專利名稱：飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種飛機(jī)防水系統(tǒng)的裝置，特別是涉及一種飛機(jī) 防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置。
背景技術(shù)：
當(dāng)空氣溫低于5。C時(shí)，云、霧、降雨、降雪等均可能使飛機(jī)表面 結(jié)水。飛機(jī)表面結(jié)冰，會(huì)給飛機(jī)的飛行性能帶來(lái)不良影響，應(yīng)予以防 止或及時(shí)清除，否則會(huì)危及飛行安全。防冰系統(tǒng)裝置的作用就是在保 持飛機(jī)正常的氣動(dòng)外型前提下，防止飛機(jī)表面在可能結(jié)水的氣象條件 下結(jié)冰或除去已結(jié)成的水。
飛機(jī)需要防冰的部位有機(jī)翼前緣、縫翼前緣、尾翼前緣、發(fā)動(dòng) 機(jī)進(jìn)氣道和導(dǎo)向器葉片及整流罩、駕馬吏搶風(fēng)當(dāng)玻璃等部位。對(duì)于運(yùn)輸
機(jī)和轟炸才幾的防冰前纟彖:接加熱方式不同，分為熱空氣加溫和電加溫兩 種。飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)按飛機(jī)結(jié)構(gòu)方式確定， 一般情況下，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)懸掛在 機(jī)翼上，機(jī)翼前緣、縫翼前級(jí)采用熱空氣加溫，而尾翼前緣則采用電
加溫，例如伊爾-76、運(yùn)-8等；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)懸掛于機(jī)身后部，縫翼前 緣采用電加溫，而尾翼前緣則釆用熱空氣加溫，如圖-154等。原俄 羅斯產(chǎn)電加溫前緣裝置用于防止飛機(jī)表面在可能結(jié)水的氣象條件下 結(jié)水或除去已結(jié)成的冰確實(shí)發(fā)揮了作用，但是，由于這類裝置在結(jié)構(gòu) 設(shè)計(jì)、工藝裝配及材料選擇上存在一定局限，致使經(jīng)過(guò)一段時(shí)間的使 用后，絕緣材料燒壞、鼓泡、開膠、加溫元件燒穿等故障頻頻發(fā)生，
電加溫前緣失效，不能保證飛機(jī)的正常飛行。
發(fā)明內(nèi)容
本實(shí)用新型涉及的飛機(jī)防水系統(tǒng)電加溫前緣的裝置，其目的就是 為了克服已有技術(shù)的缺陷，經(jīng)過(guò)多年潛心研究和反復(fù)試驗(yàn)，在已有技 術(shù)的基礎(chǔ)上，在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、工藝加工和選材上作了較大的改進(jìn)和創(chuàng)新， 提供一種構(gòu)思新穎、耐潮性和絕緣性能良好、可靠性高的飛機(jī)防水系 統(tǒng)電加溫前緣的裝置。
為了實(shí)現(xiàn)上述的目的，本實(shí)用新型的技術(shù)方案是這樣的該裝置 由發(fā)動(dòng)機(jī)、發(fā)電機(jī)、中央配電裝置、機(jī)搶配電裝置、程序機(jī)構(gòu)、控制 保護(hù)裝置、接線柱，操縱和信號(hào)顯示裝置和電加溫前緣構(gòu)成。發(fā)電機(jī) 裝在發(fā)動(dòng)機(jī)上，發(fā)電機(jī)發(fā)出的電通過(guò)導(dǎo)線連接將電依次輸送給中央配 電裝置、機(jī)搶配電裝置、程序機(jī)構(gòu)、控制保護(hù)裝置、接線柱，操縱及 信號(hào)顯示裝置。其特征是，該裝置的電加溫前緣由3至13個(gè)獨(dú)立的 可拆卸段組成，每個(gè)獨(dú)立的可拆卸段中間裝有接線柱，從接線柱輸入 的電直接輸送給電加溫前緣的可拆卸段，可拆卸段內(nèi)的電加溫元件接 受到電后立即產(chǎn)生熱效應(yīng)并給飛機(jī)表面加熱，實(shí)現(xiàn)防止結(jié)冰或除去已 結(jié)成冰的效果；每個(gè)獨(dú)立的可拆卸段通過(guò)螺釘固定在飛機(jī)翼梁上，在 每個(gè)可拆卸段上裝有3至14件肋骨，肋骨用來(lái)保持飛機(jī)的氣動(dòng)外形， 肋骨鉚接在翼梁上或膠接在每個(gè)可拆卸段上。電加溫前緣的每個(gè)可拆 卸段均為多層結(jié)構(gòu)，它由內(nèi)蒙皮、內(nèi)絕緣層、電加溫元件、外絕緣層 和外蒙皮經(jīng)膠膜連接而成。
本實(shí)用新型所稱的飛機(jī)防水系統(tǒng)電加溫前緣的裝置，其特征是，
內(nèi)絕緣層由內(nèi)面絕緣層和內(nèi)表面絕緣層組成；外絕緣層由外面絕緣層 和外表面絕緣層組成。
