CN211033045U - 一种机翼防除冰系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种机翼防除冰系统：包括机翼，机翼前缘蒙皮内部布有电加热系统，还包括布设于机翼内部的合成射流激励器，合成射流激励器的合成射流出口位于机翼表面，且位于电加热系统防冰区域后侧，合成射流激励器中的合成射流从射流出口喷出后与机翼表面水滴相互作用，改变水滴运动轨迹。本实用新型通过电加热系统对机翼前缘表面进行加热，使机翼前缘保持在一定的温度范围内，当过冷水滴撞击在机翼前缘时，由于表面温度高，水滴不会在机翼前缘结冰，而是形成一层水膜向机翼后方流动，当水膜流至合成射流出口处时，由于合成射流的作用，水膜会改变原来的运动轨迹，从而远离机翼后表面，防止了溢流冰的形成，提高了机翼气动性能和安全性能。

Description

一种机翼防除冰系统

技术领域

本实用新型属于飞行器防冰技术领域，尤其涉及一种机翼防除冰系统。

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、进气道、天线罩、仪表传感器等部件表面容易结冰。飞机结冰不仅增加飞机重量，而且会破坏飞机表面的气动外形，改变绕流流场，使得飞机最大升阻比下降、失速攻角减小，影响飞机的操作性和稳定性，严重时甚至会造成安全事故。

现有的防冰技术主要包括热气防冰、电加热防冰、气动带除冰、液体防冰等。热气防护系统需要飞机发动机提供大量热气，且管路复杂，耗能大，会对发动机性能带来一定的影响；气动带除冰系统会破坏飞机的气动外形，增加飞行阻力，而且除冰也不彻底；液体防冰系统需大量机载防冰液，系统重量较大，目前应用较少；电加热防冰系统具有可靠性高、重量轻、易于实现自动化等优点，同时具有防冰和除冰的功能，且符合全电飞机的发展趋势。但是在长期的实验中发现，采用电加热防冰系统对机翼进行防冰时，若采用不完全蒸发防冰，防冰的过程中容易在防冰区域后侧形成溢流冰，溢流冰严重影响机翼的气动特性，对飞机的飞行安全造成严重危害；若采用完全蒸发防冰或是在整个机翼都布置电加热模块，则会很大程度上增加能量的消耗，不利于电加热系统在飞机防冰中应用。因此，有必要实用新型一种简单、高效、低能耗的，能够实现整个机翼全覆盖的防冰方法。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是：针对现有防除冰系统在防除冰过程中容易在防护区域后侧形成溢流冰，严重影响机翼气动特性，对飞机安全造成严重危害的问题，提出了一种机翼防除冰系统。

为解决该问题，本实用新型采用的技术方案是：

一种机翼防除冰系统，包括机翼，所述机翼前缘蒙皮内部布设有用于防除冰的电加热系统，还包括布设于机翼内部的合成射流激励器，所述合成射流激励器的合成射流出口位于机翼表面，且位于电加热系统防冰区域后侧，所述合成射流激励器中的合成射流从射流出口喷出后与机翼表面水滴相互作用，改变水滴运动轨迹。

进一步地，所述电加热系统包括电加热膜，所述电加热膜位于机翼前缘内部，所述合成射流激励器的合成射流出口布设于所述电加热膜所形成的电加热防冰区域后侧。

进一步地，所述电加热膜位于机翼前缘蒙皮内表面或蒙皮与内表面的夹层中。

进一步地，所述电加热膜的温度通过输入电压和通电时间进行控制。

进一步地，所述合成射流激励器包括合成射流腔体、振动膜片、一个或多个射流出口，信号发生器，所述振动膜片与信号发生器连接，在信号发生器输出的电信号作用下周期性振动，所述射流出口位于机翼表面，所述振动膜片位于合成射流腔体内或为合成射流腔体的一个表面，所述合成射流出口开设于合成射流腔体除振动膜片外的任一表面上。

进一步地，当振动膜片位于合成射流腔体内时，所述合成射流腔体被振动膜片分割成两个腔体，被分割成的两个腔体上分别开设有一个或多个射流出口。

进一步地，所述合成射流腔体由机翼内表面、振动膜片、将振动膜片安装在合成射流腔体上的安装板、以及连接安装板与机翼内表面之间的连接板合围而成，所述合成射流出口开设在机翼表面上。

进一步地，所述电加热膜的一部分位于合成射流腔体的表面。

进一步地，当电加热膜位于机翼前缘蒙皮和蒙皮内表面的夹层中时，或通过蒙皮传热至合成射流腔体内

进一步地，所述腔体出口为沿机翼展向方向开设的细缝或小孔。

进一步地，所述合成射流激励器在机翼内布置一组或多组，组成合成射流激励器阵列布设在机翼的一个或两个表面。

与现有技术相比，本实用新型所取得的有益效果是：

本实用新型一种机翼防除冰系统，通过电加热系统对机翼前缘表面进行加热，使得机翼前缘保持在一定的温度范围内，当过冷水滴撞击在机翼前缘时，由于表面温度高，水滴不会在机翼前缘结冰，而是形成一层水膜向机翼后方流动。当水膜流至合成射流出口处时，由于合成射流的作用，水膜会改变原来的运动轨迹，从而远离机翼后表面，防止了溢流冰的形成。本实用新型通过热力耦合，且由于合成射流激励器不需要复杂的管路，不仅具有电加热防冰可靠性高、重量轻、防冰效果好的优势，同时能够充分利用电加热膜的能量，实现消除电加热防冰过程中出现的溢流冰现象，达到整个机翼全覆盖防冰的目的，提高了机翼气动性能和安全性能，且实现了全电控制下机翼全覆盖防除冰。

