CN113371205A - 飞机地面积冰主动检测方法、检测装置、终端及存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了飞机地面积冰主动检测方法、检测装置、终端及存储介质，涉及民用航空地面保障检测技术领域。检测装置嵌入到模拟机翼的表面，第一机翼蒙皮与周围的第二机翼蒙皮为同一高度，第二机翼蒙皮为三分之一机翼部分，运行环境为停机坪，使用支架安装在飞机的高度。外壳的下端口固定在底部封板的边缘，两者都为开口网状结构；肋片式散热器设置在外壳的内部，底部连有风扇。本发明使用无线通讯模块进行通讯，解决布线，节约成本，方便民航工作人员使用，及时有效地提供预警信息，根据预警信息合理调配除冰设备等资源。通过对该装置的驱动和温度控制实现主动降温积冰预警功能，确保航班安全和正点率，对机场积冰领域研究尤为重要。
Description
技术领域
本发明属于民用航空地面保障检测技术领域，尤其涉及飞机地面积冰主动检测方法、检测装置、终端及存储介质。
背景技术
目前，北方冬季，机坪上的飞机因气温较低，环境中的过冷水滴或者过冷雨滴会形成飞机表面积冰(包括积冰、雪、霜等)的现象，特别是机翼表面积冰，直接降低飞机飞行升力，影响飞机安全运行，甚至造成航班不能正常运行，从而威胁人们的生命财产安全。随着民航业飞行密度增加，飞机遭遇结冰的概率大幅度提升。美国联邦航空管理局(FAA)公开数据显示，每年都有因飞机结冰导致飞行事故。为保障飞机正常安全运行，飞机起飞前必须由除冰车进行除冰作业。针对飞机地面积冰，大多采用积冰环境模拟的的手段(专利号：CN101799515A)，即采用积冰模拟实验设备，在大型人工气候实验室中模拟气象环境(包括海拔高度、积冰、喷雾和下雨)。为实现功能齐全的飞机表面积冰检测预测装置，出现了一种结构设计合理、功能齐全的飞机地面积冰环境模拟设备。
通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：
(1)现有技术的设备大多是在模拟飞机环境，在气象条件多变的停机坪环境中不能满足飞机地面积冰主动检测的能力。且有事故记录表明，飞机表面积冰的结冰温度并非绝对，即使周围环境温度在冰点以上，机翼油箱部位表面温度也有出现低于0℃的现象，机翼结冰温度难以得知。
(2)现有技术不能主动降温制冷，不能提前预知未来一段时间内机翼表面结冰情况，达不到飞机积冰预警需求。
(3)现有技术进行通讯时，布线成本高，预警信息及时性差。
解决以上问题及缺陷的意义为：
使用无线通讯模块进行通讯，解决布线，节约成本，方便民航工作人员使用，及时有效地提供预警信息，根据预警信息合理调配除冰设备等资源。
发明内容
为克服相关技术中存在的问题，本发明公开实施例提供了一种飞机地面积冰主动检测方法、检测装置、终端及存储介质。可以通过对该装置的驱动和温度控制实现飞机地面积冰主动检测，所述技术方案如下：
根据本发明公开实施例的第一方面，提供一种飞机地面积冰主动检测装置，包括热电制冷器、温度传感器、第一机翼蒙皮、第二机翼蒙皮、保温隔热垫片、隔热棉、肋片式散热器、外壳、驱动电路模块与控制系统、无线通讯模块、航空插座、风扇、底部封板、气象传感器；
其中，所述的检测装置嵌入到模拟机翼的表面，第一机翼蒙皮与周围的第二机翼蒙皮为同一高度，第二机翼蒙皮为三分之一机翼部分，运行环境为停机坪，使用支架安装在飞机的高度。外壳的下端口固定在底部封板的边缘，两者都为开口网状结构；肋片式散热器设置在外壳的内部，底部连有风扇；外壳的上端口处紧贴机翼蒙皮；
第一机翼蒙皮位于第二机翼蒙皮的开孔中，两者同一高度并且第一机翼蒙皮与第二机翼蒙皮的衔接处安装保温隔热垫片；
热电制冷器安装在第一机翼蒙皮的底面和肋片式散热器的顶面之间；隔热棉填充在热电制冷器件的外周，温度传感器内嵌在第一机翼蒙皮表面；
肋片式散热器与底部封板之间安装风扇；驱动电路模块与控制系统、无线通讯模块和航空插座安装在外壳侧面，驱动电路模块与控制系统在中间位置，无线通讯模块和航空插座设置在驱动电路模块与控制系统的上端和下端；驱动电路模块与控制系统通过无线通讯模块由互联网与机场控制中心的计算机无线连接；
