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原文传递一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统及方法

专利名称：	一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统及方法
摘要：	本发明涉及飞机机翼防除冰领域，具体涉及一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统。系统包括发动机引气防除冰系统、结冰探测器、回流冰防除冰装置。所述发动机引气防除冰系统包括交输活门、防冰活门、供气管、笛型管、柔性接头、T形管；所述结冰探测器用于检测冰型种类与结冰程度并反馈给防除冰系统；所述回流冰防除冰装置由滚动装置、引气喷头、引气接口、引气阀门、引气管道、转向轴、滚轮、喷头基座、左翼梁、导轨、翼梁柔性供气管组成，该装置利用滚动装置携带引气喷头在导轨上滑动加热飞机蒙皮，去除发动机引气系统除去机翼前缘结冰后在热防护区外形成的回流冰。本发明无需安装较多喷嘴，在有效的减少防除冰系统重量的基础上实现高效消除回流冰。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	江苏;32
申请人：	南京工业大学
发明人：	王歆铖;王瑜;袁琳慧;张莹莹
专利状态：	有效
申请日期：	2023-08-03T00:00:00+0800
发布日期：	2023-11-07T00:00:00+0800
申请号：	CN202310973424.5
公开号：	CN117002738A
分类号：	B64D15/04;B64D15/22;B;B64;B64D;B64D15;B64D15/04;B64D15/22
申请人地址：	211816 江苏省南京市浦口区浦珠南路30号81号信箱
主权项：	1.一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统，其特征在于：由发动机引气防除冰系统、回流冰防除冰装置、结冰探测器(13)三部分组成：其中左翼发动机引气防除冰系统包括交输活门(1)、第一笛形管(2-1)、第二笛型管(2-2)、第三笛型管(2-3)、第四笛型管(2-4)、第五笛型管(2-5)、第六笛型管(2-6)、射流孔(3)、第一柔性接头(4-1)、第二柔性接头(4-2)、第三柔性接头(4-3)、第一T形管(5-1)、第二T形管(5-2)、第三T形管(5-3)、左翼第一柔性供气管(8-1-1)、左翼第二柔性供气管(8-1-2)、左翼第三柔性供气管(8-1-3)、左翼第四柔性供气管(8-1-4)、左翼第一供气管(9-1-1)、左翼第二供气管(9-1-2)、左翼第三供气管(9-1-3)、左翼第四供气管(9-1-4)、左翼第五供气管(9-1-5)、第一中央供气管(9-3-1)、第一防冰活门(10-1)、第二防冰活门(10-2)、第三防冰活门(10-3)、第一引气管(11-1)、第二引气管(11-2)、左机翼(20-1)组成，其中第一柔性接头(4-1)有两个接口，第一柔性接头(4-1)右侧接口与第一笛型管(2-1)左侧接口相连，第一柔性接头(4-1)左侧接口与第二笛型管(2-2)右侧接口相连，第二笛型管(2-2)下侧接口与第一T形管(5-1)上侧接口相连，第二柔性接头(4-2)有两个接口，第二柔性接头(4-2)右侧接口与第三笛型管(2-3)左侧接口相连，第二柔性接头(4-2)左侧接口与第四笛型管(2-4)右侧接口相连，第三笛型管(2-3)下侧接口与第二T形管(5-2)上侧接口相连，第三柔性接头(4-3)有两个接