CN103847968B - 一种利用机载废热的新型机翼防冰*** - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种利用机载废热的新型机翼防冰***，该***通过管道实现蒙皮换热器、转子式压缩机、蒸发器和电子膨胀阀的连接。在机翼防冰腔中增设了储液器，改变了双蒙皮的结构。本发明***在无人机上采用蒸发式循环的防冰方式，利用蒸发换热器部件充分吸收机载电子设备的热源热量，并且通过笛形管冲击射流的方式将热量传递给蒙皮跟外界过冷湿空气进行换热，提高蒙皮温度至防冰最低温度，以达到防冰效果。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞机防冰***，更特别地说，是指一种利用机载废热的新型机翼防冰***。
背景技术
现代飞机，特别是无人驾驶飞机，由于大量使用了各种电子元器件和电子设备，导致局部发热量大，如不进行有效散热，会严重降低电子设备的工作性能，必须进行散热处理。而飞机在穿过含过冷水滴的云层时，许多部件都可能出现结冰，如机翼、尾翼的前缘、螺旋桨、直升机旋翼叶片、发动机进气口、空速管、挡风玻璃等。无人机大型化是目前的发展趋势，大型无人机飞行高度、速度和飞行航时都得到大幅度提高，从而进入结冰包线中产生结冰现象。
发明内容
为了解决目前机翼热气防冰***中出现的大量引用发动机引气，造成发动机推力不足的缺陷，本发明提出一种利用机载废热的新型机翼防冰***。本发明***在无人机上使用进行防冰具有先天的优势，采用蒸发式循环的防冰方式，利用蒸发换热器部件充分吸收机载电子设备的热源热量，并且通过笛形管冲击射流的方式将热量传递给蒙皮跟外界过冷湿空气进行换热，提高蒙皮温度至防冰最低温度，以达到防冰效果。机翼防冰过程中，本发明***充分利用了机上应当散热的电子设备、滑油、液压油的余热废热，不需要另外携带冷源、也不需要从发动机引气或电加热，节省了大量引气，提高了发动机推力。
本发明是一种利用机载废热的新型机翼防冰***，该***包括有蒙皮换热器(1)、转子式压缩机(2)、蒸发器(3)和电子膨胀阀(4)；
蒙皮换热器(1)与转子式压缩机(2)之间采用第二管道(5B)连通；
蒙皮换热器(1)与电子膨胀阀(4)之间采用第三管道(5C)连通；
蒸发器(3)与转子式压缩机(2)之间采用第一管道(5A)连通；
蒸发器(3)与电子膨胀阀(4)之间采用第四管道(5D)连通。
本发明是一种利用机载废热的新型机翼防冰***，该***中的第一管道(5A)内流动的是干饱和蒸汽；第二管道(5B)内流动的是温度不低于100℃的高温热蒸汽；第三管道(5C)内流动的是温度不高于20℃的冷却饱和液体；第四管道(5D)内流动的是降温后的液体。
本发明利用机载废热的新型机翼防冰***的优点在于：
①采用四个通道与蒙皮换热器1、转子式压缩机2、蒸发器3和电子膨胀阀4组成本发明的闭式循环***，其运用灵活，热源发热量大时，可充分使用热源热量用于防冰；热源热量较少时，可增加压缩机做功，补充防冰所需热流。
②本发明***所需部件结构简单，在现有机翼结构中添加储液器，改进了双蒙皮结构；在第三管道5C上设置电子膨胀阀4来进行膨胀降温；利用转子式压缩机2提供的压力使得***通道具有可循环性。
③本发明***利用四个通道形成闭式循环，有效地降低了现有防冰***的复杂度。
④本发明***无需从发动机引气，减少发动机耗气，提高发动机推力。
⑤本发明***利用机载设备和发热元器件作为蒸发端冷源，有效利用机上余热废热，节省能量，从而实现了蒸发式循环过程。
附图说明
图1是本发明利用机载废热的新型机翼防冰***的结构框图。
图2是本发明机翼蒙皮换热器的防冰结构图。
图2A是本发明机翼蒙皮换热器的另一视角防冰结构的图。
图2B是本发明机翼蒙皮换热器的防冰结构的分解图。
图2C是图2的A－A剖面图。
