一种通过激光加热消除飞机机翼结冰现象的方法与流程

1.本发明涉及飞机机翼消冰领域，具体是一种通过激光加热消除飞机机翼结冰现象的方法。


背景技术：

2.飞机积冰是一种严重威胁飞行安全的现象，当飞机空气动力表面出现积冰时，对空气动力的影响是很大的，风洞试验表明，当机翼前缘有三十厘米厚的积冰时，会减少50％的升力和增加60％的阻力，积冰的速度是非常快的，有时在严重积冰的情况下，5分钟内的积冰厚度可达60.96～91.44厘米，最严重的积冰情况一般发生在云外飞行时、在结冰温度下遇到降雨的时候，飞机外部结冰，特别是机翼表面结冰严重影响飞行安全，根据风洞试验数据，直径1～2毫米、食盐大小的细小霜粒或冰粒，按每平方厘米一个的密度稀疏分布在机翼上表面，造成机翼上表面粗糙，会使最大升力系数在地面效应和自由空气两种条件下分别损失22％和33％，其造成的升力损失之大，足以使具有高性能的超临界翼型机翼的飞机无法起飞，据资料显示，因机翼结冰引起多起飞行事故或事件，因此，如何对飞机机翼除冰，是一个重要技术问题。
3.专利申请号：201910123397，发明名称：一种风力机翼段防除冰测试方法，该专利发明设计风力机防除冰试验技术领域，公开了一种风力机翼段防除冰测试方法，根据风力机运行当地的风速、风向、温度及空气湿度，设定结冰风洞模拟风力机翼段结冰试验参数；用三维扫描装置扫描风力机翼段结冰试验，同时向风力机翼段空腔中通入热气流；采用三维扫描装置扫描结防除冰试验后风力机翼段外形，获得防除冰试验后翼段的三维模型；对比风力机防除冰试验前、后的翼段三维模型，确定风力机翼段是否结冰；此专利针对风力机翼型翼段，在结冰条件下向风力机翼段通入热气流进行规定时间内的防冰效果考核，为风电企业提供控制策略制定依据，以提高发电效率；该发明局限性太大,受环境影响，扫描装置可能不稳定；专利申请号：201810922167.1，发明名称：一种飞机微波除冰装置，本专利公开了一种飞机微波除冰装置，包括长波导和多个设置在机翼的相邻加强翼肋之间的吸波负载，每个吸波负载包括波导负载腔和散热材料，所述散热材料包覆于波导负载腔的外围，所述波导负载腔内设置有波导吸收片或波导吸波材料，所述长波导穿过机翼的翼梁通过微波耦合到各个波导负载腔，各个吸波负载的微波输入方向垂直于长波导方向；该发明根据飞机机翼的特点，利用机翼加强翼肋之间的空间，发明机翼吸波负载，因为采用的是匹配负载，而且具有机翼结构性散热材料能与机翼蒙皮紧密结合，所以具有较高的热转换效率，采用负载式加热法，具有效率高、节能、加热速度快等优点；该发明所采用的微波可能受环境影响其波长的大小，并不稳定；因此提出了一种通过激光加热消除飞机机翼结冰现象的方法。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于：为了解决飞机机翼结冰主要由云中过冷水滴或降水中的过冷
雨碰到飞机机体后结冰形成的，也可由水汽直接在机体表面凝华而成，当飞机空气动力表面出现积冰时，对空气动力的影响是很大的，风洞试验表明，当机翼前缘有半英寸厚的积冰时，会减少50％的升力和增加60％的阻力，在飞行过程中积冰的速度是非常快的，有时在严重积冰的情况下，5分钟内的积冰厚度可达2－3英寸，最严重的积冰情况一般发生在云外飞行时、在结冰温度下遇到降雨的时候的问题，提供一种通过激光加热消除飞机机翼结冰现象的方法。
