CN113148183A - 等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置及应用 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置及应用，包括等离子体发生器，所述等离子体发生器用于安装于机翼上并通过产生的等离子体对机翼以及机翼周围的空气进行加热。本发明的除冰装置可对机翼以及机翼周围的空气加热，其中对机翼本身加热利于融化机翼上的结冰，对机翼周围空气加热后，使融化的碎冰在来流气动力的作用下被吹除，从而达到除冰的效果，另外等离子体的启动作用对机翼周围空气加热形成“虚拟气动外形”，减少或防止过冷水滴撞击机翼上进而减少过冷水滴在无人机上的聚集，该“虚拟气动外形”也对过冷水滴具有加热功能，防止撞击在机翼上的水滴结冰。
Description
技术领域
本发明涉及飞机防护技术领域，特别涉及一种等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置及应用。
背景技术
当飞机穿越云层时，云层中的过冷水滴易在飞机表面凝结成冰，而机翼表面结冰严重威胁飞行安全；多年以来，由于飞机外表面结冰问题造成的飞行事故比比皆是，损失极其惨重；针对该问题，部分飞机具有防除冰***，到目前为止，飞机防除冰技术多种多样，可将现有防除冰技术分为化学液防除冰技术、机械除冰技术以及热力防除冰技术，其中化学液防除冰技术用于降低冻结温度和冰的附着力达到防除冰的目的，但防冰液中含有大量的有机物，部分含有毒性，会污染环境或对机场及机体材料有腐蚀性，有效防除冰时间短且用量庞大；机械除冰技术是通过电、气或声波等方式在飞机防护区域产生机械力，破坏积冰结构，该方式除冰时膨胀管会破坏飞机气动型面等，会增加阻力，气动带会随时间老化损坏，在应用中不能确保除冰效果或者由于冰的粘附力及环境压力原因导致膨胀管不能有效弹开积冰的情况；热力防除冰是通过加热飞机表面以防止部件结冰或除冰，加热方式采用电热丝的方式，其能耗巨大，会降低发动机效率，造成动力不足，且能量利用率不高，***的响应慢，当能量不足时，不能达到防冰的效果；
因此，需要一种等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置及应用，以解决传统防除冰技术结构复杂、能耗高、响应慢的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置及应用，该装置加热过程速度快，响应速度快，能耗低。
本发明的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，包括等离子体发生器，所述等离子体发生器用于安装于机翼上并通过产生的等离子体对机翼以及机翼周围的空气进行加热。
进一步，还包括用于贴附于机翼上的基层，所述等离子体发生器安装于基层上。
进一步，所述基层上具有疏水区域，所述基层安装于机翼上时，所述疏水区域位于基层朝向机翼后缘一侧。
进一步，所述基层为绝缘材质，所述等离子体发生器包括安装于基层上的上电极片和下电极片，所述上电极片和下电极片通过基层隔绝。
进一步，所述上电极片和下电极片在竖向方向投影具有重合部分。
进一步，所述基层由若干层耐高温绝缘层叠加形成，所述上电极片和下电极片分别粘结于基层两侧。
进一步，所述基层为长条形，所述基层在长度方向分为等离子体热刀区域以及疏水区域，所述等离子体发生器安装于等离子体热刀区域。
进一步，基层厚度为0.12-0.3mm，所述上电极片和下电极片厚度为 0.04-0.1mm。
本发明还提供了一种等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置的应用，上述所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置在机翼上沿翼展方向排列设置多个。
进一步，每个所述等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置对应的等离子体热刀区域位于机翼的前缘位置并使得疏水区域沿机翼上表面向机翼后缘延伸，所述等离子体热刀区域经机翼上表面绕过机翼前缘延伸至机翼下表面。
本发明的有益效果：