图2D是图2C中的局部放大图。
图3是本发明机翼蒙皮换热器中的双蒙皮结构体的结构图。
图4是本发明机翼蒙皮换热器中的储液器的结构图。
图4A是本发明机翼蒙皮换热器中的储液器的另一视角结构图。
图4B是图4的A－A剖面图。
| 1.蒙皮换热器 | 1A.机翼蒙皮 | 2.转子式压缩机 |
| 3.蒸发器 | 4.电子膨胀阀 | 5A.干饱和冷蒸汽管道 |
| 5B.高温高压热蒸汽管道 | 5C.冷却后饱和液态管道 | 5D.降温降压湿液态管道 |
| 6.机翼 | 6B.A支撑板 | 6B.笛形管 |
| 6B1.喷孔 | 6B2.蒸气分配管 | 6C.B支撑板 |
| 7.双蒙皮结构体 | 7A.蒙皮基体 | 7B.弧形限位 |
| 7C.C支撑板 | 7D.通腔 | 7E.凸起 |
| 7F.D支撑板 | 8.储液器 | 8A.限位槽 |
| 8B.抽液孔 | 9.防冰腔 |
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。
参见图1所示，本发明提供一种利用机载废热的新型机翼防冰***，该***包括四大部分，分别是蒙皮换热器1、转子式压缩机2、蒸发器3和电子膨胀阀4；
蒙皮换热器1与转子式压缩机2之间采用第二管道5B连通；所述第二管道5B内流动的是高温热蒸汽；温度不低于100℃；
蒙皮换热器1与电子膨胀阀4之间采用第三管道5C连通；所述第三管道5C内流动的是冷却的饱和液体；温度不高于20℃；
蒸发器3与转子式压缩机2之间采用第一管道5A连通；所述第一管道5A内流动的是干饱和蒸汽；
蒸发器3与电子膨胀阀4之间采用第四管道5D连通；所述第四管道5D内流动的是降温后的液体。
在本发明中，第一管道5A、第二管道5B、第三管道5C和第四管道5D为纯铜管，直径为5～15mm。
在本发明中，所述蒙皮换热器1可以采用笛形管防冰形式。
在本发明中，转子式压缩机2选用松下公司生产的转子式R222V44W3853P冷暖型压缩机，制冷量为8000W。蒸发器3选用TRANE特灵公司生产的CB77板式蒸发器。电子膨胀阀4选用丹佛斯公司生产的ETS12.5电子膨胀阀，功率为57KW。
本发明设计的新型机翼防冰***对无人机中电子设备产生的废热利用原理为：
(A)无人机中电子设备及元器件产生的热量作为防冰***的热源，该热源产生的热量记为Qs；
(B)所述热量Qs传递给蒸发器3后，经由蒸发器3内的制冷剂吸收所述热量Qs后发生相变，使得所述制冷器成为干饱和蒸气steam3，该干饱和蒸气steam3经第一管道5A传输给转子式压缩机2；
(C)所述干饱和蒸气steam3在负压下被吸入转子式压缩机2中，经转子式压缩机2后压缩成高温高压的过热气体steam2，该steam2经第二管道5B传输给蒙皮换热器1；
(D)蒙皮换热器1充分与外界交换热量达到机翼防冰目的，所述steam2经过蒙皮换热器1冷却后，冷凝成饱和液体surface1，该surface1经第三管道5C传输给电子膨胀阀4；
(E)所述surface1经电子膨胀阀4后，通过膨胀后降温降压成为低干度的湿蒸气steam4，该steam4经第四管道5D传输给蒸发器3，从而完成一个无人机机翼的废热利用闭式循环的防冰***。
本发明设计的新型机翼防冰***为蒸发式循环设计，其能量守恒关系为：
由于本发明***是一个闭环***，与外界没有物质交换，传递能量只有热量和功量两种形式，故能量守恒关系表征为Q1＝P2+Q3-QL。
Q1为蒙皮换热器能够实现的换热量，且Qn为防冰热负荷，单位kW，η1为蒙皮换热器的换热效率；
Q3为蒸发器能够实现的换热量；
P2为压缩机的有效功率，且P2＝P×η2，P为压缩机额定功率，单位kW，η2为压缩机工作的有效率；转子压缩机型号的选取是根据蒸发器蒸发温度Teva，蒙皮防冰腔冷凝温度Tcon以及***冷负荷Qs来确定。
