CN115973422A - 一种用于飞机翼面前缘的除冰系统及除冰方法 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机翼面前缘的除冰系统及除冰方法，除冰系统将气动带除冰和电热除冰复合为一体，含有除冰套、空气管路和加热电路，除冰套粘接在飞机翼面前缘，是一个U型复合多层结构，除冰套含有粘贴层、充气管层、过渡层、加热层和表面防护层，充气管层含有多个平行的管状气囊，每个管状气囊与空气管路连通，加热层含有加热电阻，通过加热控制器可以调节温度，本发明通过增加除冰套表面的温度，使冰与除冰套的附着力减小，从而使气囊更容易将冰破碎并从飞机翼面前缘去除，并且能够减少在多个除冰周期后除冰套表面残留冰的存在，提高除冰效果。

Description

一种用于飞机翼面前缘的除冰系统及除冰方法

技术领域

本发明涉及飞机除冰系统设计领域，尤其涉及安装涡轮螺旋桨或涡轮喷气发动机飞机翼面类表面前缘除冰系统及除冰方法。

背景技术

飞机在含有过冷水滴的云层中飞行时，部件表面会发生冰的积聚，称为飞机结冰，结冰会破坏飞机的气动外形，造成飞机阻力增大，升力减小，失速速度提高，失速迎角减小，稳定性程度减小，操纵品质恶化，使飞机的飞行包线向内“萎缩”，飞行范围受到限制。特别需要提到的是，目前飞机设计中通常采用高性能的机翼和经过精心设计的翼型，而这种机翼前缘结冰时造成的后果往往更为严重。为了防止飞机某些部位(主要包括风挡，空速管，螺旋桨，直升机旋翼，机翼、尾翼、发动机进气道前缘等)结冰，或结冰时能间断地除去冰层，保证飞机积冰时飞行安全，往往要采用适当的防冰与除冰技术。

现有防除冰系统根据防除冰所采用能量方式不同，有机械除冰系统、液体防(除)冰系统、热防(除)冰系统等。

机械除冰系统包括电脉冲除冰系统和气动带除冰系统。电脉冲除冰系统是由释放静电能产生高能量的电脉冲，作用在飞机部件待防护部位的蒙皮上，在弹性变形范围内时蒙皮快速鼓动，从而破除该蒙皮表面上冰层的机械除冰系统，这种除冰系统由于结构复杂，很少有飞机采用。气动带除冰系统又称膨胀管除冰系统，利用飞机部件前缘表面上膨胀管的膨胀作用，使其表面冰层破碎而脱落的机械除冰系统，这种系统的特点是工作可靠，耗能较少，并且对于涡轮螺旋桨飞机或涡轮风扇飞机，其所需要的驱动能量可以直接从发动机引气获得，所以在很多涡轮螺旋桨飞机上，机翼、尾翼前缘的除冰装置一般选用气动带除冰系统，但这种系统有一个致命的弱点，即膨胀管在膨胀除冰时阻力较大。并且有研究表明冰与除冰套前缘的附着力随着温度的降低逐渐增大，在-15℃左右时达到较大，而飞机最常见的结冰也往往发生在环境温度-15℃时，所以此时冰与除冰套前缘的附着力很大，除冰套的除冰不可能很彻底，每次除冰后会有一些残留冰，特别是经过多个除冰周期后，残留冰会更多，造成除冰效果的下降，使飞机性能恶化。

液体防冰系统向部件待防护表面喷涂防冰液，与撞击在表面上的过冷水滴混合，使液体凝固点低于表面温度而不结冰的飞机防冰系统。这种防冰系统防冰液消耗量大，使系统重量增加，并且喷液孔易堵塞，维护麻烦，现在已经很少采用。

热除冰系统包括气热除冰系统和电热除冰系统，它们都是利用热能加热飞机部件防冰表面的热力除冰系统。按照防护表面加热温度不同，又可分为蒸发除冰方式与流湿防冰方式。蒸发除冰方式是指飞机在含有过冷水滴的云层中飞行时，除冰系统对飞机部件防冰表面连续加热，将飞机防冰表面收集的水分全部蒸发的除冰技术，这种除冰技术需热量大，但除冰效果最好。流湿除冰方式又称“湿除冰”，是指飞机在含有过冷水滴的云层中飞行时，除冰系统对飞机部件防冰表面连续加热不能将飞机表面所收集的水量全部蒸发的防除冰技术，该除冰方式将使部件防冰表面呈流湿状态，所需的热量比蒸发除冰小，但是在防冰表面后部常常会形成冰瘤，如果冰溜尺寸较大，会严重影响飞机的气动性能。

目前飞机上常用的是气动带除冰系统和热除冰系统，气动带除冰系统除冰后经常有残留冰存在，使除冰效果降低，热除冰系统耗能巨大，并且可能会在防冰表面后部产生冰瘤，从而降低飞机的性能。

发明内容

为解决上述目前存在的除冰系统的缺陷，本发明提出了一种新的可用于飞机翼面类表面前缘的除冰系统及除冰方法。该装置根据冰与接触面之间的粘附力(剥离力和剪切力)与温度密切相关(温度越低，该粘附力越大)的原理，通过增加待防护表面除冰装置外表面的温度，减小冰与除冰装置的粘附力，使冰更容易从待防护表面去除，并且减少除冰后表面存在的残留冰以及多个除冰周期后残留冰的积聚，提高飞机的除冰效率和除冰效果。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种用于飞机翼面前缘的除冰系统，其特征在于，该除冰系统将气动带除冰和电热除冰复合为一体。

所述的除冰系统含有除冰套、空气管路和加热电路，所述的除冰套粘接在飞机翼面前缘，是一个U型复合多层结构，除冰套含有粘贴层、充气管层、过渡层、加热层和表面防护层，所述的充气管层含有多个平行的管状气囊，每个管状气囊分别与空气管路相连通，所述的加热层含有加热电阻，该加热电阻与加热电路连接。

所述的空气管路通过空气分配活门分别与每个管状气囊连通，空气管路还上设有压力传感器。

所述的加热电路含有温度控制器和温度传感器。

本申请还提供一种飞机翼面前缘的除冰方法，其特征在于包含以下内容，1)使用上述的用于飞机翼面前缘的除冰系统；2)将除冰套粘接在飞机翼面前缘位置，空气管路和加热电路置于飞机机翼内，空气管路与飞机机内气源连通，加热电路与机内电源连接；3)通过温度控制器将加热层的温度控制在-5℃～0℃；

4)通过空气分配活门周期性交替向管状气囊充气和抽真空。

本申请的有益效果在于：1)该除冰系统将电加热除冰与气动带除冰有机结合，通过电加热的方式提高了翼面待防护表面的温度，降低了冰与待防护表面的附着强度，使除冰套很容易将冰除去，在采用气压变换导致除冰套的膨胀或收缩除去除冰套上的冰，并有效减少除冰套上残留冰的存在，提高除冰效果；

2)该除冰系统只需要将除冰套前缘的温度加热到-5℃～0℃，不会将冰直接融化，所以不会在防护区后面产生冰瘤，有效避免了二次结冰对飞机的危害；

3)该除冰系统是周期除冰系统，在除冰周期内允许表面少量结冰，而该少量结冰能够形成冰罩覆盖在防护区域(除冰套)表面，能够有效地减少除冰套的热量损失，并且除冰套需要的温度仅为-5℃～0℃，与环境的温差较小，所以只需要很小的加热功率就能保证除冰套的温度要求，同时由于冰与除冰套的附着强度较小，所以只需要较少的能量即可将冰去除，并且能够减小除冰套的膨胀高度，从而减小除冰套膨胀时对飞机气动性能的影响。

以下结合实施例附图，对本申请做进一步详细描述。

附图说明

图1为飞机翼面前缘除冰系统结构原理图。

图2为除冰套收缩状态示意图。

图3为除冰套膨胀状态示意图。

图4为除冰套复合多层结构示意图。

图中编号说明：1空气管路、2压力传感器、3空气分配活门、4除冰套、5加热电路、6温度控制器、7温度传感器、8电源、9气源、10粘贴层、11充气管层、12过渡层、13加热层、14表面防护层。

具体实施方式

参见附图，本申请的用于飞机翼面前缘的除冰系统，将气动带除冰和电热除冰复合为一体。

如图1所示，除冰系统含有除冰套4、空气管路1和加热电路5，所述的除冰套4粘接在飞机翼面前缘，是一个U型复合多层结构，除冰套的复合多层结构如图4所示，含有粘贴层10、充气管层11、过渡层12、加热层13和表面防护层14，所述的充气管层11含有多个平行的管状气囊，每个管状气囊分别与空气管路1相连通，所述的加热层13含有加热电阻，该加热电阻与加热电路5连接。

实施中，空气管路1通过空气分配活门3分别与每个管状气囊连通，空气管路1还上设有压力传感器2。

为了有效控制除冰套的表面温度，实施例中，在加热电路5上设有温度控制器6和温度传感器7。

在上述技术方案中，除冰系统工作时，除冰套周期性的膨胀和收缩，并且通过除冰套表层的加热层13使除冰套表面保持一定温度，减小冰与除冰套之间的附着力，除去其表面的结冰。当除冰系统不工作时，除冰套紧贴飞机结构，使其对飞机气动性能的影响最小。

在上述技术方案中，加热层铺设在除冰套表面防护层之下，这样在加热层后方是厚度较大的橡胶材质的除冰胶管，能有效阻止热量向后方翼面结构传递，使热量向前方传递给冰和除冰套前缘的接触面。

在上述技术方案中，加热层的加热电阻可以采用金属箔、金属丝或者导电薄膜。

在上述技术方案中，加热层通过加热，将除冰套前缘的温度控制在-5℃～0℃，可以允许温度短暂超过0℃，但不允许长期或大幅度超过0℃。

在上述技术方案中，加热层可以是连续加热，或者根据除冰套的除冰周期间断加热。

在上述技术方案中，加热层通过温度控制器的控制，可以根据周围环境温度调节除冰套前缘的温度，使能量利用率最高，并且可以在温度高于某一设定温度时停止加热。

使用时，将除冰套4粘接在飞机翼面前缘位置，空气管路1和加热电路5置于飞机机翼内，空气管路1与飞机机内气源9连通，加热电路5与机内电源8连接；飞机在飞行过程中，为了防止翼面前缘结冰，通过温度控制器6将除冰套的表面防护层的温度控制在-5℃～0℃，除冰套的表面防护层的温度通过温度传感器实时监测，检测的温度信号实时发给温度控制器6；通过空气分配活门周期性交替向管状气囊充气和抽真空，使除冰套4在气压变化的作用下发生周期性交替膨胀或收缩，以实现除冰的目的，由于加热层使除冰套的表面温度保持在-5℃～0℃的范围，因此除冰套表面冰层的附着力较小，很容易通过除冰套膨胀或收缩除冰。

以某型飞机机翼除冰为例，除冰系统工作时，从发动机引气作为系统工作的气源9。通过空气管路系统1将空气输送到空气分配活门3，然后空气活门3周期性的给除冰套充气和放气，从而使除冰套周期性的膨胀和收缩，通过除冰套膨胀产生的张力将冰从机翼防护表面移除，随后气流将冰吹离飞机。同时在这一除冰过程中，从飞机电源8通过电缆将电传送到温度控制器6，温度控制器6将电能分配给除冰套加热层，加热层加热使除冰套前缘保持在-3±1℃的温度，能有效减小冰与除冰套的附着强度，使冰更容易从除冰套上去除，并有效减少多个除冰周期后残留冰的存在。

作为一个优选方案，除冰套由五层结构组成，粘贴层10由氯丁橡胶制成，能够保证除冰套和飞机结构的高度黏贴，充气管层11由天然橡胶制成，强度高、伸长大、弹性好，能够保证膨胀时有足够高度将冰破除并使冰与除冰套分离，过渡层12由硅橡胶制成用来加强加热层和充气管层的黏合，加热层13由导电薄膜制成，能够高效的加热除冰套表面，表面防护层14由氯丁橡胶制成，具有良好的耐磨损、耐外物撞伤和耐腐蚀性能，除冰套的各层之间采用胶粘剂可靠地连接在一起。

作为一个优选方案，除冰套加热膜采用连续加热方式，温度控制器6通过控制加热功率，使除冰套表面温度保持在-3±1℃，使过冷水滴能够正常在除冰套前缘冻结，形成冰罩覆盖在除冰套前缘，防止过冷水滴未冻结直接流到除冰套后面结冰形成冰瘤，并且冻结的冰罩能够减少除冰套前缘的热量损失，有效减小加热功率，同时在-3℃左右时冰与除冰套之间的附着力很小，除冰套膨胀时很容易将冰破除并使冰被气流吹离飞机。

本发明虽然以较佳实施案例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

Claims (5)

1.一种用于飞机翼面前缘的除冰系统，其特征在于，该除冰系统将气动带除冰和电热除冰复合为一体。

2.如权利要求1所述的用于飞机翼面前缘的除冰系统，其特征在于，所述的除冰系统含有除冰套、空气管路和加热电路，所述的除冰套粘接在飞机翼面前缘，是一个U型复合多层结构，除冰套含有粘贴层、充气管层、过渡层、加热层和表面防护层，所述的充气管层含有多个平行的管状气囊，每个管状气囊分别与空气管路相连通，所述的加热层含有加热电阻，该加热电阻与加热电路连接。

3.如权利要求1所述的用于飞机翼面前缘的除冰系统，其特征在于，所述的空气管路通过空气分配活门分别与每个管状气囊连通，空气管路上设有压力传感器。

4.如权利要求1所述的用于飞机翼面前缘的除冰系统，其特征在于，所述的加热电路含有温度控制器和温度传感器。

5.一种飞机翼面前缘的除冰方法，其特征在于包含以下内容，1)使用如权利要求1或2或3或4所述的用于飞机翼面前缘的除冰系统；2)将除冰套粘接在飞机翼面前缘位置，空气管路和加热电路置于飞机机翼内，空气管路与飞机机内气源连通，加热电路与机内电源连接；3)通过温度控制器将加热层的温度控制在-5℃～0℃；4)通过空气分配活门周期性交替向管状气囊充气和抽真空。

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