CN110589026B - 闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置(100)。该地面试验装置(100)包括电源(101)、控制器(102)和对飞行器的机翼前缘(115)进行冷却的冷却回路。冷却回路包括：设置在冷却回路入口处的控制阀门(111)、入口流量传感器(112)和入口温度传感器(113)；以及设置在冷却回路出口处的出口温度传感器(114)。控制器(102)根据入口流量传感器(112)、入口温度传感器(113)和出口温度传感器(114)检测到的数据调整冷却回路的冷却功率。该地面试验装置能够以更低的成本实时地改变或调节模拟环境的温度值。

Description

闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置

技术领域

本发明涉及一种电防冰系统地面试验装置，更具体地说，涉及一种闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置。利用该地面试验装置可以在地面上模拟飞行器电防冰系统在高空中的工作状况，并且实时改变或调节模拟环境的温度值。此外，该装置还可以用于检测电防冰系统的加热元件是否存在制造缺陷，以保证其制造质量。

背景技术

飞行器在低于冰点的寒冷天气中飞行时，飞行器机体会出现结冰现象。结冰会严重影响飞行器的飞行安全，例如：机翼前缘结冰会导致飞行器升力减少、阻力增加，并进一步导致操纵性变差；发动机进气口结冰会导致进气不畅，影响发动机推力，脱落的冰块还有可能击伤发动机叶片；风挡结冰会影响飞行员的飞行视野等等。因此，飞行器一般都配备有电防冰系统。

由于结冰试飞风险高、技术难度大，因此电防冰系统在装机前通常需要在地面上进行充分的检测和验证，以消除使用隐患。对于电防冰系统的地面试验，国内外业界一般采用冰风洞、地面喷射过冷水雾等方式进行模拟，所应用的技术复杂、成本高且无法灵活地调节冷却温度。

例如，由中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所于2015年12月11日提交的中国专利申请CN105466713A中公开了一种模拟飞机防冰除冰系统试验装置。该试验装置包括雾化装置、喷雾粒度分析仪、低温控制间及试验件，其中，低温控制间用于模拟试验件的实际工作环境温度，试验件设置在低温控制间内，雾化装置为试验件提供模拟液态水滴，喷雾粒度分析仪设置在雾化装置与试验件之间，用于检测雾化装置向试验件喷出的液态水滴的粒度大小。由此可见，该发明申请本质上属于一种地面形成并喷射过冷水雾的装置。然而，在实际运行过程中，如果发现过冷水雾温度不合适的话，只能通过改变预先设定的温度值实现温度调节，而无法实时改变过冷水雾的温度。而且，低温控制间所应用的技术复杂、成本高且周期长。

又比如，在康福斯(苏州)航空工业有限公司于2014年4月2日提交的中国实用新型专利CN203858089U中公开了一种飞机防冰系统试验装置。该统试验装置包括洞体、气源装置、制冷装置、喷水装置、调控装置及测量装置。制冷装置包括涡轮冷却器和第一阀门，制冷装置通过管道一端与气源装置连接，另一端通向洞体。喷水装置包括通过管路顺序连接的中压气源、储水器、第二阀门、喷水架，喷水架上设置有雾化喷嘴。调控装置包括第一阀门、第二阀门、挡板以及调节板。测量装置包括设置在洞体内的温度计、风速计、压力表及照相设备。这种试验装置属于地面喷射过冷水雾的风洞装置，其同样存在无法实时改变过冷水雾的温度的问题。而且，与低温控制间相比，风洞装置所应用的技术同样复杂，成本也较为高昂。

因此，目前需要研制一种电防冰系统地面试验装置，利用该地面试验装置可以以更低的成本在地面上模拟飞行器电防冰系统在高空中的工作状况，并且实时改变或调节模拟环境的温度值。此外，该装置还可以用于检测电防冰系统的加热元件是否存在制造缺陷，以保证其制造质量。

