飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置的製作方法
2023-12-09 04:55:06
專利名稱：飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置的製作方法
技術領域：
本實用新型涉及一種防除冰裝置，其主要用於飛機的機翼/尾翼前緣的防除冰，屬於飛行器防冰、除冰領域。
背景技術：
結冰是導致飛機飛行事故的主要原因之一，尤其是飛機機翼、尾翼前緣的結冰，會導致翼型阻力增加，升力下降，臨界攻角減小，以及操縱性和穩定性的惡化，特別會引起起飛和著陸狀態下的飛機操縱性失控，從而造成嚴重的飛行事故。對於飛行過程中的機翼、尾翼的防除冰，目前廣泛採用熱氣防除冰技術即指在飛行過程中，利用飛機發動機壓氣機引出的熱空氣融冰。這種熱氣防除冰技術雖然能在一定 程度上防、除冰，但其除冰時間長，消耗能量大，同時由於其熱慣性大，容易在加熱區後面形成冰瘤。因此發展新型快速、高效、節能的飛機防冰，除冰技術具有重要的應用價值。超聲波作為一種能量形式，在固體介質中傳播時，會引起介質質點的壓縮或者伸張，造成固體內部壓力的變化，引起機械效應，雖然固體介質的位移和速度不大，但質點的加速度很大，甚至可以達到重力加速度的數萬倍，如此大的高頻振蕩可以在不同物質的粘 結界面處瞬間產生持續巨大的剪切力，使粘附物質破碎，分離
實用新型內容
本實用新型主要針對現有飛機飛行過程中採用的熱氣防除冰技術的不足，利用超聲波具有機械效應的特殊性質，結合飛機翼型(包括機翼、尾翼)的實際結構，提出一種用於飛機翼型的超聲波輔助熱氣聯合防除冰裝置。本實用新型所述的聯合除冰裝置在已有熱氣防除冰技術的基礎上，輔助一個超聲波高頻振蕩裝置，能夠實時有效地除去飛機飛行中機、尾翼前緣的冰層，除冰時間短，能量消耗低，同時系統安全可靠，除冰徹底。在保證了飛機的安全飛行的同時，減少了除冰時間，大大降低了能量的消耗。為實現以上的技術目的，本實用新型將採取以下的技術方案一種飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，包括與翼型外緣相對應的翼型外蒙皮、熱氣防除冰系統、超聲波高頻振蕩輔助裝置、程序控制器、用於檢測外界大氣溫度的大氣溫度傳感器以及用於檢測翼型外蒙皮外表面冰層厚度的結冰強度信號器；其中所述熱氣防除冰系統包括發動機壓氣機、機翼防冰腔、尾翼防冰腔以及防除冰熱氣輸送裝置；防除冰熱氣輸送裝置包括防除冰熱氣輸送管道以及分別安裝在該防除冰熱氣輸送管道上的流量控制閥、機翼防冰閥、尾翼防冰閥，機翼防冰閥設置在流量控制閥的出氣口與機翼防冰腔的進氣口之間，尾翼防冰閥設置在流量控制閥的出氣口與尾翼防冰腔的進氣口之間，流量控制閥的進氣口通過防除冰熱氣輸送管道與發動機壓氣機的出氣口連接；所述超聲波高頻振蕩輔助裝置包括超聲波發生器以及通過連接電纜與超聲波發生器輸出端連接的超聲波換能器單元，所述超聲波換能器單元包括複數個壓電陶瓷換能器，各壓電陶瓷換能器固定安裝在翼型外蒙皮的內表面；程序控制器根據大氣溫度傳感器所反饋的溫度信號以及結冰強度信號器所反饋的冰層厚度信息自動控制流量控制閥的開合以及超聲波發生器的啟停，同時程序控制器根據結冰強度信號器所反饋的冰層厚度信息自動控制機翼防冰閥、尾翼防冰閥的開啟度。所述翼型外蒙皮包括與機翼外緣相對應的機翼外蒙皮和與尾翼外緣相對應的尾翼外蒙皮，所述結冰強度信號器、大氣溫度傳感器均安裝在機翼外蒙皮的外表面，而壓電陶瓷換能器固定安裝在機翼外蒙皮的內表面。