技术领域
[0001] 本
发明涉及传感器技术领域，特别涉及一种用于涡桨
发动机的进气道的结冰传感器。
背景技术
[0002] 我国中型涡桨运输机从安-12运输机仿制并改进而来，由于设计技术落后，安全可靠性能落后于同级别的美国C-130中型运输机，曾因结冰而导致坠毁事故。
[0003] 在
除冰和
防冰技术研究方面，飞机本体相对航空发动机更受到重视。机翼上的冰
雪容易被观察到，而维护工作常见；发动机进气道结冰难于用肉眼观察到，忽来忽去，无影无踪，没有受到足够的理解和重视。
[0004] 目前涡桨发动机防冰压
力信号器仍旧是有气压膜盒和触点
开关的机械式信号器，灵敏度低、反应迟钝滞后、可靠性差。机组必须密切观察老式防冰压力信号器的闪烁指示灯，从而判断需要打开进气导向器加温供气
电动机构的时机，不利于飞行安全。防冰旋纽和进气导向器加温供气电动机构内部都有机械触点开关，触点开关
接触不良会导致防冰系统失效。虽然一架运输机装有四台涡桨发动机，但是一台发动机只装了一个防冰压力信号器和一个进气导向器加温供气电动机构，若有一个机械触点开关失效，都可能导致运输机左右机翼除冰进度不同步，造成升力和拉力不对称而进入
失速螺旋。初步统计，到现在为止，运输机所有的坠毁事故都是遭遇恶劣天气、飞入积雨
云中，发动机进气道或机翼前缘或
尾翼前缘结冰，失去操控性能而坠毁。从警报到坠毁，一般只有2～5分钟的时间。只要螺旋桨运输机飞入气温10℃以下能见度小于2公里的云、雾、雨、雪中，涡桨发动机进气导叶表面就极有可能结冰，而与当地纬度、季节、地表
温度无关。
[0005] 图1为现有的结冰传感器的结构原理示意图，参见图1所示，现有的结冰传感器包括相互连接的底座1和弯管2，所述底座1设置有中空的动压室B，所述动压室B通过管路与所述弯管2端头部的20个直径为0.7mm的进气孔21连通，所述动压室B内设置有一个中空的金属膜盒11，所述金属膜盒11的内腔为静压室A，所述静压室A通过管路与所述弯管2
侧壁的8个直径为2.5mm的静压孔22连通，在所述弯管2内，连通所述静压孔22的管路与连通所述进气孔21的管路之间设置有限流孔23。当发动机不工作时，没有气流
冲压、动静压差为零，这时，所述金属膜盒11与飞机的信号灯的
电路的接触点100处在闭合状态。当发动机工作时，气流进入所述动压室B，由于动静压差，所述金属膜盒11压缩，所述接触点100处于断开状态，因此飞机的信号灯处于熄灭状态。在飞行中，当结冰时，所述进气孔21被冰堵住，气流不能进入所述动压室B，动静两室的压力经所述限流孔23平衡，所述金属膜盒11恢复到原始
位置，所述接触点100处于闭合状态，接通信号灯的电路，飞机的信号灯处于打开状态。与此同时，控制系统接通管头加热器200的电路进行加温。加温后，冰融化，所述进气孔21打开，气流又进入所述动压室B，金属膜盒11压缩，所述接触点100断开，信号灯即熄灭，同时停止对管头加热器200加温。如果飞机仍在结冰条件下飞行，则所述进气孔21将重新被堵住。故飞机在结冰条件下飞行时，信号灯将周期地闪亮。
发明内容
[0006] 本发明要解决的技术问题是提供一种结冰传感器，以减少或避免前面所提到的问题。
[0007] 为解决上述技术问题，本发明提出了一种结冰传感器，其包括相互连接的底座和弯管，所述弯管的端头部设置有20个直径为0.7mm的进气孔，所述弯管的侧壁设置有8个直径为2.5mm的静压孔，所述底座内设置有
控制器、压力腔室、管根加热器，所述弯管内设置有热
电阻测温元件、制冷元件、管头加热器，所述压力腔室内顺序设置有第一
真空室、动压室、静压室、第二真空室，所述第一真空室与所述动压室之间设置有总压传感器
硅膜片，所述动压室与所述静压室之间设置有压差传感器硅膜片，所述静压室与所述第二真空室之间设置有静压传感器硅膜片，所述动压室通过管路与所述进气孔连接，所述静压室通过管路与所述静压孔连接，连通所述静压孔的管路与连通所述进气孔的管路之间设置有限流孔，所述控制器分别与所述管根加热器、所述热电阻测温元件、所述制冷元件、所述管头加热器、所述总压传感器硅膜片、所述压差传感器硅膜片和所述静压传感器硅膜片电连接。
[0008] 优选地，所述制冷元件为0～3W功率可调的碲化铋
半导体致冷元件。
[0009] 优选地，所述管头加热器为0～200W功率可调。
[0010] 优选地，所述管根加热器为0～10W功率可调。
[0011] 优选地，在所述弯管的弯曲部位向后方安装有一个
图像采集器。
[0012] 本发明提供的结冰传感器，无机械触点开关，没有开关抖动、接触不良和烧蚀；没有金属膜盒，不易出现疲劳破裂。灵敏度高、可靠性好、使用寿命长。通过设置碲化铋半导体致冷元件，可控制致冷量，从而可以先于进气道导叶结冰，提前预报结冰危害，分级报警且自动控制数字式电动防冰活
