Устройство для удаления льда на внешних поверхностях летательного аппарата
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к противообледенительным системам, принцип работы которых основан на преобразовании электрической энергии в механическую, и может быть использовано в устройствах для удаления на внешних поверхностях летательного аппарата, в частности на несущих поверхностях. Целью изобретения является уменьшение аэродинамического сопротивления летательного аппарата за счет уменьшения толщины протектора. Устройство содержит протектор 2 с полостью 3 и с расположенными электропроводящими элементами 7 и 8, соединенными последовательно. Протектор 2 закреплен на внешней поверхности металлической обшивки 4. При прохождении по ленточным электропроводящим элементам импульса тока происходит преобразование его в импульс силы, за счет которой происходит разрушение льда на внешней поверхности летательного аппарата. 4 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к противообледенительным системам, принцип работы которых основан на преобразовании электрической энергии в механическую, и может быть использован в устройствах для удаления льда на внешних поверхностях летательного аппарата, в частности на несущих поверхностях. Целью изобретения является уменьшение аэродинамического сопротивления летательного аппарата за счет уменьшения толщины протектора. На фиг. 1 показана блок-схема устройства; на фиг.2-4 варианты этого устройства в сечении, перпендикулярном продольной оси электропроводящего элемента. Устройство для удаления льда на внешних поверхностях летательного аппарата содержит блок 1 питания и протектор 2, выполненный из упругого листового электроизоляционного материала с полостью 3. Протектор 2 укреплен на внешней поверхности металлической обшивки 4. В состав блока 1 питания входят накопительный конденсатор 5, подключаемый к выпрямительно-зарядному устройству этого блока, и коммутатор, в качестве которого используется тиристор 6. Устройство для удаления льда на внешних поверхностях летательного аппарата содержит также гибкие ленточные электропроводящие элементы, первый 7 и второй 8, расположенные внутри протектора 2 и соединенные последовательно. Первые выводы этих элементов 9 и 10 соединены между собой, а второй вывод 11 первого электропроводящего элемента 7 соединен с первым выводом накопительного конденсатора 5 блока 1 питания через тиристор 6. При этом второй вывод 12 второго электропроводящего элемента 8 соединен непосредственно с вторым выводом накопительного конденсатора 5. Первый 7 и второй 8 ленточные электропроводящие элементы размещены в протекторе 2 параллельно друг другу в один слой между внешней первой 13 и второй 14 поверхностью протектора 2, соединенной с обшивкой 4 летательного аппарата, и противолежат друг другу своими узкими сторонами, соответственно, 15 и 16, между которыми размещен участок 17 протектора 2, обладающий электроизоляционными свойствами. Ленточные электропроводящие элементы 7 и 8, а также участок 17 протектора 2 отделены от обшивки 4 полостью 3, толщина h которой меньше расстояния l между ленточными электропроводящими элементами 7 и 8 и обшивкой 4. Поэтому между ленточными электропроводящими элементами 7, 8 и обшивкой 4 размещается также часть 18 протектора 2, обеспечивающая необходимую электрическую изоляцию этих элементов от металлической обшивки 4. Полость 3 может размещаться внутри части 18 протектора 2, как показано на фиг. 2. Кроме того, полость 3 может находиться на границе между электропроводящими элементами 7, 8 и частью 18 протектора 2 (см. фиг.3). Полость 3 может также размещаться между второй поверхностью 14 протектора 2 и обшивкой 4 (см. фиг.4). В этом случае в обшивке 4 могут быть отверстия 19, соединяющие внутренний объем полости 3 с окружающей средой. Плотность прилегания протектора 2 к обшивке 4 в нерабочем состоянии будет обеспечиваться за счет перепада давлений между внешней и внутренней стороной обшивки 4. Протектор 2 изготавливается, например, из полиуретана и может быть съемным. Электропроводящие элементы 7 и 8 запрессовываются в протектор 2. Устройство работает следующим образом. При подаче запускающего импульса на управляющий электрод тиристора 6 происходит разряд накопительного конденсатора 5 блока 1 питания на цепь, состоящую из последовательно включенных ленточных электропроводящих элементов 7 и 8. Последними при прохождении по ним импульса разрядного тока создается магнитное поле, силовые линии которого пересекают обшивку 4. В обшивке 4 возникают вихревые токи, магнитное поле которых взаимодействует с магнитным полем электропроводящих элементов 7 и 8. Возникающее усилие при взаимодействии этих полей перемещает по нормам к обшивке 2 электропроводящие элементы 7 и 8, запрессованные в протектор 2, увеличивая объем полости 3. В слое льда, прилегающем к протектору 2, возникают механические напряжения, превосходящие динамическую прочность льда. В результате лед разрушается, теряет сцепления с поверхностью протектора 2 и под действием аэродинамического напора удаляется с внешней поверхности летательного аппарата. После окончания импульса разрядного тока благодаря упругим свойствам материала протектора 2 и под действием внешнего давления полость 3 принимает первоначальные размеры и электропроводящие элементы 7 и 8 возвращаются в исходное состояние, остаточные деформации отсутствуют. Применение предлагаемого устройства позволяет снизить толщину протектора по сравнению с прототипом не менее чем на 20-30% что снижает профильное сопротивление несущих поверхностей, а следовательно, и аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.
Формула изобретения
УСТРОЙСТВО ДЛЯ УДАЛЕНИЯ ЛЬДА НА ВНЕШНИХ ПОВЕРХНОСТЯХ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее блок питания, протектор, выполненный из упругого листового электроизоляционного материала с полостью, укрепленный на внешней поверхности металлической обшивки, гибкие ленточные электропроводящие элементы, расположенные внутри протектора, изолированные друг от друга и соединенные последовательно, при этом вывод одного электропроводящего элемента соединен с первым выводом накопительного конденсатора источника питания через коммутатор, а вывод второго электропроводящего элемента соединен с вторым выводом накопительного конденсатора непосредственно, отличающееся тем, что, с целью уменьшения аэродинамического сопротивления летательного аппарата за счет уменьшения толщины протектора, ленточные электропроводящие элементы размещены в протекторе в один слой и отделены от обшивки полостью протектора, при этом толщина полости протектора меньше расстояния между ленточными электропроводящими элементами и обшивкой.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Номер и год публикации бюллетеня: 2-2002
Извещение опубликовано: 20.01.2002
