CN114180072A - 一种结冰厚度探测方法 - Google Patents

Abstract

本发明适用于飞行器防除冰技术领域，提供了一种结冰厚度探测方法，在飞行器的蒙皮表面设置若干所述电热除冰单元，所述电热除冰单元包括加热层、第一温度传感器或第二温度传感器，所述第一温度传感器设置于所述加热层的上方，所述第二温度传感器设置于相邻所述电热除冰单之间的界面上，其中，相邻所述电热除冰单元的加热层之间具有间隙。本发明只需通过第一温度传感器和第二温度传感器测试点的温度‑时间曲线是否出现相变阶跃台阶即可对待测层的结冰情况进行逆向推测；并且在保持相同加热功率的前提下，间断加热的加热模式对结冰探测的灵敏度要优于连续性加热模式；这特别适合于结冰探测灵敏度高的飞行器使用环境。

Description

一种结冰厚度探测方法

技术领域

本发明属于飞行器防除冰领域，涉及一种结冰厚度探测方法。

背景技术

电热除冰是目前飞机最常用的除冰方法之一，由于其清洁能源、维护性好的优势，代表了飞机防除冰的发展趋势。目前，波音787大型客机采用电热除冰系统替代了热气防冰系统，实现了除冰系统的全电化。

飞机电热除冰是在飞机机翼、尾翼前缘安装含电加热单元的多层电热除冰结构，加热单元将电能转化为热能，热量通过多层结构传递到结冰表面，将黏附界面的冰融化，冰在气动力或惯性力的帮助下，达到冰脱落的目的。

在现有的防除冰技术中，正在发展的新型结冰探测方法有光纤式结冰探测方法，这些方法可适应有曲率变化的表面，但每种方法也有自己的缺陷。比如，光纤式结冰传感器灵敏度较高，但对水、油污、灰尘比较敏感，存在报虚警的现象，抗环境干扰能力不强，探测的最大结冰厚度通常小于2mm，因此难以对较厚冰层进行探测。

发明内容

本发明的目的是提供一种结冰探测装置，利用逆向思维，探索了基于电热除冰单元的结冰探测可行性。

本发明的一种结冰探测装置，在飞行器的蒙皮表面设置若干电热除冰单元，所述电热除冰单元包括加热层、第一温度传感器和或第二温度传感器，所述第一温度传感器设置于所述加热层的上方，所述第二温度传感器设置于相邻所述电热除冰单之间的界面上，其中，相邻所述电热除冰单元的加热层之间具有间隙。

