，用于实现等离子体放电，电极9在等离子体合成射流激励器腔体6外的部分用于连接导线，实现相邻等离子体合成射流激励器的连接；为此，在大圆槽8两侧绝缘体材料的相应位置加工通孔，便于放置等离子体合成射流激励器腔体6外的电极9部分，相邻等离子体合成射流激励器的电极9通过半圆槽11内的导线实现电连接；等离子体合成射流激励器腔体6内部的电极间距根据能量需求和结冰环境进行调整，电极间距与等离子体合成射流激励器腔体6的间距无关；

如上所述，在机翼前缘内部将等离子体合成射流激励器阵列排布，激励器的数目和组间距根据机翼展长以及除冰要求来确定。

在本发明的一个实施例中，还能够在相邻等离子体合成射流激励器腔体6之间的机翼前缘上表面布置多个介质阻挡放电等离子体激励器2，介质阻挡放电等离子体激励器2的位置以不挡住细槽在前缘上的出口为准，多个沿展向排布的介质阻挡放电等离子体激励器2形成介质阻挡放电等离子体激励器阵列。

在本发明的另一个实施例中，导线用来连接等离子体合成射流激励器和其他电子元器件，并从机翼侧面设置的导线孔4伸出，以连接电源激励系统和数据采集系统。

在本发明的又一个实施例中，导水补气孔3沿与前缘平行的方向贯穿机翼内部；导水补气孔3分为多段，贯穿小圆槽7的大致中部位置。

在本发明的一个具体实施例中，部件具体尺寸如下：

顶杆1：杆长25mm、细杆直径4mm、圆盘直径12mm；

介质阻挡放电激励器2：高压电极宽度3mm、低压电极宽度5mm、高低压电极铜箔厚度0.06mm、阻挡介质厚度0.18mm；

等离子体合成射流激励器腔体6：外径14mm、整体高度12mm、内腔高度10mm；

小圆槽7：直径13mm、长度17mm

大圆槽8：直径14.6mm、长度12.6mm

电极9：直径1mm

矩形空腔10：图中长度170mm、宽度85mm、高度20mm

半圆槽11：直径2mm。

在本发明的再一个实施例中，细槽、小圆槽7、大圆槽8、半圆槽11、挡板均是在绝缘体材料上加工获得的，是一体化结构。

在本发明的还一个实施例中，介质阻挡放电等离子体激励器2的形状为条状带，通过黏贴的方式贴在机翼前缘上表面，高压电极在阻挡介质上方，低压电极在阻挡介质下方，低压电极与机翼前缘表面之间固定连接。

还提供一种基于等离子体合成射流机翼除冰的系统，其基于上述基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，利用纳秒高压脉冲电源驱动n个等离子体合成射流激励器(A1…An)工作；纳秒高压脉冲电源给电容(C1…Cn-1)充电，在第一等离子体合成射流激励器(A1)的前端与纳秒高压脉冲电源正端之间串联电感，电感能够维持纳秒高压脉冲电流，起到稳定击穿过程的作用；相邻等离子体合成射流激励器连接点与“地”之间连接接力模块，该接力模块通过电容、电阻并联形成，其作用在于传递击穿电压，使得n个空气间隙被依次击穿，产生电弧放电。

在本发明的一个实施例中，在具有多个介质阻挡放电等离子体激励器2情况下，DBD由纳秒高压脉冲电源作为电源进行激励，电源正负极分别连接DBD的高压电极和低压电极。

此外，还提供一种基于等离子体合成射流机翼除冰的方法，其基于上述基于等离子体合成射流机翼除冰的系统，存在2种工作模式：

当机翼结冰不严重时，单独开启连接阵列式等离子体合成射流激励器的纳秒高压脉冲电源，阵列式等离子体合成射流激励器开始工作，顶杆1被等离子体合成射流激励器腔体6内放电瞬间产生的高压射流推出机翼表面从而撞击冰层，然后复位，一次放电顶杆1运动一次，因此通过多次放电达到多次撞击冰层使冰层快速破碎的效果，在来流作用下，破碎的冰块会被吹走，实现除冰目的；

