一种新型组合防除冰系统技术方案

本发明专利技术属于飞机防除冰领域，公开了一种新型组合防除冰系统，包括热引气子系统和电加热子系统，其中热引气子系统包括单排孔的笛形管，笛形管将发动机引气通过笛形管的射流孔吹向机翼前缘驻点，用于机翼前缘驻点附近的防除冰；电加热子系统包括若干个电加热元件，若干个电加热元件分区布置在机翼的上翼面与下翼面上，用于机翼上翼面区与下翼面区的防除冰；本发明专利技术采用热引气和电加热的组合防除冰系统，与单纯的热引气防冰系统相较，从飞机发动机所引气量更少，对发动机的要求更低，适用于更多的机型。的机型。的机型。

【技术实现步骤摘要】
一种新型组合防除冰系统


[0001]本专利技术属于飞机防除冰领域，涉及一种新型防除冰系统，主要用于飞机机翼防除冰，具体涉及一种新型组合防除冰系统。

技术介绍

[0002]飞机结冰是威胁飞行安全的严重问题之一，结冰导致的飞行事故时有发生。具体来说，飞机机翼前缘结冰，影响飞机的升力特性，飞机上翼面引起大范围的气流分离，破坏设计型面。结冰会降低升力，增加阻力，降低失速迎角，增大失速速度。即使翼面前缘较为轻微的冰污染也能使飞机的气动特性出现较大恶化。在副翼前方的结冰还会影响副翼的正常操作，机翼两侧的不对称结冰还可引发飞机出现非指令性滚转。
[0003]目前，防除冰系统主要包括热引气防除冰和电加热防除冰。中国专利202011327831.1主要采用的是热引气防除冰的方式，热引气防除冰系统由发动机引气，经过机翼防冰活门的流量调节，通过供气管、伸缩管输送到机翼前缘缝翼防冰腔内的笛形管，通过笛形管上小孔喷到防冰腔内加热蒙皮内表面以起到防除冰的作用。热引气防除冰的缺点是需要采用连续加温的模式，热惯性较大，容易在加热区后方形成溢流冰，控制难度大。并且这样的笛形管需要设计多排孔来对不同区域进行吹风，因此需要对笛形管的排气孔布局进行详细设计。另外，为了减重设计，除了机翼前缘外，机翼的后面部分一般采用复合材料制成，为了保证防除冰效果，热引气的防除冰气流温度一般高达200～300℃，经过除冰区域完成加热后，剩余的气流温度一般也能达到100℃以上，由于大部分复合材料的耐热温度都在100℃以下，该温度制约了后面机翼复合材料部分的材料选择。采用热引气防除冰还有个问题，就是光采用笛形管的排气孔吹除的方式无法实现有效的热交换，因此需要在机翼前缘设计引气通道，通过引气通道将热气流加速通过除冰区域，这样才能实现良好的除冰效果，但由于机翼前缘采用金属制作，引气通道的添加势必大大增加机翼重量，为飞机的整体设计造成了相当大的困难。
[0004]电加热防除冰系统是将电加热组件嵌入蒙皮内部，或者采用贴片的方式贴合在机翼除冰位置下方，通过电加热装置对蒙皮加热以起到防除冰的作用。电加热防除冰的缺点是功耗较大，需要飞机配置高功率发电设备，机翼电加热防除冰系统所需电功率达约100kW，对功耗相对紧张的飞机难以应用。

