一种用于防除冰系统的加热组件及成型方法与流程

1.本发明属于飞机防除冰系统领域，涉及一种用于防除冰系统的加热组件及成型方法。


背景技术：

2.现代飞机大量应用复合材料结构以减轻重量，提高飞行性能。为了能实现结冰环境下的安全飞行，多数飞机均装备有防除冰系统，其中为飞机机翼提供防除冰功能的加热组件尤为关键，机翼如果出现严重结冰将直接影响飞行安全。
3.目前，飞机上的加热组件通常为内含金属加热丝的加热膜结构，其具有粘接工艺复杂、难以与复杂曲率型面贴合紧密的缺点。


技术实现要素：

4.为了解决目前该领域存在的技术问题，本发明提供了一种用于防除冰系统的加热组件及成型方法。
5.技术方案
6.一种用于防除冰系统的加热组件，所述加热组件从外到内依次为防护层1、绝缘导热层2、加热元件3、绝缘隔热层4、支撑结构层5；所述支撑结构层5与绝缘隔热层4一次固化成型为基体，所述基体上设置有加热元件3，设有加热元件3的基体上依次放置绝缘导热层2和防护层1，整体共固化成型为加热组件。
7.进一步的，所述防护层1为不锈钢材料，可防止飞行时砂尘等对加热组件内部结构的侵蚀；
8.进一步的，所述绝缘导热层2、绝缘隔热层4为玻璃纤维复合材料，用于加热元件通电时与飞机之间的电绝缘隔离；
9.进一步的，所述绝缘导热层2厚度相对较小，在满足绝缘强度的要求下，可降低热量向外表面传递时的阻力；
10.进一步的，所述绝缘隔热层4厚度相对较大，在满足绝缘强度的要求下，可降低加热时向加热组件内部传递的热量；
11.进一步的，所述加热元件3为利用金属喷涂工艺制备的电热涂层，通电时将电能转化为热量，实现防除冰功能；
12.进一步的，所述加热元件3外形为沿机翼展向分布的回形加热带，加热带的宽度及间隙依加热组件的电阻值而定；
13.进一步的，所述加热元件3厚度依加热组件的电阻值而定；
14.进一步的，所述加热元件3的加热带间隙应尽可能小，以实现良好的加热均匀性；
15.进一步的，所述支撑结构层5为碳纤维复合材料，可增强加热组件整体的结构强度。
16.一种用于防除冰系统的加热组件的成型方法，包括以下步骤：
17.步骤1：在模具表面铺贴支撑结构层5，铺贴时保证支撑结构层5与模具紧密贴合，支撑结构层5内部应尽量无气泡夹杂；
18.步骤2：在支撑结构层5上继续铺贴绝缘隔热层4，铺贴时保证绝缘隔热层4与支撑结构层5紧密贴合，绝缘隔热层4内部应尽量无气泡夹杂；
19.步骤3：在步骤2得到的结构上依次布置隔离膜、透气毡、真空袋，并抽真空压实铺层，同时排除铺层间残留的空气；
20.步骤4：将步骤3得到的结构整体放入热压罐中，加压并升温至树脂固化温度，之后保温至树脂充分固化，该过程中持续抽真空；
21.步骤5：在真空及保压状态下，自然冷却至室温后去除压力、停止抽真空，脱模得到用于喷涂的基体结构；
22.步骤6：对步骤5得到的基体结构进行表面预处理，之后对非喷涂表面进行防护；
23.步骤7：将金属粉末放入送粉器中，设置好喷涂设备参数后，开启金属喷涂设备，在步骤6得到的结构上制备加热元件3，喷涂结束后取下防护结构并清理加热元件3表面；
24.步骤8：在步骤7得到的结构上铺贴绝缘导热层2，铺贴时保证绝缘导热层2与加热元件3、绝缘隔热层4紧密贴合，绝缘导热层2内部尽量无气泡夹杂；
25.步骤9：在步骤8得到的结构上铺贴防护层1，铺贴时保证防护层1与绝缘导热层2紧密贴合；