优选地，本结冰探测装置还包括处理器，所述处理器接收所述第一温度传感器和或所述第二温度传感器传输的温度数据，并建立温度-时间关系。

优选地，所述第一温度传感器和或所述第二温度传感器的温度-时间关系中，在任意时间区间T内，温度随时间变化的梯度小于预设值µ时，则判断探测位置结冰；反之，则未结冰。

本发明的另一目的是提供一种结冰探测方法，通过判断冰融化成水的温度随时间变化的曲线，判断待测位置是否结冰。

本发明提供的一种结冰探测方法，依托上述中的电热除冰单元实现，包括如下步骤：

步骤S1，控制所述加热层执行连续或间断加热；

步骤S2，采集所述第一温度传感器和或所述第二温度传感器获取的温度数据；

步骤S3，获得温度探测点温度随时间的变化关系；

步骤S4，若出现相变阶跃台阶，则判断探测位置结冰；若未出现相变阶跃台阶，则判断探测位置没有结冰。

本发明的又一目的是提供一种结冰厚度探测方法，通过建立冰层厚度与相变时间的数学关系来逆向判断待测位置的冰层厚度；

本发明提供的一种结冰厚度探测方法，基于上述的电热除冰单元实现，包括如下步骤：

步骤1：建立若干对流换热系数h1……hn下，相变时间t_i和结冰厚度H_i的数据库，并拟合得到t_i与H_i的数学关系：

，A和B均为常数；

其中，h1……hn为飞行器表面的对流换热系数；t_i为第二温度传感器采集到飞行器表面达到相变温度所需要的时间；H_i为探测位置处飞行器表面结冰厚度；

步骤2：获取飞行器表面的对流换热系数h，并通过步骤1中的数据库找到对应h下，t_i与H_i的数学关系，

，其中，a和b为确定值；

步骤3：确定所述间断加热的加热时间t_c、冷却时间t_h和加热功率Q；

步骤4：获取t_i；

步骤5：将t_i带入步骤2中的关系式：

，获得H_i。

进一步地，

在当

时，采用插值法获得该对流换热系数下H_i与t_i的关系。

进一步地，

当

，t_i与探测飞行器表面结冰厚度H_i的数学关系：

；其中，W为飞行器表面对流换热的换热功率，m单位为米，K为开氏温度。

进一步地，

当

，t_i与探测飞行器表面结冰厚度H_i的数学关系：

。

进一步地，

获取h，当

时，采用内插法获得该对流换热系数h下H_i与t_i的关系式：

，其中A、B为对应h下的确定值。

进一步地，

获取h，当

时，采用外插法获得该对流换热系数h下H_i与t_i的关系式：

，其中C、D为对应h下的确定值。

有益效果：

1、在本发明中，本发明只需通过第一温度传感器和第二温度传感器测试点的温度-时间曲线是否出现相变阶跃台阶即可对待测层的结冰情况进行逆向推测。

2、在本发明中，在第一温度传感器设置的位置出现相变阶跃台阶的时间明显短于第二温度传感器设置的位置所需要的时间，因此通过第一温度传感器温度可以快速判断结冰；但是除冰过程中，第二温度传感器的位置进行观察可以满足飞行器表面完全防除冰要求。

3、在本发明中，在保持相同加热功率的前提下，间断加热的加热模式对结冰探测的灵敏度要优于连续性加热模式；这就非常适合于高灵敏度结冰探测要求的飞行器使用环境。

4、在本发明中，结冰厚度H_i除以冰-磨损层界面冷点相变时间t_i的0.1次方作为因变量，结冰厚度H_i作为自变量，这两者之间存在非常好的线性关系；该现象可以逆向推导出飞行器表面的结冰厚度H_i，从而帮助人们调整防除冰操作中的加热功率和加热时间。

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是本发明实施例1提供的电热除冰单元示意图；

图2是本发明实施例2有冰和无冰状态下冷点温度-时间曲线；

图3是本发明实施例2有冰和无冰状态下热点温度-时间曲线；

图4是本发明实施例2不同加热模式下冰-磨损层界面冷点温度-时间曲线；

图5是本发明实施例2不同加热模式下冰-磨损层界面热点温度-时间曲线；

图6是本发明实施例3强对流条件下结冰厚度与冰-磨损层界面冷点相变时间的关系；

图7是本发明实施例3弱对流条件下结冰厚度与冰-磨损层界面冷点相变时间的关系。

附图中，10、基层；11、内绝热层；12、外绝缘层；13、磨损层；14、待测层；15、加热层；16、第二温度传感器；17、第一温度传感器。

具体实施方式

以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。

本发明采用一种基于电热除冰单元的结冰探测装置，在飞行器的蒙皮表面设置若干所述电热除冰单元，所述电热除冰单元包括基层10、内绝热层11、加热层15、外绝缘层12、磨损层13、待测层14、处理器、以及第一温度传感器17和或第二温度传感器16；请结合图1所示，基层10、内绝热层11、加热层15、外绝缘层12、磨损层13、待测层14由下至上依次设置，其中，所述第一温度传感器17设置于所述加热层15的上方，所述第二温度传感器16设置于相邻所述电热除冰单之间的界面上，并且相邻所述电热除冰单元的加热层15之间具有间隙。其中，待测层14为冰/水层，在实际操作中，通过第一温度传感器17和或第二温度传感器16采集的温度信号进行判断，本发明的核心目的是判断待测位置，即温度传感器设置位置是否结冰。其中，所述处理器接收所述第一温度传感器17和或所述第二温度传感器16传输的温度数据，并将所述温度数据可视化，该可视化的数据采用温度-时间曲线，对待测位置是否结冰进行判断。

在本发明中，第一温度传感器17的设置位置距离加热层15的距离最近，其温度上升速度最快，因此在待测位置已经结冰的状态下，通过开启加热层15加热，该位置处将最快速度达到相变温度，或者该位置到达相变温度的时间将最短，该位置为便于描述，接下来的行文中以“热点”指示该位置；第二温度传感器16设置的位置为两个相邻电热除冰单元之间的界面上，因此其温上升速度最慢，在开启加热层15加热的情况下，该位置处将最慢达到相变温度，或者该位置处达到相变温度的时间将最长，该位置为便于描述，接下来的行文中以“冷点”指示该位置；因此可以推断出，在热点与冷点之间的待测层14与磨损层13之间的界面位置，所达到的相变时间将位于热点与冷点所达到的相变时间之间。因此本实施例只需通过热点和冷点位置所指示的温度-时间曲线即可对待测层14的结冰情况进行逆向推测。