本发明的除冰装置通过“等离子体热刀”以及疏水层结合实现除冰，其中等离子体热刀”除冰的主要作用机理为热效应与来流气动力，等离子体热刀的产热分为两部分，一部分为对等离子体发生器周围空气的加热，另一部分为通过对基层介质加热机翼本身；对机翼本身加热可融化机翼上的结冰并随气流快速流走，通过快速加热的气体以对流传热/热传递的方式在单周期内迅速加热过冷水滴，过冷水滴撞击在“等离子体热刀”的加热区域时，它们会被快速加热并流走，防止结冰；各个除冰装置将机翼上的结冰切割为若干块独立的小冰块，分成小块的冰粘附力较差会被外界流场吹走，达到除冰的目的，通过热效应破坏冰层与翼型之间的粘附力及冰层内部结构，通过气动力吹除翼型表面被破坏的冰层，同时通过疏水区域防止溢流水流动至疏水区域处随气流快速飞离机翼，无法形成冰脊，等离子体除冰与疏水区域的结合达到良好的除冰以及防止再结冰的效果。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明作进一步描述。
图1为平面结构示意图；
图2为剖视结构示意图(实施例1)；
图3为剖视结构示意图(实施例2)；
图4为剖视结构示意图(实施例3)；
图5为剖视结构示意图(实施例4)；
图6为除冰装置应用于机翼处时结构示意图；
具体实施方式
如图所示，本实施例中的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，包括等离子体发生器，所述等离子体发生器用于安装于机翼上并通过产生的等离子体对机翼以及机翼周围的空气进行加热。等离子体发生器有电弧等离子体发生器、工频电弧等离子体发生器、高频感应等离子体发生器、低气压等离子体发生器、燃烧等离子体发生器等，本发明依据机翼的结构形式选择相应的等离子发生器的结构形式，也可以依据机翼的实际结构自制等离子发生器，应保证等离子发生器为扁平结构贴合于机翼上，等离子发生器的厚度应控制在1mm内，以防止对机翼的气动外形造成影响；等离子体发生器通过对气体电离形成等离子体，其中等离子体是由未电离的气体分子、原子以及总电荷量相等的正离子、自由电子和负离子组成的，其聚集态列在固态、液态和气态之后，称为物质的第四态，等离子体在总体上呈中性，但有较大的导电率，其运动主要受电磁力的支配，等离子体有很高的温度，气体电离的程度愈高，等离子体的温度也愈高；冰形状的复杂结构和不同特征对等离子除冰技术的效果有一定的影响；在机翼表面形成的常见冰形主要分为明冰，霜冰和混合冰三种类型。这三种冰具有不同的结构，明冰具有光滑的表面和致密的结构；霜冰是乳白色不透明外观，结构疏松；混合冰则是两种的混合形式，且混合冰与机体紧密复合，其粗糙的表面易于发展成羊角冰，危害最大；等离子体发生器安装于机翼上，等离子体发生器依据冰形结构选择相应的输出功率，在实际运行过程中机翼处可设置传感器探测得到的环境信息来选择相应的输出功率，使其在保证除冰的情况下最大限度的减少能量消耗；等离子体发生器设置于机翼容易结冰的区域，启动等离子体发生器产生等离子体，等离子体对机翼以及机翼上位于等离子发生器安装位置处周围的空气加热，其中对机翼本身加热利于融化机翼上的结冰，使融化的碎冰在来流气动力的作用下被吹除，从而达到除冰的效果，另外等离子体的气动作用对机翼周围空气加热形成“虚拟气动外形”，减少或防止过冷水滴撞击机翼上进而减少过冷水滴在机翼上的聚集，该“虚拟气动外形”也对过冷水滴具有加热功能，防止撞击在机翼上的水滴结冰；且该结构除冰方式能够快速响应，将机翼表面迅速加热，融化冰层，并在气动力的作用下，使得碎冰飞离机翼，该结构对机翼本身加热的同时可在机翼周围形成“虚拟气动外形”，综合作用共同提高了除冰效果。
本实施例中，还包括用于贴附于机翼上的基层1，所述等离子体发生器安装于基层上。结合图1所示，基层优选绝缘层，基层作为基础层，利于等离子体发生器的安装，而且也便于粘附在机翼4上，另外通过基层作为基础，便于使得整个除冰装置形成薄片结构，以减小对机翼气动外形的影响。
本实施例中，所述基层上具有疏水区域，所述基层安装于机翼上时，所述疏水区域位于基层朝向机翼后缘一侧。疏水区域可以由涂于基层上表面的疏水涂层形成，或者基层可以由两种材质的基层拼接形成，其中疏水区域由疏水材料制成的基层形成，本实施例中，采用涂层的方式，其中基层作为蒙皮，在基层尾部上表面处涂有微纳米结构的碳化硅涂层或聚四氟乙烯涂层，该涂层形成了超疏水区域，表现为疏水性，若当机翼遭遇极度严寒条件已经结冰，此时启动除冰装置，该装置能够快速响应，将基层表面迅速加热并融化机翼上的冰层，并在气动力的作用下，将融化的冰层及水吹向机翼后缘方向；现有的电热丝加热方式的除冰装置，其溢流水会在气动力作用下向机翼后缘侧流动，并在非防护区域结冰形成冰脊，冰脊形成后会严重破坏型面，极易造成飞行事故；本实施例中溢流水向机翼后缘流动过程中，溢流水与机翼之间被疏水区域隔绝，使得溢流水流动至疏水区域处随气流快速飞离机翼，无法形成冰脊，从而达到良好的除冰效果；该结构是等离子体防除冰技术与被动防除冰技术复合的成果，整个结构具有结构简单、响应快、频带宽、易于实现自动化等优点，也初步解决了能量优化、结构优化和溢流水在后缘结冰形成冰脊的问题。
