本申请涉及飞机防冰领域，具体涉及一种微孔渗液结构、飞机防冰系统及飞机。

背景技术：

为了防止飞机某些部位结冰，或结冰时能间断地除去冰层，保证飞机结冰时安全飞行，需要采取适当的防冰技术。按照工作方式，可将飞机防冰技术分为机械防冰、热防冰等。

热防冰：通过加热飞机表面，使飞机表面温度超过0℃，以达到防冰或除冰的目的。热防冰缺点：热惯性比较大，容易在加热区后面形成冰溜，从而对气流产生扰动，热效率低，能耗大。

机械防冰：用机械的方法使冰破碎，然后由气流吹除，或者利用离心力及振动把冰从结冰表面除去。机械防冰缺点：膨胀管凸出飞机蒙皮表面，破坏机翼的气动外形。

技术实现要素：

基于此，本申请提供了一种微孔渗液结构、飞机防冰系统及飞机，便于飞机的防冰。

本申请的一个实施例提供一种微孔渗液结构，包括：第一面板，包括多个微孔；第二面板，连接所述第一面板，所述第一面板与所述第二面板之间形成储液腔，所述第二面板上设置防冰液入口；阻尼膜片，设置于所述第一面板的内壁，覆盖所述多个微孔，在0℃以下时，所述阻尼膜片在两侧产生预设值的压差。

根据本申请的一些实施例，所述微孔的孔径为60～70μm，孔密度为80～120个/cm2。

本申请的一个实施例提供一种飞机防冰系统，包括：防冰液箱；定量泵，连接所述防冰液箱；过滤器，连接所述定量泵；如上所述的微孔渗液结构，所述过滤器连接所述微孔渗液结构。

根据本申请的一些实施例，所述定量泵与所述过滤器之间设置高压开关。

根据本申请的一些实施例，所述过滤器通过分配阀连接所述微孔渗液结构。

根据本申请的一些实施例，飞机防冰系统还包括螺旋桨喷头，所述过滤器连接所述螺旋桨喷头。

根据本申请的一些实施例，飞机防冰系统还包括：风挡泵，通过电磁阀连接所述防冰液箱；风挡喷头，连接所述风挡泵。

根据本申请的一些实施例，所述过滤器的过滤精度为0.7～1μm。

本申请的一个实施例提供一种飞机，包括如上所述的飞机防冰系统，所述微孔渗液结构的数量为多个，多个所述微孔渗液结构分别设置于飞机的左机翼、右机翼、平尾和垂尾。

根据本申请的一些实施例，所述平尾和垂尾的微孔渗液结构的连接管路上分别设置低压开关。

本申请的方案中，通过从微孔面板渗漏出来的防冰液与撞击在部件待防护表面上的过冷水滴混合，使部件表面温度高于液体凝固点而不结冰；飞机防冰系统的运行能耗低，不会对飞机翼型的气动效果产生影响；使用简便，对飞行员的技术能力和判断要求少。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图，而并不超出本申请要求保护的范围。

图1是本申请实施例微孔渗液结构的示意图；

图2是本申请实施例飞机防冰系统的示意图。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

实施例1

如图1所示，本申请的实施例提供一种微孔渗液结构100。微孔渗液结构100包括第一面板101、第二面板102和阻尼膜片104。

第一面板101上均匀设置多个微孔。第二面板102的边缘与第一面板101的侧面贴合，可通过激光焊接的形式连接。第一面板101与第二面板102之间形成储液腔，储液腔用于存储防冰液。第二面板102上设置防冰液入口103，用于防冰液进入储液腔。

阻尼膜片104设置于第一面板101的内壁，阻尼膜片104在第一面板101的内壁覆盖全部的微孔。阻尼膜片104为已有的阻尼材质的多孔膜片，在0℃以下时，阻尼膜片104的两侧会产生预设值的压差，使储液腔内的防冰液均匀的通过第一面板101均布的微孔渗漏出来，实现飞机的防冰。温度在0℃以上时，储液腔内的防冰液不会通过微孔渗出。本实施例中，在0℃以下时，阻尼膜片104的两侧会产生3psi的压差。

根据本申请一个可选的技术方案，微孔的孔径为60～70μm，孔密度为80～120个/cm2。优选的，微孔的孔间距为0.9～1.1mm。本实施例中，微孔渗液结构100可设置为其所在部位的形状，如将微孔渗液结构100设置在机翼的前缘上，则将微孔渗液结构100作为面板弯曲成机翼前缘形状。