5.为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种通过激光加热消除飞机机翼结冰现象的方法，包括：
6.固定外壳，用于对光源发出的光线进行范围限定；
7.柱面透镜，位于固定外壳一端的中部；
8.激光光源，位于固定外壳内侧的中部；
9.安装固定机构，位于柱面透镜的上下两端。
10.作为本发明再进一步的方案：所述安装固定机构包括保护胶垫，所述保护胶垫位于柱面透镜的外侧，且与柱面透镜的外侧卡接，所述保护胶垫的外侧与固定外壳一侧的中部固定连接，所述柱面透镜一端的外侧固定连接有十字卡块柱，所述柱面透镜的上下两端皆卡接有定位卡块，所述定位卡块顶端的中部固定连接有推板，所述推板的外侧滑动连接有滑动限位腔，所述滑动限位腔内侧中部的顶端旋转连接有调节齿轮杆，所述调节齿轮杆一侧的一端啮合连接有第一双头梯形齿轮杆，所述第一双头梯形齿轮杆顶端中部的一端啮合连接有连接梯形齿轮杆，所述连接梯形齿轮杆一端的顶端啮合连接有第二双头梯形齿轮杆，所述第二双头梯形齿轮杆的一端啮合连接有第三双头梯形齿轮杆，所述第三双头梯形齿轮杆底端的中部啮合连接有第五双头梯形齿轮杆，所述第五双头梯形齿轮杆的底端啮合连接有第四双头梯形齿轮杆，所述第四双头梯形齿轮杆一侧的顶端啮合连接有第二调节螺旋杆，所述第三双头梯形齿轮杆一侧的底端啮合连接有第一调节螺旋杆，所述第一调节螺旋杆底端的外侧和第二调节螺旋杆顶端的外侧皆滑动连接有固定滑块，所述固定滑块的外侧卡接有固定十字卡板，所述固定十字卡板一端的中部固定连接有固定连接卡柱。
11.作为本发明再进一步的方案：所述固定外壳的内侧固定连接有光源发出轨道限位腔；所述光源发出轨道限位腔一端的中部固定连接有柱面透镜安装腔。
12.作为本发明再进一步的方案：所述激光光源散发的光源可以通过穿过柱面透镜扩散出去，所述柱面透镜俯视图的形状为矩形。
13.作为本发明再进一步的方案：所述推板外侧的大小与滑动限位腔内侧的大小相匹配，所述定位卡块的外侧卡接有固定凹槽，所述固定凹槽的外侧与柱面透镜的外侧固定连接。
14.作为本发明再进一步的方案：所述十字卡块柱的外侧卡接有十字卡箍腔孔，所述十字卡箍腔孔内侧的大小与十字卡块柱外侧的大小相匹配。
15.作为本发明再进一步的方案：所述固定十字卡板的外侧卡接有固定十字卡板卡箍腔槽，所述固定滑块的外侧滑动连接有滑动轨道限位槽，所述固定十字卡板侧视图的形状为十字形。
16.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
17.1、通过设置的柱面透镜、固定外壳和激光光源，在密闭空间固定外壳中，通过光源
发出光线，经过柱面透镜使光路发散，调节设备使发散的激光均匀的照射到机翼表面以达到除冰效果，该结构操作简便，除冰效率相较于传统的风力除冰系统要高，除冰效果明显且不留死角。
18.2、该结构不受环境影响，使用范围广，体积小重量低便于减轻飞机的整体重量，不会影响正常飞行。
19.3、通过设置的安装固定机构，安装时，将激光光源通过激光光源上下两端固定连接的固定十字卡板卡箍安装到固定外壳内侧的移动的壳壁上，使得固定十字卡板一端固定连接的固定连接卡柱同步卡到固定外壳内侧的壳壁上，然后将柱面透镜卡到固定外壳一端中部固定连接的保护胶垫的内侧，使得柱面透镜一端外侧固定连接的十字卡块柱卡到保护胶垫内侧一端的十字卡箍腔孔里，然后旋转连接梯形齿轮杆，通过连接梯形齿轮杆底端啮合连接的第一双头梯形齿轮杆和与第一双头梯形齿轮杆