CN116280210A - 一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法 - Google Patents
一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116280210A CN116280210A CN202310300640.3A CN202310300640A CN116280210A CN 116280210 A CN116280210 A CN 116280210A CN 202310300640 A CN202310300640 A CN 202310300640A CN 116280210 A CN116280210 A CN 116280210A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- heat pipe
- steam
- loop heat
- ice
- pipeline
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000003075 superhydrophobic effect Effects 0.000 title claims abstract description 60
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 22
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 claims abstract description 53
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 claims abstract description 50
- 239000013526 supercooled liquid Substances 0.000 claims abstract description 33
- 239000013078 crystal Substances 0.000 claims abstract description 20
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 12
- 238000009833 condensation Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000005494 condensation Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 14
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 6
- 239000013307 optical fiber Substances 0.000 claims description 5
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 239000002918 waste heat Substances 0.000 claims description 3
- QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N Ammonia Chemical group N QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000002086 nanomaterial Substances 0.000 claims description 2
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000011148 porous material Substances 0.000 claims description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims description 2
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims 1
- 238000001035 drying Methods 0.000 claims 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 abstract description 3
- 230000001629 suppression Effects 0.000 abstract 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005485 electric heating Methods 0.000 description 1
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 1
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 description 1
- 239000002912 waste gas Substances 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/04—Hot gas application
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/06—Liquid application
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
Abstract
本发明涉及飞机机翼防除冰领域，具体涉及一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法。系统包括超疏水表面、回路热管系统、结冰探测系统。所述结冰探测系统用于检测冰型种类与结冰程度并反馈给防除冰系统；所述超疏水表面覆盖于机翼表面，用于弹开飞行过程撞击的过冷液滴；所述回路热管系统由蒸发段(含热管芯)、补偿室、蒸汽管线、冷凝管线、热力控制阀、截止阀及热源组成并通过管线连接。机翼通过超疏水表面弹开飞行过程中撞击的过冷液滴实现防冰，另外当结冰探测装置探测到冰晶形成时，回路热管系统将飞机其余区域的热量传递到机翼前缘实现除冰。本发明具有除冰效率高、有效抑制回流冰等优点。
Description
技术领域
本发明涉及一种结合超疏水表面与回路热管的机翼防除冰系统及方法，属于飞机机翼防除冰领域。
背景技术
飞机表面结冰一直是威胁飞行安全主要因素之一，当飞机以小于某临界马赫数飞行时，机翼、风挡、发动机进气口等部件会与大气中的过冷液滴撞击，导致结冰。飞机结冰严重影响飞行安全，它破坏了飞机表面的气动外形、增加飞行阻力，同时降低了飞机的升力系数等。飞机不可避免地在结冰天气中飞行，因此研究高效的防冰除冰技术迫在眉睫。现有的防除冰技术虽然能在一定程度上抑制冰晶的产生和消除结冰，但是仍无法完全消除飞行过程中飞机结冰带来的安全隐患，从源头抑制冰晶的产生才是解决飞机结冰问题的关键。因此，主被动复合防除冰技术逐渐成为机翼防除冰技术的重要发展方向之一。
已有部分专利提出了一些复合防除冰技术及其应用。专利CN202557799U设计了一种飞机翼型超声波辅助热气联合防冰除冰装置，主要特征是在引热气防除冰的基础上辅以超声波高频振荡装置，能够有效地除去飞机尾翼前缘的冰层。该专利依靠飞机发动机引气防除冰，过量引气会导致飞机动力不足造成严重的安全事故，且利用超声波高频振荡容易造成机翼结构疲劳。专利CN109720582A设计了一种复合式电热-防冰液防除冰系统，主要特征是基于单一电热防除冰系统能耗巨大的缺点，选择辅以防冰液降低飞机能源消耗并提高除冰效率，但防冰液系统自重大，会降低飞机的有效载荷，且防冰液对环境造成一定的污染。
本发明提供了一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，该系统利用表面的超疏水特性弹开飞行过程中撞击而来的过冷液滴，在表面形成冰晶时开启回路热管系统，利用飞机余热如废气喷口、液压系统、空气/油冷却器等作为热源，减少飞机系统能源消耗；同时设置热力控制阀，精确控制系统温度。由于机翼表面覆盖了超疏水材料，此系统有效的避免了回流冰的形成，得益于回路热管系统高效的换热，在极大地提升了机翼防除冰效果的基础上降低了系统能耗。
发明内容
本发明的目的是设计出一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，本发明有助于推动多种防除冰技术的融合，加快超疏水表面的防除冰应用。
本申请实施例提供一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，由回路热管系统、结冰探测器、超疏水表面三部分组成：
其中回路热管系统包括蒸发段1、补偿室2、第一截止阀3-1、第二截止阀3-2、第一蒸汽管线5-1、第二蒸汽管线5-2、第三蒸汽管线5-3、热力控制阀6、冷凝管线7；其中补偿室2有三个接口，补偿室2下侧出口与蒸发段1进口相连，补偿室2上侧进口与冷凝管线7出口相连，补偿室2右侧进口与第一蒸汽管线5-1出口相连；热力控制阀6有三个接口，热力控制阀6左侧与第二蒸汽管线5-2出口相连、右侧与第三蒸汽管线5-3进口相连、上侧与第一蒸汽管线5-1进口相连。