气象传感器安装在三分之一第二机翼蒙皮上表面；上述所有用电部件均由机场电源系统供电。
在本发明一实施例中，所述的肋片式散热器的上端部位是实心基板，下端是肋片式热翅，并且散热翅下端与风扇紧密相连，风扇的下端为底部封板，底部封板与外壳为网状结构。
在本发明一实施例中，所述的驱动电路模块与控制系统是由高性能单片机为核心，接收处理控制指令与传输实时温度数据和气象数据。单片机接收气象预报信息的当前时间阶段的最低温度，若低于当前环境温度，则驱动电路模块与控制系统驱动热电制冷器进行制冷，内嵌在第一机翼蒙皮中的温度传感器实时监测是否达到目标值；
控制系统将温度数据通过无线通讯模块传至互联网，电脑端从互联网获取数据并在组态软件显示，便于实现记录控制过程。与此同时，可有效测试机翼喷洒除冰液后低温环境下保持时间，实现二次预警功能。
在本发明一实施例中，所述的驱动电路模块与控制系统可改变热电制冷器的驱动方式，热电制冷器进行反向制热，使得第一机翼蒙皮快速恢复至环境温度。
在本发明一实施例中，所述的第一机翼蒙皮和第二机翼蒙皮为飞机机翼材料，均是由飞机机翼拆解而来。第二机翼蒙皮机翼装载十个所述的热电制冷器，进行多点布局，从而模拟整个飞机蒙皮的结冰情况，整个装置用支架安装到停机坪，与真实飞机同一高度处。
根据本发明公开实施例的第二方面，提供一种飞机地面积冰主动检测方法，所述飞机地面积冰主动检测方法包括：
获取预测温度值T0(目标温度)；
进行温度采样；
驱动热电制冷器制冷；
温度传感器上传数据；
进行数据显示；驱动电路模块与控制系统中的单片机通过内嵌在第一机翼蒙皮表面的温度传感器实时采集当前第一机翼蒙皮表面的温度T，同时判断当前温度是否为：T＝T0；如果不是，则重新执行驱动热电制冷器制冷、温度传感器上传数据、进行数据显示步骤。
在本发明一实施例中，所述飞机地面积冰主动检测方法具体包括：
驱动电路模块与控制系统中的单片机通过无线通讯模块从互联网上接收停机坪中未来一段时间的环境温度，单片机判断该温度值是否低于当前环境温度，若低于当前环境温度，则驱动电路模块与控制系统驱动热电制冷器进行制冷；
温度传感器实时监测第一机翼蒙皮表面温度值直到第一机翼蒙皮达到目标温度；
单片机将第一机翼蒙皮的实时温度以及气象传感器获得的气象数据通过无线通讯模块及互联网上传给机场控制中心的计算机，并在显示器上进行显示；
所述第一机翼蒙皮到达目标温度后，驱动电路模块与控制系统改变热电制冷器的工作方式，给所述第一机翼蒙皮制热，使所述第一机翼蒙皮快速恢复至环境温度，进行下一次的积冰主动检测。
在本发明一实施例中，在给机翼蒙皮进行制冷过程中，热电制冷器的热端产生热量由肋片式散热器进行散热，同时利用风扇进行强迫风冷散热；
所述计算机结合结冰探测器监测目标温度下测试机翼喷洒除冰液后低温环境下保持时间，实现二次预警。
在本发明一实施例中，所述的驱动电路模块与控制系统还能改变热电制冷器的驱动方式，进行反向制热，使得第一机翼蒙皮恢复至环境温度。
根据本发明公开实施例的第三方面，提供一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，使得所述处理器执行所述的飞机地面积冰主动检测方法。
根据本发明公开实施例的第四方面，提供一种计算机数据处理终端，所述计算机数据处理终端包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行如下步骤：
获取预测温度值T0(目标温度)；
进行温度采样；
驱动热电制冷器制冷；
温度传感器上传数据；
进行数据显示；同时判断当前温度是否为：T＝T0；如果不是，则重新执行驱动热电制冷器制冷、温度传感器上传数据、进行数据显示步骤。