发明内容

本发明的目的在于提供一种电防冰系统地面试验装置，该地面试验装置能够以更低的成本实时地改变或调节模拟环境的温度值。

本发明的另一目的在于提供一种对飞行器的机翼前缘进行冷却的方法和/或检测加热元件缺陷的方法。

根据本发明的第一方面涉及一种闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置，该地面试验装置包括电源、控制器和对飞行器的机翼前缘进行冷却的冷却回路，其中，冷却回路包括：设置在冷却回路入口处的控制阀门；设置在冷却回路入口处的入口流量传感器；设置在冷却回路入口处的入口温度传感器；以及设置在冷却回路出口处的出口温度传感器，控制器根据入口流量传感器、入口温度传感器和出口温度传感器检测到的数据调整冷却回路的冷却功率。

与传统的开环式飞行器电防冰系统地面试验装置相比，本申请提出了一种“闭环式”飞行器电防冰系统地面试验装置。

众所周知，在系统控制领域中，“开环控制”是指没有反馈信息的系统控制方式。具体来说，当操作人员启动系统并使其进入运行状态后，开环控制系统会将操作人员的指令一次性输向受控对象。此后，操作人员对受控对象的变化便不能作进一步的控制。采用“开环控制”的系统，操作指令的设计十分重要，一旦出错，将产生无法挽回的损失。

与之不同，“闭环控制”是指作为被控的输出以一定方式返回到作为控制的输入端并对输入端施加控制影响的系统控制方式。具体来说，当操作人员启动系统后，通过系统运行将控制信息输向受控对象，并将受控对象的状态信息反馈到输入中，以修正操作过程，使系统的输出符合预期要求。

根据本发明的电防冰系统地面试验装置利用闭环方式进行控制，因而克服了传统的开环式飞行器电防冰系统地面试验装置所存在的温度调节困难、操作不便且成本昂贵等缺点。

较佳的是，可以通过调节控制阀门的开度进而调节进入冷却回路的冷却水流量来调整冷却回路的冷却功率。

在本发明的又一个较佳实施例中，地面试验装置还可以包括加热回路，其中，加热回路包括：沿机翼前缘的至少一部分布置的加热元件；以及沿加热元件的至少一部分布置的加热温度传感器，控制器根据加热温度传感器检测到的数据调节加热元件的加热功率。

较佳的是，加热元件可以沿机翼前缘的中心轴线对称布置。

此外，加热元件还可以具有加热膜的形式。

更佳的是，加热温度传感器可以布置在加热元件的内侧，从而对加热元件的温度进行精确测量。

加热温度传感器可以由多个传感器构成。在该情况下，这些传感器也可以沿机翼前缘的中心轴线对称布置。

根据本发明的第二方面涉及一种利用如上所述的地面试验装置对飞行器的机翼前缘进行冷却的方法，包括以下步骤：

接收由入口流量传感器和入口温度传感器检测到的冷却水流位于冷却回路入口处的流量和温度；

接收由出口温度传感器检测到的冷却水流位于冷却回路出口处的温度；

根据检测到的数据计算冷却水流的冷却功率，

当冷却水流的冷却功率低于预定功率值时，增大控制阀门的开度，以增加进入冷却回路的冷却水流量；或者

当冷却水流的冷却功率高于预定功率值时，减小控制阀门的开度，以减少进入冷却回路的冷却水流量。

根据本发明的第三方面涉及一种利用如上所述的地面试验装置检测加热元件缺陷的方法，包括以下步骤：

接收由加热温度传感器检测到的加热元件的温度；

当加热元件的温度高于预定温度时，降低加热元件的加热功率，或者当加热元件的温度低于预定温度时，升高加热元件的加热功率；

比较构成加热温度传感器的多个传感器中的每一个传感器所检测到的温度，以确定存在缺陷的加热元件的位置。

较佳的是，可以通过延长或缩短加热元件的加热时间来升高或降低加热元件的加热功率。

综上所述，根据本发明的电防冰系统地面试验装置具有以下优点：

(1)克服了传统的开环式飞行器电防冰系统地面试验装置所存在的温度调节困难、操作不便且成本昂贵等缺点，能够以更低的成本和更快的速度根据反馈实时调整冷却回路的冷却功率；

