CN113602503B - 笛形管、飞行器除冰装置及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器除冰的笛形管，该笛形管包括：笛形管本体，笛形管本体具有中空的内部腔体、第一端、第二端以及设置在笛形管本体的周向表面上的多个孔，其中，第一端闭合，而第二端流体连通到热流体源；多个喷管，多个喷管中的每个喷管分别附连到笛形管本体上的多个孔并与中空的内部腔体流体连通。通过该笛形管能增加装置换热效率。在同等防冰功率需求下，本发明较传统笛形管可采用更低的引气温度，对缝翼及前缘材料的热保护会更好，也提供了使用耐热温度更低的复合材料的可能。

Description

笛形管、飞行器除冰装置及飞行器

技术领域

本发明涉及一种通过喷射热气对飞行器机翼前缘进行加热防冰/除冰的元件，其通过直接喷射发动机引气热气的方式，对飞行器前缘缝翼进行加温，起到防冰/除冰的作用。

本发明还涉及一种包含这种笛形管的飞行器除冰装置和飞行器。

背景技术

诸如民用/商用飞机的飞行器在含有过冷水滴的云层中飞行时，例如机翼、尾翼的迎风表面的等升力面以及进气道前缘等会发生结冰，对飞行安全造成严重威胁，因此需要采取合理的防冰、除冰措施，以防止对飞行有害的冰聚集。现在飞行器热气防冰技术的发展非常迅速，民用飞行器主要采用热气进行机翼防冰，成熟的热气防冰系统也在各型号的飞行器上起着关键的防除冰作用。

在热气防冰系统中，笛形管作为关键部件，已经被广泛应用，其实现方式为笛形管向被防护蒙皮的内表面喷射发动机热引气，起到加热防冰/除冰的作用。机翼前缘热气防冰管道以及笛形管的布置分为并联和串联两种形式。来自发动机的热引气通过管路分配到笛形管中，热气通过笛形管上的小孔喷射到机翼前缘蒙皮内表面，对机翼前缘上下蒙皮进行加热，起到防冰的目的。

该方式需一定长度的笛形管将管内的热气喷射至蒙皮内表面，通过喷射热气与蒙皮的对流换热来提高蒙皮温度以防止机翼结冰。根据机翼的水滴收集特性，在机翼不同的弦向位置会产生不同的水收集量，因此通常将笛形管喷口正对水收集量最大的区域。然而，由于通常笛形管距离蒙皮内表面有一定距离，并且由于来自例如飞行器发动机的热气以高压从笛形管的喷口喷出后，由于外界压力降低会很快扩散，因此，当前各型号飞行器上的笛形管的热效率较低。此时，为了实现期望的防冰/除冰效果，所需要的能源的也更多。

另一方面，在某国产型号大飞机项目中，由于飞行器机身大量采用复合材料，该复合材料与传统的金属材料相比，能够耐受的高温度值较低，如果采用传统的笛形管进行加热除冰，通常需要以非常高的引气温度进行喷射加热，而这可能对例如构成飞行器机翼的复合材料造成损害，或者降低其结构强度/寿命，从而损害飞行安全。

因此，迫切需要一种能够以更高的换热效率对飞行器防护蒙皮进行防冰/除冰操作的笛形管，并且需要一种能够以较低的引气温度进行加热除冰的笛形管。

发明内容

本发明的目的是提供了一种热气喷射装置，该热气喷射装置布置在飞行器缝翼腔体内，能够以更高的换热效率对缝翼蒙皮内表面喷射热气，以达到加热防冰/除冰的目的。

根据本发明的一个方面，提出了一种用于飞行器除冰的笛形管，该笛形管包括：

笛形管本体，笛形管本体具有中空的内部腔体、第一端、第二端以及设置在笛形管本体的周向表面上的多个孔，其中，第一端闭合，而第二端流体连通到热流体源；

多个喷管，多个喷管中的每个喷管分别附连到笛形管本体上的多个孔并与中空的内部腔体流体连通。

通过将这种结构布置在例如飞行器缝翼腔体内，来自例如发动机的热气源的热流体能够通过笛形管本体中的中空的内部腔体分配到多个喷管中，并且通过这些喷管喷射到相应的飞行器蒙皮内部（例如缝翼蒙皮内表面），从而一方面确保热流体在到达需要加热的蒙皮之前尽可能少的热量损失，从而提高了热交换效率；另一方面，由于能够使喷管直接对准需要加热的蒙皮的位置，确保了来自热流体源的热流体能够精准加热需要加热的部位，而不需要使对整个蒙皮进行加热，因此，所需的热气源的温度/压力都相应地降低了。在蒙皮由符合材料制成的飞行器中，进一步确保了该复合材料蒙皮不会被过高的引气损坏或引气性质变化，确保了飞行安全。