超聲波換能器單元沿著飛機機翼外蒙皮前緣的長度方向呈上下對稱排布。所述壓電陶瓷換能器的形狀為矩形條狀或者圓盤狀。壓電陶瓷換能器的個數介於10-20個。壓電陶瓷換能器的振蕩頻率與翼型外蒙皮的固有頻率一致。 所述超聲波換能器單元至少為一個；各超聲波換能器單元呈矩形陣列均布，且各超聲波換能器單元相互獨立設置。根據以上的技術方案，與現有技術相比，本實用新型具有以下的優點I、本實用新型通過加入一定強度和頻率的超聲波，在翼型外蒙皮的表面產生高頻振蕩，輔助熱氣防除冰技術，可以快速地除去蒙皮表面的冰層。與單純採用熱氣防除冰方法相比，可以避免過多過高的熱空氣量流入防冰腔，，保證了發動機的性能穩定。2、本實用新型採用採用超聲波高頻振蕩輔助熱氣防除冰，與單純採用熱氣防除冰系統相比，加熱時間大幅減少。3、本實用新型採用採用超聲波高頻振蕩輔助熱氣防除冰，與單純採用熱氣防除冰系統相比，所需能量大幅減少，所需能量僅為熱氣防除冰系統的幾十分之一。熱損失大大降低。4、本實用新型採用超聲波高頻振蕩輔助熱氣防除冰，可以有效地防止防冰區外冰瘤的產生。5、本實用新型設備簡單，結構緊湊，重量輕。只需在翼型外蒙皮的內表面添加多組超聲波換能器，不會影響飛機的氣動外形，也不會額外增加飛機過多的重量。
圖I飛機需要防除冰的位置示意圖，其中W為需要防除冰的機翼前緣；T為需要防除冰的垂直安定面；s為需要防除冰的尾翼前緣；圖2是本實用新型所述飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置示意圖；圖3飛機翼型的前緣內超聲波換能器單元布置圖，其中(a)是側視圖；(b)為俯視圖圖4超聲波高頻振蕩輔助裝置的結構示意圖；其中I、翼型外蒙皮，2、翼型內蒙皮，3、流量控制閥，4、單向活門，5、機翼防冰腔，6、機翼防冰閥，7、尾翼防冰腔，8、尾翼防冰閥，9、發動機壓氣機，10、程序控制器，11、大氣溫度傳感器，12、結冰強度信號器，13、超聲波發生器，14、連接電纜，15、超聲波換能器單元。
具體實施方式
[0026]附圖非限制性地公開了本實用新型所涉及優選實施例的結構示意圖；以下將結合附圖詳細地說明本實用新型的技術方案。如圖I所示，對於現有的飛行器，一般需要防除冰的位置包括機翼前緣W，尾翼前緣S以及垂直安定面T。如圖2至4所示，本實用新型所述飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，包括與翼型前緣相對應的翼型外蒙皮、熱氣防 除冰系統、超聲波高頻振蕩輔助裝置、程序控制器、用於檢測外界大氣溫度的大氣溫度傳感器以及用於檢測翼型外蒙皮外表面冰層厚度的結冰強度信號器；其中所述熱氣防除冰系統包括發動機壓氣機、機翼防冰腔、尾翼防冰腔以及防除冰熱氣輸送裝置；防除冰熱氣輸送裝置包括防除冰熱氣輸送管道以及分別安裝在該防除冰熱氣輸送管道上的流量控制閥、機翼防冰閥、尾翼防冰閥，機翼防冰閥設置在流量控制閥的出氣口與機翼防冰腔的進氣口之間，尾翼防冰閥設置在流量控制閥的出氣口與尾翼防冰腔的進氣口之間，流量控制閥的進氣口通過防除冰熱氣輸送管道與發動機壓氣機的出氣口連接；所述超聲波高頻振蕩輔助裝置包括超聲波發生器以及通過連接電纜與超聲波發生器輸出端連接的超聲波換能器單元，所述超聲波換能器單元包括複數個壓電陶瓷換能器，各壓電陶瓷換能器固定安裝在翼型外蒙皮的內表面；程序控制器根據大氣溫度傳感器所反饋的溫度信號以及結冰強度信號器所反饋的冰層厚度信息自動控制流量控制閥的開合以及超聲波發生器的啟停，同時程序控制器根據結冰強度信號器所反饋的冰層厚度信息自動控制機翼防冰閥、尾翼防冰閥的開啟度。