CN114771871A - 一种进气道结冰传感器调试方法、传感器及控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于结冰风洞试验领域，具体涉及一种进气道结冰传感器调试方法、传感器及控制系统。本发明将结冰传感器设置在进气道内，通过试验，对进气道内的结冰传感器的结冰厚度与飞机表面的理论结冰厚度进行比较，根据比较结果调整结冰传感器的阈值，当探测结冰用时大于理论结冰用时，将结冰传感器的设定阈值调小；当探测结冰用时小于理论结冰用时，将结冰传感器的设定阈值调大使其能够适用于在进气道内对飞机表面的结冰情况进行预警。

Description

一种进气道结冰传感器调试方法、传感器及控制系统

技术领域

本发明属于结冰风洞试验领域，具体涉及一种进气道结冰传感器调试方法、传感器及控制系统。

背景技术

飞机在飞行中穿越含有过冷水滴的云层，过冷水滴撞击在飞机表面，在撞击区域附近很可能产生结冰现象。结冰广泛存在于飞行实践中，严重危及飞行安全。

飞机主要依赖机载结冰传感器进行结冰探测，传感器的性能决定了结冰探测的效果，如果传感器报警不及时、误报、漏报或误差太大，都会造成飞行安全隐患。因此，结冰传感器对飞行安全极其重要，是大部分飞机不可或缺的机载装备。气流温度、湿度、液态水含量、液态水滴粒径等结冰参数直接影响结冰传感器工作性能。飞机结冰传感器通常安装于机体表面，一般分为外露安装和齐平安装两种方法，外露安装是结冰探头从飞机机体伸出，通常是安装在机头一侧；齐平安装是将传感器埋装于易结冰部位，结冰探头与飞机表面（如机翼前缘）齐平。

为了达到隐蔽性能和低可探测性，减少外露传感器安装，部分飞机结冰传感器安装于进气道壁面，但又不能影响进气道的畸变特性和总压恢复系数。与来流比较，进气道内有大流量高速气流流动，进气道内气流温度、湿度、液态水含量、液态水粒径等结冰参数沿程会发生变化，直接影响进气道结冰探测性能。如果直接将飞机来流环境中的结冰参数分布直接应用到进气道内结冰探测性能分析和评估，忽略了结冰参数在进气道内环境发生的变化，结冰传感器探测精准度会造成一定的误差。

发明内容

为了解决现有技术的技术问题，使得结冰传感器设置在进气道内也能正常探测到飞机表面的结冰情况，必须开展进气道结冰传感器的调试。也就是说，可能出现以下情况：设置在进气道内的结冰传感器已经报警了，但是飞机表面实际还未结冰；或者飞机表面已经结冰较厚了，设置在进气道内的结冰传感器还未报警。以上两种情况均使得设置在进气道内的结冰传感器无法有效测量飞机表面的结冰情况，进而无法给出有效的防除冰策略。

本发明提供了一种进气道结冰传感器调试试验方法、传感器及系统。本发明能够用于调试设置在进气道内的结冰传感器，获得适用于设置在进气道内对飞机表面结冰探测的结冰传感器，使其具有合适的探测精度，为结冰传感器的选择和使用提供参考。

