技术领域
[0001] 本
发明涉及一种
防冰装置及其方法，特别涉及一种基于超声振动的飞机机翼防冰装置及其方法，属于防结冰技术领域。
背景技术
[0002] 在
能源及交通运输领域，如高压输电线缆、油气输运管道、公路和
飞行器等，都面临着在恶劣环境下结冰的危害，历史上许多飞机坠毁事故的发生都是机翼覆冰导致的，给人们的人身和财产安全带来了巨大的威胁。飞机的机翼或
发动机结冰会影响飞机的
气动力设计，导致升力减少、阻力增加，甚至出现操纵失灵和
失速等恶劣后果，因此对于飞行器的防
除冰的研究一直是人们关注的重点。
[0003] 目前常用的防除冰方法包括主动方法和被动方法两类。主动除冰方法有电加热法、机械除冰法和化学方法等，被动防冰方法有低表面能涂层法等。目前大部分的防除冰方法都是利用电加热、超声振动等方法主动清除机翼表面已经
凝固的冰层。在飞行器飞行过程中的防冰方法主要依赖于低表面能涂层法。然而，涂层法极其依赖于表面涂层的
润湿性，且一旦表面开始结冰则表面涂层就会丧失其防冰的特性。因此，需要进一步发明能够在飞行器飞行过程中有效且连续的防冰方法。
发明内容
[0004] 有鉴于此，本发明的目的是提供一种基于超声振动的飞机机翼防冰装置及其方法，使其在不影响飞机气动平衡的前提下能够有效且持续地防止飞行过程中机翼表面的结冰。
[0005] 本发明的技术方案如下：
[0006] 一种基于超声振动的飞机机翼防冰装置，其特征在于：所述防冰装置内嵌于飞机机翼内，该防冰装置包括
超声波发生器、
压电换能器、变幅杆和
探头；所述压电换能器采用纵向振动换能器，该纵向振动换能器含有后金属盖板、压电陶瓷片、金属
电极片和前金属盖板；所述
超声波发生器通过
导线与所述金属电极片连接；所述的前金属盖板通过
螺栓与变幅杆的底端连接，变幅杆的前端用螺栓与所述探头连接，探头的前端形状由
翼型前缘决定，并与机翼前缘表面吻合。
[0007] 优选地，所述的压电换能器采用纵向振动夹心式换能器。
[0008] 本发明的另一技术特征是：所述压电换能器的后金属盖板的长度l1和前金属盖板长度l2满足如下关系式：
[0009]
[0010] 其中，l01为波节到后金属盖板的长度，l02为波节到前金属盖板的长度，f为超声振动
频率，ρ1为金属盖板的
密度，C1为声波在金属盖板中的速度，k为压电陶瓷的机电耦合系数，ρ0为压电陶瓷的密度，C0为声波在压电陶瓷中的速度。
[0011] 本发明装置的又一技术特征是：所述变幅杆的长度l满足以下关系：
[0012]
[0013] 式中，N＝D1/D2，D1和D2分别为变幅杆的底端直径和前端直径；W表示圆
波数，f为超声振动频率；c表示纵波在变幅杆中的传播速度。
[0014] 本发明提供的一种基于超声振动的飞机机翼防冰方法，其特征在于该方法包括如下步骤：
[0015] 1)超声波发生器产生的频率与所述变幅杆固有共振频率相等的超声电振动
信号经由压电换能器将之转换成纵向超声频机械振动信号，再通过变幅杆将所述的纵向超声频机械振动信号的振幅进行放大；
[0016] 2)放大后的纵向超声频机械振动信号传递到探头上，形成纵向超声频机械振动；所述纵向超声频机械振动的振幅大于0小于等于20微米；
[0017] 3)通过调节超声波发生器的功率改变探头表面的超声振动振幅，促使碰撞到机翼表面的
过冷液滴快速地飞溅与回弹，从而达到防冰除冰的目的。
[0018] 本发明具有以下优点及突出性的技术效果：①通过将防冰装置内嵌于机翼内部并设计和机翼前缘相吻合的探头形状，使其和机翼外部轮廓吻合，在机翼表面产生微米量级的超声频机械振动的同时不影响机翼的气动特性。②通过设计压电换能器以及变幅杆各部分的物理参数，机翼表面产生的纵向超声频机械振
