本發(fā)明屬于飛機結冰探測及防除冰領域，更具體地，涉及一種基于冰層和蒙皮表面結合狀態(tài)探測并采用加熱和激振相結合的復合式除冰系統(tǒng)。

背景技術：

飛機結冰會對其氣動外形、發(fā)動機功率、控制表面的操作性能、剎車制動、起落架操作、外部視覺、飛行儀表讀數等造成不良影響，嚴重時甚至會造成飛行事故。

目前，典型的飛機防除冰技術分為三類：機械振動除冰、熱防除冰、超聲波除冰等。機械除冰在工作時需要較大的能量使機翼振動，并且會對飛機的氣動外形造成不同程度的破壞。熱防除冰方法包括電熱防除冰和熱氣防除冰兩大主要方法。它通過提高結冰表面材料溫度，使冰層融化并脫落，但存在耗能過高的問題。化學防除冰則主要是利用防冰液與飛機部件表面收集的水混合，從而降低混合液的冰點，使水不容易在飛機表面結冰，但有可能會造成氣溫過低時混合液體的二次結冰。

技術實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術的以上缺陷或改進需求，本發(fā)明提供了一種基于冰層-蒙皮表面結合狀態(tài)探測的復合式除冰系統(tǒng)，其目的在于克服現(xiàn)有技術在耗能、安全性等發(fā)面的不足，由此解決飛機結冰的技術問題。

本發(fā)明提出一種基于冰層-蒙皮表面結合狀態(tài)探測的復合式除冰系統(tǒng)，包括加熱單元、激振模塊、結合狀態(tài)傳感器、結冰傳感器、加熱控制單元、信號調理單元和激振控制單元；其中：

所述加熱單元用于設在機翼內表面，用于加熱機翼內蒙皮，使積冰部分融化，以減小冰層與機翼蒙皮間的結合力；所述加熱控制單元與加熱單元相連，用于控制加熱單元的啟停和功率；

所述結合狀態(tài)傳感器用于設在機翼內蒙皮表面，其輸出與信號調理單元相連；結合狀態(tài)傳感器用于探測冰層反射的光的光強變化，判別冰層與機翼蒙皮之間的結合力大??；結合力越大，光強越大；

所述結冰傳感器用于設在機翼內蒙皮的最前緣即最易結冰處，其輸出與信號調理單元相連；結冰傳感器用于判別內蒙皮的最前緣是否結冰；

所述激振模塊由若干激振器組成，用于設在機翼蒙皮上下表面，實現(xiàn)振動除冰，使機翼表面的積冰破裂；所述激振控制單元與激振模塊相連，用于控制激振器激振力的大小和啟停；

信號調理單元用于對結冰傳感器、結合狀態(tài)傳感器的接收端接收到的反射光信號進行光電轉換，再對電信號進行去噪、放大處理；

工作中，結冰傳感器不斷檢測機翼表面是否結冰；一旦檢測到有結冰信號產生，則由加熱控制單元發(fā)出指令，開啟加熱單元對機翼蒙皮進行加熱；在加熱的過程中，冰層與蒙皮之間的結合力逐漸下降，當結合力下降至閾值時，激振控制單元發(fā)出指令啟動激振器進行激振除冰，同時加熱控制單元指令加熱單元停止工作。

進一步的，所述結合力閾值是指冰層與蒙皮之間的結合力因溫度上升逐漸下降，在下降速率降為零時，所對應的結合力。

進一步的，所述除冰系統(tǒng)還包括總控單元；所述總控單元輸入端與所述信號調理單元的輸出相連，分別用于檢測飛機機翼表面的溫度、機翼表面是否結冰和結冰冰層與機翼蒙皮之間的結合力；總控單元輸出端與加熱控制單元和激振控制單元相連，分別用于控制加熱單元和激振模塊工作；

