专利名称：飞机防冰系统电加温前缘的装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种飞机防水系统的装置，特别是涉及一种飞机 防冰系统电加温前缘的装置。
背景技术：
当空气温低于5。C时，云、雾、降雨、降雪等均可能使飞机表面 结水。飞机表面结冰，会给飞机的飞行性能带来不良影响，应予以防 止或及时清除，否则会危及飞行安全。防冰系统装置的作用就是在保 持飞机正常的气动外型前提下，防止飞机表面在可能结水的气象条件 下结冰或除去已结成的水。
飞机需要防冰的部位有机翼前缘、缝翼前缘、尾翼前缘、发动 机进气道和导向器叶片及整流罩、驾马吏抢风当玻璃等部位。对于运输
机和轰炸才几的防冰前纟彖:接加热方式不同，分为热空气加温和电加温两 种。飞机设计时按飞机结构方式确定， 一般情况下，当发动机悬挂在 机翼上，机翼前缘、缝翼前级采用热空气加温，而尾翼前缘则采用电
加温，例如伊尔-76、运-8等；当发动机悬挂于机身后部，缝翼前 缘采用电加温，而尾翼前缘则釆用热空气加温，如图-154等。原俄 罗斯产电加温前缘装置用于防止飞机表面在可能结水的气象条件下 结水或除去已结成的冰确实发挥了作用，但是，由于这类装置在结构 设计、工艺装配及材料选择上存在一定局限，致使经过一段时间的使 用后，绝缘材料烧坏、鼓泡、开胶、加温元件烧穿等故障频频发生，
电加温前缘失效，不能保证飞机的正常飞行。
发明内容
本实用新型涉及的飞机防水系统电加温前缘的装置，其目的就是 为了克服已有技术的缺陷，经过多年潜心研究和反复试验，在已有技 术的基础上，在结构设计、工艺加工和选材上作了较大的改进和创新， 提供一种构思新颖、耐潮性和绝缘性能良好、可靠性高的飞机防水系 统电加温前缘的装置。
为了实现上述的目的，本实用新型的技术方案是这样的该装置 由发动机、发电机、中央配电装置、机抢配电装置、程序机构、控制 保护装置、接线柱，操纵和信号显示装置和电加温前缘构成。发电机 装在发动机上，发电机发出的电通过导线连接将电依次输送给中央配 电装置、机抢配电装置、程序机构、控制保护装置、接线柱，操纵及 信号显示装置。其特征是，该装置的电加温前缘由3至13个独立的 可拆卸段组成，每个独立的可拆卸段中间装有接线柱，从接线柱输入 的电直接输送给电加温前缘的可拆卸段，可拆卸段内的电加温元件接 受到电后立即产生热效应并给飞机表面加热，实现防止结冰或除去已 结成冰的效果；每个独立的可拆卸段通过螺钉固定在飞机翼梁上，在 每个可拆卸段上装有3至14件肋骨，肋骨用来保持飞机的气动外形， 肋骨铆接在翼梁上或胶接在每个可拆卸段上。电加温前缘的每个可拆 卸段均为多层结构，它由内蒙皮、内绝缘层、电加温元件、外绝缘层 和外蒙皮经胶膜连接而成。
本实用新型所称的飞机防水系统电加温前缘的装置，其特征是，
内绝缘层由内面绝缘层和内表面绝缘层组成；外绝缘层由外面绝缘层 和外表面绝缘层组成。
本实用新型所称的飞机防冰系统电加温前缘的装置，其特征是， 电加温前缘由13个独立的可拆卸段组成，其中5个可拆卸段为垂直 安定面电加温前纟彖，其余的8个独立的可拆卸段为水平安定面电加温 前缘，分别对称配置在尾翼左右两侧，即尾翼左侧为4个可拆卸段， 尾翼右侧为4个可拆卸段。
本实用新型所称的飞机防水系统电加温前缘的装置，其牲是，电 加温前缘由10个独立的可拆卸段组成，分别对称配置在缝翼左右两 侧各5个可拆卸段。
本实用新型所涉及的飞机防冰系统电加温前缘的装置，具有构思 新颖、设计合理、选材容易、工艺规范、无环境污染，易于形成工业 化批量生产。该装置使用的绝缘材料由玻璃纤维改为BMS8-79, 1581 和BMS8-79, 120预浸料；胶粘剂由BK-9胶液改为BMS5-101, 10级 胶膜；复合材料成形方法由干法成形改为湿法成形，提高了产品的耐 潮性和绝缘性；该装置中由于设置了控制保护装置和程序机构，用于 控制加温元件各部分的通断电，这样既保护加温元件不被烧坏，又实 现加热充分、节省电能的效果。实践检验表明，装置的各项性能良好， 改变了在役飞机电加温前缘故障率高，外场排放频繁的现象，提高了 可靠性，可以有力地保证部队日常训练和执行任务的需要，具有明显 的经济效益和军事效益。该装置可以广泛应用于各种类型的运输机和 轰炸机电加温前缘等领域。
图1:飞机防冰系统电加温前缘的装置结构示意图2:如图1所示飞机防冰系统电加温前缘的装置的水平安定面 电加温前缘配置图3:如图1所示飞机防冰系统电加温前缘的装置的垂直安定面 电加温前纟彖配置图4:如图1所示飞机防水系统电加温前缘的装置的电加温前缘 的可拆卸段结构示意图。
具体实施方式
本实用新型所称的飞机防冰系统电加温前缘的装置，结合附图1 至4，对其具体实施方式
