CN113955146B - 一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置 - Google Patents

一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置 Download PDF

Info

Publication number
CN113955146B
CN113955146B CN202111187740.7A CN202111187740A CN113955146B CN 113955146 B CN113955146 B CN 113955146B CN 202111187740 A CN202111187740 A CN 202111187740A CN 113955146 B CN113955146 B CN 113955146B
Authority
CN
China
Prior art keywords
jet flow
jet
air inlet
temperature air
icing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111187740.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113955146A (zh
Inventor
张大林
朱光亚
陈维建
张朋磊
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202111187740.7A priority Critical patent/CN113955146B/zh
Publication of CN113955146A publication Critical patent/CN113955146A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113955146B publication Critical patent/CN113955146B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M13/00—Testing of machine parts
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Resistance To Weather, Investigating Materials By Mechanical Methods (AREA)

Abstract

本发明公开了一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，包括：阵列冲击射流组件，包括多个平面射流板和一个弧面射流板，所述多个平面射流板和弧面射流板之间通过铰链活动连接；射流参数控制组件，与所述阵列冲击射流组件两侧的射流进气口连通，用于调节射流参数模拟试验件表面的防冰冷负荷分布；低温冷气源，与所述射流参数控制组件的进气端连通，用于为射流装置提供所需冷却空气；本发明提供的防冰冷负荷试验模拟装置可以模拟前缘缝翼试验件的靶面外形，并通过调节射流状态参数实现对不同飞行工况的防冰冷负荷分布的模拟，可满足全尺寸防冰系统的性能验证要求，结构简单、易于操作，突破传统冰风洞试验设备的限制，提高试验的经济性。

