CN113834684A

CN113834684A - 一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统及方法

Info

Publication number: CN113834684A
Application number: CN202111421369.6A
Authority: CN
Inventors: 吴敬涛; 王彬文; 任战鹏; 王嘉玺; 唐扬刚
Original assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Current assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date: 2021-11-26
Filing date: 2021-11-26
Publication date: 2021-12-24
Anticipated expiration: 2041-11-26
Also published as: CN113834684B

Abstract

本发明公开了一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统及方法，属于飞机测试技术领域，模拟系统包括用于容纳航空飞机的实验仓、位于实验仓内部4个角落的4组造雪机、以及位于每组造雪机前方的导流屏障，导流屏障中部对应喷管的前端开设有开口，开口内部设有可沿开口转动滑动的导流罩，导流屏障内表面设有若干用于吸收噪音的吸音挡板，导流屏障内表面中部设有2组用于收集雪花的收集仓。模拟方法包括：S1布置系统；S2调整温度；S3调整造雪量；S4调整含水量；S5调整能见度及雪花粒径；S6降雪强度评价。本发明的降雪环境模拟方法，降雪环境参数稳定可控，环境参数可调范围广，并可重复进行模拟，不受自然条件影响并节省实验成本。

Description

一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统及方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统及方法。

背景技术

航空是一种复杂而有战略意义的人类活动，指飞行器在地球大气层（空气空间）中的飞行（航行）活动，航空飞机是最常见的飞行器，在公共运输、航空运动、国防军事等领域占据着重要的位置。

对于航空飞机的测试研究一直在持续不断的进行，而专用的气候实验室是开展航空飞机试验的重要前提，通过专用气候实验室模拟各种不同的气候环境条件以达到对航空飞机性能测试的目的。

民用飞机是航空飞机中使用最广泛的一种飞机，而在民用飞机飞行过程中经常会遭遇降雪等较为恶劣的气候条件，积雪引起的冰积聚对民用飞机结构与机构的功能和性能的影响是降/扬雪环境最显著的环境效应，比如活动机构由于覆雪积冰导致卡滞，机翼表面由于结冰使得其气动性能下降。在适航规章中规定了民用飞机有关降雪的内容，具体是对民机驾驶舱、涡轮发动机进气和进气系统防冰的要求，主要考察降雪环境引起的融水渗漏、吞雪和冰积聚对民用飞机结构与机构的功能和性能的影响。

目前，国内民用飞机降雪实验是主要利用外场自然降雪环境，只能在冬季进行实验，由于自然条件不可控，实验不确定因素多，且实验窗口期短，且实验成本高。

专利CN105181533B公开了一种基于室内模拟实验的降雪入渗参数测定系统，包括测定系统箱体、降雪入渗参数测量系统和实验数据采集及控制器，以及冷热一体机、降雪模拟系统、地质模型系统和太阳辐射热模拟系统；降雪模拟系统包括降雪槽、固定支架和多个降雪点模拟机构；地质模型系统包括底座、地质模型槽、经纬格栅板和陶土板；太阳辐射热模拟系统包括电热管、电热管前后运动机构和电热管左右运动机构；降雪入渗参数测量系统包括降雪径流量测量系统和降雪出渗量测量系统。该发明专利为进一步研究降雪入渗规律提供了途径，使用效果好，但是，其无法应用于航空飞机等大型设备的降雪环境模拟中。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统及方法。

本发明的技术方案是：

一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统，包括用于容纳航空飞机的实验仓、位于所述实验仓内部4个角落的4组造雪机、以及位于每组所述造雪机前方的导流屏障；

所述造雪机前端设有可活动的喷管，所述导流屏障呈弧形设置，导流屏障中部对应所述喷管的前端开设有开口，所述开口内部设有可沿开口转动滑动的导流罩，所述导流罩为若干导流刀片拼接而成的圆柱体，导流罩上下各设有一组用于固定所述导流刀片的限位块，每组所述限位块外端均设有一组转轴，所述转轴通过开口延伸至导流屏障内部设有的转动槽内，转轴末端固定设有转动齿轮，所述转动齿轮通过其侧边设有的齿与转动槽内壁设有的齿槽啮合连接，两组转动齿轮外端中心处均转动设有连接杆，所述连接杆贯穿导流屏障内壁设有的滑槽后与喷管固定连接；

