CN116280213A - 一种机翼热力耦合除冰装置和方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机翼热力耦合除冰装置和方法，包括电涡流加热器和击打力发生器；击打力发生器设置在机翼内部位置，电涡流加热器包括设置于蒙皮之上的发热金属层和用于与发热金属层非接触式连接的涡流发生线路；涡流发生线路设置在蒙皮之内能够直接作用于发热金属层;本方案中通过电涡流加热器和脉冲力激励器的综合作用，将机翼前缘周期积冰进行去除，在机翼结冰允许包线范围内，避免了积冰的进一步增长，维持飞机的安全飞行界限。本发明与传统电热防除冰系统相比，取消了长时间通电的热刀电热区域，提高了间歇加热区域的加热效率，增加了击打力发生器，由于击打力发生器消耗的能量远远小于热刀，本发明降低了周期除冰所需的电功耗。

Description

一种机翼热力耦合除冰装置和方法

技术领域

本发明涉及飞行器除冰技术领域，特别涉及一种机翼热力耦合除冰装置和方法。

背景技术

飞机在含过冷水滴的云层中飞行时，飞机的机翼、尾翼、旋翼等迎风面表面会结冰，轻则影响飞行性能，重则产生飞行事故。

为避免结冰产生的危害，以上结冰现象需要采用特殊的装置加以应对，以机翼为例，现有机翼防除冰技术主要包括热气防冰、电加热防除冰、气囊除冰、防冻液防冰、机械除冰等。其中电加热防除冰是一种灵活度高，结构简单，增重少的防除冰方式，有电热防冰和电热除冰两种工作方式。电热防冰是一种持续加热的工作方式，有完全蒸发式防冰和非完全蒸发式防冰两种类型，具有耗能高的特点。电热除冰的工作方式允许机翼前缘少量积冰，采用间断式加热的策略，周期性去除机翼前缘少量积冰，以更低的用电耗能代价达到维持飞行安全的目的。

机翼前缘电热除冰会遇到“冰帽”的问题，即机翼前缘积冰的底部融化后，机翼上下表面的积冰仍通过积冰的上层连接在一起，在气流的作用下像帽子一样继续扣在机翼前缘，不能与蒙皮分离。

常规电热除冰常常需要在机翼前缘设置一定宽度的展向和弦向的带状持续电热区域，称之为热刀或分离带。展向分离带用于避免“冰帽”现象的发生，弦向分离带用于将机翼电热除冰区域沿展向分区，使用次序加热的方式降低对机载电源的要求。

热刀在电热除冰的机翼上占加热区域面积比例不高，但是由于持续加热的特性，其消耗的电热能量约占整个电热除冰系统的50%左右，是限制电热除冰在某些电功率紧缺的飞行器上应用的瓶颈所在。

电热除冰系统由于热惯性以及加热时间裕量的存在，积冰与蒙皮分离后蒙皮加热区温度仍然高于冰点，此时收集的水滴在机翼前缘加热区不会结冰，溢流至加热区后方形成冰瘤，且加热区后方的冰瘤无法通过加热去除，多次除冰周期后冰瘤不断增大，降低机翼气动性能，影响飞行安全。因此，电热除冰的飞行器在结冰条件下飞行有最大飞行时间限制。

常规电热方法采用导电材料接电源后自身产生焦耳热的方式进行加热，由于机载电源不宜直接暴露在大气环境中，避免雷击等现象破坏机载电子设备，电加热层外部需要设置一定厚度的保护层，从而增加了电加热层至目标加热对象间的热传导损耗。

发明内容

本发明的目的在于，针对上述不足之处提供一种机翼热力耦合除冰装置和方法，解决了现有技术中对于飞行器除冰效率不高，能耗大的问题。

本发明是通过下述方案来实现的：

一种机翼热力耦合除冰装置，包括电涡流加热器和击打力发生器；所述击打力发生器设置在机翼内部位置，所述电涡流加热器包括设置于蒙皮之上的发热金属层和用于与发热金属层非接触式连接的涡流发生线路；所述涡流发生线路设置在蒙皮之内能够直接作用于发热金属层；蒙皮为不导电的复合材料。

