一种基于水锤效应的机翼除冰装置及工作方法

技术领域

本发明涉及飞行器机翼除冰领域，尤其是一种基于水锤效应的机翼除冰装置及工作方法。

背景技术

本部分的陈述仅仅是提供了与本发明相关的背景技术信息，不必然构成在先技术。

飞行器尤其是飞机机翼结冰问题，一直是威胁飞行器飞行安全的一个较为严峻的问题，现有技术中，针对机翼除冰，电热除冰、电脉冲除冰等除冰方式层出不穷。

而发明人发现，现有的各种除冰方式存在结构复杂，在机翼安装垫热、电脉冲等装置，导致机翼重量重；而且除冰效果不太理想，存在除冰效率低的问题。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明的目的是提供一种基于水锤效应的机翼除冰装置，结构简单，借助水锤效应产生的高压冲击波产生的震动来对机翼除冰，除冰效率高，具有低能耗，除冰彻底等优点。

为了实现上述目的，本发明是通过如下的技术方案来实现：

一种基于水锤效应的机翼除冰装置，包括设于机翼蒙皮外侧的结冰传感器和设于机翼蒙皮内侧的若干脉冲单元，每一脉冲单元均包括环形的壳体，壳体的外侧设置导杆，导杆在外力作用下能够穿过机翼蒙皮，壳体内设置进液管和出液管，进液管和出液管通过输液管连通，出液管相对于进液管靠近壳体的导杆设置，输液管设置开关，相邻两脉冲单元的进液管相连通，相邻两脉冲单元的出液管相连通；

结冰传感器、开关分别与控制单元连接。

如上所述的机翼除冰装置，进液管和出液管通过输液管连通，通过开关的突然开启，液体在输液管内对开关产生瞬时冲击而产生震动，即产生水锤效应，来消除机翼蒙皮外侧的积冰，除冰效率高，进液管、出液管和输液管可利用现有的管路，不会导致机翼重量较重，具有低能耗、除冰彻底的优点。

如上所述的一种基于水锤效应的机翼除冰装置，所述开关设于所述输液管靠近所述出液管的一侧，这样在开关突然打开时，液体在靠近导杆的一侧流速突然增大，保证导杆对机翼蒙皮的作用力。

如上所述的一种基于水锤效应的机翼除冰装置，所述壳体的外侧设有多根导杆，每一导杆均为锥形导杆；锥形导杆的设置，降低高压冲击作用下产生的震动导致的导杆与壳体主体连接处的应力集中，锥形结构也能提高导杆与机翼蒙皮开孔的配合精度；

所述机翼蒙皮设置开孔，开孔与导杆配合。

如上所述的一种基于水锤效应的机翼除冰装置，在所述壳体导杆的至少一侧设置弹性件，弹性件的一端与壳体固连，另一端与所述机翼蒙皮内侧接触，弹性件的设置保证了出液管与壳体内侧始终保持压紧的无缝隙状态，避免了震动过程中壳体内侧对出液管管壁的冲击。

如上所述的一种基于水锤效应的机翼除冰装置，所述进液管、所述出液管分别与所述壳体固连，保证进液管、出液管设置的稳定性。

如上所述的一种基于水锤效应的机翼除冰装置，所述机翼蒙皮内侧设置若干翼肋，翼肋沿着机翼蒙皮的纵向设置，相邻两翼肋之间间隔设定距离设置，通过翼肋隔离相邻两所述的脉冲单元。

如上所述的一种基于水锤效应的机翼除冰装置，所述翼肋内设置通孔，相邻两所述脉冲单元的进液管穿过通孔实现连通，相邻两脉冲单元的出液管通过通孔实现连通；

所述输液管与所述翼肋之间有设定的间距。

如上所述的一种基于水锤效应的机翼除冰装置，所述翼肋通过所述机翼蒙皮的翼梁和横向设于机翼蒙皮内侧的支撑条进行轴向固定，翼肋不仅起到支撑蒙皮的作用，还有效隔离相邻的两脉冲单元。

