一种冰晶探测器的制作方法

本发明涉及飞机探测设备，其尤其涉及一种冰晶探测器，用于检测空中是否存在冰晶结冰条件。

背景技术：

飞机在空中遭遇到的结冰条件包括了适航条款14cfr25部附录c常规过冷水滴结冰条件(水滴直径≤50um)，14cfr25部附录o过冷大水滴结冰条件(50μm＜水滴直径＜500μm，称为冻毛毛雨；水滴直径≥500μm，称为冻雨)，和14cfr33部附录d冰晶结冰条件。本发明将上述附录c常规过冷水滴和附录o过冷大水滴统称为过冷水滴。当结冰条件中，同时含有过冷水滴和冰晶结冰条件，称为混合态结冰条件。

结冰探测可以在早期探测到飞机进入结冰条件，发出结冰告警信息，提示飞行员及时采取相应动作，是保障飞行安全的一项改进措施。

过冷水滴会导致飞机气动表面(机翼前缘、短舱前缘等)结冰，造成飞机操稳品质降级、飞行性能损失和飞行安全裕度下降。

冰晶结冰条件存在于高空对流风暴的外围区域，且不能被飞机的气象雷达探测到。当飞机进入冰晶结冰条件，冰晶在低温的飞机机体和发动机表面被反弹不会造成机体结冰，但是冰晶能够进入发动机内部，随着温度的上升，在压缩机叶片上融化产生结冰，导致叶片的叶尖翘曲和撕裂，进而导致发动机推力损失，发生喘振、失速、熄火等事故；并且冰晶可能堵塞皮托管和总温传感器探头，造成高度和温度数据异常，危及飞行安全。

飞行遭遇的结冰条件，约99％为常规过冷水滴结冰条件，飞机通常安装有结冰探测器。过冷大水滴，冰晶，及混合态结冰条件约1％，但过冷水大水滴和冰晶结冰条件近年来导致了数起坠机事故，逐渐引起适航当局关注，陆续发布了14cfr25部附录o过冷大水滴和14cfr33部附录d冰晶结冰条件法律规章，用于提高飞行安全措施。但目前，还未有过冷水滴、冰晶结冰条件或混合态结冰条件探测装置实际应用在飞机的案例。

文献us7,104,502公开了一种具有圆柱型磁致伸缩探头的结冰探测器。当过冷水滴撞击到探头上，随着结冰质量增加探头振动频率下降，降低到阈值后发出结冰信号。该类型的结冰探测器，冰晶撞到柱体后会发生反弹，并不能有效探测冰晶结冰条件。

文献us7,014,357公开了一种结冰条件探测器。探头内由两个干湿铂电阻温度传感器构成一个电桥，过冷水滴浓度不同电压差不同，电压变化到阈值发出结冰信号。对于该文献中的探测器，由于冰晶随高速气流穿过传感器，而不会在温度传感器上结冰，因此无法探测冰晶结冰条件。

与us7,104,502类似，文献ep1533228同样具有磁致伸缩探头，其通过在支撑结构上增加一个凹槽，凹槽底部集成振动膜片。由于该文献中的浅凹槽位于气流上升表面，冰晶在凹槽反弹，该探头不能有效的探测冰晶结冰条件。

文献us7,845,221公开了一种冰晶探测装置，其由两个并列的圆锥形管组成，一个圆锥管1恒定加热，一个圆锥管2不加热，两个压力传感器分别测量两者的压力计算压差，冰晶撞击到圆锥管2堵塞圆锥管，压差变化到阈值，发出告警。不足之处在于，一个圆锥管恒定加热，电功率消耗大。

