[发明专利]一种机翼防除冰系统

说明书

本发明公开了一种机翼防除冰系统：包括机翼，机翼前缘蒙皮内部布有电加热系统，还包括布设于机翼内部的合成射流激励器，合成射流激励器的合成射流出口位于机翼表面，且位于电加热系统防冰区域后侧，合成射流激励器中的合成射流从射流出口喷出后与机翼表面水滴相互作用，改变水滴运动轨迹。本发明通过电加热系统对机翼前缘表面进行加热，使得机翼前缘保持在一定的温度范围内，当过冷水滴撞击在机翼前缘时，由于表面温度高，水滴不会在机翼前缘结冰，而是形成一层水膜向机翼后方流动，当水膜流至合成射流出口处时，由于合成射流的作用，水膜会改变原来的运动轨迹，从而远离机翼后表面，防止了溢流冰的形成，提高了机翼气动性能和安全性能。

技术领域

本发明属于飞行器防冰技术领域，尤其涉及一种机翼防除冰系统。

背景技术

飞机在含过冷水滴的云层中飞行时，飞机的机翼、尾翼、旋翼、进气道、天线罩、仪表传感器等部件表面容易结冰。飞机结冰不仅增加飞机重量，而且会破坏飞机表面的气动外形，改变绕流流场，使得飞机最大升阻比下降、失速攻角减小，影响飞机的操作性和稳定性，严重时甚至会造成安全事故。

现有的防冰技术主要包括热气防冰、电加热防冰、气动带除冰、液体防冰等。热气防护系统需要飞机发动机提供大量热气，且管路复杂，耗能大，会对发动机性能带来一定的影响；气动带除冰系统会破坏飞机的气动外形，增加飞行阻力，而且除冰也不彻底；液体防冰系统需大量机载防冰液，系统重量较大，目前应用较少；电加热防冰系统具有可靠性高、重量轻、易于实现自动化等优点，同时具有防冰和除冰的功能，且符合全电飞机的发展趋势。但是在长期的实验中发现，采用电加热防冰系统对机翼进行防冰时，若采用不完全蒸发防冰，防冰的过程中容易在防冰区域后侧形成溢流冰，溢流冰严重影响机翼的气动特性，对飞机的飞行安全造成严重危害；若采用完全蒸发防冰或是在整个机翼都布置电加热模块，则会很大程度上增加能量的消耗，不利于电加热系统在飞机防冰中应用。因此，有必要发明一种简单、高效、低能耗的，能够实现整个机翼全覆盖的防冰方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：针对现有防除冰系统在防除冰过程中容易在防护区域后侧形成溢流冰，严重影响机翼气动特性，对飞机安全造成严重危害的问题，提出了一种机翼防除冰系统。

为解决该问题，本发明采用的技术方案是：

一种机翼防除冰系统：包括机翼，所述机翼前缘蒙皮内部布设有用于防除冰的电加热系统，还包括布设于机翼内部的合成射流激励器，所述合成射流激励器的合成射流出口位于机翼表面，且位于电加热系统防冰区域后侧，所述合成射流激励器中的合成射流从射流出口喷出后与机翼表面水滴相互作用，改变水滴运动轨迹。

进一步地，所述电加热系统包括电加热膜，所述电加热膜位于机翼前缘内部，所述合成射流激励器的合成射流出口布设于所述电加热片所形成的电加热防冰区域后侧。

进一步地，所述电加热膜位于机翼前缘蒙皮内表面或蒙皮与内表面的夹层中。

进一步地，所述电加热膜的温度通过输入电压和通电时间进行控制。

进一步地，所述合成射流激励器包括合成射流腔体、振动膜片、一个或多个射流出口，信号发生器，所述振动膜片与信号发生器连接，在信号发生器输出的电信号作用下周期性振动，所述射流出口位于机翼表面，所述振动膜片位于合成射流腔体内或为合成射流腔体的一个表面，所述合成射流出口开设于合成射流腔体除振动膜片外的任一表面上。

进一步地，当振动膜片位于合成射流腔体内时，所述合成射流腔体被振动膜片分割成两个腔体，被分割成的两个腔体上分别开设有一个或多个射流出口。

进一步地，所述合成射流腔体由机翼内表面、振动膜片、将振动膜片安装在合成射流腔体上的安装板、以及连接安装板与机翼内表面之间的连接板合围而成，所述合成射流出口开设在机翼表面上。

进一步地，所述电加热膜的一部分位于合成射流腔体的表面。