CN202923890U - 一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统，属于飞机环控系统技术领域。采用新型双层前缘缝翼笛形管，下层迪形管与上层迪形管之间通过铝管连接相通，并通过结冰探测器的信息由计算机自动计算合适的引气周期，提高了机翼加热效率，降低了引气造成的发动机推力损失，提高了飞机的经济性。
Description
技术领域
本实用新型属于飞机环控系统技术领域，一种能够提高机翼前缘缝翼加热效率，降低发动机引气所造成的推力损失的装置，具体地说，是指一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统。
背景技术
飞机结冰是指飞机在飞行时飞机外表面上水分积聚冻结成冰的现象，它影响飞机的气动外形和飞行安全，给飞行带来极大危害。如：飞机风挡结冰会影响驾驶员视野；测温、测压传感头结冰会导致仪表指示失真；机翼结冰将影响飞机的气动外形，增大飞行阻力、减少升力，影响全机操纵性、稳定性等等，所以飞机必须设置防除冰系统。从1970年以来，由于飞机结冰而造成的事故已经夺去了上千人的生命，给国家和人民的生命财产带来了很大损失，同时，CCAR25部中对民用飞机的防除冰性能也做了严格要求，所以防除冰系统的设计是飞机设计过程中所必不可少的。
当今的大多数喷气式民用客机，都采用机翼热气防冰的措施，从发动机的压气机内引气作为热气源。被引出的热压缩空气流过流量限制器、单向活门、防冰控制阀和相关管路，通过笛形管对机翼前缘缝翼表面加热以达到防除冰效果。
B737传统的机翼防冰系统对前缘缝翼的加热方式如图1所示，从发动机引出的热气经过供气管、T形管之后通过笛形管喷射到前缘缝翼的前缘，通过热传递的方式使前缘缝翼逐渐达到一定温度，起到防除冰的效果。由于前缘缝翼蒙皮的热惯性较大，该种加热方式加热效率较低，对发动机推力浪费较大，影响了飞机的经济性。
实用新型内容
本实用新型提供一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统，采用发动机周期性引气智能系统，通过对机翼前缘缝翼上笛形管的改进设计，实现机翼热气防除冰的周期性引气方案，提高了加热效率，减少了发动机推力损失，提高了飞机的经济性。
本实用新型在机翼前缘缝翼采用双层笛形管，所述的双层笛形管包括下层笛形管和上层笛形管，所述的下层笛形管与上层笛形管之间通过铝管连接相通。所述的铝管至少两个，相邻两个铝管之间的间隔为30cm。所述的下层笛形管与上层笛形管均位于前缘缝翼的中后部，并且两者之间保持相对位置不变。
引气系统中，机翼前缘缝翼加热采用双层笛形管，提高了前缘缝翼加热效率，使其蒙皮温度更加均匀，避免出现由于周期性引气造成加热效率不足和加热温度不均造成的在机翼后 缘形成冰瘤的现象；采用周期性引气智能控制装置对所述的周期性引气系统进行控制，位于机翼前缘的结冰探测器和温度传感器将当前机翼前缘的结冰情况和温度信号传递给智能控制装置中的计算机，计算机根据当前的结冰程度和前缘缝翼温度自动计算出最佳的引气周期并控制发动机引气控制阀和机翼防冰活门周期性地开关，提高发动机引气利用率，减少了发动机推力损失。
本实用新型的有益效果：
1、采用新型前缘缝翼双层笛形管加热方案设计，提高了前缘缝翼加热效率，并使前缘缝翼温度更加均匀，防止由于加热效率低和温度不均造成前缘缝翼后缘结冰的现象，为周期性引气提供了必要条件；
2、采用周期性引气智能控制系统，位于机翼前缘的结冰探测器和温度传感器将探测的结冰程度和温度信号分别传递给计算机，计算机根据当前的结冰程度和前缘缝翼温度自动计算出最佳的引气周期并控制发动机引气控制阀和机翼防冰活门周期性地开关，减少发动机引气的浪费；
3、通过实现周期性引气，减少了发动机推力损失，提高了飞机的经济性，增加了飞机的市场竞争力。
附图说明
图1B737传统机翼热气防冰系统前缘缝翼防冰腔及T形管示意图；
图2本实用新型提供的民用飞机机翼周期性引气智能控制系统原理示意图；
图3本实用新型提供的民用飞机机翼周期性引气防冰系统前缘缝翼防冰腔及T形管示意图。
图中：
