一种利用机载废热的新型机翼防冰系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种利用机载废热的新型机翼防冰系统，该系统通过管道实现蒙皮换热器、转子式压缩机、蒸发器和电子膨胀阀的连接。在机翼防冰腔中增设了储液器，改变了双蒙皮的结构。本发明系统在无人机上采用蒸发式循环的防冰方式，利用蒸发换热器部件充分吸收机载电子设备的热源热量，并且通过笛形管冲击射流的方式将热量传递给蒙皮跟外界过冷湿空气进行换热，提高蒙皮温度至防冰最低温度，以达到防冰效果。
【专利说明】一种利用机载废热的新型机翼防冰系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种飞机防冰系统，更特别地说，是指一种利用机载废热的新型机翼防冰系统。
【背景技术】
[0002]现代飞机，特别是无人驾驶飞机，由于大量使用了各种电子元器件和电子设备，导致局部发热量大，如不进行有效散热，会严重降低电子设备的工作性能，必须进行散热处理。而飞机在穿过含过冷水滴的云层时，许多部件都可能出现结冰，如机翼、尾翼的前缘、螺旋桨、直升机旋翼叶片、发动机进气口、空速管、挡风玻璃等。无人机大型化是目前的发展趋势，大型无人机飞行高度、速度和飞行航时都得到大幅度提高，从而进入结冰包线中产生结冰现象。
【发明内容】
[0003]为了解决目前机翼热气防冰系统中出现的大量引用发动机引气，造成发动机推力不足的缺陷，本发明提出一种利用机载废热的新型机翼防冰系统。本发明系统在无人机上使用进行防冰具有先天的优势，采用蒸发式循环的防冰方式，利用蒸发换热器部件充分吸收机载电子设备的热源热量，并且通过笛形管冲击射流的方式将热量传递给蒙皮跟外界过冷湿空气进行换热，提高蒙皮温度至防冰最低温度，以达到防冰效果。机翼防冰过程中，本发明系统充分利用了机上应当散热的电子设备、滑油、液压油的余热废热，不需要另外携带冷源、也不需要从发动机引气或电加热，节省了大量引气，提高了发动机推力。
[0004]本发明是一种利用机载废热的新型机翼防冰系统，该系统包括有蒙皮换热器(I)、转子式压缩机(2)、蒸发器(3)和电子膨胀阀(4);
[0005]蒙皮换热器(I)与转子式压缩机(2 )之间采用第二管道(5B )连通；
[0006]蒙皮换热器(I)与电子膨胀阀(4 )之间采用第三管道(5C)连通；
[0007]蒸发器(3 )与转子式压缩机(2 )之间采用第一管道(5A)连通；
[0008]蒸发器(3)与电子膨胀阀(4)之间采用第四管道(5D)连通。
[0009]本发明是一种利用机载废热的新型机翼防冰系统，该系统中的第一管道(5A)内流动的是干饱和蒸汽；第二管道(5B)内流动的是温度不低于100°C的高温热蒸汽；第三管道(5C)内流动的是温度不高于20°C的冷却饱和液体；第四管道(5D)内流动的是降温后的液体。
[0010]本发明利用机载废热的新型机翼防冰系统的优点在于:
[0011]①采用四个通道与蒙皮换热器1、转子式压缩机2、蒸发器3和电子膨胀阀4组成本发明的闭式循环系统，其运用灵活，热源发热量大时，可充分使用热源热量用于防冰；热源热量较少时，可增加压缩机做功，补充防冰所需热流。
[0012]②本发明系统所需部件结构简单，在现有机翼结构中添加储液器，改进了双蒙皮结构；在第三管道5C上设置电子膨胀阀4来进行膨胀降温；利用转子式压缩机2提供的压力使得系统通道具有可循环性。
[0013]③本发明系统利用四个通道形成闭式循环，有效地降低了现有防冰系统的复杂度。
[0014]④本发明系统无需从发动机引气，减少发动机耗气，提高发动机推力。
[0015]⑤本发明系统利用机载设备和发热元器件作为蒸发端冷源，有效利用机上余热废热，节省能量，从而实现了蒸发式循环过程。
【专利附图】
【附图说明】
[0016]图1是本发明利用机载废热的新型机翼防冰系统的结构框图。
[0017]图2是本发明机翼蒙皮换热器的防冰结构图。
[0018]图2A是本发明机翼蒙皮换热器的另一视角防冰结构的图。
[0019]图2B是本发明机翼蒙皮换热器的防冰结构的分解图。
[0020]图2C是图2的A-A剖面图。
[0021]图2D是图2C中的局部放大图。
[0022]图3是本发明机翼蒙皮换热器中的双蒙皮结构体的结构图。
[0023]图4是本发明机翼蒙皮换热器中的储液器的结构图。
[0024]图4A是本发明机翼蒙皮换热器中的储液器的另一视角结构图。
[0025]图4B是图4的A-A剖面图。
[0026]
【权利要求】
1.一种利用机载废热的新型机翼防冰系统，其特征在于:该系统包括有蒙皮换热器(I)、转子式压缩机(2)、蒸发器(3)和电子膨胀阀(4)； 蒙皮换热器(I)与转子式压缩机(2)之间采用第二管道(5B)连通； 蒙皮换热器(I)与电子膨胀阀(4)之间采用第三管道(5C)连通； 蒸发器(3)与转子式压缩机(2)之间采用第一管道(5A)连通； 蒸发器(3)与电子膨胀阀(4)之间采用第四管道(5D)连通。
2.根据权利要求1所述的利用机载废热的新型机翼防冰系统，其特征在于:所述第一管道(5A)内流动的是干饱和蒸汽；所述第二管道(5B)内流动的是温度不低于100°C的高温热蒸汽；所述第三管道(5C)内流动的是温度不高于20°C的冷却饱和液体；所述第四管道(5D)内流动的是降温后的液体。
3.根据权利要求1所述的利用机载废热的新型机翼防冰系统，其特征在于:第一管道(5A)、第二管道(5B)、第三管道(5C)和第四管道(5D)为纯铜管，直径为5~15mm。
4.根据权利要求1所述的利用机载废热的新型机翼防冰系统，其特征在于:蒙皮换热器(I)包括有机翼蒙皮(1A)、笛形管(6B)、双蒙皮结构体(7)、A支撑板(6A)、B支撑板(6C)、储液器(8); 机翼蒙皮(IA)的内壁与双蒙皮结构体(7)、储液器(8)形成防冰腔(9);从笛形管(6B)的喷孔(6B1)中喷射出的热蒸气冲射到机翼蒙皮(IA)的前缘内壁，然后沿箭头方向进行扩散，扩散在防冰腔(9)中的热蒸气经冷却后进入储液器(8)中；· 笛形管(6B)上设有喷孔(6B1);笛形管(6B)的一端与蒸气分配管(6B2)的一端连接，蒸气分配管(6B2)的另一端与第二管道(5B)的一端连接，第二管道(5B)的另一端与转子压缩机(2)的出口端连接； 双蒙皮结构体(7)的中部为通腔(7D)，双蒙皮结构体(7)的基体(7A)上设有弧形限位(7B)、凸起(7E)，该弧形限位(7B)与笛形管(6B)匹配，实现从笛形管(6B)的喷孔(6BI)中喷射出的热蒸气沿弧形壁流动；该凸起(7E)安装在储液器(8)的限位槽(8A)中；双蒙皮结构体(7)的两端分别设有C支撑板(7C)、D支撑板(7F)； A支撑板(6A)设置在蒙皮换热器(I)的一端，B支撑板(6C)设置在蒙皮换热器(I)的另一端; 储液器(8)为内部为T形空腔结构；储液器(8)的一侧板面上设有限位槽(8A)，该限位槽(8A)用于放置双蒙皮结构体(7)的凸起(7E);储液器(8)的另一侧板面上设有抽液孔(8B)，抽液孔(SB)与第三管道(5C)的一端连接；储液器(8)的内部设有T型隔板(SE)，所述的T型隔板(SE)将储液器(8)内部的空腔分成第一腔(SC)和第二腔(8D)，T型隔板(SE)上设有连通孔(8F)。
5.根据权利要求4所述的利用机载废热的新型机翼防冰系统，其特征在于:笛形管(6B)上的喷孔(6B1)为陈列分布，可以在笛形管(6B)的圆周上按照顺排或者叉排设置多个陈列。
6.根据权利要求1所述的利用机载废热的新型机翼防冰系统，其特征在于废热利用原理为: (A)无人机中电子设备及元器件作为产生的热量称为本发明系统的热源，该热源产生的热量记为Qs ；(B)所述热量Qs传递给蒸发器3后，经由蒸发器3内的制冷剂吸收所述热量Qs后发生相变，使得所述热量Qs成为干饱和蒸气Steam3,该干饱和蒸气Steam3经第一管道5A传输给转子式压缩机2 ； (C)所述干饱和蒸气Steam3在负压下被吸入转子压缩机2中，经转子压缩机2后压缩成高温高压的过热气体Steam2,该Steam2经第二管道5B传输给蒙皮换热器I ; (D)蒙皮换热器I充分与外界交换热量达到机翼防冰目的，所述Steam2经过蒙皮换热器I冷却后，冷凝成饱和液体Surface1,该Surface1经第三管道5C传输给电子膨胀阀4 ； (E)所述SUrface1经电子膨胀阀4后，通过膨胀后降温降压成为低干度的湿蒸气Steam4,该Steam4经第四管道传输给蒸发器3,从而完成一个无人机机翼的废热利用闭式循环的防冰 系统。
【文档编号】B64D15/04GK103847968SQ201410077431
【公开日】2014年6月11日 申请日期:2014年3月5日 优先权日:2014年3月5日
【发明者】常士楠, 杨波, 宋妍琳, 冷梦尧, 赵媛媛 申请人:北京航空航天大学