26.步骤10：在步骤9得到的结构上依次布置隔离膜、透气毡、真空袋，并抽真空压实铺层，同时排除铺层间残留的空气；
27.步骤11：将步骤10得到的结构整体放入热压罐中，加压并升温至树脂固化温度，之后保温至树脂充分固化，该过程中持续抽真空；
28.步骤12：在真空及保压状态下，自然冷却至室温后去除压力、停止抽真空，脱模得到最终的加热组件。
29.进一步的，所述支撑结构层5为多层结构，其层数由支撑结构层5厚度与单层碳纤维预浸料厚度确定；
30.进一步的，所述支撑结构层5厚度由加热组件结构强度要求确定；
31.进一步的，所述绝缘隔热层4及绝缘导热层2均为多层结构，其层数由各自的厚度与单层玻璃纤维预浸料厚度确定；
32.进一步的，所述绝缘隔热层4及绝缘导热层2的厚度由加热组件绝缘抗电要求确定；
33.进一步的，所述支撑结构层5与绝缘隔热层4、绝缘导热层2的增强纤维铺层角度为
±
45
°
；
34.进一步的，所述加热元件3为利用金属喷涂设备将金属粉末熔融后喷射至复合材料基体上并沉积得到的电热涂层；
35.进一步的，所述加热元件3的厚度依据加热组件电阻、加热元件外形确定；
36.进一步的，所述加热元件3的厚度通过控制喷涂次数实现；
37.进一步的，所述加热元件3厚度应尽量一致，从而保证加热组件的发热均匀性；
38.进一步的，所述步骤6中的表面预处理为喷砂处理，目的是增大涂层与基体结构间的结合强度；
39.进一步的，步骤7中的金属粉末为铜合金粉末，用其制备的涂层具有结合强度高、结构致密、导电性能良好的优点；
40.进一步的，步骤7中的金属粉末除选用铜合金粉末外，还可以是其他导电性能好的其他金属或合金粉末；
41.进一步的，步骤7中的金属粉末在放入送粉器之前应进行预热处理，以除去粉末中的水分，防止粉末团聚影响涂层质量；
42.进一步的，步骤7中为了避免复合材料基体过热烧坏，应在喷涂过程中对基体进行冷却；
43.进一步的，步骤3及步骤11中该结构热压保温时间及温度依据树脂特性和制件的几何尺寸决定；
44.进一步的，所述防护层1材料为不锈钢，其能为机翼前缘提供防护的同时具有较好的导热性能；
45.进一步的，所述防护层1通过与复合材料预浸料共固化成型实现与绝缘导热层2之间的粘接。
46.技术效果
47.本发明提出的一种用于防除冰系统的加热组件及成型方法，其加热元件3为采用金属喷涂工艺在复合材料基体上沉积得到的电热涂层，涂层结合强度高且不受基体外形限制，通过与复合材料预浸料进行共固化成型形成一体化结构，获得内嵌加热元件3的加热组件，省去了不必要的粘接工序，提高了传热效率，从而降低了防除冰系统功耗，且加热组件可靠性高，降低了飞机因结冰带来的相关风险。
附图说明
48.图1为本发明的完整结构示意图：
49.1-防护层、2-绝缘导热层、3-加热元件、4-绝缘隔热层、5-支撑结构层
50.图2为本发明的加热元件3外形示意图。
具体实施方式
51.下面结合实施例对本发明作进一步描述。以下所述仅为本发明一部分实施例，非全部实施例。基于本发明实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
52.为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明的附图对本发明的技术方案进行更加详细的描述。所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例，下面所描述的实施例是示例性的，目的是解释本发明，而不能作为对本发明的限制。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出重大创新所获得的其他类似实施例，都属于本发明的保护范围。下面对本发明的实施例进行详细说明。
