一种结冰探测器制造技术

本发明专利技术涉及一种结冰探测器，其具有多个探测单元、保护单元和处理器。其中，多个探测单元，多个所述探测单元至少部分地包绕所述前缘缝翼的前缘表面并排布置，且各个探测单元均能检测所在位置的结冰厚度。飞机在任何迎角条件下均能检测到过冷大水滴。此外，根据本发明专利技术，探测单元被布置在前缘缝翼上，因此能检测对飞行造成最直接影响的位置处的结冰情况。

【技术实现步骤摘要】
一种结冰探测器
本专利技术涉及飞机探测设备，其尤其涉及一种结冰探测器，其尤其适用于检测空中是否存在过冷大水滴结冰条件。
技术介绍
随着航运交通量的日益扩大、飞机放飞气象条件限制的放宽和全球气候条件的变化，出现了更为复杂和奇特的新的飞机结冰现象，即超出了几十年来常规的结冰包线定义之外的结冰现象，如过冷大水滴(Super-cooledLargeDroplet，SLD)结冰。SLD是指粒径范围超过50μm的过冷大水滴，而常规的过冷水滴粒径范围为15～50μm。SLD结冰的原因和过程比较复杂，水滴常在机翼上表面或下表面流动形成水迹和后流结冰，呈现出一条条的“冰脊”。过冷大水滴会导致飞机气动表面(机翼前缘、短舱前缘等)结冰，造成飞机操稳品质降级、飞行性能损失和飞行安全裕度下降。结冰探测可以在早期探测到飞机进入结冰条件，发出结冰告警信息，提示飞行员及时采取相应动作，是保障飞行安全的一项改进措施。文献“飞机过冷大水滴结冰探测器设计及试验”公开了一种菱形构造的结冰探测器。如图1所示，一主要由前梭1、凹槽3和后梭2连接而组成的铝合金柱体，呈现出前后尖而中间凹陷的结构特点。该探测器外伸式安装于机翼上，探测器前梭1左右侧壁各布装一个光纤结冰传感器4(称为“前传感器”)，用以探测常规的结冰；后梭2左右侧壁又各布装一个光纤结冰传感器5(称为“后传感器”)，用以探测过冷大水滴结冰。其中，凹槽3作磨砂处理以增大过冷大水滴流过时的摩擦阻力，从而提高探测器对过冷大水滴的冻结系数。遭遇来流时，过冷水滴会沿探测器的侧壁流动，并在后梭侧壁上冻结成冰。后传感器检测到结冰时，发出结冰信号。如图2所示，文献EP3263459提供了一种探测过冷大水滴结冰条件的结冰探测系统方法，其利用传感器7监测的图像监测风挡表面的结冰情况来判断是否存在过冷大水滴结冰条件。该专利技术能够自动探测结冰条件，装置的设置位置为风挡，并不适用于检测飞机机翼上的结冰情况。如图3所示，文献CN205256681公开了一种在机翼的不同区域布置不同的结冰探测器8、9以此分别不同的结冰情况，其中结冰探测器8用于探测小直径过冷水滴，结冰探测器9用于探测过冷大水滴。根据该文献，当飞机处于不同飞行攻角下，飞机周围流场会随时发生改变，过冷大水滴可能仅会撞击在用于检测小直径过冷水滴的结冰探测区的检测区域上，此时结冰探测器8并不能有效检测到该状况下的过冷大水滴。
技术实现思路
针对根据现有技术的结冰探测器的上述现状，本专利技术的目的提供一种结冰探测器，该结冰探测器在任意飞行工况均能探测到过冷大水滴。该目的通过根据本专利技术以下形式的一种结冰探测器来实现。该结冰探测器，其布置于飞机机翼的前缘缝翼上。该结冰探测器包括探测单元、保护单元以及处理器。其中，探测单元设有多个，且多个所述探测单元至少部分地包绕所述前缘缝翼的前缘表面并排布置，每个所述探测单元被配置为能够检测所在位置的结冰厚度H；保护单元，所述保护单元包绕所述探测单元，且被配置为能够防止所述前缘缝翼表面上的液体流动至所述探测单元；处理器，所述处理器与每个所述探测单元连接，且存储多个所述探测单元所在位置的结冰厚度极限Hlim；其中，当所述探测单元检测到的结冰厚度H大于或等于所述结冰厚度极限Hlim时，所述结冰探测器确定飞机遭遇过冷大水滴结冰条件并发出结冰报警信号，其中，参与确定飞机是否遭遇过冷大水滴结冰条件的探测单元由飞机的攻角和所述前缘缝翼的卡位确定。由于探测单元包绕整个前缘缝翼上，飞机在任意飞行攻角下均有对应的探测单元能够实时监测过冷大水滴结冰情况。此外，根据试验，在同一时刻，飞机的不同位置的气流情况不同，其出现的结冰情况不同。在某些状况下，飞机的机头位置未检测到结冰，而其他位置可能出现结冰情况。根据本专利技术，用于检测飞机结冰情况的探测单元被设于前缘缝翼，其可以采集到直接影响飞机飞行状态处的结冰情况，因此更有利于采集飞行所需参数。此外，根据本专利技术的上述方案，并非所有探测单元的检测数据都被用来确定飞机是否遭遇结冰条件。根据试验，专利技术人发现，倘若不分条件地将任一工况下的探测单元的检测结果用来评判飞机的过冷大水滴结冰情况，则会出现误判的情况。进一步试验发现，在不同飞机的攻角、前缘缝翼的卡位条件下，用于实现精准探测飞机过滤大水滴结冰条件的探测单元的个数、排布位置会有所差异。根据本专利技术的一种优选实施方式，参与确定飞机是否遭遇过冷大水滴结冰条件的所述探测单元由所述前缘缝翼的上部朝下部依次排布。根据本专利技术的一种优选实施方式，所述攻角与参与确定飞机是否遭遇过冷大水滴结冰条件的所述探测单元的个数正相关。根据本专利技术的一种优选实施方式，所述前缘缝翼的卡位与参与确定飞机是否遭遇过冷大水滴结冰条件的探测单元的个数负相关。根据本专利技术的一种优选实施方式，多个所述探测单元中的至少两个的中心线位于同一平面上。根据本专利技术的一种优选实施方式，所述多个探测单元中的中心线位于同一平面上。根据本专利技术的一种优选实施方式，所述保护单元环绕所有所述探测单元。根据本专利技术的一种优选实施方式，所述探测单元是压电式探测器、振动式探测器或热力学式探测器。根据本专利技术的一种优选实施方式，保护单元为吸水毡。根据本专利技术的一种优选实施方式，所述吸水毡与所述探测单元之间设有隔水膜。根据本专利技术的一种优选实施方式，所述保护单元为加热单元。根据本专利技术的一种优选实施方式，所述加热单元和所述探测单元之间设有绝热板。此外，本专利技术还涉及一种具有上述任一方式的结冰探测器的飞行器。附图说明为了更好地理解本专利技术的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本专利技术的优选实施方式，对本专利技术的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。图1-3示出了现有技术的中的三种是根据本专利技术的优选实施方式的冰晶探测器的结构示意图；图4是根据本专利技术的优选实施方式的冰晶探测器的示意图；图5是图4的左视图；图6是图4的正视图。具体实施方式接下来将参照附图详细描述本专利技术的专利技术构思。这里所描述的仅仅是根据本专利技术的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本专利技术的其他方式，所述其他方式同样落入本专利技术的范围。在以下的具体描述中，例如“前”、“后”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本专利技术的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。在本专利技术中，飞机机翼是产生飞机升力的主要部件，前缘缝翼100是安装在机翼前缘的小型翼面。前缘缝翼100可打开而与机翼之间形成狭长的缝隙。前缘缝翼100还可绕机翼转动，以此与机翼主体部分形成不同的夹角。当前缘缝翼100打开后，前缘缝翼100与飞机机翼之间产生缝隙。前缘缝翼100对飞机是否能够正常飞行起到至关重要的影响。当前缘缝翼发生结本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种结冰探测器，其布置于飞机机翼的前缘缝翼上，其特征在于，所述结冰探测器包括：/n多个探测单元，多个所述探测单元至少部分地包绕所述前缘缝翼的前缘表面且并排布置，每个所述探测单元被配置为能够检测所在位置的结冰厚度H；/n保护单元，所述保护单元包绕所述探测单元，且被配置为能够防止所述前缘缝翼表面上的液体流动至所述探测单元；/n处理器，所述处理器与每个所述探测单元通信连接，且存储多个所述探测单元所在位置的结冰厚度极限H