基于上述一种机翼热力耦合除冰装置的结构，所述电涡流加热器根据机翼飞行包线或结冰条件包线仿真计算或结冰风洞试验获得结冰范围和区域进行布设。

基于上述一种机翼热力耦合除冰装置的结构，所述电涡流加热器位于机翼前缘积冰区域或大于结冰区域。

基于上述一种机翼热力耦合除冰装置的结构，所述击打力发生器位于机翼靠近前缘上下位置。

基于上述一种机翼热力耦合除冰装置的结构，所述电涡流加热器的加热区域在机翼弦向进行分区布置，并根据飞行状态和结冰条件选择性的使用弦向分区。

基于上述一种机翼热力耦合除冰装置的结构，蒙皮内还设置有对击打力发生器进行支撑的基座，为电涡流加热器供电的高频电源和为击打力发生器供电的脉冲电源；所述基座与翼盒连接。

基于上述一种机翼热力耦合除冰装置的结构，所述涡流发生线路为化学或激光蚀刻在铜箔上形成线路，并紧密贴合在机翼内侧位置，采用硅胶粘接剂将涡流发生线路、蒙皮和发热金属层紧密粘接在一起。

基于上述一种机翼热力耦合除冰装置的结构，所述发热金属层为铁素体不锈钢或马氏体不锈钢箔，或用粉末材料通过冷喷涂方式复合至蒙皮外表面形成的发热层。

本方案提供一种机翼热力耦合除冰方法，其具体包括以下步骤，

步骤一，在蒙皮内设置击打力发生器，再根据机翼飞行包线或结冰条件包线仿真计算或结冰风洞试验获得结冰范围和区域进行布设电涡流加热器；

步骤二，飞行器在飞行时，检测机身或机翼是否结冰，当检测到结冰时，启动电涡流加热器和击打力发生器，否则，则不启动。

在步骤二中，电涡流加热器仅做间断周期式的加热，击打力发生器的激发次序与电涡流加热器同时激发，或者是与电涡流加热器次序激发，或其他预先设定的激发次序进行作业。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1、本方案中通过电涡流加热器的作用，将机翼前缘周期积冰进行去除，在机翼结冰允许包线范围内，避免了积冰的进一步增长，维持飞机的安全飞行界限。本发明与传统电热防除冰系统相比，取消了长时间通电的热刀电热区域（包括弦向和展向），提高了间歇加热区域的加热效率，增加了击打力发生器，由于击打力发生器消耗的能量远远小于热刀，本发明降低了周期除冰所需的电功耗。

2、通过本方案中打力发生器的合理设置可以有效去除电热区域热惯性产生的溢流冰，避免了电热除冰飞行器在结冰条件下的最大允许飞行时间限制，可以几乎无时间限制的在结冰条件下飞行。

附图说明

图1为现有技术中持续加热带工作时的示意图；

图2为本发明中间歇性加热垫工作时的示意图；

图3为现有技术中持续加热带和间歇性加热带布置示意图；

图4为本发明中间歇性加热带的布置示意图；

图5为本发明中一种机翼热力耦合除冰装的结构示意图；

附图说明：1、蒙皮；2、电涡流加热器；3、击打力发生器；4、基座；11、间歇性加热带；12、持续加热带；20、翼盒；21、水膜；22、积冰。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或隐含地包括一个或多个该特征。

实施例1

如图1~图5所示，本发明提供一种技术方案：

一种机翼热力耦合除冰装置，其至少包括但不限于电涡流加热器2和击打力发生器3；击打力发生器3设置在机翼内部位置，电涡流加热器2可以包括设置于蒙皮1之上的发热金属层和用于与发热金属层非接触式连接的涡流发生线路；涡流发生线路设置在蒙皮1之内能够直接作用于发热金属层；蒙皮1为不导电的复合材料。

电涡流加热器2根据机翼飞行包线或结冰条件包线仿真计算或结冰风洞试验获得结冰范围和区域进行布设。

基于上述结构，本方案利用电涡流加热器2短时加热融化蒙皮1表面积冰22与蒙皮1的粘接面，降低积冰22与蒙皮1表面粘附力；利用蒙皮1内部设置的击打力发生器3，从内向外击打蒙皮1，迫使蒙皮1振动和变形，带动蒙皮1表面的积冰22振动和变形，将积冰22破碎，甚至直接脱离蒙皮1表面；积冰22在电涡流加热器2和击打力发生器3的耦合作用下，直接脱离蒙皮1表面或被气流吹扫离开蒙皮1表面；本方案中电涡流加热器2的发热部分为直接接触积冰22底部的导磁导电金属层，在融化积冰22底部时避免了热传导损失，降低了电热融冰降低粘附力物理过程的能量消耗，进而降低了整个热力耦合除冰系统的能量消耗。