(2)还可以检测飞行器电防冰系统地面试验装置的加热元件是否存在缺陷，及时消除飞行安全隐患。

附图说明

为了进一步说明根据本发明的电防冰系统地面试验装置的结构及其使用方法，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，其中：

图1示出了根据本发明的电防冰系统地面试验装置的冷却回路和加热回路的连接示意图；

图2是飞行器机翼前缘的局部断面图，其中示出了布置在飞行器机翼前缘的加热元件和加热温度传感器；以及

图3是根据本发明的电防冰系统地面试验装置的冷却功率和加热功率随时间变化的曲线图。

附图标记

100 地面试验装置

101 电源

102 控制器

103 控制阀门连接回路

104入口流量传感器连接回路

105入口温度传感器连接回路

106加热元件连接回路

107加热温度传感器连接回路

108出口温度传感器连接回路

109 加热元件

110 加热温度传感器

111 控制阀门

112 入口流量传感器

113 入口温度传感器

114 出口温度传感器

115 机翼前缘

F 冷却水流

具体实施方式

下面结合附图说明本发明的电防冰系统地面试验装置的结构及其使用方法，其中，相同的部件由相同的附图标记进行标示。

图1示出了根据本发明的电防冰系统地面试验装置的冷却回路和加热回路的连接示意图。

如图1所示，根据本发明的闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置100由电源101、控制器102、冷却回路和加热回路构成，其中，电源101对控制器102进行供电，控制器102通过至少一条连接回路对冷却回路和加热回路进行控制，冷却回路用于对飞行器的机翼前缘115进行冷却，以模拟机翼处在高空飞行的结冰条件，加热回路用于对布置在机翼前缘附近的加热元件进行检测，以发现它们是否存在缺陷。

具体地说，冷却回路包括：设置在冷却回路入口处的控制阀门111；设置在冷却回路入口处且位于控制阀门111附近的入口流量传感器112；设置在冷却回路入口处或附近的入口温度传感器113；以及设置在冷却回路出口处或附近的出口温度传感器114。

从图1中可以看到，冷却水流F从冷却回路入口处注入冷却回路，并且在冷却回路出口处离开冷却回路。

而且，控制阀门111通过控制阀门连接回路103与控制器102连接，入口流量传感器112通过入口流量传感器连接回路104与控制器102连接，入口温度传感器113通过入口温度传感器连接回路105与控制器102连接，并且出口温度传感器114通过出口温度传感器连接回路108与控制器102连接。

控制器102由此通过上述连接回路接收到入口流量传感器112、入口温度传感器113和出口温度传感器114所检测到的数据，即：冷却水流F在冷却回路入口处的流量、冷却水流F在冷却回路入口处的温度以及冷却水流F在冷却回路出口处的温度。控制器102因而根据上述数据调整冷却回路的冷却功率。

在本发明的一个较佳实施例中，控制器102可以通过调节控制阀门111的开度进而调节进入冷却回路的冷却水流量来调整冷却回路的冷却功率。但是，对于本领域的普通技术人员来说易于理解的是，还可以通过其它方式来调整冷却回路的冷却功率，例如，在冷却回路中添加制冷剂或制冷效果更好的另一种流体等。这些方式都应当被视为落在本发明的保护范围之内。

加热回路包括：沿机翼前缘115的至少一部分布置的加热元件109；以及沿加热元件109的至少一部分布置的加热温度传感器110。请参见图2，该图是飞行器机翼前缘的局部断面图，其中示出了布置在飞行器机翼前缘115的加热元件109和加热温度传感器110。

可以看到，机翼前缘115呈现钝圆头部形状，加热元件109整体呈现条带形状，其沿着机翼前缘115的轮廓连续分布在机翼前缘115的至少一部分上。在本发明的一个较佳实施例中，加热元件109沿机翼前缘115的中心轴线对称布置。当然，本领域的普通技术人员易于理解的是，加热元件109也可以间断地分布在机翼前缘115的至少一部分上。另外，考虑到机翼的迎风侧所受到的气体作用力要大于背风侧，因此也可以在机翼的迎风侧设置长度更长的加热元件。这些变化均应当落在本发明的保护范围之内。

