一种飞行器除冰系统技术方案

本发明专利技术公开了一种飞行器除冰系统，涉及飞行器除冰技术领域。所述飞行器除冰系统包含电加热元件、结冰厚度探测器及除冰控制装置，其中，所述电加热元件设置在飞行器的迎风表面结冰区的内侧；所述结冰厚度探测器设置在飞行器的迎风表面结冰区；结冰厚度探测器探测到迎风表面结冰后，将结冰厚度信息传输给除冰控制装置,除冰控制装置根据结冰厚度控制电加热元件加热迎风表面，消除冰层与飞行器迎风表面之间的结合力，飞行器表层附着的冰溶化后，在气动力的吹拂下脱离飞行器迎风表面。本发明专利技术的有益效果：除冰控制装置可根据飞行器迎风表面的结冰厚度信息控制电加热元件加热结冰区，节约了飞行器的能源，且除冰厚度范围广。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行器除冰
，具体涉及一种飞行器除冰系统。
技术介绍
当飞机在飞行过程中进入结冰气象条件时，迎风表面(例如机翼前缘)会出现积冰而影响飞行安全。在现行的运输类飞机适航要求中，引起结冰的过冷水滴的直径不超过50μm。过冷大水滴(SLD)的直径超过了50μm，相比常规小水滴结冰，其在翼面上的结冰范围很广，是危害严重的一种特殊结冰条件。过冷大水滴结冰一直以来并没有进入适航审定要求，现有常规防除冰系统主要是针对小水滴设计的，不能完全覆盖大水滴的结冰范围。在2014年11月3日FAA正式发布了修正案25-140，要求运输机应在过冷大水滴结冰条件下安全运行。由于过冷大水滴的撞击范围更广，需要加热的区域更大。如果按照常规的设计思路，将热量覆盖到过冷大水滴的结冰区域，可以满足过冷大水滴的除冰需求，但是在过冷小水滴结冰状态下实际提供的除冰加热量远大于需求电量，造成飞机能源浪费。因此，需要寻求一种能够适应过冷大水滴结冰的防护系统，并能够在小水滴结冰时避免大范围加热，减少能量的浪费。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种飞行器除冰系统，以解决或至少减轻
技术介绍
中的所存在的至少一处的问题。本专利技术的技术方案是：提供一种飞行器除冰系统，包含电加热元件、结冰厚度探测器及除冰控制装置，其中，所述电加热元件设置在飞行器的迎风表面结冰区的内侧；所述结冰厚度探测器设置在飞行器的迎风表面结冰区；结冰厚>度探测器探测到迎风表面结冰后，将结冰厚度信息传输给除冰控制装置,除冰控制装置根据结冰厚度控制电加热元件加热迎风表面，消除冰层与飞行器迎风表面之间的结合力，飞行器表层附着的冰溶化后，在气动力的吹拂下脱离飞行器迎风表面。优选地，所述电加热元件安装在机翼前缘，并沿机翼弦向设置有多个。优选地，所述电加热元件在机翼弦向的每个部分对应设置有结冰厚度探测器。优选地，所述多个电加热元件能够相对独立工作。优选地，所述机翼的前缘驻点处设置有电加热元件，在机翼弦向远离前缘驻点方向依次设置有4个电加热元件，在每个电加热元件对应的机翼外表面设置有结冰厚度探测器；当飞行器飞入结冰区域时，所述机翼的前缘驻点处的电加热元件通电，并按照预定周期开始循环工作，当飞行器表面结冰厚度超过设定值时，在机翼弦向远离前缘驻点方向依次设置的4个电加热元件在相应区域的电加热元件开始工作。优选地，所述机翼的前缘驻点处的电加热元件的预定周期为，每加热3分钟后停5分钟。优选地，所述飞行器表面结冰厚度的设定值主要依据结冰厚度对机翼造成结冰力，结冰力应小于机翼的耐受值。优选地，当在机翼弦向远离前缘驻点方向依次设置的4个电加热元件中的一个或多个开始工作时，将相应的表面温度加热至超过零点温度，机翼表层附着的冰溶化后，在气动力的吹拂下脱离机翼表面。优选地，当飞行器飞离结冰区后，所有电加热元件工作3分钟，以消除所有积冰，而后关闭除冰系统。优选地，所述除冰系统包含手动控制和自动控制两种模式。本专利技术的有益效果：本专利技术的飞行器除冰系统设置有电加热元件、结冰厚度探测器及除冰控制装置，除冰控制装置可根据飞行器迎风表面的结冰厚度信息控制电加热元件加热结冰区，节约了飞行器的能源，且除冰厚度范围广。电加热元件安装在机翼前缘，并沿机翼弦向设置有多个，多个电加热元件能够相对独立工作，电加热元件在机翼弦向的每个部分对应设置有结冰厚度探测器，细化了结冰区域，根据结冰区的厚度不同，电加热元件提供的热量也不同，节省了飞机能源。附图说明图1是本专利技术的飞行器除冰系统的一实施例的示意图；图2是图1所示实施例的电加热元件布置示意图。其中，1、电加热元件，1-1、电加热元件，1-2、电加热元件，1-3、电加热元件，1-4、电加热元件，1-5、电加热元件，2、结冰厚度探测器，2-1、结冰厚度探测器，2-2、结冰厚度探测器，2-3、结冰厚度探测器，2-4、结冰厚度探测器，3、除冰控制装置。