本實(shí)用新型所稱的飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置，其特征是， 電加溫前緣由13個(gè)獨(dú)立的可拆卸段組成，其中5個(gè)可拆卸段為垂直 安定面電加溫前纟彖，其余的8個(gè)獨(dú)立的可拆卸段為水平安定面電加溫 前緣，分別對(duì)稱配置在尾翼左右兩側(cè)，即尾翼左側(cè)為4個(gè)可拆卸段， 尾翼右側(cè)為4個(gè)可拆卸段。
本實(shí)用新型所稱的飛機(jī)防水系統(tǒng)電加溫前緣的裝置，其牲是，電 加溫前緣由10個(gè)獨(dú)立的可拆卸段組成，分別對(duì)稱配置在縫翼左右兩 側(cè)各5個(gè)可拆卸段。
本實(shí)用新型所涉及的飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置，具有構(gòu)思 新穎、設(shè)計(jì)合理、選材容易、工藝規(guī)范、無(wú)環(huán)境污染，易于形成工業(yè) 化批量生產(chǎn)。該裝置使用的絕緣材料由玻璃纖維改為BMS8-79, 1581 和BMS8-79, 120預(yù)浸料；膠粘劑由BK-9膠液改為BMS5-101, 10級(jí) 膠膜；復(fù)合材料成形方法由干法成形改為濕法成形，提高了產(chǎn)品的耐 潮性和絕緣性；該裝置中由于設(shè)置了控制保護(hù)裝置和程序機(jī)構(gòu)，用于 控制加溫元件各部分的通斷電，這樣既保護(hù)加溫元件不被燒壞，又實(shí) 現(xiàn)加熱充分、節(jié)省電能的效果。實(shí)踐檢驗(yàn)表明，裝置的各項(xiàng)性能良好， 改變了在役飛機(jī)電加溫前緣故障率高，外場(chǎng)排放頻繁的現(xiàn)象，提高了 可靠性，可以有力地保證部隊(duì)日常訓(xùn)練和執(zhí)行任務(wù)的需要，具有明顯 的經(jīng)濟(jì)效益和軍事效益。該裝置可以廣泛應(yīng)用于各種類型的運(yùn)輸機(jī)和 轟炸機(jī)電加溫前緣等領(lǐng)域。


圖1:飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置結(jié)構(gòu)示意圖2:如圖1所示飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置的水平安定面 電加溫前緣配置圖3:如圖1所示飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置的垂直安定面 電加溫前纟彖配置圖4:如圖1所示飛機(jī)防水系統(tǒng)電加溫前緣的裝置的電加溫前緣 的可拆卸段結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施方式
本實(shí)用新型所稱的飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置，結(jié)合附圖1 至4，對(duì)其具體實(shí)施方式
詳細(xì)名又述如下
實(shí)施例l:該裝置由發(fā)動(dòng)機(jī)l、發(fā)電機(jī)2、中央配電裝置3、機(jī)搶 配電裝置4、程序機(jī)構(gòu)5、控制保護(hù)裝置6、接線柱20，操縱及信號(hào) 顯示裝置21和電加溫前緣構(gòu)成；發(fā)電機(jī)2安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)1上，發(fā)電 機(jī)2發(fā)出的電通過(guò)導(dǎo)線連接依次輸送給中央配電裝置3、機(jī)搶配電裝 置4、程序機(jī)構(gòu)5、控制保護(hù)裝置6、接線柱20、操縱及信號(hào)顯示裝 置21。其特征是，電加溫前緣由13個(gè)獨(dú)立的可拆卸段組成，其中5 個(gè)獨(dú)立的可拆卸,殳7、 8、 9、 10、 11為垂直安定面電加溫前緣，其余 的8個(gè)獨(dú)立的可拆卸段為水平安定面電加溫前緣，分別對(duì)稱配置在飛 機(jī)尾翼左右兩側(cè)，即尾翼左側(cè)為4個(gè)獨(dú)立的可拆卸段12、 13、 14、 15,尾翼右側(cè)為4個(gè)獨(dú)立的可拆卸段16、 17、 18、 19;每個(gè)獨(dú)立的 可拆卸段中間安裝有接線柱20， 從接線柱20輸入的電直接輸送給
電加溫前緣的每個(gè)獨(dú)立的可拆卸段，可拆卸段內(nèi)的電加溫元件接受到
