一种石墨烯复合材料直升机旋翼防除冰装置及制作方法与流程

本发明涉及旋翼除冰领域，具体的，涉及一种采用石墨烯掺杂复合材料的旋翼基体防除冰装置及制作方法。

背景技术：

结冰一直是直升机飞行安全的重大威胁。当直升机遇到低温，雨雪等恶劣飞行条件时，如果空气中液态水含量较高，旋翼基体等关键部件便有结冰的风险。旋翼上的积冰，会改变旋翼的气动外形，导致飞行性能下降,升力减小，阻力增大，燃油消耗增多，同时还会破坏旋翼平衡，引起振动，这对直升机来说非常危险。具体来说，结冰后翼型的升力系数降低，阻力系数增大。积冰破坏了旋翼表面的气动外形，进而影响到旋翼周围的绕流流场，导致升力系数下降,在升力系数下降的同时，积冰还会导致阻力系数的上升，且阻力系数的变化更为明显。翼型阻力是由摩擦阻力和压差阻力两个部分组成，结冰会使这两部分阻力都增加。积冰影响飞机的操纵性，还会引起主旋翼失稳，导致严重的振动和控制困难。另外，由于旋翼沿展向和周向结冰状况不同，这使得机轴在不平衡的状态下运转，加速了机件的磨损，降低了工作可靠性。

在众多的除冰方法中，电热除冰是最可靠，最常用的除冰方法之一。电热除冰装置依靠电热元件，将电能转化为热能，使冰融化，从而达到除冰目的，但目前的电热除冰装置在工作过程中会消耗大量的电能，这对直升机来说是一个很大的负担。

石墨烯被认为是一种革命性的材料，具有非常好的力学性能和传热性能，将其掺杂进复合材料中，可以大幅改善复合材料的多项性能。因此，可以利用石墨烯掺杂的复合材料制作防除冰组件，提高传热性能，提高能量利用率，降低能耗，同时还可以提高材料的强度。发明人认为，现有的旋翼选用的材料和结构均限制了旋翼基体在防结冰方面性能发挥。

技术实现要素：

针对现有的旋翼基体容易结冰，去冰困难的不足，本发明旨在提出一种采用石墨烯掺杂复合材料的旋翼基体防除冰装置，采用特殊排布的加热部件与传热、隔热部件，实现了对于旋翼加热效率的提高，利于提高旋翼的除冰效率。

本发明的第一目的，是提供一种用石墨烯掺杂复合材料的旋翼基体防除冰装置。

本发明的第二目的，是提供所述的用石墨烯掺杂复合材料的旋翼基体防除冰装置的制作方法。

为实现上述发明目的，本发明公开了下述技术方案，

首先本发明公开了一种石墨烯复合材料直升机旋翼防除冰装置，包括蒙皮、绝缘传热层、加热层和绝缘隔热层，蒙皮、绝缘传热层、加热层和绝缘隔热层沿弦向由外到内依次排列；

蒙皮、绝缘传热层、加热层和绝缘隔热层贴合形成外缘体，外缘体整体加热固化成旋翼前缘形状，外缘体安装在旋翼基体上。

进一步，所述绝缘传热层的材质为石墨烯掺杂玻璃纤维/环氧树脂复合材料。

进一步，所述绝缘传热层厚度为2～6mm。

进一步，所述的加热层包括多条电阻丝，每条电阻丝沿旋翼展向分布。

进一步，所述多条电阻丝中的每一条均具有多个形状相同的折弯部；

折弯部呈t字状，由电阻丝折弯多次形成。

进一步，所述呈t字状的折弯部包括呈t字状垂直连接的第一槽状部和第二槽状部，第一槽状部的宽度与第二槽状部的长度相等，第一槽状部的长度为第二槽状部宽度的三倍。

进一步，折弯部的第一槽状部的长度，沿旋翼内端到旋翼外端的方向依次减小，同时折弯部的密度沿旋翼内端到旋翼外端的方向增大。

进一步，所述第一槽状部的长度变化为线性变化，第一槽状部的长度的取值范围为15～30mm。

进一步，所述外缘体与旋翼基体通过结构胶粘合。

其次，本发明还公开了石墨烯复合材料直升机旋翼防除冰装置的制作方法，采用整体固化成型方法制成，先将蒙皮、绝缘传热层、加热层和绝缘隔热层依次铺设至呈旋翼前缘形状的模具中，然后合模加热固化。

本发明的除冰原理是，绝缘传热层通过掺杂石墨烯提高材料的传热能力，从而能够提高传热效率，便于传递电阻丝的热量；此外通过对电阻丝的折弯以及折弯密度调整，使旋翼表面受热较为均匀全面，更加合理，在单位面积内能够产生较多热量，快速融化旋翼表面积冰。

与现有技术相比，本发明取得了以下有益效果，

1)本发明绝缘传热层采用的材料为石墨烯/玻璃纤维/环氧树脂复合材料，通过掺杂石墨烯提高材料的传热能力，从而能够提高传热效率，减少能耗，而且主要结构都是采用复合材料制成，能够在减轻重量的同时，提高强度；

