一种全新基于主被动耦合的防除冰系统技术方案

本发明专利技术涉及一种全新基于主被动耦合的防除冰系统/装置，属于防除冰领域。该装置主要包括粘合在翼型1上表面的防除冰组合层2，所述防除冰组合层2由超疏水涂层3、保温层4、加热元件5、隔热层6、导热丝7组成，所述隔热层6为最底层，其与翼型1上表面粘合，隔热层6上表面与加热元件5粘合，加热元件5上表面与保温膜4粘合，保温膜4表面开孔将导热丝7暴露于保温膜4表面外部，保温膜4上表面喷涂超疏水涂层3。所述导热丝7沿展向和弦向交错排列，贯穿于超疏水涂层3和保温层4，其下部与加热元件5相连，用于传导加热元件5所产生的热量，尖端暴露于空气中。电源9通过导线实现防除冰过程的周期性加热；本发明专利技术所涉及的一种全新的飞行器主被动耦合防除冰方法由主动防冰方法电热防冰和被动防冰方法超疏水防冰耦合而成。冰方法超疏水防冰耦合而成。冰方法超疏水防冰耦合而成。

【技术实现步骤摘要】
一种全新基于主被动耦合的防除冰系统
[0001]所属领域
[0002]本专利技术涉及一种全新基于主被动耦合的防除冰系统，属于防除冰领域。

技术介绍

[0003]因结冰问题所引发的事故涉及航空航天、电力系统、地面交通等多个领域，给人们的生产生活造成诸多不便。近些年来，飞行事故时有发生,其中因飞机结冰而造成的飞行事故有很多,结冰问题成为威胁航空安全的隐患之一。据统计,2009
‑
2017年,仅8年因飞机结冰而引发的飞行事故占全球所有飞行事故的28％，造成了严重的损失。气动部件结冰所形成的不规则的气动外形会严重影响升阻特性。相关统计数据表明：结冰可使升力降低30％，阻力增加140％。发动机结冰不仅会导致发动机效率降低，甚至引发发动机喘振，更严重会使发动机停车。传感器、风挡和雷达罩等其它部件结冰会影响飞行器信息收集、传输等过程，使飞行员因对飞行器飞行状态的错误判断而导致错误的操作动作，严重威胁飞行安全。对于民用飞行器而言，结冰现象会降低经济效能。风电叶片结冰不仅会使风速和风向的测量出现误差，还会影响气动特性和发电出力，叶片上碎冰掉落对人身安全也会造成威胁。因此，需要对结冰问题进行深入的研究，提出更好的防除冰方法。
[0004]由于结冰现象严重威胁飞行安全，从上世纪四十年代开始，航空界已经开始研究飞行器结冰问题，且提出并应用了热防除冰、液体防冰、机械除冰等多种防除冰方法。热气防除冰一般从发动机的压气机引气，将热量传递到防除冰部件表面，但是该方法大大降低了发动机效率，热气防冰热惯性大，应用前景受到很大限制。电热防除冰通过加热元件产生热量传递至防除冰区，该方法虽然提高了发动机效率，同时也增加了电量的消耗，对于节省能耗没有实质性作用。液体防冰将异丙醇、乙烯乙二醇等防冰液喷洒在易结冰部件表面，该方法主要用于地面防冰，而飞行器飞行时携带防冰液会降低有效载荷，防冰液对飞机表面部件如蒙皮有损害，对环境也有一定的污染性。机械除冰利用机械的方法将冰层与结冰表面的冰层破坏，降低冰的粘附力，在气动力、离心力或者振动作用下除去，如膨胀管除冰因膨胀管凸起破坏气动外形，影响升阻特性。电脉冲除冰虽然降低了能耗，但是由于其高频的振动和蒙皮铆接的工艺，大大降低了蒙皮的使用寿命。除此之外，超疏水防冰、等离子体防除冰等一些新型的防除冰方法也有了进一步的发展，超疏水防冰是利用超疏水材料的润湿特性来达到延迟结冰的目的，在恶劣的飞行条件下不能从根本上防冰。而等离子防除冰利用其电离空气的热效应来实现防除冰，但是该方法需要高压电源来实现，在大型民用客机上的应用性较差。上述新型防除冰方法在防冰效果和使用条件上受限，也仅仅在研究阶段。因此，迫切的需要提出一种全新的防除冰方法，对其进行研究与应用。