1.缝翼温度传感器；2.缝翼防冰笛形管；3.引气控制阀；4.温度传感器；5.压力传感器；6.空气流量传感器；7.交输阀；8.机翼防冰活门；9.防冰单向阀；10.下层笛形管；11.前缘缝翼蒙皮；12.供气管；13.T形管；14.上层笛形管；15.T型回转接头；16.铝管。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本实用新型进行详细说明。
如图2、图3所示，本实用新型一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统的示意图。对于附图1所示B737传统机翼热气防冰系统前缘缝翼防冰腔及伸缩管示意图的工作原理是：防冰系统供气管通过T形管（也称伸缩管）与两侧的前缘缝翼相连。T形管由两根管子组成，当前缘缝翼放下或收起时，其中一根管子可以在另一根管子里移动，两根管子之间用“O”型圈密封。T形管内通过一个“T”形回转接头与机翼防冰系统供气管相连。“T”形接头与供气管末端的“O”型圈密封。“T”形管外管通过一个“T”形回转接头与前缘缝翼防冰笛形管相连，“T”形管可以绕缝翼笛形管转动。缝翼内的一个托架支撑着“T”形管和笛形管的末端并阻止防冰热 气通过缝翼桁梁中的隔断流回。笛形管通过其管上的小孔将热气喷射到前缘缝翼防冰腔，对前缘缝翼进行加热。
本实用新型的民用飞机机翼防除冰周期性引气系统前缘缝翼防冰腔及伸缩管如图3所示，前缘缝翼加热笛形管采用双层结构，下层笛形管10的安装形式与B737传统机翼热气防冰系统笛形管的安装形式相同，通过“T”形回转接头15与“T”形管13连接，缝翼内的一个托架在缝翼前缘支撑着“T”形管13和下层笛形管10的末端并阻止防冰热气通过缝翼桁梁中的隔断流回。下层笛形管10与上层笛形管14以并联形式连接，位置位于前缘缝翼的中后部的防冰腔内。两层笛形管中间通过间隔为30cm的若干铝管16相连通，铝管16不但起到了固定的作用，而且可以传递热气。铝管16和两层笛形管10、14之间的连接采用焊接形式。当前缘缝翼放下或收起时，“T”形管13随之伸缩，而两层笛形管由于托架的固定而位置在前缘缝翼防冰腔内相对不变。由发动机引来的热气通过供气管12由“T”形管13传递至下层笛形管10，一部分热气通过下层笛形管10上的小孔喷射到前缘缝翼防冰腔前缘，另一部分热气通过两层笛形管间的支撑铝管16传递至上层笛形管14，从上层笛形管14上的小孔喷射到前缘缝翼防冰腔后缘。通过两层笛形管在前缘缝翼防冰腔内前缘和后缘同时加热，使机翼前缘缝翼的温度可以快速上升，并且使其蒙皮11温度均匀分布，不但增加了加热效率，而且防止由于温度不均而产生的在前缘缝翼后缘结出冰瘤的现象发生。
本实用新型还提供一种所述的民用飞机机翼防除冰周期性引气系统的智能控制装置，用于对周期性引气系统进行周期性控制，原理示意图如图2所示，位于机翼的缝翼温度传感器1及结冰探测器将当前机翼缝翼温度及结冰程度信号传递给空气系统控制器，计算机通过所述的当前机翼缝翼温度、热载荷及结冰速率计算出当前最佳引气周期，通过信号控制发动机引气控制阀3和机翼防冰活门8按照计算好的周期循环进行同时开关，进行周期引气。机翼防冰温度传感器4和防冰压力传感器5即时监控防冰管路的温度和压力，机翼防冰空气流量传感器6将随时监控防冰管路内的空气流量是否大于所需最低值，如果超出一定范围将通过信号向飞行机组告警。该控制系统实现了机翼防冰从发动机的周期性引气，并且实现了引气周期的智能化，实现了热气的较高利用率。同时，各传感器对相关参数的监测也提高了系统的可靠性。
Claims (3)
1.一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统，其特征在于：机翼前缘缝翼采用双层笛形管，所述的双层笛形管包括下层笛形管和上层笛形管，所述的下层笛形管与上层笛形管之间通过铝管连接相通。
2.根据权利要求1要求所述的一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统，其特征在于：所述的铝管至少两个，相邻两个铝管之间的间隔为30cm。
3.根据权利要求1要求所述的一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统，其特征在于：所述的下层笛形管与上层笛形管均位于前缘缝翼的中后部，并且两者之间保持相对位置不变。
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