口，第三柔性接头(4-3)右侧接口与第五笛型管(2-5)左侧接口相连，第三柔性接头(4-3)左侧接口与第六笛型管(2-6)右侧接口相连，第五笛型管(2-5)下侧接口与第三T形管(5-3)上侧接口相连，第三T形管(5-3)有三个接口，其中第三T形管(5-3)左侧接口与左翼第三柔性供气管(8-1-3)、左翼第四柔性供气管(8-1-4)右侧进气口相连，第三T形管(5-3)上侧接口与第五笛型管(2-5)下侧接口相连，第三T形管(5-3)右侧接口与左翼第五供气管(9-1-5)左侧接口相连，左翼第五供气管(9-1-5)有两个接口，左翼第五供气管(9-1-5)左侧接口与第三T形管(5-3)右侧接口相连，左翼第五供气管(9-1-5)右侧接口与第三防冰活门(10-3)左侧接口相连，第三防冰活门(10-3)有两个接口，第三防冰活门(10-3)左侧接口与左翼第五供气管(9-1-5)右侧接口相连，第三防冰活门(10-3)右侧接口与左翼第四供气管(9-1-4)左侧接口相连，左翼第四供气管(9-1-4)有三个接口，左翼第四供气管(9-1-4)左侧接口与第三防冰活门(10-3)右侧接口相连，左翼第四供气管(9-1-4)上侧接口与第二引气管(11-2)下侧接口相连，左翼第四供气管(9-1-4)右侧接口与第二T形管(5-2)左侧接口相连，第二T形管(5-2)有三个接口，第二T形管(5-2)左侧接口与左翼第四供气管(9-1-4)右侧接口相连，第二T形管(5-2)上侧接口与第三笛型管(2-3)下侧接口相连，第二T形管(5-2)右侧接口与左翼第三供气管(9-1-3)左侧接口相连，左翼第三供气管(9-1-3)有两个接口，左翼第三供气管(9-1-3)左侧接口与第二T形管(5-2)右侧接口相连，左翼第三供气管(9-1-3)右侧接口与第二防冰活门(10-2)左侧接口相连，第二防冰活门(10-2)有两个接口，第二防冰活门(10-2)左侧接口与左翼第三供气管(9-1-3)右侧接口相连，第二防冰活门(10-2)右侧接口与左翼第二供气管(9-1-2)左侧接口相连，左翼第二供气管(9-1-2)有三个接口，左翼第二供气管(9-1-2)左侧接口与第二防冰活门(10-2)右侧接口相连，左翼第二供气管(9-1-2)上侧接口与第一引气管(11-1)下侧接口相连，左翼第二供气管(9-1-2)右侧接口与第一防冰活门(10-1)相连，第一防冰活门(10-1)有两个接口，第一防冰活门(10-1)左侧接口与左翼第二供气管(9-1-2)右侧接口相连，第一防冰活门(10-1)右侧接口与左翼第一供气管(9-1-1)左侧接口相连，左翼第一供气管(9-1-1)有三个接口，左翼第一供气管(9-1-1)左侧接口与第一防冰活门(10-1)右侧接口相连，左翼第一供气管(9-1-1)下侧接口与左翼第二柔性供气管(8-1-2)上侧接口相连，左翼第一供气管(9-1-1)右侧接口与第一T形管(5-1)左侧接口相连，第一T形管(5-1)有三个接口，第一T形管(5-1)左侧接口与左翼第一供气管(9-1-1)右侧接口相连，第一T形管(5-1)上侧接口与第二笛型管(2-2)下侧接口相连，第一T形管(5-1)右侧接口与第一中央供气管(9-3-1)左侧接口相连，第一中央供气管(9-3-1)有三个接口，第一中央供气管(9-3-1)左侧接口与第一T形管(5-1)右侧接口相连，第一中央供气管(9-3-1)下侧接口与左翼第一柔性供气管(8-1-1)上侧接口相连，第一中央供气管(9-3-1)右侧接口与交输活门(1)左侧接口相连，交输活门(1)有两个接口，交输活门(1)左侧接口与第一中央供气管(9-3-1)右侧接口相连，交输活门(1)右侧接口与第二中央供气管(9-3-2)左侧相连，笛型管(2)上均匀分布射流孔(3)，右翼发