CN112197932B - 一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法及测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于结冰风洞防除冰试验技术领域，具体涉及一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法及测量方法，修正方法为，采集试验模型上设置的温度传感器探头检测到的试验模型表面温度T_t；测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h₁；获得环境温度T_∞；计算温度边界层的厚度δ；根据试验条件选择修正模型,修正得到修正温度T_w。测量方法为，将温度传感器探头固定在试验模型上，并通过以下步骤得到表面温度值：采集温度传感器探头检测的试验模型表面温度T_t；采用测量工具测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h₁；获得环境温度T_∞；计算温度边界层的厚度δ。通过本发明的修正方法对测量的表面温度进行修正，获得较为准确真实的表面温度。

Description

一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法及测量方法

技术领域

本发明属于结冰风洞防除冰试验技术领域，具体涉及一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法及测量方法。

背景技术

飞机热防除冰系统是保护飞机飞行安全的关键系统之一，热防冰系统设计最重要的参数是飞机蒙皮表面的温度分布和热流分布。所以对风机蒙皮表面温度的测量非常重要。

如中国专利：CN201420296294.2公开了一种机翼蒙皮的测温装置，包括机翼蒙皮的测温位置上安装的铠装热电偶、覆盖铠装热电偶的保护罩、保护罩上设置的连线出口，还包括与铠装热电偶相连接的显示仪表和温度报警器，铠装热电偶贴近机翼蒙皮的测温位置，保护罩将铠装热电偶包裹在内部，铠装热电偶的导线穿过连线出口分别连接至显示仪表和温度报警器，保护罩在流场中具有很好的顺流特性，其厚度在旋转轴线处最大，远离旋转轴线则厚度组件减薄。风洞试验过程中测量机翼蒙皮的温度时，高速气流流过保护罩而不与铠装热电偶发生直接接触，保证了气流流场的稳定，削弱了与高速气流摩擦所产生的空气动力加热现象，增加了承受高温的面积，提高了测温的精度。

中国专利：CN201210493335.2公开了一种用于将测温热电偶安装到蒙皮内表面的安装方法，其中，蒙皮内表面被笛形管释放的气体加热，测温热电偶用于检测蒙皮内表面的温度，安装方法包括：提供金属薄片，金属薄片具有位于一侧的第一表面和位于另一侧的第二表面；焊接测温热电偶到金属薄片的第一表面上；以及胶接金属薄片的第二表面到蒙皮内表面上。通过本发明公开的安装方法能够比较方便地安装测温热电偶，同时，这种安装方法不会破坏蒙皮、易操作实施，而且也使测温热电偶测量得到的温度值更准确。

中国专利：CN201710549537.7公开了一种机翼表面温度测量与存储系统，包括安装在飞机机翼的襟翼上的温度记录模块，温度记录模块与通讯授时模块连接，通讯授时模块还与GPS基准模块天线连接，温度记录模块包括由上盖和下壳构成的模块腔体，模块腔体内部设置有电路控制板，通讯授时模块还与电脑的上位机连接，通讯授时模块将温度记录模块采集存储的现场温度传感器数据上传至电脑上位机，温度记录模块同时与5路高精度的温度传感器组相连，每路温度传感器组包括5片贴片三线式PT100温度热电阻传感器，该发明还公开了机翼表面温度测量与存储系统的测量存储控制方法，该发明解决了现有技术中存在的飞机机翼表面温度不稳定很容易影响翼形气动升力，造成飞机严重事故的问题。

即便现有技术采用了各种安装温度传感器探头的方式，以尽可能地检测到飞机蒙皮表面的温度，但是在将检测的温度作为实际控制参数时发现，这些直接测量的温度值往往存在较大的误差，造成后续试验的障碍。

发明内容

由于蒙皮表面的近壁区存在着一定厚度的速度边界层和温度边界层，蒙皮表面温度是逐渐过渡到外界环境流场的主流区温度，而不是直接跳跃到外界环境流场的主流区温度，即温度分布存在一定的型线。因此，直接将温度传感器探头固定在蒙皮表面，其感应到的温度并不是蒙皮表面的温度，而是蒙皮表面温度到主流区温度之间的过渡温度。