本发明通过下述技术方案实现：

一种进气道结冰传感器调试方法，其特征在于，包括如下步骤：

S100：获得进气道模型；

S200：在进气道模型内设置结冰传感器；

S300：设置结冰试验气象条件，并基于该结冰试验气象条件进行结冰试验；

S400：获取结冰传感器探测到的结冰厚度，定义为探测结冰厚度；同时获得飞机表面的结冰厚度，定义为理论结冰厚度；

S500：根据探测结冰厚度与理论结冰厚度调整结冰传感器的设定阈值：

当探测结冰厚度大于理论结冰厚度，将结冰传感器的设定阈值调大；

当探测结冰厚度小于理论结冰厚度，将结冰传感器的设定阈值调小。

进一步地，步骤S200中结冰传感器的设置方式为：在进气道内设置多个结冰传感器，多个结冰传感器分别位于进气道不同截面上。

进一步地：所述结冰传感器垂直进气道壁面安装。

进一步地，所述步骤S300中，设定试验时间小于结冰传感器报警的时间。

进一步地，步骤S400替换为：获取结冰传感器报警所需用时，定义为探测结冰用时；以及飞机表面结冰达到阈值时的用时，定义为理论结冰用时；

相应地，步骤S500替换为：根据探测结冰用时与理论结冰用时调整结冰传感器的设定阈值：

当探测结冰用时大于理论结冰用时，将结冰传感器的设定阈值调小；

当探测结冰用时小于理论结冰用时，将结冰传感器的设定阈值调大。

进一步地，所述理论结冰厚度或理论结冰用时通过结冰气象条件计算获得，或者直接在飞机模型表面通过结冰传感器测量得到。

进一步地，所述进气道模型为缩比模型。

本发明还提供一种适用于探测飞机表面结冰的进气道结冰传感器，其特征在于，采用前所述的一种进气道结冰传感器调试方法进行调试过。

本发明还提供一种进气道结冰控制系统，其特征在于：包括在进气道内设置如前所述的一种适用于探测飞机表面结冰的进气道结冰传感器。

进一步地：还包括报警装置。

采用本发明的进气道结冰传感器调试方法、传感器及控制系统，相对于现有技术，至少包括如下有益效果：

1、本发明将结冰传感器设置在进气道内，对进气道内的结冰传感器的结冰厚度与飞机表面的理论结冰厚度进行比较，根据比较结果调整结冰传感器的阈值，使其能够适用于在进气道内对飞机表面的结冰情况进行预警。

2、本发明将结冰传感器设置在进气道内，获取结冰传感器报警所需用时，并将该时间与理论结冰用时进行比较，根据比较的结果调整结冰传感器的阈值，使其能够适用于在进气道内对飞机表面的结冰情况进行预警。

3、采用本发明调试后的结冰传感器，可以直接将其设置在进气道内从而反映飞机表面的结冰情况，相比于现有技术通过实验或数值模拟计算得出进气道内部与飞机表面的结冰环境的关系的方法，本发明的方法更加的简单便捷。

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的一种进气道结冰传感器调试方法的流程图；

图2是本发明实施例2的一种进气道结冰传感器调试方法的流程图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。

实施例1

本实施例提供了一种进气道结冰传感器调试方法，如图1所示，包括如下步骤：

S100：获得进气道模型；

作为优选，进气道模型可以采用缩比模型。

进气道模型可以通过制造、购买等方式获得，制造需要先获得实际进气道的结构参数（形状、大小等），根据结构参数进行缩比计算获得缩比机构参数，通过缩比结构参数制造进气道缩比模型；需要说明的是，缩比计算对于本领域技术人员来说是现有技术，所以就不再详细赘述具体计算过程。

本实施例中的结冰试验气象条件可以是根据经验确定，也可以通过查找CCAR25部附录C获得结冰试验气象条件。

S200：在进气道缩比模型内设置结冰传感器；

作为优选，所述结冰传感器垂直进气道壁面安装，以使得结冰传感器正对来流方向，使其处于正确的结冰环境中。

在进气道内设置多个结冰传感器，多个结冰传感器分别位于进气道不同截面上。由于进气道沿程上的气象环境参数会发生变化，在进气道的不同截面上分别设置结冰传感器，便于找出最容易探测到结冰的位置，从而为结冰传感器的安装位置提供参考。

发动机进气道一般为轴向对称结构，必然存在一个轴线，截面应当理解为与进气道轴线垂直的面。

S300：设置结冰试验气象条件，并基于该结冰试验气象条件进行结冰试验；

S400：获取结冰传感器探测到的结冰厚度，定义为探测结冰厚度；同时获得飞机表面的结冰厚度，定义为理论结冰厚度；

本实施例中，理论结冰厚度可以基于设置的结冰试验气象条件计算得出，也可以通过直接设置在飞机模型表面的结冰传感器测量得到。

本领域技术人员可以理解，结冰传感器一般会在测量的结冰厚度达到设定阈值时进行报警，所以设定结冰试验的时间小于结冰传感器测到的结冰厚度达到报警厚度的时间，这一时间可以根据经验确定，也可以根据计算或试验来确定。

S500：根据探测结冰厚度与理论结冰厚度调整结冰传感器的设定阈值，具体地：

当探测结冰厚度大于理论结冰厚度，说明在结冰传感器所在的进气道内的这一位置比飞机表面的结冰更快，结冰传感器上探测到的厚度比飞机表面实际结冰的厚度更大（若不调阈值，则会出现结冰传感器已经报警，但飞机表面的结冰实际还很少，这种情况下如果开启防除冰系统则会造成能源的浪费），因而需要将结冰传感器的设定阈值调大；

当探测结冰厚度小于理论结冰厚度，说明在结冰传感器所在的进气道内的这一位置比飞机表面的结冰更慢，结冰传感器上探测到的厚度比飞机表面实际结冰的厚度更小（若不调阈值，则会出现飞机表面的结冰实际已经很厚，但结冰传感器还未报警，这种情况下可能会发生安全事故），因而需要将结冰传感器的设定阈值调小。

本领域技术人员可以理解，根据探测结冰厚度与理论结冰厚度的比较结果来调整结冰传感器的设定阈值时，具体如何调，每次调调多少，可以根据本领域技术人员的经验调，也可以多次调整多次试验的方式，调的方式不作为对本发明的限制。

