[发明专利]一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构

说明书

技术领域

本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种副翼角补偿前缘结冰防护结构。

背景技术

民用飞机制造商为了使所设计的飞机具有尽可能大的使用范围，通常会向适航当局申请在结冰环境中飞行的适航许可，即民用飞机需要按照适航当局颁布的相关结冰适航条款的规定进行结冰适航验证。为满足与结冰有关的适航条款的要求，民用飞机一般需要在机体表面的一些关键部位进行结冰防护。民用飞机典型的结冰防护部位包括机翼前缘、平尾前缘和垂尾前缘，这些部位一般采用在机体金属蒙皮内表面进行加热的防冰设计技术、或在机体金属蒙皮外表面粘贴可膨胀的橡胶管进行充气膨胀除冰的设计技术。此外，飞机的副翼、升降舵和方向舵等操纵面如果在结冰环境中飞行时也出现结冰现象，并且操纵面结冰可能会导致操纵面偏转卡滞时，则操纵面也必须进行结冰防护。飞机的副翼、升降舵和方向舵等操纵面最可能出现结冰的部位是角补偿前缘。图1给出了某型通用飞机机翼外段和副翼的平面形状图。当副翼无偏转时，副翼上/下表面与机翼上/下表面是光顺连续的，副翼角补偿前缘是躲在前面的机翼安定面之后的，如图2所示，因此在飞行中远前方自由来流不会直接冲击到副翼角补偿前缘。由图1可以看出，由于副翼角补偿前缘距离副翼转轴相对较远，因此当副翼绕副翼转轴向上或向下偏转时，副翼角补偿前缘会明显突出前面的机翼安定面的上或下表面。图3 给出了某型通用飞机副翼向下偏转的示意图，可以看出副翼角补偿前缘明显突出前面的机翼安定面下表面，因此远前方的自由来流会直接冲击到副翼的前缘。如果远前方自由来流中含有可导致结冰的过冷水滴时，过冷水滴会随着气流直接撞击到突出机翼上/下表面的副翼前缘，导致副翼前缘结冰。正常情况下，副翼前缘与前面的机翼安定面会有一个约10mm左右的结构间隙，以保证副翼自由偏转。当副翼前缘结冰厚度超过这个结构间隙宽度时，结冰就会影响副翼的自由偏转，即发生了副翼操纵结冰卡滞问题。民用飞机在飞行中是不允许副翼操纵、升降舵操纵和方向舵操纵发生卡滞的；因此，民机制造商如果在飞机设计中不能确保副翼操纵、升降舵操纵和方向舵操纵不会出现结冰卡滞时，一般会在副翼角补偿前缘、升降舵角补偿前缘和方向舵角补偿前缘外表面粘贴电加热膜，防止这些部位结冰。在副翼角补偿前缘、升降舵角补偿前缘和方向舵角补偿前缘安装电加热膜是经典的防止操纵面结冰卡滞的设计方法，这种方法需要从机舱内的电源总线处引出专门的导线，长距离地穿过机体内部结构，最终与上述操纵面角补偿处的电加热膜连接供电。这种安装电加热膜的设计方法能确保操纵面角补偿前缘不结冰，但增加了机体结构重量和电能消耗，并且电加热膜容易老化和发生电路故障，增加了日常维护工作量，因此飞机制造商在可能的情况下会采取其他更加简洁的设计方法防止副翼、升降舵和方向舵等操纵面的角补偿前缘结冰。

发明内容

发明目的

解决副翼角补偿前缘的结冰问题，从而消除副翼操纵结冰卡滞现象。

技术方案