一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器的制作方法

1.本发明涉及飞机防除冰技术领域，尤其是涉及一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器。


背景技术：

2.飞机在低温云层中飞行时，会在迎风面产生结冰现象，影响飞行安全。
3.防除冰技术用于保障飞行安全。振动除冰或耦合式的振动除冰系统相对于气热和电热的传统热式防除冰系统，具有能耗低的显著优点。目前采用的振动激励器有压电式、感应式电脉冲线圈、电斥式电脉冲线圈等。压电式激励器有变形量小、重量大的问题；而电脉冲线圈的激励电路复杂，激励电压过高等问题，导致这些除冰方式仍然不够理想。
4.因此，本领域急需一种激励电路简单、轻量化、小体积的除冰用装置。


技术实现要素：

5.为了解决现有技术的不足，本发明提供了一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器，适用于振动除冰或耦合式除冰系统，该冲击力发生器体积小、重量轻、能量利用率高。
6.一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器，其特征在于，包括冲击力激励器，所述冲击力激励器包括柔性密闭腔、电加热器和液体介质；所述电加热器包括加热电极和加热装置，所述加热电极与加热装置电连接，并且所述加热装置全部设置于所述柔性密闭腔内，所述加热电极由所述柔性密闭腔伸出与外部电源连接；所述液体介质被容纳在所述柔性密闭腔内，并且直接与所述加热电极和/或所述加热装置接触。
7.进一步地，还包括安装架，所述安装架将所述冲击力激励器固定在飞机蒙皮之下。
8.进一步地，所述安装架设置容纳腔，所述容纳腔朝向飞机蒙皮的一侧开口，冲击力激励器置于所述容纳腔内。
9.进一步地，所述安装架粘接到飞机蒙皮的安装座上。
10.进一步地，所述安装架还包括耳片，所述耳片设置在所述容纳腔的外侧壁上。
11.进一步地，所述耳片上开设有安装孔。
12.进一步地，所述加热装置为加热丝或加热膜。
13.进一步地，所述液体介质充满所述柔性密闭腔。
14.本发明的一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器，相对于现有技术，至少具有以下有益效果：本发明采用加热后液体介质发泡产生高温高压气体，在密闭空间中使得柔性密闭腔的腔体向外膨胀产生的冲击力敲打飞机蒙皮进行振动除冰，这种方式的激励电路简单，并且取消了复杂的、重量较大的外部管路和控制阀门，使得除冰装置的体积小、重量轻、能量利用率高，安全性高。
附图说明
15.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
16.图1是本发明实施例的热发泡式冲击力发生器的内部结构示意图；图2是本发明实施例的热发泡式冲击力发生器的立体结构示意图。
17.图3是本发明实施例的冲击力激励器结构示意图；图4是本发明实施例的冲击力激励器的另一结构示意图；图中，00
‑
冲击力发生器，10
‑
冲击力激励器，11
‑
柔性密闭腔，12
‑
加热器，121
‑
加热电极，122
‑
加热装置，13
‑
液体介质，20
‑
安装架，21
‑
容纳腔，22
‑
耳片，23
‑
安装孔。
具体实施方式
18.以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。
19.一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器00，如图1、图2所示，包括冲击力激励器10，冲击力激励器10包括柔性密闭腔11、电加热器12和液体介质13，如图3所示；电加热器12包括加热电极121和加热装置122，加热电极121与加热装置122电连接，并且加热装置122全部设置于柔性密闭腔11内，加热电极121由柔性密闭腔11伸出与外部电源连接；液体介质13被容纳在柔性密闭腔11内，并且直接与加热电极121和/或加热装置122接触。本领域技术人员可以理解，液体介质13包裹加热电极121和加热装置122，使得加热装置工作时，能够充分加热液体介质13。
20.为了保证冲击力的强度，液体介质13充满整个密闭腔11，以避免由于气体的存在，对发泡产生的压力波产生衰减，从而可以保证持续稳定的压力波。
21.柔性密闭腔可以采用如橡胶等弹性较好的材料制备，其作用是将液体介质密封在柔性密闭腔内，一方面，当冲击力激励器工作时，在柔性密闭腔内的液体介质反复沸腾的情况下，防止液体介质挥发，增加冲击力激励器的寿命；另一方面，当其内部的液体介质在加热器的加热作用下，部分或全部介质温度快速升至沸点及以上，产生高压高温气泡，从而使得柔性的密闭腔向外膨胀，产生冲击力，从而产生振动力用于除去飞机蒙皮表面的结冰。