本发明公开的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本发明半导体热电制冷器件作为小区域制冷有着传统制冷方式不可比拟的优势，有效地控制系统设计不仅能够发挥其制冷的良好特性，更能达到稳定、精确和低耗的控制效果。该飞机地面积冰主动检测装置通过半导体热电制冷器主动降温制冷，可提前预知未来一段时间内机翼表面结冰情况，达到飞机积冰预警需求。可通过单片机改变驱动电路模块的电流方向，由此对装置上方机翼表面进行加热，恢复至环境温度，因此能够进行持续地预警感知。同时，除冰液保持时间受大气温度、风速和湿度等气象条件，利用该装置提供的停机坪模拟机翼及积冰主动预测可实现二次预警功能。使用无线通讯模块进行通讯，解决布线，节约成本，方便民航工作人员使用，及时有效地提供预警信息，根据预警信息合理调配除冰设备等资源。通过对该装置的驱动和温度控制实现模拟机翼主动降温积冰预警功能，确保航班安全和正点率，对机场积冰领域研究尤为重要。
正常环境温度下，根据所使用的热电制冷器参数在冬季场外环境，在较好的散热系统加持下，第一机翼表面温度可以达到-35℃，结合控制算法，能够快速温控，可实现飞机地面积冰预警需求。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明的公开。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。
图1是本发明实施例提供的飞机地面积冰主动检测装置示意图。
图2是本发明实施例提供的气象传感器连接示意图。
图3为本发明提供的飞机地面积冰主动检测方法流程图。
图4为本发明提供的飞机地面积冰主动检测装置检测原理图。
图5为本发明提供的飞机地面积冰主动检测装置有限元分析仿真分析图。
图中：1、热电制冷器；2、温度传感器；3、第一机翼蒙皮；4、保温隔热垫片；5、第二机翼蒙皮；6、隔热棉；7、肋片式散热器；8、外壳；9、驱动电路模块与控制系统；10、无线通讯模块；11、航空插座；12、风扇；13、底部封板；14、气象传感器。
具体实施方式
这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本公开的一些方面相一致的装置和方法的例子。
下面结合具体实施例对本发明的技术方案作进一步描述。
实施例
如图1～图2所示，本发明提供的飞机地面积冰主动检测装置运行在机场停机坪区域，检测装置嵌入到模拟机翼的表面，第一机翼蒙皮3与周围的第二机翼蒙皮5为同一高度，第二机翼蒙皮5为三分之一机翼部分，运行环境为停机坪，使用支架安装在飞机的高度。
外壳8的下端口固定在底部封板13的边缘，两者都为开口网状结构；肋片式散热器7设置在外壳8的内部，底部连有风扇12；外壳8的上端口处紧贴第二机翼蒙皮5；第一机翼蒙皮3位于第二机翼蒙皮5的开孔中，两者同一高度并且第一机翼蒙皮3与第二机翼蒙皮5的衔接处安装保温隔热垫片4；热电制冷器1安装在机翼蒙皮3的底面和肋片式散热器7的顶面之间；隔热棉6填充在热电制冷器1的外周；温度传感器2内嵌在第一机翼蒙皮3表面；肋片式散热器7与底部封板13之间安装风扇12；驱动电路模块与控制系统9、无线通讯模块10和航空插座11安装在外壳8侧面，驱动电路模块与控制系统9在中间位置，无线通讯模块10和航空插座11设置在驱动电路模块与控制系统9的上端和下端；
驱动电路模块与控制系统9通过无线通讯模块10由互联网与机场控制中心的计算机无线连接；气象传感器14安装在三分之一第二机翼蒙皮5上表面；上述所有用电部件均由机场电源系统供电。
在本发明一优选实施例中，所述的肋片式散热器7的上端部位是实心基板，下端是肋片式热翅，并且散热翅下端与风扇12紧密相连，风扇12的下端底部封板13，外壳8与底部封板13为网状结构。
在本发明一优选实施例中，所述的驱动电路模块与控制系统9是由高性能单片机为核心，接收处理控制指令与传输实时温度数据和气象数据。单片机接收气象预报信息的当前时间阶段的最低温度，若低于当前环境温度，则驱动电路模块与控制系统9驱动热电制冷器1进行制冷，内嵌在第一机翼蒙皮3中的温度传感器2实时监测是否达到目标值；控制系统将温度数据通过无线通讯模块10传至互联网，电脑端从互联网获取数据并在组态软件显示，便于实现记录控制过程。与此同时，可有效测试机翼喷洒除冰液后低温环境下保持时间，实现二次预警功能。
