一种飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统及方法与流程

本申请属于飞机热能系统领域，特别涉及一种飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统及方法。

背景技术：

飞机在结冰气象条件飞行时，飞机翼面有可能会出现结冰，飞机翼面结冰将会导致飞机阻力增加、升力下降、临界迎角减小以及操纵性和稳定性的品质恶化。飞机结冰影响飞行安全和完成飞行任务，严重时有可能会导致机毁人亡，因此防止或减少结冰对飞机的危害具有重大意义。

雷达是飞机的主要射频传感器，雷达天线是雷达主要功率辐射单元，工作时产生大量热量，长时间的高温容易导致雷达的电子器件产生损坏，并影响雷达的使用寿命和稳定性。

现有技术中，一般通过在飞机翼面等易结冰部位安装加热装置来实现机翼除冰，通过对飞机雷达提供液冷或风冷进行大功率散热设计，这两种截然相反的设计需求传统上是分开考虑的，对飞机全机能热系统设计带来沉重的系统开销，增加飞机重量和能源需求，降低了飞机性能。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统及方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

本申请的第一个方面提供了一种飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统，包括：

结冰传感器，所述结冰传感器设置在机翼前缘上部蒙皮外侧；

雷达，所述雷达与所述结冰传感器电连接，所述雷达包括共形阵天线，所述共形阵天线布置在机翼前缘下部蒙皮内侧；

液冷管路，所述液冷管路包括第一液冷管路以及第二液冷管路，所述第一液冷管路布置在机翼前缘上部蒙皮内侧，所述第二液冷管路布置在所述共形阵天线上，所述第一液冷管路与所述第二液冷管路通过过渡管路连通。

可选地，所述结冰传感器沿机翼前缘上部蒙皮外侧设置多个。

可选地，所述第一液冷管路与所述机翼前缘上部蒙皮一体化设计。

可选地，所述第一液冷管路以及所述第二液冷管路均呈蛇形排布，增大换热面积。

可选地，所述过渡管路沿机翼前缘蒙皮内侧布置。

本申请的第二个方面提供了一种飞机机翼除冰与雷达散热综合控制方法，基于如上所述的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统，包括：

飞机的飞行状态包括起降爬升状态，远距离探测状态、抵近侦察状态以及无任务巡航状态，雷达具有除冰模式、正常工作模式、低截获模式以及待机模式四种模式；其中，

当飞机处于起降爬升状态时，雷达处于除冰模式，当雷达接收到结冰传感器的结冰信号后，雷达的功率管理器将自动调节至第一预置功率，第一预置功率转换成热量，通过液冷管路实现热量循环；

当飞机处于远距离探测状态时，雷达处于正常工作模式，当雷达接收到结冰传感器的结冰信号后，雷达的功率管理器将第二预置功率转换成电磁波向外辐射，将第三预置功率转换成热量，通过液冷管路实现热量循环；

当飞机处于抵近侦察状态时，雷达处于低截获模式，当雷达接收到结冰传感器的结冰信号后，雷达的功率管理器将第四预置功率转换成电磁波向外辐射，将第五预置功率转换成热量，通过液冷管路实现热量循环；

当飞机处于无任务巡航状态时，雷达处于待机模式，当雷达接收到结冰传感器的结冰信号后，雷达的功率管理器将自动调节至第六预置功率，第六预置功率转换成热量，通过液冷管路实现热量循环。

可选地，所述第一预置功率通过有限元软件仿真计算得出。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统，在同时实现飞机机翼加热需求和雷达散热需求的前提下，降低了飞机重量和功耗，提高了飞机的安全性、飞行性能和执行任务的能力。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统整体示意图；

图2是本申请一个实施方式的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统液冷管路布置示意图。

其中：

1-结冰传感器；2-共形阵天线；3-液冷管路。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

本申请的第一个方面提供了一种飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统，包括：结冰传感器1、雷达的共形阵天线2以及液冷管路3。

具体的，结冰传感器1设置在机翼前缘上部蒙皮外侧，用于采集机翼前缘的结冰信号；雷达与结冰传感器1电连接，用于接收结冰传感器1的结冰信号，并根据该结冰信号进行功率分配，实现对除冰及散热的控制，雷达包括共形阵天线2，共形阵天线2布置在机翼前缘下部蒙皮内侧；液冷管路3包括第一液冷管路以及第二液冷管路，第一液冷管路布置在机翼前缘上部蒙皮内侧，第二液冷管路布置在共形阵天线上，第一液冷管路与第二液冷管路通过过渡管路连通，采用液冷管路的方式进行天线系统与机翼前缘蒙皮间的热交换。

