CN107764574B - 一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于螺旋桨飞行测试技术领域，具体涉及一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法。本发明是在掌握静态部件温度测量的基础上，引入无线电近距遥测技术实现旋转件温度信号传输，依据螺旋桨飞行使用包线，设计飞行测试任务点，测取各飞行状态下的桨叶实际温度，建立螺旋桨桨叶温度分布规律，为发动机排气防冰功能验证提供依据。本发明实现了螺旋桨的桨叶温度测量试飞，获取了飞行条件下螺旋桨的桨叶实际温度，为推进式航空螺旋桨的排气防冰功能验证提供数据支撑，并对排气防冰在推进式螺旋桨上的应用推广提供技术支持；可对航空螺旋桨飞行条件下的防冰工作状态进行实时数据监控，保障螺旋桨的安全试飞；解决了旋转件温度难以测取的难题。

Description

一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法
技术领域：
本发明专利属于螺旋桨飞行测试技术领域，具体应用于推进式航空螺旋桨排气防冰功能验证试飞测试。
背景技术：
由于螺旋桨技术带来的低油耗性、高效率性，航空螺旋桨在运输机、支线客机等领域有了很好的应用，特别是推进式螺旋桨在军用飞机领域的推广。目前，国内外有多种型号采用推进式螺旋桨，装于发动机后端，采用发动机排气直接对螺旋桨进行防冰。这种螺旋桨防冰方式，较传统防冰引电环防冰方式具有一定优势，取消了在螺旋桨桨叶前缘所布电阻丝与附属物对螺旋桨气动外型的影响，减轻了螺旋桨重量，提高了螺旋桨气动效率。
靠发动机尾部排气对螺旋桨进行防冰，其问题在于不清楚该防冰形式在使用包线内是否均能达到防冰效果，因此，需要准确获取飞行条件下的桨叶表面温度，对该防冰功能进行验证。目前，设计所只是在开展台架试验时，通过在桨叶上贴温变试纸对桨叶温度进行了粗略估计，但对飞行过程中的实际温度仍无法预知。为了评价发动机排气防冰功能，特提出一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法，测取各飞行状态下的桨叶实际温度，建立螺旋桨桨叶温度分布规律，为发动机排气防冰功能验证提供依据。螺旋桨温度测量试飞属于国内首次。
发明内容：
本发明创造的目的是提供一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证的试飞测试方法，获取螺旋桨在各种飞行状态下的桨叶温度分布，验证发动机排气防冰功能，该方法也可应用到其它旋转件温度测量领域。
本发明创造是在掌握静态部件温度测量的基础上，引入无线电近距遥测技术实现旋转件温度信号传输，依据螺旋桨飞行使用包线，设计飞行测试任务点，实现对试飞中航空螺旋桨桨叶温度的准确测取，为推进式航空螺旋桨防冰功能验证提供依据。
本发明创造的技术方案如图1所示，通过如下步骤来实现：
步骤1：螺旋桨温度测点选取与温度片加装
选取螺旋桨前缘易结冰位置作为桨叶温度测点，依据被试螺旋桨技术要求和测试系统能力选取测点数量，各桨叶测点互为备份；温度片与引线粘贴牢固，且防护可靠。
步骤2：数据传输与监测
利用无线电近距遥测技术，在桨盘上安装无线遥测发射设备、在发动机上安装无线遥测接收设备，组成测试系统，实现旋转桨叶温度信号近距无线传输与采集，并由无线电近距遥测系统接收机输出，发送至机载遥测发射设备，通过机载遥测发射设备和地面接收设备传输至地面监测计算机，实现桨叶温度信号实时监测，达到螺旋桨防冰工作状态实时监测的目的。
步骤3：执行测试系统地面校准
采用铂热电阻(PT100)温度传感器进行测温，其测试温度与电阻响应成对应关系，利用高精度电阻箱加载一定电阻来模拟测试温度信号的输入，同时记录测试系统输出电压，然后使用线性拟合的方式建立输入温度与输出电压的对应关系，即为校准方程，如下：
Figure BDA0001402372020000031
方程(1)中：i为测试系统通道编号，Ni为校准系数(单位V/Ω)，Ui为测试系统输出电压(单位V)，Ri为测试系统输入电阻(单位Ω)，R0＝100Ω，Ti为测试系统输入温度(单位℃)，α为电阻变化率(单位Ω/Ω/℃)；