工作中，一旦檢測到有結冰，結冰傳感器發(fā)生結冰信號，經信號調理單元送入總控單元；總控單元指令加熱控制單元開啟加熱單元，對機翼蒙皮進行加熱；在加熱的過程中，總控單元檢測冰層與蒙皮之間的結合力；當結合力下降至閾值時，總控單元地控制激振控制單元發(fā)出指令，啟動激振器進行激振除冰，同時指令加熱控制單元指令，停止加熱單元工作。

進一步的，所述除冰系統(tǒng)還包括溫度傳感器，其設在機翼內蒙皮，鄰近結冰傳感器、結合狀態(tài)傳感器配置，其輸出與信號調理單元相連；溫度傳感器用于檢測傳感器所在蒙皮位置的溫度。

進一步的，所述加熱單元為電加熱膜，敷設在機翼內表面。

進一步的，所述激振模塊和/或結合狀態(tài)傳感器由兩個或多個設在機翼蒙皮上下表面。

按照本發(fā)明的另一個方面，還提出一種基于冰層-蒙皮表面結合狀態(tài)探測的復合式除冰方法，包括如下步驟：

(1)檢測機翼表面是否結冰，是則對其進行加熱；否則繼續(xù)監(jiān)測；

(2)檢測冰層與機翼表面的結合力，判別其是否大于預設的閾值；是則實施機械振動除冰；否則繼續(xù)加熱并檢測結合狀態(tài)；

(3)轉步驟(1)。

進一步的，所述步驟(2)中的機械除冰是通過激振模塊(4)引起機械振動，使機翼在安全范圍內產生振動形變，從而使冰層破裂，實現(xiàn)高效低能耗的除冰。

進一步的，所述步驟(2)中利用結合狀態(tài)傳感器檢測機翼蒙皮上的結冰冰層在融化過程中結合力的變化；冰層與蒙皮之間的結合力因溫度上升逐漸下降，在下降速率降為零時，所對應的結合力為結合力閾值。

進一步的，所述結合狀態(tài)傳感器包括發(fā)射光纖束和接收光纖束，發(fā)射光纖束和接收光纖束一端在金屬外殼內集束成集中光纖束，其端面構成探測端；其中：所述發(fā)射光纖束為M束，所述接收光纖束為N束，M＝2或3，N＝2M或3M，各發(fā)射光纖束和接收光纖束的橫截面面積相同；在金屬外殼內M束發(fā)射光纖束和N束接收光纖束之間采用粘接膠粘合；M束發(fā)射光纖束的另一端分別裝有1個光源器件，M個光源器件的光譜不同；N束接收光纖束的另一端分別裝有1個光電接收器件。

更進一步的，所述結合狀態(tài)傳感器M束發(fā)射光纖束及N束接收光纖束在集中光纖束的端面分布形式為矩形行列分布或者同軸式分布；矩形行列分布時，M束發(fā)射光纖束分別位于M行(N+1)列矩陣的M行，且兩兩之間距離最大，M行(N+1)列矩陣中每束發(fā)射光纖束所在行的其余矩陣單元位置放置N束接收光纖束；同軸式分布時，M束發(fā)射光纖束各自呈1/M圓形式在中心圓均勻分布，N束接收光纖束各自呈扇形在環(huán)繞中心圓的外層圓環(huán)內沿徑向逐層分布。

更進一步的，所述結合狀態(tài)傳感器和光纖束光軸成30°～90°的角度。

本發(fā)明中，所述步驟(2)中結合力的測量，是通過測量結合狀態(tài)傳感器接收到的反射光信號轉換成的電壓信號實現(xiàn)的；當結合狀態(tài)傳感器接收到的電壓信號到大于設定的閾值時，則繼續(xù)進行加熱；當結合狀態(tài)傳感器接收到的電壓信號小于或等于設定的閾值，停止加熱。