53.针对现阶段飞机上加热组件存在的粘接工艺复杂、难以与复杂型面贴平的问题，提出了一种用于防除冰系统的加热组件及成型方法，主要解决的技术问题如下：
54.1)加热元件3可与任意复杂曲面贴合紧密，不受基体外形限制；
55.2)加热元件3结合强度高，加热组件可靠性高；
56.3)加热组件可直接与复合材料结构共固化成型，无需额外粘接工序。
57.下面结合附图1、附图2对本发明的一种用于防除冰系统的加热组件及成型方法做进一步详细说明。
58.本发明的实施过程如下：
59.步骤1：在模具表面铺贴支撑结构层5，铺贴时保证支撑结构层5与模具紧密贴合，支撑结构层5内部应尽量无气泡夹杂；
60.步骤2：在支撑结构层5上继续铺贴绝缘隔热层4，铺贴时保证绝缘隔热层4与支撑结构层5紧密贴合，绝缘隔热层4内部应尽量无气泡夹杂；
61.步骤3：在步骤2得到的结构上依次布置隔离膜、透气毡、真空袋，并抽真空压实铺层，同时排除铺层间残留的空气；
62.步骤4：将步骤3得到的结构整体放入热压罐中，加压并升温至树脂固化温度，之后保温至树脂充分固化，该过程中持续抽真空；
63.步骤5：在真空及保压状态下，自然冷却至室温后去除压力、停止抽真空，脱模得到用于喷涂的基体结构；
64.步骤6：对步骤5得到的基体结构进行表面预处理，之后对非喷涂表面进行防护；
65.步骤7：将金属粉末放入送粉器中，设置好喷涂设备参数后，开启金属喷涂设备，在步骤6得到的结构上制备加热元件3，喷涂结束后取下防护结构并清理加热元件3表面；
66.步骤8：在步骤7得到的结构上铺贴绝缘导热层2，铺贴时保证绝缘导热层2与加热元件3、绝缘隔热层4紧密贴合，绝缘导热层2内部尽量无气泡夹杂；
67.步骤9：在步骤8得到的结构上铺贴防护层1，铺贴时保证防护层1与绝缘导热层2紧密贴合；
68.步骤10：在步骤9得到的结构上依次布置隔离膜、透气毡、真空袋，并抽真空压实铺层，同时排除铺层间残留的空气；
69.步骤11：将步骤10得到的结构整体放入热压罐中，加压并升温至树脂固化温度，之后保温至树脂充分固化，该过程中持续抽真空；
70.步骤12：在真空及保压状态下，自然冷却至室温后去除压力、停止抽真空，脱模得到最终的加热组件。
71.所述防护层1为不锈钢材料，可防止飞行时砂尘等对加热组件内部结构的侵蚀；
72.所述绝缘导热层2、绝缘隔热层4为玻璃纤维复合材料，用于加热元件通电时与飞机之间的电绝缘隔离；
73.所述绝缘导热层2厚度相对较小，在满足绝缘强度的要求下，可降低热量向外表面传递时的阻力；
74.所述绝缘隔热层4厚度相对较大，在满足绝缘强度的要求下，可降低加热时向加热组件内部传递的热量；
75.所述加热元件3为利用金属喷涂工艺制备的电热涂层，通电时将电能转化为热量，实现防除冰功能；
76.所述加热元件3外形为沿机翼展向分布的回形加热带，加热带的宽度及间隙依加热组件的电阻值而定；
77.所述加热元件3厚度依加热组件的电阻值而定；
78.所述加热元件3的加热带间隙应尽可能小，以实现良好的加热均匀性；
79.所述支撑结构层5为碳纤维复合材料，可增强加热组件整体的结构强度；
