[发明专利]利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种防除冰装置，具体涉及一种利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法，属于飞行器防冰除冰技术领域。

背景技术

结冰是导致飞机飞行事故的主要原因之一，据统计约有9％的飞机事故是由结冰造成的，尤其是飞机机翼、尾翼前缘的结冰，会导致翼型阻力增加、升力下降、临界攻角减小以及操纵性和稳定性的恶化，引起起飞和着陆状态下飞机操纵性失控，最终会造成严重的飞行事故。

针对飞行过程中机翼、尾翼的防冰除冰的问题，目前广泛采用热气防除冰技术，即指在飞行过程中，利用飞机发动机压气机引出的热空气融冰，上述热气防除冰技术虽然能在一定程度上防冰、除冰，但其除冰时间长，消耗能量大；同时由于其热惯性大，容易在加热区域后面形成冰瘤。因此，发展一种新型的快速、高效、节能的飞机防冰除冰技术具有重要的应用价值。

而超声波作为一种能量形式，在固体介质中传播时，会引起介质质点的压缩或伸张，造成固体内部压力的变化，引起机械效应；虽然固体介质的位移和速度不大，但质点的加速度很大，甚至可以达到重力加速度的数万倍，如此大的高频振荡可以在不同物质的粘结界面处瞬间产生持续巨大的剪切力，使粘附物质破碎、分离。

中国专利ZL201110443826.1主要采用的是热气防除冰的方式，引入的是发动机所排热气，首先，热气进人防冰腔防除冰后，势必需要排放出去，气体排放会对飞机本身的气体动力学形态产生很大的影响。其次，采用热气防除冰，由于发动机排气的不确定性和除冰工况的不确定性，需要随时调节流量控制阀以提供适量的热气，整个防除冰的系统相对复杂，所以可实施性较差。

发明内容

针对现有飞机飞行过程中采用的热气防除冰技术除冰时间长、消耗能量大等不足，本发明提出一种利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置及方法，该联合防冰除冰装置在超声波除冰技术的基础上，安装热管防冰系统，该系统能够实时有效地预防飞机飞行过程中机翼前缘及表面结冰；超声波除冰系统在降低冰层与机翼表面粘结力的同时，给热管除冰提供了有利条件，减少了热管融冰的时间，大大降低了能量消耗。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置，包括超声波振荡除冰系统、程序控制系统、大气温度传感器和结冰强度信号器，所述超声波振荡除冰系统包括超声波发生器、连接电缆和超声波换能器单元，连接电缆分别与超声波发生器和超声波换能器单元连接，超声波换能器单元设置在机翼外蒙皮的内表面，超声波换能器单元包括多个陶瓷压电换能器；所述联合防冰除冰装置还包括热管防冰系统，热管防冰系统包括热管排束、通断阀以及吸收发动机余热的连通管，连通管安装在发动机尾部并环绕机翼一周；热管排束与机翼前缘平行设置，均匀安装在机翼蒙皮的下方，热管排束的蒸发段与连通管连通，热管排束的冷凝段位于机翼的末端，热管排束可将连通管吸收的热量从蒸发段传输到冷凝段；所述通断阀用于控制连通管和热管排束之间的通断；

所述程序控制系统根据大气温度传感器所反馈的温度信号以及结冰强度信号器所反馈的冰层厚度信息来自动控制通断阀的开合以及超声波发生器的启停；所述程序控制系统可根据结冰强度信号器提供的冰层厚度信息来实时调节超声波发生器的功率以及陶瓷压电换能器工作的数量。

进一步地，所述超声波换能器单元位于热管排束中相邻的两根热管之间，沿热管轴向方向呈上下对称布置。各超声波换能器单元相互独立设置。所述陶瓷压电换能器的个数为10～20个，陶瓷压电换能器的形状为圆形。

进一步地，所述大气温度传感器和结冰强度信号器均安装在机翼外蒙皮的外表面。

进一步地，所述连通管和热管排束均安装在机翼外蒙皮的内表面。

利用飞机发动机余热的热管超声波联合防冰除冰装置的联合防冰除冰方法具体如下:

飞机起飞的同时开启所述热管防冰系统：所述程序控制系统通过控制通断阀使连通管与热管排束保持连通；

根据大气温度传感器所反馈的温度信号，如果温度达到冰点，热管防冰系统不能满足要求时，则开启所述超声波振荡除冰系统进行除冰；并根据所述结冰强度信号器提供的冰层厚度信息来实时调节所述超声波发生器的功率以及所述陶瓷压电换能器工作的数量；当上述除冰工作完成且大气温度传感器所反馈的温度信号在冰点以上时，则关闭所述超声波振荡除冰系统；上述过程中所述热管防冰系统不关闭，一直处于开启状态。

进一步地，当所述大气温度传感器所反馈的温度信号超过200℃时，则关闭所述热管防冰系统。