如此，经过调试的结冰传感器可以被设置在进气道内以间接探测飞机表面的结冰情况。

实施例2

本实施例2与实施例1不同的是，步骤S400获取的参数不同，相应地，步骤500对参数处理的结果也不同，如图2所示。具体地：

步骤S400^*为：获取结冰传感器报警所需用时，定义为探测结冰用时；以及飞机表面结冰达到阈值时的用时，定义为理论结冰用时；

步骤S500^*为：根据探测结冰用时与理论结冰用时调整结冰传感器的设定阈值：

当探测结冰用时大于理论结冰用时说明在结冰传感器所在的进气道内的这一位置比飞机表面的结冰更快，结冰传感器上探测到的厚度比飞机表面实际结冰的厚度更大（若不调阈值，则会出现结冰传感器已经报警，但飞机表面的结冰实际还很少，这种情况下如果开启防除冰系统则会造成能源的浪费），将结冰传感器的设定阈值调小；

当探测结冰用时小于理论结冰用时，说明在结冰传感器所在的进气道内的这一位置比飞机表面的结冰更慢，结冰传感器上探测到的厚度比飞机表面实际结冰的厚度更小（若不调阈值，则会出现飞机表面的结冰实际已经很厚，但结冰传感器还未报警，这种情况下可能会发生安全事故），将结冰传感器的设定阈值调大。

实施例3

本实施例提供一种适用于探测飞机表面结冰的进气道结冰传感器，根据实施例1或实施例2进行调试后的结冰传感器，可以直接设置在进气道内对飞机表面结冰情况进行间接探测。

实施例4

本实施例提供一种进气道结冰控制系统，包括在进气道内设置如实施例3所述的一种适用于探测飞机表面结冰的进气道结冰传感器，通过该传感器来间接测量飞机表面的结冰情况，并基于该结冰信号制定防除冰策略。

作为优选，该控制系统还包括报警装置，当结冰传感器发出报警信息时，控制系统的报警装置报警，提示操作人员飞机表面已结冰，密切关注防除冰情况。

以上所述仅为本发明较佳实施例而已，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 (10)

1.一种进气道结冰传感器调试方法，其特征在于，包括如下步骤：

S100：获得进气道模型；

S200：在进气道模型内设置结冰传感器；

S300：设置结冰试验气象条件，并基于该结冰试验气象条件进行结冰试验；

S400：获取结冰传感器探测到的结冰厚度，定义为探测结冰厚度；同时获得飞机表面的结冰厚度，定义为理论结冰厚度；

S500：根据探测结冰厚度与理论结冰厚度调整结冰传感器的设定阈值：

当探测结冰厚度大于理论结冰厚度，将结冰传感器的设定阈值调大；

当探测结冰厚度小于理论结冰厚度，将结冰传感器的设定阈值调小。

2.如权利要求1所述的一种进气道结冰传感器调试方法，其特征在于，步骤S200中结冰传感器的设置方式为：在进气道内设置多个结冰传感器，多个结冰传感器分别位于进气道不同截面上。

3.如权力要求1所述的一种进气道结冰传感器调试方法，其特征在于：所述结冰传感器垂直进气道壁面安装。

4.如权利要求1-3任一所述的一种进气道结冰传感器调试方法，其特征在于，所述步骤S300中，设定试验时间小于结冰传感器报警的时间。

5.如权利要求1所述的一种进气道结冰传感器调试方法，其特征在于，

步骤S400替换为：获取结冰传感器报警所需用时，定义为探测结冰用时；以及飞机表面结冰达到阈值时的用时，定义为理论结冰用时；

相应地，步骤S500替换为：根据探测结冰用时与理论结冰用时调整结冰传感器的设定阈值：

当探测结冰用时大于理论结冰用时，将结冰传感器的设定阈值调小；

当探测结冰用时小于理论结冰用时，将结冰传感器的设定阈值调大。

6.如权利要求1-3，5任一所述的一种进气道结冰传感器调试方法，其特征在于，所述理论结冰厚度或理论结冰用时通过结冰气象条件计算获得，或者直接在飞机模型表面通过结冰传感器测量得到。

7.如权利要求6所述的一种进气道结冰传感器调试方法，其特征在于，所述进气道模型为缩比模型。

8.一种适用于探测飞机表面结冰的进气道结冰传感器，其特征在于，采用如权利要求1-7任一所述的一种进气道结冰传感器调试方法进行调试过。

9.一种进气道结冰控制系统，其特征在于：包括在进气道内设置如权利要求8所述的一种适用于探测飞机表面结冰的进气道结冰传感器。

10.如权利要求9所述的一种进气道结冰控制系统，其特征在于：还包括报警装置。

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