动能够使飞机飞行过程中碰到机翼表面的过冷液快速地回弹和飞溅，从而达到防止结冰的效果。③另外，本发明的防冰装置及方法不依赖于表面润湿性，能够解决被动防冰持久性的问题，达到有效连续的防冰效果。
附图说明
[0019] 图1所示为本发明的飞机机翼防冰装置的整体结构示意图。
[0020] 图2所示为本发明的防冰装置各配件间的
能量传递示意图。
[0021] 图3所示为本发明的压电换能器结构示意图。
[0022] 图4所示为本发明的变幅杆的纵向振动示意图。
[0023] 标号说明：1-飞机机翼；2-超声波发生器；3-压电换能器；4-变幅杆；5-连接螺栓；6-探头；7-后金属盖板；8-金属电极；9-压电陶瓷片；10-前金属盖板。
具体实施方式
[0024] 为更进一步阐述本发明的技术手段、所实现目的及工作过程，以下结合附图及具体实施方式，详细说明如下：
[0025] 图1所示为本发明的飞机机翼防冰装置的整体结构示意图，所述防冰装置内嵌于飞机机翼1内，该防冰装置包括超声波发生器2、压电换能器3、变幅杆4和探头6；所述压电换能器采用纵向振动换能器，该纵向振动换能器含有后金属盖板7、压电陶瓷片9、金属电极片8和前金属盖板10；所述超声波发生器通过导线与所述金属电极片8连接；所述的前金属盖板10通过螺栓与变幅杆4的底端连接，变幅杆4的前端用螺栓与所述探头6连接，探头的前端形状由翼型前缘决定，需根据应用的不同类型的飞机机翼的前缘设计形状，使探头前端表面能够和翼型前缘表面完全吻合，即加入防冰装置后不影响机翼的外轮廓曲线，保证飞机飞行过程中的气动平衡。
[0026] 本发明最关键的构思在于：该防冰装置将超声波发生器产生的超声频电振动信号经由压电换能器转换成纵向超声频机械振动信号，并由变幅杆将超声振动振幅增大，最终传递给探头前端，使探头表面产生超声频的机械振动；由于防冰装置内嵌于机翼内部，并设计和机翼前缘相吻合的探头形状使其和机翼外部轮廓吻合，在机翼表面产生微米量级的超声频机械振动的同时不影响机翼的气动特性；机翼表面的纵向超声频的机械振动能够使飞机飞行过程中碰撞到机翼表面的过冷液滴快速地回弹和飞溅，从而能够有效且连续地防止飞机飞行过程中过冷液滴在与机翼表面高速碰撞过程中的结冰。
[0027] 所述超声波发生器的主要作用是得到超声频的电振荡信号，向压电换能器提供能量。本发明所述超声波发生器包括信号发生器、功率
放大器、输出
变压器等，在满足幅度和
相位条件下提供足够的功率，并将超声频
电信号传递给压电换能器，使压电换能器谐振于其机械共振频率上。图2所示为本发明的能量传递示意图。在超声防冰设备工作时，压电换能器3、变幅杆4和探头6等均工作在谐振状态，因此需要反馈
电路使超声波发生器在工作时频率比较稳定并且使其与压电换能器的阻抗能较好匹配。通过调节超声波发生器的输入功率来调节超声波发生器向压电换能器提供的能量大小，即控制超声频机械振动的振幅大小。
[0028] 超声波发生器2通过导电的金属电极8和压电换能器3连接，压电换能器则将超声电振动信号转换为超声频的机械振动信号。本发明所采用的压电换能器为纵向振动夹心式换能器。如图3所示，所述纵向振动夹心式压电换能器装配结构示意图，所述压电换能器包括后金属盖板7、压电陶瓷片9、金属电极片8以及前金属盖板10等。压电换能器中的陶瓷晶堆由压电陶瓷片所组成，而各组压电陶瓷片之间通过机械
串联、电路并联的方法连接。后金属盖板、压电陶瓷片、金属电极片和前金属盖板通过螺栓连接，金属电极片8位于每相邻两压电陶瓷片之间，前金属盖板10和变幅杆4底端用螺栓连接。压电换能器能够实现电声能量转换，可以将超声发生器提供的超声频电振动信号转变为超声频机械振动。另外，需根据谐振频率方程和各部分物理参数来设计压电换能器的外形尺寸。