在本申请的一个实施方式中，结冰传感器1沿机翼前缘上部蒙皮外侧设置多个。有利的是，本实施例中，第一液冷管路可以与机翼前缘上部蒙皮一体化设计，机翼前缘蒙皮内侧的共形阵天线2上集成第二液冷管路，第一液冷管路以及第二液冷管路可以呈蛇形排布，增大接触换热面积。有利的是，本实施例中，过渡管路沿机翼前缘蒙皮内侧布置。

本申请的第二个方面提供了一种飞机机翼除冰与雷达散热综合控制方法，基于如上的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统，包括：

飞机的飞行状态包括起降爬升状态，远距离探测状态、抵近侦察状态以及无任务巡航状态，雷达具有除冰模式、正常工作模式、低截获模式以及待机模式四种模式；其中，

当飞机处于起降爬升状态时，雷达处于除冰模式，当雷达接收到结冰传感器的结冰信号后，雷达的功率管理器将自动调节至第一预置功率，第一预置功率转换成热量，通过液冷管路实现热量循环；

当飞机处于远距离探测状态时，雷达处于正常工作模式，当雷达接收到结冰传感器的结冰信号后，雷达的功率管理器将第二预置功率转换成电磁波向外辐射，将第三预置功率转换成热量，通过液冷管路实现热量循环；

当飞机处于抵近侦察状态时，雷达处于低截获模式，当雷达接收到结冰传感器的结冰信号后，雷达的功率管理器将第四预置功率转换成电磁波向外辐射，将第五预置功率转换成热量，通过液冷管路实现热量循环；

当飞机处于无任务巡航状态时，雷达处于待机状态，当雷达接收到结冰传感器的结冰信号后，雷达的功率管理器将自动调节至第六预置功率，第六预置功率转换成热量，通过液冷管路实现热量循环。

本申请的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制方法，雷达系统提供的最大热量需要根据需要除冰的机翼面积进行估算，即第一预置功率可根据待除冰的机翼面积，利用fluent等有限元软件进行仿真计算得出。

本申请的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制方法，飞机处于远距离探测状态时，机翼蒙皮能够提供的散热功率，需要根据雷达系统的最大热耗进行设计。即雷达所需散热功率最大时处于远距离强探测状态，机翼蒙皮需提供的最大散热功率，需根据雷达的远距离强探测状态的散热需求进行设计。

本申请的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制方法，在飞机起降爬升状态，飞机开启机翼除冰功能，雷达系统处于除冰模式，雷达系统通过接收结冰传感器的结冰信号，将功率转换为需要除冰的热量，不向外辐射电磁波，以提供足够的热量除冰。在飞机远距离探测状态，雷达系统处于正常工作模式，并接收结冰传感器的结冰信号，将一部分功率转换成电磁波向外辐射，另外一部分功率转换成热量，通过液冷管路传导至蒙皮，通过蒙皮热交换和热辐射降低雷达系统的温度，保证雷达正常工作，此时雷达系统对散热需求较高。在飞机抵近侦察状态，雷达系统处于低截获工作模式，同时接收结冰传感器的结冰信号，通过功率管理器降低雷达的发射功率，雷达系统通过热交换网络将多余热量传导至机翼蒙皮，此时雷达系统对散热需求较低。在飞机无任务巡航状态，此时雷达系统处于待机模式，自身功耗很低，对散热需求最低。雷达在四种模式下均从结冰传感器1接收结冰信号，当机翼前缘有结冰时会根据结冰情况加大热交换量，机翼前缘无结冰时热交换量减小，仅用于防止前缘结冰。

本申请的飞机机翼除冰与雷达散热综合控制系统及方法，充分整合了雷达系统的散热需求和机翼蒙皮的加热需求，对蒙皮和雷达采用热交换综合设计，在时间域进行雷达工作模式与飞行阶段合理组合，实现既降低了飞机平台的重量，同时又降低飞机功耗，提高了飞机的安全性、飞行性能和执行任务的能力。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

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