[發(fā)明專利]高頻納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電防冰裝置及方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201711053540.6
• 申請日: 2017-10-30
• 公開（公告）號: CN107889335A
• 公開（公告）日: 2018-04-06
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 吳云;賈敏;宋慧敏;梁華;魏彪;陳杰
• 申請（專利權(quán)）人: 西安交通大學
• 主分類號: H05H1/24
• 分類號: H05H1/24;B64D15/00
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責任公司61200
• 代理人: 徐文權(quán)

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行器表面防結(jié)冰的裝置及方法，涉及介質(zhì)阻擋放電激勵及防冰方法，具體涉及高頻納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電防冰裝置及方法。

背景技術(shù)

飛行器在積冰氣象條件下飛行時，過冷水滴撞擊飛行器迎風面，會導致飛行器機翼、尾翼、發(fā)動機、風擋玻璃、空速管等部件表面結(jié)冰，而飛行器關(guān)鍵部位結(jié)冰會嚴重影響飛行器的飛行安全。例如機翼及尾翼前緣結(jié)冰會改變飛行器的氣動外形，使阻力增大，升力減小，嚴重影響飛行器的操縱性和穩(wěn)定性；發(fā)動機進氣道結(jié)冰，會直接影響發(fā)動機的正常運行，嚴重時甚至損壞發(fā)動機；風擋玻璃結(jié)冰會降低其透明度，嚴重妨礙目視飛行；空速管等傳感器部件頭部結(jié)冰，會導致儀表示數(shù)失真，誤導飛行員操作。

目前，防冰技術(shù)主要是電、氣熱防冰和液體防冰，并得到運用，常用的手段為氣熱防冰，液體防冰已很少應(yīng)用。電熱防冰技術(shù)又稱“電防冰技術(shù)”，是將電能轉(zhuǎn)化為熱能，加熱關(guān)鍵部位表面的熱力防冰技術(shù)。該方法可靠性高，輕便，易于實現(xiàn)，但是功耗較高，響應(yīng)緩慢；氣熱防冰技術(shù)是利用熱空氣加熱飛機待防護表面，一般從發(fā)動機或輔助發(fā)動機APU引氣作為熱源，該防冰系統(tǒng)維護簡單，工作可靠，但其熱量利用率低，且影響發(fā)動機效率；液體防冰技術(shù)是將防冰液與過冷水混合，使混合液冰點低于飛行器表面溫度而達到防冰效果的一種防冰手段，其耗能低，系統(tǒng)簡單，但其對基材有腐蝕，且消耗量大，增加負載，維護麻煩，對環(huán)境有一定污染。現(xiàn)有的防冰技術(shù)的還存在不足，因此需要尋求一種新的防冰技術(shù)。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，克服現(xiàn)有防除冰技術(shù)耗能高、響應(yīng)慢、影響飛行器性能和污染環(huán)境等問題，本發(fā)明提出了高頻納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電防冰裝置及方法。該方法的主要優(yōu)點是響應(yīng)快、頻帶寬、結(jié)構(gòu)簡單、布置方便、能耗較低、生態(tài)無污染，可以解決其他防冰技術(shù)不能解決或難以解決的問題，且能夠有效防冰。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

高頻納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電防冰裝置，包括高頻納秒脈沖信號發(fā)生器和激勵器，激勵器為片狀或膜狀結(jié)構(gòu)，包括處于下層的下電極、處于中間層的絕緣層和處于上層的上電極，絕緣層設(shè)置在上電極和下電極之間，下電極與高頻納秒脈沖信號發(fā)生器的負極相連，上電極為梳狀結(jié)構(gòu)，包括作為梳柄部分的縱向長條電極和作為梳齒部分的若干條橫向電極條，橫向電極條為長條形，橫向電極條沿縱向長條電極的長度方向等間距排布，間距為6-20mm，縱向長條電極與高頻納秒脈沖信號發(fā)生器的正極相連。

橫向電極條、縱向長條電極和下電極采用的材料為銅箔或鋁箔。

橫向電極條和縱向長條電極的寬度為1mm-10mm，厚度為200nm-100μm。

絕緣層為由若干層聚酰亞胺膠帶或聚四氟乙烯膠帶通過絕緣膠疊加粘接而形成的絕緣層，或者絕緣層采用高溫陶瓷。

當絕緣層為由若干層聚酰亞胺膠帶或聚四氟乙烯膠帶通過絕緣膠疊加粘接而形成的絕緣層時，絕緣層的整體厚度為0.18mm。

高頻納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電防冰方法：

將激勵器固定設(shè)置在飛行器易結(jié)冰部位，當飛行器遭遇易結(jié)冰飛行環(huán)境時，打開高頻納秒脈沖信號發(fā)生器，調(diào)節(jié)高頻納秒脈沖信號發(fā)生器的輸出電壓和放電頻率，上電極周圍放電并形成等離子體區(qū)域。

在飛行器易結(jié)冰部位設(shè)置激勵器時，在飛行器易結(jié)冰部位的蒙皮上制作用于設(shè)置激勵器的蒙皮凹槽，當激勵器固定在蒙皮凹槽內(nèi)后，飛行器易結(jié)冰部位表面光滑平整，不影響目標部位的氣動布局和流場特性，且激勵器的絕緣層與下電極之間無氣泡，下電極與蒙皮凹槽表面之間無氣泡，整個激勵器無褶皺。

飛行器易結(jié)冰部位為機翼前緣、垂尾前緣、螺旋槳前緣和/或發(fā)動機唇口。

激勵器的橫向電極條分別與機翼前緣展向方向、垂尾前緣展向方向、螺旋槳前緣展向方向和/或發(fā)動機唇口前緣展向方向垂直。

在飛行器在易結(jié)冰飛行環(huán)境飛行過程中，高頻納秒脈沖信號發(fā)生器處于打開狀態(tài)，當飛行器飛出易結(jié)冰飛行環(huán)境時，關(guān)閉高頻納秒脈沖信號發(fā)生器。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益效果：

本發(fā)明的高頻納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電防冰裝置的上電極為梳狀結(jié)構(gòu)，將上電極的縱向長條電極與高頻納秒脈沖信號發(fā)生器的正極相連，將下電極與高頻納秒脈沖信號發(fā)生器的負極相連，在上電極和下電極之間設(shè)置絕緣層，當通過高頻納秒脈沖信號發(fā)生器為上電極和下電極施加高頻納秒脈沖信號，使得梳狀結(jié)構(gòu)的上電極周圍能夠放電，并形成等離子體區(qū)域，由于等離子體的存在，過冷水不能發(fā)生相變，因此能夠達到防冰的目的；