外侧一侧啮合连接的调节齿轮杆，带动调节齿轮杆旋转的同时带动调节齿轮杆外侧啮合连接的推板向滑动限位腔的外侧滑动，从而推动推板底端固定连接的定位卡块向保护胶垫的内侧滑动卡到柱面透镜外侧固定连接的固定凹槽里，将柱面透镜安装固定好，同步通过连接梯形齿轮杆一端中部的顶端啮合连接的第二双头梯形齿轮杆、与第二双头梯形齿轮杆一端啮合连接的第三双头梯形齿轮杆、与第三双头梯形齿轮杆底端中部啮合连接的第五双头梯形齿轮杆和与第五双头梯形齿轮杆底端啮合连接的第四双头梯形齿轮杆，分别带动与第三双头梯形齿轮杆一侧啮合连接的第一调节螺旋杆和与第四双头梯形齿轮杆一侧啮合连接的第二调节螺旋杆同步旋转，从而带动一组固定滑块沿着固定十字卡板的内侧向激光光源外侧滑动，卡到激光光源的外侧将安装的激光光源固定在安装好的位置上，便于对用于对光路扩散的柱面透镜进行安装箍，便于在对柱面透镜进行安装固定的同时对安装好的激光光源器进行定位卡箍，有利于提高柱面透镜和激光光源器安装固定的稳固性。
附图说明
20.图1为本发明俯视图的结构示意图；
21.图2为本发明侧视图剖视图的结构示意图；
22.图3为本发明a部放大图的结构示意图；
23.图4为本发明的第三双头梯形齿轮杆与第四双头梯形齿轮杆连接后视图的结构示意图。
24.图中：1、柱面透镜；2、固定外壳；3、激光光源；4、安装固定机构；41、定位卡块；42、十字卡块柱；43、保护胶垫；44、推板；45、调节齿轮杆；46、第一双头梯形齿轮杆；47、滑动限位腔；48、连接梯形齿轮杆；49、第二双头梯形齿轮杆；410、第三双头梯形齿轮杆；411、第一调节螺旋杆；412、固定滑块；413、固定十字卡板；414、固定连接卡柱；415、第二调节螺旋杆；416、第四双头梯形齿轮杆；417、第五双头梯形齿轮杆。
具体实施方式
25.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通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，都属于本发明保护的范围。
26.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“设置”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。下面根据本发明的整体结构，对其实施例进行说明。
27.请参阅图1～2，本发明实施例中，一种通过激光加热消除飞机机翼结冰现象的方法，包括：
28.固定外壳2，用于对光源发出的光线进行范围限定；
29.柱面透镜1，位于固定外壳2一端的中部，用于扩散光线；
30.激光光源3，位于固定外壳2内侧的中部，用于发生光源；
31.安装固定机构4，位于柱面透镜1的上下两端，用于对柱面透镜进行安装固定。
32.请着重参阅图1和图2，固定外壳2的内侧固定连接有光源发出轨道限位腔；光源发出轨道限位腔一端的中部固定连接有柱面透镜安装腔。
33.请着重参阅图1和图2，激光光源3散发的光源可以通过穿过柱面透镜1扩散出去，柱面透镜1俯视图的形状为矩形。