步骤4：执行高低温试验联试验证
将桨叶温度传感器接入测试系统，并将被试桨叶放入温度箱进行高低温试验，试验温度范围依据飞行包线和测试系统工作温度范围选取，获取试验数据，验证整套系统工作是否正常。
步骤5：执行地面台架试验
将被试螺旋桨配装发动机，开展螺旋桨温度测试台架试验，检查测试系统的改装质量，记录台架试车数据，将其带入校准方程，获取台架试验中不同工作状态下螺旋桨的桨叶温度；台架试验时，选取发动机多个工作状态，包含慢车状态、中间典型状态与最大状态，且对螺旋桨进行变矩操作。
步骤6：执行装机地面试验
将被试螺旋桨装上飞机，测试系统配装飞机，开展螺旋桨温度测试地面开车试验，检查测试系统装机质量，记录地面开车试验数据，将其带入校准方程，获取地面试验中不同工作状态下螺旋桨的桨叶温度；地面试验时，选取发动机多个工作状态，包含慢车状态、中间典型状态与最大状态，且对螺旋桨进行变矩与变桨速操作。
步骤7：执行飞行试验
依据被试螺旋桨、配装发动机与飞机的使用技术说明书、维护手册、试飞技术要求，设计飞行试验任务点，编写试飞任务单，主要包括：在飞行包线内，选取低、中、高等多个高度(包含升限高度)，每个高度选取低、中、高三个飞行速度，发动机工作状态涵盖慢车状态到最大状态的多个典型状态，螺旋桨工作状态涵盖工作转速范围内的多个典型工作状态，飞机姿态包括稳定平飞、机动飞行、起飞、爬升、下滑、着陆和着陆复飞。
按照试飞任务单，执行螺旋桨的桨叶温度测试飞行试验，记录测试数据，将其带入校准方程，获取飞行试验中螺旋桨的桨叶温度。
步骤8：防冰功能验证
依据螺旋桨的桨叶温度试飞结果，确认推进式航空螺旋桨排气防冰功能的有效性，并依据相关防冰技术要求对其防冰功能做出评价。
本发明的优点是：
(1)国内首次实现了螺旋桨的桨叶温度测量试飞，准确获取了飞行条件下螺旋桨的桨叶实际温度，为推进式航空螺旋桨的排气防冰功能验证提供了有效的数据支撑，并对排气防冰在推进式螺旋桨上的应用推广提供技术支持；
(2)采用该发明，可对航空螺旋桨飞行条件下的防冰工作状态进行实时数据监控，为螺旋桨安全试飞提供保障；
(3)解决了旋转件温度难以测取的难题，该方法可以推广到其它旋转件温度测量领域，具有较高的应用价值。
附图说明
图1为推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法；
图2为某型航空螺旋桨的桨叶温度测点分布；
图3为某型航空螺旋桨高低温温度试验曲线；
图4为某型航空螺旋桨温度测量地面试车曲线；
图5为某型航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试结果。
具体实施方式
实施例
在某型推进式航空螺旋桨飞机试飞中，利用本文方法，对航空螺旋的排气桨防冰功能进行了试飞测试与验证，具体实施方式如下：
(1)螺旋桨温度测点选取与温度片加装
被试螺旋桨为三叶桨，如图2所示，选取螺旋桨易结冰区域的三个截面，在每片桨叶凸面前缘选取两个温度测点，每两个桨叶测点之间互为备份。
(2)数据传输与监测
利用无线电遥测技术，在桨盘上安装无线遥测发射设备、在发动机后端安装无线遥测接收设备，组成了测试系统，实现旋转桨叶温度信号近距无线传输与采集，并由无线电近距遥测系统接收机输出，发送至机载遥测发射设备，通过机载遥测发射设备和地面接收设备传输至地面监测计算机，实现桨叶温度信号实时监测，达到螺旋桨防冰工作状态实时监测的目的。
(3)执行测试系统地面校准
采用6个PT100铂热电阻传感器进行桨叶温度测量，利用高精度电阻箱对测试系统加载电阻，模拟温度输入，测取测试系统输出电压，使用线性拟合方式获取系统校准方程，测试系统地面校准结果以图表形式给出。
(4)执行高低温试验联试验证
将桨叶温度传感器接入测试系统，并将被试桨叶放入温度箱进行高低温试验，测取试验数据。高低温温度试验曲线见图3。
(5)执行地面台架试验
将被试螺旋桨配装发动机，开展螺旋桨温度测试台架试验，记录台架试车数据，将其带入校准方程，获取台架试验中不同工作状态下螺旋桨的桨叶温度。
(6)执行装机地面试验