动机引气防除冰系统与左翼结构相同，部件包括第七笛形管(2-7)、第八笛型管(2-8)、第九笛型管(2-9)、第十笛型管(2-10)、第十一笛型管(2-11)、第十二笛型管(2-12)、射流孔(3)、第四柔性接头(4-4)、第五柔性接头(4-5)、第六柔性接头(4-6)、第四T形管(5-4)、第五T形管(5-5)、第六T形管(5-6)、右翼第一柔性供气管(8-2-1)、右翼第二柔性供气管(8-2-2)、右翼第三柔性供气管(8-2-3)、右翼第四柔性供气管(8-2-4)、右翼第一供气管(9-2-1)、右翼第二供气管(9-2-2)、右翼第三供气管(9-2-3)、右翼第四供气管(9-2-4)、右翼第五供气管(9-2-5)、第二中央供气管(9-3-2)、第四防冰活门(10-4)、第五防冰活门(10-5)、第六防冰活门(10-6)、第三引气管(11-3)、第四引气管(11-4)、右机翼(20-2)；所述左翼回流冰防除冰装置由第一滚动装置(6-1)、第二滚动装置(6-2)、第三滚动装置(6-3)、第四滚动装置(6-4)、第一滚动装置引气接口(6-1-1)、第二滚动装置引气接口(6-2-1)、第三滚动装置引气接口(6-3-1)、第四滚动装置引气接口(6-4-1)、第一引气喷头(7-1)、第二引气喷头(7-2)、第三引气喷头(7-3)、第四引气喷头(7-4)、左翼梁(12-1)、左翼第一截口(12-1-1)、左翼第二截口(12-1-2)、左翼第一导轨(14-1-1)、左翼第二导轨(14-1-2)、第一引气阀门(15-1)、第二引气阀门(15-2)、第三引气阀门(15-3)、第四引气阀门(15-4)、第一引气管道(16-1)、第二引气管道(16-2)、第三引气管道(16-3)、第四引气管道(16-4)、第一转向轴(17-1)、第二转向轴(17-2)、第三转向轴(17-3)、第四转向轴(17-4)、第一滚动装置第一滚轮(18-1-1)、第一滚动装置第二滚轮(18-1-2)、第一滚动装置第三滚轮(18-1-3)、第一滚动装置第四滚轮(18-1-4)、第二滚动装置第一滚轮(18-2-1)、第二滚动装置第二滚轮(18-2-2)、第二滚动装置第三滚轮(18-2-3)、第二滚动装置第四滚轮(18-2-4)、第三滚动装置第一滚轮(18-3-1)、第三滚动装置第二滚轮(18-3-2)、第三滚动装置第三滚轮(18-3-3)、第三滚动装置第四滚轮(18-3-4)、第四滚动装置第一滚轮(18-4-1)、第四滚动装置第二滚轮(18-4-2)、第四滚动装置第三滚轮(18-4-3)、第四滚动装置第四滚轮(18-4-4)、第一喷头基座(19-1)、第二喷头基座(19-2)、第三喷头基座(19-3)、第四喷头基座(19-4)组成，左翼梁(12-1)通过与机翼其他结构铆接固定形成机翼骨架，左翼梁(12-1)上截有两个长方形口，分别为左翼第一截口(12-1-1)、左翼第二截口(12-1-2)，其中左翼第一截口(12-1-1)位于左翼第一导轨(14-1-1)上侧，左翼第二截口(12-1-2)位于左翼第二导轨(14-1-2)下侧，左翼第一导轨(14-1-1)、左翼第二导轨(14-1-2)分别依次水平安装在左翼梁(12-1)表面上、下部，第一滚动装置(6-1)前表面截去一个长方形形成凹槽，凹槽平面中心处有第一滚动装置引气接口(6-1-1)，在凹槽下方并排安装四个滚轮，分别是第一滚动装置第一滚轮(18-1-1)、第一滚动装置第二滚轮(18-1-2)、第一滚动装置第三滚轮(18-1-3)、第一滚动装置第四滚轮(18-1-4)，第一滚动装置(6-1)内部第一引气管道(16-1)上装有第一引气阀门(15-1)，第一滚动装置(6-1)上表面与第一喷头基座(19-1)下表