当机翼结冰严重、冰层较厚时，先开启连接介质阻挡放电等离子体激励器的纳秒高压脉冲电源，DBD开始工作，通过DBD的热效应减小冰层与机翼表面的粘附力，然后再开启控制阵列式等离子体合成射流激励器的纳秒高压脉冲电源，使阵列式等离子体合成射流激励器开始工作进行除冰。

与传统的飞机防除冰系统相比，本发明的装置和方法具有结构简单、响应快、频带宽、易于实现自动化等优点，在实际工程应用中前景广阔。

本发明依据带有顶杆的等离子体合成射流激励器从而将电能更好的转化为机械能，充分利用激励器封闭腔体内因放电产生的高温高压气体，通过迅速膨胀的气体将顶杆撞出进行除冰。

本发明中阵列式布置的等离子体合成射流激励器可以通过调整间距将机翼上的冰层完全除去，或者对冰形进行调控起到间断除冰的效果。

本发明中的机翼表面覆盖的介质阻挡放电等离子体激励器可以减小冰层与飞机表面的粘结力，等离子体合成射流顶杆激励器在结冰粘结力减小的前提下更易除冰，系统可靠性好。

本发明中设计的机翼装置充分利用机翼内部的空间，并且设计导水补气孔，既能够保证过冷水滴可以排出机翼，也能够保证等离子体合成射流激励器腔体内部空气的充足。

本发明中用于控制阵列式等离子体合成射流激励器的多路放电电路可实现大能量与高效率的统一，并且简单可控。

附图说明

图1示出等离子体合成射流除冰机翼整体效果图，图1右下角为机翼内部的局部视图；

图2示出等离子体合成射流除冰机翼爆炸视图，图2右下角为机翼内部的局部视图；

图3示出阵列式等离子体合成射流激励器多路放电电路图和介质阻挡放电等离子体电路图。

具体实施方式

考虑到现有技术存在的问题，本发明提出一种复合型等离子体除冰的策略，即等离子体合成射流激励器与介质阻挡放电等离子体激励器(DBD)分工合作。当冰层较厚，PSJA难以有效开展除冰时，可以通过DBD先工作以达到破坏冰层与机翼表面粘结力的作用，然后PSJA开始工作进行除冰，这种复合型等离子体除冰策略使得工作可靠性大大提高。

图1、图2分别为等离子体合成射流除冰机翼的整体效果图和爆炸视图，图1显示等离子体合成射流除冰机翼安装完成后的基本布局和正常工作状态，图2显示等离子体合成射流除冰机翼的内部构造和组成模块。

在本发明的一个具体实施例中，该机翼装置以NACA0012翼型为基本翼型进行设计加工，机翼以弦线所在水平面为分界面，将机翼被分为上下两部分。机翼上下表面的相应位置打有四个沉头孔5，上孔和下孔通过四个螺栓拧到一起进行组装，四个螺栓足以将机翼上下两部分紧固从而保证原有的气动型面。

顶杆1为圆盘加细杆的结构，整体类似于一枚图钉，为圆盘和细长杆相结合的固定连接结构，圆盘和细长杆的轴线重合。圆盘较薄但直径较大，细长杆直径小但长度较大。在本发明的一个实施例中，顶杆1的制作材料为聚醚醚酮(peek)，该材料是一种具有耐高温、自润滑、易加工和高机械强度的特种工程塑料。