如上所述的一种基于水锤效应的机翼除冰装置，所述壳体包括依次连接的第一段、第二段和第三段，第一段同所述导杆连接，第一段为圆台状，第三段为弧状。

第二方面，本发明还提供了一种基于水锤效应的机翼除冰装置的工作方法，包括如下内容：

结冰传感器获取机翼蒙皮外侧的结冰情况，在机翼蒙皮外侧无积冰时，航空煤油通过进液管流入输液管，此时开关处于打开的状态，航空煤油经输液管流向出液管，再输送至飞行器的用油部件；

当结冰传感器检测到机翼蒙皮外侧有积冰时，航空煤油进入输液管后，控制单元控制开关突然关闭，此时会产生冲击波，冲击波作用于开关产生瞬时振动，并经出液管传递至壳体，冲击波通过壳体及导杆进给，给机翼蒙皮外侧的积冰造成冲击。

上述本发明的有益效果如下：

1)本发明通过机翼除冰装置的设置，进液管和出液管通过输液管连通，通过开关的突然开启，液体对开关产生瞬时冲击而产生震动，即产生水锤效应，来消除机翼蒙皮外侧的积冰，除冰效率高，进液管、出液管和输液管可利用现有的管路，不会导致机翼重量较重，具有低能耗、除冰彻底的优点；

整体可靠性高、重量轻，大大降低了飞行器飞行过程中的能耗。

2)本发明通过将开关设于输液管靠近出液管的一侧，保证水锤效应直接快速通过壳体的导杆作用于机翼蒙皮的前缘，缩短作用力的传导路径，有利于提高除冰效率。

3)本发明通过锥形导杆的设置，不仅能够有效降低高压冲击作用下产生的震动导致的导杆与壳体主体连接处的应力集中，而且锥形结构也能提高导杆与机翼蒙皮开孔的配合精度；通过在导杆侧部设置弹性件，保证出液管与壳体内侧始终保持压紧的状态，避免了震动过程中壳体内侧对出液管管壁的冲击。

4)本发明通过工作方法中，考虑到飞机两侧机翼内部分别设有进油管和出油管，充分利用现有的输油管路，借助水锤效应产生的高压冲击波来对机翼蒙皮尤其是机翼前缘进行除冰，解决了飞机机翼前缘的除冰性能的问题，操作简单，现有装置利用率高，装配简单、高效，实用性高，可以精准高效地实现积冰的去除。

附图说明

构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1是本发明根据一个或多个实施方式的一种基于水锤效应的机翼除冰装置的立体图。

图2是本发明根据一个或多个实施方式的一种基于水锤效应的机翼除冰装置的主视图。

图3是本发明根据一个或多个实施方式的一种基于水锤效应的机翼除冰装置在翼肋处的剖面图。

图4是本发明根据一个或多个实施方式的一种基于水锤效应的机翼除冰装置沿着机翼设置的排布图。

图5是本发明根据一个或多个实施方式的一种基于水锤效应的机翼除冰装置沿输液管轴心的剖面图。

图中：为显示各部位位置而夸大了互相间间距或尺寸，示意图仅作示意。

其中：1.进液管；2.输液管；3.电动调节阀；4.出液管；5.壳体；6.导杆；7.弹簧；8.开孔；9.机翼蒙皮；10.翼肋；11.桁条；12.阀瓣；13.驱动器；14.翼肋通孔内表面。

具体实施方式

应该指出，以下详细说明都是例示性的，旨在对本发明提供进一步的说明。除非另有指明，本发明使用的所有技术和科学术语具有与本发明所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非本发明另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合；

正如背景技术所介绍的，现有技术中存在机翼除冰装置结构复杂、除冰效率低的问题，为了解决如上的技术问题，本发明提出了一种基于水锤效应的机翼除冰装置。

实施例一

本发明的一种典型的实施方式中，参考图1所示，一种基于水锤效应的机翼除冰装置，包括设于机翼蒙皮9外侧的结冰传感器和设于机翼蒙皮9内侧的若干脉冲单元，每一脉冲单元均包括环形的壳体5，壳体5的外侧设置导杆6，导杆6在外力作用下能够穿过机翼蒙皮9，壳体5内设置进液管1和出液管4，进液管1和出液管4通过输液管2连通，出液管相对于进液管靠近壳体的导杆6设置，输液管设置开关，相邻两脉冲单元的进液管相连通，相邻两脉冲单元的出液管相连通；

结冰传感器、开关分别与控制单元连接。

本实施例中，开关设于输液管靠近出液管的一侧，这样在开关突然关闭，液体对开关的冲击产生的震动保证导杆穿过机翼蒙皮作用于机翼蒙皮外侧的积冰，以有效保证除冰效率。

具体地，开关为电动调节阀3，电动调节阀3具有驱动器13，驱动器与控制单元连接，通过驱动器13控制输送输液管内液体的启停，驱动器来控制具有设定压力的冲击波，操作简单，可以精准高效地实现积冰的去除，电动调节阀3内设置阀瓣12，这样高速流动的液体在电动调节阀突然关闭时产生的具有设定压力的冲击波作用于阀瓣12上，产生瞬时振动。

其中，结冰传感器为现有的结冰传感器，结冰传感器安装于机翼蒙皮的前缘，控制单元为控制器，控制器可为PLC控制器或其他类型的控制器，控制器可设于飞机驾驶室内，控制器也可为现有的飞机驾驶舱内的控制中心。

因为考虑到飞机机翼内部设置有进油管和输油管，本实施例对机翼蒙皮内侧的进油管、输油管和出油管进行改进，形成进液管、输液管和出液管，其中进液管和输液管相互平行，输液管与进液管、出液管相垂直，输液管由翼肋间隔设置，且沿着翼梁方向分布。

为了输送航空油液，进液管同油箱连通，由油箱供油，在本实施例中，相邻的出液管连通，由出液管向飞机各个用油部件提供油液；在一些示例中，进液管和出液管的直径大于输液管的直径，保证油液进入输液管的流速。

当然，在其他一些示例中，进液管、输液管和出液管内还可以流通其他类型的液体。

本实施例中，每个壳体5对应一根输液管2，壳体5为环形，壳体5并不是圆环形，指的是壳体的中部开腔，通过开腔处容纳进液管1、输液管2和出液管4，进液管1、出液管4分别与壳体5固连，保证进液管1、出液管4设置的稳定性；在一些示例中，进液管1和出液管4均通过键结构与壳体实现轴向固定。

具体地，参考图5所示，壳体5包括依次连接的第一段、第二段和第三段，第一段同导杆连接，第一段为圆台状，第二段包括上下设置的两段长方体，第二段的一端同第一段连接，第一段靠近第二段的一端高度高于另一端的高度，壳体的第三段为弧状，第三段的两端各自与上下设置的一段长方体连接，这样的结构使得壳体5内部形成开腔，便于设置进液管、输液管和出液管，第一段为圆台状，也便于冲击波通过壳体的一端通过导杆作用于机翼前缘。

本实施例中，壳体5的外侧设有多根导杆6，具体可为7根，其中6根导杆均匀布置于一个圆圈，另外一根导杆位于圆圈的中部，相邻两导杆6之间间隔设定距离，每一导杆均为锥形导杆，即导杆靠近机翼蒙皮9的一端直径小于另一端的直径；锥形导杆的设置，降低高压冲击作用下产生的震动导致的导杆与壳体主体连接处的应力集中，锥形结构也能提高导杆与机翼蒙皮开孔的配合精度；

可以理解地是，机翼蒙皮9在导杆6对应位置处(机翼蒙皮的弧形弯折处)设置开孔8，开孔具体可为通孔，开孔8的数量与导杆6的数量一致，导杆6的一端插入开孔处，或者，在一些示例中，在未发生水锤效应时，导杆6的一端与机翼蒙皮内表面齐平；当发生水锤效应时，在力作用下输液管带动壳体和导杆沿着机翼蒙皮前进。

在壳体导杆6的至少一侧设置弹性件，弹性件的一端与壳体固连，另一端与机翼蒙皮内侧接触，弹性件始终保持压缩状态，弹性件的设置保证了出液管与壳体内侧始终保持压紧的无缝隙状态，避免了震动过程中壳体内侧对出液管管壁的冲击。

一些示例中，参考图2所示，弹性件具体为弹簧7，弹簧7设于多根导杆6的两侧。

另外，参考图3和图4所示，机翼蒙皮内侧设置若干翼肋10，翼肋10的侧部与机翼蒙皮内侧贴合，翼肋10与进液管1、出液管4均垂直设置，翼肋10沿着翼梁方向均匀分布，翼肋沿着机翼蒙皮的纵向设置，相邻两翼肋10之间间隔设定距离设置，通过翼肋隔离相邻两脉冲单元。

需要解释地是，翼梁为沿着机翼蒙皮长度方向的梁体。

其中，翼肋10内设置通孔，相邻两脉冲单元的进液管通过通孔连通，相邻两脉冲单元的出液管通过通孔连通，通孔的覆盖范围较大，通孔的长度大于进液管远离输液管一侧与出液管远离输液管一侧之间的距离；输液管与翼肋之间有设定的间距，壳体与翼肋不连接，在发生水锤效应时，作用力作用于输液管和壳体，壳体带动导杆相对于翼肋和机翼蒙皮前进。

翼肋10通过机翼蒙皮的翼梁和横向设于机翼蒙皮内侧的支撑条11进行轴向固定，支撑条11沿着机翼蒙皮的长度方向设置，翼肋10不仅起到支撑机翼蒙皮的作用，还有效隔离相邻的两脉冲单元。

可以理解地是，参考图3和图5所示，考虑到在发生水锤效应时，作用力作用于开关，并传递给出液管，出液管带动壳体相对于翼肋通孔有移动，故出液管4与翼肋通孔内表面(翼肋通孔远离进液管的一侧)14之间有设定的距离，该距离大于水锤效应发生时出液管的进给量，以免出液管与翼肋产生碰撞。

本实施例中，进液管、出液管和输液管均为非金属材料，结构简单，重量轻，减少了飞行器如飞机的飞行重量，进而减少飞行能耗；而且进液管、出液管和输液管内部均光滑设置。

本实施例提供的机翼除冰装置，进液管和出液管通过输液管连通，通过开关的突然关闭，液体在输液管内对开关产生瞬时冲击而产生震动，即产生水锤效应，来消除机翼蒙皮外侧的积冰，除冰效率高，进液管、出液管和输液管可利用现有的管路，不会导致机翼重量较重，具有低能耗、除冰彻底的优点。

实施例二

本实施例提供了一种基于水锤效应的机翼除冰装置的工作方法，包括如下内容：

结冰传感器获取机翼蒙皮外侧的结冰情况，在机翼蒙皮外侧无积冰时，航空煤油通过进液管流入输液管，此时开关处于打开的状态，航空煤油经输液管流向出液管，再输送至飞机的用油部件；

当结冰传感器检测到机翼蒙皮外侧有积冰时，航空煤油进入输液管后以设定的流速流动，控制单元控制开关突然关闭，此时会产生冲击波，冲击波作用于开关的阀瓣12，产生瞬时振动，并经出液管传递至壳体，冲击波通过壳体及导杆进给，给机翼蒙皮外侧的积冰造成强烈冲击；震动结束后，弹簧7发生回弹，使壳体5恢复原位；

如积冰未击落，驱动器13控制电动调节阀3重复以上步骤。

另外，需要指出地是，本实施例针对的机翼蒙皮积冰，主要指的是机翼前缘的积冰，机翼前缘指的是机翼蒙皮弯折处。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。