一种结冰探测器的制作方法

本发明属于飞机结冰探测技术领域，具体涉及一种结冰探测器。

背景技术：

飞机结冰是指飞机机体表面某些部分聚集冰层的现象,它主要由云中过冷水滴或降雨中的过冷雨碰到飞机机体后凝固形成的,也可由水汽直接在机体表面凝华而成。

现有技术中，飞机安装的结冰探测棒，具有直观的结冰指示功能，但由于不具有加热功能，因此在飞机飞出结冰区后，若环境温度仍低于冰点温度，会给飞行员造成误导，以为飞机仍处于结冰气象条件。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明提出了一种结冰探测器，至少解决上述背景技术中存在的一个问题。在结冰探测器表面结冰后，会自动给出加热指令，除去表面的冰层，因此能够给出飞行员结冰状况的同时，能够避免飞机飞出结冰区后，结冰探测棒表面的冰层误导飞行员。

本发明结冰探测器，主要包括结冰探测棒本体、第一电路以及第二电路，所述第一电路及第二电路上均设置有加热元件，所述结冰探测棒本体上设置有第一通孔及第二通孔，所述第一电路用于对所述结冰探测棒本体的第一通孔处加热，所述第二电路用于对所述结冰探测棒本体的第二通孔处加热，所述第一电路的第一开关在轮载位于空中状态时接通，在轮载位于地面状态时断开，所述第二电路上设置有串联设置的第二开关、第三开关以及所述第一开关，所述第二开关在第二通孔无气流通过时闭合，反之断开，所述第三开关在所述第一通孔无气流通过时断开，反之闭合，所述第一通孔及第二通孔的轴线方向与飞机飞行时气流流向相同。

优选的是，所述第一通孔处设置有第一杠杆，所述第二通孔处设置有第二杠杆，所述第一杠杆的一端伸入所述第一通孔内，另一端连接所述第三开关，所述第二杠杆的一端伸入所述第二通孔内，另一端连接所述第二开关。

优选的是，所述第一通孔为椭圆形通孔。

优选的是，所述第二通孔为椭圆形通孔。

优选的是，所述第一杠杆的伸入所述第一通孔的一端设置有第一受力件，所述第一受力件为板面结构，板厚方向与所述第一通孔轴线方向一致，当所述飞机起飞后，气流流经所述第一通孔，所述第一受力件受气流推动带动所述杠杆偏转，闭合所述第三开关，无气流流经所述第一通孔时，所述第一受力件在重力作用下断开所述第三开关。

优选的是，所述第二杠杆的伸入所述第二通孔的一端设置有第二受力件，所述第二受力件为板面结构，板厚方向与所述第二通孔轴线方向一致，当所述飞机起飞后，气流流经所述第二通孔，所述第二受力件受气流推动带动所述杠杆偏转，断开所述第二开关，无气流流经所述第二通孔时，所述第二受力件在重力作用下闭合所述第二开关。

本发明提供的自热式结冰探测棒，在其表面结冰后，会自动给出加热指令，除去表面的冰层，因此能够给出飞行员结冰状况的同时，能够避免飞机飞出结冰区后，结冰探测棒表面的冰层误导飞行员。

附图说明

图1为按照本发明结冰探测器的一优选实施例的结构示意图。

图2为本发明图1所示实施例的第一电路连接关系示意图。

图3为本发明图1所示实施例的第二电路连接关系示意图。

其中，1为结冰探测棒本体，2为第一通孔，3为第一杠杆，4为第三开关，5为第二通孔，6为第二杠杆，7为第二开关。

具体实施方式

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。

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。

本发明提出了一种结冰探测器，如图1所示，包括结冰探测棒本体1、第一电路以及第二电路，所述第一电路及第二电路上均设置有加热元件，所述结冰探测棒本体1上设置有第一通孔2及第二通孔5，所述第一电路用于对所述结冰探测棒本体1的第一通孔2处加热，所述第二电路用于对所述结冰探测棒本体1的第二通孔5处加热，所述第一电路的第一开关在轮载位于空中状态时接通，在轮载位于地面状态时断开，所述第二电路上设置有串联设置的第二开关(7)、第三开关4以及所述第一开关，所述第二开关7在第二通孔5无气流通过时闭合，反之断开，所述第三开关4在所述第一通孔2无气流通过时断开，反之闭合，所述第一通孔及第二通孔的轴线方向与飞机飞行时气流流向相同。

参考图1，最右侧的斜线表示飞机左右前风挡中间立柱，自底侧向右上方的多条箭头表示飞机飞行过程中的气流方向。

需要说明的是，第一电路的加热元件主要是对第一通孔2附近加热，为微型加热元件，用于保证第一通孔2不会结冰封闭，第二电路的加热元件为结冰探测棒内设的加热元件，为整个结冰探测棒加热，包括对第二通孔附近加热，以保证第二通孔在结冰封闭时除冰，为对加热原理描述清楚，本实施例此处描述为：所述第二电路用于对所述结冰探测棒本体1的第二通孔5处加热。本领域技术人员应当清楚，此处并非对加热位置的限制。

图2给出了第一电路示意图，图3给出了第二电路示意图，本实施例中，第一电路及第二电路均包含第一开关，这里指同一开关，为方便说明各自在相应电路中的连接关系，采用了两幅电路图，实际应用中，由于均具有同一开关，两个电路相互关联。

本实施例中，参考图1，所述第一通孔2处设置有第一杠杆3，所述第二通孔5处设置有第二杠杆6，所述第一杠杆3的一端伸入所述第一通孔2内，另一端连接所述第三开关4，所述第二杠杆6的一端伸入所述第二通孔5内，另一端连接所述第二开关7。

本实施例中，所述第一通孔及第二通孔均可以设置为椭圆形通孔，特别是第二通孔，设置成椭圆形通孔具有强化气流导流作用、加强所述加热元件除冰效果等优点。

本实施例中，所述第一杠杆3的伸入所述第一通孔2的一端设置有第一受力件，所述第一受力件为板面结构，板厚方向与所述第一通孔轴线方向一致，当所述飞机起飞后，气流流经所述第一通孔，所述第一受力件受气流推动带动所述杠杆偏转，闭合所述第三开关4，无气流流经所述第一通孔时，所述第一受力件在重力作用下断开所述第三开关4。

同理，所述第二杠杆6的伸入所述第二通孔5的一端设置有第二受力件，所述第二受力件为板面结构，板厚方向与所述第二通孔轴线方向一致，当所述飞机起飞后，气流流经所述第二通孔，所述第二受力件受气流推动带动所述杠杆偏转，断开所述第二开关7，无气流流经所述第二通孔时，所述第二受力件在重力作用下闭合所述第二开关7。

以下对飞机三个状态下的电路工作情况进行说明，所述三个状态分别为飞机处于停机状态、飞机起飞后结冰探测棒结冰状态，以及飞机起飞后结冰探测棒未结冰状态。

1)飞机处于停机状态时，第二开关7在第二杠杆6的作用下处于闭合状态，但由于轮载位于“地面”状态，且第一通孔2中的第一杠杆3在自然平衡状态下，使第一开关及第三开关均断开，因此两个加热元件均不加热。

当飞机处于飞行状态，此时轮载为“空中”，若第二通孔5未被冰层堵住，则第二通孔5中的第二杠杆6在气动力的作用下，使第二开关7断开，虽然轮载处于“空中”，且第一通孔2中的第一杠杆3在气动力作用下，使第三开关4闭合，但由于第二开关7断开，因此结冰探测棒本体1内设置的加热元件不加热。

当飞机处于飞行状态，此时轮载为“空中”，若第二通孔5被冰层堵住，则第二通孔5中的第二杠杆6的气动力作用消失，使第二开关7在第二杠杆6自重作用下闭合；由于轮载为“空中”，第一通孔2内表面的加热元件持续加热，使其不会被冰层堵住，使得第一通孔2中的第一杠杆3在气动力作用下，使第三开关4闭合，因此两个加热元件均加热。

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。