技术实现思路
：
[0005]上述大多防除冰方法已经用于飞行器防除冰且效果明显，一些新型的防除冰方法在研究阶段也达到了防除冰目的。防除冰过程所消耗能量过高，经济性差，严重破坏飞行器气动部件的气动特性，这是本专利技术所要解决的技术问题。
[0006]本专利技术的目的是针对当前飞行器防除冰方法缺乏经济性和实用性，提出的一种全新的主动与被动防除冰耦合的飞行器防除冰方法及装置。该新方法具有使在飞行器防除冰过程中降低能耗，提高经济性等优点。
[0007]本专利技术的技术方案是：一种全新的飞行器主被动耦合防除冰系统，主要包括粘合在翼型1上表面的防除冰组合层2，
[0008]所述防除冰组合层2由超疏水涂层3、保温层4、加热元件5、隔热层6、导热丝7组成，所述隔热层6为最底层，其与翼型1上表面粘合，隔热层6上表面与加热元件5粘合，加热元件5上表面与保温膜4粘合，保温膜4表面开孔将导热丝7暴露于保温膜4表面外部，保温膜4上表面喷涂超疏水涂层3。
[0009]所述导热丝7沿展向和弦向交错排列，贯穿于超疏水涂层3和保温层4，其下部与加热元件5相连，用于传导加热元件5所产生的热量，尖端暴露于空气中；
[0010]电源9通过导线实现防除冰过程的周期性加热。
[0011]本专利技术的有益效果如下：本专利技术所涉及的一种全新的飞行器主被动耦合防除冰方法由主动防冰方法电热防冰和被动防冰方法超疏水防冰耦合而成，该方法与已有的超疏水电热复合防冰方法在防冰机理上不同，由上述可知电热防冰所消耗的能耗较大，超疏水防冰在飞行条件下不能从根本上达到防冰效果，将两者结合既能降低能耗又可以达到防冰效果，但是该方法在防冰过程中过冷水滴全部撞击在超疏水表面，需要对整个表面加热才能达到防冰效果。本专利技术将超疏水电热复合防冰方法中的电热防冰进行优化来进一步降低防冰能耗，即将电热膜的面防冰优化为导热丝的点防冰。防冰机理与已有的超疏水电热复合防冰方法也有所不同，当过冷水滴撞向飞行器防冰表面时，过冷水滴撞击到超疏水涂层，由于超疏水涂层的疏水作用，水滴发生弹跳、滚动等行为。水滴接触到导热丝时，由于导热丝的阻挡作用，滚动行为停止，水滴聚集于导热丝尖端，并在尖端成核结冰，形成细小冰粒，此时通过电源加热将大部分热量传导至加热丝尖端，这些细小冰粒在尖端融化，在气动力的作用下，融化后的细小冰粒被气流带走，从而达到防冰的效果，上述防冰现象是已有超疏水电热复合防冰方法所不具备的。另外，由于保温层的保温作用采用加热方式为周期性加热，最大限度的减少能耗；
[0012]本专利技术所涉及的飞行器防除冰方法提出了一种全新的防除冰方法，采用点加热、面保温的形式且与超疏水防冰相结合的方法，即输入的热量用于加热丝尖端融冰，再加上对保温层的周期性加热，使该方法在经济性上具有更大的优势。
附图说明
[0013]图1为实施例中方案的三维示意图；
[0014]图2为实施例中柔性膜组合层三维示意图；
[0015]图3为实施例中各层排布及接线二维示意图；
[0016]图4为实施例中防冰过程示意图；
[0017]图5为实施例中防冰原理局部示意图。
具体实施方式
[0018]本实施例中一种全新的飞行器主被动耦合防除冰系统/装置，由NACA0012翼型1、
防除冰组合层2、超疏水涂层3、保温膜4、加热元件5、隔热层6、导热丝7、导线8、电源9组成；
[0019]NACA0012翼型1上表面与防除冰组合层2下表面相粘合，防除冰组合层2由超疏水涂层3、保温层4、加热元件5、隔热层6、导热丝7组成，NACA0012翼型1上表面与隔热层6粘合，隔热层6上表面与加热元件5粘合，加热元件5上表面与保温膜4粘合，保温膜4表面开孔将导热丝7暴露于保温膜4表面外部，保温膜4上表面喷涂超疏水涂层3，过冷水滴在防除冰组合层上表面上部滴落。
[0020]所述的一种全新的飞行器主被动耦合防除冰系统/装置，由主动防冰方法(电加热防除冰)和被动防冰方法(超疏水防冰)两个防除冰系统组成；
[0021]所述NACA0012翼型1弦长400mm，展向长度300mm，材料为铝合金；
[0022]所述防除冰组合层2沿弦向长度300mm，沿展向长度300mm，为柔性膜组合层，由超疏水涂层3、保温层4、加热元件5、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种全新的飞行器主被动耦合防除冰系统，其特征在于，主要包括粘合在翼型1上表面的防除冰组合层2，所述防除冰组合层2由超疏水涂层3、保温层4、加热元件5、隔热层6、导热丝7组成，所述隔热层6为最底层，其与翼型1上表面粘合，隔热层6上表面与加热元件5粘合，加热元件5上表面与保温膜4...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘欣乐，蔡晋生，李文丰，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：