本发明考虑了蒙皮表面温度到主流区温度之间的过渡温度（即温度边界层）对温度测量值的影响，进而经过分析推导，得出了用于飞机防除冰试验模型表面温度的修正方法。

通常，飞机热防除冰是采用热气或者电热作为加热能量，对于热气防冰试验模型，蒙皮表面通常是恒定温度加热，而对于电热除冰试验模型，蒙皮表面通常是恒定热流加热。因此，针对蒙皮表面恒定温度和恒定热流这两种情况，本发明建立了相应的温度边界层型线，基于此型线再建立温度修正方法。

本发明简化温度边界层的型线，推导过程如下：

（1）当恒定温度加热时

温度边界层的温度变化满足：

T=ay+b

y=0时，T_w=b

y=δ时，T_∞=aδ+ T_w

即得到温度边界层分布公式：

；

其中0≤y≤δ，；T_∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度，T_w修正温度；

如图1所示，

Ⅰ、当温度边界层的厚度h₁≤δ时，

温度传感器探头顶部测量的温度为：

温度传感器探头检测试验模型表面温度T_t满足如下关系：

即得到修正公式：

；

其中，h₁为温度传感器探头露出到外界环境的尺寸，T_t为温度传感器探头检测到的温度，T_∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度；

如图2所示，Ⅱ、当温度边界层的厚度h₁＞δ时，

温度传感器探头顶部测量的温度为：

温度传感器探头检测试验模型表面温度T_t满足如下关系：

即得到修正公式：

；

其中，h₁为温度传感器探头露出到外界环境的尺寸，T_t为温度传感器探头检测到的温度，T_∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度；

（2）恒定热流加热时

温度边界层的温度分布满足：

T=ay+b

y=0时，a=q_w/k

y=δ时，T_∞=aδ+ b

b=T_∞-aδ=T_∞-δq_w/k

即得到温度边界层分布公式：

；

其中，T_∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度，k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度；

如图1所示，Ⅰ、当温度边界层的厚度h₁≤δ时，

温度传感器探头顶部测量的温度为：

温度传感器探头检测试验模型表面温度T_t满足如下关系：

即得到修正公式：

其中，T_∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度，k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度，T_t为温度传感器探头检测到的温度，h₁为温度传感器探头露出到外界环境的尺寸；

如图2所示，Ⅱ、当温度边界层的厚度h₁＞δ时，

温度传感器探头顶部测量的温度为：

温度传感器探头检测试验模型表面温度T_t满足如下关系：

即得到修正公式：

其中T_∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度，k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度，T_t为温度传感器探头检测到的温度。

基于上述推导过程，本发明提供了一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，包括如下步骤：

A：采集试验模型上设置的温度传感器探头检测到的温度T_t；测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h₁；获得环境温度T_∞；

B：计算温度边界层的厚度δ；

C：根据试验条件选择修正模型,将T_t、h_1、T_∞、δ代入对应修正模型修正；

所述修正模型包括：模型一、模型二、模型三和模型四；

所述模型一的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型二的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

所述模型三试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型四试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

其中k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度；

D：得到修正温度T_w。

进一步地，温度边界层的厚度δ的计算公式包括：

（1）当雷诺数Re_x≤5×10⁵，试验模型外部流场处于层流状态，则边界层厚度δ的计算公式如下：

（2）当雷诺数Re_x＞5×10⁵，试验模型外部流场处于湍流状态，则边界层厚度δ的计算公式如下：

其中：x是温度测点沿流向距离前缘驻点的距离，Re_x是x位置当地的雷诺数。

进一步地，当温度传感器探头粘贴式固定在试验模型表面，粘接剂的厚度为h₂，则得到修正公式：

恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

。

进一步地，当0≤h₁＜0.1h₂时，h₁忽略不计。

本发明提供了一种基于飞机防除冰试验模型表面温度修正方法的测量方法，将温度传感器探头固定在试验模型上，并通过以下步骤得到表面温度值：

A：采集温度传感器探头检测的试验模型表面温度T_t；采用测量工具测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h₁；获得环境温度

T_∞；

B：计算温度边界层的厚度δ；

C：根据试验条件选择修正模型，将T_t、h_1、T_∞、δ代入对应修正模型修正；

所述修正模型包括：模型一、模型二、模型三和模型四；

所述模型一的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型二的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

所述模型三试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型四试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

