一种基于等离子体冲击射流的破除冰方法与流程

本发明属于表面除冰技术、等离子体物理应用技术领域，涉及到一种基于等离子体冲击射流的破除冰方法，用以快速破除各类飞行器或者其他有除冰需求对象的表面积冰。

背景技术：

结冰现象普遍存在于工程实践和应用当中，例如严寒环境下的输电线路，在低温雨雪天气里环境湿度高，大量水气凝聚在导线表面造成覆冰，覆冰时电杆/塔两侧的张力不平衡，会出现倒杆/塔等故障，造成电力系统终断。还有各类飞行器在飞行过程中也容易遭遇结冰，当飞机在低于冰点的结冰气象条件下飞行时，大气中的过冷水滴撞击到飞机表面，很容易在机翼、尾翼、旋翼、进气道、风挡玻璃、天线罩、仪表传感器等部件表面发生结冰现象，不仅增加了飞机的重量，而且破坏了飞机表面的气动外形，改变了绕流流场，破坏了气动性能，容易造成飞行安全事故。

目前实际应用的主要的表面除冰技术有热力除冰法、机械除冰法、被动除冰法等方法。客机通常采用机械、气热或电热的方法来除冰，两者共同点都是破坏冰层和蒙皮间的粘附强度。但是传统机械除冰方法会改变气动外形，且蒙皮振动会导致结构疲劳。

传统热气射流需要管路供应系统，热量利用率较低且引气管路会增加飞机重量，电热防除冰应用范围有限且耗电量大。

另外，在除冰技术的探索上，有人提出采用介质阻挡放电等离子体激励器进行除冰，该方法主要的除冰原理是气体放电的焦耳加热作用，使用的介质阻挡放电等离子体激励器用绝缘胶粘贴在飞行器蒙皮表面易结冰部位，且正负电极有一半暴露在空气当中，存在着改变飞行器气动外形、电极直接与空气接触容易失效、等离子体激励器发热量有限的问题，并且当飞机在恶劣气象条件下飞行时，结冰强度大，结冰速度快，气动危害大，介质阻挡放电等离子体激励器进行除冰除冰速度相对不够。

因而亟需一种更加快速高效的破除冰方法，避免结冰造成的飞机失控失速。

技术实现要素：

为了克服现有技术中的不足，本发明提供一种基于等离子体冲击射流的破除冰方法。本发明提出的等离子体除冰技术易于电参数控制、轻小型化和分布式布局，具有快速、高效、低能耗的特点。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是，

一种基于等离子体冲击射流的破除冰方法，在有除冰需求对象的易结冰区域安装能够喷射高温高动压射流的等离子体激励器，在易结冰区域发生结冰时，利用等离子体激励器产生的周期性高温高动压射流冲击冰层快速振动变形破裂，甚至直接击碎和融化冰层，进行破冰。

进一步地，在有除冰需求对象的易结冰区域中，与该易结冰区域物面平齐安装等离子体激励器和结冰探测器，等离子体激励器和结冰探测器均与一控制器连接，当结冰探测器探测到该易结冰区域物面发生结冰时，控制器控制位于该易结冰区域处的等离子体激励器工作，并控制等离子体激励器的放电功率、频率和工作时间，利用其产生的周期性高温高动压射流冲击冰层快速振动变形破裂，甚至直接击碎和融化冰层，进行破冰。

所述等离子体激励器依靠火花放电产生等离子体加热气体合成射流。它可以获得高速冲击射流。等离子体激励器可以是两电极等离子体激励器，也可以采用三电极离子体激励器。两电极等离子体激励器中的两电极放电产生等离子体，等离子体加热腔内气体，使腔内气体的温度和压力快速升高，升温加压的腔内气体从出口高速喷出，形成速度达数百米每秒的等离子体射流，之后由于高速射流的引射导致腔体负压以及腔内温度和压力的下降，外部气体会重新充填腔体，完成一次脉冲射流，周而复始可形成高频高速高温脉冲射流。

