一种飞机机翼加热装置的制作方法

航空航天装置制造技术1.本实用新型涉及运输技术领域，具体涉及一种飞机机翼加热装置。背景技术：2.目前，无人机得到迅速发展，当无人机在湿冷环境下飞行时，存在飞机机翼结冰风险，对飞行安全造成影响。其中，中小型固定翼无人机采用活塞发动机作为动力装置，一般没有防冰、除冰装置，严重影响其高空飞行安全。3.在实现本实用新型过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：采用活塞发动机的飞机受功率限制，无法满足电热防冰、除冰功率需求，同时也无大流量高温气源，造成无防冰、除冰装置的问题。技术实现要素：4.有鉴于此，本实用新型实施例提供一种飞机机翼加热装置，以解决现有技术中采用活塞发动机的无人机受功率限制，没有防除冰装置，而采用高温气体加热的方式防除冰的飞机，其发动机无法提供稳定大流量高温气源，无法保证机翼前缘的防除冰效果的问题。5.为实现上述目的，本实用新型实施例提供一种飞机机翼加热装置，包括机翼、加热装置和换热装置；所述加热装置固定设置在所述机翼内，且靠近所述机翼的前缘；所述换热装置固定设置在所述飞机本体上，所述加热装置的两端分别与所述换热装置的两端相连通，流体介质可在所述加热装置和所述换热装置内循环流动。6.可选地，上述飞机机翼加热装置中，还包括动力装置，所述动力装置固定设置在所述加热装置和所述换热装置之间。7.可选地，上述飞机机翼加热装置中，所述加热装置包括流管，所述流管固定设置在所述机翼内，且所述流管靠近所述前缘，所述流管的两端分别与所述换热装置的两端相连通。8.可选地，上述飞机机翼加热装置中，所述流管包括隔板，所述机翼本体内形成有内腔；所述隔板固定设置在所述内腔中，以形成所述流管。9.可选地，上述飞机机翼加热装置中，所述加热装置还包括加热管；所述加热管固定设置在所述流管内，且所述加热管与所述流管相连通，所述换热装置的第一端与所述加热管相连通，所述换热装置的第二端与所述流管相连通。10.可选地，上述飞机机翼加热装置中，所述加热管包括输入管和喷射管；且所述输入管和所述喷射管固定设置在所述流管内，所述输入管与所述喷射管相连通，所述喷射管上开设有喷孔，所述喷孔朝向所述前缘，所述换热装置的第一端与所述输入管相连通。11.可选地，上述飞机机翼加热装置中，所述喷孔的个数为多个，且多个所述喷孔均匀设置在所述喷射管上。12.可选地，上述飞机机翼加热装置中，所述加热管包括连接管；所述连接管固定设置在所述输入管和所述喷射管之间。13.可选地，上述飞机机翼加热装置中还包括管道，所述加热装置与所述换热装置通过所述管道相连通，所述管道在所述换热装置内为蛇形结构。14.可选地，上述飞机机翼加热装置中，还包括发动机，所述换热装置固定设置在所述发动机的排气筒内。15.根据本实用新型的技术方案，上述实用新型中的一个实施例具有如下优点或有益效果：加热装置内有流动的高温介质，可对机翼的前缘进行加热，来防止前缘结冰或除去前缘上的结冰。高温流体介质对前缘加热后其温度会降低，较低温度的流体介质可以流到换热装置中进行加热，来确保流体介质处于高温状态。本机翼加热装置可利用发动机工作排出的高温气体来完成流体介质的加热，使本装置内可存在稳定的高温流体介质，能有效地对前缘进行加热，防结冰及除冰效果好。16.上述的非惯用的可选方式所具有的进一步效果将在下文中结合具体实施方式加以说明。附图说明17.附图用于更好地理解本实用新型，不构成对本实用新型的不当限定。其中：18.图1是本实用新型一种飞机机翼加热装置实施例的结构示意图；19.图2是本实用新型一种飞机机翼加热装置实施例加热装置的结构示意图；20.图3是本实用新型一种飞机机翼加热装置实施例换热装置的结构示意图；21.图4是本实用新型一种飞机机翼加热装置实施例的原理图。22.其中，上述附图包括以下附图标记：23.1-机翼，100-飞机本体，11-前缘，2-加热装置，21-流管，211-隔板，22-加热管，221-输入管，222-喷射管，2221-喷孔，223-连接管，3-换热装置，4-动力装置，5-发动机，6-管道。