一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置的制造方法
【专利摘要】本发明涉及一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置，属于旋翼防冰和除冰技术领域。主要部件包括：旋翼蒙皮、电热防/除冰系统、热气膨胀膜防/除冰系统及用于检测旋翼结冰厚度的结冰传感器；热气膨胀膜防/除冰系统包括热气膨胀膜、止回阀、空气压缩机、抽真空泵、压力计、热气输送管道及用于检测旋翼结冰厚度的结冰传感器；电热防/除冰系统包括电热丝加热垫、绝缘隔热层、绝缘传热层、用以调节加热强度的调压开关、用于控制不同串联加热垫的多路控制器及结冰传感器；本发明能实时有效的对直升机旋翼进行探测并进行防、除冰工作，能够满足在多种不同恶劣气象环境下及在不同结冰状态下的防、除冰要求。
【专利说明】
一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置
技术领域
[0001]本发明涉及一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置，属于旋翼防冰和除冰技术领域。
【背景技术】
[0002]直升机旋翼在高空遇含有过冷水滴的云层时会在旋翼迎风表面出现结冰现象，结冰严重时甚至会导致直升机发生飞行事故。现有的固定翼防/除冰技术已较为成熟，但针对直升机旋翼高速旋转、周期性挥舞、旋翼周围流场复杂、旋翼内部空间狭小等特点，相关成熟的防/除冰技术较少。因此，研究新型快速、高效、节能的直升机旋翼防冰和除冰技术具有重要意义。
[0003]热气膨胀膜是在膨胀膜的基础上，通过充入发动机高温高压热气瞬间膨胀，达到防/除冰的效果。热气膨胀膜不但可以通过自身的瞬间迅速膨胀击落表面结冰，还可以将填充的高温高压热气所携带的热量通过热传导和辐射的方式传递给表面积冰，使附着在膨胀膜坚固的积冰在两者结合面处融化，并迅速脱落。
[0004]电热防/除冰技术已经广泛应用于固定翼及旋翼飞行器，但现有电热防/除冰系统中大多需要飞行员控制电热防/除冰系统，自动化程度低，且电热防/除冰系统中由于电加热垫内电热丝布置原因，加热效果分布不均，在结冰条件下对防冰和除冰效果均不佳。因此，需要对电热防/除冰控制系统及加热垫进行改进，使达到良好的防冰和除冰的效果。
【发明内容】
[0005]本发明专利主要针对现有旋翼及固定翼飞机防/除冰技术的不足，利用膨胀膜结合发动机热气建立热膨胀膜防/除冰系统，并联合电热防/除冰系统，提出一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置。本发明专利能够人工或自动控制防/除冰装置的开启，能实时有效的对直升机旋翼进行探测并进行防/除冰工作，具有时间短，耗能低、除冰彻底等特点，能够满足在多种不同恶劣气象环境下及在不同结冰状态下的防、除冰要求。
[0006]本发明采用的技术方案是:提供一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置，包括旋翼结冰防护范围相对应的旋翼蒙皮、热气膨胀膜防/除冰系统、电热防/除冰系统以及用于检测旋翼结冰厚度的结冰传感器;其中热气膨胀膜防/除冰系统包括热气膨胀膜、用于发动机热气引气并给热气膨胀膜充气的空气压缩机、止回阀、用于关闭热气膨胀膜的抽真空栗、测量热气回路的压力计、热气输送管道及用于检测旋翼结冰厚度的结冰传感器;充气回路中止回阀连接空气压缩机的出口和热气膨胀膜;抽真空回路中止回阀连接抽真空栗的入口和热气膨胀膜;回路中通过设置在止回阀和热气膨胀膜之间的压力计控制气压回路内压强；电热防/除冰系统包括电热丝加热垫、绝缘隔热层、绝缘传热层、用以调节加热强度的调压开关、用于控制不同串联加热垫的控制多路控制器及用于检测旋翼结冰厚度的结冰传感器;绝缘隔热层与旋翼蒙皮粘接，电热丝加热垫分布在绝缘隔热层上，绝缘传热层与电热丝加热垫镶嵌在同一层上，并和表面包铁粘接。
[0007]所述热气膨胀膜防/除冰系统安装在硬质基体上，硬质基体与蒙皮相粘接，弦向位置:从前缘至上表面1.3%弦长，下表面2.4%弦长，展向位置:起于25%弦长剖面，止于95%弦长剖面。
[0008]所述电热防/除冰系统安装在旋翼蒙皮外表面，弦向位置:上表面起于1.3%弦长，止于10%弦长，下表面起于2.4%弦长，止于14%弦长，展向位置与热气膨胀膜防/除冰系统相同。
[0009]所述的结冰传感器分布在热气膨胀膜安装区域内，沿桨叶长度方向均匀排布。
[0010]所述电加热垫采用蜂窝状并联结构布置，电加热垫控制电路中通过结冰传感器自动控制电路通断，并自动调节加热垫供电电压，调节加热功率。
[0011]本发明的有益效果是:
[0012]1.本发明采用膨胀膜瞬时迅速膨胀击落旋翼积冰，并引用发动机高温高压废气的能量，作为膨胀膜的填充气体使热膨胀膜防/除冰系统正常工作，有效地减少直升机防/除冰系统的能耗；
[0013]2.本发明采用热膨胀膜和电热联合系统进行防/除冰，与单一防/除冰系统相比，防/除冰效率大幅提尚;
[0014]3.本发明采用新型的电热防/除冰控制电路系统，并改进电加热垫内电热丝的布置结构，有利于提高电加热的均匀性；
[0015]4.本发明热气膨胀膜防/除冰系统和电加热防/除冰系统布置位置有利于对结冰进行实时监测并迅速、高效的进行防冰和除冰工作；
[0016]5.本发明用于直升机旋翼的防/除冰，结构简单紧凑，重量轻，不改变旋翼的气动外形，亦不会额外增加直升机过多的重量。
【附图说明】
[0017]图1是热气膨胀膜防/除冰系统的位置示意图。
[0018]图2是热气膨胀膜防/除冰系统控制回路图。
[0019]图3是热气膨胀膜防/除冰系统工作前、后结构示意图，其中:(a)是未工作状态下；(b)是工作状态下。
[0020]图4是电热防/除冰系统的位置示意图。
[0021 ]图5是电热防/除冰系统控制电路图。
[0022 ]图6是电热防/除冰系统中单个加热垫示意图。
[0023]图中:
[0024]1.桨叶；2.桨叶蒙皮；3.绝缘隔热层;4.电热丝加热垫；5.绝缘传热层；6.硬质基体;7.热气膨胀膜;8.结冰传感器;9.表面包铁;10.热气膨胀膜通道;11.调压开关;12.多路控制器；13.热气管路通道；14.空气过滤器；15.抽真空栗；16.止回阀；17.压力计；18.空气压缩机。
【具体实施方式】
[0025]下面结合附图对本发明进行进一步说明。
[0026]如图1、图2所示，将热气膨胀膜防/除冰系统的控制回路安装在直升机发动机上方，利于对发动机高温高压尾气进行收集利用。热气膨胀膜防/除冰系统开启工作时:将发动机高温高压尾气通过空气过滤器14过滤，空气压缩机18加压，经由旋翼转轴内部设置的热气管路通道13，将高温高压热气输送到安装在旋翼I表面的热气膨胀膜7内；热气膨胀膜防/除冰系统停止工作时:开启抽真空栗15，将热气膨胀膜7中的热气排出；在两回路中止回阀16保证整个气压系统密闭，并通过压力计17控制回路压强。
[0027]如图3、图4所示，当热气膨胀膜防/除冰系统工作时，热气充满热气膨胀膜通道10，热气膨胀膜7迅速膨胀，击落表面积冰;同时电热防/除冰系统工作，消除其他防护区域的积冰及积冰融化的溢流水，达到防冰区域内的全面防/除冰目的。所述热气膨胀膜防/除冰系统安装在硬质基体6上，硬质基体6与蒙皮2相粘接，弦向位置:从前缘上表面1.3%弦长，下表面2.4%弦长，展向位置:起于25%弦长剖面，止于95%弦长剖面。所述电热防/除冰系统安装在桨叶蒙皮2外表面，弦向位置:上表面起于1.3%弦长，止于10%弦长，下表面起于2.4%弦长，止于14%弦长，展向位置与热气膨胀膜防/除冰系统相同。所述的结冰传感器8分布在热气膨胀膜安装区域内，沿桨叶I长度方向均匀排布。
[0028]如图5、图6所示，所述电加热垫4采用蜂窝状并联结构布置，电加热垫控制电路中通过结冰传感器8自动控制电路通断，并自动调节加热垫供电电压，调节加热功率。
【主权项】
1.一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置，其特征在于，包括旋翼结冰防护范围相对应的旋翼蒙皮、热气膨胀膜防/除冰系统、电热防/除冰系统以及用于检测旋翼结冰厚度的结冰传感器;其中: 所述热气膨胀膜防/除冰系统包括热气膨胀膜、用于发动机热气引气并给热气膨胀膜充气的空气压缩机、止回阀、用于关闭热气膨胀膜的抽真空栗、测量热气回路的压力计、热气输送管道及用于检测旋翼结冰厚度的结冰传感器;充气回路中止回阀连接空气压缩机的出口和热气膨胀膜;抽真空回路中止回阀连接抽真空栗的入口和热气膨胀膜；回路中通过设置在止回阀和热气膨胀膜之间的压力计控制气压回路内压强； 所述电热防/除冰系统包括电热丝加热垫、绝缘隔热层、绝缘传热层、用以调节加热强度的调压开关、用于控制不同串联加热垫的控制多路控制器及用于检测旋翼结冰厚度的结冰传感器;绝缘隔热层与旋翼蒙皮粘接，电热丝加热垫分布在绝缘隔热层上，绝缘传热层与电热丝加热垫镶嵌在同一层上，并和表面包铁粘接。2.根据权利要求1所述一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置，其特征在于:所述热气膨胀膜防/除冰系统安装在硬质基体上，硬质基体与蒙皮相粘接，弦向位置:从前缘至上表面1.3%弦长，下表面2.4%弦长，展向位置:起于25%弦长剖面，止于95%弦长剖面。3.根据权利要求1所述一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置，其特征在于:所述电热防/除冰系统安装在桨叶蒙皮外表面，弦向位置:上表面起于1.3%弦长，止于10%弦长，下表面起于2.4%弦长，止于14%弦长，展向位置与热气膨胀膜防/除冰系统相同。4.根据权利要求1所述一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置，其特征在于:所述的结冰传感器分布在热气膨胀膜安装区域内，沿桨叶长度方向均匀排布。5.根据权利要求1所述一种新型的直升机旋翼热气膨胀膜及电热联合防/除冰装置，其特征在于:所述电加热垫采用蜂窝状并联结构布置，电加热垫控制电路中通过结冰传感器自动控制电路通断，并自动调节加热垫供电电压，调节加热功率。
【文档编号】B64D15/12GK105966626SQ201610342349
【公开日】2016年9月28日
【申请日】2016年5月23日
【发明人】陈龙, 张以都, 吴琼
【申请人】北京航空航天大学