申请/专利权人：山东大学

申请日：2019-05-16

公开（公告）日：2021-04-09

公开（公告）号：CN110077600B

主分类号：B64D15/10(20060101)

分类号：B64D15/10(20060101)

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2021.04.09#授权;2019.08.27#实质审查的生效;2019.08.02#公开

摘要：本发明公开了一种水力空化机翼防除冰装置，包括设于机翼蒙皮内部的水力空化系统，水力空化系统包括能够对液体进行空化的喷射部，喷射部设于循环管路，循环管路连通紧贴于机翼蒙皮的液体内腔，空化之后的液体中产生的气泡能够进入液体内腔从而作用于机翼蒙皮，实现对机翼的除冰。本发明简化了装置复杂度，可实施性高，适用于各种机型的机翼除冰。

主权项：1.一种水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，包括设于机翼蒙皮内部的水力空化系统，水力空化系统包括能够对液体进行空化的喷射部，喷射部设于循环管路，循环管路连通紧贴于机翼蒙皮的液体内腔，空化之后的液体中产生的气泡能够进入液体内腔从而作用于机翼蒙皮，实现对机翼的除冰；所述水力空化系统还包括循环工作站，循环管路连通于循环工作站，喷射部连通于循环管路，喷射部同时连通液体内腔；所述喷射部延伸至液体内腔的内部；所述喷射部为喷头；所述循环管路还连通空化核释放器，空化核释放器通过释放空化固体微粒提高水力空化防除冰效果；所述机翼蒙皮内部还设有加热部；所述循环管路还连接温度传感器和压力控制阀；利用并控制水力空化释放热能及冲击振动能以达到旋翼防除冰目的。