将被试螺旋桨装上飞机，测试系统配装飞机，按照图4试车曲线开展螺旋桨温度测试地面试验，记录地面开车试验数据，将其带入校准方程，获取地面试验中不同工作状态下螺旋桨的桨叶温度。
(7)执行飞行试验
依据被试螺旋桨、发动机与飞机的使用技术说明书、维护手册和试飞技术要求，设计飞行试验任务点，编写试飞任务单，并按照试飞任务单，执行螺旋桨的桨叶温度测试飞行试验，记录测试数据，将其带入校准方程，获取飞行试验中螺旋桨的桨叶温度，试验结果见图5。
(8)防冰功能验证
依据螺旋桨的桨叶温度试飞结果，确认推进式航空螺旋桨排气防冰功能的有效性，并依据相关防冰技术要求对其防冰功能做出评价。

Claims (5)

1.一种推进式航空螺旋桨防冰功能验证试飞测试方法，其特征在于：所测取的温度信号由无线电近距遥测系统接收机输出，发送至机载遥测发射设备，通过机载遥测发射设备和地面接收设备传输至地面监测计算机，实现桨叶温度信号实时监测，达到螺旋桨防冰工作状态实时监测的目的；具体测试步骤如下：
第一步：选取螺旋桨前缘易结冰位置作为桨叶温度测点，依据被试螺旋桨技术要求和测试系统能力选取测点数量，各桨叶测点互为备份；
第二步：在桨盘上安装无线遥测发射设备、在发动机上安装无线遥测接收设备，实现旋转桨叶温度信号近距无线传输与采集；
第三步：执行测试系统地面校准，利用高精度电阻箱加载铂热电阻温度传感器测试温度对应的电阻值，同时记录测试系统输出电压，然后使用线性拟合的方式得到校准方程；
第四步：执行高低温试验联试验证，将桨叶温度传感器接入测试系统，并将被试桨叶放入温度箱进行高低温试验，试验温度范围依据飞行包线和测试系统工作温度范围选取，获取试验数据，验证整套系统工作是否正常；
第五步：执行地面台架试验，将被试螺旋桨配装发动机，开展螺旋桨温度测试台架试验，检查测试系统的改装质量，记录台架试车数据，将其带入校准方程，获取台架试验中不同工作状态下螺旋桨的桨叶温度；
第六步：执行装机地面试验，将被试螺旋桨装上飞机，测试系统配装飞机，开展螺旋桨温度测试地面开车试验，检查测试系统装机质量，记录地面开车试验数据，将其带入校准方程，获取地面试验中不同工作状态下螺旋桨的桨叶温度；
第七步：执行飞行试验，依据被试螺旋桨、配装发动机与飞机的使用技术说明书、维护手册、试飞技术要求，设计飞行试验任务点，编写试飞任务单；
第八步：防冰功能验证，依据螺旋桨的桨叶温度试飞结果，确认推进式航空螺旋桨排气防冰功能的有效性，并依据相关防冰技术要求对其防冰功能做出评价。
2.如权利要求1所述的测试方法，其特征在于，步骤五所述的台架试验时，选取发动机多个工作状态，包含慢车状态、中间典型状态与最大状态，且对螺旋桨进行变矩操作。
3.如权利要求1所述的测试方法，其特征在于，步骤六所述的地面试验时，选取发动机多个工作状态，包含慢车状态、中间典型状态与最大状态，且对螺旋桨进行变矩与变桨速操作。
4.如权利要求1所述的测试方法，其特征在于，步骤七所述的飞行试验主要点包括：在飞行包线内，选取低、中、高、升限多个高度，每个高度选取低、中、高三个飞行速度，发动机工作状态涵盖慢车状态到最大状态的多个典型状态，螺旋桨工作状态涵盖工作转速范围内的多个典型工作状态，飞机姿态包括稳定平飞、机动飞行、起飞、爬升、下滑、着陆和着陆复飞；按照试飞任务单，执行螺旋桨的桨叶温度测试飞行试验，记录测试数据，将其带入校准方程，获取飞行试验中螺旋桨的桨叶温度。
5.如权利要求1所述的测试方法，其特征在于，采用铂热电阻温度传感器进行测温，其测试温度与电阻响应成对应关系，利用高精度电阻箱加载一定电阻来模拟测试温度信号的输入，同时记录测试系统输出电压，然后使用线性拟合的方式建立输入温度与输出电压的对应关系，即为校准方程，如下：
Figure FDA0003173516810000021
方程(1)中：i为测试系统通道编号，Ni为校准系数(单位V/Ω)，Ui为测试系统输出电压(单位V)，Ri为测试系统输入电阻(单位Ω)，R0＝100Ω，Ti为测试系统输入温度(单位℃)，α为电阻变化率(单位Ω/Ω/℃)。
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