CN110702419B - 一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于民用直升机发动机进气系统进气系统防冰验证技术领域，公开了一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法，包括：发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩；所述进气道安装在所述机身整流罩上；所述发动机进气模拟装置的气流进口与所述进气道的出口连接；所述发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩放置在冰风洞中，能够实现在冰风洞试验条件下进行民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，可有效解决闭环风洞中无法放置发动机的问题，具有试验难度小，结果准确的优点。

Description

一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法
技术领域
本发明属于民用直升机发动机进气系统防冰验证技术领域，尤其涉及一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法。
背景技术
直升机穿过含有过冷水汽等具有结冰气象条件的云层时，发动机进气系统会出现结冰现象。结冰对发动机的正常工作是极其不利的，发动机进气系统结冰会改变进气气流通道的形状，减小发动机进气面积，增加总压损失，甚至堵塞进气道，造成发动机不能正常工作，引起飞行事故；在发动机和直升机振动的作用下，进气系统结冰层可能会脱落进入压气机而损伤发动机零部件，造成机械事故。在民用直升机的适航规章CCAR－27－R1《正常类旋翼航空器适航规定》的§27.1093条款进气系统防冰和CCAR－29－R1《运输类旋翼航空器适航规定》的§29.1093条款进气系统防冰中，都明确要求直升机研制过程中须证明直升机进气系统在结冰情况下有保证发动机正常工作的能力。因此，采用有效的方法验证发动机在进气系统结冰情况下的工作能力是直升机设计中的关键技术之一。
研究直升机结冰与防除冰的试验手段通常有冰风洞试验、地面结冰试验和飞行结冰试验。冰风洞试验能够准确模拟结冰气候条件的各种参数，冰风洞试验成本较低，易于控制，但是需将真实发动机放入冰风洞中，试验条件难以达到。飞行结冰试验包含干空气飞行试验、模拟结冰飞行试验和自然结冰飞行试验；飞行试验风险系数较高，同时试验条件难以寻找。地面结冰试验模拟自然结冰情况下的大气条件，以进行接近真实环境的结冰研究，但是地面试验不能完全模拟不同试验条件。
发明内容
针对上述技术问题，本发明的目的在于提供一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法，能够实现在冰风洞试验条件下进行民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，可有效解决闭环风洞中无法放置发动机的问题，具有试验难度小，结果准确的优点。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。
技术方案一：
一种发动机进气系统防冰符合性试验系统，所述系统包括：发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩；所述进气道安装在所述机身整流罩上；
所述发动机进气模拟装置的气流进口与所述进气道的出口连接；
所述发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩放置在冰风洞中。
本发明技术方案一的特点和进一步的改进为：
(1)所述进气道的出口处设置有防冰速压管测量装置，所述进气道内表面设置有测压孔测量装置。
(2)所述防冰速压管测量装置，用于获取发动机进气系统的总压损失系数；
所述测压孔测量装置，用于获取发动机进气系统的压力畸变指数。
技术方案二：
一种发动机进气系统防冰符合性试验方法，所述方法应用于技术方案一所述的系统中，所述方法包括：
确定多个结冰大气条件分别对应的状态参数；
根据每个状态参数对发动机进气模拟装置进行喷水试验；
喷水试验持续的过程中，获取发动机进气系统中进气道出口的总压分布，从而得到总压损失系数和压力畸变指数；
判断所述发动机进气系统的总压损失系数和压力畸变指数是否满足适航条款要求。
本发明技术方案二的特点和进一步的改进为：
(1)所述方法还包括：通过三维扫描装置扫描进气道中进气防护网冰型，并与发动机进气防护网冰型要求对比，判断进气道中进气防护网冰型是否满足要求。
(2)确定多个结冰大气条件分别对应的状态参数中，所述状态参数至少包括：大气温度、高度、速度、连续最大结冰状态液态水含量、间断最大结冰状态液态水含量、平均水滴直径、模拟发动机进气状态流量以及试验时间。
(3)多个结冰大气条件至少包含连续最大结冰条件CMI和间断最大结冰条件IMI，所述喷水试验持续的过程具体为：
在连续最大结冰条件和间断最大结冰条件下交替进行喷水试验。
(4)在连续最大结冰条件和间断最大结冰条件下交替进行喷水试验的过程中，所述连续最大结冰条件进行喷水试验的时长根据其对应的水平云层距离确定，所述间断最大结冰条件进行喷水试验的时长根据其对应的水平云层距离确定。
本发明提供的一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法能够实现在冰风洞试验条件下进行民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，可有效解决闭环风洞中无法放置发动机的问题，具有试验难度小，结果准确的优点。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种发动机进气系统防冰符合性试验方法的流程示意图。
具体实施方式
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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。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。
