CN110606208B - 一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置及其控制系统和应用 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机机翼防除冰装置技术领域，尤其涉及一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置及其控制系统和应用。装置包括：上超磁致伸展块上缠绕第一磁致线圈，上蒙皮覆盖在第一磁致线圈上；下超磁致伸展块上缠绕第二磁致线圈，下蒙皮覆盖在第二磁致线圈上，且上超磁致伸展块、下超磁致伸展块的两端分别固定在各自的支撑板上；上蒙皮和下蒙皮之间通过中部柔性蒙皮实现连接，且上蒙皮和中部柔性蒙皮之间，以及，下蒙皮和中部柔性蒙皮之间，均通过连接片实现连接，从而形成“V”形结构；内衬板设置在中部柔性蒙皮的内侧表面上。本发明通过控制超磁致材料进行微幅度驱动变形及线圈通电生热，综合对机翼进行防除冰工作，实现了机翼快速低能耗防除冰的目的。

Description

一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置及其控制系统和应用

技术领域

本发明涉及飞机机翼防除冰装置技术领域，尤其涉及一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置及其控制系统和应用。

背景技术

本发明背景技术中公开的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不必然被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已经成为本领域一般技术人员所公知的现有技术。

飞机机翼等迎风表面发生结冰会严重影响飞行性能，降低飞行升力，破坏飞机整体飞行性能，甚至造成飞机失控等后果，因此需要对飞机机翼进行新型防除冰装置进行发明设计，并提高飞机机翼防除冰效率，降低飞机机翼防除冰机载能耗。例如，专利文献CN201410032752.6公开了一种应用于飞机机翼的防除冰系统，包括废气处理装置、空气泵、壳体、蒸发器、冷凝器、汽线以及液线等部件；该发明通过引用活塞式发动机的废气，经过处理后为蒸发器加热从而使防除冰系统能够正常工作，解决了飞机防除冰系统热源的来源问题。

然而，本发明人研究发现：由于热气防除冰及超声波防除冰技术机载能源消耗巨大、装置复杂且热惯性大，在实际机翼防除冰应用中具有局限性。因此，基于防除冰快速响应及低能耗在防除冰领域的需求，迫切需要对新型高能机动的防除冰技术进行研发。

发明内容

针对上述的问题，本发明提出一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置及其控制系统和应用。本发明利用超磁致材料快速形变响应及上、下半蒙皮磁致线圈通电加热能进行机翼防除冰作用，能够有效降低机载能耗，并提高防除冰效率。

为了实现上述目的，本发明公开了下述技术方案：

一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置，包括：上超磁致伸展块、第一磁致线圈、上蒙皮、下超磁致伸展块、第二磁致线圈、下蒙皮、支撑板、中部柔性蒙皮和内衬板；其中：

所述上超磁致伸展块上缠绕第一磁致线圈，所述上蒙皮覆盖在第一磁致线圈上；所述下超磁致伸展块上缠绕第二磁致线圈，所述下蒙皮覆盖在第二磁致线圈上，且上超磁致伸展块、下超磁致伸展块的两端均固定在支撑板上；所述上蒙皮和下蒙皮之间通过中部柔性蒙皮实现连接，从而形成“V”形结构；所述内衬板为刚性板，设置在中部柔性蒙皮的内侧；所述支撑板位于所述“V”形结构的两端开口处。

与现有技术相比，本发明取得了以下有益效果：

(1)本发明设计的防除冰装置本身作为飞机机翼，再利用超磁致材料的特性配合蒙皮表面应力的变化实现防除冰，其具有机械响应速度快、除冰效果好等特点。

(2)本发明设计的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，通过定向控制超磁致材料进行微幅度驱动变形及线圈通电生热，综合对机翼进行防除冰工作，实现了机翼快速低能耗防除冰的目的。

(3)本发明采用超磁致材料定向控制形变改变蒙皮表面应力分布，达到飞机机翼机械防除冰的目的，而且适合各种飞机机翼防除冰工作。

附图说明

构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1为本发明实施例中上蒙皮超磁致防除冰装置的结构示意图。

图2为本发明实施例中下蒙皮超磁致防除冰装置的结构示意图。

图3为本发明实施例中柔性连接装置的结构示意图。

图4为本发明另一实施例中防除冰装置的控制系统结构示意图。

上述附图中标记分别代表：1-上超磁致伸展块、2-第一磁致线圈、3-上蒙皮、4-下超磁致伸展块、5-第二磁致线圈、6-下蒙皮、7-支撑板、8-中部柔性蒙皮、9-连接片、10-内衬板、11-连接孔、12-弹簧、13-电源、14-磁控表、15-电流表、16-变阻器。

