一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法与流程

本发明涉及飞机防冰热载荷试验技术，具体涉及一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法。

背景技术：

1、飞机进气道是来流空气从进气口到航空发动机进口之间的管道，其作用是为发动机提供一定品质的空气流量，确保发动机正常工作。进气道直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作、推力大小等有着重要的作用。按照飞行速度进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道；按进气道在机身上的位置可分为头部进气和两侧进气。

2、飞机进气道包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道等，通常称进气口外圈前缘为唇口，进气道前缘正对飞机来流。飞机在结冰气象条件下飞行时，云层中会含有一种过冷水滴，这种水滴虽然温度低于零度，但并没有结冰，仍然以液态水的形式存在。当水滴撞击到飞机迎风表面，进气道前缘是飞机迎风表面的一部分，迎风表面极易发生结冰现象，特别是对于低马赫数亚音速飞机，结冰现象更为严重。进气道前缘结冰则会导致进气不畅，使发动机引气不足，影响发动机推力，造成发动机功率降低，导致发动机喘振甚至熄火，同时脱落的积冰可能会流入发动机内部，损坏发动机造成事故。

3、为解决飞机进气道前缘结冰影响飞行安全问题，飞行器进气道前缘都会设计防冰系统。相对机翼允许一定程度结冰，飞机进气道防冰要求更高，从低速状态、起飞、降落、爬升和下降等各阶段均要求可靠防冰，通常采用完全蒸发式的防冰系统。目前主要有热气防冰和电热防冰两种技术方案。热气防冰通常从发动机压气机引出热空气，热空气进入进气道前缘的防冰管路，通过笛形管限流孔的作用进行热气再分配，起到防冰作用，民用航空发动机进气道通常采用该防冰技术。另一种是在进气道前缘贴装或嵌入电加热防冰元件，利用机载电源作为加热源，通过控制加热回路通断来达到防冰目的。由于机载电源容量限制，必须尽可能降低各用电元件能耗，保证飞机各用电设备安全可靠用电，用较低能耗实现进气道前缘防冰功能，电热防冰已成为各无人机进气道防冰主流技术。

4、由于机载电源幅值不便调节，如果增加一套电源调节装置，电源装置的重量和效率都必须设计验证。为测试进气道电热防冰装置设计是否有效，必须在各种工况下对进气道前缘电热防冰系统进行试验验证。利用结冰风洞模拟不同的结冰气象条件，开展进气道前缘电热防冰试验验证是一种可信的方法。

5、目前的利用结冰风洞模拟不同的结冰气象条件开展电加热防冰试验的方法中，存在对机翼段的模拟试验，在机翼段表面贴覆用于测量机翼段模拟防冰热载荷需求信息的测量单元，该测量单元包括电热装置和感应电热装置温度的温度传感器，测量单元连接有控制电热装置加热的控制单元，该控制单元通过调节加热装置的电阻变化来控制电热装置的加热功率，从而找到防冰载荷需求。然而，使用该方法进行飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验，设计制作的电加热防冰元件加热性能一致性较低。

技术实现思路

1、本技术要解决的技术问题是提供一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，具有基于该试验方法设计制作的飞机进气道前缘电加热防冰元件加热性能一致性更高的特点。

2、第一方面，一种实施例中提供一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，包括：

3、进气道模型设置，设置电热防冰系统，所述电热防冰系统包括电加热防冰元件，所述电加热防冰元件设置在进气道模型前缘位置；所述电热防冰系统还包括控制单元、电加热防冰元件的多个供电电源和多个温度传感器；所述电加热防冰元件包括多个加热回路，所述多个加热回路与多个供电电源一一对应；对于每个供电电源，供电电压和供电回路的通断随时可调；所述电加热防冰元件上设置有多个测温点，每个测温点上设置有温度传感器；通过控制单元接收温度传感器的温度信号，并对供电电压大小和供电回路的通断进行设置；

4、进气道模型安装，将设置好电加热防冰元件的进气道模型安装在结冰风洞试验段，包括：通过模型支撑系统调整好进气道姿态，使得进气道入口正对结冰风洞内的来流方向，进气道出口与发动机进行模拟系统管路连接；

5、启动动力系统，以预设的第一风速运行，并依次启动制冷系统、高度模拟系统和发动机进气模拟系统；

6、试验工况设置，以预设的风速提升方式逐渐提升风速，使结冰风洞洞体内气流温度、环境气压、进气流量和风速达到预设的试验工况要求；同时，喷雾系统水路、气路温度和压力调节到所述的预设的试验工况要求的设定值，并保持不变；

7、试验设置工况下满足防冰要求的防冰热载荷，包括：

8、同步启动喷雾系统和进气道模型的电热防冰系统，喷雾系统选定水路和气路喷嘴的电磁阀同时打开，按照预设参数模拟进气道模型的来流云雾参数，实时观察进气道模型前缘的防冰情况；