具体实施方式24.以下结合附图对本实用新型的示范性实施例做出说明，其中包括本实用新型实施例的各种细节以助于理解，应当将它们认为仅仅是示范性的。因此，本领域普通技术人员应当认识到，可以对这里描述的实施例做出各种改变和修改，而不会背离本实用新型的范围和精神。同样，为了清楚和简明，以下的描述中省略了对公知功能和结构的描述。25.如图1至图4所示，本实用新型实施例提供的一种飞机机翼加热装置，包括机翼1、加热装置2和换热装置3；加热装置2固定设置在机翼1内，且靠近机翼1的前缘11；换热装置3固定设置在飞机本体100上，加热装置2的两端分别与换热装置3的两端相连通，流体介质可在加热装置2和换热装置3内循环流动。26.在上述实施例中，加热装置2固定设置在机翼1内，加热装置2内有流动的高温介质，可对机翼1的前缘11进行加热，来防止前缘11结冰或除去前缘11上的结冰。换热装置3固定安装在飞机本体100上，且与加热装置2相连通，换热装置3可以对流体介质进行加热。高温流体介质对前缘11加热后其温度会降低，较低温度的流体介质可以回流到换热装置3中进行加热，来确保流体介质处于高温状态，加热后的流体介质继续流入加热装置2内来对前缘11进行加热，如此循环工作，来防止前缘11结冰或除去前缘11的结冰。其中，流体介质可以是水或油等导热性好的介质。本飞机机翼加热装置内可存在稳定的高温流体介质，能有效地对前缘11进行加热，防结冰及除冰效果好，且适用于各类飞机。27.为了使流体介质在加热装置2和换热装置3之间循环更加顺畅，如图1至图4所示，在本实用新型一个实施例中，还包括动力装置4，动力装置4固定设置在加热装置2和换热装置3之间。动力装置4提供流体介质循环流动的动力，可将动力装置4固定设置在换热装置3出口与加热装置2入口之间，动力装置4能将经换热装置3加热后高温流体介质压入加热装置2内来对前缘11进行加热。可选地，在本实用新型一个实施例中，动力装置4选用电动泵，即将电动泵安装在飞机本体100上且连通在换热装置3出口与加热装置2入口之间。其中，可以根据对前缘11的加热要求来控制电动泵的功率，这里设流体介质对前缘11加热后从加热装置2出口处流出的温度为t2，流体介质经换热装置3加热后的温度为t1，控制单元可根据对t1及t2的数值要求来调整电动泵功率，当t1》50℃且t2》10℃时，降低电动泵功率；当t1《50℃且t2《10℃时，提高电动泵功率；当90℃》t1》50℃且t2《10℃，提高电动泵功率；当t1》90℃且t2《10℃时，降低电动泵功率；当t1》90℃或t2《10℃时发出报警信号，此时需要查看装置出现的问题，并进行维修。其中，控制单元可以调节电动泵的功率及报警，其由电脑、控制器等组成。28.加热装置2通过内部流动的高温介质来对前缘11进行加热，加热装置2的结构可选性很多，可以是管状结构或能使流体介质流动的其他结构，如图1和图2所示，在本实用新型一个实施例中，加热装置2包括流管21，流管21固定设置在机翼1内，且流管21靠近前缘11，流管21的两端与换热装置3的两端相连通。这样可以使流管21直接对前缘11进行加热，其中，为了节省成本，在本实用新型一个优选地实施例中，通过在机翼1本体内形成的内腔中固定设置隔板211，使隔板211与前缘11之前形成流管21，这样流体介质可以在机翼1的空腔内流动且直接与前缘11接触来进行加热。29.为了提高流体介质的加热效率，如图1至图3所示，在本实用新型一个实施例中，加热装置2还包括加热管22；加热管22固定设置在流管21内，且加热管22与流管21相连通，换热装置3的第一端与加热管22相连通，换热装置3的第二端与流管21相连通。通过换热装置3加热后的流体介质直接流入加热管22，且加热管22能将流体介质直接作用在前缘11上来对前缘11进行加热，减小流体介质加热机翼1非前缘11部分造成热量损失。30.