QL为***管路热损失，即第一管道5A、第二管道5B、第三管道5C和第四管道5D上的热损失，单位为kW。
在本发明中，蒸发器的换热量为Q2＝Qs×η3，Qs＝ΣQi，η3为蒸发器的换热效率，Qs为***热源热量，Qi为机上需要散热的发热热流，如发热电子设备、滑油等。
根据外部结冰环境各项热流计算防冰所需热负荷Qn为：
Qn＝Σ(qa+qv+qe+qw+qwv)×A
其中A为换热面积；qa对流换热比热流；qv由于附面层摩擦引起的气流对表面的加热比热流；qe表面上水蒸发所需的比热流；qw加热所收集水滴的比热流；qwv水滴动能转变成的比热流，单位均为kW/m2。
在本发明中，蒙皮换热器1包括有机翼蒙皮1A、笛形管6B、双蒙皮结构体7、A支撑板6A、B支撑板6C、储液器8。
机翼蒙皮1A
参见图2、图2A、图2B、图2C、图2D所示，机翼蒙皮1A为铝合金材料加工翼型结构。机翼蒙皮1A的内壁与双蒙皮结构体7、储液器8形成防冰腔9。从笛形管6B的喷孔6B1中喷射出的热蒸气冲射到机翼蒙皮1A的前缘内壁，然后沿箭头方向进行扩散，扩散在防冰腔9中的热蒸气经冷却后进入储液器8中。从笛形管6B的喷孔6B1中喷射出的热蒸气温度一般不低于100℃。热蒸气经防冰腔9后的温度一般不高于20℃。
笛形管6B
参见图2、图2B、图2C、图2D所示，笛形管6B的一端与蒸气分配管6B2的一端连接，蒸气分配管6B2的另一端与第二管道5B的一端连接，第二管道5B的另一端与转子压缩机2的出口端连接。笛形管6B上设有喷孔6B1。在本发明中，笛形管6B上的喷孔6B1为陈列分布，可以在笛形管6B的圆周上按照顺排或者叉排设置多个陈列。
双蒙皮结构体7
参见图2B、图2C、图2D、图3所示，双蒙皮结构体7的中部为通腔7D，该通腔7D用于减轻双蒙皮结构体7的重量。双蒙皮结构体7的基体7A上设有弧形限位7B、凸起7E，该弧形限位7B与笛形管6B匹配，实现从笛形管6B的喷孔6B1中喷射出的热蒸气沿弧形壁流动。该凸起7E安装在储液器8的限位槽8A中。双蒙皮结构体7的两端分别设有C支撑板7C、D支撑板7F。
A支撑板6A
参见图2、图2B所示，A支撑板6A设置在蒙皮换热器1的一端。
B支撑板6C
参见图2A、图2B所示，B支撑板6C设置在蒙皮换热器1的另一端。
储液器8
参见图2B、图2C、图2D、图4、图4A、图4B所示，储液器8为内部为T形空腔结构。储液器8的一侧板面上设有限位槽8A，该限位槽8A用于放置双蒙皮结构体7的凸起7E；储液器8的另一侧板面上设有抽液孔8B，抽液孔8B与第三管道5C的一端连接，第三管道5C的另一端与电子膨胀阀4的入口连接，抽液孔8B用于将T形空腔内的冷却后的冷凝成饱和液体排出，实现热量交换。储液器8的内部设有T型隔板8E，所述的T型隔板8E将储液器8内部的空腔分成第一腔8C和第二腔8D，T型隔板8E上设有连通孔8F(为了明显将连通孔放大后用虚线显示)，第一腔8C中的冷凝成饱和液体经连通孔8F进入第二腔8D中，第二腔8D中的冷凝成饱和液体经抽液孔8B(为了明显将抽液孔放大后用虚线显示)进入第三管道5C中。
本发明设计的利用机载废热的新型机翼防冰***，是采用四个通道分别与蒙皮换热器1、转子式压缩机2、蒸发器3和电子膨胀阀4连接，构成闭式循环防冰***。其运用灵活，热源发热量大时，可充分使用热源热量用于防冰；热源热量较少时，可增加压缩机做功，补充防冰所需热流。
Claims (4)
1.一种利用机载废热的新型机翼防冰***，该***包括有蒙皮换热器(1)、转子式压缩机(2)、蒸发器(3)和电子膨胀阀(4)；
蒸发器(3)与转子式压缩机(2)之间采用第一管道(5A)连通；
蒙皮换热器(1)与转子式压缩机(2)之间采用第二管道(5B)连通；
蒙皮换热器(1)与电子膨胀阀(4)之间采用第三管道(5C)连通；
蒸发器(3)与电子膨胀阀(4)之间采用第四管道(5D)连通；