所述导流屏障内表面设有若干用于吸收噪音的吸音挡板，导流屏障内表面中部设有2组用于收集雪花的收集仓，2组所述收集仓分别滑动设置在所述导流罩两侧。

进一步地，位于下方的一组限位块内部设有用于驱动所述转轴转动的伺服电机，通过伺服电机带动导流罩沿开口做往复运动。

进一步地，所述导流刀片与所述限位块的连接处设有用于调节导流刀片角度的连接块，通过转动连接块调整导流刀片的角度从而调整雪花的粒径大小，调节方便快捷。

进一步地，在所述收集仓的上下两侧均设有所述吸音挡板，吸音挡板与所述导流屏障呈15~30°夹角设置，吸音挡板底部设有用于使雪花通过的通孔，位于上方的两组吸音挡板对应的导流屏障内壁处设有导流槽，所述导流槽中部设有用于吸收雪花的风机，导流槽末端靠近导流屏障侧壁处为喇叭口形状设置，通过风机及导流槽的设置提高对雪花的收集，将对向造雪机吹出的雪花吸收后转排至收集仓内并再次落入到导流罩附近提高造雪量。

进一步地，所述收集仓与所述导流屏障内壁中部设有的导轨滑动连接，位于上方的所述连接杆两侧均固定设有一组支杆，两组所述支杆均穿过所述开口后与两组收集仓一一对应固定连接，用于带动收集仓与导流罩同步滑动，收集仓内底部沿导流罩所在位置倾斜设置，收集仓侧壁靠近导流罩处设有排雪孔，使收集仓可以随导流罩做往复运动，能够遮挡开口防止雪花过多的进入到开口内同时也可以将收集到的雪花通过排雪孔排出至导流罩附近，提高造雪量。

进一步地，位于每组所述导流屏障底部的实验仓地面开设有环形的排水槽，所述排水槽两侧设有延伸至实验仓外部的排水管，用于收集雪水再利用，排水槽底部的实验仓内设有用于融雪的加热板，通过将雪花引入排水槽内后加热融化将水排出收集重复再利用，节约了水资源。

一种航空飞机试验用降雪环境模拟方法，包括以下步骤：

S1：在实验仓内中部放置待测试飞机，在飞机周边布置造雪机，造雪机离实验仓墙壁和飞机留有足够的安全距离；

S2：根据所需要的降雪类型，设定实验的目标温度为-20 ~ 5℃，开始降温，降温速度为1 ~ 3℃/h；

S3：实验仓内温度达到目标温度后设置造雪机俯仰角为40 ~ 60°，造雪机内部轴流风扇转速为20 ~ 40m/s，每组造雪机的造雪量为1500 ~ 2000kg/h，随后开启造雪机，通过调整造雪机俯仰角和轴流风机转速使得雪花被抛射到飞机正上方，再调整造雪机摆动角为-35 ~ 35°使得降雪范围覆盖整个飞机；

S4：30min后降雪趋于稳定并测量飞机考核部位的总含水量，通过调节造雪机的造雪量将总含水量控制在1 ~ 3g/m³；

S5：满足总含水量要求后，测量考核部位附近能见度，通过调整造雪机的供气压力以及导流刀片的角度，改变雪花粒径，控制能见度为400 ~ 2000m，在调整能见度的同时观察总含水量，若总含水量超出范围则重复步骤S4的操作；