本發(fā)明所述的結冰傳感器，可以是光纖式結冰傳感器(一種光纖式結冰傳感器公開號202075225U；光纖式結冰傳感器，授權公告號CN201110899Y)。該傳感器通過探測在某一時刻是否突然有反射光出現(xiàn)，判斷機翼內蒙皮的最前緣是否結冰；一旦結冰，結冰傳感器發(fā)射的激光將會被冰層反射，結冰傳感器將接收到反射光；

總體而言，通過本發(fā)明所構思的以上技術方案與現(xiàn)有技術相比，能夠取得下列有益效果：

(1)該方法比單純的電加熱除冰方法耗能少；

(2)該方法采用的激振除冰的激振力比單一的激振除冰的激振力小，故對機翼蒙皮材料的損傷要小，對飛機的氣動外形影響更小。

附圖說明

圖1示出了一種基于冰層-蒙皮表面結合狀態(tài)探測的復合式除冰系統(tǒng)；

圖2示出了圖1中系統(tǒng)的復合式除冰系統(tǒng)的工作步驟；

圖3示出了結合狀態(tài)傳感器結構；

在所有附圖中，相同的附圖標記用來表示相同的元件或結構，其中：2-加熱單元、3-溫度傳感器、4-激振模塊、5-結合狀態(tài)傳感器、6-結冰傳感器、7-加熱控制單元、8-信號調理單元，9-激振控制單元，10-總控單元，11-結合狀態(tài)傳感器探測端面，12-結合狀態(tài)傳感器金屬外殼，13、14-第一、第二發(fā)射光線束，15、16-不同波長的發(fā)光光源，17、18、19、20、21、22-六束接收光線束，23-光源接收器件。

具體實施方式

為了使本發(fā)明的目的、技術方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。此外，下面所描述的本發(fā)明各個實施方式中所涉及到的技術特征只要彼此之間未構成沖突就可以相互組合。

如圖1所示，其出示了一種基于冰層-蒙皮表面結合狀態(tài)探測的復合式除冰系統(tǒng)1及方法。該系統(tǒng)包括:加熱膜2為加熱單元、溫度傳感器3、兩個激振器4構成激振模塊、兩個光纖式結合狀態(tài)傳感器5、一個光纖式結冰傳感器6、加熱控制單元7、信號調理單元8以及激振控制單元9。

加熱膜2是一層耐高溫的絕緣塑料，內部布滿“回”字型加熱細銅絲，通電后，細銅絲產生熱量對機翼蒙皮進行加熱。加熱膜通過耐高溫膠緊緊貼合在機翼的上下翼面，并對其做防水密封處理，防止由于進水導致加熱絲短路。加熱膜2與加熱控制單元7連接，由加熱控制單元7控制加熱膜2的加熱功率、加熱時間等。

激振器4通過支架固定在距離機翼內蒙皮一小段距離處。此距離不能太小，以免振動時機翼產生過大的形變，破壞機翼材料，影響飛行安全；也不宜太小，達不到理想的除冰效果。激振器4與激振控制單元9相連接，激振控制單元9控制激振器激振力的大小。

結冰傳感器6、結合狀態(tài)傳感器5以及溫度傳感器3通過鉚釘安裝在機翼內蒙皮上，結冰傳感器6安裝在試驗件的前緣，結合狀態(tài)傳感器5等距離對稱安裝在試驗件的上翼面和下翼面，溫度傳感器3緊挨著結合狀態(tài)傳感器安裝。傳感器分別與信號調理單元8連接，由信號調理單元8對傳感器的電壓信號及溫度信號進行處理。

如圖2所示，其示出了圖1的復合式除冰系統(tǒng)1的復合式除冰方法。具體地，該復合式除冰方法包括：

飛機起飛后，復合式除冰系統(tǒng)隨之開始工作。結冰傳感器不斷檢測機翼是否結冰。

當機翼上有積冰時，安裝于機翼前緣的結冰傳感器產生信號，作為除冰系統(tǒng)工作的參考零點。此時由加熱控制單元開啟電加熱器進行加熱。隨著加熱的進行，冰層與飛機蒙皮接觸面的溫度逐漸上升，冰層融化，冰層與蒙皮間的結合狀態(tài)發(fā)生改變，結合狀態(tài)傳感器的輸出信號逐漸減小。