具体实施方式

应该指出，除非另有指明，本发明中使用的所有技术和科学术语具有与本发明所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。

需要注意的是，本发明中所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

为了方便叙述，本发明中如果出现“上”、“下”、“左”“右”字样，仅表示与附图本身的上、下、左、右方向一致，并不对结构起限定作用,仅仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件需要具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

术语解释部分:本发明中的术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或为一体；可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接连接，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部连接，或者两个元件的相互作用关系，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明的具体含义。

正如前文所述，基于防除冰快速响应及低能耗在防除冰领域的需求，迫切需要对新型高能机动的防除冰技术进行研发。为此，本发明利用超磁致材料快速形变响应的特点以及磁致线圈通电加热的特点，提出了一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置，现结合说明书附图和具体实施方式对本发明进一步说明。

参考图1-3，示例本发明设计的一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置，包括：上超磁致伸展块1、第一磁致线圈2、上蒙皮3、下超磁致伸展块4、第二磁致线圈5、下蒙皮6、支撑板7、中部柔性蒙皮8、连接片9和内衬板10。

首先，参考图1和2，所述上超磁致伸展块1上缠绕第一磁致线圈2，所述上蒙皮3覆盖在第一磁致线圈2上(如图1中箭头所示)；所述下超磁致伸展块4上缠绕第二磁致线圈5，所述下蒙皮6覆盖在第二磁致线圈5上(如图2中箭头所示)。通过第一磁致线圈2、第二磁致线圈5通电后产生的磁场分别使上超磁致伸展块1、下超磁致伸展块4进行形变，进而改变上、下蒙皮表面的应力分布，从而使冰层与蒙皮之间脱离达到除冰的目的；而且，磁致线圈通电后会产生的电热，可以用来加热蒙皮，实现防结冰的目的。

所述上超磁致伸展块1、下超磁致伸展块4的两端均固定在支撑板7上，支撑板7的主要作用是固定上超磁致伸展块1、下超磁致伸展块4及弹簧12，为超磁致伸展块1及下超磁致伸展块4提供支撑作用。

其次，参考图2和3，所述上蒙皮3和下蒙皮6之间通过中部柔性蒙皮8实现连接，从而形成“V”形结构，即飞机机翼翼型；所述内衬板10为刚性板，设置在中部柔性蒙皮8的内侧，起到支撑并保障机翼翼型完整的作用；所述支撑板位于所述“V”形结构的两端开口处。

需要说明的是，由于中部柔性蒙皮8所在区域为机翼前缘，其结冰相对于上、下蒙皮更为严重，使得这一区域的除冰更为困难，也更为重要；为了克服这一问题，本发明采用中部柔性蒙皮这一柔性中间媒介，对这一区域进行形变除冰，因为通过上蒙皮3和下蒙皮6形变，可以带动中部柔性蒙皮8的形变，进而改变中部柔性蒙皮8表面的应力分布，使冰层与蒙皮之间脱离达到快速除冰的目的。

进一步地，在一些实现中，参考图3，所述上蒙皮3和中部柔性蒙皮8之间，以及，下蒙皮6和中部柔性蒙皮8之间，均通过连接片9实现连接；所述连接片9为金属片，例如，不锈钢片，其主要是是对上、下蒙皮与中部柔性蒙皮8进行连接。

进一步地，在一些实现中，所述上超磁致伸展块1、下超磁致伸展块4均由超磁致伸缩材料TbFe2、DyFe2、SmFe2合金制成，这类材料在常温下由于磁化状态的改变，其长度和体积会发生较大变化，即具有极大的磁致伸缩系数，本发明通过利用这种性质，通过第一磁致线圈2、第二磁致线圈5产生不同磁通量的磁场，控制上超磁致伸展块1、下超磁致伸展块4的形变，从而驱动上、下蒙皮发生形变，改变上、下蒙皮表面应力分布，使上、下蒙皮表面附着的积冰与上、下蒙皮表面之间的结冰粘附力发生变化，进而积冰脱落，达到飞机机翼机械防除冰的目的。

在另一些实现中，参考图1和2，所述上超磁致伸展块1、上蒙皮3、下超磁致伸展块4、下蒙皮6上均设置有连接孔11，通过连接孔11将上超磁致伸展块1和上蒙皮3固定在一起，将下超磁致伸展块4和下蒙皮6固定在一起，通过连接孔可以方便地将蒙皮和超磁致伸展块可拆卸固定在一起，更有利于部件的安装更换。

进一步地，所述上超磁致伸展块1和上蒙皮3之间以及下超磁致伸展块4和下蒙皮6之间的固定方式包括螺纹连接、铆接、粘接、焊接等连接方式中的任意一种或几种，但应当理解的是，上述的连接方式并不仅限于此，技术人员可以根据需要选择合适的连接方法，其并不脱离本发明的发明构思。

另外，在一些实现中，所述上超磁致伸展块1的两端通过弹簧12固定在支撑板7上，所述下超磁致伸展块4也的两端通过弹簧12固定在支撑板7上。采用弹簧进行连接的好处是在第一磁致线圈2、第二磁致线圈5形变保障形变快速回复，提高第一磁致线圈2、第二磁致线圈5的形变回复速率，防止第一磁致线圈2、第二磁致线圈5无法回复等问题的发生。

进一步地，本发明提出的上述超磁致材料飞机机翼防除冰装置还被用于航空领域，例如用于飞行器机翼的防除冰等。

在另一些实现中，本发明还提出了用于所述超磁致材料飞机机翼防除冰装置的控制系统，参考图4，包括依次连接的电源13、磁控表14、电流表15和变阻器16，且所述电源13、变阻器16均与第一磁致线圈2或第二磁致线圈5连接，从而形成闭合回路，通过控制磁致线圈中的电流改变磁场通量，进而控制上超磁致伸展块1、下超磁致伸展块4的形变。

应该说明的是，以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分进行等同替换。

凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。上述虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了描述，但并非对本发明保护范围的限制，所属领域技术人员应该明白，在本发明的技术方案的基础上，本领域技术人员不需要付出创造性劳动即可做出的各种修改或变形仍在本发明的保护范围以内。

Claims (13)

1.一种超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，包括：上超磁致伸展块、第一磁致线圈、上蒙皮、下超磁致伸展块、第二磁致线圈、下蒙皮、支撑板、中部柔性蒙皮、连接片和内衬板；其中：

所述上超磁致伸展块上缠绕第一磁致线圈，所述上蒙皮覆盖在第一磁致线圈上；所述下超磁致伸展块上缠绕第二磁致线圈，所述下蒙皮覆盖在第二磁致线圈上，且上超磁致伸展块、下超磁致伸展块的两端均固定在支撑板上；所述上蒙皮和下蒙皮之间通过中部柔性蒙皮实现连接，从而形成“V”形结构；所述内衬板设置在中部柔性蒙皮的内侧；所述支撑板位于所述“V”形结构的两端开口处。

2.如权利要求1所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述上蒙皮和中部柔性蒙皮之间，以及，下蒙皮和中部柔性蒙皮之间，均通过连接片实现连接。

3.如权利要求2所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述连接片为金属片。

4.如权利要求3所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述连接片为不锈钢片。

5.如权利要求1所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述上超磁致伸展块、下超磁致伸展块由超磁致伸缩材料TbFe2、DyFe2、SmFe2合金中的任意一种制成。

6.如权利要求1所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述上超磁致伸展块、上蒙皮、下超磁致伸展块、下蒙皮上均设置有连接孔，通过连接孔将上超磁致伸展块和上蒙皮固定在一起，将下超磁致伸展块和下蒙皮固定在一起。

7.如权利要求6所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述上超磁致伸展块和上蒙皮之间可拆卸固定。

8.如权利要求6所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述下超磁致伸展块和下蒙皮之间可拆卸固定。

9.如权利要求7所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述上超磁致伸展块和上蒙皮之间以及下超磁致伸展块和下蒙皮之间的固定方式为螺纹连接。

10.如权利要求6所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述上超磁致伸展块和上蒙皮之间以及下超磁致伸展块和下蒙皮之间的固定方式为铆接、粘接或焊接中的任意一种。

11.如权利要求10所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置，其特征在于，所述上超磁致伸展块、下超磁致伸展块的两端均通过弹簧固定在支撑板上。

12.如权利要求1-11任一项所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置在航空领域的应用。

13.权利要求1-11任一项所述的超磁致材料飞机机翼防除冰装置的控制系统，其特征在于，包括依次连接的电源、磁控表、电流表和变阻器，且所述电源、变阻器均与第一磁致线圈或第二磁致线圈连接，从而形成闭合回路。

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