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例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。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，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例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”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专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置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专利技术保护范围的限制。如图1、图2所示，一种飞行器除冰系统，包含电加热元件1、结冰厚度探测器2及除冰控制装置3，其中，电加热元件1设置在飞行器的迎风表面结冰区的内侧；结冰厚度探测器2设置在飞行器的迎风表面结冰区；结冰厚度探测器2探测到迎风表面结冰后，将结冰厚度信息传输给除冰控制装置3,除冰控制装置3根据结冰厚度控制电加热元件1加热迎风表面，消除冰层与飞行器迎风表面之间的结合力，飞行器表层附着的冰溶化后，在气动力的吹拂下脱离飞行器迎风表面。本专利技术的飞行器除冰系统设置有电加热元件、结冰厚度探测器及除冰控制装置，除冰控制装置可根据飞行器迎风表面的结冰厚度信息控制电加热元件加热结冰区，节约了飞行器的能源，且除冰厚度范围广。在本实施例中，所述除冰系统用在飞机上，电加热元件1安装在机翼前缘，并沿机翼弦向设置有多个。在机翼的弦向将机翼前缘划分为多个部分，电加热元件1在机翼弦向的每个部分对应设置有结冰厚度探测器2。多个电加热元件1能够相对独立工作。电加热元件安装在机翼前缘，并沿机翼弦向设置有多个，多个电加热元件能够相对独立工作，电加热元件在机翼弦向的每个部分对应设置有结冰厚度探测器，细化了结冰区域，根据结冰区的厚度不同，电加热元件提供的热量也不同，节省了飞机能源。在本实施例中，机翼的前缘驻点处设置有电加热元件1-1，在机翼弦向远离前缘驻点方向依次设置有电加热元件1-2、电加热元本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器除冰系统，其特征在于：包含电加热元件(1)、结冰厚度探测器(2)及除冰控制装置(3)，其中，所述电加热元件(1)设置在飞行器的迎风表面结冰区的内侧；所述结冰厚度探测器(2)设置在飞行器的迎风表面结冰区；结冰厚度探测器(2)探测到迎风表面结冰后，将结冰厚度信息传输给除冰控制装置(3)，除冰控制装置(3)根据结冰厚度控制电加热元件(1)加热迎风表面，消除冰层与飞行器迎风表面之间的结合力，飞行器表层附着的冰溶化后，在气动力的吹拂下脱离飞行器迎风表面。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器除冰系统，其特征在于：包含电加热元件(1)、结冰厚度
探测器(2)及除冰控制装置(3)，其中，
所述电加热元件(1)设置在飞行器的迎风表面结冰区的内侧；
所述结冰厚度探测器(2)设置在飞行器的迎风表面结冰区；结冰厚度探
测器(2)探测到迎风表面结冰后，将结冰厚度信息传输给除冰控制装置(3)，
除冰控制装置(3)根据结冰厚度控制电加热元件(1)加热迎风表面，消除冰
层与飞行器迎风表面之间的结合力，飞行器表层附着的冰溶化后，在气动力的
吹拂下脱离飞行器迎风表面。
2.如权利要求1所述的飞行器除冰系统，其特征在于：所述电加热元件
(1)安装在机翼前缘，并沿机翼弦向设置有多个。
3.如权利要求2所述的飞行器除冰系统，其特征在于：所述电加热元件
(1)在机翼弦向的每个部分对应设置有结冰厚度探测器(2)。
4.如权利要求3所述的飞行器除冰系统，其特征在于：所述多个电加热
元件(1)能够相对独立工作。
5.如权利要求4所述的飞行器除冰系统，其特征在于：所述机翼的前缘
驻点处设置有电加热元件(1-1)，在机翼弦向远离前缘驻点方向依次设置有电
加热元件(1-2)、电加热元件(1-3)、电加热元件(1-4)及电加热元件(1-5)，
在电加热元件(1-2)对应的机翼外表面设置有结冰厚度探测器(2-1)，在电
加热元件(1-3)对应的机翼外表面设置有结冰厚度探测器...

【专利技术属性】
技术研发人员：马庆林，周景锋，王小辉，韩王超，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61