防冰装置、防冰方法及飞行器

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防冰装置、防冰方法及飞行器
申请号	CN202211159705.9	申请日	2022-09-22	公开(公告)号	CN115384779A	公开(公告)日	2022-11-25
申请人	中国商用飞机有限责任公司; 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院;			发明人	胡伟学; 武东文; 张雯雯; 刘欢; 章儒宸;
摘要	本申请的实施例公开了一种防冰装置、防冰方法及飞行器，所述防冰装置通过在外蒙皮和内蒙皮限定的腔室中设置中蒙皮，将腔室分隔成第一隔腔和第二隔腔，在中蒙皮开设通孔以连通第一隔腔和第二隔腔，在第一隔腔内设置第一气源管路以向第一隔腔供应防冰热气，在第二隔腔内设置第二气源管路以向第二隔腔供应防冰热气，且第二气源管路所供应的防冰热气通过通孔进入第一隔腔，与第一隔腔内的防冰热气混合，使得外蒙皮的内表面的对流换热系数增大，从而增大外层蒙皮的换热效果，使得外蒙皮的内表面受热均匀，解决了传统机翼防冰换热效率较低的问题。
权利要求	1.一种防冰装置，包括：缝翼(110)，包括间隔设置的外蒙皮(111)和内蒙皮(112)，所述外蒙皮(111)包括依次连接的顶部区段(111a)、前缘(111b)和底部区段(111c)，所述外蒙皮(111)和所述内蒙皮(112)之间限定出一腔室(113)，所述腔室(113)靠近所述底部区段(111c)一端设有出气口(114)；其特征在于，还包括：中蒙皮(120)，设置于所述腔室(113)中，并将所述腔室(113)分隔成第一隔腔(1131)和第二隔腔(1132)，所述第一隔腔(1131)与所述出气口(114)连通，所述中蒙皮(120)至少与所述顶部区段(111a)相对设置，所述中蒙皮(120)上开设有用以连通所述第一隔腔(1131)和所述第二隔腔(1132)的通孔(121)；第一气源管路(130)，设置于所述第一隔腔(1131)中，所述第一气源管路(130)被配置为向所述第一隔腔(1131)供应防冰热气；第二气源管路(140)，设置于所述第二隔腔(1132)中，所述第二气源管路(140)被配置为向所述第二隔腔(1132)供应防冰热气；其中，所述第二气源管路(140)所供应的防冰热气通过所述通孔(121)进入所述第一隔腔(1131)并与所述第一气源管路(130)所供应的防冰热气混合。 2.如权利要求1所述的防冰装置，其特征在于，所述第二气源管路(140)所供应的防冰热气的气压大于所述第一气源管路(130)所供应的防冰热气的气压。 3.如权利要求2所述的防冰装置，其特征在于，所述通孔(121)的内径由靠近所述第二隔腔(1132)一端向靠近所述第一隔腔(1131)一端逐渐减小。 4.如权利要求1所述的防冰装置，其特征在于，所述内蒙皮(112)朝向所述外蒙皮(111)一面凸出设置有凸起部(115)，所述凸起部(115)与所述前缘(111b)相对设置(111b)，所述中蒙皮(120)靠近所述出气口(114)一侧与所述凸起部(115)连接。 5.如权利要求1所述的防冰装置，其特征在于，还包括第一肋板(150)，所述第一肋板(150)的一侧与所述中蒙皮(120)远离所述出气口(114)一侧连接，所述第一肋板(150)的另一侧与所述顶部区段(111a)连接；所述第一肋板(150)向远离所述顶部区段(111a)的方向凹陷以形成第一凹腔(151)，所述第一气源管路(130)设于所述第一凹腔(151)中。 6.如权利要求1所述的防冰装置，其特征在于，还包括第二肋板(160)，所述第二肋板(160)的一侧与所述内蒙皮(112)远离所述出气口(114)一侧连接，所述第二肋板(160)的另一侧与所述顶部区段(111a)连接；所述第二肋板(160)向远离所述顶部区段(111a)的方向凹陷以形成第二凹腔(161)，所述第二气源管路(140)设于所述第二凹腔(161)中。 7.如权利要求6所述的防冰装置，其特征在于，还包括保温隔热层(170)，所述保温隔热层(170)设置于所述内蒙皮(112)背离所述外蒙皮(111)一面。 8.如权利要求1所述的防冰装置，其特征在于，所述第一气源管路(130)和所述第二气源管路(140)上分别布置有活门。 9.如权利要求1所述的防冰装置，其特征在于，所述第一气源管路(130)和所述第二气源管路(140)上分别布置有压力传感器。 