加热元件109较佳地具有加热膜的形式。同样，本领域的普通技术人员也可以根据实际情况变更加热元件109的数量、形状、分布位置和加热原理，这些变化对于本领域的普通技术人员来说应当是易于想到的。

请继续参见图2，加热温度传感器110布置在加热元件109的内侧。这里使用的术语“内侧”指代的是远离机翼前缘115的一侧。相应地，术语“外侧”指代的是靠近机翼前缘115的一侧。由于加热元件109通过加热元件连接回路106连接到控制器102，加热温度传感器110通过加热温度传感器连接回路107连接到控制器102，将加热温度传感器110布置在加热元件109的内侧显然更为合理，因为能够避免加热温度传感器连接回路107的布线与加热元件109相冲突。当然，在加热元件109间断地分布在机翼前缘115的至少一部分上的情况中，也可以将加热温度传感器110布置在加热元件109的外侧。

在本发明的再一个实施例中，加热温度传感器110由多个传感器构成。在此情况下，可以将这些传感器沿加热元件109的整个长度均匀地分布，或者将这些传感器同样沿机翼前缘115的中心轴线对称布置。这样的设计变化对于本领域的普通技术人员来说也是易于理解和想到的。

利用加热元件连接回路106和加热温度传感器连接回路107，控制器102根据加热温度传感器110检测到的数据调节加热元件109的加热功率。同样，可以采用各种方法升高或降低加热元件的加热功率，例如，一种典型方法包括通过延长或缩短加热元件的加热时间来升高或降低加热元件的加热功率。

在实际应用中，一方面可以利用上述地面试验装置100对飞行器的机翼前缘115进行冷却，另一方面可以利用上述地面试验装置100检测加热元件109的缺陷。

具体来说，利用地面试验装置100对飞行器的机翼前缘115进行冷却的方法包括以下步骤：

接收由入口流量传感器112和入口温度传感器113检测到的冷却水流F位于冷却回路入口处的流量和温度；

接收由出口温度传感器114检测到的冷却水流F位于冷却回路出口处的温度；

根据检测到的数据计算冷却水流F的冷却功率，其中，当冷却水流F的冷却功率低于预定功率值时，增大控制阀门111的开度，以增加进入冷却回路的冷却水流量；或者当冷却水流F的冷却功率高于预定功率值时，减小控制阀门111的开度，以减少进入所述冷却回路的冷却水流量。

通过上述方法，本发明克服了传统的开环式飞行器电防冰系统地面试验装置所存在的温度调节困难、操作不便且成本昂贵等缺点，能够以更低的成本和更快的速度根据反馈实时调整冷却回路的冷却功率。

此外，利用地面试验装置100检测加热元件109缺陷的方法包括以下步骤：

接收由加热温度传感器110检测到的加热元件109的温度；

当加热元件109的温度高于预定温度时，降低加热元件109的加热功率，或者当加热元件109的温度低于预定温度时，升高加热元件109的加热功率；

比较构成加热温度传感器110的多个传感器中的每一个传感器所检测到的温度，以确定存在缺陷的加热元件109的位置。

具体来说，通过延长或缩短加热元件109的加热时间，可以升高或降低加热元件109的加热功率，通过测量每个传感器的温升情况，可以确定加热元件109的相对热点和冷点，从而定位其制造缺陷。

请参见图3，该图示出了根据本发明的电防冰系统地面试验装置的冷却功率和加热功率(单位：瓦)随时间(单位：秒)变化的曲线。可以看到电防冰系统地面测试方案如下：

首先开启冷却回路，控制器102根据入口流量传感器112、入口温度传感器113和出口温度传感器114检测到的数据计算冷却回路的冷却功率。当该冷却功率不满足预定功率值时，通过调节控制阀门111的开度来改变冷却功率(如图3中表示冷却功率的虚线的突变段所示)。

随后开启电防冰系统地面测试装置，并接通加热回路。如先前所述，控制器102接收由加热温度传感器110检测到的加热元件109的温度数据，并通过调节加热元件109的加热时间来改变加热元件109的加热功率。