图2所示，冷点位置，结冰和无冰两种状态下，冷点位置温度随时间变化的曲线图可见，当结冰状态下，加热层15加热后，温度随着时间增长而上升，当温度到达相变温度273K附近时，出现了相变阶跃台阶，该状态下温度随时间增长不再发生变化，这是因为冰在转化成水的过程中需要吸收潜热，而温度不变；然而，在无冰状态下，空气-磨损层13之间的温度随着加热层15加热，温度逐渐升高，升高过程将不会出现与结冰状态相似的相变阶跃台阶；因此可以通过判断是否出现相变阶跃台阶来判断是否结冰。在第一温度传感器和或所述第二温度传感器的温度-时间关系中，在任意时间区间T内，温度随时间变化的梯度小于预设值µ时，则判断探测位置结冰；反之，则未结冰。其中，温度随时间变化的梯度µ定义为单位时间内温度的增加量或减少量，而冰相变为水的过程中吸收潜热温度不变，因此，理论上µ=0K/s，然而，在实际操作中，温度传感器存在误差，以及其它误差所造成的温度参数读取不准，因此，µ的范围为0K/s附近值。

图3所示，热点位置，结冰和无冰两种状态下，热点位置温度随时间变化的曲线图可见，与上述图2中冷点位置所不同的是，在热点位置出现相变阶跃台阶的时间明显短于冷点位置处所需要的时间，因此通过热点温度可以判断结冰，但是除冰过程中，并不能判断冷点位置的冰是否被除去，因此引入冷点位置进行观察可以满足飞行器表面完全防除冰要求。

本发明还提供一种结冰探测方法，通过判断冰融化成水的温度随时间变化的曲线，判断待测位置是否结冰。具体的操作需要依托上述中的电热除冰单元实现，包括如下步骤：

步骤S1，控制所述加热层执行连续或间断加热；对于连续加热和间断加热两种加热方式，均可以达到防除冰的效果；其中，在相同的加热功率条件下，采用连续加热方式，防除冰的效果虽然好，但是容易导致能耗较高，浪费能源；若采用与间隔加热相同的能耗，则连续加热的加热功率将低于间断加热的加热功率，连续加热的加热功率为间隔加热功率的一半，在本实施例中间隔加热的加热时间t_c和冷却时间t_h相同，采用t_c=10s，t_h=10s，从而保障除冰的能耗相同。

步骤S2，采集所述第一温度传感器或所述第二温度传感器获取的温度数据；

步骤S3，获得温度探测点温度随时间的变化关系（包括但不限于温度探测点温度随时间的变化曲线），或者将所述温度数据进行可视化处理；

步骤S4，获得温度探测点温度随时间的变化曲线，观察是否出现相变阶跃台阶来判断结冰状态，若出现相变阶跃台阶，则判断探测位置结冰；若未出现相变阶跃台阶，则判断探测位置没有结冰。

请结合图4和图5所示，对于冰-磨损层界面冷点和热点，间断加热的加热模式出现相变温度平台的时间都比连续性加热模式的更早，而且，冷点相变温度平台的持续时间比连续性加热模式的更长。对于间断加热的加热模式，冰-磨损层界面热点出现了两次相变温度平台，第一次是在低温环境中进行融冰发生的相变，说明磨损层表面存在结冰。第二次是由于融冰产生的液态水发生二次结冰，说明磨损层表面还存在部分液态水。由此可见，在保持相同加热功率的前提下，间断加热的加热模式对结冰探测的灵敏度要优于连续性加热模式；这对于飞行器的使用环境需要较好的灵敏度是非常有利的。

本发明的又一目的是提供一种结冰厚度探测方法，通过建立冰层厚度与相变时间的数学关系来逆向判断待测位置的冰层厚度；通过监测电热除冰单元中冰-磨损层界面冷点相变时间可以探测到结冰现象，此时，冷点的相变时间就相当于结冰探测的响应时间。因此，探索结冰厚度与冰-磨损层界面冷点相变时间的关系，对于结冰探测具有更明确的指导意义。

本结冰厚度探测方法，基于所述的电热除冰单元实现，包括如下步骤：

步骤1：建立若干对流换热系数h1……hn下，相变时间t_i和结冰厚度H_i的数据库，并拟合得到t_i与H_i的数学关系：

，A和B均为常数；

其中，h1……hn为飞行器表面的对流换热系数；t_i为第二温度传感器采集到飞行器表面达到相变温度所需要的时间；H_i为探测位置处飞行器表面结冰厚度；

步骤2：获取飞行器表面的对流换热系数h；并通过步骤1中的数据库找到对应h下，t_i与H_i的数学关系，

，其中，a和b为确定值；

其中，对流换热系数h的获取，通过飞行器采集到的飞行速度、流体的比热、导热系数、密度和粘度，并考虑飞行器的形状和换热面的结构尺寸等相关因素得到该对流换热系数h。

步骤3：确定所述间断加热的加热时间t_c、冷却时间t_h和加热功率Q；

步骤4：获取所述第二温度传感器采集到飞行器表面达到相变温度所需要的时间t_i；

步骤5：将t_i带入步骤2中的关系式：

，获得H_i。

具体地，在本实施例中，当

，t_i与探测飞行器表面结冰厚度H_i的数学关系：

；

当

，t_i与探测飞行器表面结冰厚度H_i的数学关系：

。

结合图6所示，结冰厚度与冰-磨损层界面冷点相变时间的关系由图可知，在较强对流换热条件下(

)，结冰厚度H_i除以冰-磨损层界面冷点相变时间t_i的0.1次方作为因变量，结冰厚度H_i作为自变量，这两者之间存在非常好的线性关系。对于上述现象可以逆向推导出飞行器表面的结冰厚度H_i，从而帮助人们调整防除冰操作中的加热功率和加热时间。