根据本发明的上述方面，为了进一步增加加热的效率和精确性，较佳地，笛形管本体的多个孔可以沿笛形管本体的长度方向成直线布置，而多个喷管以梳齿式形状成排布置在笛形管本体上。

根据本发明的上述方面，为了同时更精准地加热更大范围的蒙皮区域，多个喷管可以包括彼此平行从笛形管本体延伸的多排。

根据本发明的上述方面，为了同时更精准地加热更大范围的蒙皮区域，替代地，多个喷管可以包括彼此成角度从笛形管本体延伸的多排。

根据本发明的上述方面，为了同时更精准地加热飞行器机翼前缘可能严重结冰的蒙皮区域，同时不增加笛形管的结构复杂性，从而降低后期的更换和维护成本，较佳地，多个喷管包括彼此成30度角度从笛形管本体延伸的两排。

根据本发明的上述方面，为了提高笛形管的结构强度，并防止使用期间高压引起泄露，多个喷管可以与笛形管本体整体形成。

根据本发明的另一个方面，提出了一种飞行器除冰装置，该飞行器除冰装置包括如以上方面所述的笛形管和连接在笛形管上游的供应管线，其中，用于调节来自流体源的流体流量的机翼防冰阀门和压力传感器设置在供应管线内。该飞行器除冰装置能够更精准地对飞行器上容易结冰的飞行器机翼前缘进行加热，提高了防冰/除冰的效率，并降低所使用的热流体源的流体的温度。

根据本发明的该方面，飞行器除冰装置可以设置在飞行器缝翼腔体的内部空间中，并且笛形管的多个喷管面向缝翼腔体的前缘，从而能够更有效地进行防冰/除冰操作。

根据本发明的该方面，较佳地，飞行器除冰装置还可以包括附连到笛形管的调节装置，调节装置能够调节笛形管的沿笛形管本体的轴线的线性移动和/或围绕笛形管本体的轴线的角向移动，以便在需要的情况下调整笛形管的轴向位置和周向位置，以对期望的位置进行防冰/除冰操作。

根据本发明的另一个方面，还提出了一种包括如以上方面所述的飞行器除冰装置的飞行器。

本发明较传统笛形管，新增延伸喷管装置，此设计可增加装置换热效率。在同等防冰功率需求下，本发明较传统笛形管可采用更低的引气温度，对缝翼及前缘材料的热保护会更好，也提供了使用耐热温度更低的复合材料的可能。

附图说明

为了进一步说明根据本发明的用于飞行器除冰的笛形管，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，在附图中：

图1是根据本发明的非限制性实施例的用于飞行器除冰的笛形管的示意性立体图；

图2是根据本发明的非限制性实施例的用于飞行器除冰的笛形管的示意性侧视图；

图3是根据本发明的非限制性实施例的用于飞行器除冰的笛形管的示意性俯视图；

图4是根据本发明的另一非限制性实施例的用于飞行器除冰的笛形管的示意性侧视图；

图5是根据本发明的又一非限制性实施例的用于飞行器除冰的笛形管的示意性侧视图；以及

图6是根据本发明的非限制性实施例的飞行器除冰装置在缝翼腔体内的布置的示意图。

具体实施方式

应当理解，除非明确地指出相反，否则本发明可以采用各种替代的取向和步骤顺序。还应当理解，附图中所示及说明书中的具体装置仅是本文公开和限定的发明构思的示例性实施例。 因而，除非另有明确的声明，否则所公开的各种实施例涉及的具体流动路径、方向或其它物理特征不应被视为限制。

下面结合附图具体说明本发明的用于飞行器除冰的笛形管100。

在民用飞行器中，笛形管属于机翼防冰系统的核心部件，又称为机翼防冰的防冰管，其由法兰装置固定在缝翼腔体内，来自发动机引气的高温高压气体经笛形管向缝翼前缘蒙皮喷射，对缝翼前缘进行加温，起到防除冰的目的。笛形管上游连接伸缩管和供气管，机翼防冰活门和压力传感器集成在供气管内，对来自气源的高温高压气体进行调节。

图1-3分别是根据本发明的非限制性实施例的用于飞行器除冰的笛形管100的示意性立体图、侧视图和俯视图。如图所示，该笛形管100是包括笛形管本体10和多个喷管20的梳式笛形管。