详细名又述如下
实施例l:该装置由发动机l、发电机2、中央配电装置3、机抢 配电装置4、程序机构5、控制保护装置6、接线柱20，操纵及信号 显示装置21和电加温前缘构成；发电机2安装在发动机1上，发电 机2发出的电通过导线连接依次输送给中央配电装置3、机抢配电装 置4、程序机构5、控制保护装置6、接线柱20、操纵及信号显示装 置21。其特征是，电加温前缘由13个独立的可拆卸段组成，其中5 个独立的可拆卸,殳7、 8、 9、 10、 11为垂直安定面电加温前缘，其余 的8个独立的可拆卸段为水平安定面电加温前缘，分别对称配置在飞 机尾翼左右两侧，即尾翼左侧为4个独立的可拆卸段12、 13、 14、 15,尾翼右侧为4个独立的可拆卸段16、 17、 18、 19;每个独立的 可拆卸段中间安装有接线柱20， 从接线柱20输入的电直接输送给
电加温前缘的每个独立的可拆卸段，可拆卸段内的电加温元件接受到
电后立即产生热效应并给飞机表面加热，实现防冰的效果；每个独立 的可拆卸段通过螺钉固定在飞机的翼梁上，在每个可拆卸段上安装有 5件肋骨29，肋骨29起到保持飞机的气动外形的作用，肋骨29铆接 在翼梁上；电加温前缘的每个可拆卸段均为多层结构，它由内蒙皮 22、内面绝缘层23、内表面绝缘层24、电加温元件25、外表面绝缘 层26和外面绝缘层27用BMS5-101， 10级胶膜一层一层地胶接而成， 内面绝缘层23和内表面绝缘层24用BMS8-79, 1581预浸料制成，外 表面绝缘层26和外面绝缘层27用BMS8-79, 120预浸料制成。当温 度高于-2(TC时，用IIMK-21C程序机构5控制水平安定面和垂直安定 面电加温前缘的通断电；当温度低于-2(TC时，用ITMK-21TB11程序 机构5控制水平安定面和垂直安定面电加温前纟彖的通断电。防水工作 只允许在飞机飞行中接通，在地面，前缘没有较好的散热条件， 一般 不允许力口热工作。
实施例2:该装置的电加温前缘由10个独立的可拆卸^a组成， 分别对称配置在缝翼30左右两侧各5个独立的可拆卸段。其它的技 术特征与实施例1相同。
权利要求1.一种由发动机(1)、发电机(2)、中央配电装置(3)、机舱配电装置(4)、程序机构(5)、控制保护装置(6)、接线柱(20)，操纵及信号显示装置(21)和电加温前缘构成的飞机防冰系统电加温前缘的装置，发电机(2)装在发动机(1)上，发电机(2)通过导线连接将电依次输送给中央配电装置(3)、机舱配电装置(4)、程序机构(5)，控制保护装置(6)、接线柱(20)，操纵及信号显示装置(21)，其特征是，电加温前缘由3至13个独立的可拆卸段组成，每个独立的可拆卸段中间装有接线柱(20)并且通过螺钉固定在飞机翼梁上，在每个可拆卸段上装有3至14件肋骨(29)，肋骨(29)铆接在翼梁上或胶接在可拆卸段上；电加温前缘的每个可拆卸段均为多层结构，由内蒙皮(22)、内绝缘层、电加温元件(25)，外绝缘层和外蒙皮(28)经胶接而成。
2. 根据权利要求1所述的飞机防冰系统电加温前缘的装置，其特 征是，内绝缘层由内面绝缘层(23)和内表面绝缘层(24)组成；外 绝缘层由外表面绝缘层(26)和外面绝缘层(27)组成。
3. 根据权利要求1或2所述的飞机防冰系统电加温前缘的装置， 其特征是，电加温前缘由13个独立的可拆卸段组成，其中5个可拆 卸段(7、 8、 9、 10、 11 )为垂直安定面电加温前缘，其余的8个独 立的可拆卸段为水平安定面电加温前缘，分别对称配置在尾翼左右两 侧，即尾翼左侧为4个可拆卸段(12、 13、 14、 15),尾翼右侧为4 个可拆卸段(16、 17、 18、 19)。
4.根据权利要求1或2所述的飞机防冰系统电加温前缘的装置， 其特征是，电加温前缘由10个独立的可拆卸段组成，分别对称配置在缝翼(30 )左右两侧各5个可拆卸段。
专利摘要本实用新型涉及一种飞机防冰系统电加温前缘的装置。该装置由发电机、配电装置、程序机构、接线柱、操纵及信号显示装置和电加温前缘等构成。其特征是，电加温前缘由3至13个可拆卸段组成，每个可拆卸段中间装有接线柱并通过螺钉固定在飞机翼梁上；每个可拆卸段为多层结构，由内、外蒙皮，内、外绝缘层和电加温元件经胶接而成。该装置具有构思新颖、设计合理、工艺规范、性能良好、可靠性高、节能无污染，可形成工业化规模生产等特点。该装置可以广泛地应用于各种类型的运输机和轰炸机电加温前缘等领域。
文档编号B64D15/12GK201195594SQ20082006683
公开日2009年2月18日 申请日期2008年4月30日 优先权日2008年4月30日
发明者代学桂, 援 李, 杨永强 申请人:凌云科技集团有限责任公司