等离子体合成射流激励器腔体6为空心圆柱形([5]Gao T X，Luo Z B，Zhou Y，etal.A novel de-icing strategy combining electric-heating with plasma syntheticjet actuator[J].Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part GJournal ofAerospace Engineering，2020：095441002094472.)。在本发明的一个实施例中，等离子体合成射流激励器腔体6的制作材料为陶瓷材料氧化铝(Al₂O₃ 32W/(m·K)，该陶瓷体积电阻率＞1042.m，击穿电压为20-30kV/mm，耐温性能好，熔点＞3000K，导热系数约为33W/m·k，既是电的绝缘体，又是热的良导体，同时还具有良好的机加工性。

在机翼前端内部，以分界面为对称平面，在机翼内部的上部和下部，对称进行如下设计，以机翼内部的下部为例进行说明。在机翼内部的下部，沿分界面上与弦线垂直的方向，相互平行且等距地加工多组半圆槽。每组半圆槽自前缘从前至后，依次包括细槽、小圆槽7、大圆槽8，三个槽的轴线重合，且该轴线为分界面上平行于弦线的直线。其中，细槽的直径略大于顶杆1，便于顶杆1轻松置入其中且能够沿轴线自由移动。小圆槽7位于细槽之后，紧邻细槽；小圆槽7的直径略大于顶杆1圆盘直径，便于顶杆1的圆盘轻松置入其中且能够沿轴线自由移动。大圆槽8位于小圆槽7之后，紧邻小圆槽7；大圆槽8直径略大于等离子体合成射流激励器腔体6，便于将等离子体合成射流激励器腔体6放入其中并保持位置相对固定，二者之间呈紧配合。机翼内部的上部构造与下部完全对称，机翼上下两部分紧固结合之后，上部和下部的细槽、小圆槽7、大圆槽8合并，形成直径从小到大的三级空心圆柱体。此外，在相邻三级空心圆柱体之间，自前至后，开有放置电极9和导线的半圆槽11，半圆槽11的轴线为分界面内平行于弦线的直线，半圆槽11用于在等离子体合成射流激励器腔体6和矩形空腔10之间形成电连接(可将连接导线置于半圆槽11内)。同样，机翼上下两部分紧固结合之后，上部和下部的半圆槽11合并，形成空心圆柱体(用于容纳上述连接导线)。

在大圆槽8内安装等离子体合成射流激励器腔体6(图中示出安装6个)，所有等离子体合成射流激励器腔体6开口冲外(也就是面向机翼前缘)。

顶杆1放置在小圆槽7内部，初始状态下，其圆盘底部(即圆盘后端面)紧贴等离子体合成射流激励器腔体6的出口表面。圆盘能完全覆盖离子体合成射流激励器腔体6的出口，保证离子体合成射流激励器腔体6内部的密闭环境。激励器工作时，离子体合成射流激励器腔体6自后端向前端喷出高速射流，顶杆1圆盘的后端面作为高速射流的承力面，迫使顶杆1自后向前(朝向机翼前缘方向)运动，由此带动顶杆1的细长杆向前运动，撞击机翼前缘附近冰层，最终细长杆伸出机翼前缘进行除冰工作。

机翼内部，大圆槽8之后，存在矩形空腔10用来放置如后所述电路中的电阻和电容，矩形空腔10与大圆槽8之间间隔挡板，该挡板位于大圆槽8的后端面。实际上，细槽、小圆槽7、大圆槽8、半圆槽11等均是在例如树脂材料的绝缘体材料上加工获得的，挡板也是。矩形空腔10的体积由电阻的大小决定，但受机翼内部空间限制。同样，机翼内部的上部和下部的矩形空腔10上下对称，在机翼上下两部分紧固结合之后，合并后形成空心长方体用于容纳上述电阻和电容。