34.请着重参阅图2-4，安装固定机构4包括保护胶垫43，保护胶垫43位于柱面透镜1的外侧，且与柱面透镜1的外侧卡接，保护胶垫43的外侧与固定外壳2一侧的中部固定连接，柱面透镜1一端的外侧固定连接有十字卡块柱42，柱面透镜1的上下两端皆卡接有定位卡块41，定位卡块41顶端的中部固定连接有推板44，推板44的外侧滑动连接有滑动限位腔47，滑动限位腔47内侧中部的顶端旋转连接有调节齿轮杆45，调节齿轮杆45一侧的一端啮合连接有第一双头梯形齿轮杆46，第一双头梯形齿轮杆46顶端中部的一端啮合连接有连接梯形齿轮杆48，用于对柱面透镜1进行安装固定，连接梯形齿轮杆48一端的顶端啮合连接有第二双头梯形齿轮杆49，第二双头梯形齿轮杆49的一端啮合连接有第三双头梯形齿轮杆410，第三双头梯形齿轮杆410底端的中部啮合连接有第五双头梯形齿轮杆417，第五双头梯形齿轮杆417的底端啮合连接有第四双头梯形齿轮杆416，第四双头梯形齿轮杆416一侧的顶端啮合连接有第二调节螺旋杆415，第三双头梯形齿轮杆410一侧的底端啮合连接有第一调节螺旋杆411，第一调节螺旋杆411底端的外侧和第二调节螺旋杆415顶端的外侧皆滑动连接有固定滑块412，固定滑块412的外侧卡接有固定十字卡板413，固定十字卡板413一端的中部固定连接有固定连接卡柱414，用于对安装后的激光光源3进行卡箍固定。
35.请着重参阅图2和图3，推板44外侧的大小与滑动限位腔47内侧的大小相匹配，定位卡块41的外侧卡接有固定凹槽，固定凹槽的外侧与柱面透镜1的外侧固定连接。
36.请着重参阅图2，十字卡块柱42的外侧卡接有十字卡箍腔孔，十字卡箍腔孔内侧的大小与十字卡块柱42外侧的大小相匹配。
37.请着重参阅图2和图4，固定十字卡板413的外侧卡接有固定十字卡板卡箍腔槽，固定滑块412的外侧滑动连接有滑动轨道限位槽，固定十字卡板413侧视图的形状为十字形。
38.本发明的工作原理是：安装时，将激光光源3通过激光光源3上下两端固定连接的固定十字卡板413卡箍安装到固定外壳2内侧的移动的壳壁上，使得固定十字卡板413一端固定连接的固定连接卡柱414同步卡到固定外壳2内侧的壳壁上，然后将柱面透镜1卡到固定外壳2一端中部固定连接的保护胶垫43的内侧，使得柱面透镜1一端外侧固定连接的十字卡块柱42卡到保护胶垫43内侧一端的十字卡箍腔孔里，然后旋转连接梯形齿轮杆48，通过连接梯形齿轮杆48底端啮合连接的第一双头梯形齿轮杆46和与第一双头梯形齿轮杆46外侧一侧啮合连接的调节齿轮杆45，带动调节齿轮杆45旋转的同时带动调节齿轮杆45外侧啮合连接的推板44向滑动限位腔47的外侧滑动，从而推动推板44底端固定连接的定位卡块41向保护胶垫43的内侧滑动卡到柱面透镜1外侧固定连接的固定凹槽里，将柱面透镜1安装固定好，同步通过连接梯形齿轮杆48一端中部的顶端啮合连接的第二双头梯形齿轮杆49、与第二双头梯形齿轮杆49一端啮合连接的第三双头梯形齿轮杆410、与第三双头梯形齿轮杆410底端中部啮合连接的第五双头梯形齿轮杆417和与第五双头梯形齿轮杆417底端啮合连接的第四双头梯形齿轮杆416，分别带动与第三双头梯形齿轮杆410一侧啮合连接的第一调节螺旋杆411和与第四双头梯形齿轮杆416一侧啮合连接的第二调节螺旋杆415同步旋转，从而带动一组固定滑块412沿着固定十字卡板413的内侧向激光光源3外侧滑动，卡到激光光源3的外侧将安装的激光光源3固定在安装好的位置上，在密闭空间固定外壳2中，通过激光光源3发出光线，经过柱面透镜1使光路发散，调节设备使发散的激光均匀的照射到机翼表面以达到除冰效果。
39.以上所述的，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。