一种除冰方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞机除冰领域，涉及一种除冰方法。
【背景技术】
[0002]飞机在含有过冷水滴的云层中飞行时，许多部件会出现结冰现象，如机翼、尾翼前缘、螺旋桨、发动机进气口、风挡玻璃等。飞机结冰会破坏飞机的气动外形，阻碍了空气的流动，增大了摩擦力并减小了升力，尤其是机翼和尾翼上的冰对飞机影响更大，这不但会使飞机升阻特性恶化，而且还会使飞机的飞行安全性降低，甚至造成机毁人亡的事故。
[0003]电加热除冰技术目前在国内外飞机上应用较为广泛，主要用于飞机尾翼除冰上，很少有飞机机翼除冰系统采用电加热除冰技术。这是因为飞机上的发电设备提供的电功率远远达不到大范围采用电加热除冰技术的要求，因此电加热除冰技术在飞机的适用性上具有一定的局限性。因此，探索与发展新型快速、高效、节能的飞机除冰技术具有重要的应用价值。
【发明内容】
[0004]本发明的发明目的是:提出了一种除冰方法，可以除冰节省功耗。
[0005]本发明的技术方案是:
[0006]一种除冰方法，包括:
[0007]步骤1:确定机尾翼所需要的防护范围，计算该防护范围除冰所需要的除冰热载荷；
[0008]步骤2:根据机尾翼所需要的除冰热载荷将机尾翼分成若干个加热段；
[0009]步骤3:计算各加热段达到除冰厚度的结冰时间；
[0010]步骤4:根据除冰厚度以及加热功率确定每个加热段除冰时间。
[0011]进一步的，步骤4包括:
[0012]步骤41:根据水滴撞击特性在每个加热段内划分加热区域；
[0013]步骤42:在该加热段的除冰时间内，对该加热段的前缘驻点区域进行持续加热，对该加热段的其它加热区域进行周期脉冲电加热。
[0014]本发明的优点是:本发明是一种用于飞机除冰的方法，具有以下优点:
[0015]本技术方案采用的是脉冲电加热技术，只需将机翼尾翼防护区域表面上的冰融化形成很薄的液体层，消弱了冰与飞机的附着力，再借助空气动除去机尾上的结冰，与传统的电加热除冰技术相比，大大减少了加热所需的能量。
[0016]本发明采用的除冰技术，与传统电加热除冰技术相比，由于单位时间所需加热面积小，其所需要的电功率也大幅减少。
[0017]本发明采用的除冰技术，由于其加热迅速，并且冷却也快，没有过多的能量向结构蒙皮传热，热损失也大大降低，是一种更高效的利用能源除冰技术。
【附图说明】
[0018]图1是本发明除冰系统布置图，其中，W为需要除冰的机翼前缘^为需要除冰的垂直安定面；S为需要除冰的尾翼前缘。
[0019]图2是本发明除冰系统布置图。
[0020]图3是本发明机翼结构布置图。
[0021 ] 其中:1、结冰信号器，2、信号线，3、蒙皮，4、电加热组件，5、除冰控制盒，6、绝缘层。
【具体实施方式】
[0022]下面对本发明做进一步的说明。
[0023]—种除冰方法，包括:
[0024]步骤1:确定机尾翼所需要的防护范围，计算该防护范围除冰所需要的除冰热载荷；
[0025]步骤2:根据机尾翼所需要的除冰热载荷将机尾翼分成若干个加热段；
[0026]步骤3:计算各加热段达到除冰厚度的结冰时间；
[0027]步骤4:根据除冰厚度以及加热功率确定每个加热段除冰时间。
[0028]进一步的，步骤4包括:
[0029]步骤41:根据水滴撞击特性在每个加热段内划分加热区域；
[0030]步骤42:在该加热段的除冰时间内，对该加热段的前缘驻点区域进行持续加热，对该加热段的其它加热区域进行周期脉冲电加热。