附图说明

图1为本实用新型用于机翼的电加热与合成射流耦合防冰方法外部示意图；

图2为图1所示本实用新型用于机翼的电加热与合成射流耦合防冰方法沿中心线剖面示意图；

图3为本实用新型电加热与合成射流耦合防冰原理图。

具体实施方式

图1至图3本实用新型一种机翼防除冰系统的具体实施例，包括机翼1，所述机翼前缘内部布设有用于防冰的电加热系统，还包括布设于机翼内部的合成射流激励器，所述合成射流激励器的射流出口位于机翼表面，且位于电加热防冰区域后侧，所述合成射流激励器中的射流从合成射流出口喷出后与机翼表面水滴相互作用，改变水滴运动轨迹。本实施例通过电加热系统对机翼前缘表面进行加热，使得机翼前缘保持在一定的温度范围内，当过冷水滴撞击在机翼前缘时，由于表面温度高，水滴不会在机翼前缘结冰，而是形成一层水膜向机翼后方流动，而将合成射流激励器的射流出口设置在机翼表面电加热系统后侧，当水膜流至合成射流出口处时，由于合成射流的作用，水膜会改变原来的运动轨迹，从而远离机翼后表面，防止了溢流冰的形成。本实用新型通过热力耦合，不仅具有电加热防冰可靠性高、重量轻、防冰效果好的优势，同时能够消除电加热防冰过程中出现的溢流冰现象，达到整个机翼全覆盖防冰的目的，提高了机翼气动性能和安全性能，且实现了全电控制下机翼全覆盖防除冰。

本实施例中，所述电加热系统包括电加热膜3，所述电加热膜3位于机翼前缘蒙皮内表面或蒙皮与内表面的夹层中，用于在结冰气象环境下对机翼前缘进行加热，所述电加热膜3的温度通过输入电压和通电时间进行控制，所述合成射流激励器的出口2布于所述电加热膜3的后侧。通过控制电加热系统电压、电流的大小以及通电时间，实现对机翼1前缘表面温度的控制，从而达到对机翼前缘防冰的目的，将合成射流激励器的出口2布到电加热膜3的后侧，当过冷水滴撞击在机翼前缘时，由于表面温度高，水滴不会在机翼前缘结冰，而是形成一层水膜向机翼后方流动，合成射流激励器的出口2喷出合成射流，改变机翼前缘表面所形成的的水膜的运动轨迹，减少水滴在机翼后表面的附着量，防止了溢流冰的形成。

本实施例中，所述合成射流激励器包括合成射流腔体6、振动膜片5、信号发生器、一个或多个腔体出口2，所述腔体出口2位于机翼表面形成射流出口，振动膜片5与信号发生器相连，接受信号发生器的电信号实现周期性运动。合成射流激励器位于机翼内部，合成射流腔体 6可以由包括有振动膜片5、以及将振动膜片5固定在合成射流腔体6上的安装板4任意围成的腔体，腔体出口2开设在除振动膜片5以外的任意表面上，振动膜片5接受信号发生器产生的方波、正弦波、锯齿波等电信号实现周期性上下振动，合成射流腔体6内的气体受到振动膜片5的来回压缩和扩张，形成合成射流从腔体出口2中喷出。本实施例中，振动膜片5也可以位于合成射流腔体内，将腔体分成两部分，被振动膜片分隔的两个腔体分别有一个或多个射流出口2。合成射流的速度和频率可通过振动膜片5控制，振动膜片5的振动幅值和频率可通过输入波形和电压强度控制。

本实施例中，合成射流腔体6由机翼内表面，振动膜片5，安装板4以及连接安装板4与机翼内表面之间的连接板7围合而成，振动膜片5固定于安装板上4，腔体出口2开设在机翼内表面上形成合成射流出口，一个合成射流腔体6上可以开设有一个或多个腔体出口2。本实施例中，为了集中合成射流的能量，使得合成射流达到一定的速度，腔体出口2为沿机翼展向方向开设成细缝或小孔，从而提高射流喷出的速度，细缝宽度一般为1-5毫米，细缝长度小于腔体位于机翼内表面上的长度，细缝长度根据需要进行设置，小孔直径一般为1-5毫米。将机翼内表面作为合成射流腔体6的一部分，既减少了合成射流腔体的表面组成，使合成射流激励器结构简单，减少了合成射流激励器的重量，又能达到喷出射流的效果。合成热射流激励器为全电输入，易于通过电参数控制射流的温度和强度，且无需气源及管路供应系统，结构简单轻巧，又能通过喷射出的射流改变水膜的方向，防止溢流冰的形成。