一种民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，包含试验方法、状态点选取、试验程序。
试验方法：选取进气道与部分机身整流罩，通过冰风洞试验模拟不同结冰条件，同时通过发动机进气模拟装置，在冰风洞中模拟不同发动机工作状态下发动机进气条件，通过在进气道出口增加防冰速压管测量、进气道内表面增加测压孔测量，得到发动机进气系统的总压损失系数与压力畸变指数
通过与发动机进气系统要求对比，以此判断发动机进气系统是否能够满足适航条款要求。通过三维扫描装置扫描进气防护网冰型，与发动机进气防护网结冰要求对比，判断进气防护网结冰是否满足要求。如不能满足适航条款要求，则改进发动机进气系统设计
结冰参数选取：直升机发动机进气系统的结冰特性主要受大气温度、飞行速度、水滴平均有效直径(MVD)、压力(高度)、液态水含量(LWC)和发动机功率状态影响。CCAR－29附录C中给出了结冰的天气条件，包含连续最大结冰(CMI)和间断最大结冰(IMI)两种自然结冰天气条件。
交替结冰周期与喷水时间：直升机在云层中的飞行时间主要由云层的水平距离确定，水平距离越大，直升机在云层中的飞行时间越长，相应的结冰时间也会增加。连续最大结冰标准水平云层距离为32km，当直升机速度为77.3m/s时，试验时间为6.9min；当直升机飞行速度为41.2m/s时，试验时间为12.9min。间断最大结冰标准水平云层距离为5km，当直升机速度为77.3m/s时，试验时间为1.1min；当直升机飞行速度为41.2m/s时，试验时间为2min。为真实模拟直升机飞行中偶含过冷水滴云层的情况，连续最大结冰条件和间断最大结冰条件试验应交替进行，每个试验周期选取AC－29－2C运输类旋翼航空器适航规定咨询通告要求中规定的“在指定结冰情况下保持30min”。
试验程序：在喷水之前把试验参数(温度、高度、速度、平均水滴直径(MVD)、液态水含量、发动机进气量)设置到给定的值并稳定后开始试验，喷水结束后降低风洞温度，结束试验。
具体的，本发明实施例提供一种发动机进气系统防冰符合性试验方法，如图1所示，所述方法包括：
确定多个结冰大气条件分别对应的状态参数；
根据每个状态参数对发动机进气模拟装置进行喷水试验；
喷水试验持续的过程中，获取发动机进气系统中进气道出口的总压分布，从而得到总压损失系数和压力畸变指数；
判断所述发动机进气系统的总压损失系数和压力畸变指数是否满足适航条款要求。
进一步的，所述方法还包括：通过三维扫描装置扫描进气道中进气防护网冰型，并与发动机进气防护网冰型要求对比，判断进气道中进气防护网冰型是否满足要求。
其中，确定多个结冰大气条件分别对应的状态参数中，所述状态参数至少包括：大气温度、高度、速度、连续最大结冰状态液态水含量、间断最大结冰状态液态水含量、平均水滴直径、模拟发动机进气状态流量以及试验时间。
多个结冰大气条件至少包含连续最大结冰条件CMI和间断最大结冰条件IMI，所述喷水试验持续的过程具体为：
在连续最大结冰条件和间断最大结冰条件下交替进行喷水试验。
在连续最大结冰条件和间断最大结冰条件下交替进行喷水试验的过程中，所述连续最大结冰条件进行喷水试验的时长根据其对应的水平云层距离确定，所述间断最大结冰条件进行喷水试验的时长根据其对应的水平云层距离确定。
本发明提供的能够实现在冰风洞试验条件下进行民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，可有效解决闭环风洞中无法放置发动机的问题，具有试验难度小，结果准确的优点。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，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。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种发动机进气系统防冰符合性试验方法，所述方法应用于发动机进气系统防冰符合性试验系统，其特征在于，
所述系统包括：发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩；所述进气道安装在所述机身整流罩上；
所述发动机进气模拟装置的气流进口与所述进气道的出口连接；
所述发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩放置在冰风洞中；
所述进气道的出口处设置有防冰速压管测量装置，所述进气道内表面设置有测压孔测量装置；
所述防冰速压管测量装置，用于获取发动机进气系统的总压损失系数；
所述测压孔测量装置，用于获取发动机进气系统的压力畸变指数；
所述方法包括：
确定多个结冰大气条件分别对应的状态参数；
根据每个状态参数对发动机进气模拟装置进行喷水试验；
喷水试验持续的过程中，获取发动机进气系统中进气道出口的总压分布，从而得到总压损失系数和压力畸变指数；
判断所述发动机进气系统的总压损失系数和压力畸变指数是否满足适航条款要求。
2.根据权利要求1所述的一种发动机进气系统防冰符合性试验方法，其特征在于，所述方法还包括：通过三维扫描装置扫描进气道中进气防护网冰型，并与发动机进气防护网冰型要求对比，判断进气道中进气防护网冰型是否满足要求。
3.根据权利要求1所述的一种发动机进气系统防冰符合性试验方法，其特征在于，确定多个结冰大气条件分别对应的状态参数中，所述状态参数至少包括：大气温度、高度、速度、连续最大结冰状态液态水含量、间断最大结冰状态液态水含量、平均水滴直径、模拟发动机进气状态流量以及试验时间。
4.根据权利要求1所述的一种发动机进气系统防冰符合性试验方法，其特征在于，多个结冰大气条件至少包含连续最大结冰条件CMI和间断最大结冰条件IMI，所述喷水试验持续的过程具体为：
在连续最大结冰条件和间断最大结冰条件下交替进行喷水试验。
5.根据权利要求4所述的一种发动机进气系统防冰符合性试验方法，其特征在于，在连续最大结冰条件和间断最大结冰条件下交替进行喷水试验的过程中，所述连续最大结冰条件进行喷水试验的时长根据其对应的水平云层距离确定，所述间断最大结冰条件进行喷水试验的时长根据其对应的水平云层距离确定。
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