一種飛機表面加熱器的制造方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機表面加熱技術。
【背景技術】
[0002]寒冷環(huán)境條件下，飛機表面容易積冰。飛機積冰是最復雜的飛行氣象之一，在云、霧、雨或濕雪中飛行時，飛機的迎風部位、動力裝置和特種設備外露部分，由于水滴凍結或水氣凝結而聚積的冰層，這一現(xiàn)象就是飛機積冰。當飛機在云中飛行，機體碰到過冷水滴時，如果機體表面的溫度低于o°c時，過冷水滴就會在機體表面的某些部分凍結而聚集起來形成結冰。此外，飛機由寒冷的高層進入暖濕的低層，也會出現(xiàn)結冰，它是由于暖濕氣層中的水氣在較冷的機體上發(fā)生凝結而形成的，過冷水滴是非常不穩(wěn)定的，當它受到?jīng)_擊時，即會變成固體的冰，在低于0°c的云雨中飛行時均可產(chǎn)生飛機結冰。
[0003]飛機任何部位積冰都會使飛機的空氣動力性能變壞，使飛機升力減小，阻力增大，從而影響飛機的操縱性與穩(wěn)定性。機翼前緣和尾翼前緣結冰可能造成阻力增加、升力下降、臨界迎角減小和飛機操縱性降低等危害；發(fā)動機進氣道結冰可能造成發(fā)動機進氣效量下降，發(fā)動機功率降低，甚至導致停車，以及發(fā)動機結構損壞等危害；螺旋槳部位結冰可能造成螺旋槳不平衡、動力裝置和飛機振動以致軸承損壞、發(fā)動機停車、二次損傷等危害；風檔玻璃部位結冰可能妨礙機組人員視線；儀表探頭部位結冰將可能導致儀表系統(tǒng)失靈(溫度、壓力等);飛機天線部位結冰可能導致天線折斷，系統(tǒng)失效等危害。
[0004]可見，飛機任何部位積冰都對飛機的安全和高效運行造成極大危害，需要合理、有效的解決飛機防冰除冰問題，以保證寒冷環(huán)境條件下民航飛機的安全、高效運行。
[0005]通常的防冰、除冰方式有三種:熱力防冰，液體防冰和機械除冰。其中，機械除冰技術又可分為氣動帶除冰和電脈沖除冰技術；熱力防冰技術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，以及連續(xù)防冰和間斷除冰技術。
[0006]目前飛機除冰系統(tǒng)主要采用電熱力防冰工作效率低、能源浪費較大，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)設備維護麻煩；機械除冰只限于飛機前緣和機翼蒙皮除冰。
[0007]現(xiàn)有的除冰技術除了存在成本高、操作不便的問題外，還無法解決在飛行過程中除冰的需求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]本發(fā)明所要解決的技術問題是:針對上述存在的問題，提供一種能夠利用飛機尾氣加熱的表面加熱器。
[0009]本發(fā)明采用的技術方案如下:包括進氣口、出氣口及換熱腔道，所述進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]進一步，由金屬管彎曲形成的換熱腔道，所述金屬管的一端設有進氣口，所述金屬管的另一端設置有出氣口。
[0011]進一步，包括金屬殼體；所述金屬殼體的一端具有進氣口，金屬殼體的另一端具有出氣口；所述金屬殼體內(nèi)設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]進一步，所述金屬殼體為長方體形。
[0013]進一步，在所述金屬殼體內(nèi)，上下交錯設置有多個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方案，本發(fā)明的有益效果是:
1.本發(fā)明利用飛機發(fā)動機排放的高壓、高溫、高速尾氣加熱飛機表面加熱器，進而對飛機表面進行氣熱防冰、除冰，是一種經(jīng)濟、環(huán)保、節(jié)能、高效的措施。
[0015]2.采用飛機尾氣作為防冰、除冰的加熱源，只要飛機工作，不管在地面還是飛行過程中，均能起到防冰、除冰的作用，提高了飛機的運行能力。
[0016]3.將換熱腔道設計為蛇形，使得飛機尾氣能夠充分與外界進行換熱，提高了熱能的利用率。
【附圖說明】
[0017]本發(fā)明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中:
圖1為本發(fā)明第一實施例結構示意圖。
[0018]圖2為本發(fā)明第二實施例結構示意圖。
【具體實施方式】
[0019]本說明書中公開的所有特征，或公開的所有方法或過程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。
[0020]本說明書中公開的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個特征只是一系列等效或類似特征中的一個例子而已。
[0021]如圖1，本發(fā)明第一實施例包括換熱腔道，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，進氣口設置在金屬管的一端，金屬管的另一端設置有出氣口。
[0022]在其他實施例中，所述管道還可以按照方波形狀彎曲形成蛇形換熱腔道。
[0023]如圖2，本發(fā)明第二實施例的主體是一個金屬殼體，進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的隔板形成蛇形換熱腔道。
[0024]在一個優(yōu)選實施例中，所述金屬殼體為長方體形。
[0025]使用時，所述表面加熱器固定于飛機表面，且在表面加熱器與飛機表面之間填充有柔性導熱介質(zhì)，如導熱硅膠片或石墨墊片等。當尾氣通過尾氣管道進入表面加熱器的換熱管道中，在換熱管道中與外界進行熱交換，熱量經(jīng)過導熱介質(zhì)加熱飛機表面，尾氣通過換熱腔道后由出氣口排到大氣中。
[0026]本發(fā)明并不局限于前述的【具體實施方式】。本發(fā)明擴展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。
【主權項】
1.一種飛機表面加熱器，其特征在于，包括進氣口、出氣口及換熱腔道，所述進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)權利要求1所述的一種飛機表面加熱器，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有進氣口，所述金屬管的另一端設置有出氣口。
3.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機表面加熱器，其特征在于，包括金屬殼體；所述金屬殼體的一端具有進氣口，金屬殼體的另一端具有出氣口 ；所述金屬殼體內(nèi)設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)權利要求3所述的一種飛機表面加熱器，其特征在于，所述金屬殼體為長方體形。
5.根據(jù)權利要求4所述的一種飛機表面加熱器，其特征在于，在所述金屬殼體內(nèi)，上下交錯設置有多個擋板以形成所述蛇形換熱腔道。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛機表面加熱器，涉及飛機表面加熱技術。本發(fā)明采用的技術方案如下：包括進氣口、出氣口及換熱腔道，所述進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。本發(fā)明的優(yōu)點是實現(xiàn)了利用飛機尾氣的熱量為飛機表面加熱，節(jié)省了資源，更加經(jīng)濟、環(huán)保、高效。
【IPC分類】B64D15-04
【公開號】CN104787343
【申請?zhí)枴緾N201510193611
【發(fā)明人】董光利, 陳程, 何川, 陳慶, 吳海軍
【申請人】四川正冠科技有限公司
【公開日】2015年7月22日
【申請日】2015年4月23日