技术实现要素：

针对现有技术的冰晶探测器的上述不足，本发明的目的在于提供一种至少能够替代上述各类探测器的冰晶探测器，此外，本发明的冰晶探测器结构形式简单，且可靠性高。

该目的通过根据本发明的一种冰晶探测器来实现。该冰晶探测器包括冰晶收集探头、设置在所述冰晶收集探头的内壁上的感测装置和控制装置。其中，所述冰晶收集探头包括进口直管段、出口直管段以及连接所述进口直管段和所述出口直管段且横截面逐渐缩小的渐缩段。所述进口直管段的直径大于所述出口直管段的直径。其中，感测装置为压力感测装置，其能够检测冰晶收集探头的进口和/或出口的压力变化，并发送检测的压力信号。控制装置接收来自所述感测装置的检测信号，在压力变化率大于预定阈值时发出冰晶结冰信号。

优选地，所述压力传感器至少设置于所述进口直管段以及所述出口直管段。

在一种实施方式中，该压力变化率可以是冰晶收集探头的进口和出口之间的压差变化率，所述压差变化率大于第一预定阈值时，所述冰晶探测器发出冰晶结冰信号；在另一实施方式中，其可以是冰晶收集探头的进口处的压力变化率，所述冰晶收集探头的进口处的所述压力变化率大于第二预定阈值时，所述冰晶探测器发出冰晶结冰信号。

根据本发明的冰晶探测器中，冰晶收集探头的进口直管段以及出口直管段可以对气流启动整流作用，设置在二者之间的渐缩管对气流有抽吸作用，大量冰晶能够顺畅地进入渐缩段。随着冰晶收集探头内部横截面的缩小，收集到的冰晶积聚会堵塞在渐缩段的底部。由此带来的影响是，进口段的压力p1会急速增大。此外，可以理解的是，在收集探头未被冰晶堵塞的情况下，冰晶收集探头的进出口之间的压力差与飞行速度、收集探头进出口之间的面积比成既定的函数关系，当探头被冰晶堵塞后，进口段的静压p1会急剧增大，由此，冰晶收集探头进、出口之间的压差(p1-p2)的变化率也会急剧变化。与仅通过冰晶收集探头的进口处的压力变化率来判断是否结冰相比，通过冰晶收集探头的进、出口之间的压差变化率能够显著降低由于如飞机加速、爬升或下降时外界参数变化而导致的误发冰晶结冰告警的概率。

可替代地，冰晶结冰条件还可以通过感测冰晶收集探头内的光线变化给予确认。具体地，在一种实施方式中，所述感测装置替换为第一光电传感器，其设置于渐缩段的临近所述出口直管段的一端，所述第一光电传感器形成第一光路，当所述第一光路被切断时，所述控制装置发出冰晶结冰信号。

基于上述的冰晶收集探头，在其收集到冰晶的情况下，冰晶会积聚并堵塞在渐缩段的底部，此时第一光路被切断，第一光电传感器由此向控制装置发出相应的检测信号，由控制装置发出冰晶结冰信号。

根据本发明的一种优选实施方式，所述冰晶探测器还包括第一结冰杆，所述第一结冰杆的轴线与所述冰晶收集探头的轴线大致平行，且所述第一结冰杆的第一端位于所述进口直管段，与所述第一端相对的第二端至少延伸至所述渐缩段。

在以上方案中，设置的第一结冰杆尤其适用于设有第一光电传感器的实施方式中。在设置了第一结冰杆后，渐缩段末端的会部分被第一结冰杆所占据而使得自身的有效面积减小，由此增大了冰晶收集探头的进口和出口的面积比，这将更加利于冰晶的收集，堵塞渐缩段末端。

为了避免因第一结冰杆遮挡了部分第一光路，使第一光路传感器的光通量减少，优选地，第一结冰杆设有供第一光路穿过的通孔。

优选地，所述第一结冰杆大致为圆锥体或圆柱体。当所述第一结冰杆大致为圆锥体时，所述圆锥体的底面位于所述渐缩段；当所述第一结冰杆大致为圆柱体时，所述圆柱体位于所述进口直管段的前端部为球形端，且所述球形端的直径大于所述圆柱体的主体部分的直径。

