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专利名称：一种飞行器机翼检测除冰装置

专利类型：发明专利

专利申请号：CN202411087572.8

专利申请（专利权）人：中国民用航空飞行学院
权利人地址：四川省德阳市广汉市南昌路四段46号

专利发明（设计）人：张艳艳,朱新宇,田璐,曹雨,黄术军,乔千木,赵鹏,袁建成,翟堃志,张栩铭

专利摘要：本发明涉及一种飞行器机翼检测除冰装置，涉及飞行器领域，包括加热膜、内壳、检测盒、外探片、滑柱、压力传感器和气囊，加热膜沿机翼长度方向间隔贴附在机翼前侧内壁面上，加热膜通电产生不低于60℃的温度；内壳固连在加热膜内，检测盒固连在内壳内，压力传感器固定在检测盒内；机翼上开设有检测孔，外探片滑动连接在检测孔内，滑柱滑动连接在内壳上，滑柱一端与外探片固连，滑柱另一端与压力传感器动态接触；气囊位于滑柱外侧且与外探片抵接以使外探片与滑柱向远离压力传感器的方向移动，本发明具有通过压力和温度同时检测机翼是否结冰，且能够通过两种方式对机翼进行除冰，提升除冰效率的优点。

主权利要求：
1.一种飞行器机翼检测除冰装置，其特征在于：包括加热膜（1）、内壳（2）、检测盒（3）、外探片（4）、滑柱（5）、压力传感器（6）和气囊（7），加热膜（1）沿机翼（9）长度方向间隔贴附在机翼（9）前侧内壁面上，加热膜（1）通电产生不低于60℃的温度；内壳（2）固连在加热膜（1）内，检测盒（3）固连在内壳（2）内，压力传感器（6）固定在检测盒（3）内；机翼（9）上开设有检测孔（92），外探片（4）滑动连接在检测孔（92）内，滑柱（5）滑动连接在内壳（2）上，滑柱（5）一端与外探片（4）固连，滑柱（5）另一端与压力传感器（6）动态接触；气囊（7）位于滑柱（5）外侧且与外探片（4）抵接以使外探片（4）与滑柱（5）向远离压力传感器（6）的方向移动。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器机翼检测除冰装置，其特征在于：加热膜（1）采用聚酰亚胺或硅橡胶复合材料，加热膜（1）内埋设有电热丝（8）。
3.根据权利要求2所述的一种飞行器机翼检测除冰装置，其特征在于：机翼（9）内腔布设有多组外套管（11），外套管（11）一端固连在内壳（2）上，外套管（11）另一端固连在飞行器控制系统处，外套管（11）内穿有与压力传感器（6）连接的线缆和与气囊（7）连接的充气管（13）。
4.根据权利要求3所述的一种飞行器机翼检测除冰装置，其特征在于：内壳（2）内位于检测盒（3）一侧固连有温度传感器（21），温度传感器（21）上的线缆穿入外套管（11）内。
5.根据权利要求4所述的一种飞行器机翼检测除冰装置，其特征在于：机翼（9）内固连有热气管（12），热气管（12）一端连接在内壳（2）上，热气管（12）另一端连接在飞行器发动机上。
6.根据权利要求5所述的一种飞行器机翼检测除冰装置，其特征在于：单片加热膜（1）内设有两组内壳（2），两组内壳（2）直接开设有热气通道（22）以使一组内壳（2）上的热气管（12）进气，另一组内壳（2）上的热气管（12）出气。 说明书 : 一种飞行器机翼检测除冰装置技术领域[0001] 本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行器机翼检测除冰装置。背景技术[0002] 飞行器在结冰气象条件下飞行时会发生结冰现象，机翼若结冰会降低飞行器的升阻比，飞机的飞行品质会变差。如图1所示，机翼的结冰位置主要分布在机翼的前端，根据空气中含水量以及温度等因素在机翼前会产生不同的冰层分布。