三电极离子体激励器是一种新型的等离子体激励器，增加了点火电极，其由一个开有出口孔缝的绝缘腔体、一对主放电电极和一个点火电极组成。其工作时，首先是点火电极放电在电极间形成等离子体导电通道，触发主电极放电产生等离子体，其后工作过程与两电极激励器相同。实验表明，三电极等离子体激励器加热腔体气体温度近1000K，合成射流速度超过500m/s，与两电极激励器相比，大气压条件下空气击穿电压由3kV/mm下降至0.8kV/mm，能量转换效率提高约4倍，相同放电电压条件下，射流冲量提高1个量级，射流动能提高近2个量级。

上述基于等离子体冲击射流的破除冰方法可应用于飞行器上。在飞行器上有除冰需求对象的易结冰区域如机翼上，与该区域表面齐平安装等离子体激励器和结冰探测器。

一种基于等离子体冲击射流的破除冰系统，包括等离子体激励器、结冰探测器、电源系统与控制器，电源系统为各用电设备提供工作电源。在有除冰需求对象的易结冰区域中，与该易结冰区域物面平齐安装等离子体激励器和结冰探测器，等离子体激励器和结冰探测器均与一控制器连接，所述结冰探测器用于探测到该易结冰区域物面是否发生结冰，并将探测到的信号发送给控制器；控制器根据结冰探测器探测到的信号控制等离子体激励器的工作状态，当结冰探测器探测到该易结冰区域物面发生结冰时，控制器控制位于该易结冰区域处的等离子体激励器工作，并控制等离子体激励器的放电功率、频率和工作时间，利用其产生的周期性高温高动压射流冲击冰层快速振动变形破裂，甚至直接击碎和融化冰层，进行破冰，结冰去除后，结冰探测器将信号反馈至控制器，控制等离子体激励器结束工作。

进一步地，所述等离子体激励器采用三电极离子体激励器。三电极离子体激励器包括激励器正极、激励器负极、点火电极、腔体以及腔体盖板，增加点火电极可以大幅降低激励器工作过程中的空气击穿电压、提高射流动能。腔体盖板上有等离子体激励器的出口，腔体盖板与易结冰区域物面平齐，不影响应用对象的整体表面构型。工作时点火电极放电，在激励器正极、激励器负极间形成等离子体导电通道，触发激励器正极、激励器负极两电极放电产生等离子体，等离子体加热腔体内气体，使腔体内气体的温度和压力快速升高，升温加压的腔体内气体从腔体盖板上的出口高速喷出，形成速度达数百米每秒的等离子体射流，之后由于高速射流的引射导致腔体负压以及腔体内温度和压力的下降，外部气体会重新充填腔体，完成一次脉冲射流，周而复始可形成高频高速高温脉冲射流。

进一步地，所述有除冰需求对象为飞行器，其易结冰区域包括机翼。

本发明采用等离子体冲击射流的方法破除飞行器或者其他对象表面的积冰，避免了传统机械除冰方法会改变气动外形或蒙皮振动导致的结构疲劳问题，避免了传统热气射流需要管路供应系统的问题，以及电热防除冰应用范围有限且耗电量大的问题。具体有以下优点：

1、易于轻小型化。

三电极等离子合成射流激励器自身体积小、质量轻、能量效率高，无机械作动部件，无气源及管路供应系统，无额外加热装置，避免了防除冰系统复杂的结构设计，因此易于轻小型化；

2、易于电参数控制。

三电极等离子合成射流激励器工作时只需消耗电能，通过控制点火电极即可方便实现激励器的启动和频率控制，且工作频带宽、响应迅速因此易于电参数控制；

3、易于分布式布局。

三电极等离子合成射流激励器无复杂的气源管路，只有简单的电源电路，且体积小、环境适应能力强，易于进行分布式布局封装，且不会改变飞行器的结构和气动外形；

4、破除冰速度快。

基于等离子体冲击射流的破冰系统由等离子体激励器、结冰探测器与控制器组成，采用闭环控制，激励器产生的等离子体射流除了有介质阻挡放电等离子体激励器的热效应外，还具有高速高压冲击效应，从结冰到产生冲击射流破除冰，时间短、速度快。