圆柱体、圆锥体形状的第一结冰杆为轴对称结构，如此设置的第一结冰杆能够使流场保持稳定且沿轴向均布。过冷水滴随气流进入探头，在直管段整流，撞击到第一结冰杆前端结冰，切断光路或显著减低光通量，则发出结冰信号。尤其对于圆锥体构造的第一结冰杆而言，沿着冰晶收集探头的轴线方向，第一结冰杆与冰晶收集探头内表面之间的空隙逐渐减小，这将更有利于冰晶聚集。

将第一结冰杆的前段位于进口直管段内(即第一结冰杆未从进口直管段突出冰晶收集探头之外)之后，因此第一结冰杆其不会破坏进口直管段的整流作用，这将利于冰晶和/或过冷水滴进入探头内。优选地，所述第一结冰杆的第一端与所述进口直管段的进口端之间的距离d2可设为：2r≤d2≤4r，其中，r为所述圆锥体的底面直径或所述球形端的直径。

根据本发明的一种优选实施方式，所述第一结冰杆还包括至少一组第二光电传感器，所述第二光电传感器形成的第二光路与所述第一结冰杆的所述第一端之间的距离d1为：0.3mm≤d1≤0.5mm，当所述第二光路的光通量减少或者被切断时，所述控制装置发出过冷水滴结冰信号。

所述形式的第二光电传感器在满足可以测得过冷水滴结冰信号的精度的同时，还可以避免了因灰尘，油脂等杂质沾染在结冰杆表面，触发误报警。

根据本发明的一种优选实施方式，所述第一结冰杆位于所述进口直管段的一端设有大致垂直于所述轴线的第一通孔。所述冰晶探测器还包括至少一组第三光电传感器，且所述第三光电传感器形成的第三光路能够穿过所述第一通孔。当所述第三光路的光通量减少或者被切断时，所述控制装置发出过冷水滴结冰信号。优选地，第一通孔与所述球形端错位设置，也即第一通孔设置与球形端的后端。

根据试验研究发现，具有球形端头的第一结冰杆有利于提高过冷水滴收集率，并保证冰晶撞击后飞溅不冻结。而当过冷水滴直径较大时，比如大于100μm时，过冷大水滴飞溅破碎将在球形端头后部冻结。由此，通过在球形端头的后部设置第一通孔，以及与第一通孔对应的第三光电传感器，本申请的冰晶探测器尤其适用于该条件下的过冷水滴结冰条件。而设置的第一通孔的另一有利之处在于，第一通孔能够起到附面层控制的作用，其有利于过冷大水滴在此处冻结，进而切断光路，保证冰晶探测器发出结冰信号。

本发明还提供了另一形式的结冰杆。该结冰杆(第二结冰杆)固定于所述进口直管段的外周壁上。并且所述第二结冰杆的轴向相对的两个端部具有用于降低紊流且为透明件的整流元件。所述整流元件内部具有能够在所述第二结冰杆的表面形成第四光路的第四光电传感器。当所述第四光路的光通量减少或者被切断时，所述控制装置发出过冷水滴结冰信号。优选地，所述第二结冰杆的主体部分为圆柱体。

圆柱体构造的第二结冰杆为轴对称结构，如此设置的第二结冰杆能够使流场保持稳定且沿轴向均布，并显著地减少因飞机的偏航角和攻角改变而对第二结冰杆的结冰性能造成的影响。第四光电传感器的接收端和发射端通过整流元件的透明腔体沿圆柱体外表面形成光路，当表面结冰，切断光路，冰晶探测器发出过冷水滴结冰信号。

优选地，所述出口直管段、所述进口直管段和所述渐缩段处可任意择一或多层设有加热元件。加热元件优选将所在区域的温度加热至略高于零度，更为优选地，加热至1-2℃，由此可以避免在某些特殊状态下，过冷水滴因气动力的作用等可能直接撞击到出口直管段冻结，并触发冰晶信号的误告警。表面保持1-2℃的温度，可以保证过冷水滴不会冻结，并随气流飞出冰晶收集探头。