80.所述支撑结构层5为多层结构，其层数由支撑结构层5厚度与单层碳纤维预浸料厚度确定；
81.所述支撑结构层5厚度由加热组件结构强度要求确定；
82.所述绝缘隔热层4及绝缘导热层2均为多层结构，其层数由各自的厚度与单层玻璃纤维预浸料厚度确定；
83.所述绝缘隔热层4及绝缘导热层2的厚度由加热组件绝缘抗电要求确定；
84.所述支撑结构层5与绝缘隔热层4、绝缘导热层2的增强纤维铺层角度为
±
45
°
；
85.所述加热元件3为利用金属喷涂设备将金属粉末熔融后喷射至复合材料基体上并沉积得到的电热涂层；
86.所述加热元件3的厚度依据加热组件电阻、加热元件外形确定；
87.所述加热元件3的厚度通过控制喷涂次数实现；
88.所述加热元件3厚度应尽量一致，从而保证加热组件的发热均匀性；
89.所述步骤6中的表面预处理为喷砂处理，目的是增大涂层与基体结构间的结合强度；
90.步骤7中的金属粉末为铜合金粉末，用其制备的涂层具有结合强度高、结构致密、导电性能良好的优点；
91.步骤7中的金属粉末除选用铜合金粉末外，还可以是其他导电性能好的其他金属或合金粉末；
92.步骤7中的金属粉末在放入送粉器之前应进行预热处理，以除去粉末中的水分，防止粉末团聚影响涂层质量；
93.步骤7中为了避免复合材料基体过热烧坏，应在喷涂过程中对基体进行冷却；
94.步骤3及步骤11中该结构热压保温时间及温度依据树脂特性和制件的几何尺寸决定；
95.所述防护层1材料为不锈钢，其能为机翼前缘提供防护的同时具有较好的导热性能；
96.所述防护层1通过与复合材料预浸料共固化成型实现与绝缘导热层2之间的粘接。
97.本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种用于防除冰系统的加热组件，其特征在于，所述加热组件从外到内依次为防护层(1)、绝缘导热层(2)、加热元件(3)、绝缘隔热层(4)、支撑结构层(5)；所述支撑结构层(5)与绝缘隔热层(4)一次固化成型为基体，所述基体上设置有加热元件(3)，设有加热元件(3)的基体上依次放置绝缘导热层(2)和防护层(1)，整体共固化成型为加热组件。2.根据权利要求1所述的一种用于防除冰系统的加热组件，其特征在于，所述防护层(1)为不锈钢材料，所述防护层(1)通过与复合材料预浸料共固化成型实现与绝缘导热层(2)之间的粘接。3.根据权利要求1所述的一种用于防除冰系统的加热组件，其特征在于，所述绝缘导热层(2)、绝缘隔热层(4)为玻璃纤维复合材料；所述绝缘导热层(2)在满足绝缘强度的要求下，厚度应尽量小。4.根据权利要求1所述的一种用于防除冰系统的加热组件，其特征在于，所述加热元件(3)为利用金属喷涂工艺制备的电热涂层，所述加热元件(3)外形为沿机翼展向分布的回形加热带，加热带的宽度及间隙依加热组件的电阻值而定；所述加热元件(3)的加热带间隙应尽可能小；所述加热元件(3)为利用金属喷涂设备将金属粉末熔融后喷射至复合材料基体上并沉积得到的电热涂层。5.根据权利要求1所述的一种用于防除冰系统的加热组件，其特征在于，所述绝缘隔热层(4)及绝缘导热层(2)均为多层结构，其层数由各自的厚度与单层玻璃纤维预浸料厚度确定。6.根据权利要求1所述的一种用于防除冰系统的加热组件，其特征在于，所述支撑结构层(5)为多层结构，其层数由支撑结构层(5)厚度与单层碳纤维预浸料厚度确定；所述支撑结构层(5)厚度由加热组件结构强度要求确定；所述支撑结构层(5)与绝缘隔热层(4)、绝缘导热层(2)的增强纤维铺层角度为
