CN114112354A - 一种直升机进气道防冰系统的试验方法 - Google Patents

一种直升机进气道防冰系统的试验方法 Download PDF

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周乐娥
施瑾
石兵枫
汪智慧
覃红夷
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Abstract

本发明提供一种直升机进气道防冰系统的试验方法，所述直升机进气道防冰系统包括：进气道和加热组件；所述方法包括：对直升机进气道防冰系统进行常温试验，进气道的温度特性不符合防冰设计需求时，对进气道进行迭代修正直至符合防冰设计需求；对直升机进气道防冰系统进行冰风洞试验，在加热组件的加热性能不符合设计需求时，对加热组件进行迭代修正直至符合设计需求；对直升机进气道防冰系统进行喷洒塔试验，验证直升机进气道防冰系统的防冰性能。对不同研制阶段的试验项目进行了合理规划，既能对系统性能进行充分验证，减少装机后的返修工作量，又能节省研制时间和试验费用。

Description

一种直升机进气道防冰系统的试验方法
技术领域
本发明属于直升机进气道防冰系统的设计领域，涉及一种直升机进气道防冰系统的试验方法。
背景技术
直升机进气道防冰系统用于对进气道外表面加热，保障直升机在结冰环境下飞行，大多使用发动机压缩段的热空气作为热源，热空气进入防冰腔后，在管路、隔框、叶栅等结构的作用下进行流量分配，根据防冰需求对进气道外表面进行加热。进气道防冰系统分为进气道(包含防冰腔)和加热组件(包括热空气管路、控制装置、阀门等)两部分。
直升机进气道防冰系统在定型前需要进行充分试验验证，现阶段通常直接进行冰风洞试验，受限于冰风洞试验室数量少、试验费用高、周期长等问题，通过试验对进气道防冰系统进行修正迭代十分困难。直升机进气道通常位于旋翼下方，受旋翼下洗气流和发动机进气的影响，进气道周围空气的流场十分复杂，只进行冰风洞试验无法对旋翼下洗气流进行模拟，存在验证不充分的风险。
发明内容
本发明提供一种直升机进气道防冰系统的试验方法，缓解现有直升机进气道防冰系统在定型前验证不充分的问题。
本发明提供一种直升机进气道防冰系统的试验方法，所述直升机进气道防冰系统包括：进气道和加热组件；所述方法包括：
对直升机进气道防冰系统进行常温试验，进气道的温度特性不符合防冰设计需求时，对进气道进行迭代修正直至符合防冰设计需求；
对直升机进气道防冰系统进行冰风洞试验，在加热组件的加热性能不符合设计需求时，对加热组件进行迭代修正直至符合设计需求；
对直升机进气道防冰系统进行喷洒塔试验，验证直升机进气道防冰系统的防冰性能。
可选的，所述进气道包括防冰腔，所述防冰腔与所述加热组件连接；所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：
进行常温试验时，使用常温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，使用热空气进入所述防冰腔，模拟发动机压缩段的引气。
可选的，所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：
常温试验中的热空气温度值根据常温空气与设计状态环境温度的差值进行修正。
可选的，所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：
获取直升机进气道防冰系统的进气道在不同热空气流量下的进气道外表面的温度特性。
可选的，所述对直升机进气道防冰系统进行冰风洞试验，包括：
进行冰风洞试验时，使用含有水滴的低温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，使用模拟发动机压缩段引气的热空气通过加热组件进入进气道防冰腔。
可选的，所述对直升机进气道防冰系统进行喷洒塔试验，包括：
直升机进行悬停或者地面开车，启动进气道防冰系统，喷洒塔喷出水雾，水雾范围完全覆盖直升机。
可选的，对直升机进气道防冰系统进行常温试验、冰风洞试验和喷洒塔试验时，在进气道外表面贴有温度传感器；所述方法还包括：
检测温度传感器检测到的温度值是否达到设计要求的进气道表面温度值；
若未达到，则对进气道和/或加热组件进行迭代修正直至符合防冰设计需求。
可选的，所述对进气道进行迭代修正，包括：
调整进气道防冰腔内的空气分配。
可选的，所述温度传感器均匀的分布在进气道外表面；所述获取直升机进气道防冰系统的进气道在不同热空气流量下的进气道外表面的温度特性，包括：
根据各温度传感器检测到的温度值以及各温度传感器的位置，生成进气道外表面的温度场，得到不同热空气流量下进气道外表面的温度特性。
