一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构的制作方法

本发明属于飞机防除冰设计，具体涉及一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构。

背景技术：

飞机前缘结冰会对飞行安全造成很大的威胁，因此，飞行中的结冰现象及飞机前缘结构的防除冰方法是设计过程中必须严肃考虑的问题。

目前应用于飞机防除冰设计的主要是电加热的方法，在需要进行防除冰设计的区域粘贴一层电加热膜，通过消耗电能实现加热，从而达到关键部位防冰除冰的目的，但是该种方法的能耗较大，而飞机上能源供给有限，因此目前无法满足大面积区域的防除冰需求，因此应用受到限制。

目前常用于飞机防除冰设计的表面涂层主要是超疏水涂层，但其只仅能延缓结冰现象，作用非常有限；超疏水涂层与电加热复合防除冰设计结构适用于防冰的工作方式，不容许表面结冰，需长期通电加热，这必然带来更多的能耗。

而自润滑涂层与超疏水涂层原理相反，其具备亲水特性，但其表面结冰后会形成一层水润滑层，与冰层的结合力较小，在气流作用下，仅需较少的热量即可将表面冰层去除；特别适用于除冰的工作方式。

本发明提出一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构，相比与单纯的电加热防除冰方法，以及电加热与超疏水涂层复合防除冰的方法，能耗大大降低，能够满足较大面积区域的防冰需求。

技术实现要素：

发明目的：

本发明的目的是提出一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其具备较低能耗，能够应用于飞机上前缘区域大面积区域的防除冰需求，同时具备较好的可行性和工艺性。

发明技术解决的方案：

本发明一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构，能够以较低的能耗实现飞机前缘类结构的防除冰设计，其结构形式由外至内包含自润滑涂层、保护层、电热层；所述保护层、电热层与机体结构共同固化成形，自润滑涂层喷涂于保护层表面。

其中，自润滑涂层具备亲水特性，其表面与水接触结冰后会形成一层水润滑层，与冰层的结合力较低。

优选的，保护层具备较高的电绝缘特性和导热特性。

优选的，电热层能够通电加热，并具备较高的电-热转换效率。

优选的，机体结构为需要开展防除冰设计的前缘结构，同电热层和保护层共同固化成形。

在工作方式上，本发明采用自润滑涂层与电加热复合防除冰的结构，可对大面积防除冰设计区域分区间断通电加热，允许单个区域在冷却周期结一定程度的冰，进入加热周期后，通电加热将冰层区域，从而进一步降低能耗。分区加热采用程序控制执行。

积极效果：

本发明一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构，自润滑涂层位于外表面，其受水滴撞击后形成一层水润滑层，凝结于水润滑层表面的冰层结合力较低，在电热层通电加热后，只需要较少的热量，在气流的冲刷下，即可完成表面冰层的去除，因此能耗大大降低，试验数据表明，采用本发明一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构，相比于单纯的电加热防冰方法，能耗降低75％以上，能够满足较大面积区域的防除冰需求。

附图说明

图1是一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构的应用结构形式示意图，

图2是一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构的分区间断加热工作方式示意图，

其中，1-自润滑层，2-保护层，3-电热层，4-机体结构。

具体实施方式

针对飞机前缘结构的防除冰设计问题，为有效降低防除冰系统的能耗，实现大面积前缘结构的防除冰设计，一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构。下面结合附图对本发明的具体实施方法详细说明。

参见图1，其是本发明一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构的应用结构形式，包含自润滑涂层1、保护层2、电热层3、机体结构4。本发明采用自润滑涂层1布置于外表面，有效的降低冰层的结合力，辅以电加热，能够以较低的能耗实现飞机前缘类结构的防除冰设计。机体结构4主要为需要进行防除冰设计的前缘类结构。

其中，自润滑涂层1采用聚氨酯材质，具备亲水特性，能够在表面形成一层水润滑层，有效的降低冰层的结合力，在一定的热量下，能够很容易的被气流吹走。

在上述设计结构的基础上，所采用的保护层2为玻璃布材质，具备较高的电绝缘特性和导热特性，主要作为电热层3与防冰涂层1之间的保护和隔离，同时降低电热层3发热传递给外表面的热量损失。

还需要进一步说明的是，电热层3能够通电进行加热，其材质可以为高分子电热膜材质或碳纳米纸/粉加热膜等多种形式，具备较高的电-热转换效率，使用寿命较长，能够满足飞机的长寿命服役需求。

本发明一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构在装配时，在机体结构4之上，依次铺叠电热层3和保护层2，3层结构采用热压罐或者烘箱的方式胶接共固化成形，之后，自润滑涂层1涂覆成形于其表面。

一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构在工作时，应采取分区间断加热的工作方式，具体的分区大小应根据前缘结构特征确定，电加热及冷却周期设计应根据结冰仿真分析和典型结构件冰风洞试验确定。

如图2所示为一种典型飞机的防除冰设计分区间断加热应用示例，该飞机机翼分为4个区域，左右对称(对称部位为同一加热周期)，工作时，4个分区轮流通电加热，每个分区加热30秒，冷却90秒，可通过程序控制。相比与单纯的电加热防除冰方法，以及电加热与超疏水涂层复合防除冰的方法，能耗大大降低，能够满足较大面积区域的防冰需求。

技术特征：

1.一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其特征在于，所述结构布置形式由外至内包含自润滑涂层、保护层、电热层；所述保护层、电热层与内部机体结构共同固化成形，自润滑涂层喷涂于保护层表面。

2.根据权利要求1所述的电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其特征在于，所述自润滑涂层采用聚氨酯材质，具备亲水特性，结冰时其表面能形成一层水润滑层。

3.根据权利要求1所述的电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其特征在于，所述机体结构同电热层和保护层胶接共固化成形，之后采用自润滑涂层涂覆成形于外表面。

4.根据权利要求1所述的电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其特征在于，所述电热层采取分区间断加热的工作方式。

5.根据权利要求4所述的电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其特征在于，间断加热时，分区大小应根据前缘结构特征确定，电加热及冷却周期设计应根据结冰仿真分析和典型结构件冰风洞试验确定。

6.根据权利要求4所述的电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其特征在于，机翼分为4个区域，左右对称，对称部位为同一加热周期。

7.根据权利要求6所述的电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其特征在于，分区加热时，4个分区轮流通电加热，每个分区加热30秒，冷却90秒。

8.根据权利要求4或7所述的电加热和自润滑复合防除冰功能结构，其特征在于，分区加热采用程序控制执行。

技术总结
本发明属于飞机防除冰设计，具体涉及一种电加热和自润滑复合防除冰功能结构；其结构形式由外至内包含自润滑涂层、保护层、电热层；所述保护层、电热层与机体结构共同固化成形，自润滑涂层喷涂于保护层表面。本发明所提出的结构在工作方式上，可对大面积防除冰设计区域分区间断通电加热，允许单个区域在冷却周期结一定程度的冰，进入加热周期后，通电加热将冰层区域，从而进一步降低能耗。相比与单纯的电加热防除冰方法，以及电加热与超疏水涂层复合防除冰的方法，能耗大大降低，能够满足较大面积区域的防冰需求。

技术研发人员：胡静伟;李江海;廖秋恒;胡利;康欣然;李德勇
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
技术研发日：2020.12.24
技术公布日：2021.04.02