其中k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度；

D：得到修正温度T_w，所述修正温度T_w即为试验模型表面真实温度值。

进一步地，所述测量工具包括光学扫描仪器、显微测量设备、粗糙度测量仪、游标卡尺和千分尺测量。

进一步地，所述温度传感器探头固定方式包括通孔式和粘贴式。

进一步地，所述温度传感器探头直接通过粘接剂粘贴在试验模型表面，测量所述粘接剂的厚度h_2。

进一步地，当温度传感器探头粘贴式固定在试验模型表面，粘接剂的厚度为h₂，则修正公式为：

恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

。

采用上述技术方案，本发明包括如下优点：

1、飞机防冰系统保证了飞机的飞行安全，飞机防除冰试验模型表面温度的测量得到的试验模型表面温度与试验模型蒙皮表面实际温度存在较大的差异，而现有技术中飞机防除冰试验模型表面温度的测量通常不进行修正；本发明通过对测量结果进行修正，可以得到较为准确的蒙皮表面温度值。

2、本发明不仅考虑了粘贴式温度传感器探头在试验模型表面外露的情况，还适用于通孔式温度传感器探头在试验模型表面外露的问题，考虑了温度边界层对试验模型表面温度测量的影响，从温度传感器探头检测到的温度值去反推真实的试验模型表面温度，从而提高试验结果的精度。而结冰风洞试验中准确获得试验模型表面温度是保证整个试验成败的关键，也是直接影响到飞机防冰系统设计的成功与否的关键，所以本发明还能提供风洞试验的成功率和为飞机防冰系统设计提供有效的参考数据。

3、通过本发明的修正方法对测量的表面温度进行修正，获得较为准确真实的表面温度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明修正模型示意图一；

图2为本发明修正模型示意图二；

图3为本发明实施例的示意图；

附图中：1、温度传感器探头，2、粘贴剂，3、试验模型，4、光学扫描仪器。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。

本发明提供了一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，包括如下步骤：

A：采集试验模型上设置的温度传感器探头检测到的温度T_t；测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h₁；获得环境温度T_∞；

B：计算温度边界层的厚度δ；

C：根据试验条件选择修正模型,将T_t、h_1、T_∞、δ代入对应修正模型修正；

所述修正模型包括：模型一、模型二、模型三和模型四；

所述模型一的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型二的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

所述模型三试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型四试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

其中k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度；

本领域技术人员可以通过现有技术获得k和q_w；

D：得到修正温度T_w。

其中，k和q_w对于本领域技术人员来说是现有技术。

q_w=Q/A,A是温度测点位置（即温度传感器探头的安装位置）的加热单元覆盖面积，Q是温度测点位置的加热单元功率，通过电源给该加热单元输入的电流和电压可以获得；该计算方式对于本领域技术人员来说是现有技术的。

其中加热单元是对试验模型加热的装置。

需要说明的是，现有技术中飞机蒙皮表面温度的测量中，没有对测量温度进行修正，本发明发现了该测量温度与实际温度不同，并对该测量的温度进行修正，修正得到的温度更加精确。

本发明是在结冰风洞试验中测量试验模型的温度并对该测量温度进行修正，在该试验中，结冰风洞（外界环境）的温度很低，最低温度可以达到零下四十度；而飞机恒定热流防冰试验模型表面的温度可以达到两三百度，飞机恒定温度防冰试验模型表面的温度也可以达到一百多度。所以对于修正公式中的T_t、h_1、T_∞和δ是可以通过测量和计算获得，T_∞就是外界环境温度，可以通过测量，也可以直接通过给定获得。

进一步地，温度边界层的厚度δ的计算公式包括：

（1）当雷诺数Re_x≤5×10⁵，试验模型外部流场处于层流状态，则边界层厚度δ的计算公式如下：

（2）当雷诺数Re_x＞5×10⁵，试验模型外部流场处于湍流状态，则边界层厚度δ的计算公式如下：

其中：x是温度测点沿流向距离前缘驻点的距离，Re_x是x位置当地的雷诺数。温度测点即安装温度传感探头的位置，前缘驻点是本领域的专业术语，对本领域的专业对于本领域技术人员来说x和Re_x的确定是已知的，所以这里就不再详细描述。

进一步地，当温度传感器探头粘贴式固定在试验模型表面，粘接剂的厚度为h₂，则得到修正公式：

恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

。

进一步地，当0≤h₁＜0.1h₂时，h₁忽略不计。

本发明提供了一种基于飞机防除冰试验模型表面温度修正方法的测量方法，将温度传感器探头固定在试验模型上，并通过以下步骤得到表面温度值：

A：采集温度传感器探头检测的试验模型表面温度T_t；采用测量工具测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h₁；获得环境温度

