一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法

本发明涉及一种结合超疏水表面与回路热管的机翼防除冰系统及方法，属于飞机机翼防除冰领域。

背景技术：

1、飞机表面结冰一直是威胁飞行安全主要因素之一，当飞机以小于某临界马赫数飞行时，机翼、风挡、发动机进气口等部件会与大气中的过冷液滴撞击，导致结冰。飞机结冰严重影响飞行安全，它破坏了飞机表面的气动外形、增加飞行阻力，同时降低了飞机的升力系数等。飞机不可避免地在结冰天气中飞行，因此研究高效的防冰除冰技术迫在眉睫。现有的防除冰技术虽然能在一定程度上抑制冰晶的产生和消除结冰，但是仍无法完全消除飞行过程中飞机结冰带来的安全隐患，从源头抑制冰晶的产生才是解决飞机结冰问题的关键。因此，主被动复合防除冰技术逐渐成为机翼防除冰技术的重要发展方向之一。

2、已有部分专利提出了一些复合防除冰技术及其应用。专利cn202557799u设计了一种飞机翼型超声波辅助热气联合防冰除冰装置，主要特征是在引热气防除冰的基础上辅以超声波高频振荡装置，能够有效地除去飞机尾翼前缘的冰层。该专利依靠飞机发动机引气防除冰，过量引气会导致飞机动力不足造成严重的安全事故，且利用超声波高频振荡容易造成机翼结构疲劳。专利cn109720582a设计了一种复合式电热-防冰液防除冰系统，主要特征是基于单一电热防除冰系统能耗巨大的缺点，选择辅以防冰液降低飞机能源消耗并提高除冰效率，但防冰液系统自重大，会降低飞机的有效载荷，且防冰液对环境造成一定的污染。

3、本发明提供了一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，该系统利用表面的超疏水特性弹开飞行过程中撞击而来的过冷液滴，在表面形成冰晶时开启回路热管系统，利用飞机余热如废气喷口、液压系统、空气/油冷却器等作为热源，减少飞机系统能源消耗；同时设置热力控制阀，精确控制系统温度。由于机翼表面覆盖了超疏水材料，此系统有效的避免了回流冰的形成，得益于回路热管系统高效的换热，在极大地提升了机翼防除冰效果的基础上降低了系统能耗。

技术实现思路

1、本发明的目的是设计出一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，本发明有助于推动多种防除冰技术的融合，加快超疏水表面的防除冰应用。

2、本申请实施例提供一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，由回路热管系统、结冰探测器、超疏水表面三部分组成：

3、其中回路热管系统包括蒸发段1、补偿室2、第一截止阀3-1、第二截止阀3-2、第一蒸汽管线5-1、第二蒸汽管线5-2、第三蒸汽管线5-3、热力控制阀6、冷凝管线7；其中补偿室2有三个接口，补偿室2下侧出口与蒸发段1进口相连，补偿室2上侧进口与冷凝管线7出口相连，补偿室2右侧进口与第一蒸汽管线5-1出口相连；热力控制阀6有三个接口，热力控制阀6左侧与第二蒸汽管线5-2出口相连、右侧与第三蒸汽管线5-3进口相连、上侧与第一蒸汽管线5-1进口相连。

4、补偿室2下侧出口与蒸发段1进口相连，蒸发段1出口与第二蒸汽管线5-2进口相连，第二蒸汽管线5-2出口处设置热力控制阀6，并且热力控制阀6上侧与第一蒸汽管线5-1进口相连，第一截止阀3-1设置在第一蒸汽管线5-1出口与补偿室2右侧进口连接处，并与补偿室2右侧进口相连，形成一个旁通回路，调节输送管道中的蒸汽流量；第三蒸汽管线5-3进口与热力控制阀6相连，第三蒸汽管线5-3出口与冷凝管线7进口相连，第二截止阀3-2设置在冷凝管线7出口与补偿室2进口连接处，并与补偿室2上侧进口相连，形成回路。

5、所述结冰探测器4为嵌入式光纤探测器，安装于飞机表面；

6、所述超疏水表面8均匀覆盖于机翼蒙皮。

7、进一步地，所述回路热管系统中蒸发段1所使用的热源为空气/油冷却器、高低压引气、液压系统余热。

8、进一步地，所述超疏水表面8采用fe3o4纳米材料制作。

9、进一步地，所述回路热管系统第一蒸汽管线5-1、第二蒸汽管线5-2、第三蒸汽管线5-3、冷凝管线7、蒸发段1为钢管，工作流体为液氨。

10、进一步地，所述回路热管系统进液口设置补偿室2，有效减少了干涸现象。

11、进一步地，所述蒸发段1热管芯为镍材质，利用细孔多孔芯的毛细力循环工作流体。

12、进一步地，所述第一蒸汽管线5-1进口、第二蒸汽管线5-2出口、第三蒸汽管线5-3进口设置有热力控制阀6，热力控制阀6根据入口蒸汽温度调整内部阀芯开度，可以将蒸汽送至冷凝管线7，或将蒸汽直接送回补偿室2。