[0031]如图1所示，对于现有的飞机，一般需要除冰位置包括机翼前缘W、尾翼前缘S和垂尾T。
[0032]本发明包括除冰电加热除冰控制盒5，电加热组件4以及结冰信号器I。
[0033]结冰信号器I安装于机头或机翼上，用于探测飞机是否进入了结冰区域。如果进入了结冰区域，结冰探测器通过信号线2发结冰告警信号以及结冰速率信息给除冰控制盒5，用以控制除冰系统打开。
[0034]如图2所示，当除冰控制盒5控制除冰系统打开时，首先采用功率P加热Wl段，Tl时间后停止加热；接着，除冰控制盒5用功率P加热W2段，T2时间后停止加热；其次，除冰控制盒5用功率P加热W3段，T3时间后停止加热；最后，除冰控制盒5用功率P加热W4段，T4时间后停止加热。当W4段加热完成后，第一个除冰周期结束，除冰控制盒5立刻进入到下个除冰周期，依次完成对各段加热，直到飞离结冰区域。
[0035]如图3所示，电加热组件为系统提供加热所需要的热量，其由前缘蒙皮3、电加热组件4、绝缘层6用胶粘接而成，分为(a)、(b)、(c)、(d)4个加热区，其中a区域在除冰系统工作时持续电加热，不受分段的影响，其它(b)、(c)、(d)区域由除冰控制盒5分周期的脉冲电加热。在每段加热时分别对b、c、d区域可进行不同功率加热控制。
[0036]本发明的工作原理是:当飞机进入了结冰区域时，结冰探测器发出结冰告警，飞行员根据结冰告警信号或者飞机自动打开机翼尾翼除冰系统，除冰电加热控制盒开始工作。除冰控制盒5控制机翼尾翼前缘电加热组件4持续电热，以防止前缘结冰；给其它加热区域(b)、(c)、(d)按照不同的加热周期性周期性施加脉冲电压进行加热，只需要将该这些防护区域表面上的冰融化形成很薄的液体层，以消弱前缘积冰与蒙皮之间附着力，借助外界空气气动力就可以轻松将冰除去。米用分段分区分时的加热方法，即在某一时刻对某一段进行加热，其它各段处于待加热状态；当该加热段加热完成时，启动下一个加热段。另外，在每个加热段，对每个区域进行不同的加热功率控制。这样可以有效地避免电加热除冰时功率过大带来的负面影响。
[0037]结冰探测器I可以探测飞机的结冰强度。除冰控制盒5可以根据结冰强度信息，调节加热规律以适应结冰环境。
【主权项】
1.一种除冰方法，其特征在于，包括: 步骤1:确定机尾翼所需要的防护范围，计算该防护范围除冰所需要的除冰热载荷； 步骤2:根据机尾翼所需要的除冰热载荷将机尾翼分成若干个加热段； 步骤3:计算各加热段达到除冰厚度的结冰时间； 步骤4:根据除冰厚度以及加热功率确定每个加热段除冰时间。2.如权利要求1所述的一种除冰方法，其特征在于，步骤4包括: 步骤41:根据水滴撞击特性在每个加热段内划分加热区域； 步骤42:在该加热段的除冰时间内，对该加热段的前缘驻点区域进行持续加热，对该加热段的其它加热区域进行周期脉冲电加热。
【专利摘要】本发明属于飞机除冰领域，提出了一种除冰方法，可以除冰节省功耗。包括：步骤1：确定机尾翼所需要的防护范围，计算该防护范围除冰所需要的除冰热载荷；步骤2：根据机尾翼所需要的除冰热载荷将机尾翼分成若干个加热段；步骤3：计算各加热段达到除冰厚度的结冰时间；步骤4：根据除冰厚度以及加热功率确定每个加热段除冰时间。
【IPC分类】B64D15/12
【公开号】CN105667806
【申请号】
【发明人】王小辉, 韩王超, 林丽, 杨秋明, 李延
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2016年6月15日
【申请日】2014年11月19日