一种飞机除冰装置的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞机除冰装置，属于机翼除冰技术领域，安装于飞机机翼空腔内，外蒙皮设置有微流射孔，内蒙皮与壁板形成的第一空腔内设置有供气软管；压力调节装置一端与供气软管连接，另一端与发动机引气口连接；供气软管插入外蒙皮、内蒙皮及壁板连接形成的第二空腔内；第二空腔内设置有安全阀。本发明系统结构简单、重量轻；可直接加热蒙皮表面的冰层，除冰效率高；高温高压气流经微喷射孔输送到除冰区域后，会形成一层薄膜，可有效防冰；用气量少，飞机代偿损失小。
【专利说明】
一种飞机除冰装置
技术领域
[0001]本发明属于机翼除冰技术领域，具体涉及一种飞机除冰装置。
【背景技术】
[0002]机翼结冰破坏飞机的气动外形，改变绕流流场，使飞机升力下降、阻力增加、操作性能下降、稳定性降低。飞机结冰严重危及飞行安全，结冰防护系统是结冰气象条件下安全飞行的重要保障之一。
[0003]传统的热气除冰方式主要采用笛型管加热蒙皮的方式，其存在的缺点主要是能量消耗高，系统重量大，增加飞机燃油代偿损失。
【发明内容】
[0004]本发明目的:提供一种以高温高压气体为介质的直接喷气式飞机除冰装置。
[0005]本发明技术方案:一种飞机除冰装置，安装于飞机机翼空腔内，包括:外蒙皮、内蒙皮、供气软管、压力调节装置、安全阀；
[0006]外蒙皮设置有微流射孔，内蒙皮与壁板形成的第一空腔内设置有供气软管;压力调节装置一端与供气软管连接，另一端与发动机引气口连接;供气软管插入外蒙皮、内蒙皮及壁板连接形成的第二空腔内；第二空腔内设置有安全阀。
[0007]优选地，所述外蒙皮、所述内蒙皮为3D打印成型的多支撑空心薄璧。
[0008]优选地，所述微流射孔直径为0.2-0.3mm。
[0009]本发明技术方案优点是:
[0010]1、系统结构简单、重量轻；
[0011 ] 2、可直接加热蒙皮表面的冰层，除冰效率高；
[0012]3、高温高压气流经微喷射孔输送到除冰区域后，会形成一层薄膜，可有效防冰；
[0013]4、用气量少，飞机代偿损失小。
【附图说明】
[0014]图1为本发明一种以气体为介质的除冰装置的一优选实施例的结构示意图。
[0015]图2为本发明所述微流射孔6的结构示意图。
[0016]其中，1-外蒙皮，2-内蒙皮，3-供气软管，4-压力调节装置，5-安全阀，6-微流射孔，7-壁板，8-第一空腔，9-第二空腔。
【具体实施方式】
[0017]为使本发明实施的目的、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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0018]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底” “内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0019]下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明，请参阅图1至图2;
[0020]—种飞机除冰装置，安装于飞机机翼空腔内，包括:外蒙皮1、内蒙皮2、供气软管3、压力调节装置4、安全阀5;
[0021]外蒙皮I设置有微流射孔6，内蒙皮2与壁板7形成的第一空腔8内设置有供气软管3;压力调节装置4 一端与供气软管3连接，另一端与发动机引气口连接;供气软管3插入所述外蒙皮1、内蒙皮2及壁板7连接形成的第二空腔9内；第二空腔9内设置有安全阀5。
[0022]本发明工作原理:来自发动机的高温高压引气，经压力调节装置4，使其出口压力保持在规定范围内(引气温度低时，压力增大)，然后通过耐高温高压软管3输送到内外蒙皮间的腔体内，通过蒙皮上的微射流孔6喷射到防冰区域，可有效阻止过冷水滴、雨、雪花等撞击蒙皮，并对防冰区域直接加热，蒸发掉撞击到蒙皮表面的水滴，当微隐射孔堵塞时，内外蒙皮间的腔体内部压力超标，此时，安全阀门5打开，可有效防止损坏结构。
[0023]本发明系统结构简单、重量轻，可直接加热蒙皮表面的冰层，除冰效率高。高温高压气流经微喷射孔输送到除冰区域后，会形成一层薄膜，可有效防止蒙皮结冰;除冰用气量少，飞机代偿损失小。
[0024]最后需要指出的是: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。
【主权项】
1.一种飞机除冰装置，安装于飞机机翼空腔内，其特征在于，包括:外蒙皮(I)、内蒙皮(2)、供气软管(3)、压力调节装置(4)、安全阀(5); 外蒙皮(I)设置有微流射孔(6)，内蒙皮(2)与壁板(7)形成的第一空腔(8)内设置有供气软管(3);压力调节装置(4) 一端与供气软管(3)连接，另一端与发动机引气口连接;供气软管(3)插入外蒙皮(1)、内蒙皮(2)及壁板(7)连接形成的第二空腔(9)内；第二空腔(9)内设置有安全阀(5)。2.根据权利要求1所述的一种飞机除冰装置，其特征在于:所述外蒙皮(I)、所述内蒙皮(2)为3D打印成型的多支撑空心薄璧。3.根据权利要求1所述的一种飞机除冰装置，其特征在于，所述微流射孔(6)直径为.0.2-0.3mm。
【文档编号】B64D15/04GK106081122SQ201610382853
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年6月1日 公开号201610382853.5, CN 106081122 A, CN 106081122A, CN 201610382853, CN-A-106081122, CN106081122 A, CN106081122A, CN201610382853, CN201610382853.5
【发明人】党晓民, 苗新宇, 何红娥
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所