全文数据：一种水力空化机翼防除冰装置技术领域本发明涉及飞机机翼除冰领域，具体的，涉及一种水力空化机翼防除冰装置。背景技术飞机机翼表面发生结冰会严重影响飞行性能，增加了飞机的重量，改变了机翼的形状，既增加了飞行的阻力，又减小了飞机的升力，严重时可能使飞机急速下降，甚至造成飞机失控等后果，可能造成巨大的损失，因此需要对飞机机翼防除冰装置进行设计，并提高飞机机翼防除冰效率，降低飞机机翼防除冰能源消耗。飞机机翼表面发生结冰的原因是，云中过冷水滴或降水中的过冷雨碰到飞机机翼后结冰，或者水汽直接在机翼表面凝华而成。众所周知的是，飞机在云中飞行时间过长易导致积冰。因此，飞机机翼结冰的原因主要是外部原因，现有的除冰装置多是加装在机翼内部。现有的飞机防除冰装置多采用电热防除冰和热气防除冰技术，近年来超声波防除冰技术由于高防除冰效率被广泛研究。然而由于超声波防除冰技术机载能源消耗巨大、装置复杂且机载重量大，在实际中并未得到广泛应用。因此，发明人认为，基于高能量释放在防除冰领域的需求，迫切需要对新型高能释放防除冰技术进行研发。发明内容针对现有的飞机机翼除冰装置存在的不足，本发明旨在提供一种水力空化机翼防除冰装置，其能够改进现有机翼防除冰装置，通过控制水力空化能量释放并应用于飞机防除冰技术中，综合利用并控制水力空化释放热能及冲击振动能以达到旋翼防除冰目的。本发明的目的，是提供一种水力空化机翼防除冰装置。为实现上述发明目的，本发明公开了下述技术方案：一种水力空化机翼防除冰装置，包括设于机翼蒙皮内部的水力空化系统，水力空化系统包括能够对液体进行空化的喷射部，喷射部设于循环管路，循环管路连通紧贴于机翼蒙皮的液体内腔，空化之后的液体中产生的气泡能够进入液体内腔从而作用于机翼蒙皮，实现对机翼的除冰。进一步，所述水力空化系统还包括循环工作站，循环管路连通于循环工作站，喷射部连通于循环管路，喷射部同时连通液体内腔。进一步，所述喷射部延伸至液体内腔的内部，且所述喷射部沿机翼展开的方向均匀布置在液体内腔中。进一步，所述喷射部为喷头，所述喷头具有直径小于循环管路直径的管壁。进一步，所述喷头包括空化管壁，空化管壁由两端到中部直径渐次缩小。进一步，所述机翼蒙皮内部还设有加热部，加热部能够对循环管路中的液体进行加热。进一步，所述循环管路还连通空化核释放器，空化核释放器通过释放空化固体微粒提高水力空化防除冰效果。进一步，所述液体内腔由包覆机翼蒙皮内侧的内腔皮与机翼蒙皮围绕而成。进一步，所述喷射部与内腔皮之间密封连接。进一步，所述循环管路还连接温度传感器和压力控制阀。本发明的原理，可概述如下：液体在流动的时候，经过的喷射部，从而，根据流体力学原理，当液体压强小于饱和蒸汽压时，液体中存在的气泡会发生扩大，当气泡到达高压强、低流速的区域之后，气泡就会塌缩从而爆裂溃灭，利用气泡发生的这一系列变化所产生的瞬时能量及冲击振动，可以有效对飞机蒙皮发挥击打作用，从而使飞机蒙皮振动及瞬时高温热效应，最终达到去冰的目的。与现有技术相比，本发明取得了以下有益效果：1、本发明所使用的飞机机翼除冰装置，是基于水力空化原理的，其能够使用水力空化产生的气泡溃灭进行对机翼的击打及高温热效应，从而使机翼蒙皮振动，而且，由于其原理简单，部件相对来说不复杂，可以布置在机翼蒙皮内侧，而对机翼没有影响，从而简化了装置复杂度，可实施性高，适用于各种机型的机翼除冰；本发明采用水力空化系统，同时可以释放热能从而辅助机翼防除冰。2、喷射部连通循环管路与液体内腔，使液体内腔中的水能够与循环管路里的水相通，从而实现了液体循环利用。本发明所使用的水力空化系统通过循环管路进行液体的循环，从而减少介质的使用，延长产品的使用周期。3、本发明中，为了使机翼蒙皮的振动范围广，沿着机翼伸展方向布置了多个喷射部，从而有效提高了整个机翼蒙皮的除冰效率。4、本发明还可以对改变空化流体压力、温度进行检测与控制，以及对空化核含量进行控制，可以提高水力空化效果。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是实施例1总体结构示意图。图2是实施例1系统构成图。图3是实施例1增加了更多模块的系统构成图。图4是实施例1喷头示意图。图中，1.蒙皮，2.喷头，3.液体内腔，4.液压泵，5.循环管路，6.机翼，7.液体内腔出口，8.液体内腔出口导管，9.温度传感器，10.压力控制阀，11.加热部，12.空化核释放器。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，现有的飞机机翼除冰装置存在不足，本发明旨在提供一种水力空化机翼防除冰装置，其能够改进现有机翼防除冰装置，通过控制水力空化能量释放并应用于飞机防除冰技术中，综合利用并控制水力空化释放热能及冲击振动能以达到旋翼防除冰目的。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1一种水力空化机翼防除冰装置，包括设于机翼蒙皮1内部的水力空化系统，水力空化系统包括能够对液体进行空化的喷射部，喷射部设于循环管路5，循环管路5连通紧贴于机翼蒙皮1的液体内腔3，空化之后的液体中产生的气泡能够进入液体内腔3从而作用于机翼蒙皮1，实现对机翼的除冰。在本实施例中，所述水力空化系统是针对液态的水进行设计的，液态的水在流动的时候，经过的喷射部，从而，根据流体力学原理，当液体压强小于饱和蒸汽压时，液体中存在的气泡会发生扩大，当气泡到达高压强、低流速的区域之后，气泡就会塌缩从而爆裂，利用气泡发生的这一系列变化，可以有效对飞机蒙皮1发挥击打作用，从而使飞机蒙皮1振动，最终达到去冰的目的。更加详细的，所述水力空化系统还包括循环工作站，循环管路5连通于循环工作站，喷射部连通于循环管路5，喷射部同时连通液体内腔3。由于本实施例中的水力空化系统是基于液体的循环的，因此，所述喷射部实际上还起到连通循环管路5和液体内腔3的作用，从而循环管路5能够得到来自于液体内腔3的水，循环使用。进一步完善本实施例，所述喷射部延伸至液体内腔3的内部，且所述喷射部沿机翼展开的方向均匀布置在液体内腔3中。多个喷射部能够同时进行工作，完善除冰效果。更进一步，所述喷射部为喷头2，所述喷头2包括空化管壁，空化管壁由两端到中部直径渐次缩小。从而能够使经过喷射部的水达到低压强、高流速的状态。所述机翼蒙皮1内部还设有加热部11，加热部11能够对循环管路5中的液体进行加热，以便于将部分热量用来加热蒙皮1从而除冰。所述循环管路5还连通空化核释放器12，空化核释放器12通过释放空化固体微粒提高水力空化防除冰效果。所述液体内腔3由包覆机翼蒙皮1内侧的内腔皮与机翼蒙皮1围绕而成。并且进行密封。更加详细的，所述喷射部与内腔皮之间密封连接。所述循环管路5还连接温度传感器9和压力控制阀10，提高水力空化防除冰效果。下面通过一个具体的改装实例进行介绍：运9是我国目前现役的运输机，机身采用轻质金属半硬壳式薄壁增压结构，垂直尾翼、水平尾翼和机翼的外翼采用轻质金属蒙皮1、长桁铆接结构，机翼的中央翼和中外翼采用整体壁板螺接结构。因此，对运9的机翼蒙皮1进行改造是比较容易实现的。首先需要在机翼蒙皮1内部进行设置，具体步骤为：1使用轻质金属皮或者轻质高分子材料皮作为内腔皮，完全覆盖机翼蒙皮1内侧，并且使用铆钉和粘合剂对轻质金属皮或者轻质高分子材料皮与机翼蒙皮1之间的连接处进行封闭；2对轻质金属皮或者轻质高分子材料皮进行开孔；3组装循环管路5和循环工作站，并将循环管路5和循环工作站设于机翼蒙皮1与机翼本体之间；在本实施例中，循环管路5选择铝合金或钛合金或不锈钢材质的航空管路，所述循环工作站选用液压泵4，液压泵4的具体型号本领域技术人员可以根据具体需要做出选择；4对循环管路5进行进一步组装，请参考图1，循环管路5包括多个平行设置的支管，以及连通支管的干管图中未示出；循环管路5还安装压力阀；5安装加热部11件，本实施例中，考虑到运输机在飞行的时候需要飞行到于10000米高的平流层，温度会降低至-23℃，因此加热部11件为，在现有的电热防除冰装置的基础上，缩减其加热区域和功率，能够保持循环管路5内的液体的温度即可；6安装温度检测器以及控制器，这都是现有的电热防除冰装置所具有的，本申请中温度检测器安装在循环管路5外壁；7在循环管路5安装空化核释放器12，空化核即循环管路5中的液体内的气泡微粒，空化核释放器12即向循环管路5内注射气体的部件，如气泵。请参考图4，图4中示出了温度传感器9、液压泵4、压力控制阀10、加热部、空化核释放器12在干管上的位置关系，即，加热部.空化核释放器12、压力控制阀10、液压泵4和温度传感器9依次设置在循环管路5的干管，其具体安装方法为本领域技术人员所熟知，在此不再赘述。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。