所述翼型外蒙皮包括與機翼前緣相對應的機翼外蒙皮和與尾翼前緣相對應的尾翼外蒙皮，附圖中，所述結冰強度信號器、大氣溫度傳感器均安裝在機翼外蒙皮的外表面，而壓電陶瓷換能器固定安裝在機翼外蒙皮的內表面。超聲波換能器單元沿著飛機機翼外蒙皮前緣的長度方向呈上下對稱排布。所述壓電陶瓷換能器的形狀為矩形條狀或者圓盤狀。每個超聲波換能器單元中壓電陶瓷換能器的個數介於10-20個。壓電陶瓷換能器的振蕩頻率與翼型外蒙皮的固有頻率一致。所述超聲波換能器單元至少為一個；各超聲波換能器單元呈矩形陣列均布，且各超聲波換能器單元相互獨立設置。機翼防冰腔由與機翼前緣位置相對應的機翼內蒙片和機翼外蒙片構成，尾翼防冰腔由與尾翼前緣部位相對應的尾翼內蒙片和尾翼外蒙片構成。另外，與翼型外緣相對應的翼型外蒙皮並不局限於翼型外緣部位，其應當適當地擴展到翼型外緣以及翼型外緣的領域。儘管附圖中只在機翼前緣採用超聲波高頻振蕩輔助裝置，事實上，為取得較好的防除冰效果，則需要在尾翼前緣安裝超聲波高頻振蕩輔助裝置。本實用新型的工作原理是程序控制器10根據大氣溫度傳感器11實時監測的外界大氣溫度控制發動機壓氣機出口流量控制閥3的開啟以及超聲波發生器13的啟停，一旦外界大氣溫度超過冰點，發動機壓氣機出口流量控制閥3開啟，此時，在程序控制器的控制下，機翼防冰閥5與尾翼防冰閥7根據結冰強度信號器12提供的結冰強度信號選擇開啟閥門開啟度，熱空氣沿著箭頭方向流進機翼防冰腔5、尾翼防冰腔7，沿機尾翼前緣的通道流動，熱空氣在沿通道的流動過程中把熱量傳給外蒙皮1，與此同時超聲波發生器13開啟，輔助熱氣防除冰，通過連接電纜14為超聲波換能器單元15提供與之相匹配的高頻交流電信號激勵，在超聲波發生器的激勵下，緊固與外蒙皮內表面的超聲波換能器單元產生高頻振蕩，使得外蒙皮內部發生微變形，從而在外蒙皮與冰層的界面處瞬時產生巨大的剪切力，結合熱氣對冰層的融化作用，從而快速有效克服冰層與外蒙皮之間的粘結強度，粉碎冰層，使得冰層脫落。採用超聲波輔助防除冰的方法，只需發動機壓氣機引入少量熱空氣，融化冰層和外蒙皮界面的一層冰層，甚至不需融化，僅僅將冰層和外蒙面的粘結強度降到超聲波所能克服的粘結強度以下，利用超聲高頻振蕩，即可達到有效防除冰的目的。此外，程序控制器10還可以根據結冰強度信號器12提供的結冰厚度信號實時調節流量控制閥3的開啟程度以及超聲波發生器13的功率，同時可以周期性的改變超聲波換能器單元15的開啟數量。如圖3所示，每個超聲波換能器單元15均採用螺紋連接的方式緊固於所述外蒙皮I內表面，並且沿著飛機機翼前緣長度方向上下對稱陳列式排布。如圖4所示，超聲波高頻振蕩輔助裝置由超聲波發生器13、連接電纜14、超聲波換能器單元15組成。其中壓電陶瓷換能器的個數根據翼型設計在10-20個之間。·