Description

一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置
技术领域
本发明涉及飞机防/除冰领域，特别涉及一种基于阵列射流冲击的防冰冷负荷分布试验模拟装置。
背景技术
飞机在结冰气象条件下飞行时，前缘缝翼、尾翼和发动机进气道等部件表面容易积冰。积冰厚度过大会导致飞机气动性能和操纵性能下降，威胁飞行安全，因此需要对这些部件采取防冰措施。目前飞机上主要采用的是热防冰技术，包括发动机引热气防冰和电加热防冰。热防冰技术主要是对前缘缝翼、尾翼和发动机进气道等部件表面进行加热，使表面温度高于0℃，不产生积冰（有些情况下需要加热到更高的表面温度，将收集到的水全部蒸发，防止溢流出防护区形成冰脊）。
防冰系统在完成性能设计后，往往需要进行相关的试验验证，验证防冰系统能否达到设计要求。现阶段的试验验证技术主要是冰风洞试验技术，在冰风洞内模拟结冰气象条件，测试防冰系统的工作性能。由于冰风洞试验段截面尺寸有限，一般只能进行缩比试验，在进行全尺寸部件的防冰性能试验时有局限性，而且冰风洞试验成本较高，因此需要开发一种新的试验系统，既能进行全尺寸部件的防冰性能试验验证，同时还能降低试验成本。
试验验证防冰系统工作性能的过程，实际是在给定外部冷负荷的情况下，测试防冰系统能否将防护表面加热到所需温度以上的过程，亦可看作是对被加热的防护表面进行冷却的过程。空气冲击射流冷却作为一种高效的冷却方法，具有较强的传热效果，可以满足防护表面的冷却要求，因此合理利用射流冲击冷却可有效替代冰风洞试验对防冰系统进行验证。在对全尺寸部件进行试验时，单孔冲击射流无法实现对整个表面的均匀覆盖，需要使用多孔阵列冲击射流以满足大面积的冷却要求，而多孔阵列冲击射流大面积冷却传热的均匀性问题还需要进一步的研究，以保障试验测试的可靠性。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供一种能够全尺寸全工况试验，有效替代冰风洞试验技术的模拟装置。
为了实现上述目的，本发明提供的技术方案是：一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，包括：
阵列冲击射流组件，包括多个平面射流板和一个弧面射流板，所述多个平面射流板和弧面射流板之间通过铰链活动连接，用于模拟多种型线的翼型结构；
射流参数控制组件，与所述阵列冲击射流组件两侧的射流进气口连通，用于调节射流参数模拟试验件表面的防冰冷负荷分布；
低温冷气源，与所述射流参数控制组件的进气端连通，用于为射流装置提供所需冷却空气。
作为优选的一种技术方案，所述阵列冲击射流组件下方沿展向设有多个挡板，所述挡板将所述平面射流板和前缘缝翼靶面之间形成冷却流道分隔成独立的射流区。
作为优选的一种技术方案，所述挡板与所述平面射流板以及弧面射流板之间用铰链连接。
作为优选的一种技术方案，所述射流板和下底面布置有均匀的射流孔，相邻射流孔间距和射流孔直径的比值范围为4~6，所述射流孔直径范围为3~5mm，所述射流板到靶面的距离为40mm~70mm。
作为优选的一种技术方案，所述平面射流板弦向尺寸范围为80~110mm，所述弧面射流板的弧面角度为90°~120°。
作为优选的一种技术方案，所述阵列冲击射流组件的展向长度为前缘缝翼展向长度的1.1~1.3倍。
作为优选的一种技术方案，所述低温冷气源包括压缩机，所述压缩机的出口与干燥塔连通，所述干燥塔的出口与制冷机连通，所述制冷机的出口与涡轮连通，所述涡轮的出口与所述射流参数控制组件连通。
作为优选的一种技术方案，所述制冷机与所述涡轮之间还设置有调压阀门和旁通阀门。
作为优选的一种技术方案，所述射流参数控制组件包括多组进气管，每组进气管包括一根低温进气管道和一根常温进气管道，低温气流和常温气流分别经过所述低温进气管道和常温进气管道后混合，最后不重复的输送到一个射流板内。
作为优选的一种技术方案，所述低温进气管道上设置有低温进气流量调节阀和低温进气压力传感器；所述常温进气管道上设置有常温进气流量调节阀和常温进气压力传感器。
本发明相对于现有技术的有益效果是：本发明提供的模拟装置中的平面射流板和弧面射流板之间采用铰链连接，可以模拟出不同前缘缝翼的外形轮廓，且射流板下底面布置有均匀的射流孔，可以实现更均匀地换热，保证前缘缝翼表面温度更均匀；另外，冷却流道在挡板的作用下形成多个相互独立的射流区，每个射流区对应的射流板有独立的低温进气管道和常温进气管道，通过控制流量调节阀，不仅可以改变单个射流板的冷负荷，还可以模拟出前缘缝翼沿弦向不同的冷负荷分布，本发明的防冰负荷分布试验模拟系统可实现全尺寸全工况试验，有效替代冰风洞试验技术，方便快速部署试验，降低试验成本。
附图说明
图1本发明提供的防冰冷负荷分布试验的模拟装置的原理示意图；
图2本发明提供的射流装置中射流板结构示意图；
图3本发明提供的射流装置中射流板和挡板铰链连接装配图；
图4本发明提供的射流装置中射流板射流孔分布示意图；
图5本发明提供的射流参数控制组件的结构示意图；
图中，1-阵列冲击射流组件，11-平面射流板，12-弧面射流板，13-射流进气口，14-射流挡板，15-铰链；2-射流温度控制系统，21-低温进气管道，22-常温进气管道，23-低温进气流量调节阀，24-常温进气流量调节，25-低温进气压力传感器，26-常温进气压力传感器，27-射流温度传感器；3-低温冷气源，31-压缩机，32-干燥塔，33-制冷机，34-调压阀门，35-涡轮，36-旁通阀门。
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，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。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。
如本申请和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本申请的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
参照图1，本实施例提供一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，包括：阵列冲击射流组件1、射流参数控制组件2和低温冷气源3，其中，阵列冲击射流组件1用于模拟不同型线的翼型结构，射流参数控制组件2用于调节射流参数从而模拟不同工况下试验件表面不同防冰冷负荷分布，低温冷气源3用于为射流装置提供所需冷却空气。下面分别对阵列冲击射流组件1、射流参数控制组件2和低温冷气源3做具体介绍。