本发明提供的直升机进气道防冰系统的试验方法，考虑到在直升机的研制过程中，时间越晚，对系统进行更改的代价越来越大，最好在型号首飞前能对系统的硬件进行充分的试验。直升机进气道防冰系统的常温试验、冰风洞试验、喷洒塔试验，由于常温试验的试验条件简单，相比于冰风洞试验，具有试验场地多、周期短、费用少等优点，进行充分验证和设计迭代后，可以大大减少冰风洞试验的设计迭代次数，有效的缩短系统研制周期，节省研制费用。由于喷洒塔试验的过程中，旋翼会进行转动，真实的下洗气流会流经进气道外表面，相比于冰风洞试验，其试验环境更加真实，验证更加充分。考虑到各个试验的周期、难度和费用依次增加，本发明对不同研制阶段的试验项目进行了合理规划，既能对系统性能进行充分验证，减少装机后的返修工作量，又能节省研制时间和试验费用。
附图说明
图1为本发明提供的直升机进气道防冰系统的试验方法的流程示意图；
图2为本发明提供的常温试验示意图；
图3为本发明提供的冰风洞试验示意图；
图4为本发明提供的喷洒塔试验示意图；
附图标记说明：
1—进气道； 2—控制装置； 3—阀门；
4—热空气管路； 5—直升机； 6—喷洒塔。
具体实施方式
下面结合附图对本发明提供的直升机进气道防冰系统的试验方法进行详细说明。
如图1-4所示，本发明提供一种直升机进气道防冰系统的试验方法，按时间顺序包括以下3个阶段：
1)常温试验
在常温环境下进气道进行试验，只对进气道进行试验，用于验证进气道的防冰腔内热空气分配是否合理，温度特性能否满足防冰需求，根据试验结果对进气道进行设计迭代；
2)冰风洞试验
在冰风洞中模拟设计要求的结冰环境，对进气道和加热组件进行试验，含有水滴的低温空气流经进气道的外表面，模拟发动机引气的热空气通过加热组件进入进气道防冰腔，对进气道外表面进行加热，；
3)喷洒塔试验
在低温环境下，使用喷洒塔制造结冰环境，直升机在喷洒塔的作用范围内启动发动机，使旋翼转动，然后开启进气道防冰系统，验证进气道防冰系统与直升机上其他系统的交联是否合理，在真实的使用环境中，防冰性能能否达到设计要求。
具体的，常温试验，试验场景如图2所示；
示例性的，从直升机详细设计阶段开始至首飞前，进行常温试验，用于验证进气道的温度特性；
进行常温试验时，只需要使用进气道作为试验件，不需要加热组件；使用常温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，热空气直接进入进气道防冰腔；热空气的温度值根据环境温度进行修正，要高于发动机的实际引气温度，测得的温度值也需要进行修正，以对应结冰环境下的温度值。对于可以调节热空气流量的进气道防冰系统，需要验证不同热空气流量下进气道外表面的温度特性；
具体的，冰风洞试验，试验场景如图3所示；
示例性的，从直升机首飞后至高寒试飞前，进行冰风洞试验，用于验证加热组件的性能。
进行冰风洞试验时，使用进气道和加热组件作为试验件，含有水滴的低温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，热空气通过加热组件进入进气道防冰腔。
具体的，喷洒塔试验，试验场景如图4所示。
示例性的，从直升机高寒试飞后至定型前，进行喷洒塔试验，用于验证系统的整体性能。
上述三个试验过程中，在进气道外表面贴温度传感器，根据进气道外表面温度值对进气道或者加热组件进行修正。
本发明提供的试验方法，考虑到在直升机的研制过程中，时间越晚，对系统进行更改的代价越来越大，最好在型号首飞前能对系统的硬件进行充分的试验。直升机进气道防冰系统的常温试验、冰风洞试验、喷洒塔试验，各个试验的周期、难度和费用依次增加，本发明对不同研制阶段的试验项目进行了合理规划，既能对系统性能进行充分验证，减少装机后的返修工作量，又能节省研制时间和试验费用。
以某型机的进气道防冰系统为例，其主要设计参数如表1所示，其试验过程如下：
表1某型机的进气道防冰系统主要设计参数
Figure BDA0003364117700000051
1)常温试验
常温试验的试验件只包括进气道1，常温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，热空气进入进气道防冰腔，对进气道外表面进行加热。假设试验的环境为30℃，比设计状态要求的-10℃高出40℃，那么热空气的温度就要设定成200+40＝240℃，试验过程中某个温度传感器测得的温度值为T1℃，那么需要减掉40℃，也就是(T1-40)℃才是对应结冰环境下进气道外表面的温度。试验过程中，测量不同流量下进气道外表面的温度分布，为加热组件的设计提供数据支撑，同时根据试验结果对进气道进行修正。由于常温试验不用模拟低温环境，所以试验场地多、周期短、费用低，单个状态的试验费用约为1万元。
2)冰风洞试验
冰风洞试验的试验件包括进气道1、控制装置2、阀门3和热空气管路4等，符合结冰环境的冷空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，热空气进入进气道防冰腔，试验中所有的气体参数均与设计状态的参数相同，根据试验结果对加热组件的控制逻辑进行修正。由于冰风洞试验需要大功率制冷设备模拟低温环境，所以试验场地少、周期长、费用较高，单个状态的费用为10～15万元。
3)喷洒塔试验
喷洒塔试验包括直升机5和喷洒塔6，直升机进行悬停或者地面开车，启动进气道防冰系统，同时喷洒塔按照设计要求喷出水雾，水雾范围需要完全覆盖直升机，用来验证进气道防冰系统的整体性能。由于喷洒塔试验是在户外进行，只能在寒冷天气进行，试验时间受季节的限制，且费用更加昂贵。