补偿室2下侧出口与蒸发段1进口相连，蒸发段1出口与第二蒸汽管线5-2进口相连，第二蒸汽管线5-2出口处设置热力控制阀6，并且热力控制阀6上侧与第一蒸汽管线5-1进口相连，第一截止阀3-1设置在第一蒸汽管线5-1出口与补偿室2右侧进口连接处，并与补偿室2右侧进口相连，形成一个旁通回路，调节输送管道中的蒸汽流量；第三蒸汽管线5-3进口与热力控制阀6相连，第三蒸汽管线5-3出口与冷凝管线7进口相连，第二截止阀3-2设置在冷凝管线7出口与补偿室2进口连接处，并与补偿室2上侧进口相连，形成回路。
所述结冰探测器4为嵌入式光纤探测器，安装于飞机表面；
所述超疏水表面8均匀覆盖于机翼蒙皮。
进一步地，所述回路热管系统中蒸发段1所使用的热源为空气/油冷却器、高低压引气、液压系统余热。
进一步地，所述超疏水表面8采用Fe3O4纳米材料制作。
进一步地，所述回路热管系统第一蒸汽管线5-1、第二蒸汽管线5-2、第三蒸汽管线5-3、冷凝管线7、蒸发段1为钢管，工作流体为液氨。
进一步地，所述回路热管系统进液口设置补偿室2，有效减少了干涸现象。
进一步地，所述蒸发段1热管芯为镍材质，利用细孔多孔芯的毛细力循环工作流体。
进一步地，所述第一蒸汽管线5-1进口、第二蒸汽管线5-2出口、第三蒸汽管线5-3进口设置有热力控制阀6，热力控制阀6根据入口蒸汽温度调整内部阀芯开度，可以将蒸汽送至冷凝管线7，或将蒸汽直接送回补偿室2。
大气中过冷液滴撞击超疏水表面8时，安装在机翼内部的结冰探测器4未探测到冰晶的形成，这时仅利用表面的超疏水特性8即可弹开撞击的过冷液滴；
过冷液滴撞击到超疏水表面8时，安装在机翼内部的嵌入式光纤结冰探测装置探测到超疏水表面形成冰晶，通过控制电路传输开启指令到回路热管系统，回路热管系统启动进行防除冰。
所述回路热管系统运行模式如下两种：
蒸汽温度超过20℃时：
结冰探测器4检测到机翼表面冰晶形成时，回路热管系统启动，第一截止阀3-1、第二截止阀3-2打开，飞机内提供的热源与回路热管系统蒸发段1进行换热，工作流体受热形成蒸汽，通过热管管芯毛细力的作用驱动工作流体离开蒸发段1进入第二蒸汽管线5-2，热力控制阀6与第一蒸汽管线5-1的接口打开，部分蒸汽从第二蒸汽管线5-2旁通至第一蒸汽管线5-1后，经过安装在第一蒸汽管线5-1出口的第一截止阀3-1后进入补偿室2，与从冷凝管段7进入补偿室2的过冷液体混合后进入蒸发段1；部分蒸汽经过热力控制阀6与第三蒸汽管线5-3的接口，由第三蒸汽管线5-3进入冷凝管线7后液化放热，加热飞机蒙皮，超疏水表面上的冰晶融化成水滴后被弹开，蒸汽放热形成过冷液体后经过第二截止阀3-2回到补偿室2中，过冷液体在补偿室2中与第一蒸汽管线5-1旁通的蒸汽混合后进入蒸发段1完成一个循环；
蒸汽温度未超过20℃时：
结冰探测器4检测到机翼表面冰晶形成时，回路热管系统启动，第二截止阀3-2打开，飞机内提供的热源与回路热管系统蒸发段1进行换热，工作流体受热形成蒸汽，通过热管管芯毛细力的作用驱动工作流体离开蒸发段1进入第二蒸汽管线5-2，蒸汽经过热力控制阀6与第三蒸汽管线5-3的接口，由第三蒸汽管线5-3进入冷凝管线7后液化放热，加热飞机蒙皮，超疏水表面上的冰晶融化成水滴后被弹开，蒸汽放热形成过冷液体后经过第二截止阀3-2回到补偿室2中，过冷液体从补偿室2进入蒸发段1完成一个循环；
重复进行上述循环，最终可以持续进行防除冰；待结冰探测器4探测到机翼表面冰晶完全融化时，发送指令给回路热管系统，此时蒸发段1停止与热源换热，待蒸发段1温度回落至初始温度时，关闭第一截止阀3-1、第二截止阀3-2，此时回路热管系统关闭。
附图说明
附图1为机翼超疏水表面图；
附图1中的标号名称：1.蒸发段、2.补偿室、4.结冰探测器、5-1.第一蒸汽管线、5-2.第二蒸汽管线、7.冷凝管线、8.超疏水表面。
附图2为本发明机翼复合防除冰系统平面图；
附图2中的标号名称：1.蒸发段、2.补偿室、3-1.第一截止阀、3-2.第二截止阀、4.结冰探测器、5-1.第一蒸汽管线、5-2.第二蒸汽管线、5-3.第三蒸汽管线、6.热力控制阀、7.冷凝管线、8.超疏水表面。
附图3为局部机翼复合防除冰系统平面图；
附图3中的标号名称：1.蒸发段、2.补偿室、3-1.第一截止阀、3-2.第二截止阀、4.结冰探测器、5-1.第一蒸汽管线、5-2.第二蒸汽管线、5-3.第三蒸汽管线、6.热力控制阀、7.冷凝管线、8.超疏水表面。
附图4为防除冰系统运行流程图。
具体实施方式