参照图2和图3，冲击射流组件1包括多个平面射流板11和一个弧面射流板12组成，阵列冲击射流组件1左右两侧有射流进气口13，与所述射流温度控制组件2连接。
作为可选的一种实施例，平面射流板11弦向尺寸为80~110mm，弧面射流板12的弧面角度为90°~120°，阵列冲击射流组件1展向长度为前缘缝翼靶面展向长度的1.1~1.3倍，可使得阵列冲击射流组件进行全尺寸试验模拟。
作为可选的一种实施例，阵列冲击射流组件1展向对称面与前缘缝翼试验件靶面展向对称面重合，可使阵列冲击射流组件1中间较为均匀的射流冲击前缘缝翼靶面。
另外，阵列冲击射流组件1下方沿展向设有多个挡板14，挡板14将平面射流板11、弧面射流板12和前缘缝翼试验件靶面之间形成冷却流道分隔成独立的射流区，每个射流区之间互不干扰，可以使阵列冲击射流板更贴合前缘缝翼外形，射流均匀性更好。
进一步的，平面射流板11和弧面射流板12、挡板14之间用铰链15连接，这样可以模拟出不同前缘缝翼的外形轮廓。
参照图4，为了获得均匀的阵列冲击射流，平面射流板11和弧面射流板12均匀错列布置射流孔16，相邻射流孔16的间距和射流孔直径的比值范围4~6，射流孔16直径范围为3~5mm，平面射流板11和弧面射流板12到试验件靶面的距离为40mm~70mm，根据试验件外形确定具体射流板参数，可以实现更均匀地换热，保证前缘缝翼表面温度更均匀。
参照图5，射流参数控制组件2包括与射流板11数量对应的进气组件，每组进气组件都包括低温进气管道21、常温进气管道22、低温进气流量调节阀23、常温进气流量调节阀24、低温进气压力传感器25、常温进气压力传感器26和射流温度传感器27，其中，低温进气压力传感器25和常温进气压力传感器26用于监测低温进气管道21和常温进气管道的压力22，低温进气流量调节阀23一般处于常开状态，通过调节常温进气流量调节阀24的开度调节射流温度，当需要较低的射流温度时，减小常温进气流量调节阀24的开度，反之增加常温进气流量调节阀24的开度，射流温度通过射流温度传感器27反馈。通过控制低温进气流量调节阀23、常温进气流量调节阀24，不仅可以改变单个射流板11的冷负荷，还可以模拟出前缘缝翼沿弦向不同的冷负荷分布。
参照图1，低温冷气源3包括压缩机31，压缩机31的出口与干燥塔32连通，干燥塔32的出口与制冷机33连通，制冷机33的出口与涡轮35连通，涡轮35的出口与射流参数控制组件2连通。
作为可选的实施例，制冷机33与涡轮35之间还设置有调压阀门34和旁通阀门36。低温冷空气由低温冷气源3提供，环境状态空气经过压缩机31升压，通过制冷机组33和涡轮35膨胀制冷提供冷却空气，调压阀门34和旁通阀门36通过预调节为射流参数控制系统提供高压低温气源。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，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。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置，其特征在于，包括：
阵列冲击射流组件，包括多个平面射流板和一个弧面射流板，所述多个平面射流板和弧面射流板之间通过铰链活动连接，用于模拟多种型线的翼型结构；
射流参数控制组件，与所述阵列冲击射流组件两侧的射流进气口连通，用于调节射流参数模拟试验件表面的防冰冷负荷分布；
低温冷气源，与所述射流参数控制组件的进气端连通，用于为射流装置提供所需冷却空气；
所述阵列冲击射流组件下方沿展向设有多个挡板，所述挡板将所述平面射流板和前缘缝翼靶面之间形成冷却流道分隔成独立的射流区；
所述挡板与所述平面射流板以及弧面射流板之间用铰链连接；
所述射流板和下底面布置有均匀的射流孔，相邻射流孔间距和射流孔直径的比值范围为4~6，所述射流孔直径范围为3~5mm，所述射流板到靶面的距离为40mm~70mm。
2.根据权利要求1所述的模拟装置，其特征在于：所述平面射流板弦向尺寸范围为80~110mm，所述弧面射流板的弧面角度为90°~120°。
3.根据权利要求1所述的模拟装置，其特征在于：所述阵列冲击射流组件的展向长度为前缘缝翼展向长度的1.1~1.3倍。
4.根据权利要求1所述的模拟装置，其特征在于：所述低温冷气源包括压缩机，所述压缩机的出口与干燥塔连通，所述干燥塔的出口与制冷机连通，所述制冷机的出口与涡轮连通，所述涡轮的出口与所述射流参数控制组件连通。
5.根据权利要求4所述的模拟装置，其特征在于：所述制冷机与所述涡轮之间还设置有调压阀门和旁通阀门。
6.根据权利要求1所述的模拟装置，其特征在于：所述射流参数控制组件包括多组进气管，每组进气管包括一根低温进气管道和一根常温进气管道，低温气流和常温气流分别经过所述低温进气管道和常温进气管道后混合，最后不重复的输送到一个射流板内。
7.根据权利要求6所述的模拟装置，其特征在于：所述低温进气管道上设置有低温进气流量调节阀和低温进气压力传感器；所述常温进气管道上设置有常温进气流量调节阀和常温进气压力传感器。
CN202111187740.7A 2021-10-12 2021-10-12 一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置 Active CN113955146B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111187740.7A CN113955146B (zh) 2021-10-12 2021-10-12 一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111187740.7A CN113955146B (zh) 2021-10-12 2021-10-12 一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113955146A CN113955146A (zh) 2022-01-21
CN113955146B true CN113955146B (zh) 2023-03-31