10.如权利要求1所述的防冰装置，其特征在于，所述第一气源管路(130)和所述第二气源管路(140)上分别布置有温度传感器。 11.如权利要求1所述的防冰装置，其特征在于，所述第一气源管路(130)和所述第二气源管路(140)上分别布置有流量计。 12.一种如权利要求1～11任一项所述的防冰装置的防冰方法，其特征在于，当外界环境温度≤‑25℃，和/或，飞行器在穿云过程中的能见度大于1600m时，第一气源管路(130)向第一隔腔(1131)中通入防冰热气，加热外蒙皮(111)的内表面，防冰热气通过出气口(114)排出；当外界环境温度为‑15℃～‑5℃，和/或，飞行器在穿云过程中的能见度小于1600m时，同时开启第一气源管路(130)和第二气源管路(140)，第一气源管路(130)向第一隔腔(1131)中通入防冰热气以加热所述外蒙皮(111)的内表面，第二气源管路(140)向第二隔腔(1132)中通入防冰热气，所述第二气源管路(140)所供应的防冰热气通过开设于中蒙皮(120)上的通孔(121)进入第一隔腔(1131)，并与所述第一气源管路(130)所供应的防冰热气混合以加热外蒙皮(111)的内表面，混合的防冰热气通过出气口(114)排出。 13.一种飞行器(200)，其特征在于，包括：机翼(210)；以及如权利要求1～11任一项所述的防冰装置，所述防冰装置布置在所述机翼(210)上。
说明书全文	防冰装置、防冰方法及飞行器技术领域 [0001] 本发明涉及飞行器机翼设计领域，特别涉及一种防冰装置、防冰方法及飞行器。背景技术 [0002] 现代商用飞机中，需具备防除冰能力，以防止飞机机翼、短舱等表面形成冰聚集而危害飞行的安全性。目前已经形成了热气防冰、机械防冰、化学防冰等系统。目前应用于主流商用飞机上的热气防冰技术，其原理为从中压或高压级压气机引气，经过预冷器冷却降温后，通过笛型管(piccolo tube)将热气引入到需要防冰的区域。 [0003] 机翼防冰区域为缝翼前缘外表面，具体为缝翼的外蒙皮的外表面，外蒙皮的外表面的防护区分为上表面和下表面，上表面和下表面的防护需求存在差异，上表面要求干蒸发，即水撞击蒙皮后须在防护区边界前完全蒸发，下表面要求湿蒸发，即下表面允许存在液态水流出防护区，相比之下，外蒙皮的上表面所需热量远大于下表面。 [0004] 但是传统的笛型管喷射高温气体的防冰腔结构对缝翼的外蒙皮加热不均匀，换热效率不高，会导致外蒙皮局部过热、排气温度过高的同时局部防冰能力不足的问题。发明内容 [0005] 本申请的实施例提供一种防冰装置，以解决现有笛型管喷射高温气体的防冰结构对缝翼的外蒙皮加热不均匀的问题。 [0006] 为了解决上述技术问题，本申请的实施例公开了如下技术方案： [0007] 一方面，提供了一种防冰装置，包括：缝翼，包括间隔设置的外蒙皮和内蒙皮，所述外蒙皮包括依次连接的顶部区段、前缘和底部区段，所述外蒙皮和所述内蒙皮之间限定出一腔室，所述腔室靠近所述底部区段一端设有出气口；还包括：中蒙皮，设置于所述腔室中，并将所述腔室分隔成第一隔腔和第二隔腔，所述第一隔腔与所述出气口连通，所述中蒙皮至少与所述顶部区段相对设置，所述中蒙皮上开设有用以连通所述第一隔腔和所述第二隔腔的通孔；第一气源管路，设置于所述第一隔腔中，所述第一气源管路被配置为向所述第一隔腔供应防冰热气；第二气源管路，设置于所述第二隔腔中，所述第二气源管路被配置为向所述第二隔腔供应防冰热气；其中，所述第二气源管路所供应的防冰热气通过所述通孔进入所述第一隔腔并与所述第一气源管路所供应的防冰热气混合。 [0008] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述第二气源管路所供应的防冰热气的气压大于所述第一气源管路所供应的防冰热气的气压。 [0009] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述通孔的内径由靠近所述第二隔腔一端向靠近所述第一隔腔一端逐渐减小。 [0010] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述内蒙皮朝向所述外蒙皮一面凸出设置有凸起部，所述凸起部与所述前缘相对设置，所述中蒙皮靠近所述出气口一侧与所述凸起部连接。 [0011] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，还包括第一肋板，所述第一肋板的一侧与所述中蒙皮远离所述出气口一侧连接，所述第一肋板的另一侧与所述顶部区段连接；所述第一肋板向远离所述顶部区段的方向凹陷以形成第一凹腔，所述第一气源管路设于所述第一凹腔中。 [0012] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，还包括第二肋板，所述第二肋板的一侧与所述内蒙皮远离所述出气口一侧连接，所述第二肋板的另一侧与所述顶部区段连接；所述第二肋板向远离所述顶部区段的方向凹陷以形成第二凹腔，所述第二气源管路设于所述第二凹腔中。 [0013] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，还包括保温隔热层，所述保温隔热层设置于所述内蒙皮背离所述外蒙皮一面。 [0014] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述第一气源管路和所述第二气源管路上分别布置有活门。 [0015] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述第一气源管路和所述第二气源管路上分别布置有压力传感器。 [0016] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述第一气源管路和所述第二气源管路上分别布置有温度传感器。 [0017] 除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述第一气源管路和所述第二气源管路上分别布置有流量计。 [0018] 另一方面，还提供一种如前所述的防冰装置的防冰方法，当外界环境温度≤‑25℃，和/或，飞行器在穿云过程中的能见度大于1600m时，第一气源管路向第一隔腔中通入防冰热气，加热外蒙皮的内表面，防冰热气通过出气口排出；当外界环境温度为‑15℃～‑5℃，和/或，飞行器在穿云过程中的能见度小于1600m时，同时开启第一气源管路和第二气源管路，第一气源管路向第一隔腔中通入防冰热气以加热所述外蒙皮的内表面，第二气源管路向第二隔腔中通入防冰热气，所述第二气源管路所供应的防冰热气通过开设于中蒙皮上的通孔进入第一隔腔，并与所述第一气源管路所供应的防冰热气混合以加热外蒙皮的内表面，混合的防冰热气通过出气口排出。 [0019] 另一方面，还提供一种飞行器，包括：机翼；以及如前所述的防冰装置，所述防冰装置布置在所述机翼上。 [0020] 上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：针对现有笛型管喷射高温气体的防冰结构对外蒙皮加热不均匀的问题，通过在外蒙皮和内蒙皮限定的腔室中设置中蒙皮，将腔室分隔成第一隔腔和第二隔腔，在中蒙皮开设通孔以连通第一隔腔和第二隔腔，在第一隔腔内设置第一气源管路以向第一隔腔供应防冰热气，在第二隔腔内设置第二气源管路以向第二隔腔供应防冰热气，且第二气源管路所供应的防冰热气通过通孔进入第一隔腔，与第一隔腔内的防冰热气混合，使得外蒙皮的内表面的对流换热系数增大，从而增大外层蒙皮的换热效果，使得外蒙皮的内表面受热均匀，解决了传统机翼防冰换热效率较低的问题。附图说明 [0021] 下面结合附图，通过对本申请的具体实施方式详细描述，将使本申请的技术方案及其它有益效果显而易见。 [0022] 图1为本申请实施例提供的防冰装置的第一角度的结构示意图； [0023] 图2为本申请实施例提供的防冰装置的第二角度的结构示意图； [0024] 图3为图1的A‑A向剖视图； [0025] 图4为本申请实施例提供的防冰装置中中蒙皮的结构示意图； [0026] 图5为本申请实施例提供的防冰装置与飞行器的机翼的组装结构示意图。 [0027] 附图部件标识如下： [0028] 100、防冰装置，110、缝翼，111、外蒙皮，111a、顶部区段，111b、前缘，111c、底部区段，112、内蒙皮，1121、加强筋，113、腔室，1131、第一隔腔，1132、第二隔腔，114、出气口， 115、凸起部，120、中蒙皮，121、通孔，130、第一气源管路，131、第一排气口，140、第二气源管路，141、第二排气口，150、第一肋板，151、第一凹腔，160、第二肋板，161、第二凹腔，170、保温隔热层； [0029] 200、飞行器，210、机翼； [0030] X、飞行器的行进方向，Y、机翼的厚度方向，Z、翼展方向。