Claims (9)

1.一种直升机进气道防冰系统的试验方法，其特征在于，所述直升机进气道防冰系统包括：进气道和加热组件；所述方法包括：
对直升机进气道防冰系统进行常温试验，进气道的温度特性不符合防冰设计需求时，对进气道进行迭代修正直至符合防冰设计需求；
对直升机进气道防冰系统进行冰风洞试验，在加热组件的加热性能不符合设计需求时，对加热组件进行迭代修正直至符合设计需求；
对直升机进气道防冰系统进行喷洒塔试验，验证直升机进气道防冰系统的防冰性能。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述进气道包括防冰腔，所述防冰腔与所述加热组件连接；所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：
进行常温试验时，使用常温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，使用热空气进入所述防冰腔，模拟发动机压缩段的引气。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：
常温试验中的热空气温度值根据常温空气与设计状态环境温度的差值进行修正。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：
获取直升机进气道防冰系统的进气道在不同热空气流量下的进气道外表面的温度特性。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对直升机进气道防冰系统进行冰风洞试验，包括：
进行冰风洞试验时，使用含有水滴的低温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，使用模拟发动机压缩段引气的热空气通过加热组件进入进气道防冰腔。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对直升机进气道防冰系统进行喷洒塔试验，包括：
直升机进行悬停或者地面开车，启动进气道防冰系统，喷洒塔喷出水雾，水雾范围完全覆盖直升机。
7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，对直升机进气道防冰系统进行常温试验、冰风洞试验和喷洒塔试验时，在进气道外表面贴有温度传感器；所述方法还包括：
检测温度传感器检测到的温度值是否达到设计要求的进气道表面温度值；
若未达到，则对进气道和/或加热组件进行迭代修正直至符合防冰设计需求。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述对进气道进行迭代修正，包括：
调整进气道防冰腔内的空气分配。
9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述温度传感器均匀的分布在进气道外表面；所述获取直升机进气道防冰系统的进气道在不同热空气流量下的进气道外表面的温度特性，包括：
根据各温度传感器检测到的温度值以及各温度传感器的位置，生成进气道外表面的温度场，得到不同热空气流量下进气道外表面的温度特性。
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