根据本发明的一种优选实施方式，所述冰晶探测器还包括位于所述进口直管段内的第三结冰杆和第五光电传感器，所述第三结冰杆的轴线与所述进口直管段的轴线大致垂直，且所述第五光电传感器形成的第五光路位于所述第三结冰杆的前部。当所述第五光路的光通量减少或者第五光路被切断时，所述控制装置发出过冷水滴结冰信号。优选地，第三结冰杆大致呈圆柱体，以此减少因飞机的偏航角和攻角改变而对第三冰杆的结冰性能造成的影响。

与上述第二结冰杆的构思相似，第五光电传感器在第三结冰杆的圆柱体外表面形成光路，当第三结冰杆表面结冰，切断光路，发出结冰信号。

根据本发明的一种优选实施方式，所述渐缩段的锥角θ为：60°≤θ≤120°。

根据本发明的一种优选实施方式，所述锥角θ为90°。

根据本发明的一种优选实施方式，所述渐缩段的进口处的直径和出口处的直径的比值r为：1/3≤r≤2/3。

根据本发明的一种优选实施方式，所述比值r为1/2。

根据以上形式的冰晶收集探头，在未收集到结冰的情况下，其具有最小的气流阻力。

根据本发明的一种优选实施方式，所述压力变化控制装置包括数据库，所述数据库存储各飞行速度下的第一预定阈值和第二预定阈值。

对于不同尺寸的冰晶收集探头而言，正常飞行下，冰晶收集探头的进出口之间的压差变化率以及进口的压力变化率均与飞机速度之间具有对应的函数关系，这可以通过模拟试验或仿真等方式获取。根据该函数，可获得每一飞机速度下，飞机未遭遇冰晶条件的压力变化率上限(第一预定阈值)以及压差变化率上限(第二预定阈值)。在各参数超过各自上限时，即表示飞机遭遇冰晶结冰条件。

根据本发明的一种优选实施方式，控制装置包括数据库，所述数据库存储第一预定阈值和第二预定阈值，所述第一预定阈值和所述第二预定阈值均与飞机攻角、侧滑角和温度、飞行速度成函数关系。

在实践中，在不同的飞机攻角、侧滑角以及温度下，即使未发生堵塞，同一飞行速度下的冰晶收集探头的进出口之间的压差变化率以及进口的压力变化率也会发生变化，因此，为了避免上述因素对冰晶检测精度造成影响，优选地，控制装置利用所获取的飞机攻角、侧滑角以及温度信息对各飞行速度下的第一预定阈值、第二预定阈值进行修正。修正方式可以通过模拟试验或仿真等方式获取。

根据本发明的一种优选实施方式，所述冰晶收集探头的横截面是圆形或椭圆形。

根据本发明的冰晶探测器，其具有冰晶收集探头、设置在冰晶收集探头的内壁上的感测装置和控制装置。冰晶收集探头由进口直管段、出口直管段以及二者之间的渐缩段。冰晶收集探头结构简单且能够有效收集冰晶结冰和过冷水滴结冰。借助于压力传感器和/或光电传感器，冰晶收集探测器能够方便地获取结冰条件。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是根据本发明的优选的第一实施方式的冰晶探测器的结构示意图；

图2是沿图1的a-a方向示出一种冰晶收集探头的截面示意图；

图3a是沿图1的a-a方向示出另一种冰晶收集探头的截面示意图；

图3b示出了沿图3a的b-b方向的冰晶收集探头的截面示意图；

图4是根据本发明的优选的第二实施方式的冰晶探测器的结构示意图；

图5是图4的冰晶收集探头的纵向中心面的截面示意图；

图6a-6d示出了根据本发明的各种整流元件的结构示意图；

图7a-7c示出了沿6a-6d的俯视方向的各种整流元件的结构示意图；

图8是沿图1的a-a方向示出另一种冰晶收集探头的截面示意图。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中，例如“上”、“下”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