技术实现思路

[0005]本专利技术针对现有热引气防除冰技术和电加热防除冰技术的不足，提供了一种新型组合防除冰系统，可用于飞机机翼的防除冰中，在保障飞机安全飞行的同时，可大大降低能耗，且控制难度低、可靠性高。
[0006]本专利技术的技术解决方案：
[0007]一种新型组合防除冰系统，包括热引气子系统和电加热子系统，其中热引气子系统包括单排孔的笛形管，笛形管将发动机引气通过笛形管的射流孔吹向机翼前缘驻点，用
于机翼前缘驻点附近的防除冰；电加热子系统包括若干个电加热元件，若干个电加热元件分区布置在机翼的上翼面与下翼面上，用于机翼上翼面区与下翼面区的防除冰。
[0008]进一步的，还包括结冰探测子系统和防除冰控制器，热引气子系统和电加热子系统相互独立地与防除冰控制器连接并接受防除冰控制器的控制；结冰探测子系统与防除冰控制器连接，结冰探测子系统将结冰告警信号传递给防除冰控制器后，防除冰控制器后开启热引气子系统和电加热子系统。
[0009]进一步的，还包括若干个外蒙皮内置温度传感器，若干个外蒙皮内置温度传感器分散设置在机翼的外蒙皮内，检测机翼外蒙皮温度，并将信号发送给防除冰控制器。
[0010]进一步的，热引气子系统包括防冰活门、伸缩管、笛形管和防冰腔，防冰活门上游连接发动机引气，下游依次连接伸缩管和笛形管，笛形管设在机翼前缘缝翼组成的防冰腔内，笛形管的射流孔由内向外对准机翼前缘驻点。
[0011]进一步的，笛形管的射流孔是单排孔。
[0012]进一步的，防除冰控制器根据外蒙皮内置温度传感器所检测的机翼前缘驻点的温度，控制调节防冰活门的开度，进而调节热引气流量，从而负反馈地控制机翼前缘驻点的外蒙皮表面温度。
[0013]进一步的，电加热子系统的若干个电加热元件分区地布置在机翼上翼面区与下翼面区内，若干个外蒙皮内置温度传感器同样分区地布置在机翼上翼面区与下翼面区内，上翼面区与下翼面区内的电加热元件与外蒙皮内置温度传感器的分区相同。
[0014]进一步的，防除冰控制器通过配电盒连接所有电加热元件，根据外蒙皮内置温度传感器所检测的上翼面区与下翼面区相应区域的温度，通过控制配电盒来调整相应区域电加热元件的温度，从而负反馈地分区精确控制上翼面区与下翼面区的外蒙皮表面温度。
[0015]进一步的，上翼面区的电加热元件的数量和分区数量比下翼面区的电加热元件的数量和分区数量多。
[0016]进一步的，上翼面区的上极限区域的电加热元件的加热温度较其他电加热元件的加热温度更高。
[0017]本专利技术的优点如下：
[0018]1、本专利技术采用热引气和电加热的组合防除冰系统，与单纯的热引气防冰系统相较，从飞机发动机所引气量更少，对发动机的要求更低，适用于更多的机型。
[0019]2、本专利技术采用热引气和电加热的组合防除冰系统，与单纯的热引气防冰系统相较，流量调节范围更窄，对防冰活门的调节性能要求更低，适用于更多的机型。
[0020]3、本专利技术采用热引气和电加热的组合防除冰系统，与单纯的热引气防冰系统相较，引气温度更低，更易避免出现固定前缘结构超温的情况，使得固定前缘的材料选择范围更大，适用于更多的机型。
[0021]4、单纯采用热气防除冰系统时，为了强化换热，防冰腔通常需要进行加速槽道的设计，本专利技术采用电加热子系统进行上下翼面的防除冰，防冰腔内不需要设计加速槽道，其结构更加简单，使得重量大大降低。
[0022]5、本专利技术所述的热引气防冰子系统的笛形管结构简单，采用单排孔设计，且射流孔正对缝翼前缘驻点即可，安装定位更加方便。
[0023]6、本专利技术所述的热引气防冰子系统和电加热防除冰子系统均引入了负反馈调节，
可根据外蒙皮内置温度传感器的温度信号调节引气流量与电加热功率，在保证防除冰要求的前提下可节省机上能源消耗，使得该组合防除冰系统适用于更多机型。
[0024]7、本专利技术针对防冰区域进行了分区处理，分为前缘驻点区、上翼面区和下翼面区，且上翼面和下翼面区布置有多个加热元件，可独立控制，使得表面温度分布更合理，在保证防除冰要求的前提下可进一步节省机上能源消耗，使得该组合防除冰系统适用于更多机型。
[0025]8、本专利技术在上翼面的上极限区布置有更高温的加热元件，与单纯的热引气防冰系统相较，能保证撞击水在防护区能完全蒸发，有效防止溢流冰的产生。
附图说明
[0026]图1是机翼防冰区域示意图；
[0027]图2是本专利技术的外蒙皮(内置温度传感器)、防冰腔、固定前缘、电加热元件及笛形管安装位置示意图；
[0028]图3是本专利技术的外蒙皮(内置温度传感器)、防冰腔、固定前缘、电加热元件及笛形管安装位置另一个角度的示意图；...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种新型组合防除冰系统，其特征在于，包括热引气子系统和电加热子系统，其中热引气子系统包括单排孔的笛形管(4)，笛形管(4)将发动机引气(1)通过笛形管(4)的射流孔吹向机翼前缘驻点(A)，用于机翼前缘驻点附近的防除冰；电加热子系统包括若干个电加热元件(7)，若干个电加热元件(7)分区布置在机翼的上翼面(B)与下翼面(C)上，用于机翼上翼面区(B)与下翼面区(C)的防除冰。2.根据权利要求1所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，还包括结冰探测子系统(5)和防除冰控制器(9)，热引气子系统和电加热子系统相互独立地与防除冰控制器(9)连接并接受防除冰控制器(9)的控制；结冰探测子系统(5)与防除冰控制器(9)连接，结冰探测子系统(9)将结冰告警信号传递给防除冰控制器(5)后，防除冰控制器(5)后开启热引气子系统和电加热子系统。3.根据权利要求2所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，还包括若干个外蒙皮内置温度传感器(6)，若干个外蒙皮内置温度传感器(6)分散设置在机翼的外蒙皮内，检测机翼外蒙皮温度，并将信号发送给防除冰控制器(9)。4.根据权利要求3所述的一种新型组合防除冰系统，其特征在于，热引气子系统包括防冰活门(2)、伸缩管(3)、笛形管(4)和防冰腔，防冰活门(2)上游连接发动机引气(1)，下游依次连接伸缩管(3)和笛形管(4)，笛形管(4)设在机翼前缘缝翼组成的防冰腔内，笛形管(4)的射流孔由内向外对准机翼前缘驻点(A)。5.根据权利要求4所述的一种...

【专利技术属性】
技术研发人员：王柳，曾腾辉，张波，黄时军，
申请(专利权)人：武汉航空仪表有限责任公司，
类型：发明
国别省市：