電后立即產(chǎn)生熱效應(yīng)并給飛機(jī)表面加熱，實(shí)現(xiàn)防冰的效果；每個(gè)獨(dú)立 的可拆卸段通過(guò)螺釘固定在飛機(jī)的翼梁上，在每個(gè)可拆卸段上安裝有 5件肋骨29，肋骨29起到保持飛機(jī)的氣動(dòng)外形的作用，肋骨29鉚接 在翼梁上；電加溫前緣的每個(gè)可拆卸段均為多層結(jié)構(gòu)，它由內(nèi)蒙皮 22、內(nèi)面絕緣層23、內(nèi)表面絕緣層24、電加溫元件25、外表面絕緣 層26和外面絕緣層27用BMS5-101， 10級(jí)膠膜一層一層地膠接而成， 內(nèi)面絕緣層23和內(nèi)表面絕緣層24用BMS8-79, 1581預(yù)浸料制成，外 表面絕緣層26和外面絕緣層27用BMS8-79, 120預(yù)浸料制成。當(dāng)溫 度高于-2(TC時(shí)，用IIMK-21C程序機(jī)構(gòu)5控制水平安定面和垂直安定 面電加溫前緣的通斷電；當(dāng)溫度低于-2(TC時(shí)，用ITMK-21TB11程序 機(jī)構(gòu)5控制水平安定面和垂直安定面電加溫前纟彖的通斷電。防水工作 只允許在飛機(jī)飛行中接通，在地面，前緣沒有較好的散熱條件， 一般 不允許力口熱工作。
實(shí)施例2:該裝置的電加溫前緣由10個(gè)獨(dú)立的可拆卸^a組成， 分別對(duì)稱配置在縫翼30左右兩側(cè)各5個(gè)獨(dú)立的可拆卸段。其它的技 術(shù)特征與實(shí)施例1相同。
權(quán)利要求1.一種由發(fā)動(dòng)機(jī)(1)、發(fā)電機(jī)(2)、中央配電裝置(3)、機(jī)艙配電裝置(4)、程序機(jī)構(gòu)(5)、控制保護(hù)裝置(6)、接線柱(20)，操縱及信號(hào)顯示裝置(21)和電加溫前緣構(gòu)成的飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置，發(fā)電機(jī)(2)裝在發(fā)動(dòng)機(jī)(1)上，發(fā)電機(jī)(2)通過(guò)導(dǎo)線連接將電依次輸送給中央配電裝置(3)、機(jī)艙配電裝置(4)、程序機(jī)構(gòu)(5)，控制保護(hù)裝置(6)、接線柱(20)，操縱及信號(hào)顯示裝置(21)，其特征是，電加溫前緣由3至13個(gè)獨(dú)立的可拆卸段組成，每個(gè)獨(dú)立的可拆卸段中間裝有接線柱(20)并且通過(guò)螺釘固定在飛機(jī)翼梁上，在每個(gè)可拆卸段上裝有3至14件肋骨(29)，肋骨(29)鉚接在翼梁上或膠接在可拆卸段上；電加溫前緣的每個(gè)可拆卸段均為多層結(jié)構(gòu)，由內(nèi)蒙皮(22)、內(nèi)絕緣層、電加溫元件(25)，外絕緣層和外蒙皮(28)經(jīng)膠接而成。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置，其特 征是，內(nèi)絕緣層由內(nèi)面絕緣層(23)和內(nèi)表面絕緣層(24)組成；外 絕緣層由外表面絕緣層(26)和外面絕緣層(27)組成。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置， 其特征是，電加溫前緣由13個(gè)獨(dú)立的可拆卸段組成，其中5個(gè)可拆 卸段(7、 8、 9、 10、 11 )為垂直安定面電加溫前緣，其余的8個(gè)獨(dú) 立的可拆卸段為水平安定面電加溫前緣，分別對(duì)稱配置在尾翼左右兩 側(cè)，即尾翼左側(cè)為4個(gè)可拆卸段(12、 13、 14、 15),尾翼右側(cè)為4 個(gè)可拆卸段(16、 17、 18、 19)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置， 其特征是，電加溫前緣由10個(gè)獨(dú)立的可拆卸段組成，分別對(duì)稱配置在縫翼(30 )左右兩側(cè)各5個(gè)可拆卸段。
專利摘要本實(shí)用新型涉及一種飛機(jī)防冰系統(tǒng)電加溫前緣的裝置。該裝置由發(fā)電機(jī)、配電裝置、程序機(jī)構(gòu)、接線柱、操縱及信號(hào)顯示裝置和電加溫前緣等構(gòu)成。其特征是，電加溫前緣由3至13個(gè)可拆卸段組成，每個(gè)可拆卸段中間裝有接線柱并通過(guò)螺釘固定在飛機(jī)翼梁上；每個(gè)可拆卸段為多層結(jié)構(gòu)，由內(nèi)、外蒙皮，內(nèi)、外絕緣層和電加溫元件經(jīng)膠接而成。該裝置具有構(gòu)思新穎、設(shè)計(jì)合理、工藝規(guī)范、性能良好、可靠性高、節(jié)能無(wú)污染，可形成工業(yè)化規(guī)模生產(chǎn)等特點(diǎn)。該裝置可以廣泛地應(yīng)用于各種類型的運(yùn)輸機(jī)和轟炸機(jī)電加溫前緣等領(lǐng)域。
文檔編號(hào)B64D15/12GK201195594SQ20082006683
公開日2009年2月18日 申請(qǐng)日期2008年4月30日 優(yōu)先權(quán)日2008年4月30日
發(fā)明者代學(xué)桂, 援 李, 楊永強(qiáng) 申請(qǐng)人:凌云科技集團(tuán)有限責(zé)任公司