在等离子体合成射流激励器腔体6左右两侧大约中央位置，在分界面上沿平行于前缘方向，在在等离子体合成射流激励器腔体6壁面上开有对称的通孔，用于从左右两侧插入电极9(例如钨针)；每个等离子体合成射流激励器均包含一个等离子体合成射流激励器腔体6和左右两侧的两个电极9，在腔体内部，两个电极9之间保持一定距离，用于实现等离子体放电，电极9(例如钨针)在等离子体合成射流激励器腔体6外的部分用于连接导线，实现相邻等离子体合成射流激励器的串联连接，该技术为本领域技术人员熟知，不再累述。为此，在大圆槽8两侧绝缘体材料的相应位置加工通孔，便于放置等离子体合成射流激励器腔体6外的电极9(钨针)部分，相邻等离子体合成射流激励器的电极9通过半圆槽11内的导线实现电连接。等离子体合成射流激励器腔体6内部的电极间距可以根据能量需求和结冰环境进行调整，电极间距与等离子体合成射流激励器腔体6的间距无关。

导线用来连接等离子体合成射流激励器和其他电子元器件，并从机翼侧面设置的导线孔4伸出，以连接电源激励系统和数据采集系统。如上所述，在机翼前缘内部将等离子体合成射流激励器阵列排布，激励器的数目和组间距可以根据机翼展长以及除冰要求来确定。图1示出激励器工作状态，即顶杆伸出机翼开始除冰的状态。

除此之外，还可以在相邻等离子体合成射流激励器6之间的机翼前缘上表面布置多个介质阻挡放电等离子体激励器2([6]Wei B，Wu Y，Liang H，et al.SDBD based plasmaanti-icing：A stream-wise plasma heat knife configuration and criteria energyanalysis[J].International Journal of Heat&Mass Transfer，2019，138(AUG.)：163-172.)，介质阻挡放电等离子体激励器2的位置以不挡住细槽在前缘上的出口为准，多个沿展向排布的介质阻挡放电等离子体激励器2形成介质阻挡放电等离子体激励器阵列。在本发明的一个实施例中，介质阻挡放电等离子体激励器2的形状为条状带，通过黏贴的方式贴在机翼前缘上表面，高压电极在阻挡介质上方，低压电极在阻挡介质下方，低压电极与机翼前缘表面之间一般通过粘合部进行粘结。使用介质阻挡放电等离子体激励器2的目的是为了在结冰条件复杂的环境下，先开启介质阻挡放电等离子体激励器2，通过其产生的热效应减小冰层与机翼表面的粘结力，有利于等离子体合成射流激励器工作时，顶杆1能够更有效地撞击除冰。介质阻挡放电等离子体激励器2的供电是通过在适当位置布置的导线(通常为布置在机翼外侧的金属箔片)，连接位于机体内部的纳秒高压脉冲电源来实现。

如图2所示，导水补气孔3沿与前缘平行的方向贯穿机翼内部；通常而言，导水补气孔3为惯常的圆柱状通孔，其轴线可以处于分界面平面内。导水补气孔3分为多段，贯穿小圆槽7的大致中部位置。当PSJA未工作时，导水补气孔3主要起导水作用，机翼内部的过冷水滴能够通过导水补气孔3排出，此时，顶杆1后端的圆盘可以防止过冷水滴影响等离子体合成射流激励器正常工作；当PSJA工作时，导水补气孔3主要起补气作用，在顶杆1伸出机翼后，导水补气孔3使等离子体合成射流激励器腔体6与外部空气保持连接，能够保证PSJA工作时腔体内部空气的充足。