S6：当完成步骤S1~S5后，维持实验仓温度条件及造雪机参数不变，30min后测量飞机附近地面的雪深对降雪强度进行描述。

更进一步地，步骤S1中安全距离为造雪机距离墙壁3m且造雪机距离飞机15~20m，以确保整个实验流程安全，避免对造雪机或飞机造成损害。

更进一步地，所述步骤S5中雪花粒径为200 ~ 400μm，可最大程度地模拟实际雪花及天气。

本发明的有益效果是：

（1）本发明的降雪环境模拟方法降雪环境参数稳定可控，环境参数可调范围广，并可重复进行模拟，不受自然条件影响，全年均可进行降雪环境模拟，与自然环境进行降雪实验相比，通过本方法获得降雪环境进行实验，可大幅缩短实验周期，并节省实验成本。

（2）本发明的降雪环境模拟系统通过导流屏障与造雪机相互配合实现对航空飞机的全仿真造雪模拟，通过设有的导流罩做往复运动能够实现雪花喷射角度的改变以及雪花粒径大小的调整，同时通过导流槽以及收集仓的设置能够对雪花完成收集再利用，并将收集到的雪花排出至导流罩附近以提高造雪量，整个系统结构集中，操作方便，自动化程度高，确保整个实验流程安全，避免对造雪机或飞机造成损害。

附图说明

图1是本发明的降雪环境模拟系统整体结构示意图；

图2是本发明的降雪环境模拟系统的导流屏障背面结构示意图；

图3是本发明的降雪环境模拟系统主视图；

图4是本发明的图3中A处具体结构示意图；

图5是本发明的降雪环境模拟系统的导流罩结构示意图；

图6是本发明的降雪环境模拟系统俯视图；

图7是本发明的图6中B处具体结构示意图。

其中，1-实验仓，11-排水槽，12-排水管，13-加热板，2-造雪机，21-喷管，3-导流屏障，31-开口，32-转动槽，33-齿槽，34-滑槽，35-导流槽，36-导轨，4-导流罩，41-导流刀片，42-限位块，43-转轴，44-转动齿轮，45-连接杆，46-伺服电机，47-连接块，48-支杆，5-吸音挡板，51-通孔，6-收集仓，61-排雪孔，7-风机。

具体实施方式

实施例1

如图1所示，一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统，包括用于容纳航空飞机的实验仓1、位于实验仓1内部4个角落的4组造雪机2、以及位于每组造雪机2前方的导流屏障3，造雪机2为市售ESB-A8造雪机；

如图1-5所示，造雪机2前端设有可活动的喷管21，导流屏障3呈弧形设置，导流屏障3中部对应喷管21的前端开设有开口31，开口31内部设有可沿开口31转动滑动的导流罩4，导流罩4为若干导流刀片41拼接而成的圆柱体，导流罩4上下各设有一组用于固定导流刀片41的限位块42，每组限位块42外端均设有一组转轴43，转轴43通过开口31延伸至导流屏障3内部设有的转动槽32内，转轴43末端固定设有转动齿轮44，转动齿轮44通过其侧边设有的齿与转动槽32内壁设有的齿槽33啮合连接，两组转动齿轮44外端中心处均转动设有连接杆45，连接杆45贯穿导流屏障3内壁设有的滑槽34后与喷管21固定连接，位于下方的一组限位块42内部设有用于驱动转轴43转动的伺服电机46，伺服电机46为市售伺服电机，导流刀片41与限位块42的连接处设有用于调节导流刀片41角度的连接块47；

如图1、3所示，导流屏障3内表面位于收集仓6的上下两侧均设有吸音挡板5，吸音挡板5与导流屏障3呈25°夹角设置，吸音挡板5底部设有用于使雪花通过的通孔51，位于上方的两组吸音挡板5对应的导流屏障3内壁处设有导流槽35，导流槽35中部设有用于吸收雪花的风机7，风机7为市售工业用大功率风机，导流槽35末端靠近导流屏障3侧壁处为喇叭口形状设置；

如图6、7所示，导流屏障3内表面中部设有2组用于收集雪花的收集仓6，2组收集仓6分别滑动设置在导流罩4两侧，收集仓6与导流屏障3内壁中部设有的导轨36滑动连接，位于上方的连接杆45两侧均固定设有一组支杆48，两组支杆48均穿过开口31后与两组收集仓6一一对应固定连接，用于带动收集仓6与导流罩4同步滑动，收集仓6内底部沿导流罩4所在位置倾斜设置，收集仓6侧壁靠近导流罩4处设有排雪孔61，位于每组导流屏障3底部的实验仓1地面开设有环形的排水槽11，排水槽11两侧设有延伸至实验仓1外部的排水管12，用于收集雪水再利用，排水槽11底部的实验仓1内设有用于融雪的加热板13。