结合图7所示，是较弱对流换热条件下(

)，结冰厚度与冰-磨损层界面冷点相变时间的关系。与较强对流换热条件下类似的，在较弱对流换热条件下(

)，仍然是结冰厚度H_i除以冰-磨损层界面冷点相变时间t_i的0.1次方作为因变量，结冰厚度H_i作为自变量，如同图7所示，这两个变量之间存在非常相似的线性关系。

因此当h处于较弱对流换热系数(

)和较强对流换热系数(

)之间的任意值时，采用内插法获得该对流换热系数下结冰厚度H_i与飞行器表面达到相变温度所需要的时间t_i的关系：

，其中A、B为对应h下的确定值。

具体地，使用该插值法的操作如下：

A：首先，判断对流换热系数h在34.068和851.7之间还是之外，来确定是采用内插方法还是外插方法，比如h在34.068和851.7之间，即采用内插方法，如果h小于34.068或者大于851.7，则采用外插方法；

B：其次，给定任意两个横坐标的值x₁和x₂，通过h=34.068和h=851.7对应的结冰厚度与冰-磨损层界面冷点相变时间的曲线，计算获得对应的纵坐标值y₁和y₂，注意此时x₁、x₂和y₁、y₂都是已经确定的值；

C：然后，利用线性插值方法确定未知曲线上的一个点，也即x和y，计算公式如下：

(1)

(2)

D：根据上述公式获得了x和y，由此可以确定未知曲线上的一个点，由此方法重复B、C步骤，可以确定未知曲线上的另外一个点，这样，根据拟合曲线都是线性曲线的规律，由两个点连线即可获得未知曲线的形状；

E：通过插值获得的曲线，可以获得该曲线与y轴和x轴的交点，这样即可确定该曲线的斜率和截距，从而确定线性曲线中位于步骤4中的A和B或C和D：

假如要计算的对流换热系数h不在34.068和851.7之间，可以采用外插方法获得该对流换热系数下结冰厚度H_i与飞行器表面达到相变温度所需要的时间t_i的关系：

，其中C、D为对应h下的确定值；外插方法的计算公式如下：

(3)

(4)

重复D步骤获得未知线性曲线。

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 (6)

1.一种结冰厚度探测方法，将电热除冰单元设置于飞行器的蒙皮表面，其特征在于：

步骤1：建立若干对流换热系数h1……hn下，相变时间t_i和结冰厚度H_i的数据库，并拟合得到t_i与H_i的数学关系：

，A和B均为常数；

其中，h1……hn为飞行器表面的对流换热系数；t_i为第二温度传感器采集到飞行器表面达到相变温度所需要的时间；H_i为探测位置处飞行器表面结冰厚度；

步骤2：获取飞行器表面的对流换热系数h，并通过步骤1中的数据库找到对应h下，t_i与H_i的数学关系，

，其中，a和b为确定值；

步骤3：确定所述电热除冰单元间断加热的加热时间t_c、冷却时间t_h和加热功率Q；

步骤4：获取t_i；

步骤5：将t_i带入步骤2中的关系式：

，获得H_i。

2.根据权利要求1所述的结冰厚度探测方法，其特征在于：

当

时，采用插值法获得该对流换热系数下H_i与t_i的关系。

3.根据权利要求2所述的结冰厚度探测方法，其特征在于：当h=

，t_i与探测飞行器表面结冰厚度H_i的数学关系：

；其中，W为飞行器表面对流换热的换热功率，m单位为米，K为开氏温度。

4.根据权利要求3所述的结冰厚度探测方法，其特征在于：当h=

，t_i与探测飞行器表面结冰厚度H_i的数学关系：

。

5.根据权利要求4所述的结冰厚度探测方法，其特征在于：

获取h，当

时，采用内插法获得该对流换热系数h下H_i与t_i的关系式：

，其中A、B为对应h下的确定值。

6.根据权利要求4所述的结冰厚度探测方法，其特征在于：

获取h，当

时，采用外插法获得该对流换热系数h下H_i与t_i的关系式：

，其中C、D为对应h下的确定值。

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