作为示例的，电涡流加热器2位于机翼前缘积冰22区域或略大于结冰区域。

基于上述结构，通过将电涡流加热器2在机翼的积冰22区域进行全覆盖式设置，可以保证能够对于整个机翼的外表面均进行直接加热。

作为示例的，击打力发生器3位于机翼靠近前缘上下位置或其他可以将积冰22破碎的位置，击打力发生器3位置根据实际的需求可以进行适应性调整，主要是为了配合电涡流加热器2进行使用；单独使用电涡流加热器2加热除冰时会在机翼前缘产生冰帽，致使气流的吹扫作用不能去除积冰22，击打力发生器3的设置产生了将冰帽破碎的作用，同时击打力发生器3的设置具备破碎蒙皮1表面积冰22以及去除周期加热产生的溢流冰的功能。

作为示例的，电涡流加热器2的加热区域可以在机翼弦向进行分区布置，并根据飞行状态和结冰条件选择性的使用弦向分区。

作为示例的，蒙皮1内还设置有对击打力发生器3进行支撑的基座4，为电涡流加热器2供电的高频电源和为击打力发生器3供电的脉冲电源；基座4与翼盒20连接。

基于上述结构，通过设置基座4为击打力发生器3提供稳定的基础，防止对机翼内部其他部件造成影响，设置高频电源和脉冲电源为电涡流加热器2和击打力发生器3提供供电基础，保证加热功能和打击功能的顺畅进行。

作为示例的，击打力发生器3可以为电磁击打力发生器3、气动击打力发生器3，热式击打力发生器3，也可以是其他种类击打力发生器3，具体的击打力发生器3可以根据实际飞行器的类别进行适应性选择。

作为示例的，涡流发生线路可以为化学或激光蚀刻在铜箔上形成线路，并紧密贴合在机翼内侧位置，采用硅胶粘接剂将涡流发生线路、蒙皮1和发热金属层紧密粘接在一起。

基于上述结构，电涡流加热器2的涡流发生线路和感应加热金属层与蒙皮1紧密贴合，能够承受击打力发生器3激发时产生的蒙皮1振动和变形，不产生脱胶和分层，保证本方案功能的完整性。

作为示例的，发热金属层为铁素体不锈钢或马氏体不锈钢箔或用粉末材料通过冷喷涂等方式复合至蒙皮1外表面形成的发热层。

本方案中击打力发生器3的安装数量和位置可根据机翼结构和结冰区域进行重新设计，典型的安装数量和位置是弦向上机翼前缘上下表面各安装一个，展向上根据电加热展向分区情况进行布置。

电涡流加热器2将积冰22底部加热后，在积冰22底部和蒙皮1表面形成一层水膜21，降低积冰22与蒙皮1之间粘附力。击打力发生器3激发后强迫蒙皮1振动和变形，将底部融化的积冰22破碎，破碎的积冰22在气流的作用下，与蒙皮1分离；击打力发生器3强迫蒙皮1振动和变形，将底部未融化的积冰22破碎后，电涡流加热器2将积冰22底部加热，在积冰22底部和蒙皮1表面形成一层水膜21，降低积冰22与蒙皮1之间粘附力，最终破碎的积冰22在气流作用下与蒙皮1分离。

图3为现有技术中持续加热带和间歇性加热带布置示意图；其中设置有持续加热带12和间歇性加热带11，持续加热带会持续性的消耗大量的能量；

图4为本发明中间歇性加热带的布置示意图；其中仅设置有间歇性加热带，可以极大的节省能耗。

实施例2

本实施例提供一种机翼热力耦合除冰方法，其具体包括以下步骤，

步骤一，在蒙皮1内设置击打力发生器3，再根据机翼飞行包线或结冰条件包线仿真计算或结冰风洞试验获得结冰范围和区域进行布设电涡流加热器2；

步骤二，飞行器在飞行时，检测机身或机翼是否结冰，当检测到结冰时，启动电涡流加热器2和击打力发生器3，否则，则不启动；

在步骤二中，电涡流加热器2仅做间断周期式的加热，其加热效果仅融化积冰22与蒙皮1粘附界面；击打力发生器3的激发次序可以是与电涡流加热器2同时激发，或者是与电涡流加热器2次序激发，或其他预先设定的激发次序进行作业。

其中电涡流加热器2的加热功率和加热持续时间可以根据设定策略执行，或者根据外部环境尤其是外部环境温度改变，或者根据温度传感器进行反馈闭环控制。

本方案中电涡流加热器2和击打力发生器3可以在机翼展向进行分区布置，并使用次序式的策略对整个机翼区域进行次序除冰，各分区内的电涡流加热器2与分区内的击打力发生器3协同作用，去除蒙皮1表面积冰22。