上述航空飞机试验用降雪环境模拟系统的模拟方法，包括以下步骤：

S1：在实验仓1内中部放置待测试飞机，在飞机周边布置造雪机2，造雪机2离实验仓1墙壁和飞机留有足够的安全距离，安全距离为造雪机2距离墙壁3m且造雪机2距离飞机18m；

S2：根据所需要的降雪类型，设定实验的目标温度为0℃，开始降温，降温速度为2℃/h；

S3：实验仓1内温度达到目标温度后设置造雪机2俯仰角为50°，造雪机2内部轴流风扇转速为30m/s，每组造雪机2的造雪量为1800kg/h，随后开启造雪机2，通过调整造雪机2俯仰角和轴流风机转速使得雪花被抛射到飞机正上方，再调整造雪机2摆动角为-35 ~ 35°使得降雪范围覆盖整个飞机；

S4：30min后降雪趋于稳定并测量飞机考核部位的总含水量，通过调节造雪机2的造雪量将总含水量控制在2g/m³；

S5：满足总含水量要求后，测量考核部位附近能见度，通过调整造雪机2的供气压力以及导流刀片41的角度，改变雪花粒径，控制能见度为1000m，雪花粒径为250 ~ 350μm，在调整能见度的同时观察总含水量，若总含水量超出范围则重复步骤S4的操作；

S6：当完成步骤S1~S5后，维持实验仓1温度条件及造雪机2参数不变，30min后测量飞机附近地面的雪深对降雪强度进行描述。

实施例2

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：吸音挡板5与导流屏障3呈15°夹角设置，且步骤S1和S2中的实验参数不同。

S1：在实验仓1内中部放置待测试飞机，在飞机周边布置造雪机2，造雪机2离实验仓1墙壁和飞机留有足够的安全距离，安全距离为造雪机2距离墙壁3m且造雪机2距离飞机20m，；

S2：根据所需要的降雪类型，设定实验的目标温度为-20℃，开始降温，降温速度为3℃/h。

实施例3

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：吸音挡板5与导流屏障3呈30°夹角设置，且步骤S1和S2中的实验参数不同。

S1：在实验仓1内中部放置待测试飞机，在飞机周边布置造雪机2，造雪机2离实验仓1墙壁和飞机留有足够的安全距离，安全距离为造雪机2距离墙壁3m且造雪机2距离飞机15m；

S2：根据所需要的降雪类型，设定实验的目标温度为5℃，开始降温，降温速度为1℃/h。

在实施例1-3中，根据本发明所给出的降雪温度条件以及降温速度选出合适的安全距离，温度条件较低时降温速度相应加快，则应选用较大的安全距离；当温度条件较高时降温速度相应减慢，则应选用相对较小的安全距离。

实施例4

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S3~S5中的实验参数不同。

S3：实验仓1内温度达到目标温度后设置造雪机2俯仰角为40°，造雪机2内部轴流风扇转速为20m/s，每组造雪机2的造雪量为1500kg/h，随后开启造雪机2，通过调整造雪机2俯仰角和轴流风机转速使得雪花被抛射到飞机正上方，再调整造雪机2摆动角为-35 ~ 35°使得降雪范围覆盖整个飞机；

S4：30min后降雪趋于稳定并测量飞机考核部位的总含水量，通过调节造雪机2的造雪量将总含水量控制在1g/m³；

S5：满足总含水量要求后，测量考核部位附近能见度，通过调整造雪机2的供气压力以及导流刀片41的角度，改变雪花粒径，控制能见度为2000m，雪花粒径为200 ~ 300μm，在调整能见度的同时观察总含水量，若总含水量超出范围则重复步骤S4的操作；