面相连，第一喷头基座(19-1)与第一转向轴(17-1)相连，第一转向轴(17-1)上侧与第一引气喷头(7-1)相连，第一引气喷头(7-1)，所述第一滚动装置(6-1)、第二滚动装置(6-2)、第三滚动装置(6-3)、第四滚动装置(6-4)连接结构均相同且第二引气喷头(7-2)射流方向向上，第三引气喷头(7-3)、第四引气喷头(7-4)射流方向向下，第一滚动装置(6-1)与第三滚动装置(6-3)安装在左翼第一导轨(14-1-1)上，第一滚动装置(6-1)与第三滚动装置(6-3)通过滚动装置滚轮(18)在左翼第一导轨(14-1-1)上移动，左翼第一柔性供气管(8-1-1)出口穿过左翼梁(12-1)上左翼第一截口(12-1-1)与第一滚动装置引气接口(6-1-1)相连，左翼第三柔性供气管(8-1-3)出口穿过左翼梁(12-1)上左翼第一截口(12-1-1)与第三滚动装置引气接口(6-3-1)相连，第二滚动装置(6-2)与第四滚动装置(6-4)安装在左翼第二导轨(14-1-2)上，第二滚动装置(6-2)与第四滚动装置(6-4)通过滚动装置滚轮(18)在左翼第二导轨(14-1-2)上移动，左翼第二柔性供气管(8-1-2)出气接口穿过左翼梁(12-1)上左翼第二截口(12-1-2)与第二滚动装置引气接口(6-2-1)相连，左翼第四柔性供气管(8-1-4)出气接口穿过左翼梁(12-1)上左翼第二截口(12-1-2)与第四滚动装置引气接口(6-4-1)相连，右翼回流冰防除冰系统与左翼回流冰防除冰系统结构相同，部件包括第五滚动装置(6-5)、第六滚动装置(6-6)、第七滚动装置(6-7)、第八滚动装置(6-8)、第五滚动装置引气接口(6-5-1)、第六滚动装置引气接口(6-6-1)、第七滚动装置引气接口(6-7-1)、第八滚动装置引气接口(6-8-1)、第五引气喷头(7-5)、第六引气喷头(7-6)、第七引气喷头(7-7)、第八引气喷头(7-8)、右翼梁(12-2)、右翼第一截口(12-2-1)、右翼第二截口(12-2-2)、右翼第一导轨(14-2-1)、右翼第二导轨(14-2-2)、第五引气阀门(15-5)、第六引气阀门(15-6)、第七引气阀门(15-7)、第八引气阀门(15-8)、第五引气管道(16-5)、第六引气管道(16-6)、第七引气管道(16-7)、第八引气管道(16-8)、第五转向轴(17-5)、第六转向轴(17-6)、第七转向轴(17-7)、第八转向轴(17-8)、第五滚动装置第一滚轮(18-5-1)、第五滚动装置第二滚轮(18-5-2)、第五滚动装置第三滚轮(18-5-3)、第五滚动装置第四滚轮(18-5-4)、第六滚动装置第一滚轮(18-6-1)、第六滚动装置第二滚轮(18-6-2)、第六滚动装置第三滚轮(18-6-3)、第六滚动装置第四滚轮(18-6-4)、第七滚动装置第一滚轮(18-7-1)、第七滚动装置第二滚轮(18-7-2)、第七滚动装置第三滚轮(18-7-3)、第七滚动装置第四滚轮(18-7-4)、第八滚动装置第一滚轮(18-8-1)、第八滚动装置第二滚轮(18-8-2)、第八滚动装置第三滚轮(18-8-3)、第八滚动装置第四滚轮(18-8-4)、第五喷头基座(19-5)、第六喷头基座(19-6)、第七喷头基座(19-7)、第八喷头基座(19-8)；所述结冰探测器(13)为超声波结冰探测器，所述结冰探测器(13)均沿机翼中缘轴线阵列安装于飞机左机翼(20-1)上下表面内部，其中第一结冰传感器(13-1)、第二结冰传感器(13-2)、第三结冰传感器(13-3)、第四结冰传感器(13-4)、第五结冰传感器(13-5)在左机翼(20-1)上表面内侧且沿机翼中缘轴线依次从机翼根部间隔安装至机