在电防冰系统地面测试装置开启时，加热回路以满功率工作，使温度数据达到顶峰，之后逐渐降低加热回路的加热功率，使得图3中表示加热功率的虚线也随之回落，在达到部分功率维持目标温度之后，虚线开始走平，并且在冷却功率开始变化之时随之开始连续变化。

当然，本领域的普通技术人员能够理解的是，上述测试方案仅是一个优选方案，并非基于对本发明作任何限制的目的而作出。本领域的普通技术人员当然可以在本领域的范围内对其作任何合理的改动和变化。

虽然以上结合了各种较佳实施例对本发明的电防冰系统地面试验装置的结构及其使用方法进行了说明，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

Claims (10)

1.一种闭环式飞行器电防冰系统地面试验装置（100），所述地面试验装置（100）包括电源（101）、控制器（102）和对所述飞行器的机翼前缘（115）进行冷却的冷却回路，其特征在于，

所述冷却回路连接所述机翼前缘（115），并且包括：

设置在所述冷却回路入口处的控制阀门（111）；

设置在所述冷却回路入口处的入口流量传感器（112）；

设置在所述冷却回路入口处的入口温度传感器（113）；以及

设置在所述冷却回路出口处的出口温度传感器（114），

所述控制器（102）根据所述入口流量传感器（112）、所述入口温度传感器（113）和所述出口温度传感器（114）检测到的数据调整所述冷却回路的冷却功率，通过调节所述控制阀门（111）的开度进而调节进入所述冷却回路的冷却水流量来调整所述冷却回路的冷却功率。

2.如权利要求1所述的地面试验装置（100），其特征在于，所述地面试验装置（100）还包括加热回路，其中，

所述加热回路包括：

沿所述机翼前缘（115）的至少一部分布置的加热元件（109）；以及

沿所述加热元件（109）的至少一部分布置的加热温度传感器（110），

所述控制器（102）根据所述加热温度传感器（110）检测到的数据调节所述加热元件（109）的加热功率。

3.如权利要求2所述的地面试验装置（100），其特征在于，所述加热元件（109）沿所述机翼前缘（115）的中心轴线对称布置。

4.如权利要求3所述的地面试验装置（100），其特征在于，所述加热元件（109）具有加热膜的形式。

5.如权利要求2所述的地面试验装置（100），其特征在于，所述加热温度传感器（110）布置在所述加热元件（109）的内侧。

6.如权利要求5所述的地面试验装置（100），其特征在于，所述加热温度传感器（110）由多个传感器构成。

7.如权利要求6所述的地面试验装置（100），其特征在于，所述多个传感器沿所述机翼前缘（115）的中心轴线对称布置。

8.一种利用如权利要求1至7中任一项所述的地面试验装置（100）对飞行器的机翼前缘（115）进行冷却的方法，包括以下步骤：

接收由入口流量传感器（112）和入口温度传感器（113）检测到的冷却水流（F）位于所述冷却回路入口处的流量和温度；

接收由出口温度传感器（114）检测到的冷却水流（F）位于所述冷却回路出口处的温度；

根据检测到的数据计算冷却水流（F）的冷却功率，

当冷却水流（F）的冷却功率低于预定功率值时，增大所述控制阀门（111）的开度，以增加进入所述冷却回路的冷却水流量；或者

当冷却水流（F）的冷却功率高于预定功率值时，减小所述控制阀门（111）的开度，以减少进入所述冷却回路的冷却水流量。

9.一种利用如权利要求6或7所述的地面试验装置（100）检测加热元件（109）缺陷的方法，包括以下步骤：

接收由加热温度传感器（110）检测到的所述加热元件（109）的温度；

当所述加热元件（109）的温度高于预定温度时，降低所述加热元件（109）的加热功率，或者当所述加热元件（109）的温度低于预定温度时，升高所述加热元件（109）的加热功率；

比较构成所述加热温度传感器（110）的多个传感器中的每一个传感器所检测到的温度，以确定存在缺陷的所述加热元件（109）的位置。

10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，通过延长或缩短所述加热元件（109）的加热时间来升高或降低所述加热元件（109）的加热功率。

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