一种飞机表面自动加热装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞机表面加热技术。
【背景技术】
[0002]寒冷环境条件下，飞机表面容易积冰。飞机积冰是最复杂的飞行气象之一，在云、雾、雨或湿雪中飞行时，飞机的迎风部位、动力装置和特种设备外露部分，由于水滴冻结或水气凝结而聚积的冰层，这一现象就是飞机积冰。当飞机在云中飞行，机体碰到过冷水滴时，如果机体表面的温度低于o°c时，过冷水滴就会在机体表面的某些部分冻结而聚集起来形成结冰。此外，飞机由寒冷的高层进入暖湿的低层，也会出现结冰，它是由于暖湿气层中的水气在较冷的机体上发生凝结而形成的，过冷水滴是非常不稳定的，当它受到冲击时，即会变成固体的冰，在低于0°c的云雨中飞行时均可产生飞机结冰。
[0003]飞机任何部位积冰都会使飞机的空气动力性能变坏，使飞机升力减小，阻力增大，从而影响飞机的操纵性与稳定性。机翼前缘和尾翼前缘结冰可能造成阻力增加、升力下降、临界迎角减小和飞机操纵性降低等危害；发动机进气道结冰可能造成发动机进气效量下降，发动机功率降低，甚至导致停车，以及发动机结构损坏等危害；螺旋桨部位结冰可能造成螺旋桨不平衡、动力装置和飞机振动以致轴承损坏、发动机停车、二次损伤等危害；风档玻璃部位结冰可能妨碍机组人员视线；仪表探头部位结冰将可能导致仪表系统失灵(温度、压力等);飞机天线部位结冰可能导致天线折断，系统失效等危害。
[0004]可见，飞机任何部位积冰都对飞机的安全和高效运行造成极大危害，需要合理、有效的解决飞机防冰除冰问题，以保证寒冷环境条件下民航飞机的安全、高效运行。
[0005]通常的防冰、除冰方式有三种:热力防冰，液体防冰和机械除冰。其中，机械除冰技术又可分为气动带除冰和电脉冲除冰技术；热力防冰技术分别按热源和加热方式又分别分为电热防冰、气热防冰技术，以及连续防冰和间断除冰技术。
[0006]目前飞机除冰系统主要采用电热力防冰工作效率低、能源浪费较大，只适合小部件的除冰；液体防冻因液体消耗量大和喷液系统设备维护麻烦；机械除冰只限于飞机前缘和机翼蒙皮除冰。
[0007]现有的除冰技术除了存在成本高、操作不便的问题外，还无法解决在飞行过程中除冰的需求。
【发明内容】
[0008]本发明所要解决的技术问题是:针对上述存在的问题，提供一种利用飞机尾气进行除冰的装置。
[0009]本发明采用的技术方案如下:包括尾气管道、气体阀门、表面加热器、温度传感器及阀门控制器。
[0010]尾气管道的一端用于收集飞机尾气，且尾气管道的另一端连接至表面加热器的进气口，且在尾气管道中还设置有气体阀门。
[0011]所述表面加热器用于为飞机表面加热。
[0012]所述温度传感器用于采集飞机表面的温度并将采集到的温度信息传输给阀门控制器。
[0013]所述阀门控制器用于根据所述温度信息控制气体阀门的开闭。
[0014]进一步，所述表面加热器包括换热腔道，所述进气口也为换热腔道的进气口，所述换热腔道的另一端设置有出气口。
[0015]进一步，所述换热腔道为蛇形换热腔道。
[0016]进一步，尾气管道为耐高温管道，所述气体阀门为耐高温气体阀门，所述高温为大于或等于1000摄氏度。
[0017]进一步，所述表面加热器固定于飞机表面，且在表面加热器与飞机表面之间填充有柔性导热介质。
[0018]进一步，所述阀门控制器按照以下方式工作:
设定低温阈值与高温阈值，低温阈值小于高温阈值；
每间隔一定时间则判断所述温度信息是否小于所述低温阈值，若小于则控制所述气体阀门开启，同时判断所述温度信息是否大于高温阈值，若大于则控制所述气体阀门关闭。
[0019]综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是:
1.本发明利用飞机发动机排放的高压、高温、高速尾气加热飞机表面加热器，进而对飞机表面进行气热防冰、除冰，是一种经济、环保、节能、高效的措施。
[0020]2.采用飞机尾气作为防冰、除冰的加热源，只要飞机工作，不管在地面还是飞行过程中，均能起到防冰、除冰的作用，提高了飞机的运行能力。
[0021]3.采用温度传感器和阀门控制器来自动控制加热过程，保证了各处加热的稳定，而且提高了智能化处理能力。
【附图说明】
[0022]本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中:
图1为本发明装置的结构示意图。
[0023]图2为本发明中表面加热器的结构示意图。
[0024]图3为本发明阀门控制器的工作流程图。
【具体实施方式】
[0025]本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
