一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置

1.本发明涉及飞机防/除冰领域，特别涉及一种基于阵列射流冲击的防冰冷负荷分布试验模拟装置。


背景技术：

2.飞机在结冰气象条件下飞行时，前缘缝翼、尾翼和发动机进气道等部件表面容易积冰。积冰厚度过大会导致飞机气动性能和操纵性能下降，威胁飞行安全，因此需要对这些部件采取防冰措施。目前飞机上主要采用的是热防冰技术，包括发动机引热气防冰和电加热防冰。热防冰技术主要是对前缘缝翼、尾翼和发动机进气道等部件表面进行加热，使表面温度高于0℃，不产生积冰(有些情况下需要加热到更高的表面温度，将收集到的水全部蒸发，防止溢流出防护区形成冰脊)。
3.防冰系统在完成性能设计后，往往需要进行相关的试验验证，验证防冰系统能否达到设计要求。现阶段的试验验证技术主要是冰风洞试验技术，在冰风洞内模拟结冰气象条件，测试防冰系统的工作性能。由于冰风洞试验段截面尺寸有限，一般只能进行缩比试验，在进行全尺寸部件的防冰性能试验时有局限性，而且冰风洞试验成本较高，因此需要开发一种新的试验系统，既能进行全尺寸部件的防冰性能试验，同时还能降低试验成本。
4.试验验证防冰系统工作性能的过程，实际是在给定外部冷负荷的情况下，测试防冰系统能否将防护表面加热到所需温度以上的过程，亦可看作是对被加热的防护表面进行冷却的过程。空气冲击射流冷却作为一种高效的冷却方法，具有较强的传热效果，可以满足防护表面的冷却要求，因此合理利用射流冲击冷却可有效替代冰风洞试验对防冰系统进行验证。在对全尺寸部件进行试验时，单孔冲击射流无法实现对整个表面的均匀覆盖，需要使用多孔阵列冲击射流以满足大面积的冷却要求，而多孔阵列冲击射流大面积冷却传热的均匀性问题还需要进一步的研究，以保障试验测试的可靠性。


技术实现要素：

5.为了解决上述问题，本发明提供一种能够全尺寸全工况试验，有效替代冰风洞试验技术的模拟装置。
6.为了实现上述目的，本发明提供的技术方案是：一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，包括：
7.阵列冲击射流组件，包括多个平面射流板和一个弧面射流板，所述多个平面射流板和弧面射流板之间通过铰链活动连接，用于模拟多种型线的翼型结构；
8.射流参数控制组件，与所述阵列冲击射流组件两侧的射流进气口连通，用于调节射流参数模拟试验件表面的防冰冷负荷分布；
9.低温冷气源，与所述射流参数控制组件的进气端连通，用于为射流装置提供所需冷却空气。
10.作为优选的一种技术方案，所述阵列冲击射流装置下方沿展向设有多个挡板，所
涡轮，36-旁通阀门。
具体实施方式
26.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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。
27.除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
28.参照图1，本实施例提供一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，包括：阵列冲击射流组件1、射流参数控制组件2和低温冷气源3，其中，阵列冲击射流组件1用于模拟不同型线的翼型结构，射流参数控制组件2用于调节射流参数从而模拟不同工况下试验件表面不同防冰冷负荷分布，低温冷气源3用于为射流装置提供所需冷却空气。下面分别对阵列冲击射流组件1、射流参数控制组件2和低温冷气源3做具体介绍。
29.参照图2和图3，冲击射流组件1包括多个平面射流板11和一个弧面射流板12组成，阵列冲击射流装置1左右两侧有射流进气口13，与所述射流温度控制组件2连接。
30.作为可选的一种实施例，平面射流板11弦向尺寸为80～110mm，弧面射流板12的弧面角度为90
°
～120
°
，阵列冲击射流组件1展向长度为前缘缝翼靶面展向长度的1.1～1.3倍，可使得阵列冲击射流装置进行全尺寸试验模拟。
31.作为可选的一种实施例，阵列冲击射流组件1展向对称面与前缘缝翼试验件靶面展向对称面重合，可使阵列冲击射流组件1中间较为均匀的射流冲击前缘缝翼靶面。
32.另外，阵列冲击射流组件1下方沿展向设有多个挡板14，挡板14将平面射流板11、弧面射流板12和前缘缝翼试验件靶面之间形成冷却流道分隔成独立的射流区，每个射流区之间互不干扰，可以使阵列冲击射流板更贴合前缘缝翼外形，射流均匀性更好。
33.进一步的，平面射流板11和弧面射流板12、挡板14之间用铰链15连接，这样可以模拟出不同前缘缝翼的外形轮廓。
34.参照图4，为了获得均匀的阵列冲击射流，平面射流板11和弧面射流板12均匀错列布置射流孔16，相邻射流孔16的间距和射流孔直径的比值范围4～6，射流孔16直径范围为3～5mm，平面射流板11和弧面射流板12到试验件靶面的距离为40mm～70mm，根据试验件外形确定具体射流板参数，可以实现更均匀地换热，保证前缘缝翼表面温度更均匀。
35.参照图5，射流参数控制组件2包括与射流板以及弧形射流板数量对应的进气组件，每组进气组件都包括低温进气管道21、常温进气管道22、低温进气流量调节阀23、常温进气流量调节阀24、低温进气压力传感器25、常温进气压力传感器26和射流温度传感器27，
其中，低温进气压力传感器25和常温进气压力传感器26用于监测低温进气管道21和常温进气管道的压力22，低温进气流量调节阀23一般处于常开状态，通过调节常温进气流量调节阀24的开度调节射流温度，当需要较低的射流温度时，减小常温进气流量调节阀24的开度，反之增加常温进气流量调节阀24的开度，射流温度通过射流温度传感器27反馈。通过控制低温进气流量调节阀23、常温进气流量调节阀24，可以改变单个射流板11的射流参数，进而模拟出前缘缝翼沿弦向不同的冷负荷分布。
36.参照图1，低温冷气源3包括压缩机31，压缩机31的出口与干燥塔32连通，干燥塔32的出口与制冷机33连通，制冷机33的出口与涡轮34连通，涡轮34的出口与射流参数控制组件2连通。
37.作为可选的实施例，制冷机33与涡轮34之间还设置有调压阀门35和旁通阀门36。低温冷空气由低温冷气源3提供，环境状态空气经过压缩机31升压，通过制冷机组33和涡轮35膨胀制冷提供冷却空气，调压阀门35和旁通阀门36通过预调节为射流参数控制系统提供高压低温气源。
38.以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。