门开启适当
角度
预防进气道导叶结冰。因此减轻了机组人员的精神负担。
附图说明
[0013] 以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，[0014] 图1为现有的结冰传感器的结构原理示意图；
[0015] 图2为根据本发明的一个具体
实施例的结冰传感器的结构原理示意图。
具体实施方式
[0016] 为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。
[0017] 图2为根据本发明的一个具体实施例的结冰传感器的结构原理示意图；参见图2所示，本发明提供了一种结冰传感器，其包括相互连接的底座1和弯管2，所述弯管2的端头部设置有20个直径为0.7mm的进气孔21，所述弯管2的侧壁设置有8个直径为2.5mm的静压孔22，所述底座1内设置有控制器30、压力腔室31、管根加热器32，所述弯管2内设置有热电阻测温元件41、制冷元件42、管头加热器200’，所述压力腔室31内顺序设置有第一真空室C1、动压室B1、静压室A1、第二真空室C2，所述第一真空室C1与所述动压室B1之间设置有总压传感器硅膜片51，所述动压室B1与所述静压室A1之间设置有压差传感器硅膜片52，所述静压室A1与所述第二真空室C2之间设置有静压传感器硅膜片53，所述动压室B1通过管路与所述进气孔21连接，所述静压室A1通过管路与所述静压孔22连接，连通所述静压孔22的管路与连通所述进气孔21的管路之间设置有限流孔23，所述控制器30分别与所述管根加热器32、所述热电阻测温元件41、所述制冷元件42、所述管头加热器200’、所述总压传感器硅膜片
51、所述压差传感器硅膜片52和所述静压传感器硅膜片53电连接。
[0018] 所述总压传感器硅膜片51、所述压差传感器硅膜片52和所述静压传感器硅膜片53均可以是压阻式
压力传感器，正如背景技术所述，当发动机工作时，气流进入所述动压室B1，当结冰时，所述进气孔21被冰堵住，气流不能进入所述动压室B1，所述静压室A1和所述动压室B1的压力经所述限流孔23平衡，在本发明中，所述压差传感器硅膜片52可直接测量所述静压室A1和所述动压室B1之间的相对压差，而通过设置所述第一真空室C1和所述第二真空室C2，即可通过所述总压传感器硅膜片51测量所述动压室B1的绝对压力，通过所述静压传感器硅膜片53测量所述静压室A1的绝对压力值，也就可利用所述静压室A1和所述动压室B1的绝对压力值的差值与所述压差传感器硅膜片52测得的相对压差互相校对并作多余度设计。
[0019] 所述制冷元件42可以是0～3W功率可调的碲化铋半导体致冷元件，其一方面可使所述弯管2中的所述管头加热器200’加热融冰后快速冷却，减少时延，提高灵敏度；另一方面，可通过所述控制器30使所述制冷元件42在机翼结冰前提前使所述进气孔21结冰，从而给飞行员留出足够的时间提前进行除冰处理。
[0020] 所述热电阻测温元件41通过程序检测控制管头区域加热温度的超调量，避免加热温度太高而造成机翼已结冰而传感器长时间不会结冰报警的隐患。
[0021] 所述管头加热器200’可设置为0～200W功率可调，这样飞行员可根据实际情况选择瞬间去除传感器头部的冰层或自动控制缓慢融冰。
[0022] 为了保持所述底座1内的半导体测压元件和智能运算控
制芯片处于10～20℃的稳定工作环境，所述管根加热器32可设置为0～10W功率可调。
[0023] 参见图2所示，在一个优选实施例中，在所述弯管2的弯曲部位向后方可安装有一个图像采集器6(例如二百万
像素的针孔摄像头和LED发光元件)，将进气道导叶是否结冰的视频图像传送到
驾驶舱。
[0024] 本发明提供的结冰传感器，无机械触点开关，没有开关抖动、接触不良和烧蚀；没有金属膜盒，不易出现疲劳破裂。灵敏度高、可靠性好、使用寿命长。通过设置碲化铋半导体致冷元件，可控制致冷量，从而可以先于进气道导叶结冰，提前预报结冰危害，分级报警且自动控制数字式电动防冰活门开启适当角度预防进气道导叶结冰。因此减轻了机组人员的精神负担。
[0025] 本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。
说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
[0026] 以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、
修改与结合，均应属于本发明保护的范围。
