一種飛機(jī)表面加熱器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及飛機(jī)表面加熱技術(shù)。
【背景技術(shù)】
[0002]寒冷環(huán)境條件下，飛機(jī)表面容易積冰。飛機(jī)積冰是最復(fù)雜的飛行氣象之一，在云、霧、雨或濕雪中飛行時(shí)，飛機(jī)的迎風(fēng)部位、動(dòng)力裝置和特種設(shè)備外露部分，由于水滴凍結(jié)或水氣凝結(jié)而聚積的冰層，這一現(xiàn)象就是飛機(jī)積冰。當(dāng)飛機(jī)在云中飛行，機(jī)體碰到過(guò)冷水滴時(shí)，如果機(jī)體表面的溫度低于o°c時(shí)，過(guò)冷水滴就會(huì)在機(jī)體表面的某些部分凍結(jié)而聚集起來(lái)形成結(jié)冰。此外，飛機(jī)由寒冷的高層進(jìn)入暖濕的低層，也會(huì)出現(xiàn)結(jié)冰，它是由于暖濕氣層中的水氣在較冷的機(jī)體上發(fā)生凝結(jié)而形成的，過(guò)冷水滴是非常不穩(wěn)定的，當(dāng)它受到?jīng)_擊時(shí)，即會(huì)變成固體的冰，在低于0°c的云雨中飛行時(shí)均可產(chǎn)生飛機(jī)結(jié)冰。
[0003]飛機(jī)任何部位積冰都會(huì)使飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能變壞，使飛機(jī)升力減小，阻力增大，從而影響飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定性。機(jī)翼前緣和尾翼前緣結(jié)冰可能造成阻力增加、升力下降、臨界迎角減小和飛機(jī)操縱性降低等危害；發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道結(jié)冰可能造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣效量下降，發(fā)動(dòng)機(jī)功率降低，甚至導(dǎo)致停車(chē)，以及發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)損壞等危害；螺旋槳部位結(jié)冰可能造成螺旋槳不平衡、動(dòng)力裝置和飛機(jī)振動(dòng)以致軸承損壞、發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)、二次損傷等危害；風(fēng)檔玻璃部位結(jié)冰可能妨礙機(jī)組人員視線；儀表探頭部位結(jié)冰將可能導(dǎo)致儀表系統(tǒng)失靈(溫度、壓力等);飛機(jī)天線部位結(jié)冰可能導(dǎo)致天線折斷，系統(tǒng)失效等危害。
[0004]可見(jiàn)，飛機(jī)任何部位積冰都對(duì)飛機(jī)的安全和高效運(yùn)行造成極大危害，需要合理、有效的解決飛機(jī)防冰除冰問(wèn)題，以保證寒冷環(huán)境條件下民航飛機(jī)的安全、高效運(yùn)行。
[0005]通常的防冰、除冰方式有三種:熱力防冰，液體防冰和機(jī)械除冰。其中，機(jī)械除冰技術(shù)又可分為氣動(dòng)帶除冰和電脈沖除冰技術(shù)；熱力防冰技術(shù)分別按熱源和加熱方式又分別分為電熱防冰、氣熱防冰技術(shù)，以及連續(xù)防冰和間斷除冰技術(shù)。
[0006]目前飛機(jī)除冰系統(tǒng)主要采用電熱力防冰工作效率低、能源浪費(fèi)較大，只適合小部件的除冰；液體防凍因液體消耗量大和噴液系統(tǒng)設(shè)備維護(hù)麻煩；機(jī)械除冰只限于飛機(jī)前緣和機(jī)翼蒙皮除冰。
[0007]現(xiàn)有的除冰技術(shù)除了存在成本高、操作不便的問(wèn)題外，還無(wú)法解決在飛行過(guò)程中除冰的需求。
【實(shí)用新型內(nèi)容】
[0008]本實(shí)用新型的發(fā)明目的在于:針對(duì)上述存在的問(wèn)題，提供一種能夠利用飛機(jī)尾氣加熱的表面加熱器。
[0009]本實(shí)用新型采用的技術(shù)方案如下:包括進(jìn)氣口、出氣口及換熱腔道，所述進(jìn)氣口位于換熱腔道的一端，出氣口位于換熱腔道的另一端；所述換熱腔道為蛇形換熱腔道。
[0010]進(jìn)一步，由金屬管彎曲形成的換熱腔道，所述金屬管的一端設(shè)有進(jìn)氣口，所述金屬管的另一端設(shè)置有出氣口。
[0011]進(jìn)一步，包括金屬殼體；所述金屬殼體的一端具有進(jìn)氣口，金屬殼體的另一端具有出氣口；所述金屬殼體內(nèi)設(shè)置有若干擋板以便在金屬殼體內(nèi)部形成蛇形換熱腔道。
[0012]進(jìn)一步，所述金屬殼體為長(zhǎng)方體形。
[0013]進(jìn)一步，在所述金屬殼體內(nèi)，上下交錯(cuò)設(shè)置有多個(gè)擋板以形成所述蛇形換熱腔道。
[0014]綜上所述，由于采用了上述技術(shù)方案，本實(shí)用新型的有益效果是:
[0015]1.本實(shí)用新型利用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)排放的高壓、高溫、高速尾氣加熱飛機(jī)表面加熱器，進(jìn)而對(duì)飛機(jī)表面進(jìn)行氣熱防冰、除冰，是一種經(jīng)濟(jì)、環(huán)保、節(jié)能、高效的措施。