实施方式1

图1示出了根据本发明的第一实施方式的冰晶探测器100的总体结构。如图1所示，被布置在飞行器的启动表面上的冰晶探测器100具有冰晶收集探头110以及控制装置130。优选地，冰晶收集探头110通过支撑杆120固定于控制装置130的上方，以从飞机蒙皮突出并收集冰晶、过冷水滴，同时避免控制器外露。支撑杆120优选为圆柱体构造等，以此可以减少因飞机在不同飞行攻角下飞行而造成的不同收集效果。

图2示出了沿图1的a-a方向的部分截面图(也即纵向中心截面的一部分)，其中，a-a方向的截面穿过冰晶收集探头110的中轴线。如图2所示，冰晶收集探头110具有进口直管段1、出口直管段3以及连接进口直管段1和出口直管段3且横截面逐渐缩小的渐缩段2。其中，进口直管段1的直径大于出口直管段3的直径，其被定位在飞机飞行过程的迎风面。

冰晶探测器100的进口直管段1以及出口直管段3分别设有第一压力传感器111、第二压力传感器112，在渐缩段2末端(临近出口直管段3的一端)设有第一光电传感器113。各压力传感器、光电传感器可通过任意有线或无线的方式与下方的控制装置130通信连接。

在一种冰晶检测方法中，控制装置130通过第一压力传感器111获取进口直管段1在单位时间δt内的压力变化率。在该压力变化率超过第一预定阈值的情况下，冰晶探测器100发出冰晶结冰信号。

在另一种冰晶检测方法中，控制装置130分别通过第一压力传感器111、第二压力传感器112获取进口直管段1和出口直管段3之间在单位时间δt内的压差变化率。在该压差变化率超过第二预定阈值的情况下，冰晶探测器100发出冰晶结冰信号。飞机进行加速、爬升或下降的过程本身会导致进口直管段1的压力发生变化并由此导致该压力变化率发生变化，甚至致使压力变化率超过第一预定阈值而出现误报警，与上述方法相比，通过检测压差的变化率的方法可以大大减少上述误报警的几率。

在第三种冰晶检测方法中，控制装置130通过检测第一光电传感器113形成的第一光路是否被堵塞，或者第一光路的光通量是否减少来判断是否出现冰晶结冰条件。

图3示出了设有第一结冰杆140的冰晶收集探头110的截面结构。其中，图3的截图方向同图2的截图方向。如图3所示，在一种优选实施方式中，冰晶收集探头110内增设有第一结冰杆140。第一结冰杆140大致为图3所示的圆柱体或者未示出的圆锥体构造。第一结冰杆140的前端位于进口直管段1内，后端位于渐缩段2中。优选地，第一结冰杆的前端与进口直管段的进口端之间的距离d2为：2r≤d2≤4r，其中，r为圆锥体的底面直径或球形端的直径；第一结冰杆140的后端大致与渐缩段2的后端齐平。

第一结冰杆140的轴线优选地被设成与冰晶收集探头110的轴线平行，更优选地，二者的轴线重合，由此可减少因非对称结构而造成的紊流。

当第一结冰杆140大致为圆柱体时，圆柱体位于进口直管段1的前端部为球形端，且球形端的直径大于圆柱体的主体部分的直径。

参见图3并结合图4，其中，图4是沿图3的b-b方向的截面图。紧邻球形端的位置设有一个第一通孔141。第一结冰杆140上分别设有第二光电传感器115以及第三光电传感器114。其中，第二光电传感器115形成的第二光路距离球形端的距离d1为0.3-0.5mm；第三光电传感器114形成的第三光路穿过第一通孔141。在过冷水滴撞击球形端后，其会切断第二光路或减少第二光路的光通量，冰晶探测器100由此发出过冷水滴结冰信号。而第三光电传感器114设适于检测具有大于100μm直径的过冷水滴。