具体实施方式 [0031] 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清楚、完整地描述。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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的限制。此外，术语“第一”、“第二” 仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。 [0032] 本申请实施例提供的防冰装置，通过在外蒙皮和内蒙皮限定的腔室中设置中蒙皮，将腔室分隔成第一隔腔和第二隔腔，在中蒙皮开设通孔以连通第一隔腔和第二隔腔，在第一隔腔内设置第一气源管路以向第一隔腔供应防冰热气，在第二隔腔内设置第二气源管路以向第二隔腔供应防冰热气，且第二气源管路所供应的防冰热气通过通孔进入第一隔腔，与第一隔腔内的防冰热气混合，使得外蒙皮的内表面的对流换热系数增大，从而增大外层蒙皮的换热效果，使得外蒙皮的内表面受热均匀，解决了传统机翼防冰换热效率较低的问题。作为典型应用，所述防冰装置可安装在飞机的机翼前缘，以对飞机的机翼前缘进行防冰。 [0033] 本申请一实施例中，参照图1～图4，防冰装置100包括：缝翼110、中蒙皮120、第一气源管路130和第二气源管路140。 [0034] 缝翼110包括外蒙皮111和内蒙皮112，缝翼110通过内蒙皮112固定安装在飞行器200的机翼210的前缘，外蒙皮111是飞行器200在飞行期间缝翼110面向气流的部分，外蒙皮 111沿飞行器200的机翼210的厚度方向Y相对设置的两侧分别向飞行器200行进方向X的后方弯折，使得外蒙皮111的截面形成为向飞行器200行进方向X后方敞开的大致U形，外蒙皮 111包括依次连接的顶部区段111a、前缘111b和底部区段111c，顶部区段111a和底部区段 111c分别构成U形的两侧壁，前缘111b则设置在底部区段111c与顶部区段111a之间曲率最大的区域附近。在本实施例中，顶部区段111a的长度大于底部区段111c的长度。 [0035] 内蒙皮112与外蒙皮111沿飞行器200的行进方向X间隔设置，即，外蒙皮111为缝翼110的迎风面，内蒙皮112为缝翼110的背风面。且外蒙皮111和内蒙皮112分别沿缝翼110的翼展方向Z延伸，缝翼110的翼展方向Z即为飞行器200的机翼210的翼展方向Z。内蒙皮112沿飞行器200的机翼210的厚度方向Y相对设置的两侧分别向飞行器200行进方向X的后方弯折，内蒙皮112的截面形成为向飞行器200行进方向X后方敞开的大致U形。其中，图1为展示缝翼110与中蒙皮120的相对关系，将外蒙皮111设置为透明状态，在实际应用中，外蒙皮111 并非透明状态。 [0036] 内蒙皮112与外蒙皮111之间限定出腔室113，腔室113具有沿机翼210的厚度方向Y间隔设置的两开口端，一开口端靠近外蒙皮111的顶部区段111a，另一开口端靠近外蒙皮 111的底部区段111c，靠近顶部区段111a的开口端封闭，靠近底部区段111c的开口端构成腔室113的出气口114。其中，参照图1，内蒙皮112背离中蒙皮120一面设置有加强筋1121，以加强缝翼110的整体强度。 [0037] 参照图1～图4，中蒙皮120设置于腔室113中，具体地，内蒙皮112、中蒙皮120和外蒙皮111沿飞行器200的行进方向X间隔设置，中蒙皮120将腔室113分割成第一隔腔1131和第二隔腔1132，第一隔腔1131限定于中蒙皮120与外蒙皮111之间，第二隔腔1132限定于中蒙皮120与内蒙皮112之间。 [0038] 中蒙皮120上开设有若干通孔121，以连通第一隔腔1131和第二隔腔1132，第一隔腔1131与出气口114连通，形成热气通路，第二隔腔1132通过第一隔腔1131与出气口114连通。在本实施例中，参照图4，若干通孔121集中分布于中蒙皮120的部分表面。 [0039] 其中，中蒙皮120沿缝翼110的翼展方向Z延伸，中蒙皮120至少与外蒙皮111的顶部区段111a相对设置，即，中蒙皮120至少与顶部区段111a平行，即中蒙皮120沿顶部区段111a 的长度方向至少延伸至顶部区段111a与前缘111b的交界处，在本实施例中，中蒙皮120的一部分与顶部区段111a相对设置，中蒙皮120的另一部分与前缘111b相对设置，即中蒙皮120 沿顶部区段111a的长度方向延伸至前缘111b曲率最大的区域附近。