如图3所示，结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，包括：1.蒸发段、2.补偿室、3-1.第一截止阀、3-2.第二截止阀、4.结冰探测器、5-1.第一蒸汽管线、5-2.第二蒸汽管线、5-3.第三蒸汽管线、6.热力控制阀、7.冷凝管线、8.超疏水表面。
当飞机在飞行过程中穿越结冰区时，结冰探测器4根据接收的光信号判别机翼是否结冰，做出相应的指令并实施防除冰，本发明具体除冰方式如下3种：
飞机穿越结冰区时，机翼前缘迎面撞击大气中的过冷液滴，嵌入式光纤结冰探测装置4未检测到机翼表面形成冰晶，此时利用表面超疏水特性弹开过冷水滴，回路热管系统不需要开启。
蒸汽温度超过20℃时：
过冷液滴温度进一步降低后，机翼超疏水表面8开始形成冰晶，结冰探测器4检测到冰晶形成，发送指令开启回路热管系统，回路热管系统开启。此时系统中第二截止阀3-2打开，飞机内部热源加热蒸发段1，蒸发段1内工质与热源换热形成蒸汽。蒸汽在热管芯毛细力的驱动下，从蒸发段1沿第二蒸汽管线5-2流经热力控制阀6，此时部分蒸汽沿热力控制阀6上侧与第一蒸汽管线5-1进口的接口旁通至第一蒸汽管线5-1，经过第一截止阀3-1后进入补偿室2，与从冷凝管段7进入补偿室2的过冷液体混合后，进入蒸发段1。另一部分蒸汽经过热力控制阀6引导至第三蒸汽管线5-3，经过冷凝管段7时，与机翼表面进行热交换，蒸汽放热形成过冷液体。此时受蒸汽放热影响，机翼表面冰晶融化形成液滴，随之超疏水表面8将融化的液滴弹开。过冷液体沿冷凝管线7流动，经过第二截止阀3-2后进入补偿室2，与从第一蒸汽管线5-1进入补偿室2的蒸汽进行混合后，进入蒸发段1完成一个循环。
蒸汽温度未超过20℃时：
结冰探测器检测到机翼表面冰晶形成时，回路热管系统启动，第二截止阀3-2打开，飞机内提供的热源与回路热管系统蒸发段1进行换热，工作流体受热形成蒸汽，通过热管管芯毛细力的作用驱动工作流体离开蒸发段1进入第二蒸汽管线5-2，蒸汽经过热力控制阀6与第三蒸汽管线5-3的接口(此时热力控制阀6与第一蒸汽管线5-1的接口关闭)，由第三蒸汽管线5-3进入冷凝管线7后液化放热，加热飞机蒙皮，超疏水表面上的冰晶融化成水滴后被弹开，蒸汽放热形成过冷液体后经过第二截止阀3-2回到补偿室2中，过冷液体从补偿室2进入蒸发段1完成一个循环。
待结冰探测器探测到机翼表面冰晶完全融化时，发送指令给回路热管系统，此时蒸发段1停止与热源换热，待蒸发段1温度回落至初始温度时，关闭第一截止阀3-1、第二截止阀3-2，此时回路热管系统关闭。
该结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，利用表面超疏水特性弹开飞行过程中撞击机翼的过冷液滴，节省了飞机系统能源；同时结合回路热管技术，得益于高效换热，在超疏水表面失效时也能保持防除冰的效果；系统同时配备热力控制阀，既精确地控制了温度，同时也减少了回路热管系统热量的浪费。解决了飞机防除冰系统能源消耗巨大的问题。
Claims (9)
1.一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：
由回路热管系统、结冰探测器、超疏水表面三部分组成：
其中回路热管系统包括蒸发段(1)、补偿室(2)、第一截止阀(3-1)、第二截止阀(3-2)、第一蒸汽管线(5-1)、第二蒸汽管线(5-2)、第三蒸汽管线(5-3)、热力控制阀(6)、冷凝管线(7)；其中补偿室(2)有三个接口，补偿室(2)下侧出口与蒸发段(1)进口相连，补偿室(2)上侧进口与冷凝管线(7)出口相连，补偿室(2)右侧进口与第一蒸汽管线(5-1)出口相连；热力控制阀(6)有三个接口，热力控制阀(6)左侧与第二蒸汽管线(5-2)出口相连、右侧与第三蒸汽管线(5-3)进口相连、上侧与第一蒸汽管线(5-1)进口相连；
补偿室(2)下侧出口与蒸发段(1)进口相连，蒸发段(1)出口与第二蒸汽管线(5-2)进口相连，第二蒸汽管线(5-2)出口处设置热力控制阀(6)，并且热力控制阀(6)上侧与第一蒸汽管线(5-1)进口相连，第一截止阀(3-1)设置在蒸汽管线(5-1)出口与补偿室(2)右侧进口连接处，并与补偿室(2)右侧进口相连，形成一个旁通回路；热力控制阀(6)右侧与第三蒸汽管线(5-3)进口相连，第三蒸汽管线(5-3)出口与冷凝管线(7)进口相连，第二截止阀(3-2)设置在冷凝管线(7)出口与补偿室(2)进口连接处，并与补偿室(2)上侧进口相连，形成回路；补偿室(2)下侧出口与蒸发段(1)相连；
所述结冰探测器(4)为嵌入式光纤探测器，安装于飞机表面；
所述超疏水表面(8)均匀覆盖于机翼蒙皮。
