航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和除冰方法与流程

本发明涉及航空发动机，尤其涉及一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法、航空发动机整流帽罩除冰方法、设备、介质和程序产品。

背景技术：

1、航空发动机是飞机结冰部件中最敏感的部分之一。当发动机高速旋转时，进气道空气处于抽吸状态，气流加速，静温下降，使得航空发动机进气系统更容易受到天气变化的影响，更易结冰。即使不处于冰雪天气，在一定的飞行条件和气象条件下，航空发动机的进气部件也会出现结冰现象。比如云层中含有大量温度低于0℃的液态过冷水滴，它们撞击在发动机短舱进气道前缘，同样会凝结成冰，造成发动机进气量减少，导致发动机性能下降。

2、航空发动机作为飞机的核心部件，保证其正常良好的工作是飞机安全的首要任务。由于在航空发动机进气部件上很容易结冰，尤其是航空发动机整流帽罩。一旦发动机进气系统结冰，会改变其空气动力特性，增加流动阻力，使进气流场分布不均，轻则发生气流畸变，影响发动机的工作稳定性；重则导致熄火停车，造成致命后果。此外，如果发动机进气系统结冰，防冰系统开启滞后，还可能造成脱落的冰块被发动机吸入，导致发动机损伤。

3、目前航空发动机进气整流帽罩的结冰测量有很多种方法。

4、温度传感器测量方法：在航空发动机帽罩布置多点温度传感器，依靠多点温度传感器测量的不同温度发展趋势预测帽罩的结冰。

5、振动端子测量方法：在航空发动机帽罩布置振动端子，利用振动端子上的振动频率来评估帽罩的结冰厚度，当在振动端子上结有不同厚度的冰时，振动端子的振动频率也对应不同。

6、摄像头监控方法：利用最直观的影像监控的方法，在发动机进气口布置摄像头，通过观察帽罩的实时画面监测帽罩的结冰情况。

7、本发明发明人在实现本发明实施例技术方案的过程中，至少发现现有技术中存在如下技术问题：

8、航空发动机整流帽罩的多点温度传感器监测表面结冰情况对于在飞行速度低，温度变化范围小，或者是低空飞行状态的情况下，帽罩有可能已经结冰，但测点温度变化趋势却不明显，容易漏报。另外多点测温需要有参考基础点温度，参考基础点的布点要求很高，帽罩非结冰位置的气流大小及流动方向对其都有很大的影响，容易增加对结冰预测的误差。

9、航空发动机整流帽罩的结冰预测振动端子的方法只能测量整流帽罩局部结冰情况，并且结冰点正好在振动端子的中心位置测量结果最佳，对结冰测点的位置要求很高。而且当结冰过快，除冰不及时，冰层连成一片，振动端子与帽罩连成一体，测量结果会出现严重的误差。

10、航空发动机整流帽罩结冰直接影像监测对摄像头的安装位置及拍摄角度都有很高的要求。另外需要安装多个摄像头，对整流帽罩进行全方位的监控，但在实际应用中，对于多个摄像头安装在发动机头部并不现实，因此该方法只能对帽罩的局部位置进行监测，来推断帽罩其他等径位置的结冰情况，因此误报率极大，该方法已经慢慢被淘汰，只作为辅助措施。

11、综上，现有技术存在航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题。

技术实现思路

1、本发明实施例提供一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法、航空发动机整流帽罩除冰方法、设备、介质和程序产品，解决了现有技术中存在的航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题。

2、本发明实施例一方面提供了一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法，应用于一航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；当所述航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。

3、可选的，在所述测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱之前，还包括：在所述航空发动机整流帽罩距驻点60％长度的位置处，开设测压孔排。

4、可选的，在所述每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱之后，还包括：当所述表面三维图谱中的结冰长度超过预设长度时，结束结冰模拟测量操作；或当所述航空发动机整流帽罩表面出现冰霜脱落现象时，结束结冰模拟测量操作。

5、可选的，所述基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱，具体包括：将所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行分析处理，记录压力系数曲线的变化情况；将所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行分析处理，记录冰型的变化情况；定义不同冰型对所述航空发动机整流帽罩的影响系数，计算结冰状态下在不同时刻对所述航空发动机整流帽罩的影响系数；生成影响系数与冰型三维图谱。

6、可选的，在所述生成影响系数与冰型三维图谱之后，还包括：验证所述影响系数与冰型三维图谱是否能作为除冰的判定条件。

7、另一方面，本发明实施例提供一种航空发动机整流帽罩除冰方法，应用于一航空发动机整流帽罩除冰系统，所述航空发动机整流帽罩除冰系统具有航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法的影响系数与冰型三维图谱，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；获取所述影响系数与冰型三维图谱中阈值影响系数对应的阈值压力系数分布数据和阈值表面三维图谱；判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同；当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱相同时，执行除冰操作。

8、可选的，在所述判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同之后，还包括：当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据不吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱不相同时，继续测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱。

9、本发明实施例还提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。

10、本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。

11、本发明实施例还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。

12、本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

13、一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法，应用于一航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；当所述航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。本发明通过压力系数分布数据和表面三维图谱对航空发动机整流帽罩的结冰进行测量，解决了现有技术存在的航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题，能够提高测量结果的准确性。另外，本发明还生成影响系数与冰型三维图谱，能够对航空发动机整流帽罩结冰后对帽罩的整流特性进行深入分析，反映航空发动机整流帽罩在结冰过程中的整流性能动态变化，也就是航空发动机整流帽罩在结冰的发展过程中，实时监测每个时间节点的冰型的变化对航空发动机整流帽罩的整流性能的影响的大小，不仅可以对航空发动机整流帽罩的结冰的发展有所了解和预测，而且对结冰的具体形状也能准确的评估，包括结冰的面积、部位、厚度等参数，也可以对每个冰型下的帽罩表面的流动状态进行评估预测。从而在航空发动机整流帽罩动态的冰型变化的过程中，可以分析预测冰型对航空发动机整流帽罩气动性能的影响以及发展趋势，可以作为发动机是否进行除冰决断的重要条件。

14、进一步，在所述测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱之前，还包括：在所述航空发动机整流帽罩距驻点60％长度的位置处，开设测压孔排。通过开设的测压孔排能够准确评估航空发动机整流帽罩的周向结冰分布情况。

15、再进一步，在所述每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱之后，还包括：当所述表面三维图谱中的结冰长度超过预设长度时，结束结冰模拟测量操作；或当所述航空发动机整流帽罩表面出现冰霜脱落现象时，结束结冰模拟测量操作。能够设定明显的结束结冰模拟测量的条件。

16、更进一步，所述基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱，具体包括：将所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行分析处理，记录压力系数曲线的变化情况；将所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行分析处理，记录冰型的变化情况；定义不同冰型对所述航空发动机整流帽罩的影响系数，计算结冰状态下在不同时刻对所述航空发动机整流帽罩的影响系数；生成影响系数与冰型三维图谱。能够生成影响系数与冰型三维图谱。

17、还进一步，在所述生成影响系数与冰型三维图谱之后，还包括：验证所述影响系数与冰型三维图谱是否能作为除冰的判定条件。能够判断航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法能否应用于实际航空发动机。

18、本发明实施例提供一种航空发动机整流帽罩除冰方法，应用于一航空发动机整流帽罩除冰系统，所述航空发动机整流帽罩除冰系统具有航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法的影响系数与冰型三维图谱，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；获取所述影响系数与冰型三维图谱中阈值影响系数对应的阈值压力系数分布数据和阈值表面三维图谱；判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同；当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱相同时，执行除冰操作。在冰型的发展中，当冰型的发展足够影响到航空发动机整流帽罩的整流性能时，采取除冰措施，能够消除冰型对航空发动机整流帽罩的影响。

19、进一步，在所述判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同之后，还包括：当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据不吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱不相同时，继续测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱。在冰型的发展中，当冰型的发展不足以影响到航空发动机整流帽罩的整流性能时，不采取除冰措施，能够减少使用发动机高压热气流，降低了热气流的使用量，减少了高压气流的损耗，提高了发动机的推力性能。结冰对帽罩的气动性能的影响在有利的范围内时，对帽罩的结冰可以不做处理，这样还有利于航空发动机的进气，提高进气效率。