内蒙皮112朝向外蒙皮 111一面凸出设置有凸起部115，凸起部115与所述前缘111b相对设置，中蒙皮120靠近出气口114一侧与凸起部115连接。 [0040] 第一气源管路130设置于第一隔腔1131中，具体地，第一气源管路130被布置于第一隔腔1131远离出气口114一端，第一气源管路130用以向第一隔腔1131供应防冰热气，防冰热气用于加热外蒙皮111的内表面，以除去附着于外蒙皮111外表面的结冰。第一气源管路130沿缝翼110的翼展方向Z延伸，第一气源管路130上开设有第一排气口131，防冰热气从第一排气口131通入第一隔腔1131。 [0041] 第二气源管路140设置于第二隔腔1132中，具体地，第二气源管路140被布置于第二隔腔1132远离出气口114一端，第二气源管路140用以向第二隔腔1132供应防冰热气，第二气源管路140所供应的防冰热气通过通孔121进入第一隔腔1131，与第一隔腔1131中的防冰热气混合以加热外蒙皮111的内表面，提升防冰、去冰效果。第二气源管路140沿缝翼110 的翼展方向Z延伸，第二气源管路140上开设有第二排气口141，防冰热气从第二排气口141 通入第二隔腔1132。 [0042] 其中，第二气源管路140所供应的防冰热气的气压大于第一气源管路130所供应的防冰热气的气压，使得第二气源管路140所供应的防冰热气在通孔121处形成小孔射流，防冰热气通过通孔121的速度增大，以喷射至第一隔腔1131中，使得外蒙皮111的内表面的对流换热系数增大，从而增大外蒙皮111的换热效果，提升防冰、去冰效果。 [0043] 作为一种优选实施方式，通孔121的内径由靠近第二隔腔1132一端向靠近第一隔腔1131一端逐渐减小，从而可进一步增加第二气源管路140所供应的防冰热气通过通孔121 的速度增大，增加小孔射流的强度，增加对外蒙皮111内表面的气流冲击力，增大对流换热系数。 [0044] 另外，所述防冰装置100还包括第一肋板150，第一肋板150沿缝翼110的翼展方向Z延伸，第一肋板150的一侧与中蒙皮120远离出气口114一侧连接，第一肋板150的另一侧与外蒙皮111的顶部区段111a连接，以封闭第一隔腔1131远离出气口114一端。其中，第一肋板 150的宽度方向靠近中蒙皮120一端向远离顶部区段111a的方向凹陷形成第一凹腔151，第一气源管路130设置于第一凹腔151中。第一肋板150的设置，可防止由于第一气源管路130 泄漏导致的缝翼110温度升高产生的热疲劳。 [0045] 此外，所述防冰装置100还包括第二肋板160，第二肋板160沿缝翼110的翼展方向Z延伸，第二肋板160的一侧与内蒙皮112远离出气口114一侧连接，第二肋板160的另一侧与外蒙皮111的顶部区段111a连接，以封闭第二隔腔1132远离出气口114一端。其中，第二肋板 160的宽度方向靠近内蒙皮112一端向远离顶部区段111a的方向凹陷形成第二凹腔161，第二气源管路140设置于第二凹腔161中。第二肋板160的设置，可防止由于第二气源管路140 泄漏导致的缝翼110温度升高产生的热疲劳。 [0046] 在另一优选实现方式中，参照图1，所述防冰装置100还包括保温隔热层170，保温隔热层170设置于内蒙皮112背离外蒙皮111一面，保温隔热层170的敷设，在增大缝翼110的外蒙皮111的换热效率的同时，防止缝翼110内部的非热气区域(内蒙皮112区域)结构过热。 [0047] 结合出气口114设置于腔室113靠近底部区段111c一端，形成下排气结构，这种下排气的形式以及内蒙皮112敷设保温隔热层170的方式，可防止当前后排气对缝翼110的复合材料造成结构损伤，提高飞行器200复合材料利用率。 [0048] 另外，第一气源管路130和第二气源管路140上分别设置有活门(图中未示出)、压力传感器(图中未示出)、温度传感器(图中未示出)和流量计(图中未示出)，活门、压力传感器、温度传感器和流量计分别与飞行器200的驾驶舱内的控制器(图中未示出)通信连接。