[0016]2.采用飛機(jī)尾氣作為防冰、除冰的加熱源，只要飛機(jī)工作，不管在地面還是飛行過(guò)程中，均能起到防冰、除冰的作用，提高了飛機(jī)的運(yùn)行能力。
[0017]3.將換熱腔道設(shè)計(jì)為蛇形，使得飛機(jī)尾氣能夠充分與外界進(jìn)行換熱，提高了熱能的利用率。
【附圖說(shuō)明】
[0018]圖1為本實(shí)用新型中表面加熱器第一實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0019]圖2為本實(shí)用新型中表面加熱器第二實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0020]下面結(jié)合附圖，對(duì)本實(shí)用新型作詳細(xì)的說(shuō)明。
[0021]為了使本實(shí)用新型的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì)本實(shí)用新型進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用以解釋本實(shí)用新型，并不用于限定本實(shí)用新型。
[0022]如圖1，本實(shí)用新型第一實(shí)施例包括換熱腔道，具體可以是由銅或銅合金等金屬管按照正弦波形狀彎曲形成蛇形換熱腔道，進(jìn)氣口設(shè)置在金屬管的一端，金屬管的另一端設(shè)置有出氣口。
[0023]在其他實(shí)施例中，所述管道還可以按照方波形狀彎曲形成蛇形換熱腔道。
[0024]如圖2，本實(shí)用新型第二實(shí)施例的主體是一個(gè)金屬殼體，進(jìn)氣口在金屬殼體的一端，出氣口在金屬殼體的另一端。在金屬殼形成的空間中以上下交錯(cuò)的隔板形成蛇形換熱腔道。
[0025]在一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例中，所述金屬殼體為長(zhǎng)方體形。
[0026]本實(shí)用新型中的蛇形換熱腔道是指能夠使氣體在腔道中按照類(lèi)似正弦波走向從進(jìn)氣口流向出氣口的腔道。
[0027]使用時(shí)，所述表面加熱器固定于飛機(jī)表面，且在表面加熱器與飛機(jī)表面之間填充有柔性導(dǎo)熱介質(zhì)，如導(dǎo)熱硅膠片或石墨墊片等。當(dāng)尾氣通過(guò)尾氣管道進(jìn)入表面加熱器的換熱管道中，在換熱管道中與外界進(jìn)行熱交換，熱量經(jīng)過(guò)導(dǎo)熱介質(zhì)加熱飛機(jī)表面，尾氣通過(guò)換熱腔道后由出氣口排到大氣中。
[0028]上所述僅為本實(shí)用新型的較佳實(shí)施例而已，并不用以限制本實(shí)用新型，凡在本實(shí)用新型的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本實(shí)用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種飛機(jī)表面加熱器，其特征在于，包括進(jìn)氣口、出氣口及換熱腔道，所述進(jìn)氣口位于換熱腔道的一端，出氣口位于換熱腔道的另一端；所述換熱腔道為蛇形換熱腔道。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)表面加熱器，其特征在于，由金屬管彎曲形成的換熱腔道，所述金屬管的一端設(shè)有進(jìn)氣口，所述金屬管的另一端設(shè)置有出氣口。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)表面加熱器，其特征在于，包括金屬殼體；所述金屬殼體的一端具有進(jìn)氣口，金屬殼體的另一端具有出氣口 ；所述金屬殼體內(nèi)設(shè)置有若干擋板以便在金屬殼體內(nèi)部形成蛇形換熱腔道。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種飛機(jī)表面加熱器，其特征在于，所述金屬殼體為長(zhǎng)方體形。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種飛機(jī)表面加熱器，其特征在于，在所述金屬殼體內(nèi)，上下交錯(cuò)設(shè)置有多個(gè)擋板以形成所述蛇形換熱腔道。
【專(zhuān)利摘要】本實(shí)用新型公開(kāi)了一種飛機(jī)表面加熱器，涉及飛機(jī)表面加熱技術(shù)。本實(shí)用新型采用的技術(shù)方案如下：包括進(jìn)氣口、出氣口及換熱腔道，所述進(jìn)氣口位于換熱腔道的一端，出氣口位于換熱腔道的另一端；所述換熱腔道為蛇形換熱腔道。本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn)是實(shí)現(xiàn)了利用飛機(jī)尾氣的熱量為飛機(jī)表面加熱，節(jié)省了資源，更加經(jīng)濟(jì)、環(huán)保、高效。
【IPC分類(lèi)】B64D15/04
【公開(kāi)號(hào)】CN204660026
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201520247069
【發(fā)明人】董光利, 陳程, 何川, 陳慶, 吳海軍
【申請(qǐng)人】四川正冠科技有限公司
【公開(kāi)日】2015年9月23日
【申請(qǐng)日】2015年4月23日