在本发明一优选实施例中，所述的驱动电路模块与控制系统9可改变热电制冷器1的驱动方式，热电制冷器1进行反向制热，使得第一机翼蒙皮3快速恢复至环境温度。
在本发明一优选实施例中，所述的第一机翼蒙皮3和第二机翼蒙皮5为飞机机翼材料，均是由飞机机翼拆解而来。第二机翼蒙皮5机翼装载十个作所述的热电制冷器1，进行多点布局，从而模拟整个飞机蒙皮的结冰情况，整个装置用支架安装到停机坪，与真实飞机同一高度处。
如图3所示，本发明提供的飞机地面积冰主动检测方法包括：
获取预测温度值T0；
进行温度采样；
驱动制冷器制冷；
温度传感器2上传数据；
进行数据显示；驱动电路模块与控制系统9中的单片机通过内嵌在第一机翼蒙皮3表面的温度传感器2实时采集当前第一机翼蒙皮3表面的温度T，同时判断当前温度是否为：T＝T0；如果不是，则重新执行驱动热电制冷器1制冷、温度传感器2上传数据、进行数据显示步骤。
具体地，如图4所示，把装置用支架放置在停机坪中，与真实飞机机翼同一高度。首先给航空插座11接线，给整个装置供电，整个装置进入初始化装状态。驱动电路模块与控制系统9中的单片机控制系统通过无线通讯模块10从互联网上接收停机坪中未来一段时间的环境温度，单片机判断该温度值是否低于当前环境温度，若低于当前环境温度，则驱动电路模块与控制系统9驱动热电制冷器1进行制冷。温度传感器2实时监测第一机翼蒙皮3表面温度值直到第一机翼蒙皮3达到目标温度。单片机将第一机翼蒙皮3的实时温度以及气象传感器14获得的气象数据通过无线通讯模块10及互联网上传给机场控制中心的计算机，并在显示器上进行显示，结合结冰探测器监测目标温度下的结冰情况。在给机翼蒙皮进行制冷过程中，热电制冷器1的热端产生热量由肋片式散热器7进行散热，为加速散热能力，利用风扇12进行强迫风冷散热。第一机翼蒙皮3到达目标温度后，驱动电路模块与控制系统9改变热电制冷器1的工作方式，给第一机翼蒙皮3制热，使其快速恢复至环境温度，从而进行下一次的积冰主动检测。由此民航工作人员可在机场控制中心的计算机上根据得到的数据，得出未来短时间后飞机表面的结冰情况。
为了分析该装置的运行情况，在有限元分析软件ANSYS ICEPAK中对该装置的简易模型进行仿真，如图5所示，可以看出，在大气温度为0℃，输入电流为2A时，第一机翼蒙皮3表面能够在1分钟后温度降低至-19.2℃。在运行中加入控制系统，能够控制第一机翼蒙皮3表面达到目标温度。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的公开后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。
应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围应由所附的权利要求来限制。
Claims (10)
1.一种飞机地面积冰主动检测装置，其特征在于，所述飞机地面积冰主动检测装置包括：第一机翼蒙皮(3)；
所述第一机翼蒙皮(3)周围连接有第二机翼蒙皮(5)；所述第一机翼蒙皮(3)与第二机翼蒙皮(5)位于同一水平高度；所述第二机翼蒙皮(5)为机翼长度的三分之一；
所述第一机翼蒙皮(3)位于第二机翼蒙皮(5)的开孔中，所述第一机翼蒙皮(3)与第二机翼蒙皮(5)的衔接处安装保温隔热垫片(4)；
热电制冷器(1)安装在所述第一机翼蒙皮(3)的底面和肋片式散热器(7)的顶面之间；
隔热棉(6)填充在所述热电制冷器件(1)的外周；
温度传感器(2)内嵌在所述第一机翼蒙皮(3)表面；所述肋片式散热器(7)与底部封板(13)之间安装风扇(12)；
驱动电路模块与控制系统(9)、无线通讯模块(10)和航空插座(11)安装在外壳(8)侧面；驱动电路模块与控制系统(9)在中间位置，无线通讯模块(10)和航空插座(11)设置在驱动电路模块与控制系统(9)的上端和下端；驱动电路模块与控制系统(9)通过无线通讯模块(10)由互联网与机场控制中心的计算机无线连接；
