一种防冰装置

技术领域

本发明涉及飞机防除冰技术领域，尤其是涉及一种防冰装置。

背景技术

结冰是导致飞机飞行事故的主要原因之一，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，造成严重的飞行事故，因此受到人们的广泛关注和研究。根据防冰所采用能量形式的不同，可分成机械除冰系统、电脉冲防冰系统、液体防冰系统、热空气防冰系统和电热防冰系统，其中电热除冰、热气除冰等防除冰方案目前应用广泛。

防冰系统关注液滴直接撞击的气动表面，如机翼前缘，但在一些情况下，如云内水含量过高（过冷水滴引起的结冰问题）不完全蒸发的防冰系统可以导致溢流水结冰问题；防除冰系统功率适配不当也可能造成水膜沿气动面向下游流动过程中再次冻结，形成溢流冰。溢流冰在飞行的过程中不断积累形成冰脊，使得飞机升力下降、阻力增加，严重影响机翼的气动特性，对飞机的飞行安全造成危害。因此，目前有很多工作围绕溢流冰的防除技术开展。

Sutterfield（US 20190112980）在飞机热防冰系统下游，使用压缩空气对溢流水进行吹除，防止溢流冰的形成。杨升科等提出一种低能耗的电加热系统与合成射流激励器复合式防冰方法。该方法将电加热系统布置于机翼前缘，通过加热使得机翼前缘温度高于冻结温度，防止过冷水滴在机翼前缘冻结，合成射流出口位于电加热系统防护区下游，通过合成射流的吹吸作用改变溢流水的运动轨迹，防止前缘溢流水流至机翼后表面形成冰脊。Wilson（US 20180009538）在翼面开设集水沟槽进行导流，并在沟槽内表面设置憎冰、疏水表面及电加热装置，实现对溢流水的高效收集。Carter等使用高孔隙率的有机聚合物作为防冰表面，吸附高达99.75%比重的冰点抑制剂用于防冰。Al-Khalil K在热防冰系统下游，使用电驱离装置对溢流冰进行破碎；Strobl T使用热防冰系统和低粘附力表面促使冰在气动力的作用下剥离。Botura（US10875632B2）、Gao L等人在热防冰系统下游使用憎冰涂层，阻止溢流冰的生成。

综上，控制溢流冰形成的主要方式包括吹除溢流水、溢流水收集、降低溢流冰粘附力或对溢流冰进行破碎等，其中对溢流水进行直接控制的方案在理论上具有更好的防冰效果。而现有的使用压缩气源或者合成射流在气动面热防护区域下游设置吹气的方案，其吹气位置选择受热防护区域范围限制（需设置在热防护紧邻下游），设置气动吹气射流可能对气动性能造成不利影响。

发明内容

为了解决设置防溢流装置对气动性能造成的不利影响，本发明提供了一种防冰装置，结合人工层流控制中针对机翼的吸气方案，通过蒙皮表面的微孔对外层的剪切液膜进行收集，并根据翼型气动优化需求设置切向气流出口，形成的防冰装置能够在飞行器正常飞行时实现飞行器减阻和溢流水的分离，避免了常规的气动吹气和射流的方案对飞行器飞行过程中气动性能的不利影响。

一种防冰装置，在机翼迎风面的蒙皮上部分或全部设置微孔，形成微孔蒙皮；

在所述微孔蒙皮的下方设置至少一个气密舱；

还包括抽吸装置，所述抽吸装置的吸气管道伸入所述气密舱内，所述抽吸装置的排气管道连接机翼上的排气口。

进一步地，还包括在气动前缘设置的防冰系统，在防冰系统下游机翼的蒙皮上部分或全部设置微孔。

进一步地，所述防冰系统包括电热防冰、热气防冰、机械防冰系统。

进一步地，在所述微孔蒙皮面向气密舱的一面设置有辅热装置。

进一步地，所述排气口设置在需要增加气动边界层动量的位置。

进一步地，所述排气口设置在翼型最大厚度处。

进一步地，所述排气口为切向排气口，所述排气口朝向非迎风面。

进一步地，所述吸气管道和/或排气管道设置有电加热装置。

采用本发明的防冰装置，相比于现有技术，至少具有以下有益效果：

1. 本发明采用一套系统同时达到人工层流控制和溢流水控制的需求；

2. 本发明微孔蒙皮中的微孔可以有效“吸入”湍流边界层，还能够维持机翼大部分的层流边界层，可降低飞机阻力、提高气动面分离控制能力，从而提高飞机的燃油经济性；

3. 本发明设置抽吸装置将吸入气密舱内的水滴和空气进行加速和混合，切向的排出口将带水滴的气流排出，这些水滴不会再与气动壁面相碰撞，避免了水滴再次发生结冰的情况；同时，切向排出的气体也不会增加飞机飞行的阻力，不会对气动性能造成不利影响；

4. 本发明的防冰装置不需要额外供气，结构简单，可以模块化实施，便于应用于轻型飞机和无人机系统。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例1的防冰装置示意图；

图2是本发明实施例1的防冰装置的另一视角示意图；

图3是本发明实施例2的防冰装置示意图。

图中，1-气动前缘，2-防冰系统，3-微孔蒙皮，4-微孔，5-辅热装置，6-气密舱，7-抽吸装置，8-吸气管道，9-排气管道，10-排气口。

具体实施方式

以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。

实施例1

一种防冰装置，如图1所示，包括在气动前缘1设置的防冰系统2，在防冰系统2下游机翼的蒙皮上部分或全部设置微孔4，形成微孔蒙皮3；在微孔蒙皮3的下方设置至少一个气密舱6；还包括抽吸装置7，抽吸装置7的吸气管道8伸入气密舱6内，抽吸装置7的排气管道9连接机翼上的排气口10。抽吸装置7可以为气泵。

其中，防冰系统2为常规的电热防冰、热气防冰、机械防冰系统，此处的防冰系统是常规的防除冰系统，在此不作赘述。微孔蒙皮3设置在防冰系统下游的机翼上，主要是为了收集防冰系统2防、除冰形成的溢流水，因而可以将微孔蒙皮3设置在防冰系统下游的一定范围内。值得说明的是，附图1中只显示了在机翼的上部设置微孔蒙皮，实际上在机翼的下部也可设置微孔蒙皮对溢流水进行收集。

微孔4的具体结构如图1和2所示，微孔4贯穿设置在蒙皮上，形成微孔阵列，微孔4是指微米级别的孔；在微孔蒙皮3的下方设置有气密舱6，通过抽吸装置7进行抽吸，单位宽度上抽吸流量为局地边界层动量厚度×飞行速度×经验系数，经验系数为0.05~0.3；将溢流水通过微孔阵列收集到气密舱内。其中，气密舱6的数量可根据抽吸装置的功率大小、实际微孔蒙皮的面积和位置等综合考量来设计；当然，抽吸装置7的数量也可根据自身功率大小、实际微孔蒙皮的面积和位置等综合考量设计；同理，吸气管道8可以是一个或多个支路，贴近多个不同方向的壁面，以保证在任何方向吸气管道8都能将进入气密舱6中的空气和溢流水抽吸走。

同时，将排气口10设置在需要增加气动边界层动量的位置，例如翼型最大厚度处，并且将排气口10设置为切向排气口，排气口10朝向非迎风面。由此，该位置吹出的液滴飞行轨迹不会再与气动壁面相碰撞，避免了水滴再次发生结冰的情况；同时，在此位置排出的气体也不会增加飞机飞行的阻力，不会对气动性能造成不利影响。

作为优选，为了保证微孔蒙皮3中的微孔4能一直正常发挥作用，不会被溢流水或冰层堵塞，在微孔蒙皮3面向气密舱6的一面设置辅热装置5，该辅热装置5可以是例如电加热装置，采用胶粘接或者是用铆接的方法固定。同时，还可以在吸气管道8、排气管道9上设置有电加热装置，避免抽吸过程中水滴又在抽吸管道上形成二次结冰。

采用本实施例的防冰装置，气动前缘1采用防冰系统2进行防除冰，产生的溢流水被微孔蒙皮3上的微孔4吸入气密舱6，在抽吸装置7的抽吸作用下，气密舱内的水滴和气流经过加速和混合，形成含液滴的气流从切向的排气口10排出。在此过程中，由于机翼表面的微孔4有效地“吸入”湍流边界层，还能够维持机翼大部分的层流边界层，可降低飞机阻力、提高气动面分离控制能力，从而提高飞机的燃油经济性。

实施例2

本实施例与实施例1的不同之处在于，本实施例中不再设置防冰系统2，而是在机翼的迎风面上都设置微孔蒙皮。

具体地，如图3所示，将微孔蒙皮3扩展到气动前缘，可根据需要分设不同的气密舱和抽气管道，如图3中，本实施例中在气动前缘1的下游设置了气密舱6，配有吸气管道8，在气动前缘1处设置了气密舱6，配有吸气管道8，并且两个吸气管道8都具有多个支路，以便于提高抽吸的效率。当然，本实施中气密舱、吸气管道的数量不能作为对本发明的限制，实际上，本实施例的附图中只在机翼的上部设置了微孔蒙皮和气密舱，而实际使用时在机翼的下部也需要设置微孔蒙皮和气密舱，其设置的面积、数量根据实际需要确定。

由此，当空气中的水膜附着在机翼上时，微孔蒙皮3“吸入”湍流边界层的同时吸入了附在机翼上的水滴，在气密舱6内经抽吸装置7的抽吸作用加速和混合，再由切向的排气口10排出。

本发明的防冰装置，可以同时达到人工层流控制和溢流水控制的需求，采用微孔蒙皮+抽吸装置的抽吸系统，可以在正常飞行时实现飞行器减阻和分离控制。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。