笛形管本体10具有中空的内部腔体11、第一端12、第二端13以及设置在笛形管本体10的周向表面上的多个孔14，其中，第一端12闭合，而第二端13流体连通到热流体源。应当理解，该笛形管本体10与现有技术中使用的笛形管可以具有相同的结构，并且可以以本领域技术人员已知的方式固定到例如缝翼腔体200的飞行器结构中并连接到上游的伸缩管和供气管。因此，为了简洁的目的，本发明在此不再详细描述这些结构。

继续参照图1，笛形管100的多个喷管20附连到笛形管本体10上的多个孔14并与中空的内部腔体11流体连通。笛形管本体10的多个孔14沿笛形管本体10的长度方向成直线布置，这些孔14在附图中被喷管20阻挡而未显示出。多个喷管20是笔直的，并且以梳齿式形状成一直线形状布置在笛形管本体10上。 虽然附图中未示出，但是孔14的内径大于和等于喷管20的内径，以使得高压引气能够顺利排出，并且较佳地，每个喷管20都具有相同的长度和内径，以便于加工和装配。

如本文所用，术语“流体连通”是指流体能够从中空的内部腔体11自由地流动到多个喷管20中，该流体例如可以是来自发动机的高温排气，或者机载在飞行器上的其它流体源的其它流体。

笛形管本体10与喷嘴20可以采用轻质耐高温的钛合金制成，以便在确保强度的同时尽可能降低重量。较佳地，笛形管本体10与喷嘴20可以分别单独加工成形后例如借助焊接而连接在一起，在替代实施例中，笛形管本体10与喷嘴20可以整体地形成。笛形管本体10与喷嘴20的长度、开口的大小和数量以及内径的尺寸可以根据防冰系统设计的需求流量和热流体源的流体温度和压力来确定，从而使得笛形管100能够适用于容纳在不同型号的飞行器的缝翼腔体200或发动机短舱前缘的空间中。

另外，虽然附图中未详细示出，但是为了具有更好的喷射效果，喷嘴20的面向缝翼腔体200的开口端可以根据需要设计成喇叭口状，或是具有渐缩的开口的喷嘴，以更精确地进行喷射加热。

应当理解，虽然附图中示出的笛形管100的实施例中，多个喷管20以直线沿着笛形管本体10的长度方向布置在笛形管本体10上，并且它们之间的间距相等，但是替代地，这些喷管20可以以其它类型的图案布置，例如相互交错间隔开的形状、螺旋形的形状等，而不偏离本发明的范围，而且它们之间的间距也可以不同。

另外，虽然在图1-3中示出的较佳实施例中，喷管20示出为与笛形管本体10的纵向轴线正交地延伸，然而在替代实施例中，喷管20可以相对于笛形管本体10的纵向轴线偏移地从笛形管本体10延伸。

图4是根据本发明的另一非限制性实施例的用于飞行器除冰的笛形管100的示意性侧视图。如图所示，笛形管100包括行从笛形管本体10延伸两排喷管20，并且这两排喷管20彼此平行地从笛形管本体10延伸。在替代实施例中，笛形管100可以包括多于两排喷管20。显然，此时，在笛形管本体10的周向表面上设有相应数量和大小的开口。

图5是根据本发明的又一非限制性实施例的用于飞行器除冰的笛形管100的示意性侧视图。如图所示，笛形管100包括行从笛形管本体10延伸两排喷管20，并且这两排喷管20彼此成30度角度从笛形管本体10延伸。在替代实施例中，两排喷管20还可以彼此成15度-60度之间的角度，该角度一般对应于飞行器缝翼腔体200可能严重结冰的蒙皮区域。

图6是根据本发明的非限制性实施例的飞行器除冰装置1000在缝翼腔体200内的布置的示意图。如图所示，飞行器除冰装置1000设置在飞行器缝翼腔体200的内部空间中，并且笛形管100的多个喷管20面向缝翼腔体200的前缘。笛形管100针对不同的缝翼设计有一定的安装角度要求，一般来说可以正对缝翼前缘线，笛形管100可由法兰装置与缝翼的肋相固定。来自发动机引起的热流体（例如，发动机热排气）经由中空的内部腔体11分配到成角度布置在笛形管本体10的两排喷管20中，并且经由喷嘴朝向缝翼腔体200的蒙皮内表面喷射。喷射的热气在缝翼腔体200的蒙皮内表面的凹形的表面上引导，因分别向上朝向防护区第一边界和向下朝向防护区第二边界流动，从而以最先离开喷管20的较热的流体首先加热严重结冰的蒙皮区域（即，最易结冰的蒙皮区域），然后温度稍低的流体沿着箭头所示的方向依次加热结冰不太严重的蒙皮区域，使得该梳式笛形管100具有更高的防冰/除冰效率。