13、大气中过冷液滴撞击超疏水表面8时，安装在机翼内部的结冰探测器4未探测到冰晶的形成，这时仅利用表面的超疏水特性8即可弹开撞击的过冷液滴；

14、过冷液滴撞击到超疏水表面8时，安装在机翼内部的嵌入式光纤结冰探测装置探测到超疏水表面形成冰晶，通过控制电路传输开启指令到回路热管系统，回路热管系统启动进行防除冰。

15、所述回路热管系统运行模式如下两种：

16、蒸汽温度超过20℃时：

17、结冰探测器4检测到机翼表面冰晶形成时，回路热管系统启动，第一截止阀3-1、第二截止阀3-2打开，飞机内提供的热源与回路热管系统蒸发段1进行换热，工作流体受热形成蒸汽，通过热管管芯毛细力的作用驱动工作流体离开蒸发段1进入第二蒸汽管线5-2，热力控制阀6与第一蒸汽管线5-1的接口打开，部分蒸汽从第二蒸汽管线5-2旁通至第一蒸汽管线5-1后，经过安装在第一蒸汽管线5-1出口的第一截止阀3-1后进入补偿室2，与从冷凝管段7进入补偿室2的过冷液体混合后进入蒸发段1；部分蒸汽经过热力控制阀6与第三蒸汽管线5-3的接口，由第三蒸汽管线5-3进入冷凝管线7后液化放热，加热飞机蒙皮，超疏水表面上的冰晶融化成水滴后被弹开，蒸汽放热形成过冷液体后经过第二截止阀3-2回到补偿室2中，过冷液体在补偿室2中与第一蒸汽管线5-1旁通的蒸汽混合后进入蒸发段1完成一个循环；

18、蒸汽温度未超过20℃时：

19、结冰探测器4检测到机翼表面冰晶形成时，回路热管系统启动，第二截止阀3-2打开，飞机内提供的热源与回路热管系统蒸发段1进行换热，工作流体受热形成蒸汽，通过热管管芯毛细力的作用驱动工作流体离开蒸发段1进入第二蒸汽管线5-2，蒸汽经过热力控制阀6与第三蒸汽管线5-3的接口，由第三蒸汽管线5-3进入冷凝管线7后液化放热，加热飞机蒙皮，超疏水表面上的冰晶融化成水滴后被弹开，蒸汽放热形成过冷液体后经过第二截止阀3-2回到补偿室2中，过冷液体从补偿室2进入蒸发段1完成一个循环；

20、重复进行上述循环，最终可以持续进行防除冰；待结冰探测器4探测到机翼表面冰晶完全融化时，发送指令给回路热管系统，此时蒸发段1停止与热源换热，待蒸发段1温度回落至初始温度时，关闭第一截止阀3-1、第二截止阀3-2，此时回路热管系统关闭。

技术特征：

1.一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：

2.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述回路热管系统中蒸发段(1)所使用的热源为空气/油冷却器、高低压引气、液压系统余热。

3.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述超疏水表面(8)采用fe3o4纳米材料制作。

4.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述回路热管系统第一蒸汽管线(5-1)、第二蒸汽管线(5-2)、第三蒸汽管线(5-3)、冷凝管线(7)、蒸发段(1)为钢管，回路热管系统工作流体为液氨。

5.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述回路热管系统进液口设置补偿室(2)，有效减少了干涸现象。

6.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述蒸发段(1)热管芯为镍材质，利用细孔多孔芯的毛细力循环工作流体。

7.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统，其特征在于：所述第一蒸汽管线(5-1)进口、第二蒸汽管线(5-2)出口、第三蒸汽管线(5-3)进口设置有热力控制阀(6)，热力控制阀(6)根据入口蒸汽温度调整内部阀芯开度，可以将蒸汽送至冷凝管线(7)，或将蒸汽直接送回补偿室(2)。

8.根据权利要求1所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统的方法，其特征在于：当飞机在飞行过程中穿越结冰区时，结冰探测器(4)与回路热管系统中控制电路进行耦合控制，所述复合防除冰系统分为两种防除冰策略；

9.根据权利要求8所述的结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统的方法，其特征在于：

技术总结
本发明涉及飞机机翼防除冰领域，具体涉及一种结合超疏水表面和回路热管的复合式机翼防除冰系统及方法。系统包括超疏水表面、回路热管系统、结冰探测系统。所述结冰探测系统用于检测冰型种类与结冰程度并反馈给防除冰系统；所述超疏水表面覆盖于机翼表面，用于弹开飞行过程撞击的过冷液滴；所述回路热管系统由蒸发段(含热管芯)、补偿室、蒸汽管线、冷凝管线、热力控制阀、截止阀及热源组成并通过管线连接。机翼通过超疏水表面弹开飞行过程中撞击的过冷液滴实现防冰，另外当结冰探测装置探测到冰晶形成时，回路热管系统将飞机其余区域的热量传递到机翼前缘实现除冰。本发明具有除冰效率高、有效抑制回流冰等优点。

技术研发人员：王歆铖,王瑜,袁琳慧
受保护的技术使用者：南京工业大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13