本实施例中，所述电加热膜3的一部分位于合成射流腔体6的表面。具体地，机翼内表面的一部分组成了合成射流腔体6的表面，而该表面上布设有电加热膜3，如图2所示，由于电加热膜可位于蒙皮内表面或蒙皮与内表面的夹层之间，当电加热膜3位于蒙皮与内表面的夹层之间时，电加热膜所产生的热量通过蒙皮传热至合成射流腔体内，由于电加热膜3对合成射流腔体6内的气体进行加热，合成射流出口2中喷出的是具有一定温度的合成热射流。由于合成热射流具有一定的温度，其向后流动的过程中会对机翼后表面进行加热，使得后表面更不易结冰，进一步防止溢流冰的形成。

本实施例中，所述合成射流激励器在机翼内布置一组或多组组成合成射流激励器阵列布设在机翼的一个或两个表面。根据需要，沿机翼展向表面布设一组或多组合成射流激励器，也可以根据需要将合成射流激励器布设于机翼的一个表面或两个表面。本实用新型采用加热与合成射流耦合防冰方法，对于无溢流冰现象的情况，可单独开启电加热系统进行防冰。也可根据溢流冰的强度控制合成射流的速度和频率。

本实用新型所提出的防除冰原理如图3所示，飞机遇到结冰气象环境时，防冰系统开始工作，首先开启位于机翼前缘的电加热系统，电加热膜通电对机翼前缘表面进行加热，使得机翼前缘保持在一定的温度范围内，当过冷水滴撞击在机翼前缘时，由于表面温度高，水滴不会在机翼前缘结冰，而是形成一层水膜向机翼后方流动。当检测到有溢流冰形成时，开启合成射流系统。当水膜流至合成射流出口处时，由于合成射流的作用，水膜会改变原来的运动轨迹，从而远离机翼后表面，同时，由于电加热膜对合成射流的加热，合成射流具有一定的温度，其向后流动的过程中会对机翼后表面进行加热，在机翼表面形成一层热膜，使得后表面更不易结冰，从而实现整个机翼全覆盖的防冰。图3中，也有一个对比，在机翼的另外一个表面没有设置合成射流激励器出口，其在遇到过冷水滴时，形成了溢流冰，而在设置有合成射流出口的机翼表面，其在机翼表面形成一层热膜，并未形成溢流冰，说明本实用新型在防止溢流冰形成过程中具有良好的效果。

本实用新型同样适用于飞行器平尾、垂尾、旋翼等防除冰。

以上仅是本实用新型的优选实施方式，本实用新型的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本实用新型思路下的技术方案均属于本实用新型的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理前提下的若干改进和润饰，应视为本实用新型的保护范围。

Claims (10)

1.一种机翼防除冰系统，包括机翼，所述机翼前缘内部布设有用于防冰的电加热系统，其特征在于：还包括布设于机翼内部的合成射流激励器，所述合成射流激励器的射流出口位于机翼表面，且位于电加热防冰区域后侧，所述合成射流激励器中的射流从合成射流出口喷出后与机翼表面水滴相互作用，改变水滴运动轨迹。

2.根据权利要求1所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：所述电加热系统包括电加热膜，所述电加热膜位于机翼前缘内部，所述合成射流激励器的合成射流出口布设于所述电加热膜所形成的电加热防冰区域后侧。

3.根据权利要求2所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：所述电加热膜位于机翼前缘蒙皮内表面或蒙皮与内表面的夹层中。

4.根据权利要求3所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：所述电加热膜的温度通过输入电压和通电时间进行控制。

5.根据权利要求1所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：所述合成射流激励器包括合成射流腔体、振动膜片、一个或多个射流出口，信号发生器，所述振动膜片与信号发生器连接，在信号发生器输出的电信号作用下周期性振动，所述振动膜片位于合成射流腔体内或为合成射流腔体的一个表面，所述合成射流出口开设于合成射流腔体除振动膜片外的任一表面上。

6.根据权利要求5所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：当振动膜片位于合成射流腔体内时，所述合成射流腔体被振动膜片分割成两个腔体，被分割成的两个腔体上分别开设有一个或多个射流出口。

7.根据权利要求5所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：所述合成射流腔体由机翼内表面、振动膜片、将振动膜片安装在合成射流腔体上的安装板、以及连接安装板与机翼内表面之间的连接板合围而成，所述合成射流出口开设在机翼表面上。

8.根据权利要求7所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：所述电加热膜的一部分位于合成射流腔体的表面。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：所述合成射流出口为沿机翼展向方向开设的细缝或小孔。

10.根据权利要求9所述的一种机翼防除冰系统，其特征在于：所述合成射流激励器在机翼内布置一组或多组，组成合成射流激励器阵列布设在机翼的一个或两个表面。

Images