[发明专利]SLD环境前缘溢流区冰防护组件

说明书

本发明涉及飞机结冰防护的技术领域，具体涉及一种过冷大水滴(SLD)环境前缘溢流区结冰防护组件。所述组件包括热气防冰装置，该热气防冰装置包括：内侧挡板，其中，所述内侧挡板与前缘溢流区壳体的内表面共同限定热气排出通道，位于所述内侧挡板上、沿所述前缘溢流区壳体延伸的凹腔，以及沿所述凹腔延伸的具有射流孔的笛形管，该笛形管将热气经由射流孔引导到前缘溢流区壳体的内表面。通过在溢流区增加热气防冰系统，并结合溢流结冰探测和斥水抗冰涂层，本发明能够在飞机遭遇SLD环境、前缘防冰系统发生溢流的情况下有效减少溢流冰的形成，并促进已经形成的冰层的脱落，能高效、低能耗地实现机翼全覆盖防冰。

技术领域

本发明涉及飞机结冰防护的技术领域，具体涉及一种过冷大水滴(SLD)环境前缘溢流区冰防护组件。

技术背景

在飞行过程中，飞机会不可避免地遭遇过冷水滴的撞击，并极有可能因此结冰。飞机结冰会增大飞机表面的粗糙程度，改变飞机的气动构型和质量分布，导致飞机的气动性能、稳定性和可控性的下降，严重时会引发飞行事故。尤其是在过冷大水滴(SLD)环境下，过冷大水滴的撞击在水层内部表现为强烈的过冷量扩散效率，在界面上表现为更长的有效换热时间，这两者共同促进了撞击过程的非稳态传热效应，再加上伴随撞击产生的水滴破碎和飞溅，这些因素使得SLD环境下撞击结冰的面积急剧增大，并极易发生溢流，进而在常规结冰防护区外发生结冰，严重威胁飞行安全。所以，必须采取相应的防护措施，以减少甚至防止SLD环境下结冰。

现有的飞机防冰技术可分为以下三类：

(1)机械防除冰方法

该方法的不足在于除冰不彻底，且破坏飞机的气动外形，增加飞机阻力，脱落的冰块很有可能危及飞机上的其他部件。

(2)液体防除冰方法

该方法对于流体能够到达的表面，能够实现防冰和除冰，并且不会形成溢流冰，但该方法需要大量的除冰液、成本高昂，会对环境造成污染。

(3)热防除冰方法

该方法的效果良好，但是应用范围有限、需要大量的辅助设施、消耗大量的能量。

此外，针对大面积的部位，如机翼、尾翼和发动机进气道，通常使用热气防除冰方法。热空气来自热交换器、燃烧加温器和发动机引气等，具有热源充足、能量大的优点。但是，这会对发动机性能带来一定的影响，且目前的热气防除冰方法和/或系统仅对前缘部位进行防冰，无法对溢流区进行有效防护。

CN201921961734.0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。通过电加热系统对机翼前缘表面进行加热，使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。在CN201921961734.0中，其实现方法主要依赖布设于机翼内部的合成射流激励器和射流出口，减少溢流冰的形成，但是这需要增加辅助设施、改变机翼结构，导致能耗与成本较高，并缺乏对实时结冰情况的感知。