本实施例中，所述基层为绝缘材质，所述等离子体发生器包括安装于基层上的上电极片2和下电极片3，所述上电极片和下电极片通过基层隔绝。隔绝的含义为二者通过基层形成非接触状态，具体安装方式可以为下电极片安装于基层的上表面，下电极片安装于基层的下表面，或者下电极片可埋设于基层内，基层贴合于机翼上时，上电极片裸露在空气中，上电极片和下电极片均采用铜箔或铝箔制成，结合图1所示，只需要在两个电极之间施加一个高压脉冲即可，其中下电极片接地，高压脉冲电源的正负极分别与两个电极片相连，其中高压电极一般击穿空气是需要3kV以上的高压，正常防除冰需要6kV的电压，依据实际的冰形结构以及外部环境可选择相应的电压，当施加高压电击穿空气时，产生等离子体，通过基层配合两个电极片的结构，利于控制整个除冰装置的厚度，使得除冰装置在厚度减小的条件下达到良好的除冰效果，既保证了除冰效果，也避免除冰装置影响机翼的气动外形，保证机翼良好的气动性能。
本实施例中，所述上电极片和下电极片在竖向方向投影具有重合部分。结合图1所示，Y向为飞机飞行方向，该方向与气流流动方向一致，X向为机翼的长度方向，也是机翼的翼展方向，竖向方向与飞机的高度方向一致，也与机翼的厚度方向一致；结合图1所示，上电极片和下电极片在气流方向呈条状铜箔，上、下电极片施加电压后用于击穿空气产生等离子体，电极片的厚度应满足强度以及机翼气动外形要求，铜箔为胶带式的铜箔，铜箔的一面是高粘性胶，直接粘到基层上，以保证铜箔不会脱落；结合图2所示，图2中上电极片和下电极片的布置形成对应于图1，上电极片的宽度(X向尺寸)小于下电极片的宽度，且上电极片中心处于下电极片中心竖向正对，该结构的等离子体发生器产生的等离子体会在上电极片的X向两侧漫延，且上电极片和下电极片竖向正对的布局结构利于降低击穿空气所需要的电压，结合图3所示，上电极片和下电极片的位置也可在 X向错位设置，使得二者在竖向投影只有部分区域重合，该结构的等离子体发生器产生的等离子体会在图3中上电极片的X向右侧漫延；当然，在基层中也可通过设置多个上电极片和下电极片，结合图4所示，一个下电极片对应于两个上电极片，两个上电极片竖向投影完全落入下电极片内，结合图5所示，可在基层上设置两组电极结构，每组电极结构中具有竖向正对的一个上电极片和一个下电极片；上下电极片的具体布置形式可依据实际所需适应性的调整，具体不在赘述；上、下电极片投影的部分重合，利于降低击穿空气所需要的临界条件，利于等离子体的产生。
本实施例中，所述基层由若干层耐高温绝缘层叠加形成，所述上电极片和下电极片分别粘结于基层两侧。本实施例中，基层采用Kapton胶带，该胶带为聚酰亚胺材质，耐高温范围在300左右℃，其介电常数为3.4，每层厚度为0.06mm；本实施例中采用三层Kapton胶带，下电极片可直接粘附在Kapton胶带的粘结面，采用胶带叠加的形式，也利于各层耐高温绝缘层紧密贴合，也便于将除冰装置贴合于机翼表面，可先将下电极片贴敷于机翼上，然后覆盖基层将下电极片粘附于机翼上，最后将高压电极粘到基层上表面形成了除冰装置，再施加高压电，产生等离子体，整个安装和控制过程简单；另外通过多层耐高温绝缘层叠加利于调整基层的厚度，进而利于将基层厚度控制在合理范围内，以保证基层较长的使用寿命，并使上、下电极片工作时需要的电压较低，达到环保节能的目的。
本实施例中，所述基层为长条形，所述基层在长度方向分为等离子体热刀区域以及疏水区域，所述等离子体发生器安装于等离子体热刀区域。基层的长度依据机翼具体结构确定，结合图1所示，基层在机翼靠近前缘处形成了长条形的等离子体热刀区域，该区域产生了热刀效应融化机翼上的结冰，每个除冰装置在Y 向将机翼上的结冰清除干净，使得结冰在机翼的X向被分割成若干块独立的小冰块区域，减小冰块的附着力，并在来流气动力的作用下将剩余冰块剥离机翼；
本实施例中，基层厚度为0.12-0.3mm，所述上电极片和下电极片厚度为 0.04-0.1mm。本实施例中，基层由三层0.06mm厚的Kapton胶带叠加制成，总厚度为0.18mm，上电极片和下电极片的厚度为0.06mm，整个除冰装置的总厚度不超过0.31mm，贴敷于机翼上不会对其气动外形产生影响。
本实施例中还提供了一种等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置的应用，上述所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置在机翼上沿翼展方向排列设置多个。结合图1所示，多个除冰装置排列设置利于将机翼上的结冰切割形成在X向排列的多个独立小冰块，通过控制各个除冰装置之间的距离，使得独立的小冰块被来流气动力的作用下自然脱落，该结构可只针对机翼的局部区域加热即可实现整个结冰层的清除，利于降低能耗。