击打力发生器3在破碎电加热区域积冰22的同时，将电加热区域后方的溢流冰去除。

实施例3

基于上述实施例1和实施例2，本实施例提供一种具体的结构和方法，

一种机翼热力耦合除冰装置，包括机翼，机翼前缘蒙皮1内部布设用于融化积冰22底部、降低积冰22与蒙皮1粘附力的电涡流加热器2，电涡流加热器2根据机翼飞行包线和结冰条件包线仿真计算获得或者结冰风洞试验获得的结冰范围和区域进行布设。

电涡流加热器2可以选择不同的涡流发生线路和不同的发热金属层。本实施例采用0.03mm厚铜箔制作涡流发生线路，通过化学或激光蚀刻在铜箔上形成线路，上下绝缘层采用聚酰亚胺材料，采用0.03mm铁素体不锈钢或马氏体不锈钢箔作为发热金属层，使用硅胶粘接剂将涡流发生线路、蒙皮1和发热金属层紧密粘接在一起。发热金属层也可以使用粉末材料通过冷喷涂等方式复合至蒙皮1外表面。

单个分区内安装2个击打力发生器3，分别位于蒙皮1上表面和下表面。

电涡流加热器2单位面积加热功率0.5W/cm2，单次加热3秒。

2个击打力发生器3在分区电涡流加热器2加热结束的同时，间隔0.25秒各激发3次。

1个分区电加热结束的同时，开启另1个分区的电加热。

依次对各个除冰分区进行电加热—击打—冷却积冰22的循环。

假设设置的除冰周期为30秒，则在1个除冰周期内，10个分区依照次序全部完成一遍除冰循环。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种机翼热力耦合除冰装置，其特征在于：包括电涡流加热器和击打力发生器；所述击打力发生器设置在机翼内部位置，所述电涡流加热器包括设置于蒙皮之上的发热金属层和用于与发热金属层非接触式连接的涡流发生线路；所述涡流发生线路设置在蒙皮之内能够直接作用于发热金属层；蒙皮为不导电的复合材料。

2.如权利要求1所述的一种机翼热力耦合除冰装置，其特征在于：所述电涡流加热器根据机翼飞行包线或结冰条件包线仿真计算或结冰风洞试验获得结冰范围和区域进行布设。

3.如权利要求2所述的一种机翼热力耦合除冰装置，其特征在于：所述电涡流加热器位于机翼前缘积冰区域或大于结冰区域。

4.如权利要求1或2所述的一种机翼热力耦合除冰装置，其特征在于：所述击打力发生器位于机翼靠近前缘上下位置。

5.如权利要求1或2所述的一种机翼热力耦合除冰装置，其特征在于：所述电涡流加热器的加热区域在机翼弦向进行分区布置，并根据飞行状态和结冰条件选择性的使用弦向分区。

6.如权利要求1或2所述的一种机翼热力耦合除冰装置，其特征在于：蒙皮内还设置有对击打力发生器进行支撑的基座，为电涡流加热器供电的高频电源和为击打力发生器供电的脉冲电源；所述基座与翼盒连接。

7.如权利要求1或2所述的一种机翼热力耦合除冰装置，其特征在于：所述涡流发生线路为化学或激光蚀刻在铜箔上形成线路，并紧密贴合在机翼内侧位置，采用硅胶粘接剂将涡流发生线路、蒙皮和发热金属层紧密粘接在一起。

8.如权利要求1或2所述的一种机翼热力耦合除冰装置，其特征在于：所述发热金属层为铁素体不锈钢或马氏体不锈钢箔，或用粉末材料通过冷喷涂方式复合至蒙皮外表面形成的发热层。

9.一种机翼热力耦合除冰方法，其特征在于：其具体包括以下步骤，

步骤一，在蒙皮内设置击打力发生器，再根据机翼飞行包线或结冰条件包线仿真计算或结冰风洞试验获得结冰范围和区域进行布设电涡流加热器；

步骤二，飞行器在飞行时，检测机身或机翼是否结冰，当检测到结冰时，启动电涡流加热器和击打力发生器，否则，则不启动。

10.如权利要求9所述的一种机翼热力耦合除冰方法，其特征在于：在步骤二中，电涡流加热器仅做间断周期式的加热，击打力发生器的激发次序与电涡流加热器同时激发，或者是与电涡流加热器次序激发，或其他预先设定的激发次序进行作业。

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