±
45
°
。7.根据权利要求1所述的一种用于防除冰系统的加热组件，其特征在于，所述支撑结构层(5)为碳纤维复合材料。8.一种用于防除冰系统的加热组件的成型方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：在模具表面铺贴支撑结构层(5)，铺贴时保证支撑结构层(5)与模具紧密贴合，支撑结构层(5)内部应尽量无气泡夹杂；步骤2：在支撑结构层(5)上继续铺贴绝缘隔热层(4)，铺贴时保证绝缘隔热层(4)与支撑结构层(5)紧密贴合，绝缘隔热层(4)内部应尽量无气泡夹杂；步骤3：在步骤2得到的结构上依次布置隔离膜、透气毡、真空袋，并抽真空压实铺层，同时排除铺层间残留的空气；步骤4：将步骤3得到的结构整体放入热压罐中，加压并升温至树脂固化温度，之后保温至树脂充分固化，该过程中持续抽真空；步骤5：在真空及保压状态下，自然冷却至室温后去除压力、停止抽真空，脱模得到用于喷涂的基体结构；步骤6：对步骤5得到的基体结构进行表面预处理，之后对非喷涂表面进行防护；步骤7：将金属粉末放入送粉器中，设置好喷涂设备参数后，开启金属喷涂设备，在步骤6得到的结构上制备加热元件(3)，喷涂结束后取下防护结构并清理加热元件(3)表面；步骤8：在步骤7得到的结构上铺贴绝缘导热层(2)，铺贴时保证绝缘导热层(2)与加热
元件(3)、绝缘隔热层(4)紧密贴合，绝缘导热层(2)内部尽量无气泡夹杂；步骤9：在步骤8得到的结构上铺贴防护层(1)，铺贴时保证防护层(1)与绝缘导热层(2)紧密贴合；步骤10：在步骤9得到的结构上依次布置隔离膜、透气毡、真空袋，并抽真空压实铺层，同时排除铺层间残留的空气；步骤11：将步骤10得到的结构整体放入热压罐中，加压并升温至树脂固化温度，之后保温至树脂充分固化，该过程中持续抽真空；步骤12：在真空及保压状态下，自然冷却至室温后去除压力、停止抽真空，脱模得到最终的加热组件。9.根据权利要求8所述的一种用于防除冰系统的加热组件的成型方法，其特征在于，所述步骤6中的表面预处理为喷砂处理；步骤7中的金属粉末为铜合金粉末；步骤7中的金属粉末在放入送粉器之前应进行预热处理；步骤7中为了避免复合材料基体过热烧坏，应在喷涂过程中对基体进行冷却。10.根据权利要求8所述的一种用于防除冰系统的加热组件的成型方法，其特征在于，步骤3及步骤11中该结构热压保温时间及温度依据树脂特性和制件的几何尺寸决定。

技术总结
本发明属于飞机防除冰系统领域，涉及一种用于防除冰系统的加热组件及成型方法。从外到内依次为防护层、绝缘导热层、加热元件、绝缘隔热层、支撑结构层；支撑结构层与绝缘隔热层一次固化成型为基体，基体上设置有加热元件，设有加热元件的基体上依次放置绝缘导热层和防护层，整体共固化成型为加热组件。本发明提出一种用于防除冰系统的加热组件及成型方法，其加热元件为采用金属喷涂工艺在复合材料基体上沉积得到的电热涂层，涂层结合强度高且不受基体外形限制，通过与复合材料预浸料进行共固化成型形成一体化结构，获得内嵌加热元件的加热组件，提高了传热效率，从而降低了防除冰系统功耗，且加热组件可靠性高，降低了飞机因结冰带来的相关风险。冰带来的相关风险。冰带来的相关风险。


技术研发人员：张剑 饶博 李沛林
受保护的技术使用者：武汉航空仪表有限责任公司
技术研发日：2022.12.29
技术公布日：2023/4/17