所述第一管道(5A)内流动的是干饱和蒸汽；所述第二管道(5B)内流动的是温度不低于100℃的高温热蒸汽；所述第三管道(5C)内流动的是温度不高于20℃的冷却饱和液体；所述第四管道(5D)内流动的是降温后的液体；
其特征在于：蒙皮换热器(1)包括有机翼蒙皮(1A)、笛形管(6B)、双蒙皮结构体(7)、A支撑板(6A)、B支撑板(6C)、储液器(8)；
机翼蒙皮(1A)的内壁与双蒙皮结构体(7)、储液器(8)形成防冰腔(9)；从笛形管(6B)的喷孔(6B1)中喷射出的热蒸气冲射到机翼蒙皮(1A)的前缘内壁，然后进行扩散，扩散在防冰腔(9)中的热蒸气经冷却后进入储液器(8)中；
笛形管(6B)上设有喷孔(6B1)；笛形管(6B)的一端与蒸气分配管(6B2)的一端连接，蒸气分配管(6B2)的另一端与第二管道(5B)的一端连接，第二管道(5B)的另一端与转子式压缩机(2)的出口端连接；
双蒙皮结构体(7)的中部为通腔(7D)，双蒙皮结构体(7)的基体(7A)上设有弧形限位(7B)、凸起(7E)，该弧形限位(7B)与笛形管(6B)匹配，实现从笛形管(6B)的喷孔(6B1)中喷射出的热蒸气沿弧形壁流动；该凸起(7E)安装在储液器(8)的限位槽(8A)中；双蒙皮结构体(7)的两端分别设有C支撑板(7C)、D支撑板(7F)；
A支撑板(6A)设置在蒙皮换热器(1)的一端，B支撑板(6C)设置在蒙皮换热器(1)的另一端；
储液器(8)为内部为T形空腔结构；储液器(8)的一侧板面上设有限位槽(8A)，该限位槽(8A)用于放置双蒙皮结构体(7)的凸起(7E)；储液器(8)的另一侧板面上设有抽液孔(8B)，抽液孔(8B)与第三管道(5C)的一端连接；储液器(8)的内部设有T型隔板(8E)，所述的T型隔板(8E)将储液器(8)内部的空腔分成第一腔(8C)和第二腔(8D)，T型隔板(8E)上设有连通孔(8F)。
2.根据权利要求1所述的利用机载废热的新型机翼防冰***，其特征在于：笛形管(6B)上的喷孔(6B1)为陈列分布，可以在笛形管(6B)的圆周上按照顺排或者叉排设置多个陈列。
3.根据权利要求1所述的利用机载废热的新型机翼防冰***，其特征在于：第一管道(5A)、第二管道(5B)、第三管道(5C)和第四管道(5D)为纯铜管，直径为5～15mm。
4.根据权利要求1所述的利用机载废热的新型机翼防冰***，其特征在于废热利用原理为：
(A)无人机中电子设备及元器件产生的热量作为防冰***的热源，该热源产生的热量记为Qs；
(B)所述热量Qs传递给蒸发器(3)后，经由蒸发器(3)内的制冷剂吸收所述热量Qs后发生相变，使得所述制冷剂成为干饱和蒸气steam3，该干饱和蒸气steam3经第一管道(5A)传输给转子式压缩机(2)；
(C)所述干饱和蒸气steam3在负压下被吸入转子式压缩机(2)中，经转子式压缩机(2)后压缩成高温高压的过热气体steam2，该steam2经第二管道(5B)传输给蒙皮换热器(1)；
(D)蒙皮换热器(1)充分与外界交换热量达到机翼防冰目的，所述steam2经过蒙皮换热器(1)冷却后，冷凝成饱和液体surface1，该surface1经第三管道(5C)传输给电子膨胀阀(4)；
(E)所述surface1经电子膨胀阀(4)后，通过膨胀后降温降压成为低干度的湿蒸气steam4，该steam4经第四管道(5D)传输给蒸发器(3)，从而完成一个无人机机翼的废热利用闭式循环的防冰***。
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| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20151111 Termination date: 20170305 |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |