CN107200138A - 结冰信号探测装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的一种结冰信号探测装置，旨在提供一种结构简单，性能可靠的结冰探测器，本发明通过下述技术方案予以实现：结冰探测杆（3）位于进气口（4）附近，喷射管（2）位于整流罩（1）收缩段，对喷射管（2）底部加压缩空气，空气从喷口（6）高速射出，形成的高速空气射流撞击喷口（6）附近的静止或低速空气，带动静止或低速空气一起从出气口（5）被加速排出，空气排出后，在整流罩内部形成负压，外部空气在压力差作用下，从进气口（5）被吸入整流罩，从而形成从进气口（4）到出气口（5）的单向空气流动。使得流过结冰探测杆（3）的气流速度加快。解决了飞行器，特别是直升机低速探测结冰困难的问题。
Description
技术领域
本发明涉及一种检测飞机、输电线、建筑等物体表面结冰厚度的传感器,通过结冰传感器可以将结冰信号转换为可以直接检测的电学信号。特别涉及一种低速飞行器上使用的结冰探测器，尤其特别是直升机上使用的结冰探测器。
背景技术
当飞行器飞行时，往往不可避免会遭遇结冰气象条件，从而使风挡玻璃、机尾翼前缘、螺旋桨、发动机进气道、空速管等关键部位结冰。在飞机防冰除冰技术方面，直升机旋翼防冰除冰是一个很独特的领域。直升机在结冰气象条件下飞行时，大气中的过冷水滴会迅速聚集在高速旋转的旋翼桨叶前缘并凝结成冰，旋翼桨叶结冰会带来一些严重影响，比如：改变旋翼桨叶的气动外形，从而降低直升机的飞行性能，严重时导致直升机失控失速，甚至坠毁。改变旋翼桨叶的质量分布，影响旋翼的动力学特性，导致旋翼振动增大，从而使直升机失去控制。有些冰块会从高速旋转的旋翼桨叶上脱落，损坏直升机上的其它部件，影响直升机的飞行安全。因此，结冰对直升机的性能以及效率的影响是很严重的。对于固定翼飞机，结冰不仅可造成飞行器气动性能恶化，阻力增大、升力减小，操纵舵面活动卡滞，导致失速失控，而且会使发动机功率下降、风挡视界不清、有关仪表读数不准。因此，结冰直接影响到飞行器的飞行安全。目前绝大多数民航飞机采用的是结冰探测器探测到结冰条件后接通防冰***的探测方式。结冰探测器通常分为直观式和自动式两大类。直观式结冰探测器一般安装在机头前方、风挡玻璃附近等较为容易观察的区域。当发现结冰后飞行员人工接通除冰***进行除冰。结冰探测器是探测到结冰的厚度达到探测器的最小灵敏度时，即能向飞行员发出结冰信号，又可以自动接通防冰***进行除冰。常用的结冰探测器有震荡式、压差式、放射性同位素和光学结冰探测器等。震荡式结冰探测器原理核心部件是超声波轴向震荡探头。震荡探头在结冰后，振荡频率会发生变化，利用这个原理，便能感知飞机是否结冰。压差式结冰探测器又被称作冲压空气式结冰探测器，它利用测量迎面气流的动压（全压）与静压的差值，来判断飞机是否结冰。光学结冰探测器是利用光学的吸收强度变化来判断是否结冰。放射性同位素结冰探测器则是利用结冰之后从放射源抵达计数器的β粒子（电子）数量减少的原理工作的。结冰探测器对结冰探测有时间上的超前性，从而具有结冰预警功能；***还能给出多个结冰部位的不同结冰速率(结冰强度)、绝对结冰厚度(结冰程度)等信息，使关于结冰状况的信息更为具体和全面；***还能给出除冰效果信息等。总之，***对飞机结冰的探测和预警更为及时、准确和可靠，大大提升飞行人员对结冰危情处置的能力，增强飞机结冰安全防护水平。结冰探测器有多种，但按照在飞机上安装的部位分类，大体上有两类：一类是结冰探测器外伸于飞机机体之外，如通常在机头某一外侧安装的结冰信号器，以及供飞行人员目视的结冰探测棒等，这称之为第一类结冰探测器。另一类是安装于那些容易结冰的部位，如机翼、尾翼前缘，发动机进气道，直升机旋翼等，这称之为第二类结冰探测器。通常会要求这类结冰信号器体积小、重量轻，且可齐平保形安装，以减小结冰信号器对所安装部位气动外形的影响。由于结冰探测器上的结冰和飞机机体上的结冰之对应关系非常复杂，难以从结冰探测器上的结冰推测飞机机体上的结冰状况，故飞机机体上那些容易结冰部位是否真的结冰以及结冰状况如何，这类结冰探测器尚无法确定。这是结冰探测器最大的缺陷。
由于飞行器结冰的危害性，人们在飞行器积冰防冰方面做了大量工作：一方面改进飞行器的防冰装置，另一方面加强地面的防冰、除冰和检查工作。然而纵使飞行器防冰***比较完善，但除冰、防冰***并不能在所有情况下都能达到预期效果，结冰依然是飞行器飞行的一大隐患。因此，需要对飞行器的结冰情况进行监测和预警。飞行器结冰通常采用电热防冰除冰技术。该技术的是将电能转变为热能，加热部件的待防护表面，使其不结冰。电热防冰***一般由电源、选择开关、过热保护装置，及电加热元件等组成。选择开关有“手动”、“自动”等位置，当位于“自动”位置时，飞机结冰传感器感受结冰电讯号，自动接通或断开***电源。过热保护装置包括温度传感头和继电器，用来防止部件表面蒙皮过热而变形。电加热元件将电能转变为热能，对部件表面加热、除冰。 电防冰的加热方式有连续加热和间断加热两种。一般的固定翼飞机采用连续加热方式，而直升机旋翼则不同，因为它允许表面有少量结冰，同时旋翼是转动部件，在旋转时带动气流，本身就有冷却效应，因此对旋翼加热，耗电功率比给固定翼飞机部件加热大得多，因此为了节电，对直升机旋翼一般采用周期加热的方式。 目前，普遍使用的结冰探测器大多都是杆状的，这种结冰探测杆一般直接安装在飞机表面，当含有过冷水滴或冰晶的气流流过结冰探测杆时，过冷水滴或冰晶与结冰探测杆撞击，而使结冰探测杆结冰，实现对结冰的监测。但如果飞行器的飞行速度较低，由于空气相对探杆的速度低，从而探杆上撞击形成冰较少而无法探测。尤其是对于直升机，不但飞行速度慢，更由于其存在不断转动的旋翼，旋翼产生的下洗气流非常杂乱，使流过结冰探测杆的气流的大小和方向都不断发生变化，从而使探杆的冰形杂乱，严重影响测量精度。
发明内容
本发明旨在解决飞行器低速飞行时，结冰探测杆结冰较少，以及直升机上结冰探测杆处气流杂乱引起的结冰探测困难的问题，提供一种结构简单，性能可靠的结冰信号探测装置，能够通过提高流过结冰探测杆的气流速度，并使气流方向稳定，使探杆更易形成规则的冰形。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是，一种结冰信号探测装置，包括：使气流稳定流动的整流罩1、固联在整流罩里并喷射出高速空气射流的喷射管6和结冰探测杆3，其特征在于：整流罩1制有连通外部大气的进气口4和出气口5，结冰探测杆3位于进气口4附近，喷射管2位于整流罩1收缩段，对喷射管2底部加压缩空气，并从喷口6高速射出，形成的高速射流撞击喷口6附近的静止或低速空气，带动静止或低速空气一起从出气口5被加速排出，空气排出后，在整流罩内部形成负压，外部空气在压力差作用下，从进气口5被吸入整流罩，并在收缩段加速，从而形成从进气口4到出气口5的单向空气流动。
本发明具有如下有益效果。
结构简单：本发明将结冰探测杆、喷射管固联在整流罩中，整流罩的进气口和出气口和外部大气连通，结构简单。
性能可靠：本发明将喷射管置于整流罩的收缩段，从喷射管的喷口中射出高速的空气射流，在射流的带动下，周围的静止或低速空气被加速，一起从出气口到达外部大气，从而在整流罩内部形成负压，外部的空气可以从进气口被吸入整流罩，利用整流罩的收缩段拉瓦尔原理提高了流过结冰探测杆气流方向相同的气流速度。从而解决了解决飞行器低速飞行和直升机结冰探测困难的问题。
附图说明
图1是本发明结冰信号探测装置的主视图。
图2是本发明结冰信号探测装置的左视图。
图3是图2的A-A向剖视图。
图4是图2的B-B向剖视图。
图中：1整流罩，2喷射管，3结冰探测杆，4进气口，5出气口，6喷口。
具体实施方式
参阅图1-图4，在以下描述的实施例中，一种结冰信号探测装置，包括：使气流稳定流动的整流罩1、固联在整流罩里并喷射出高速空气射流的喷射管6和结冰探测杆3，其特征在于：整流罩1制有连通外部大气的进气口4和出气口5，结冰探测杆3位于进气口4附近，喷射管2位于整流罩1收缩段，压缩空气通过喷射管2底部，并从喷口6高速射出，形成的高速射流撞击喷口6附近的静止或低速空气，带动静止或低速空气一起从出气口5被加速排出，空气排出后，在整流罩内部形成负压，外部空气在压力差作用下，从进气口5被吸入整流罩，并在收缩段加速，从而形成从进气口4到出气口5的单向空气流动。
Claims (1)
1.一种结冰信号探测装置，包括：使气流稳定流动的整流罩（1）、固联在整流罩里并喷射出高速空气射流的喷射管（6）和结冰探测杆（3），其特征在于：结冰探测杆（3）位于进气口（4）附近，喷射管（2）位于整流罩（1）收缩段，对喷射管（2）底部加压缩空气，空气从喷口（6）高速射出，形成的高速空气射流撞击喷口（6）附近的静止或低速空气，带动静止或低速空气一起从出气口（5）被加速排出，空气排出后，在整流罩内部形成负压，外部空气在压力差作用下，从进气口（5）被吸入整流罩，从而形成从进气口（4）到出气口（5）的单向空气流动，使得流过结冰探测杆的气流速度加快。
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