为使加热管22内的流体介质直接作用在前缘11上，如图1和图2所示，在本实用新型一个实施例中，加热管22包括输入管221和喷射管222；输入管221与喷射管222相连通，且输入管221和喷射管222固定设置在流管21内，喷射管222上开设有喷孔2221，喷孔2221朝向前缘11，换热装置3的第一端与输入管221相连通。通过换热装置3加热后的流体介质流入输入管221内，然后通过输入管221流入喷射管222中，喷射管222中的流体介质通过其喷孔2221喷在前缘11上来加热前缘11，完成对前缘11加热的流体介质通过流管21回流到换热装置3中。其中，为使前缘11加热均匀，如图2所示，喷孔2221的个数为多个，且多个喷孔2221均匀设置在喷射管222上。另外，为确保流体介质顺畅地从输入管221流入喷射管222内，如图1和图2所示，在输入管221和喷射管222之间设置有连接管223，且连接管223的数量为多个，多个连接管223固定连通在输入管221和喷射管222之间。另外，输入管221和喷射管222可以通过固定支架或管夹等固定安装在流管21内。31.流体介质在加热装置2和换热装置3之间通过管道来循环流通，例如，耐高温的金属管。在能对流体介质进行加热的前提下，换热装置3的结构可选性很多，如图1至图4所示，在本实用新型一个实施例中，还包括发动机5，换热装置3固定设置在发动机5的排气筒内。通过发动机工作后排出的高温气体来对管道进行加热，进而对管道内的流体介质加热，换热装置3固定设置在发动机排气筒内，为了增大管道受热面积，提高加热效率，管道在换热装置3内为蛇形结构。为了节省成本且提高换热效率，可将管道直接设置在发动机5的排气筒内，即换热装置3为排气筒的一部分，这里设排气筒外直径尺为a，蛇形管直径b，蛇形管的弯折数c，蛇形管与排气筒进口平面角度d，根据计算得到，当蛇形管直径与排气筒外直径比值b/a在0.2-0.4之间，弯折数c在3-5之间，蛇形管与排气筒进口平面角度d在150°‑170°之间时，蛇形管受排气的振动、换热效率及排气背压损失等性能参数最优。32.下面以航空活塞发动机为动力的中型无人机使用本机翼加热装置为例，说明本实用新型实施例提供的一种飞机机翼的使用过程。33.如图1至图3所示，安装有本加热装置的无人机在寒冷潮湿环境下飞行使，流体介质在电动泵的作用下流入输入管221内，然后流体介质通过连接管223流入喷射管222中，并通过喷射管222上的喷孔2221向前缘11喷射冲刷来对前缘11进行加热，防止前缘11结冰或除去前缘11的结冰，冲刷后的流体介质落在流管21内，然后通过流管21回流到换热装置3中，即流入发动机5排气筒中的蛇形管道内，发动机5排出的高温气体对蛇形管道内的流体介质进行加热，加热后的流体介质再次被电动泵压入输入管221内，如此循环工作，来防止前缘11结冰或除去前缘11的结冰。本机翼加热装置利用发动机5工作排出的高温气体来完成流体介质的加热，使本装置内可存在稳定的高温流体介质，能有效地对前缘11进行加热，防结冰及除冰效果好。34.由此可见，本实用新型实施例提供的飞机机翼加热装置中，加热装置2内有流动的高温介质，可对机翼1的前缘11进行加热，来防止前缘11结冰或除去前缘11上的结冰。高温流体介质对前缘11加热后其温度会降低，较低温度的流体介质可以回流到换热装置3中进行加热，来确保流体介质处于高温状态。本机翼加热装置可利用发动机5工作排出的高温气体来完成流体介质的加热，使本装置内可存在稳定的高温流体介质，能有效地对前缘11进行加热，防结冰及除冰效果好，且适用于各类飞机，例如，安装航空活塞发动机的中小型无人机。35.上述具体实施方式，并不构成对本实用新型保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，取决于设计要求和其他因素，可以发生各种各样的修改、组合、子组合和替代。任何在本实用新型的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型保护范围之内。









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