权利要求：1.一种水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，包括设于机翼蒙皮内部的水力空化系统，水力空化系统包括能够对液体进行空化的喷射部，喷射部设于循环管路，循环管路连通紧贴于机翼蒙皮的液体内腔，空化之后的液体中产生的气泡能够进入液体内腔从而作用于机翼蒙皮，实现对机翼的除冰。2.如权利要求1所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述水力空化系统还包括循环工作站，循环管路连通于循环工作站，喷射部连通于循环管路，喷射部同时连通液体内腔。3.如权利要求2所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述喷射部延伸至液体内腔的内部，且所述喷射部沿机翼展开的方向均匀布置在液体内腔中。4.如权利要求1所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述喷射部为喷头，所述喷头具有直径小于循环管路直径的管壁。5.如权利要求4所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述喷头包括空化管壁，空化管壁由两端到中部直径渐次缩小。6.如权利要求1所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述机翼蒙皮内部还设有加热部，加热部能够对循环管路中的液体进行加热。7.如权利要求1所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述循环管路还连通空化核释放器，空化核释放器通过释放空化固体微粒提高水力空化防除冰效果。8.如权利要求1所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述液体内腔由包覆机翼蒙皮内侧的内腔皮与机翼蒙皮围绕而成。9.如权利要求8所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述喷射部与内腔皮之间密封连接。10.如权利要求1所述的水力空化机翼防除冰装置，其特征在于，所述循环管路还连接温度传感器和压力控制阀。

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