2)本发明将电阻丝排列具有呈t形的折弯部，使旋翼表面受热较为均匀，同时在单位面积内能够产生较多热量，快速融化旋翼表面积冰；

3)旋翼在旋转过程中，越靠近旋翼外端，线速度越大，结冰现象越严重，本发明通过调整电热丝布置间距，越靠近旋翼外端，电阻丝排列越密集，保证旋翼积冰的完全去除。

附图说明

构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1为实施例1剖切得到的展示了其层级结构的示意图，

图2为实施例1中的加热层电阻丝布置图。

图中，1-蒙皮；2-绝缘传热层；3-加热层；4-绝缘隔热层；5-旋翼基体；6-电阻丝；h-电阻丝布置宽度；h1-第一槽状部的宽度；h2-第二槽状部的宽度；l1-第一槽状部的长度；l2-第二槽状部的长度。

具体实施方式

应该指出，以下详细说明都是例示性的，旨在对本发明提供进一步的说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语具有与本发明所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

正如背景技术所述，针对现有的旋翼基体容易结冰，去冰困难的不足，本发明旨在提出一种采用石墨烯掺杂复合材料的旋翼基体防除冰装置，采用特殊排布的加热部件与传热、隔热部件，实现了对于旋翼加热效率的提高，利于提高旋翼的除冰效率，现结合附图和具体实施方式对本发明进一步进行说明。

实施例1

请参考图1，一种石墨烯复合材料直升机旋翼防除冰装置，包括蒙皮1、绝缘传热层2、加热层3和绝缘隔热层4，蒙皮1、绝缘传热层2、加热层3和绝缘隔热层4沿弦向由外到内依次排列；蒙皮1、绝缘传热层2、加热层3和绝缘隔热层4贴合形成外缘体，外缘体整体加热固化成旋翼前缘形状，外缘体安装在旋翼基体5上。可以理解的是，本实施例中公开的石墨烯复合材料直升机旋翼防除冰装置是设置于直升机的旋翼外表面的，旋翼基体5的结构为本领域所公知的技术，在此不再赘述其详细结构，但仍然需要指出的是，本实施例中旋翼前缘，是指在旋翼基体5转动过程中，与转动方向相同的一侧。

请参考图1，本实施例中的外缘体的形状与旋翼基体5完全符合。

由于本实施例中的外缘体只是针对旋翼基体5的前缘进行辅助除冰工作，因此外缘体并不是通过蒙皮1直接包覆在旋翼基体5表面，考虑到旋翼基体5的在转动的过程中能够承接足够的空气阻力，因此本实施例采用结构胶将外缘体粘合在旋翼基体5的旋翼前缘。

请参考图1，考虑到在旋翼基体5旋转的过程中，其上表面相对于其下表面需要承担更多的风阻，其结冰的概率也更大，因此本实施例中，位于旋翼基体5上表面的外缘体所覆盖的旋翼基体5的面积，相较于位于旋翼基体5的下表面的外缘体所覆盖的旋翼基体5的面积更大。

绝缘传热层2的材质为石墨烯掺杂玻璃纤维/环氧树脂复合材料。需要指出的是，石墨烯掺杂玻璃纤维/环氧树脂复合材料为编织材料，为本领域技术人员所知晓，在此不再赘述。

绝缘传热层2厚度为2～6mm，本实施例中，绝缘传热层2厚度为4mm，在4mm的厚度下，绝缘传热层2的能够发挥其最大的传热性能；若绝缘传热层2的厚度小于4mm，则其绝缘性能不足；若绝缘传热层2的厚度大于4mm，则其导热能力不足。

加热层3包括多条电阻丝6，每条电阻丝6沿旋翼展向分布。

绝缘隔热层4的材质为碳纤维/环氧树脂复合材料，由碳纤维/环氧树脂复合材料预浸料多层铺设并在热压罐中高温高压固化成型，具有良好的隔热能力和较高的力学性能，用于隔离热源，并与旋翼基体5粘接。

请参考图2，本实施例中展示了两条电阻丝6共同排列的情形，两条电阻丝6之间保持一定的间距，以避免浪费电阻丝6的热能。

多条电阻丝6中的每一条均具有多个形状相同的折弯部；请参考图2，本实施例中的的折弯部是依次排列的；

折弯部呈t字状，由电阻丝6折弯多次形成。

可以理解的是，请参考图2，平直的电阻丝6经过8次折弯后，可以形成一个t形的折弯部；平直的电阻丝6经过12次折弯后，可以形成2个互相卡合的t形折弯部，平直的电阻丝6经过20次折弯后，可以形成3个互相卡合的t形折弯部；以此类推，可以形成如图2所示的形状的电阻丝6。

以平直的电阻丝6经过8次折弯形成的t形折弯部为例，包括呈t字状垂直连接的第一槽状部和第二槽状部，第一槽状部的宽度h1与第二槽状部的长度l2相等，第一槽状部的长度l1为第二槽状部宽度h2的三倍。

折弯部的第一槽状部的长度l1，沿旋翼内端到旋翼外端的方向依次减小，同时折弯部的密度沿沿旋翼内端到旋翼外端的方向增大。

第一槽状部的长度l1变化为线性变化，第一槽状部的长度l1的取值范围为15～30mm；若取值低于这个范围，则电阻丝6设置的过于密集，浪费热能；若取值高于这个范围，则电阻丝6设置的过于松散，不能产生良好的加热效果。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。