现有的结冰检测方式较多，例如传感器检测或摄像类等，但实际应用的方式基本只采用一种，若该类检测方式出现故障则无法再对机翼是否结冰产生准确判断。另外除冰方式也较为单一，目前已投入使用的方法是将发动机内的热气流通入机翼内，利用热气流的热量将机翼上的冰层融掉，而这种方式会影响发动机的推力，对飞行器的飞行安全造成一定影响。[0003] 因此，针对以上不足，需要提供一种飞行器机翼检测除冰装置。发明内容[0004] （一）要解决的技术问题[0005] 本发明要解决的技术问题是解决机翼上检测结冰以及除冰的方式单一的问题。[0006] （二）技术方案[0007] 为了解决上述技术问题，本发明提供了一种飞行器机翼检测除冰装置，包括加热膜、内壳、检测盒、外探片、滑柱、压力传感器和气囊，加热膜沿机翼长度方向间隔贴附在机翼前侧内壁面上，加热膜通电产生不低于60℃的温度；内壳固连在加热膜内，检测盒固连在内壳内，压力传感器固定在检测盒内；机翼上开设有检测孔，外探片滑动连接在检测孔内，滑柱滑动连接在内壳上，滑柱一端与外探片固连，滑柱另一端与压力传感器动态接触；气囊位于滑柱外侧且与外探片抵接以使外探片与滑柱向远离压力传感器的方向移动。[0008] 作为对本发明的进一步说明，优选地，加热膜采用聚酰亚胺或硅橡胶复合材料，加热膜内埋设有电热丝。[0009] 作为对本发明的进一步说明，优选地，机翼内腔布设有多组外套管，外套管一端固连在内壳上，外套管另一端固连在飞行器控制系统处，外套管内穿有与压力传感器连接的线缆和与气囊连接的充气管。[0010] 作为对本发明的进一步说明，优选地，内壳内位于检测盒一侧固连有温度传感器，温度传感器上的线缆穿入外套管内。[0011] 作为对本发明的进一步说明，优选地，机翼内固连有热气管，热气管一端连接在内壳上，热气管另一端连接在飞行器发动机上。[0012] 作为对本发明的进一步说明，优选地，单片加热膜内设有两组内壳，两组内壳直接开设有热气通道以使一组内壳上的热气管进气，另一组内壳上的热气管出气。[0013] 作为对本发明的进一步说明，优选地，飞行器起飞前，将气囊内的气体抽出，使用风机向各个检测孔吹气，采集压力传感器数据与预设数据进行对比，以判断检测孔内是否堵塞，外探片和滑柱是否工作正常。[0014] 作为对本发明的进一步说明，优选地，电热丝通电加热10min若气囊和压力传感器传回的数据达不到预设范围，开启热气管向内壳内通入发动机内经换热后的热空气。[0015] 作为对本发明的进一步说明，优选地，温度传感器持续开启以持续分析当前机翼的温度变化，以提前通入或关闭电热丝电流以及热气管内热空气。[0016] （三）有益效果[0017] 本发明的上述技术方案具有如下优点：[0018] 本发明通过将检测压力以及检测温度相结合的方式对机翼是否结冰能够进行更为准确的判断，同时相比传统的开放式检测压力，本发明能够避免异物进入，避免传感器产生误判。此外利用电热丝通电加热进行除冰，配合加热膜的高导热性能，能够实现只在结冰时工作，无需从起飞时持续工作，节省能源，且结合原有的除冰方式，实现双保险的作用，为飞行器的飞行提供更为安全的环境。附图说明[0019] 图1是机翼在不同环境下的结冰位置和结构；[0020] 图2是本发明的分布位置图；[0021] 图3是本发明的侧视图；[0022] 图4是本发明的外套管分布图；[0023] 图5是本发明的检测孔结构图；[0024] 图6是本发明的局部剖面图；[0025] 图7是本发明的截面图。