[0026]本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
[0027]如图1，本发明包括尾气管道、气体阀门、表面加热器、温度传感器及阀门控制器。
[0028]尾气管道的一端用于收集飞机尾气，且尾气管道的另一端连接至表面加热器的进气口，且在尾气管道中还设置有气体阀门。
[0029]所述表面加热器通过螺钉或夹具安装于飞机表面为飞机表面加热。
[0030]所述温度传感器用于采集飞机表面的温度并将采集到的温度信息传输给阀门控制器。
[0031 ] 所述阀门控制器用于根据所述温度信息控制气体阀门的开闭。
[0032]在一个具体实施例中，所述表面加热器包括换热腔道，具体可以是由铜或铜合金等金属管按照正弦波形状弯曲形成蛇形换热腔道，所述进气口也为换热腔道的进气口，所述换热腔道的另一端设置有出气口。在其他实施例中，所述管道还可以按照方波形状弯曲形成蛇形换热腔道，还可以是在一个矩形空间中以上下交错的隔板形成蛇形换热腔道，如图3。本发明中的蛇形换热腔道是指能够使气体在腔道中按照正弦波走向从进气口流向出气口的腔道。
[0033]由于飞机尾气温度较高，尾气管道与气体阀门均需要具有耐高温性能，这里的高温是指大于或等于1000摄氏度的温度。优选的，尾气管道及气体阀门材质为陶瓷。
[0034]使用时，所述表面加热器固定于飞机表面，且在表面加热器与飞机表面之间填充有柔性导热介质，如导热硅胶片或石墨垫片等。预先设定低温阈值与高温阈值，低温阈值小于高温阈值。在一个具体实施例中低温阈值为o°c，高温阈值为10°C。
[0035]阀门控制器每间隔一定时间则判断温度传感器输出的所述温度信息是否小于所述低温阈值，若小于则控制所述气体阀门开启，尾气通过尾气管道进入表面加热器的换热管道，在换热管道中与外界进行热交换，热量经过导热介质加热飞机表面，尾气通过换热腔道后由出气口排到大气中。阀门控制器实时接收温度传感器输出的温度信息并判断所述温度信息是否大于高温阈值，若大于则控制所述气体阀门关闭，停止加热。如图3。阀门控制器还可以接收其他设备，如CPU、开关等，传来的控制指令，根据控制指令控制其他阀门的开闭。
[0036]本发明并不局限于前述的【具体实施方式】。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。
【主权项】
1.一种飞机表面自动加热装置，其特征在于，包括尾气管道、气体阀门、表面加热器、温度传感器及阀门控制器； 尾气管道的一端用于收集飞机尾气，且尾气管道的另一端连接至表面加热器的进气口，且在尾气管道中还设置有气体阀门； 所述表面加热器用于为飞机表面加热； 所述温度传感器用于采集飞机表面的温度并将采集到的温度信息传输给阀门控制器； 所述阀门控制器用于根据所述温度信息控制气体阀门的开闭。
2.根据权利要求1所述的一种飞机表面自动加热装置，其特征在于，所述表面加热器包括由金属管弯曲形成的换热腔道，所述进气口也为换热腔道的进气口，所述换热腔道的另一端设置有出气口。
3.根据权利要求2所述的一种飞机表面自动加热装置，其特征在于，所述换热腔道为蛇形换热腔道。
4.根据权利要求1所述的一种飞机表面自动加热装置，其特征在于，尾气管道为耐高温管道，所述气体阀门为耐高温气体阀门，所述高温为大于或等于1000摄氏度。
5.根据权利要求1或2或3所述的一种飞机表面自动加热装置，其特征在于，所述表面加热器固定于飞机表面，且在表面加热器与飞机表面之间填充有柔性导热介质。
6.根据权利要求1所述的一种飞机表面自动加热装置，其特征在于，所述阀门控制器按照以下方式工作: 设定低温阈值与高温阈值，低温阈值小于高温阈值； 每间隔一定时间则判断所述温度信息是否小于所述低温阈值，若小于则控制所述气体阀门开启，同时判断所述温度信息是否大于高温阈值，若大于则控制所述气体阀门关闭。
【专利摘要】本发明公开了一种飞机表面自动加热装置，涉及飞机表面加热技术。本发明采用的技术方案如下：包括尾气管道、气体阀门、表面加热器、温度传感器及阀门控制器。尾气管道的一端用于收集飞机尾气，且尾气管道的另一端连接至表面加热器的进气口，且在尾气管道中还设置有气体阀门。所述表面加热器用于为飞机表面加热。所述温度传感器用于采集飞机表面的温度并将采集到的温度信息传输给阀门控制器。本发明优点在于使用飞机尾气进行飞机表面加热，节省了能耗及成本。
【IPC分类】B64D15-04
【公开号】CN104787344
【申请号】CN201510193615
【发明人】董光利, 陈程, 何川, 陈庆, 吴海军
【申请人】四川正冠科技有限公司
【公开日】2015年7月22日
【申请日】2015年4月23日