【技术特征摘要】
1.一种结冰探测器，其布置于飞机机翼的前缘缝翼上，其特征在于，所述结冰探测器包括：
多个探测单元，多个所述探测单元至少部分地包绕所述前缘缝翼的前缘表面且并排布置，每个所述探测单元被配置为能够检测所在位置的结冰厚度H；
保护单元，所述保护单元包绕所述探测单元，且被配置为能够防止所述前缘缝翼表面上的液体流动至所述探测单元；
处理器，所述处理器与每个所述探测单元通信连接，且存储多个所述探测单元所在位置的结冰厚度极限Hlim；
其中，当所述探测单元检测到的结冰厚度H大于或等于所述结冰厚度极限Hlim时，所述结冰探测器确定飞机遭遇过冷大水滴结冰条件并发出结冰报警信号，其中，参与确定飞机是否遭遇过冷大水滴结冰条件的探测单元由飞机的攻角和所述前缘缝翼的卡位确定。


2.根据权利要求1所述的结冰探测器，其特征在于，参与确定飞机是否遭遇过冷大水滴结冰条件的所述探测单元由所述前缘缝翼的上部朝下部依次排布。


3.根据权利要求2所述的结冰探测器，其特征在于，所述攻角与参与确定飞机是否遭遇过冷大水滴结冰条件的所述探测单元的个数正相关。


4.根据权利要求1或3所述的结冰探测器，其特征在于，所述前缘缝翼的卡位与参与确定飞机是否遭遇过冷大水滴结冰条件的探测单元的个数负相关。


5.根据权利要求1所述的结冰探测器，其特征在于，多个所述探测单元中的至少两个的中心线位于同一平面上。

【专利技术属性】
技术研发人员：沙昭君，曾飞雄，张强，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司，中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：上海;31