5、能耗低。

等离子体激励器产生的高温高动压脉冲射流，工作时只需消耗电能，破冰时间短、单脉冲射流能耗低，总体能耗也低。

附图说明

图1为本发明基于等离子体冲击射流的破除冰系统示意图；

图2为本发明等离子体激励器立体结构示意图；

图3为本发明等离子体激励器在固定翼飞机机翼分布阵列示意图。

图中各标号表示：

1、等离子体激励器；11、激励器正极；12、激励器负极；13、点火电极；14：腔体盖板；15：出口；16：腔体；2、结冰探测器；3、电源系统；4、控制器；5、机翼。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。

本实施例中选取飞行器上的机翼作为破冰的应用对象，如图1所示，等离子体激励器1和结冰探测器2均安装在机翼5上。机翼5上设置有用于安装等离子体激励器1和结冰探测器2的安装孔。等离子体激励器1以及结冰探测器2安装在机翼5上相应的安装孔内，且等离子体激励器1以及结冰探测器2安装好后其外表面与均与其所在机翼处的机翼表面齐平，即既不会凸出也不会凹进，使得安装了基于等离子体冲击射流的破除冰系统的机翼的气动外形不受影响，整体性好。

等离子体激励器1、结冰探测器2、电源系统3、控制器4一起构成了完整的基于等离子体冲击射流的破除冰系统，能够实现结冰探测、放电决策、快速破冰的功能。电源系统为各用电设备提供工作电源。在有除冰需求对象的易结冰区域中，与该易结冰区域物面平齐安装等离子体激励器和结冰探测器，等离子体激励器和结冰探测器均与一控制器连接，所述结冰探测器用于探测到该易结冰区域物面是否发生结冰，并将探测到的信号发送给控制器；控制器根据结冰探测器探测到的信号控制等离子体激励器的工作状态。当结冰探测器探测到该易结冰区域物面发生结冰时，控制器根据结冰的分布和厚度选择激发相应等离子体激励器1连续工作，并控制等离子体激励器的放电功率、频率和工作时间，利用其产生的周期性高温高动压射流，在机翼内部等离子体射流和外部气流的冲击下，实现机翼表面冰的去除后，结冰探测器2信号反馈至控制器4，控制等离子体激励器1结束工作。

本发明采用的等离子体激励器1是三电极等离子激励器，如图2所示，它有三个电极，分别是激励器正极11、激励器负极12、点火电极13、腔体16以及腔体盖板14，增加点火电极13可以大幅降低激励器工作过程中的空气击穿电压、提高射流动能。腔体盖板14上有等离子体激励器1的出口15，腔体盖板14与机翼5外表面平齐，不影响机翼表面构型。工作时点火电极放电，在激励器正极、激励器负极间形成等离子体导电通道，触发激励器正极、激励器负极两电极放电产生等离子体，等离子体加热腔体内气体，使腔体内气体的温度和压力快速升高，升温加压的腔体内气体从腔体盖板上的出口高速喷出，形成速度达数百米每秒的等离子体射流，之后由于高速射流的引射导致腔体负压以及腔体内温度和压力的下降，外部气体会重新充填腔体，完成一次脉冲射流，周而复始可形成高频高速高温脉冲射流。

在具体实施例中可在机翼易结冰区域布置数个等离子体激励器1；等离子体激励器1平齐嵌入机翼表面，不带来任何寄生阻力，附图3给出了等离子体激励器1在飞机机翼上的整体分布的一个具体例子，在机翼靠近前缘的上下表面各均匀分布了10个等离子体激励器1，在实际应用中，等离子体激励器1的数目、分布和出口角度将根据具体应用对象的需要而优化设置。

本发明可以替代传统的机械除冰、传统热气射流等方法，无传统机械除冰方法带来的改变气动外形或蒙皮振动导致的结构疲劳问题，也无需传统热气射流管路供应系统，在轻小型化、分布式布局、电参数控制等方面具有优势。特别是在恶劣气象条件下物体表面结冰强度极大时，本方法能够实现快速破除冰。本发明首次提出将等离子体冲击射流应用在除冰技术领域，可以广泛应用于各类飞行器或者其他有除冰需求对象的破除冰。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。