[0026] 图中：1、加热膜；11、外套管；12、热气管；13、充气管；2、内壳；21、温度传感器；22、热气通道；3、检测盒；4、外探片；5、滑柱；6、压力传感器；7、气囊；71、气嘴；8、电热丝；9、机翼；91、内构件；92、检测孔。具体实施方式[0027] 为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。[0028] 一种飞行器机翼检测除冰装置，结合图5、图6，包括加热膜1、内壳2、检测盒3、外探片4、滑柱5、压力传感器6和气囊7，加热膜1沿机翼9长度方向间隔贴附在机翼9前侧内壁面上，内壳2固连在加热膜1内，检测盒3固连在内壳2内，压力传感器6固定在检测盒3内；机翼9上开设有检测孔92，外探片4滑动连接在检测孔92内，滑柱5滑动连接在内壳2上，滑柱5一端与外探片4固连，滑柱5另一端与压力传感器6动态接触；气囊7位于滑柱5外侧且与外探片4抵接。[0029] 结合图2、图5，加热膜1为柔性片状结构，加热膜1采用聚酰亚胺或硅橡胶复合材料，优选采用聚酰亚胺，其能够耐受高达400℃以上的高温，正常使用的温度范围为?200～600℃，并且具有良好的绝缘性能，此外在聚酰亚胺内可混入氮化硼以提升导热性能。加热膜1内埋设有电热丝8，电热丝8呈螺旋状分布，电热丝8通电后升温，可使加热膜1产生不低于60℃的温度，配合加热膜1良好的导热性能，使得电热丝8通电产生的热量能够更好地向外扩散，使机翼9外的冰层能够更快融化。[0030] 结合图3、图5，内壳2为方形固体壳体，内壳2一角处固连有外套管11，机翼9内腔布设有多组外套管11，外套管11一端固连在内壳2上，外套管11另一端固连在飞行器控制系统处，外套管11内穿有与压力传感器6和电热丝8相连的电线以及与气囊7相连的充气管13。设置外套管11方便理线，同时在维护和修理过程中通过每根外套管11上标记的内容即可快速找出故障区域的线和管，能够更快地进行更换维护。内壳2内位于检测盒3一侧固连有温度传感器21，温度传感器21优选薄膜式温度传感器，温度传感器21上的线缆也穿入外套管11内并与飞行器控制系统电性连接。机翼9内固连有热气管12，热气管12一端连接在内壳2上，热气管12另一端连接在飞行器的发动机上，单片加热膜内设有两组内壳，两组内壳直接开设有热气通道22以使一组内壳上的热气管进气，另一组内壳上的热气管出气，机翼9内设有作为加强筋的内构件91，外套管11和热气管12均通过箍环固连在内构件91上，以避免机翼振动导致外套管11和热气管12断裂。[0031] 结合图4、图6，检测盒3为半圆形壳体，外探片4为圆形金属片，滑柱5为圆柱状金属柱体，检测孔92通过内腔扩孔以形成倒T形结构，环形的气囊7布置在检测孔92口径大的内腔中，外探片4通过螺栓与滑柱5固定连接且滑柱5一端穿过机翼9伸入检测盒3内，以使检测孔92基本封闭。结合图7，气囊7底部一侧固连有气嘴71，充气管13套在气嘴71外并在充气管13外箍有箍环，以使充气管13与气囊7稳定连接，通过充气管13向气囊7内充入不小于0.1MPa的压力，以使外探片4与滑柱5向远离压力传感器6的方向移动，此时滑柱5不与压力传感器6接触。充气管13内优选充入氮气。[0032] 通过上述设置，使用压力传感器6、气囊7内的压力变化和温度传感器21共同对机翼是否结冰进行多个指标的判断，即利用温度传感器21检测机翼9表面温度，利用压力传感器6判断检测孔92是否被堵，利用气囊7判断外探片4是否被冻结，若检测到的温度低于冰点且检测孔92被堵或外探片4被冻结无法移动，则可明确判断为机翼9表面已经结冰，此时即可向电热丝8通电对机翼9表面加热，只要与机翼9外表面接触的冰层融化，在风力的作用下其余冰层能够在表面水的润滑下与机翼9完全脱离，实现良好的除冰效果。