其中，活门相当于阀门，控制器通过活门可分别控制通入第一气源管路130和第二气源管路 140的防冰热气的流量，流量计用以统计监测第一气源管路130和第二气源管路140中防冰热气的流量，压力传感器用以监测第一气源管路130和第二气源管路140中防冰热气的气压，温度传感器用以监测第一气源管路130和第二气源管路140中防冰热气的温度，从而通过控制器的实时控制，根据外界环境结冰严酷程度、缝翼110的温度等调节第一气源管路 130和第二气源管路140中防冰热气的引气流量。 [0049] 具体地，本申请实施例提供的防冰装置100的防冰方法如下： [0050] 当外界环境结冰条件不严酷时，控制器仅开启第一气源管路130上的活门，第一气源管路130向第一隔腔1131中通入防冰热气，加热外蒙皮111的内表面，以进行防冰、去冰，防冰热气通过出气口114排出； [0051] 当外界环境结冰条件严酷时，控制器同时开启第一气源管路130上的活门和第二气源管路140上的活门，第一气源管路130向第一隔腔1131中通入防冰热气以加热外蒙皮 111的内表面，第二气源管路140向第二隔腔1132中通入防冰热气，第二气源管路140所供应的防冰热气通过开设于中蒙皮120上的通孔121进入第一隔腔1131，并与第一气源管路130 所供应的防冰热气混合以加热外蒙皮的内表面，混合的防冰热气通过出气口114排出。 [0052] 一般来说，当飞行器200飞行过程中所处环境总温度低于‑25℃时，此时空气中水汽含量较低，可认定为外界环境结冰条件不严酷；而且当飞行器200穿云过程中，能见度较好时(大于1600m)，此时可以认为结冰气象较弱，飞行员可控制器仅开启第一气源管路130 上的活门，第一气源管路130向第一隔腔1131中通入防冰热气，加热外蒙皮111的内表面，以进行防冰、去冰，防冰热气通过出气口114排出。 [0053] 当飞行器200飞行过程中所处环境总温度在‑10℃左右，例如‑15℃～‑5℃，而且当飞行器200穿云过程中，能见度很低时(远小于1600米)，此时可以认为结冰气象最为严酷。飞行员可通过观测风挡或窗框的结冰情况判断外界结冰气象严酷程度，结冰速率越快，结冰气象越严酷。某些飞机上会安装有缝翼110的外蒙皮111表面温度传感器，当监测的外蒙皮111的表面温度明显低于正常设计值时，也表明结冰气象较为严酷。此时飞行员通过控制器同时开启第一气源管路130上的活门和第二气源管路140上的活门，第一气源管路130向第一隔腔1131中通入防冰热气以加热外蒙皮111的内表面，第二气源管路140向第二隔腔 1132中通入防冰热气，第二气源管路140所供应的防冰热气通过开设于中蒙皮120上的通孔 121进入第一隔腔1131，并与第一气源管路130所供应的防冰热气混合以加热外蒙皮的内表面，混合的防冰热气通过出气口114排出。 [0054] 其中，外蒙皮111的外表面在飞行器200的飞行过程中面向气流，加之飞行器200的飞行高度较高，导致外蒙皮111的外表面极易结冰，而由于外蒙皮111的顶部区段111a的表面积与底部区段111c相比相对较大，而且顶部区段111a直面气流，因此，对于外蒙皮111的顶部区段111a和底部区段111c的防冰需求存在差异，顶部区段111a要求干蒸发，即水撞击外蒙皮111的顶部区段111a后须在到达顶部区段111a的边界前完全蒸发，底部区段111c要求湿蒸发，即外蒙皮111的底部区段111c允许存在液态水流出底部区段111c，因此，顶部区段111a所需要的热量远大于底部区段111c。 [0055] 为此，本申请实施例中，将中蒙皮120与顶部区段111a相对设置，使得第二气源管路140所供应的防冰热气经过通孔121后直接喷射至与顶部区段111a相对应的外蒙皮111的内表面，结合第一气源管路130所供应的防冰热气，可有效增加与顶部区段111a相对应的外蒙皮111的内表面的对流换热系数，使得与顶部区段111a相对应的外蒙皮111的外表面达到干蒸发所要求的效果，并可保证与顶部区段111a相对应的外蒙皮111的内表面受热均匀。防冰热气换热结束后，可通过出气口114排出至大气环境中。图1中位于腔室113中的箭头走向即展示了防冰热气的流向。 [0056] 以上对本申请实施例所提供的一种防冰装置、防冰方法及飞行器进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的技术方案及其核心思想；本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例的技术方案的范围。