实施例2

如图2所示，本实施例提供一种飞机防冰系统200。飞机防冰系统200包括防冰液箱201、定量泵202、过滤器203和如上所述的微孔渗液结构100。

防冰液箱201用于存储防冰液，防冰液箱201内存储的防冰液应保证飞机防冰系统200可以正常运行至少约150min。防冰液箱201的大小可根据需求调整。

定量泵202连接防冰液箱201，为机身防冰提供一定压力和流量的防冰液。定量泵202的数量可以为多个，本实施例中，定量泵202的数量为两个，一个作为主泵，一个作为副泵。定量泵202的流量设置两种模式：正常流量，高流量。正常流量：用于在连续最大结冰环境的防冰。高流量用于：1、系统刚开始启动建立流量并去除生成的冰；2、移除因为系统故障启动慢导致的冰生长积累；3、在严重结冰环境下的防冰和除冰。

过滤器203的进液口连接定量泵202的出液口，过滤器203的出液口连接微孔渗液结构100的防冰液入口103。过滤器203对防冰液起到过滤作用，防止防冰液中的固体颗粒污染导致管路或阀芯堵塞。可选地，过滤器203设置为两个，一个处于工作状态，一个处于备份状态。过滤器203的过滤精度为0.7～1μm。本实施例中，过滤器203的过滤精度为0.8μm。

本实施例的飞机防冰系统200不断通过微微孔渗液结构100供给防冰液。防冰液均匀的以一定的速度从的微孔渗漏出来，与撞击在机身上的过冷水滴混合，使其表面温度高于液体凝固点而不结冰，达到防冰的目的。如若飞机已结冰，则可用连续或周期性喷射防冰液的方式，使防冰液与积冰形成雪泥而被气流吹掉。

根据本申请一个可选的技术方案，定量泵202与过滤器203之间设置高压开关204。每个过滤器203连接一个高压开关204。当过滤器203由于杂质堵塞等原因造成压力升高时，对应的高压开关204释放报警信息。

根据本申请一个可选的技术方案，过滤器203通过分配阀连接微孔渗液结构100。

根据本申请一个可选的技术方案，飞机防冰系统200还包括螺旋桨喷头206，过滤器203连接螺旋桨喷头206。螺旋桨喷头206可选择已有的喷头，螺旋桨需除冰时，通过螺旋桨喷头206对旋转的螺旋桨喷射防冰液，实现螺旋桨的防冰。

根据本申请一个可选的技术方案，飞机防冰系统200还包括风挡泵207。风挡泵207通过电磁阀208连接防冰液箱201。飞机的风挡玻璃处设置风挡喷头209，风挡喷头209连接风挡泵207。电磁阀208激励，防冰液箱201内的防冰液通过风挡泵207和风挡喷头209传输到风挡玻璃。本实施例中，风挡喷头209可以为管状。风挡泵207的数量为两个，一个为主泵，一个为副泵，提高飞机防冰系统200运行的安全性。每个风挡泵207对应一个电磁阀208。

实施例3

本实施例提供一种飞机，包括如上的飞机防冰系统200。微孔渗液结构100的数量为多个，其中，第一微孔渗液结构100a弯曲为左机翼前缘的形状设置于左机翼，第二微孔渗液结构100b弯曲为右机翼前缘的形状设置于右机翼，第三微孔渗液结构100c弯曲为左平尾前缘的形状设置于左平尾，第四微孔渗液结构100d弯曲为右平尾前缘的形状设置于右平尾，第五微孔渗液结构100e弯曲为垂尾前缘的形状设置于垂尾。

第一分配阀205a设置于第一微孔渗液结构100a和过滤器203之间，第二分配阀205b设置于第二微孔渗液结构100b和过滤器203之间，第三分配阀205a的进液口连接过滤器203，出液口分别连接第三微孔渗液结构100c、第四微孔渗液结构100d和第五微孔渗液结构100e。

根据本申请一个可选的技术方案，平尾和垂尾的微孔渗液结构与第三分配阀205a的连接管路上分别设置低压开关210。当平尾和垂尾的微孔渗液结构的防冰液压力低于工作压力时，对应的低压开关210释放报警信息。

本实施例的飞机防冰系统200根据不同的工作环境设置三种工作模式：正常模式、增强模式、最高模式。

正常模式：用于在连续最大结冰环境的防冰，两个定量泵202一起间歇工作，工作30s，暂停90s，循环往复。

增强模式：系统刚开始启动时或移除因为系统故障启动慢导致的冰生长积累，一个定量泵202持续工作。

最高模式：严重结冰环境下的防冰和除冰，两个定量泵202同时工作两分钟。

本申请通过微孔渗漏进行防冰，飞机防冰系统运行能耗低；飞机防冰系统的安装不会对翼型的气动效果产生影响；停止供液后还能保持一段时间的防冰作用；飞机防冰系统操作简便，对飞行员的技术能力和判断要求少；飞机防冰系统运行后没有残留的防冰液留在翼型表面，无污染。

以上对本申请实施例进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明仅用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。同时，本领域技术人员依据本申请的思想，基于本申请的具体实施方式及应用范围上做出的改变或变形之处，都属于本申请保护的范围。综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

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