Family

ID=79463585

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111187740.7A Active CN113955146B (zh) 2021-10-12 2021-10-12 一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113955146B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114705435B (zh) * 2022-06-06 2022-09-20 中国飞机强度研究所 一种气候实验室用飞机发动机结冰和吞水试验装置及方法
CN115339617B (zh) * 2022-10-18 2023-01-24 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 射流控制机构、射流控制系统、射流控制方法及飞行设备

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103048109B (zh) * 2012-11-28 2015-05-13 中国商用飞机有限责任公司 用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件
CN107271134B (zh) * 2017-06-28 2023-04-07 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种结冰风洞热气防冰试验高精度模拟方法
CN107891970A (zh) * 2017-11-10 2018-04-10 北京卫星环境工程研究所 高超声速飞行器气膜冷却用的主动式热防护系统
US10688663B2 (en) * 2018-02-01 2020-06-23 Raytheon Technologies Corporation Automation of airfoil pressure taps for testing holes of an airfoil
CN108982113B (zh) * 2018-04-26 2019-12-24 西安交通大学 一种用于透平叶片前缘冲击冷却的两相实验系统
CN111735844B (zh) * 2020-07-14 2021-07-13 西安交通大学 一种旋转条件下透平叶片前缘冷却测试的实验系统及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113955146A (zh) 2022-01-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113955146B (zh) 一种防冰冷负荷分布试验的模拟装置
CN101258071B (zh) 用于产生流体动力的元件
US9134196B2 (en) Inlet icing protection simulation system
CN203858089U (zh) 飞机防冰系统试验装置
US20080314060A1 (en) Combined Cabin Air and Heat Exchanger RAM Air Inlets For Aircraft Environmental Control Systems, and Associated Methods of Use
CN107060892B (zh) 一种气液耦合的涡轮叶片冷却单元
CN208134635U (zh) 一种用于中大型固定翼无人机的防除冰系统
CN111577466A (zh) 航空发动机防冰引气预热与涡轮冷却引气预冷系统
CN109682603A (zh) 亚声速舱段级热控设计的地面试验验证系统
CN115292806A (zh) 考虑周期性边界的三维热气防冰系统表面温度计算方法
Fakhre et al. Helicopter mission analysis for a regenerated turboshaft
EP3770067B1 (en) Leading-edge thermal anti-ice systems and methods
CN113819014A (zh) 一种具有优化除冰流道的叶片除冰系统及其流道设计方法
CN116522530A (zh) 一种提升叶片气热除冰整体效果的设计方法及基于其的流场结构
CN112483469A (zh) 一种整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机
Liu et al. Film cooling performance of converging-slot holes with different exit-entry area ratios
Abdelghany et al. High bypass turbofan engine and anti-icing system performance: Mass flow rate of anti-icing bleed air system effect
Somashekar et al. Design of airfoil for low Reynolds number flights using python automation code
Vrchota Active flow separation control applied at wing-pylon junction of a wing section in landing configuration
Gao et al. An experimental investigation on an electric-thermal strategy for wind turbines icing mitigation
CN209366490U (zh) 一种高温防护航空母舰尾焰挡焰板
Takahashi et al. Transient Analyses of Conjugate Heat Transfer of a First Stage Rotor Blade in Start-Up and Shut-Down
Das et al. Droplet trajectories and collection on fan rotor at off-design conditions
CN115524131B (zh) 一种基于非结冰条件的整机防冰系统验证方法
CN216660332U (zh) 一种气膜式飞机防冰系统的蒙皮表面结构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant