一種飛機(jī)表面自動(dòng)加熱裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機(jī)表面加熱技術(shù)。
【背景技術(shù)】
[0002]寒冷環(huán)境條件下，飛機(jī)表面容易積冰。飛機(jī)積冰是最復(fù)雜的飛行氣象之一，在云、霧、雨或濕雪中飛行時(shí)，飛機(jī)的迎風(fēng)部位、動(dòng)力裝置和特種設(shè)備外露部分，由于水滴凍結(jié)或水氣凝結(jié)而聚積的冰層，這一現(xiàn)象就是飛機(jī)積冰。當(dāng)飛機(jī)在云中飛行，機(jī)體碰到過(guò)冷水滴時(shí)，如果機(jī)體表面的溫度低于o°c時(shí)，過(guò)冷水滴就會(huì)在機(jī)體表面的某些部分凍結(jié)而聚集起來(lái)形成結(jié)冰。此外，飛機(jī)由寒冷的高層進(jìn)入暖濕的低層，也會(huì)出現(xiàn)結(jié)冰，它是由于暖濕氣層中的水氣在較冷的機(jī)體上發(fā)生凝結(jié)而形成的，過(guò)冷水滴是非常不穩(wěn)定的，當(dāng)它受到?jīng)_擊時(shí)，即會(huì)變成固體的冰，在低于0°c的云雨中飛行時(shí)均可產(chǎn)生飛機(jī)結(jié)冰。
[0003]飛機(jī)任何部位積冰都會(huì)使飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能變壞，使飛機(jī)升力減小，阻力增大，從而影響飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定性。機(jī)翼前緣和尾翼前緣結(jié)冰可能造成阻力增加、升力下降、臨界迎角減小和飛機(jī)操縱性降低等危害；發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道結(jié)冰可能造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣效量下降，發(fā)動(dòng)機(jī)功率降低，甚至導(dǎo)致停車(chē)，以及發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)損壞等危害；螺旋槳部位結(jié)冰可能造成螺旋槳不平衡、動(dòng)力裝置和飛機(jī)振動(dòng)以致軸承損壞、發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)、二次損傷等危害；風(fēng)檔玻璃部位結(jié)冰可能妨礙機(jī)組人員視線(xiàn)；儀表探頭部位結(jié)冰將可能導(dǎo)致儀表系統(tǒng)失靈(溫度、壓力等);飛機(jī)天線(xiàn)部位結(jié)冰可能導(dǎo)致天線(xiàn)折斷，系統(tǒng)失效等危害。
[0004]可見(jiàn)，飛機(jī)任何部位積冰都對(duì)飛機(jī)的安全和高效運(yùn)行造成極大危害，需要合理、有效的解決飛機(jī)防冰除冰問(wèn)題，以保證寒冷環(huán)境條件下民航飛機(jī)的安全、高效運(yùn)行。
[0005]通常的防冰、除冰方式有三種:熱力防冰，液體防冰和機(jī)械除冰。其中，機(jī)械除冰技術(shù)又可分為氣動(dòng)帶除冰和電脈沖除冰技術(shù)；熱力防冰技術(shù)分別按熱源和加熱方式又分別分為電熱防冰、氣熱防冰技術(shù)，以及連續(xù)防冰和間斷除冰技術(shù)。
[0006]目前飛機(jī)除冰系統(tǒng)主要采用電熱力防冰工作效率低、能源浪費(fèi)較大，只適合小部件的除冰；液體防凍因液體消耗量大和噴液系統(tǒng)設(shè)備維護(hù)麻煩；機(jī)械除冰只限于飛機(jī)前緣和機(jī)翼蒙皮除冰。
[0007]現(xiàn)有的除冰技術(shù)除了存在成本高、操作不便的問(wèn)題外，還無(wú)法解決在飛行過(guò)程中除冰的需求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是:針對(duì)上述存在的問(wèn)題，提供一種利用飛機(jī)尾氣進(jìn)行除冰的裝置。
[0009]本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下:包括尾氣管道、氣體閥門(mén)、表面加熱器、溫度傳感器及閥門(mén)控制器。
[0010]尾氣管道的一端用于收集飛機(jī)尾氣，且尾氣管道的另一端連接至表面加熱器的進(jìn)氣口，且在尾氣管道中還設(shè)置有氣體閥門(mén)。
[0011]所述表面加熱器用于為飛機(jī)表面加熱。
[0012]所述溫度傳感器用于采集飛機(jī)表面的溫度并將采集到的溫度信息傳輸給閥門(mén)控制器。
[0013]所述閥門(mén)控制器用于根據(jù)所述溫度信息控制氣體閥門(mén)的開(kāi)閉。
[0014]進(jìn)一步，所述表面加熱器包括換熱腔道，所述進(jìn)氣口也為換熱腔道的進(jìn)氣口，所述換熱腔道的另一端設(shè)置有出氣口。
[0015]進(jìn)一步，所述換熱腔道為蛇形換熱腔道。
[0016]進(jìn)一步，尾氣管道為耐高溫管道，所述氣體閥門(mén)為耐高溫氣體閥門(mén)，所述高溫為大于或等于1000攝氏度。
[0017]進(jìn)一步，所述表面加熱器固定于飛機(jī)表面，且在表面加熱器與飛機(jī)表面之間填充有柔性導(dǎo)熱介質(zhì)。
[0018]進(jìn)一步，所述閥門(mén)控制器按照以下方式工作:
設(shè)定低溫閾值與高溫閾值，低溫閾值小于高溫閾值；
每間隔一定時(shí)間則判斷所述溫度信息是否小于所述低溫閾值，若小于則控制所述氣體閥門(mén)開(kāi)啟，同時(shí)判斷所述溫度信息是否大于高溫閾值，若大于則控制所述氣體閥門(mén)關(guān)閉。
[0019]綜上所述，由于采用了上述技術(shù)方案，本發(fā)明的有益效果是:
1.本發(fā)明利用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)排放的高壓、高溫、高速尾氣加熱飛機(jī)表面加熱器，進(jìn)而對(duì)飛機(jī)表面進(jìn)行氣熱防冰、除冰，是一種經(jīng)濟(jì)、環(huán)保、節(jié)能、高效的措施。
[0020]2.采用飛機(jī)尾氣作為防冰、除冰的加熱源，只要飛機(jī)工作，不管在地面還是飛行過(guò)程中，均能起到防冰、除冰的作用，提高了飛機(jī)的運(yùn)行能力。
[0021]3.采用溫度傳感器和閥門(mén)控制器來(lái)自動(dòng)控制加熱過(guò)程，保證了各處加熱的穩(wěn)定，而且提高了智能化處理能力。
【附圖說(shuō)明】
[0022]本發(fā)明將通過(guò)例子并參照附圖的方式說(shuō)明，其中:
圖1為本發(fā)明裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0023]圖2為本發(fā)明中表面加熱器的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0024]圖3為本發(fā)明閥門(mén)控制器的工作流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0025]本說(shuō)明書(shū)中公開(kāi)的所有特征，或公開(kāi)的所有方法或過(guò)程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。
[0026]本說(shuō)明書(shū)中公開(kāi)的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類(lèi)似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個(gè)特征只是一系列等效或類(lèi)似特征中的一個(gè)例子而已。
[0027]如圖1，本發(fā)明包括尾氣管道、氣體閥門(mén)、表面加熱器、溫度傳感器及閥門(mén)控制器。
[0028]尾氣管道的一端用于收集飛機(jī)尾氣，且尾氣管道的另一端連接至表面加熱器的進(jìn)氣口，且在尾氣管道中還設(shè)置有氣體閥門(mén)。
[0029]所述表面加熱器通過(guò)螺釘或夾具安裝于飛機(jī)表面為飛機(jī)表面加熱。
[0030]所述溫度傳感器用于采集飛機(jī)表面的溫度并將采集到的溫度信息傳輸給閥門(mén)控制器。
[0031 ] 所述閥門(mén)控制器用于根據(jù)所述溫度信息控制氣體閥門(mén)的開(kāi)閉。
[0032]在一個(gè)具體實(shí)施例中，所述表面加熱器包括換熱腔道，具體可以是由銅或銅合金等金屬管按照正弦波形狀彎曲形成蛇形換熱腔道，所述進(jìn)氣口也為換熱腔道的進(jìn)氣口，所述換熱腔道的另一端設(shè)置有出氣口。在其他實(shí)施例中，所述管道還可以按照方波形狀彎曲形成蛇形換熱腔道，還可以是在一個(gè)矩形空間中以上下交錯(cuò)的隔板形成蛇形換熱腔道，如圖3。本發(fā)明中的蛇形換熱腔道是指能夠使氣體在腔道中按照正弦波走向從進(jìn)氣口流向出氣口的腔道。
[0033]由于飛機(jī)尾氣溫度較高，尾氣管道與氣體閥門(mén)均需要具有耐高溫性能，這里的高溫是指大于或等于1000攝氏度的溫度。優(yōu)選的，尾氣管道及氣體閥門(mén)材質(zhì)為陶瓷。
[0034]使用時(shí)，所述表面加熱器固定于飛機(jī)表面，且在表面加熱器與飛機(jī)表面之間填充有柔性導(dǎo)熱介質(zhì)，如導(dǎo)熱硅膠片或石墨墊片等。預(yù)先設(shè)定低溫閾值與高溫閾值，低溫閾值小于高溫閾值。在一個(gè)具體實(shí)施例中低溫閾值為o°c，高溫閾值為10°C。
[0035]閥門(mén)控制器每間隔一定時(shí)間則判斷溫度傳感器輸出的所述溫度信息是否小于所述低溫閾值，若小于則控制所述氣體閥門(mén)開(kāi)啟，尾氣通過(guò)尾氣管道進(jìn)入表面加熱器的換熱管道，在換熱管道中與外界進(jìn)行熱交換，熱量經(jīng)過(guò)導(dǎo)熱介質(zhì)加熱飛機(jī)表面，尾氣通過(guò)換熱腔道后由出氣口排到大氣中。閥門(mén)控制器實(shí)時(shí)接收溫度傳感器輸出的溫度信息并判斷所述溫度信息是否大于高溫閾值，若大于則控制所述氣體閥門(mén)關(guān)閉，停止加熱。如圖3。閥門(mén)控制器還可以接收其他設(shè)備，如CPU、開(kāi)關(guān)等，傳來(lái)的控制指令，根據(jù)控制指令控制其他閥門(mén)的開(kāi)閉。
[0036]本發(fā)明并不局限于前述的【具體實(shí)施方式】。本發(fā)明擴(kuò)展到任何在本說(shuō)明書(shū)中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過(guò)程的步驟或任何新的組合。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種飛機(jī)表面自動(dòng)加熱裝置，其特征在于，包括尾氣管道、氣體閥門(mén)、表面加熱器、溫度傳感器及閥門(mén)控制器； 尾氣管道的一端用于收集飛機(jī)尾氣，且尾氣管道的另一端連接至表面加熱器的進(jìn)氣口，且在尾氣管道中還設(shè)置有氣體閥門(mén)； 所述表面加熱器用于為飛機(jī)表面加熱； 所述溫度傳感器用于采集飛機(jī)表面的溫度并將采集到的溫度信息傳輸給閥門(mén)控制器； 所述閥門(mén)控制器用于根據(jù)所述溫度信息控制氣體閥門(mén)的開(kāi)閉。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)表面自動(dòng)加熱裝置，其特征在于，所述表面加熱器包括由金屬管彎曲形成的換熱腔道，所述進(jìn)氣口也為換熱腔道的進(jìn)氣口，所述換熱腔道的另一端設(shè)置有出氣口。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種飛機(jī)表面自動(dòng)加熱裝置，其特征在于，所述換熱腔道為蛇形換熱腔道。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)表面自動(dòng)加熱裝置，其特征在于，尾氣管道為耐高溫管道，所述氣體閥門(mén)為耐高溫氣體閥門(mén)，所述高溫為大于或等于1000攝氏度。
5.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的一種飛機(jī)表面自動(dòng)加熱裝置，其特征在于，所述表面加熱器固定于飛機(jī)表面，且在表面加熱器與飛機(jī)表面之間填充有柔性導(dǎo)熱介質(zhì)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)表面自動(dòng)加熱裝置，其特征在于，所述閥門(mén)控制器按照以下方式工作: 設(shè)定低溫閾值與高溫閾值，低溫閾值小于高溫閾值； 每間隔一定時(shí)間則判斷所述溫度信息是否小于所述低溫閾值，若小于則控制所述氣體閥門(mén)開(kāi)啟，同時(shí)判斷所述溫度信息是否大于高溫閾值，若大于則控制所述氣體閥門(mén)關(guān)閉。
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種飛機(jī)表面自動(dòng)加熱裝置，涉及飛機(jī)表面加熱技術(shù)。本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：包括尾氣管道、氣體閥門(mén)、表面加熱器、溫度傳感器及閥門(mén)控制器。尾氣管道的一端用于收集飛機(jī)尾氣，且尾氣管道的另一端連接至表面加熱器的進(jìn)氣口，且在尾氣管道中還設(shè)置有氣體閥門(mén)。所述表面加熱器用于為飛機(jī)表面加熱。所述溫度傳感器用于采集飛機(jī)表面的溫度并將采集到的溫度信息傳輸給閥門(mén)控制器。本發(fā)明優(yōu)點(diǎn)在于使用飛機(jī)尾氣進(jìn)行飛機(jī)表面加熱，節(jié)省了能耗及成本。
【IPC分類(lèi)】B64D15-04
【公開(kāi)號(hào)】CN104787344
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510193615
【發(fā)明人】董光利, 陳程, 何川, 陳慶, 吳海軍
【申請(qǐng)人】四川正冠科技有限公司
【公開(kāi)日】2015年7月22日
【申請(qǐng)日】2015年4月23日