[0029] 假设谐振频率为f，压电陶瓷的机电耦合系数为k，密度为ρ0，声波传播速度为C0；前后金属盖板的密度为ρ1，声波传播速度为C1；根据声传输线原理，可得谐振频率方程：
[0030]
[0031] 式中，l01为波节到后金属盖板的距离，l1为后金属盖板的长度(如图3所示)，则根据以上关系式可得到l01与l1的关系：
[0032]
[0033] 同理，根据谐振频率方程：
[0034]
[0035] 可得波节到前金属盖板10的距离l02与前金属盖板的长度l2(如图3所示)的关系：
[0036]
[0037] 本发明所述
超声变幅杆主要有两个作用：①聚能作用：将机械振动位移或速度的振幅放大，或者把能量集中在较小的
辐射面上。在忽略传播过程中损耗的作用下，因为通过任一界面的振动能量是不变的，那么截面小的地方
能量密度越大，振幅也就越大。为了得到所需的较大振幅，则使变幅杆工作时处于共振状态，即使变幅杆的固有共振频率和外激振频率相等；②有效地向负载传输：作为机械阻抗的变换器，变幅杆可对换能器
和声负载进行阻抗匹配，使超声能量通过超
声换能器更加有效地传输到负载。
[0038] 本发明所述变幅杆4为底端大前端小的结构，形状可为阶梯形、圆锥形、指数形等。现以圆锥形为例，简要阐述变幅杆的工作原理及尺寸设计。如图4所示为圆锥形变幅杆的纵向振动示意图，作用于小体积元(x，x+dx)上的张
应力为 根据
牛顿定律可得其动力学方程为：
[0039]
[0040] 式中，A是杆的横截面面积函数，ξ是质点位移函数，σ是应力函数，t是时间。在
简谐振动的情况下，上式可写成：
[0041]
[0042] 式中，W表示圆波数， c表示纵波在变幅杆中的传播速度。
[0043] 对于圆锥形变幅杆，假设其在x＝0
位置直径为D1，x＝l位置的直径为D2，如图4所示。则任一位置的直径：
[0044] D(x)＝D1(1-αx)
[0045] 式中，α＝(D1-D2)/(D1l)＝(N-1)/(Nl)，N＝D1/D2。
[0046] 假设在变幅杆两端的作用力与速度分别为F1、F2与ξ1、ξ2，则其通解为：
[0047]
[0048]
[0049] 本发明的变幅杆是半
波长的，有以下边界条件：
[0050]
[0051] 则，频率方程为
[0052]
[0053] 则，变幅杆的长度l，直径比D1/D2应满足上式。
[0054] 进一步地，在飞机飞行过程中，开启超声波发生器，超声波发生器产生频率与所述变幅杆固有共振频率相等的超声电振动信号，超声电振动信号经由压电换能器将之转换成纵向超声频机械振动信号，再通过变幅杆将所述纵向超声频机械振动信号的振幅进行放大；放大后的超声频机械振动信号传递到探头上，形成超声频的机械振动，即超声防冰装置开始作业；所述超声频机械振动的振幅大于0，小于等于20微米；通过调节超声波发生器的功率改变探头表面的超声频机械振动的振幅；在过冷液滴与纵向超声振动表面碰撞时，由于声场力、
惯性力、表面
张力的共同作用，液滴会产生大量的飞溅，并发生回弹现象。这种快速促使液滴飞溅与回弹的特性给予纵向超声振动表面能够在飞机飞行过程中防止结冰的功能。
[0055] 综上所述，本发明是将防冰装置内嵌于机翼中，并将其和翼型前缘完全吻合，保证整体翼型的完整性，不影响飞机飞行过程中的气动平衡。本发明将超声波发生器产生的超声电振动信号经由压电换能器将之转换成超声频机械振动，再由变幅杆将超声频机械振动的振幅进行放大，最后传递到探头上，使探头形成微米量级的超声频机械振动，促进碰撞到机翼表面的过冷液滴的飞溅与回弹；本发明提供的基于超声振动的飞机机翼防冰装置及方法能够在不依赖于表面性质的
基础上起到连续有效的防冰效果，解决了传统的被动防冰方法，如涂层法，依赖表面性质，一旦表面结冰则丧失其防冰效果的弊端，进而提高飞机机翼的防冰效率，增强飞机飞行的安全性与寿命。