根据本发明的非限制性实施例并且作为较佳实施例，飞行器除冰装置1000可以还包括附连到笛形管100的调节装置，调节装置能够调节笛形管100的沿笛形管本体10的轴线的线性移动和/或围绕笛形管本体10的轴线的角向移动。

根据本发明的示例性飞行器除冰装置1000较传统笛形管除冰装置具有新增的延伸喷管，采用喷管射流的方式加强指定区域的换热性能，因而具有更高的换热效率，可以节省能源，降低引气温度，增加防冰系统性能。而现有技术中的笛形管，换热更加粗放，因此效率较低。

另外，如本文所用，用于表示顺序的用语“第一”或“第二”等仅仅是为了使本领域普通技术人员更好地理解以较佳实施例形式示出的本发明的构思，而非用于限制本发明。除非另有说明，否则所有顺序、方位或取向仅用于区分一个元件/部件/结构与另一个元件/部件/结构的目的，并且除非另有说明，否则不表示任何特定顺序、安装顺序、方向或取向。例如，在替代实施例中，“第一端”可以用来表示“第二端”，而“向上流动”也可以用来表示“向下流动”。

综上，根据本发明的实施例的笛形管100克服了现有技术中的缺点，实现了预期的发明目的。

虽然以上结合了较佳实施例对本发明的笛形管进行了说明，但是本技术领域的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行各种修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

Claims (12)

1.一种用于飞行器除冰的笛形管(100)，其特征在于，所述笛形管包括：

笛形管本体(10)，所述笛形管本体具有中空的内部腔体(11)、第一端(12)、第二端(13)以及设置在所述笛形管本体(10)的周向表面上的多个孔(14)，其中，所述第一端(12)闭合，而所述第二端(13)流体连通到热流体源；

多个喷管(20)，所述多个喷管中的每个喷管分别附连到所述笛形管本体(10)上的所述多个孔(14)并与所述中空的内部腔体(11)流体连通，

其中，所述笛形管(100)能够沿所述笛形管本体(10)的轴线线性移动。

2.如权利要求1所述的笛形管(100)，其特征在于，其中，所述笛形管(100)能够围绕所述笛形管本体(10)的轴线角向移动。

3.如权利要求1所述的笛形管(100)，其特征在于，所述笛形管本体(10)的所述多个孔(14)沿所述笛形管本体(10)的长度方向成直线布置，而所述多个喷管(20)以梳齿式形状成排布置在所述笛形管本体(10)上。

4.如权利要求3所述的笛形管(100)，其特征在于，所述多个喷管(20)包括彼此平行从所述笛形管本体(10)延伸的多排。

5.如权利要求3所述的笛形管(100)，其特征在于，所述多个喷管(20)包括彼此成角度从所述笛形管本体(10)延伸的多排。

6.如权利要求5所述的笛形管(100)，其特征在于，所述多个喷管(20)包括彼此成30度角度从所述笛形管本体(10)延伸的两排。

7.如权利要求1所述的笛形管(100)，其特征在于，所述多个喷管(20)与所述笛形管本体(10)整体形成。

8.一种飞行器除冰装置(1000)，包括如权利要求1-7中任一项所述的笛形管(100)和连接在所述笛形管(100)上游的供应管线，其中，用于调节来自流体源的流体流量的机翼防冰阀门和压力传感器设置在所述供应管线内。

9.如权利要求8所述的飞行器除冰装置(1000)，其特征在于，所述飞行器除冰装置设置在飞行器缝翼腔体(200)的内部空间中，并且所述笛形管(100)的所述多个喷管(20)面向所述缝翼腔体(200)的前缘。

10.如权利要求9所述的飞行器除冰装置(1000)，其特征在于，所述飞行器除冰装置还包括附连到所述笛形管(100)的调节装置，所述调节装置能够调节所述笛形管(100)的沿所述笛形管本体(10)的轴线的线性移动。

11.如权利要求10所述的飞行器除冰装置(1000)，其特征在于，所述调节装置能够调节所述笛形管(100)的围绕所述笛形管本体(10)的轴线的角向移动。

12.一种包括如权利要求8-11中任一项所述的飞行器除冰装置(1000)的飞行器。

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