2.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述回路热管系统中蒸发段(1)所使用的热源为空气/油冷却器、高低压引气、液压系统余热。
3.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述超疏水表面(8)采用Fe3O4纳米材料制作。
4.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述回路热管系统第一蒸汽管线(5-1)、第二蒸汽管线(5-2)、第三蒸汽管线(5-3)、冷凝管线(7)、蒸发段(1)为钢管，回路热管系统工作流体为液氨。
5.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述回路热管系统进液口设置补偿室(2)，有效减少了干涸现象。
6.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述蒸发段(1)热管芯为镍材质，利用细孔多孔芯的毛细力循环工作流体。
7.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述第一蒸汽管线(5-1)进口、第二蒸汽管线(5-2)出口、第三蒸汽管线(5-3)进口设置有热力控制阀(6)，热力控制阀(6)根据入口蒸汽温度调整内部阀芯开度，可以将蒸汽送至冷凝管线(7)，或将蒸汽直接送回补偿室(2)。
8.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统的方法，其特征在于：当飞机在飞行过程中穿越结冰区时，结冰探测器(4)与回路热管系统中控制电路进行耦合控制，所述复合防除冰系统分为两种防除冰策略；
大气中过冷液滴撞击超疏水表面(8)时，安装在机翼内部的结冰探测器(4)未探测到冰晶的形成，这时仅利用表面的超疏水特性(8)即可弹开撞击的过冷液滴；
过冷液滴撞击到超疏水表面(8)时，安装在机翼内部的嵌入式光纤结冰探测装置探测到超疏水表面形成冰晶，通过控制电路传输开启指令到回路热管系统，回路热管系统启动进行防除冰。
9.根据权利要求8所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统的方法，其特征在于：
所述回路热管系统运行模式如下两种：
蒸汽温度超过20℃时：
结冰探测器(4)检测到机翼表面冰晶形成时，回路热管系统启动，第一截止阀(3-1)、第二截止阀(3-2)打开，飞机内提供的热源与回路热管系统蒸发段(1)进行换热，工作流体受热形成蒸汽，通过热管管芯毛细力的作用驱动工作流体离开蒸发段(1)进入第二蒸汽管线(5-2)，热力控制阀(6)与第一蒸汽管线(5-1)的接口打开，部分蒸汽从第二蒸汽管线(5-2)旁通至第一蒸汽管线(5-1)后，经过安装在第一蒸汽管线(5-1)出口的第一截止阀(3-1)后进入补偿室(2)，与从冷凝管段(7)进入补偿室(2)的过冷液体混合后进入蒸发段(1)；部分蒸汽经过热力控制阀(6)与第三蒸汽管线(5-3)的接口，由第三蒸汽管线(5-3)进入冷凝管线(7)后液化放热，加热飞机蒙皮，超疏水表面上的冰晶融化成水滴后被弹开，蒸汽放热形成过冷液体后经过第二截止阀(3-2)回到补偿室(2)中，过冷液体在补偿室(2)中与第一蒸汽管线(5-1)旁通的蒸汽混合后进入蒸发段(1)完成一个循环；
蒸汽温度未超过20℃时：
结冰探测器(4)检测到机翼表面冰晶形成时，回路热管系统启动，第二截止阀(3-2)打开，飞机内提供的热源与回路热管系统蒸发段(1)进行换热，工作流体受热形成蒸汽，通过热管管芯毛细力的作用驱动工作流体离开蒸发段(1)进入第二蒸汽管线(5-2)，蒸汽经过热力控制阀(6)与第三蒸汽管线(5-3)的接口，由第三蒸汽管线(5-3)进入冷凝管线(7)后液化放热，加热飞机蒙皮，超疏水表面上的冰晶融化成水滴后被弹开，蒸汽放热形成过冷液体后经过第二截止阀(3-2)回到补偿室(2)中，过冷液体从补偿室(2)进入蒸发段(1)完成一个循环；
重复进行上述循环，最终可以持续进行防除冰；待结冰探测器(4)探测到机翼表面冰晶完全融化时，发送指令给回路热管系统，此时蒸发段(1)停止与热源换热，待蒸发段(1)温度回落至初始温度时，关闭第一截止阀(3-1)、第二截止阀(3-2)，此时回路热管系统关闭。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310300640.3A CN116280210A (zh) | 2023-03-24 | 2023-03-24 | 一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310300640.3A CN116280210A (zh) | 2023-03-24 | 2023-03-24 | 一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116280210A true CN116280210A (zh) | 2023-06-23 |