本发明基于等离子体合成射流机翼除冰的装置主要结构的尺寸主要与实验条件有关，可根据不同的风洞实验段大小进行设计。当前主要结构的设计尺寸如下：

(1)NACA0012翼型：展长195mm、弦长240mm。

(2)顶杆1：杆长25mm、细杆直径4mm、圆盘直径12mm。

(3)介质阻挡放电激励器2：高压电极宽度3mm、低压电极宽度5mm、高低压电极铜箔厚度0.06mm、阻挡介质厚度0.18mm。

(4)导水补气孔3：直径1mm～4mm，图中直径2mm。

(5)导线孔4：直径3mm～7mm，图中直径5mm。

(6)沉头孔5：直径6mm～8mm图中直径7mm。

(7)等离子体合成射流激励器腔体6：外径14mm、内径可在外径范围内进行选择、整体高度12mm、内腔高度10mm。

(8)圆槽7：直径13mm、长度17mm

(9)圆槽8：直径14.6mm、长度12.6mm

(10)电极9：直径1mm

(11)矩形空腔10：长度0～200mm、宽度0～100mm、高度0～25mm，图中长度170mm、宽度85mm、高度20mm

(12)小圆槽11：1mm～4mm，图中直径2mm

图3(a)为阵列式等离子体合成射流激励器的多路放电电路图，该电路利用一个纳秒高压脉冲电源驱动n个等离子体合成射流激励器(A1…An)工作。纳秒高压脉冲电源(输出电压幅值：0～20kV，脉宽：0～1ms，频率：1～20kHz)给电容(C1…Cn-1)充电，在第一等离子体合成射流激励器(A1)的前端与纳秒高压脉冲电源正端之间串联电感(例如，L＝30～100mH，优选L＝50mH)，电感可以维持纳秒高压脉冲电流，起到稳定击穿过程的作用。相邻等离子体合成射流激励器连接点与“地”之间连接接力模块，该接力模块通过电容(例如，C＝50～150p，优选C＝100pFF)、电阻(例如，R＝0.5～2MΩ，优选R＝1MΩ)并联形成，其作用在于传递击穿电压，使得n个空气间隙被依次击穿，产生电弧放电。在图1所示的等离子体合成射流除冰机翼示意图中，n＝6。高压探头(Tektronix P6015A)和电流探头(TektronixP6021A)的测量位置分别位于图3(a)中的P1和P2处，具体而言，P1位于电感与(最接近电感的)第一等离子体合成射流激励器之间，P2位于纳秒高压脉冲电流负端与(最接近纳秒高压脉冲电流的)第一个接力模块之间，用于测量等离子体合成射流激励器阵列上的电压和电流。

图3(b)为控制介质阻挡放电等离子体激励器2的电路图，DBD也可由纳秒高压脉冲电源作为电源进行激励，电源正负极分别连接DBD的高压电极和低压电极，图3(b)中的P1和P2处用于测量DBD上的电压和电流，具体而言，P1位于电源正端与DBD的高压电极之间，P2位于电源负端与DBD的低压电极之间。

本发明可有以下2种工作模式：

当机翼结冰不严重时，可单独开启连接阵列式等离子体合成射流激励器的纳秒高压脉冲电源，阵列式等离子体合成射流激励器开始工作，顶杆1被等离子体合成射流激励器腔体6内放电瞬间产生的高压射流推出机翼表面从而撞击冰层，然后复位，一次放电顶杆1运动一次，因此可以通过多次放电达到多次撞击冰层使冰层快速破碎的效果，在来流作用下，破碎的冰块会被吹走，最终实现除冰目的。

当机翼结冰严重、冰层较厚时，可先开启连接介质阻挡放电等离子体激励器的纳秒高压脉冲电源，DBD开始工作，通过DBD的热效应减小冰层与机翼表面的粘附力，然后再开启控制阵列式等离子体合成射流激励器的纳秒高压脉冲电源，使阵列式等离子体合成射流激励器开始工作进行除冰。

Claims (10)