T_∞；

B：计算温度边界层的厚度δ；

C：根据试验条件选择修正模型，将T_t、h_1、T_∞、δ代入对应修正模型修正；

所述修正模型包括：模型一、模型二、模型三和模型四；

所述模型一的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型二的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

所述模型三试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型四试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

其中k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度；

D：得到修正温度T_w，所述修正温度T_w即为试验模型表面真实温度值。

进一步地，所述测量工具包括光学扫描仪器、显微测量设备、粗糙度测量仪、游标卡尺和千分尺测量。

进一步地，所述温度传感器探头固定方式包括通孔式和粘贴式。

其中通孔式：也就是在试验模型的蒙皮上开通孔，将温度传感器探头插入到通孔内，并用粘贴剂将温度探头与通孔内表面紧密贴合并固定。

粘贴式：也就是直接将温度传感器探头粘贴在试验模型的外表面，用粘贴剂将温度传感器探头与试验模型蒙皮表面紧密贴合。

如图3所示，进一步地，所述温度传感器探头直接通过粘接剂粘贴在试验模型表面，测量所述粘接剂的厚度h_2。

进一步地，当温度传感器探头粘贴式固定在试验模型表面，粘接剂的厚度为h₂，则修正公式为：

恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

。

进一步地，所述粘接剂具有耐低温、耐高温和导热等性能。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：包括如下步骤：

A：采集试验模型上设置的温度传感器探头检测到的温度T_t；测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h₁；获得环境温度T_∞；

B：计算温度边界层的厚度δ；

C：根据试验条件选择修正模型,将T_t、h_1、T_∞、δ代入对应修正模型修正；

所述修正模型包括：模型一、模型二、模型三和模型四；

所述模型一的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型二的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

所述模型三试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型四试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

其中k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度；

D：得到修正温度T_w。

2.如权利要求1所述的一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：所述边界层的厚度δ的计算公式包括：

（1）当雷诺数Re_x≤5×10⁵，试验模型外部流场处于层流状态，则边界层厚度δ的计算公式如下：

（2）当雷诺数Re_x>5×10⁵，试验模型外部流场处于湍流状态，则边界层厚度δ的计算公式如下：

其中：x是温度测点沿流向距离前缘驻点的距离，Re_x是温度测点沿流向距离前缘驻点的距离为x的位置处的雷诺数。

3.如权利要求1或2所述的一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：当温度传感器探头粘贴式固定在试验模型表面，粘接剂的厚度为h₂，则得到修正公式：

恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

。

4.如权利要求3所述的一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：当0≤h₁＜0.1h₂时，h₁忽略不计。

5.一种基于飞机防除冰试验模型表面温度修正方法的测量方法，其特征在于：将温度传感器探头固定在试验模型上，并通过以下步骤得到表面温度值：

A：采集温度传感器探头检测的试验模型表面温度T_t；采用测量工具测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h₁；获得环境温度

T_∞；

B：计算温度边界层的厚度δ；

C：根据试验条件选择修正模型，将T_t、h_1、T_∞、δ代入对应修正模型修正；

所述修正模型包括：模型一、模型二、模型三和模型四；

所述模型一的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型二的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

所述模型三试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

所述模型四试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

其中k是空气的导热系数，q_w是试验模型表面热流密度；

D：得到修正温度T_w，所述修正温度T_w即为试验模型表面真实温度值。

6.如权利要求5所述的一种基于飞机防除冰试验模型表面温度修正方法的测量方法，其特征在于：所述测量工具包括光学扫描仪器、显微测量设备、粗糙度测量仪、游标卡尺和千分尺测量。

7.如权利要求5所述的一种基于飞机防除冰试验模型表面温度修正方法的测量方法，其特征在于：所述温度传感器探头固定方式包括通孔式和粘贴式。

8.如权利要求7所述的一种基于飞机防除冰试验模型表面温度修正方法的测量方法，其特征在于：所述温度传感器探头直接通过粘接剂粘贴在试验模型表面，测量所述粘接剂的厚度h_2。

9.如权利要求6或7所述的一种基于飞机防除冰试验模型表面温度修正方法的测量方法，其特征在于：当温度传感器探头粘贴式固定在试验模型表面，粘接剂的厚度为h₂，则修正公式为：

恒定温度对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定温度对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁≤δ,修正公式为：

；

恒定热流对试验模型加热且h₁＞δ,修正公式为：

。

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