CN216660332U - 一种气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空技术领域，涉及一种气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，本申请包括内蒙皮，内蒙皮具有凹槽；外蒙皮，外蒙皮与内蒙皮贴合安装，在对应凹槽的位置具有气孔，本申请可以使得高温气体直接加热外蒙皮，提高热能的利用率，缩短飞机外蒙皮温度的响应时间，本申请采用分层结构，运用内外两层结构可以避免外蒙皮气流倒灌，同时内蒙皮的槽的设计可以使高温气体停留，使外蒙皮加热。

Description

一种气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构

技术领域

本申请属于航空技术领域，涉及一种气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构。

背景技术

飞机在结冰气象条件下飞行时，飞机所有部件的迎风面上都可以结上冰层，对飞行安全有着严重的影响。目前飞机上广泛使用的是技术较为成熟的热气防冰系统。热气防冰系统从发动机高压压气机引出的高温高压空气经过温度和压力调节后通过笛形管上的笛形孔喷射到防冰腔前缘蒙皮内表面，通过热传导和对流换热对蒙皮加热，使蒙皮外表面撞击的过冷液态水滴蒸发并维持较高温度达到防冰的目的。基于传统蒙皮结构设计的热气防冰系统都是利用热传导来加热飞机外蒙皮，最终达到防冰的效果，这种方式的热利用率较低，而且外蒙皮温度的响应时间长。除此之外，为了能使防冰区域的温度均匀，还在防冰腔内布置笛形管，这会增加飞机的重量。

实用新型内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，包括：

内蒙皮，内蒙皮具有凹槽；

外蒙皮，外蒙皮与内蒙皮贴合安装，在对应凹槽的位置具有气孔。

优选的是，内蒙皮具有与外蒙皮形状匹配的凹陷，外蒙皮没入所述凹陷中。

优选的是，凹槽的形状包括长方形。

优选的是，凹槽的分布方式包括由多个凹槽阵列分布。

优选的是，多个凹槽之间具有通气的孔。

优选的是，气孔的中心线向外蒙皮表面气流方向反向偏斜。

优选的是，气孔孔径不大于5毫米。

优选的是，外蒙皮通过紧固件铆接在内蒙皮上。

优选的是，气孔的间距不大于1.7倍孔的间距。

本申请的优点包括：1.是可以使得高温气体直接加热外蒙皮，提高热能的利用率，缩短飞机外蒙皮温度的响应时间，2.本申请采用分层结构，运用内外两层结构可以避免外蒙皮气流倒灌，同时内蒙皮的槽的设计可以使高温气体停留，使外蒙皮加热。

附图说明

图1是本申请气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构。

图2是本申请气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构截面示意图。

其中：1-内蒙皮、2-外蒙皮、3-紧固件、4-气孔、5-凹槽、6-内蒙皮端部。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

在防冰系统实施前，应熟悉飞机结冰特性，全面了解飞机结冰严酷位置。从保证飞机飞行安全出发，判断合理的结冰防护范围。在确定飞机需要进行防冰的表面后，将该表面的蒙皮结构设计为带气孔4的蒙皮表面结构。

如图1和图2所示，本申请由外蒙皮2、内蒙皮1、紧固件3组成。其中内蒙皮1包括内蒙皮1和内蒙皮1端部。为便于维修和拆卸，内蒙皮1与外蒙皮2采用可拆卸式紧固件3连接方法。内蒙皮1与外蒙皮2通过紧固件3连接在一起，且内蒙皮1的厚度与外蒙皮2厚度之和与内蒙皮1端部的厚度相同，这样来保证外蒙皮2与内蒙皮1端部之间光滑连续。

在内蒙皮1、外蒙皮2上分别设置有对准的孔，采用紧固件3插入内蒙皮1与外蒙皮2各自的对准的孔，将外蒙皮2固定在内蒙皮1上。所选的紧固件3为沉头螺钉，其沉头表面与外蒙皮2表面形成光滑连续的表面。紧固件3孔径的大小和数量可根据蒙皮所处的环境进行合理选择。

为减小防冰系统的重量，在内蒙皮1上开有凹槽5，用于替代传统防冰系统中的笛形管，从气源系统引来的高温气体通过内蒙皮1上的凹槽5运输到外蒙皮2的气孔4处，进而将高温气体排出。高温气体在凹槽5内流动时也可以预热外蒙皮2。内蒙皮1凹槽5的尺寸和数量在保证蒙皮强度的前提下，根据引气量的大小进行合理设计。

在外蒙皮2上开有气孔4，用于将高温气体排出，进而直接加热蒙皮外表面，提高热利用率。外蒙皮2上的气孔4截面形状类似拉瓦尔喷管，这样可以增加气流的出口速度，进而增大气流流量和增加气膜在蒙皮外表面的有效长度，这有利于防冰效果。为了使蒙皮外表面的气膜更加均匀，将气孔4布置为错位排列。气孔4的形状可以使圆形，也可以是椭圆形，因圆形易于加工，本实用新型的技术方案中以圆形孔为例，气孔4的形状可以根据实际需要进行改变。

孔距、孔径和气孔4的角度对于气膜式防冰系统是很重要的参数。根据相关仿真和试验结果建议孔距选取的范围为1～2.5，气孔4的孔径为1mm～3mm，而且当气孔4总面积相同时，减小孔距，增加孔数可以提高防冰效果。气孔4的孔距、孔径参数需要结合具体的使用场景进行合理设计。图1和图2中气孔4的轴线垂直于外蒙皮2的表面，在实际使用中可根据具体使用条件改变气孔4的轴线与外蒙皮2表面的夹角角度。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，包括：

内蒙皮(1)，内蒙皮(1)具有凹槽(5)；

外蒙皮(2)，外蒙皮(2)与内蒙皮(1)贴合安装，在对应凹槽(5)的位置具有气孔(4)。

2.如权利要求1所述的气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，内蒙皮(1)具有与外蒙皮(2)形状匹配的凹陷，外蒙皮(2)没入所述凹陷中。

3.如权利要求1所述的气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，凹槽(5)的形状包括长方形。

4.如权利要求1所述的气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，凹槽(5)的分布方式包括由多个凹槽(5)阵列分布。

5.如权利要求4所述的气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，多个凹槽(5)之间具有通气的孔。

6.如权利要求1所述的气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，气孔(4)的中心线向外蒙皮(2)表面气流方向反向偏斜。

7.如权利要求1所述的气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，气孔(4)孔径1mm～3mm。

8.如权利要求1所述的气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，外蒙皮(2)通过紧固件(3)铆接在内蒙皮(1)上。

9.如权利要求1所述的气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构，其特征在于，气孔(4)的间距不大于1.7倍孔的间距。

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