1.一种基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，结构如下：

以机翼弦线所在水平面为分界面，将机翼被分为上下两部分，这两部分通过固定装置固定在一起；

顶杆(1)为圆盘加细杆的结构，为圆盘和细长杆相结合的固定连接结构，圆盘和细长杆的轴线重合；圆盘较薄但直径较大，细长杆直径小但长度较大；

等离子体合成射流激励器腔体(6)为空心圆柱形；

在机翼前端内部，以分界面为对称平面，在机翼内部的上部和下部，对称进行如下设计：在机翼内部的下部，沿分界面上与弦线垂直的方向，相互平行且等距地加工多组半圆槽；每组半圆槽自前缘从前至后，依次包括细槽、小圆槽(7)、大圆槽(8)，三个槽的轴线重合，且该轴线为分界面上平行于弦线的直线；其中，细槽的直径略大于顶杆(1)，便于顶杆(1)轻松置入其中且能够沿轴线自由移动；小圆槽(7)位于细槽之后，紧邻细槽；小圆槽(7)的直径略大于顶杆(1)圆盘直径，便于顶杆(1)的圆盘轻松置入其中且能够沿轴线自由移动；大圆槽(8)位于小圆槽(7)之后，紧邻小圆槽(7)；大圆槽(8)直径略大于等离子体合成射流激励器腔体(6)，便于将等离子体合成射流激励器腔体(6)放入其中并保持位置相对固定，二者之间呈紧配合；机翼内部的上部构造与下部完全对称；因此，在机翼上下两部分紧固结合后，上部和下部的细槽、小圆槽(7)、大圆槽(8)合并，形成直径从小到大的三级空心圆柱体；此外，在相邻三级空心圆柱体之间，自前至后，开有放置电极(9)和导线的半圆槽(11)，半圆槽(11)的轴线为分界面内平行于弦线的直线，半圆槽(11)用于在等离子体合成射流激励器腔体(6)和矩形空腔(10)之间形成电连接；同样，机翼上下两部分紧固结合之后，上部和下部的半圆槽(11)合并，形成空心圆柱体；

在大圆槽(8)内安装等离子体合成射流激励器腔体(6)，所有等离子体合成射流激励器腔体(6)开口冲外；

顶杆(1)放置在小圆槽(7)内部，初始状态下，其圆盘底部紧贴等离子体合成射流激励器腔体(6)的出口表面；圆盘能完全覆盖离子体合成射流激励器腔体(6)的出口，保证离子体合成射流激励器腔体(6)内部的密闭环境；激励器工作时，离子体合成射流激励器腔体(6)自后端向前端喷出高速射流，顶杆(1)圆盘的后端面作为高速射流的承力面，迫使顶杆(1)自后向前运动，由此带动顶杆(1)的细长杆向前运动，撞击机翼前缘附近冰层，最终细长杆伸出机翼前缘进行除冰工作；

机翼内部，大圆槽(8)之后，存在矩形空腔(10)用来放置电阻和电容，矩形空腔(10)与大圆槽(8)之间间隔挡板，该挡板位于大圆槽(8)的后端面；同样，机翼内部的上部和下部的矩形空腔(10)上下对称，在机翼上下两部分紧固结合之后，合并后形成空心长方体用于容纳所述电阻和电容；

在等离子体合成射流激励器腔体(6)左右两侧大约中央位置，在分界面上沿平行于前缘方向，在在等离子体合成射流激励器腔体(6)壁面上开有对称的通孔，用于从左右两侧插入电极(9)；每个等离子体合成射流激励器均包含一个等离子体合成射流激励器腔体(6)和左右两侧的两个电极(9)，在腔体内部，两个电极(9)之间保持一定距离，用于实现等离子体放电，电极(9)在等离子体合成射流激励器腔体(6)外的部分用于连接导线，实现相邻等离子体合成射流激励器的连接；为此，在大圆槽(8)两侧绝缘体材料的相应位置加工通孔，便于放置等离子体合成射流激励器腔体(6)外的电极(9)部分，相邻等离子体合成射流激励器的电极(9)通过半圆槽(11)内的导线实现电连接；等离子体合成射流激励器腔体(6)内部的电极间距根据能量需求和结冰环境进行调整，电极间距与等离子体合成射流激励器腔体(6)的间距无关；