翼翼尖，第六结冰传感器(13-6)、第七结冰传感器(13-7)、第八结冰传感器(13-8)、第九结冰传感器(13-9)、第十结冰传感器(13-10)在左机翼(20-1)下表面内侧沿机翼中缘轴线依次从机翼根部间隔安装至机翼翼尖；右机翼(20-2)上结冰传感器(13)安装方式和位置与左机翼(20-1)相同，其中第十一结冰传感器(13-11)、第十二结冰传感器(13-12)、第十三结冰传感器(13-13)、第十四结冰传感器(13-14)、第十五结冰传感器(13-15)在右机翼(20-2)上表面内侧沿机翼中缘轴线依次从机翼根部间隔安装至机翼翼尖，第十六结冰传感器(13-16)、第十七结冰传感器(13-17)、第十八结冰传感器(13-18)、第十九结冰传感器(13-19)、第二十结冰传感器(13-20)在右机翼(20-2)下表面内侧且沿机翼中缘轴线依次从机翼根部间隔安装至机翼翼尖。 2.根据权利要求1所述的一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统，其特征在于：所述左翼第一柔性供气管(8-1-1)、左翼第二柔性供气管(8-1-2)、左翼第三柔性供气管(8-1-3)、左翼第四柔性供气管(8-1-4)材质为氟橡胶；所述右翼部件材质与左机翼材质相同，其中右翼第一柔性供气管(8-2-1)、右翼第二柔性供气管(8-2-2)、右翼第三柔性供气管(8-2-3)、右翼第四柔性供气管(8-2-4)材质均为氟橡胶。 3.根据权利要求1所述的一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统，其特征在于：所述第一滚动装置(6-1)、第二滚动装置(6-2)、第三滚动装置(6-3)、第四滚动装置(6-4)上滚轮(18)电动滚轮，且左翼第一导轨(14-1-1)、左翼第二导轨(14-1-2)皆采用V型导轨，且导轨面经过淬硬和磨削处理；所述右翼部件结构、安装位置与左翼部件结构、安装位置相同，其中第五滚动装置(6-5)、第六滚动装置(6-6)、第七滚动装置(6-7)、第八滚动装置(6-8)上滚轮(18)电动滚轮，且右翼第一导轨(14-2-1)、右翼第二导轨(14-2-2)皆采用V型导轨，且导轨面经过淬硬和磨削处理。 4.根据权利要求1所述的一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统，其特征在于：所述左翼第一引气喷头(7-1)、第二引气喷头(7-2)、第三引气喷头(7-3)、第四引气喷头(7-4)分别安装第一转向轴(17-1)、第二转向轴(17-2)、第三转向轴(17-3)、第四转向轴(17-4)，可通过转向轴(17)调节引气喷头(7)角度，实现多角度射流除冰；所述右翼部件结构、安装位置与左翼部件结构、安装位置相同，其中第五引气喷头(7-5)、第六引气喷头(7-6)、第七引气喷头(7-7)、第八引气喷头(7-8)分别安装第五转向轴(17-5)、第六转向轴(17-6)、第七转向轴(17-7)、第八转向轴(17-8)。 5.根据权利要求1所述的一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统，其特征在于：所述结冰探测器(13)安装在机翼内侧且沿机翼中缘轴线依次从机翼根部间隔安装至机翼翼尖，用于探测飞行过程中形成的冰晶，生成电信号并且通过调节防冰活门(10)开度调节防除冰系统需要的引气量。 6.