实施例5

S3：实验仓1内温度达到目标温度后设置造雪机2俯仰角为60°，造雪机2内部轴流风扇转速为40m/s，每组造雪机2的造雪量为2000kg/h，随后开启造雪机2，通过调整造雪机2俯仰角和轴流风机转速使得雪花被抛射到飞机正上方，再调整造雪机2摆动角为-35 ~ 35°使得降雪范围覆盖整个飞机；

S4：30min后降雪趋于稳定并测量飞机考核部位的总含水量，通过调节造雪机2的造雪量将总含水量控制在3g/m³；

S5：满足总含水量要求后，测量考核部位附近能见度，通过调整造雪机2的供气压力以及导流刀片41的角度，改变雪花粒径，控制能见度为400m，雪花粒径为300 ~ 400μm，在调整能见度的同时观察总含水量，若总含水量超出范围则重复步骤S4的操作；

在实施例1、4、5中，可以根据实验需要调节雪花粒径大小以及造雪量，当需要的造雪量较大时，通过增加造雪机2的供气压力，以及导流刀片41的角度使每个导流刀片41之间间隙增加，从而使雪花粒径增大，此时能见度相应减小；当需要的造雪量较小时，通过降低造雪机2的供气压力，以及导流刀片41的角度使每个导流刀片41之间间隙减小，从而使雪花粒径减小，此时能见度相应增大而测试部位的含水量也相应减小，因此需合理调整各个参数保持实验平衡。

工作原理：下面对本发明的降雪环境模拟系统的工作原理进行简要说明。

在使用时，打开伺服电机46，带动转轴43转动，从而带动转动齿轮44转动，在转动齿轮44转动时与齿槽33啮合，使转动齿轮44在转动过程中移动，从而使导流罩4沿开口滑动，同时通过连接杆45带动喷管21做往复运动，使喷管21摆动角为-35 ~ 35°喷出的雪花范围覆盖整个飞机；

与此同时通过导流刀片41对雪花进行切割，并通过连接块47调整雪花的粒径大小，当雪花被吹至相对一侧的导流屏障3处时，通过导流屏障3进行阻挡并在风机7的作用下使散落的雪花被吸收至导流槽35内，尤其是两组导流屏障3之间的雪花通过喇叭口被吸收至导流槽35内，再通过风机7将收集的雪花送至下方的收集仓6或导流罩4内，与此同时收集仓6在支杆48的作用下与导流罩4保持同步运动，落入收集仓6内的雪花再通过排雪孔61落入导流罩4附近，随着喷出的雪花被再次吹至空中，实现重复利用；

当剩余未被收集的雪花沿导流屏障3或吸音挡板5的通孔落入到排水槽11内，在加热板13的加热作用下融化，经排水管排出回收，作为造雪机2的水源从而实现资源节约的目的，同时吸音挡板5为市售无机纤维多孔吸音材料制成，能够吸收实验过程中飞机或造雪机2产生的大量噪音，降低噪音污染。

Claims

1.一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统，其特征在于，包括用于容纳航空飞机的实验仓（1）、位于所述实验仓（1）内部4个角落的4组造雪机（2）、以及位于每组所述造雪机（2）前方的导流屏障（3）；

所述造雪机（2）前端设有可活动的喷管（21），所述导流屏障（3）呈弧形设置，导流屏障（3）中部对应所述喷管（21）的前端开设有开口（31），所述开口（31）内部设有可沿开口（31）转动滑动的导流罩（4），所述导流罩（4）为若干导流刀片（41）拼接而成的圆柱体，导流罩（4）上下各设有一组用于固定所述导流刀片（41）的限位块（42），每组所述限位块（42）外端均设有一组转轴（43），所述转轴（43）通过开口（31）延伸至导流屏障（3）内部设有的转动槽（32）内，转轴（43）末端固定设有转动齿轮（44），所述转动齿轮（44）通过其侧边设有的齿与转动槽（32）内壁设有的齿槽（33）啮合连接，两组转动齿轮（44）外端中心处均转动设有连接杆（45），所述连接杆（45）贯穿导流屏障（3）内壁设有的滑槽（34）后与喷管（21）固定连接；