9、以前缘表面各测温点温度不低于0℃，且前缘外表面无冰附着为条件，得到当前工况下的防冰热载荷临界点，并记录该临界点下的实验参数、电热防冰电压和电流值。

10、一种实施例中，还包括：基于记录的临界点下的实验参数、电热防冰电压和电流值计算临界点下的防冰热载荷，将计算得到的防冰热载荷除以进气道模型前缘的电热防冰表面面积得到进气道模型前缘的单位面积防冰热载荷密度，并将该单位面积防冰热载荷密度作为飞机进气道前缘电热防冰设计依据。

11、一种实施例中，所述的所述电加热防冰元件设置在进气道模型前缘位置，包括：在进气道模型前缘贴装或嵌入电加热防冰元件。

12、一种实施例中，所述的试验工况设置，包括通过结冰风洞模拟不同飞行速度、环境气压、温度和云雾参数下的工况，包括：

13、进气道来流工况选取包括：飞机在起飞、巡航和降落阶段，以预设速度穿过3000m～7000m的高度，发动机以最大进气流量遭遇预设面积层云或积云；

14、通过结冰风洞的动力系统模拟飞行速度，通过结冰风洞的高度模拟系统模拟飞行高度，通过结冰风洞的制冷系统模拟飞机环境温度，通过结冰风洞的喷雾系统模拟液态水含量和液态水粒径，在结冰风洞云雾控制包线范围内，选取能代表预设飞行状态的状态点。

15、一种实施例中，所述结冰风洞试验段观察窗外侧设置有拍摄装置，所述拍摄装置透过观察窗的电加热玻璃对结冰风洞内的试验过程进行拍摄，并通过拍摄的画面观察进气道模型前缘是否结冰。

16、一种实施例中，所述的以前缘表面各测温点温度不低于0℃，且前缘外表面无冰附着为条件，得到当前工况下的防冰热载荷临界点，包括：

17、以一个预设的供电电压控制测温点的温度达到0℃到1℃之间，保持温度范围不变，判断测温点在单位时间内温度变化的斜率，如果斜率为正则降低供电电压和/或降低供电电压的占空比，如果斜率为负则提高供电电压和/或提高供电电压的占空比。

18、一种实施例中，所述的如果斜率为正则降低供电电压和/或降低供电电压的占空比，包括：

19、斜率为正，则获取斜率值，如果该斜率值大于或等于预设的第三正斜率阈值，则以预设的第一幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第三正斜率阈值；如果该斜率值大于或等于预设的第二正斜率阈值且小于预设的第三正斜率阈值，则以预设的第二幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第二正斜率阈值；如果该斜率值大于或等于第一正斜率阈值且小于第二正斜率阈值，则以预设的第三幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第一正斜率阈值；如果该斜率值小于第一正斜率阈值，则降低供电电压的占空比；其中，第一正斜率阈值小于第二正斜率阈值，第二正斜率阈值小于第三正斜率阈值，第一幅值降低步长大于第二幅值降低步长，第二幅值降低步长大于第三幅值降低步长。

20、一种实施例中，所述的如果该斜率值小于第一正斜率阈值，则降低供电电压的占空比，包括：

21、先以第一占空比步长降低所述占空比，直至所述斜率值为负，再以第二占空比步长提高所述占空比，直至所述斜率值为正；所述第一占空比步长大于第二占空比步长。

22、一种实施例中，所述的如果斜率为负则提高供电电压和/或提高供电电压的占空比，包括：

23、斜率为负，则获取斜率值的绝对值，如果该绝对值大于或等于预设的第三负斜率阈值，则以预设的第一幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值大于或等于预设的第二负斜率阈值且小于预设的第三负斜率阈值，则以预设的第二幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值大于或等于第一负斜率阈值且小于第二负斜率阈值，则以预设的第三幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值小于第一负斜率阈值，则提高供电电压的占空比；其中，第一负斜率阈值小于第二负斜率阈值，第二负斜率阈值小于第三负斜率阈值，第一幅值提高步长大于第二幅值提高步长，第二幅值提高步长大于第三幅值提高步长。

24、一种实施例中，所述的如果该绝对值小于第一负斜率阈值，则提高供电电压的占空比，包括：

25、先以第一占空比步长提高所述占空比，直至所述斜率值为正，再以第二占空比步长降低所述占空比，直至所述斜率值维持为正；所述维持为正是指如果再以第二占空比步长降低所述占空比则所述斜率值就会为负。

26、本发明的有益效果是：

27、本技术的方案通过对不同飞行工况的精确模拟和各个工况下电加热防冰的精确控制，找到各个工况下的防冰热载荷临界点，基于该临界点下的防冰热载荷得到防冰热载荷密度，并将该防冰热载荷密度作为飞机进气道前缘电热防冰设计依据，从而提升了电加热防冰元件加热性能的一致性。