根据权利要求1所述的一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统，其特征在于：所述发动机引气防除冰系统中左翼第一供气管(9-1-1)、左翼第二供气管(9-1-2)、左翼第三供气管(9-1-3)、左翼第四供气管(9-1-4)、左翼第五供气管(9-1-5)、第一中央供气管(9-3-1)材质为不锈钢321；所述右翼中右翼第一供气管(9-2-1)、右翼第二供气管(9-2-2)、右翼第三供气管(9-2-3)、右翼第四供气管(9-2-4)、右翼第五供气管(9-2-5)、第二中央供气管(9-3-2)材质为不锈钢321。 7.根据权利要求1所述的一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统，其特征在于：所述发动机引气防除冰系统笛型管(2)采用并联形式，左翼(20-1)上第二笛型管(2-2)、第三笛型管(2-3)、第五笛型管(2-5)之间通过左翼供气管(9-1)并联连接，右翼(20-2)上第八笛型管(2-8)、第九笛型管(2-9)、第十一笛型管(2-11)通过右翼供气管(9-2)并联连接，柔性接头(4)材质为聚四氟乙烯。 8.根据权利要求1所述的一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统的方法，其特征在于：当飞机在结冰状态，结冰探测器(13)与发动机引气系统中电路进行耦合控制，所述回流冰防除冰系统防除冰模式如下：结冰探测器(13)探测到机翼(20)前缘结冰时，结冰探测器(13)会传递信号给发动机引气防除冰系统，系统计算需要的引气流量，发动机引气分别进入第一引气管(11-1)、第二引气管(11-2)、第三引气管(11-3)、第四引气管(11-4)，通过温度控制装置进行引气温度调节后进入供气管(9)，此时安装在供气管(9)上的防冰活门(10)开启，发动机引气会从供气管(9)中通过T型管(5)进入笛型管(2)，高温引气从笛型管(2)射流孔(3)中流出，加热飞机机翼(20)前缘；此时，机翼(20)前缘积冰被加热后融化形成水滴，在气流的作用下向机翼(20)后方流动；水滴在发动机引气防除冰系统热防护区之外再次形成回流冰，此时机翼(20)表面的结冰探测器(13)探测到回流冰形成，位于滚动装置(6)中的引气阀门(15)打开，发动机引气从供气管(9)中进入柔性供气管(8)后，引气通过滚动装置引气管道(16)经过引气喷头(7)喷射至机翼(20)积冰区域，由于机翼(20)积冰区域不同，阵列安装在机翼(20)中缘轴线上的结冰探测器(13)探测到机翼(20)该区域有回流冰形成后反馈信号给滚动装置(6)，滚动装置(6)驱动安装在其前表面的滚轮(18)，滚轮(18)通过在导轨(14)上滚动向机翼(20)两侧移动，待移动到结冰区域时引气喷头(7)喷射出高温引气加热机翼(20)蒙皮，使得回流冰融化；若结冰区域在机翼(20)后端，此时引气喷头(7)通过转向轴(17)转动方向调节引气喷射角度后对回流冰进行除冰作业；待回流冰除冰作业后，结冰探测器(13)未探测到机翼(20)表面回流冰，此时滚动装置(6)中的引气阀门(15)关闭，回流冰防除冰系统关闭；发动机引气防除冰系统根据结冰探测器(13)传递的结冰信号继续对机翼(20)前缘进行防除冰，若结冰传感器(13)未探测到机翼(20)前缘结冰，引气管停止引气(11)，防冰活门(10)关闭，发动机引气防除冰系统关闭。 9.根据权利要求8所述的一种飞机机翼表面回流冰防除冰系统的方法，其特征在于：所述结冰探测器(13)探测到回流冰形成时，结冰探测器(13)发出结冰位置信息给滚动装置(6)，滚动装置(6)根据从结冰传感器(13)所收到的位置信息驱动滚轮(18)在导轨(14)上水平移动到距结冰区域最短距离后；再驱动转向轴(17)转动角度使得引气喷头(7)对准结冰区域进行扫射，融化机翼(20)蒙皮表面积冰。
所属类别：	发明专利