22.进一步地，本实施例的液体介质可选用水，在加热器的加热作用下，当温度达到100摄氏度或100摄氏度以上时，水开始沸腾产生高温高压的气泡，冲击柔性密封腔体的腔体壁，使其向外膨胀，产生用于除冰的冲击力。本领域技术人员可以理解，本实施例的水这种液体介质的选择不能作为对本发明的限制，理论上，只要能够在一定温度下沸腾发泡，即产生高温高压气泡的液体介质均能够实现本发明，当然，本领域技术人员对液体介质的选择，需要综合考虑材料的安全性、对柔性密封腔材料的腐蚀性以及能量的利用率等。
23.加热装置在柔性密封腔内的排布方式可以根据加热装置的形状和种类进行选择，加热装置可以是加热丝或加热膜。如图1中的加热装置是一种图案化的排布方式，例如可以采用丝网印刷等方式将加热膜布置在基体上，再将整个基体置于柔性密闭腔内；如图3和图
4是直接采用螺旋状的加热丝均匀布置在待加热区域。值得说明的是，本发明实施方式中的加热装置的布置方式不能作为对本发明的限制。
24.柔性密闭腔11可以被设置为具有一定的外形，例如方形（如图3所示）或球形或椭球形（如图4所示）等，其中，图3中内部方格表示的液体介质为液体状态，图4中小圆点表示的液体介质为发泡的状态。
25.冲击力激励器10需要固定到飞机蒙皮之下才能够对飞机蒙皮进行除冰，因而，本发明实施例的一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器还包括安装架20，安装架20将冲击力激励器10固定在飞机蒙皮之下。
26.安装架20设置有容纳腔21，容纳腔21朝向飞机蒙皮的一侧开口，冲击力激励器10置于容纳腔21内。容纳腔21的作用，一方面是为了起到固定冲击力激励器10的作用，将冲击力激励器10固定在飞机蒙皮下面才能将冲击力传递到蒙皮下，除去蒙皮上的积冰；另一方面，容纳腔的腔壁还起到限制冲击力激励器中柔性密闭腔在除了朝向飞机蒙皮一侧的方向上膨胀的作用，由此可以集中将冲击力施加到飞机蒙皮上，从而提高除冰的效果。本领域技术人员可以理解，容纳腔21朝向飞机蒙皮的一侧开口，可以将朝向飞机蒙皮的一面设置为完全开口，或者部分开口，留出空间使得冲击力激励器能够将冲击力传递到飞机蒙皮上即可。
27.图2为本发明实施例的热发泡式冲击力发生器的整体立体图，图1所示为热发泡式冲击力发生器的内部结构图，冲击力激励器10可以直接粘接到安装架20的容纳腔21内；同时，该热发泡式冲击力发生器也可以直接粘接到飞机蒙皮的安装座上。本领域技术人员可以理解，为了安装机械振动除冰装置，在飞机蒙皮的下方均设置有用于固定振动除冰装置的安装座，本技术的安装架可以直接将背向容纳腔21开口的一侧粘接在安装座上。
28.作为优选，安装架20还包括耳片22，耳片22设置在容纳腔21的外侧壁上，可以在四侧都设置耳片，也可以在其中相对的两侧设置耳片，为了保证安装座的整体稳定性，容纳腔和耳片一体成型制造，耳片上可以开设安装孔23。由此，带耳片的安装架可以直接粘接在飞机蒙皮下方的安装座上，也可以通过连接件将安装架安装在安装座上，由此避免除冰装置对飞机蒙皮的破坏。
29.本领域技术人员可以理解，安装架20为了能够限制冲击力激励器10在非朝向蒙皮的一面的膨胀变形，安装架20需要具有一定的刚性，因而可以选用金属、硬塑料等材料。
30.本发明的一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器，工作时，由大功率的加热器快速加热密闭腔10内的液体介质13，部分或全部液体介质13温度快速升高至沸点以上，在柔性密闭腔11内气化产生高温高压气泡，并将柔性密闭腔向外膨胀，产生冲击力，由于安装架20的容纳腔的侧壁对柔性密闭腔有限制作用，因而冲击力激励器10只朝向飞机蒙皮一侧的方向上膨胀，只将冲击力施加到飞机蒙皮上，从而对飞机蒙皮施加振动力；一定时间后，加热停止，随着加热的停止，气泡逐渐消散，气化的液体重新变为液体，柔性密闭腔11内压力消失，恢复起始状态。还可以按照一定的时间规律加热和停止加热，从而实现提供周期性的冲击力，从而实现对飞机蒙皮的振动除冰。
31.值得说明的是，本发明的加热器需要采用大功率加热器，能够在微秒至毫秒级时间范围内，迅速加热液体介质，才能实现周期性振动除冰的效果。
32.本发明的一种用于除冰的热发泡式冲击力发生器，相对于现有技术采用压电式、
感应式、电斥式等方式的震动除冰方式，本发明的这种冲击力发生器是一种非常新颖的除冰装置，取消了复杂的、重量较大的外部管路和控制阀门，激励电路简单，并且体积小、重量轻、能量利用率高，安全性高。
33.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。