隨著加熱的進行，更多的積冰融化。結合狀態(tài)傳感器檢測冰層與機翼表面的結合狀態(tài)，信號處理單元獲取傳感器讀數，并不斷判斷其是否達到設定的最佳除冰時機對應的閾值，每一個結合力閾值對應結合狀態(tài)傳感器的一個電壓輸出值，本實施例中設定對應于1.5V(這只是一個具體的實施例，不同的條件，閾值是不同的),若結合狀態(tài)傳感器的讀數大于設定的電壓閾值，則繼續(xù)進行電加熱；當其一旦減小到最優(yōu)激振除冰時刻對應的閾值1.5V時，加熱控制單元7立即關閉電加熱器2，停止加熱。同時，激振控制單元9立即開啟激振器4，進行激振，使上下翼面在允許的安全值內振動變形，從而使冰層破裂并在高速氣流的作用下脫落。這樣上下翼面基本保持為整塊結構但又與蒙皮不存在著緊密結合狀態(tài)的冰塊，會很容易被脈沖激振力破碎并彈起，然后在氣流吹動作用下從蒙皮表面消除。

在本實施例中，1.5V的閾值電壓對應的單位面積的結合力為0.5082Mpa，對應于結合狀態(tài)傳感器電壓＝2.95*(單位面積的結合力)。

當結合狀態(tài)傳感器的輸出大于閾值1.5V時，為欠加熱狀態(tài)，此時冰層與蒙皮間的結合力仍較大，若此時進行振動，除冰效果不佳。

當結合狀態(tài)傳感器的輸出小于閾值1.5V時，為過加熱狀態(tài)，此時由于長時間加熱，冰層與機翼蒙皮接觸面出現(xiàn)了大量的冰水速溶狀態(tài)，會削弱激振器產生的激振力，同樣無法得到理想的除冰效果，同時還會浪費電能。

在本實施例中使用到的結合狀態(tài)傳感器本質上屬于光強型、反射式光電傳感器，包括發(fā)射光纖束和接收光纖束，發(fā)射光纖束和接收光纖束一端在金屬外殼內集束成集中光纖束，其端面構成探測端；其中發(fā)射光纖束為M束，所述接收光纖束為N束，M＝2或3，N＝2M或3M，各發(fā)射光纖束和接收光纖束的橫截面面積相同；在金屬外殼內M束發(fā)射光纖束和N束接收光纖束之間采用粘接膠粘合；M束發(fā)射光纖束的另一端分別裝有1個光源器件，M個光源器件的光譜不同；N束接收光纖束的另一端分別裝有1個光電接收器件。結合狀態(tài)傳感器的M束發(fā)射光纖束及N束接收光纖束在集中光纖束的端面分布形式為矩形行列分布或者同軸式分布；

結合狀態(tài)傳感器的作用在于分析物體表面的冰層在溫度改變之后的相態(tài)變化對不同光譜信號產生的影響，對物體結冰表面與冰層的結合狀態(tài)進行檢測，從而為復合式除冰方法提供有效的最佳除冰時機信息。

本發(fā)明是為解決現(xiàn)有的除冰方法耗能較大、不利于長時間飛行等問題而提出的。通過加熱適當減小冰層與機翼蒙皮間的結合力，利用結合狀態(tài)傳感器尋找出冰層與機翼蒙皮間結合狀態(tài)最弱的時刻進行激振，從而實現(xiàn)高效低能耗除冰，比單純電加熱除冰耗能少，比單純振動除冰更有效安全實用。

本領域的技術人員容易理解，以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內所作的任何修改、等同替換和改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內。