[0033] 本发明还提供一种飞行器机翼检测及除冰方法，包括以下步骤：[0034] Ⅰ.飞行器起飞前，将气囊7内的气体抽出，使用风机向各个检测孔92吹气，采集压力传感器6的数据与预设的风机数据进行对比，以判断检测孔92内是否堵塞，外探片4和滑柱5是否工作正常。若压力传感器6输出的数据经换算后与风机的工作功率基本相同，则说明检测孔92内无异物，外探片4和滑柱5能够顺利滑动。若某个压力传感器6数据与预设数据差距较大，则需要对该区域的检测孔92进行检修，可通过外接设备向该处检测孔92内的气囊7充气，观察外探片4的移动情况，以判断是否是进入异物或机翼9在该处是否产生形变对外探片4产生了挤压等问题。[0035] Ⅱ.在确保无问题后，飞行器起飞，飞行过程中在风阻的作用下外探片4被推入机翼9内以使滑柱5与压力传感器6抵接，压力传感器6将信号传至控制系统内。同时温度传感器21将检测到的实时温度也传回控制系统内。[0036] Ⅲ.飞行过程中气囊7收缩，根据检测充气管13内压力，将数据传至控制系统内与压力传感器6传入的数据进行对比，以判断当前机翼9是否结冰。当气囊7压力增加且压力传感器6数据增加，即使温度传感器21检测到的温度低于冰点，说明目前还未形成对机翼9产生影响的冰层，无需向电热丝8通电以节省能源。[0037] Ⅳ.在飞行器正常飞行的状态下，若气囊7内压力逐渐恢复，压力传感器6的压力逐渐变。沽Υ衅6和气囊7上检测到的压力均低于预期值，同时温度传感器21检测到温度达到冰点，说明机翼9表面已经开始结冰，且有可能会影响机翼9的升力，则向该处的加热膜1内电热丝8通电加热，以使机翼9表面升温至不低于60℃。此时可使该处机翼9外表面的冰层融化，并在风力作用下将其余冰块吹离机翼9。另外，电热丝8通电加热10min后若气囊7和压力传感器6传回的数据达不到预设范围，开启热气管12向内壳2内通入发动机内经换热后的低于120℃的热空气，利用热空气的迅速传导对机翼9进行全面加热，以免冰层过厚电热丝8无法快速消除而影响机翼9的升力。[0038] Ⅴ.待气囊7上检测到的压力值与压力传感器6上检测到的压力值增加，并符合设定范围，电热丝8继续加热0.5～1h后断电以完成彻底除冰。此外，温度传感器21持续开启以持续分析当前机翼9的温度变化，以提前通入或关闭电热丝8电流以及热气管12内的热空气，以降低能源消耗以及避免对发动机造成影响。[0039] 综上所述，本发明利用压力传感器6、温度传感器21和气囊7的内压力对机翼9是否结冰进行多重指标的判断，相比传统的单一检测判断方式更为准确，也比传统的温度低于冰点就降温更为节省能源，进而能够减少油耗。此外利用气囊7还能充当复位弹簧的作用，使外探片4和滑柱5能够自动复位，气囊7还能充当密封圈的作用，避免外界颗粒进入检测孔92深入增加清洗难度，同时能够允许外探片4外径小于检测孔92口径，以免外探片4与检测孔92尺寸相同时机翼9稍微形变将外探片4完全卡死的问题。另外外探片4还能保护气囊7不会被产生的冰刺扎破，提升气囊7的使用寿命。此外利用电热丝8和热气管12对机翼进行双重方式进行除冰，提升除冰效果，另外配合多区域分布的加热膜1，能够对机翼9进行局部加热，相比传统的直接对机翼整体加热所消耗的能源更少，除冰效果更好，能够为飞行器的飞行提供更为安全的环境。[0040] 最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

专利地区：四川

专利申请日期：2024-08-09

专利公开日期：2024-11-22

专利公告号：CN118579271B