所述导流屏障（3）内表面设有若干用于吸收噪音的吸音挡板（5），导流屏障（3）内表面中部设有2组用于收集雪花的收集仓（6），2组所述收集仓（6）分别滑动设置在所述导流罩（4）两侧。

2.根据权利要求1所述的一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统，其特征在于，位于下方的一组限位块（42）内部设有用于驱动所述转轴（43）转动的伺服电机（46）。

3.根据权利要求1所述的一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统，其特征在于，所述导流刀片（41）与所述限位块（42）的连接处设有用于调节导流刀片（41）角度的连接块（47）。

4.根据权利要求1所述的一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统，其特征在于，在所述收集仓（6）的上下两侧均设有所述吸音挡板（5），吸音挡板（5）与所述导流屏障（3）呈15~30°夹角设置，吸音挡板（5）底部设有用于使雪花通过的通孔（51），位于上方的两组吸音挡板（5）对应的导流屏障（3）内壁处设有导流槽（35），所述导流槽（35）中部设有用于吸收雪花的风机（7），导流槽（35）末端靠近导流屏障（3）侧壁处为喇叭口形状设置。

5.根据权利要求1所述的一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统，其特征在于，所述收集仓（6）与所述导流屏障（3）内壁中部设有的导轨（36）滑动连接，位于上方的所述连接杆（45）两侧均固定设有一组支杆（48），两组所述支杆（48）均穿过所述开口（31）后与两组收集仓（6）一一对应固定连接，用于带动收集仓（6）与导流罩（4）同步滑动，收集仓（6）内底部沿导流罩（4）所在位置倾斜设置，收集仓（6）侧壁靠近导流罩（4）处设有排雪孔（61）。

6.根据权利要求1所述的一种航空飞机试验用降雪环境模拟系统，其特征在于，位于每组所述导流屏障（3）底部的实验仓（1）地面开设有环形的排水槽（11），所述排水槽（11）两侧设有延伸至实验仓（1）外部的排水管（12），用于收集雪水再利用，排水槽（11）底部的实验仓（1）内设有用于融雪的加热板（13）。

7.根据权利要求1~6任意一项所述的航空飞机试验用降雪环境模拟系统的降雪环境模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：在实验仓（1）内中部放置待测试飞机，在飞机周边布置造雪机（2），造雪机（2）离实验仓（1）墙壁和飞机留有足够的安全距离；

S3：实验仓（1）内温度达到目标温度后设置造雪机（2）俯仰角为40 ~ 60°，造雪机（2）内部轴流风扇转速为20 ~ 40m/s，每组造雪机（2）的造雪量为1500 ~ 2000kg/h，随后开启造雪机（2），通过调整造雪机（2）俯仰角和轴流风机转速使得雪花被抛射到飞机正上方，再调整造雪机（2）摆动角为-35 ~ 35°使得降雪范围覆盖整个飞机；

S4：30min后降雪趋于稳定并测量飞机考核部位的总含水量，通过调节造雪机（2）的造雪量将总含水量控制在1 ~ 3g/m³；

S5：满足总含水量要求后，测量考核部位附近能见度，通过调整造雪机（2）的供气压力以及导流刀片（41）的角度，改变雪花粒径，控制能见度为400 ~ 2000m，在调整能见度的同时观察总含水量，若总含水量超出范围则重复步骤S4的操作；

S6：当完成步骤S1~S5后，维持实验仓（1）温度条件及造雪机（2）参数不变，30min后测量飞机附近地面的雪深对降雪强度进行描述。

8.根据权利要求7所述的一种航空飞机试验用降雪环境模拟方法，其特征在于，步骤S1中安全距离为造雪机（2）距离墙壁3m且造雪机（2）距离飞机15~20m。

9.根据权利要求7所述的一种航空飞机试验用降雪环境模拟方法，其特征在于，所述步骤S5中雪花粒径为200 ~ 400μm。