權利要求1.一種飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，其特徵在於包括與翼型外緣相對應的翼型外蒙皮、熱氣防除冰系統、超聲波高頻振蕩輔助裝置、程序控制器、用於檢測外界大氣溫度的大氣溫度傳感器以及用於檢測翼型外蒙皮外表面冰層厚度的結冰強度信號器；其中: 所述熱氣防除冰系統包括發動機壓氣機、機翼防冰腔、尾翼防冰腔以及防除冰熱氣輸送裝置；防除冰熱氣輸送裝置包括防除冰熱氣輸送管道以及分別安裝在該防除冰熱氣輸送管道上的流量控制閥、機翼防冰閥、尾翼防冰閥，機翼防冰閥設置在流量控制閥的出氣口與機翼防冰腔的進氣口之間，尾翼防冰閥設置在流量控制閥的出氣口與尾翼防冰腔的進氣口之間，流量控制閥的進氣口通過防除冰熱氣輸送管道與發動機壓氣機的出氣口連接； 所述超聲波高頻振蕩輔助裝置包括超聲波發生器以及通過連接電纜與超聲波發生器輸出端連接的超聲波換能器單元，所述超聲波換能器單元包括複數個壓電陶瓷換能器，各壓電陶瓷換能器固定安裝在翼型外蒙皮的內表面； 程序控制器根據大氣溫度傳感器所反饋的溫度信號以及結冰強度信號器所反饋的冰層厚度信息自動控制流量控制閥的開合以及超聲波發生器的啟停，同時程序控制器根據結冰強度信號器所反饋的冰層厚度信息自動控制機翼防冰閥、尾翼防冰閥的開啟度。
2.根據權利要求I所述飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，其特徵在於所述翼型外蒙皮包括與機翼外緣相對應的機翼外蒙皮和與尾翼外緣相對應的尾翼外蒙皮，所述結冰強度信號器、大氣溫度傳感器均安裝在機翼外蒙皮的外表面，而壓電陶瓷換能器固定安裝在機翼外蒙皮的內表面。
3.根據權利要求2所述飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，其特徵在於超聲波換能器單元沿著飛機機翼外蒙皮前緣的長度方向呈上下對稱排布。
4.根據權利要求I所述飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，其特徵在於所述壓電陶瓷換能器的形狀為矩形條狀或者圓盤狀。
5.根據權利要求I所述飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，其特徵在於超聲波換能器單元中壓電陶瓷換能器的個數介於10-20個。
6.根據權利要求I所述飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，其特徵在於壓電陶瓷換能器的振蕩頻率與翼型外蒙皮的固有頻率一致。
7.根據權利要求I所述飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，其特徵在於所述超聲波換能器單元至少為一個；各超聲波換能器單元呈矩形陣列均布，且各超聲波換能器單元相互獨立設置。
專利摘要本實用新型公開了一種飛機翼型超聲波輔助熱氣聯合防冰除冰裝置，包括翼型外蒙皮、熱氣防除冰系統、超聲波高頻振蕩輔助裝置、程序控制器、用於檢測外界大氣溫度的大氣溫度傳感器以及用於檢測翼型外蒙皮外表面冰層厚度的結冰強度信號器；熱氣防除冰系統包括發動機壓氣機、機翼防冰腔、尾翼防冰腔以及防除冰熱氣輸送裝置；超聲波高頻振蕩輔助裝置包括超聲波發生器以及通過連接電纜與超聲波發生器輸出端連接的超聲波換能器單元，程序控制器根據溫度信號以及結冰強度信號自動控制防除冰熱氣輸送裝置的通斷以及超聲波發生器的啟停。因此，本實用新型能夠實時有效地除去飛機飛行中機、尾翼前緣的冰層，除冰時間短，能量消耗低，同時系統安全可靠，除冰徹底。
文檔編號B64D15/00GK202557799SQ20112055402
公開日2012年11月28日 申請日期2011年12月27日 優先權日2011年12月27日
發明者陳振乾, 李棟 申請人:東南大學