如上所述，在机翼前缘内部将等离子体合成射流激励器阵列排布，激励器的数目和组间距根据机翼展长以及除冰要求来确定。

2.如权利要求1所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，还能够在相邻等离子体合成射流激励器腔体(6)之间的机翼前缘上表面布置多个介质阻挡放电等离子体激励器(2)，介质阻挡放电等离子体激励器(2)的位置以不挡住细槽在前缘上的出口为准，多个沿展向排布的介质阻挡放电等离子体激励器(2)形成介质阻挡放电等离子体激励器阵列。

3.如权利要求1所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，导线用来连接等离子体合成射流激励器和其他电子元器件，并从机翼侧面设置的导线孔(4)伸出，以连接电源激励系统和数据采集系统。

4.如权利要求1所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，导水补气孔(3)沿与前缘平行的方向贯穿机翼内部；导水补气孔(3)分为多段，贯穿小圆槽(7)的大致中部位置。

5.如权利要求2所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，部件具体尺寸如下：

顶杆(1)：杆长25mm、细杆直径4mm、圆盘直径12mm；

介质阻挡放电离子体激励器(2)：高压电极宽度3mm、低压电极宽度5mm、高低压电极铜箔厚度0.06mm、阻挡介质厚度0.18mm；

等离子体合成射流激励器腔体(6)：外径14mm、整体高度12mm、内腔高度10mm；

小圆槽(7)：直径13mm、长度17mm

大圆槽(8)：直径14.6mm、长度12.6mm

电极(9)：直径1mm

矩形空腔(10)：图中长度170mm、宽度85mm、高度20mm

半圆槽(11)：直径2mm。

6.如权利要求1所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，细槽、小圆槽(7)、大圆槽(8)、半圆槽(11)、挡板均是在绝缘体材料上加工获得的，是一体化结构。

7.如权利要求2所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，介质阻挡放电等离子体激励器(2)的形状为条状带，通过黏贴的方式贴在机翼前缘上表面，高压电极在阻挡介质上方，低压电极在阻挡介质下方，低压电极与机翼前缘表面之间固定连接。

8.一种基于等离子体合成射流机翼除冰的系统，其基于如权利要求1所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，利用纳秒高压脉冲电源驱动n个等离子体合成射流激励器(A1…An)工作；纳秒高压脉冲电源给电容(C1…Cn-1)充电，在第一等离子体合成射流激励器(A1)的前端与纳秒高压脉冲电源正端之间串联电感，电感能够维持纳秒高压脉冲电流，起到稳定击穿过程的作用；相邻等离子体合成射流激励器连接点与“地”之间连接接力模块，该接力模块通过电容、电阻并联形成，其作用在于传递击穿电压，使得n个空气间隙被依次击穿，产生电弧放电。

9.如权利要求8所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的系统，其基于如权利要求2所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的装置，其特征在于，在具有多个介质阻挡放电等离子体激励器(2)情况下，DBD由纳秒高压脉冲电源作为电源进行激励，电源正负极分别连接DBD的高压电极和低压电极。

10.一种基于等离子体合成射流机翼除冰的方法，其基于如权利要求9所述的基于等离子体合成射流机翼除冰的系统，其特征在于，存在2种工作模式：

当机翼结冰不严重时，单独开启连接阵列式等离子体合成射流激励器的纳秒高压脉冲电源，阵列式等离子体合成射流激励器开始工作，顶杆(1)被等离子体合成射流激励器腔体(6)内放电瞬间产生的高压射流推出机翼表面从而撞击冰层，然后复位，一次放电顶杆(1)运动一次，因此通过多次放电达到多次撞击冰层使冰层快速破碎的效果，在来流作用下，破碎的冰块会被吹走，实现除冰目的；

当机翼结冰严重、冰层较厚时，先开启连接介质阻挡放电等离子体激励器的纳秒高压脉冲电源，DBD开始工作，通过DBD的热效应减小冰层与机翼表面的粘附力，然后再开启控制阵列式等离子体合成射流激励器的纳秒高压脉冲电源，使阵列式等离子体合成射流激励器开始工作进行除冰。

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