在设置了第一结冰杆140后，优选地，第一结冰杆140上开设有供第一光路穿射而过的第二通孔142，在此情况下，第一光路、第一结冰杆140的各自中心线大致位于同一平面。

为了减少气流阻力，优选地，冰晶收集探头110的渐缩段2的锥角θ被设为：60°≤θ≤120°，更优选地，锥角θ为90°。所述渐缩段2的进口处的直径和出口处的直径的比值r优选地被设为：1/3≤r≤2/3，更优选地，比值r被设为1/2。

为了避免过冷水滴因气动力的作用等可能直接撞击到出口直管段3冻结，并触发冰晶信号的误告警，出口直管段3、进口直管段1和渐缩段2处可任意择一或多层设有加热元件。加热元件优选地将冰晶收集探头110的内表面加热至1-2℃。

实施方式2

图4示出了根据本发明的另一种冰晶探测器100。其中，该实施方式的冰晶收集探头110实施方式1的相同，在此不再赘述。而实施方式1中冰晶收集探头110内部的各压力传感器111、112，光电传感器113、114、115以及第一结冰杆140也可以选择性地设置在该实施方式中，在此亦不再赘述。以下说明本实施方式中不同之处。

如图4所示，进口直管段1的外周壁上设有第二结冰杆150。第二结冰杆150的两端设有如图6a-6d、7a-7c所示的透明整流元件151。第二结冰杆150优选为圆柱体构造。整流元件151a、151b、151c或151d内设有第四光电传感器。第四光电传感器在第二结冰杆150的圆柱表面上形成第四光路。当第二结冰杆150的圆柱表面结冰后，冰会减弱或切断第四光路，冰晶探测器100由此发出结冰信号。

需要说明的是，本申请的整流元件151并非用于将交流整流直流的元件。以下结合图6a-6d、7a-7c说明本申请的整流元件151。如图6a-6d、7a-7c所示，其中，图7a-7c为图6a-6d的俯视方向的整流元件151外轮廓图，图6a-6d的整流元件151可以设置成具有图7a-7c的圆形a、椭圆形b以及长圆形c中的任一外轮廓的构造。整流元件151水平方向的外环面具有良好的流线构造，由此降低过冷水滴冻结在其表面上的概率，避免整流元件151的其他形式的构造影响第四光电传感器的灵敏度和精度；而整流元件151的顶部大致为平面构造，由此结冰在气动力作用下容易破碎，这有利于保持第二结冰杆150的顶部清洁，减小其阻力。

实施方式3

图8示出了根据本发明的第三种冰晶探测器100。其中，该实施方式的冰晶收集探头110与实施方式1的相同，在此不再赘述。而实施方式1中冰晶收集探头110内部的各压力传感器111、112，光电传感器113、114、115以及第一结冰杆140、第二结冰杆150也可以选择性地设置在该实施方式中，在此亦不再赘述。以下说明本实施方式中不同之处。

如图8所示，冰晶探测器100具有进口直管段1内的第三结冰杆160和第五光电传感器116。其中，第三结冰杆160的轴线与进口直管段1的轴线大致垂直。第五光电传感器116形成的第五光路位于第三结冰杆160的前部。当第五光路的光通量减少或者第五光路被切断时，控制装置130发出过冷水滴结冰信号。

优选地，第三结冰杆160大致呈圆柱体，以此减少因飞机的偏航角和攻角改变而对第三冰杆的结冰性能造成的影响。

在同时设有第一结冰杆140和第三结冰杆160的实施方式中，第一结冰杆140和第三结冰杆160可被构造成t字形的结冰杆。

根据以上各实施方式，当冰晶探测器100同时检测到冰晶信号和过冷水滴结冰信号时，冰晶探测器100发出混合态结冰的信号。

在探测到结冰情况后，控制装置130控制各加热元件加热各自位置以除冰。在此期间内，过冷水滴结冰信号以及冰晶结冰信号被抑制。

加热时间可优选地被设置成15-30s。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。