所述外壳(8)的下端口固定在所述底部封板(13)的边缘；所述肋片式散热器(7)设置在外壳(8)的内部，底部连有风扇(12)；
所述外壳(8)的上端口处紧贴第二机翼蒙皮(5)；
气象传感器(14)安装在所述第二机翼蒙皮(5)上表面。
2.根据权利要求1所述的飞机地面积冰主动检测装置，其特征在于，所述飞机地面积冰主动检测装置嵌入到模拟机翼的表面；运行环境为停机坪，使用支架安装在于飞机同高度处。
3.根据权利要求1所述的飞机地面积冰主动检测装置，其特征在于，所述外壳(8)、底部封板(13)均为开口网状结构；所述的肋片式散热器(7)的上端部位为实心基板，下端为肋片式热翅，并且散热翅下端与风扇(12)紧密相连，所述底部封板(13)位于风扇(12)的下端。
4.根据权利要求1所述的飞机地面积冰主动检测装置，其特征在于，所述的第一机翼蒙皮(3)和第二机翼蒙皮(5)均为飞机机翼材料；所述第二机翼蒙皮(5)机翼装载十个所述的热电制冷器(1)，进行多点布局，模拟整个飞机蒙皮的结冰情况。
5.一种实现如权利要求1-4任意一项所述飞机地面积冰主动检测装置的方法，其特征在于，该飞机地面积冰主动检测方法包括：
获取预测温度值T0；
进行温度采样；
驱动热电制冷器(1)制冷；
温度传感器(2)上传数据；
进行数据显示；驱动电路模块与控制系统(9)中的单片机通过内嵌在第一机翼蒙皮(3)表面的温度传感器(2)实时采集当前第一机翼蒙皮(3)表面的温度T，同时判断当前温度是否为：T＝T0；如果不是，则重新执行驱动热电制冷器(1)制冷、温度传感器(2)上传数据、进行数据显示。
6.根据权利要求5所述的飞机地面积冰主动检测方法，其特征在于，所述飞机地面积冰主动检测方法具体包括：
驱动电路模块与控制系统(9)中的单片机通过无线通讯模块(10)从互联网上接收停机坪中未来一段时间的环境温度，单片机判断该温度值是否低于当前环境温度，若低于当前环境温度，则驱动电路模块与控制系统(9)驱动热电制冷器(1)进行制冷；
温度传感器(2)实时监测第一机翼蒙皮(3)表面温度值直到第一机翼蒙皮(3)达到目标温度；
单片机将第一机翼蒙皮(3)的实时温度以及气象传感器(14)获得的气象数据通过无线通讯模块(10)及互联网上传给机场控制中心的计算机，并在显示器上进行显示；
所述第一机翼蒙皮(3)到达目标温度后，驱动电路模块与控制系统(9)改变热电制冷器(1)的工作方式，给所述第一机翼蒙皮(3)制热，使所述第一机翼蒙皮(3)快速恢复至环境温度，进行下一次的积冰主动检测。
7.根据权利要求5所述的飞机地面积冰主动检测方法，其特征在于，在给机翼蒙皮进行制冷过程中，热电制冷器(1)的热端产生热量由肋片式散热器(7)进行散热，同时利用风扇(12)进行强迫风冷散热；
所述计算机结合结冰探测器监测目标温度下测试机翼喷洒除冰液后低温环境下保持时间，实现二次预警。
8.根据权利要求5所述的飞机地面积冰主动检测方法，其特征在于，所述的驱动电路模块与控制系统(9)还能改变热电制冷器(1)的驱动方式，进行反向制热，使得第一机翼蒙皮(3)恢复至环境温度。
9.一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，使得所述处理器执行权利要求5-8任意一项所述的飞机地面积冰主动检测方法。
10.一种计算机数据处理终端，其特征在于，所述计算机数据处理终端包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行如下步骤：
获取预测温度值T0；
进行温度采样；
驱动热电制冷器(1)制冷；
温度传感器(2)上传数据；
进行数据显示；驱动电路模块与控制系统(9)中的单片机通过内嵌在第一机翼蒙皮(3)表面的温度传感器(2)实时采集当前第一机翼蒙皮(3)表面的温度T，同时判断当前温度是否为：T＝T0；如果不是，则重新执行驱动热电制冷器(1)制冷、温度传感器(2)上传数据、进行数据显示。
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