Family
ID=86779632
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310300640.3A Pending CN116280210A (zh) | 2023-03-24 | 2023-03-24 | 一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116280210A (zh) |
-
2023
- 2023-03-24 CN CN202310300640.3A patent/CN116280210A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105691620B (zh) | 利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法 | |
| CN102431650B (zh) | 飞机翼型超声波辅助热气联合防除冰装置 | |
| JP2011516344A (ja) | 航空機用除氷システム | |
| CN110963044B (zh) | 基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置及其工作方法 | |
| CN109878740A (zh) | 一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置及方法 | |
| CN107985607A (zh) | 一种无人机结冰防护装置 | |
| CN211711090U (zh) | 基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置 | |
| CN108058832B (zh) | 一种复合式防冰液-气囊防除冰系统 | |
| CN107449308A (zh) | 一种带有圆弧形曲面凸台的冲击冷却系统 | |
| CN2839355Y (zh) | 防冻及防雾安全路面 | |
| CN116280210A (zh) | 一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法 | |
| CN111717400B (zh) | 粘附力减弱与等离子体高能激励器组合式除冰装置及方法 | |
| CN110963045B (zh) | 一种引用飞机燃油机翼自动防除冰装置及其工作方法 | |
| CN207748047U (zh) | 一种蒸汽射流飞机除冰车的多功能除冰执行装置 | |
| CN209776813U (zh) | 一种涡轮螺旋桨飞机机翼、尾翼的防冰除冰装置 | |
| CN101962076A (zh) | 一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构 | |
| CN205311631U (zh) | 动车组车底转向架自动喷淋防冰液装置 | |
| CN110374827A (zh) | 一种风力发电机叶片防结冰系统及方法 | |
| CN109720582A (zh) | 一种复合式电热-防冰液防除冰系统 | |
| JP2008208760A (ja) | 予冷却ガスタービンシステムの除霜方法、及び除霜装置 | |
| CN210086144U (zh) | 一种集约式除冰融雪车 | |
| CN112591105A (zh) | 一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构 | |
| RU2504502C1 (ru) | Способ борьбы с обледенением крыльев летательных аппаратов | |
| Veedu et al. | Advanced nanocomposite low adhesion icephobic coating for aerospace applications | |
| CN106005430A (zh) | 一种机翼防结冰结构及采用其的飞机 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |