CN211711090U - 基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置，包括压气机、截止阀、过滤器、干燥器、机翼内流道、电热除冰组件、第一温度传感器、结冰探测器、金属翅片、第二温度传感器、水分离器、流量阀和控制器。本实用新型通过采用发动机引气并经过过滤干燥后通入机翼内流道，气体与密闭腔层通过热对流进行热量交换，加热密闭腔层内纳米复合相变材料，使得多余的热量能够更快地存储在机翼中，有效的防止机翼表面结冰。同时采用电热除冰组件在潜热不足时工作，使得本装置具有可靠性强、防除冰效率高、能耗低等特点。
Description
技术领域
本实用新型涉及飞机防冰除冰技术领域，尤其涉及一种基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置。
背景技术
飞行机翼结冰是一种严重的危害，它破坏了飞机机翼表面的气动流场，增加了飞行阻力，降低了机翼的升力，随着为补偿额外阻力的动力增加以及为保持高度而采取的机鼻抬升导致的飞行攻角的增加，临界攻角减小，飞机会在比正常状态下较高的速度或较低的攻角下就出现失速，操纵性和稳定性的恶化，从而造成严重的飞行事故。
目前常见的防除冰技术按工作方式可分为气热防除冰和电热防除冰。气热防除冰是指在从航空发动机中抽取的高温高压气体，高温高压气流通过引气管在防冰腔内部的喷射，使机翼外表面温度保持在 10 ℃以上；电热防除冰是通过把电加热除冰组件直接放置在机翼前缘内表面的方式除冰，体积小，结构简单，可自动控制，但电热防除冰能耗较大，增加飞机燃油代偿损失。
相变储能技术能够调节能量供应和需求在时间上与空间上的不匹配，是提高能量利用效率的有效途径。相变储能具有结构设计紧凑，储能密度高，相变过程近似等温的优点。然而大多数相变材料材料的导热系数低，限制了其在地面及空间相变过程的传热效率。将纳米粒子添加到传统相变材料中形成纳米流体复合相变材料，具有强化相变材料传热、提升储能系统效率的潜力。石墨烯具有高导热系数、比表面积大的特点，把石墨烯纳米粒子加入到相变材料中有利于提高相变材料的传热性能。
实用新型内容
本实用新型所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置。
本实用新型为解决上述技术问题采用以下技术方案：
基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置，包括压气机、截止阀、过滤器、干燥器、机翼内流道、电热除冰组件、第一温度传感器、结冰探测器、金属翅片、第二温度传感器、水分离器、流量阀和控制器；
所述压气机的出口、截止阀、过滤器、干燥器的进口通过管道依次相连接；所述压气机进口与发动机引气部分连接；
所述过滤器（3）用于过滤发动机引气中杂质；所述干燥器（4）用于对除去增压后的引气中水分；
飞机的机翼外蒙皮的内表面上设有导热的密闭腔层，且所述密闭腔层被均匀分割为若干密闭腔体；所述密闭腔层和机翼内蒙皮之间形成机翼内流道；
飞机的机翼内流道一端和所述干燥器的出口通过管道相连，另一端和所述水分离器的气体入口管道相连；所述流量阀的一端和所述水分离器的气体出口管道相连，另一端和外界大气相联通；
所述各个密闭腔体内均填充有纳米复合相变材料；
所述电热除冰组件设置在密闭腔层中，包含若干个均匀设置在飞机的机翼外蒙皮的内表面上加热器；
所述第一温度传感器、结冰探测器均设置在机翼外蒙皮表面，第二温度传感器安装在机翼内流道的出口处；
所述控制器分别和所述第一温度传感器、结冰探测器、第二温度传感器、截止阀、流量阀、各个加热器电气相连，用于根据第一温度传感器、结冰探测器、第二温度传感器的感应数据控制截止阀、流量阀和各个加热器工作。
作为本实用新型基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置进一步的优化方案，所述纳米复合相变材料采用十二醇-月桂酸有机相变材料与石墨烯纳米粒子混合制成。
作为本实用新型基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置进一步的优化方案，所述纳米复合相变材料的相变温度为15℃。
作为本实用新型基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置进一步的优化方案，所述密闭腔层靠近机翼内流道的表面上均匀设置若干金属翅片，所述金属翅片一端设置在密闭腔层内、另一端伸出密闭腔层伸入机翼内流道内，用于强化热对流和热传导。