本实施例中，每个所述等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置对应的等离子体热刀区域位于机翼的前缘位置并使得疏水区域沿机翼上表面向机翼后缘延伸，所述等离子体热刀区域经机翼上表面绕过机翼前缘延伸至机翼下表面。通过风洞实验和飞行试验都表明翼型正前缘水收集系数最大，当过冷水滴撞击到其表面时，会迅速结冰，并不断生长；该区域是典型的重点防护，故等离子体热刀区域主要布置于翼型正前缘下表面5％C到上表面10％C处，C为机翼弦长，在此区域形成等离子体热刀，疏水涂层要布置于上表面10％C到50％C处，结合图6 所示，等离子热刀区域对应于B区域，疏水区域对应于A区域；在等离子体热刀下方，用覆盖机翼表面的超疏水区域与热刀并联，当等离子体热刀除冰后形成的溢流水向后发展时，借助超疏水区域的特性再加上来流的气动力，使溢流水迅速脱离机翼表面，达到良好的除冰效果。
该除冰装置主要通过“等离子体热刀”以及疏水层结合实现除冰，其中等离子体热刀”除冰的主要作用机理为热效应与来流气动力，等离子体热刀的产热分为两部分，一部分为对等离子体发生器周围空气的加热，另一部分为通过基层介质加热机翼本身；通过快速加热的气体以对流传热/热传递的方式在单周期内迅速加热过冷水滴。因此，一旦过冷水滴撞击在“等离子体热刀”的加热区域时，它们会被快速加热并流走，防止结冰；而在相邻加热区域中间，仍有可能会存在未充分加热的区域，但是根据“等离子体热刀”的原理，分成小块的冰会附着力较差，很容易被外界流场吹走，达到除冰的目的，通过热效应破坏冰层与翼型之间的粘附力及冰层内部结构，通过气动力吹除翼型表面被破坏的冰层，同时通过疏水区域防止溢流水流动至疏水区域处随气流快速飞离机翼，无法形成冰脊，等离子体除冰与疏水区域的结合达到良好的除冰效果。
最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。
Claims (10)
1.一种等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，其特征在于：包括等离子体发生器，所述等离子体发生器用于安装于机翼上并通过产生的等离子体对机翼以及机翼周围的空气进行加热。
2.根据权利要求1所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，其特征在于：还包括用于贴附于机翼上的基层，所述等离子体发生器安装于基层上。
3.根据权利要求2所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，其特征在于：所述基层上具有疏水区域，所述基层安装于机翼上时，所述疏水区域位于基层朝向机翼后缘一侧。
4.根据权利要求2所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，其特征在于：所述基层为绝缘材质，所述等离子体发生器包括安装于基层上的上电极片和下电极片，所述上电极片和下电极片通过基层隔绝。
5.根据权利要求4所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，其特征在于：所述上电极片和下电极片在竖向方向投影具有重合部分。
6.根据权利要求4所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，其特征在于：所述基层由若干层耐高温绝缘层叠加形成，所述上电极片和下电极片分别粘结于基层两侧。
7.根据权利要求3所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，其特征在于：所述基层为长条形，所述基层在长度方向分为等离子体热刀区域以及疏水区域，所述等离子体发生器安装于等离子体热刀区域。
8.根据权利要求6所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置，其特征在于：基层厚度为0.12-0.3mm，所述上电极片和下电极片厚度为0.04-0.1mm。
9.一种等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置的应用，其特征在于：权利要求1至8任一项所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置在机翼上沿翼展方向排列设置多个。
10.根据权利要求9所述的等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置的应用，其特征在于：每个所述等离子体热刀与疏水材料复合式除冰装置对应的等离子体热刀区域位于机翼的前缘位置并使得疏水区域沿机翼上表面向机翼后缘延伸，所述等离子体热刀区域经机翼上表面绕过机翼前缘延伸至机翼下表面。
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