[发明专利]具有自联接外壳的气动除冰组件

说明书

本发明与除冰系统有关，特别是与可应用于小横截面机翼气动除冰系统有关。

在特定运转状态下，飞机在其部件表面很容易积冰。我们都知道积累的冰会导致灾难性结果。发展了很多种系统以除去飞机在飞行中造成的冰，这些系统可分为三类：热学的、化学的和机械的。

机械式的除冰系统的运行是通过使所要除冰的飞机的机翼表面变形来完成。机翼表面的变形会造成其上所积累的冰的断裂，然后将冰吹散至流过飞机部件的气流中。

主要的商品化机构式除冰系统一般是指气动除冰系统，飞机的一个部件（例如机翼的引导端）覆盖有一组可扩展的、一般来说是充满高压流体，特别是空气的可膨胀的管状结构。膨胀时，管状结构扩展至机翼的前引导端的表面或支柱的表面，将积累在那里的冰破裂开，并将其吹散至流过飞机部件的气流中，典型地来说，这类管状结构的构成是沿平行于飞机部件前引导端延伸扩展的。

图1示出了先有的气动除冰器12，由具有橡胶或弹性材料性质的弹性合成物制造而成。除冰器12位于机翼14上。在合成物中形成一组管道16，这些管道通过集流管18用来提供高压流体，诸如空气。集流管18通过联接器20来供给流体，联接器20用来传输由高压源送出的流体（高压气源未画出）。在制造生产时，联接器20和除冰器12已一体化。在膨胀循环压力作用下，管道16可扩展或延伸40%或更多，因而除冰器外形（以及前引导端面）发生实质性的改变，从而使积累其上的冰破裂开。

现在参看图2，以往的气动除冰系统10是由带有一组管道16和集流管18的除冰器12组成。除冰器12粘接在机翼14上。高压气体通过联接器20供给到集流管18，联接器20与除冰器12已一体化。在机翼14上有一个大孔12以放置联接器20。图1和2所示出的系统一个缺陷在于孔22在裸露时是明显的雷达反射源。这类除冰系统的另一缺陷是联接器20有尺寸限制，机翼14的厚度不能小于可制造出的联接器20的最小高度。换句话说，联接器20对机翼有尺寸限制，因为联接器尺寸只能减小至某种程度。对于很窄的机翼，诸如飞机的螺旋桨或直升机的水平旋翼，这类除冰系统就会无法使用。改进这种气动除冰系统的努力在于引导持续的发展以改进其通用性、实用性和有效性。

本发明的一个目的是提供一种气动除冰组件，这一组件粘接一个安装并机械固定在要除冰的机翼表面上的外壳体。

本发明的另一个目的是提供一种气动除冰器，除冰器粘接一个套装并机械固定于要防护的机翼表面上的壳体，还包括一个在气动除冰组件区域突起的流体连通装置。

根据本发明，一个除冰系统实质上是由易弯曲的材料或合成物组成，它包括在其内部做好的一组管状构件，构件大体上相互平行排列，在充入高压流体时可扩展或膨胀，柔性的材料粘接在坚硬的壳体上，此外壳安装并机械固定于所要防护的机翼表面。

根据第二个发明的第二种实施例，一气动除冰系统由易弯曲（柔韧）合成材料组成，它包括在其内部制好的一组管状物件，并彼此大体上平行排列，在充高压流体时可扩展或膨胀。柔性材料粘接在安装并机械固定于所防护的机翼表面的壳体上。在壳体上提供一个气体联接适配器，将它与机翼上的联接器啮合，以便在气源与可膨胀管状物间提供气体交换。

本发明允许将气动除冰器安装于限制以往的气动除冰系统应用的不易接近的部位。本发明易于生产制造，在定期彻底检修维护时也易于更换。

本发明的种种目的、性能和优点在参看完如图所示的作为示范的实施例的详细说明后会更清楚。

图1是先有技术的除冰系统的顶视图;

图2是沿图1中2-2线剖切的局部横截面图;

图3是根据本发明第一实施例的气动除冰系统的横截面图;

图4是根据本发明第二实施例的气动除冰系统的局部横截面图;

图5是根据本发明的气动除冰器的联接器的横截面图;

图6是根据本发明的第三种实施例的气动除冰组件的局部横截面图;

图7是根据本发明的气动除冰组件，是沿图5的7-7线剖切后的横截面图;

图8是根据本发明的第四实施例的气动除冰系统的横截面图;

图9是根据本发明的第五种实施例的气动除冰系统的横截面图。