本实用新型还公开了一种该基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置的工作方法，包含以下步骤：
步骤1），发动机引气通过压气机增压后流经截止阀、过滤器、干燥器，然后进入机翼内流道与密闭腔层通过热对流进行热交换，金属翅片强化热对流传热；热量传递到密闭腔层中被纳米复合相变材料吸收存储为相变潜热；
步骤2），当第一温度传感器监测到机翼表面温度过低时，储存在纳米复合相变材料开始释放相变潜热用于加热机翼表面，热气体在机翼内流道进行充分的热交换后温度降低，流经水分离器、流量阀进入大气；
步骤3），当第二温度传感器监测到机翼内流道出口的热气体温度过低或结冰探测器探测到机翼表面结冰时，控制器控制各个加热器工作，直接加热机翼表面，同时多余的热量存储在密闭腔层的纳米复合相变材料中。
本实用新型采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
本实用新型通过采用发动机引气并经过过滤干燥后通入机翼内流道，气体与密闭腔层通过热对流进行热量交换，加热密闭腔层内纳米复合相变材料，金属翅片的加入强化热对流，使得多余的热量能够更快地存储在机翼中，有效的防止机翼表面结冰。同时，纳米复合相变材料在飞机停留地面吸收大量的相变潜热，相变材料中添加高导热性能的纳米粒子，提升机翼表面与相变材料之间热传导，保证机翼表面温度不低于冰点。通过控制器自动调节机翼防除冰的工作模式，使得本装置具有可靠性强、防除冰效率高、能耗低等特点。
附图说明
图1为一种纳米复合相变材料机翼防除冰装置示意图。
其中，1-压气机，2-截止阀，3-过滤器，4-干燥器，5-机翼外蒙皮，6-机翼内蒙皮，7-机翼内流道，8-密闭腔层，9-电热除冰组件，10-第一温度传感器，11-结冰探测器，12-金属翅片，13-第二温度传感器，14-水分离器，15-流量阀， 16-控制器。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型的技术方案做进一步的详细说明：
本实用新型可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本实用新型的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。
如图1所示，本实用新型公开了一种基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置，包括压气机1、截止阀2、过滤器3、干燥器4、机翼内流道7、电热除冰组件9、第一温度传感器10、结冰探测器11、金属翅片12、第二温度传感器13、水分离器14、流量阀15和控制器16；
所述压气机1的出口、截止阀2、过滤器3、干燥器4的进口通过管道依次相连接；所述压气机1进口与发动机引气部分连接；
所述过滤器3用于过滤发动机引气中杂质；所述干燥器4用于对除去增压后的引气中水分；
飞机的机翼外蒙皮5的内表面上设有导热的密闭腔层8，且所述密闭腔层被均匀分割为若干密闭腔体；所述密闭腔层和机翼内蒙皮6之间形成机翼内流道7；
飞机的机翼内流道7一端和所述干燥器4的出口通过管道相连，另一端和所述水分离器14的气体入口管道相连；所述流量阀15的一端和所述水分离器14的气体出口管道相连，另一端和外界大气相联通；
所述各个密闭腔体内均填充有纳米复合相变材料；
所述电热除冰组件9设置在密闭腔层8中，包含若干个均匀设置在飞机的机翼外蒙皮5的内表面上加热器；
所述第一温度传感器10、结冰探测器11均设置在机翼外蒙皮5表面，第二温度传感器13安装在机翼内流道7的出口处；
所述控制器16分别和所述第一温度传感器10、结冰探测器11、第二温度传感器13、截止阀2、流量阀15、各个加热器电气相连，用于根据第一温度传感器10、结冰探测器11、第二温度传感器13的感应数据控制截止阀2、流量阀15和各个加热器工作。
作为本实用新型基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置进一步的优化方案，所述纳米复合相变材料采用十二醇-月桂酸有机相变材料与石墨烯纳米粒子混合制成。
作为本实用新型基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置进一步的优化方案，所述纳米复合相变材料的相变温度为15℃。
作为本实用新型基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置进一步的优化方案，所述密闭腔层8靠近机翼内流道7的表面上均匀设置若干金属翅片12，所述金属翅片一端设置在密闭腔层8内、另一端伸出密闭腔层8伸入机翼内流道7内，用于强化热对流和热传导。
本实用新型还公开了一种该基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置的工作方法，包含以下步骤：
步骤1，发动机引气通过压气机1增压后流经截止阀2、过滤器3、干燥器4，然后进入机翼内流道7与密闭腔层8通过热对流进行热交换，金属翅片强化热对流传热；热量传递到密闭腔层8中被纳米复合相变材料吸收存储为相变潜热；
步骤2，当第一温度传感器10监测到机翼表面温度过低时，储存在纳米复合相变材料开始释放相变潜热用于加热机翼表面，热气体在机翼内流道7进行充分的热交换后温度降低，流经水分离器14、流量阀15进入大气；
步骤3，当第二温度传感器13监测到机翼内流道7出口的热气体温度过低或结冰探测器11探测到机翼表面结冰时，控制器16控制各个加热器工作，直接加热机翼表面，同时多余的热量存储在密闭腔层8的纳米复合相变材料中。
本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语包括技术术语和科学术语）具有与本实用新型所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
以上所述的具体实施方式，对本实用新型的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本实用新型的具体实施方式而已，并不用于限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
Claims (3)
1.基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置，其特征在于，包括压气机（1）、截止阀（2）、过滤器（3）、干燥器（4）、机翼内流道（7）、电热除冰组件（9）、第一温度传感器（10）、结冰探测器（11）、金属翅片（12）、第二温度传感器（13）、水分离器（14）、流量阀（15）和控制器（16）；
所述压气机（1）的出口、截止阀（2）、过滤器（3）、干燥器（4）的进口通过管道依次相连接；所述压气机（1）进口与发动机引气部分连接；
所述过滤器（3）用于过滤发动机引气中杂质；所述干燥器（4）用于对除去增压后的引气中水分；
飞机的机翼外蒙皮（5）的内表面上设有导热的密闭腔层（8），且所述密闭腔层被均匀分割为若干密闭腔体；所述密闭腔层和机翼内蒙皮（6）之间形成机翼内流道（7）；
飞机的机翼内流道（7）一端和所述干燥器（4）的出口通过管道相连，另一端和所述水分离器（14）的气体入口管道相连；所述流量阀（15）的一端和所述水分离器（14）的气体出口管道相连，另一端和外界大气相联通；
所述各个密闭腔体内均填充有纳米复合相变材料；
所述电热除冰组件（9）设置在密闭腔层（8）中，包含若干个均匀设置在飞机的机翼外蒙皮（5）的内表面上加热器；
所述第一温度传感器（10）、结冰探测器（11）均设置在机翼外蒙皮（5）表面，第二温度传感器（13）安装在机翼内流道（7）的出口处；
所述控制器（16）分别和所述第一温度传感器（10）、结冰探测器（11）、第二温度传感器（13）、截止阀（2）、流量阀（15）、各个加热器电气相连，用于根据第一温度传感器（10）、结冰探测器（11）、第二温度传感器（13）的感应数据控制截止阀（2）、流量阀（15）和各个加热器工作。
2.根据权利要求1所述的基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置，其特征在于，所述纳米复合相变材料的相变温度为15℃。
3.根据权利要求1所述的基于纳米复合相变材料的机翼防除冰装置，其特征在于，所述密闭腔层（8）靠近机翼内流道（7）的表面上均匀设置若干金属翅片（12），所述金属翅片一端设置在密闭腔层（8）内、另一端伸出密闭腔层（8）伸入机翼内流道（7）内，用于强化热对流和热传导。
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