CN115180174B - 一种用于飞机测试的结冰试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种用于飞机测试的结冰试验方法，属于飞机测试技术领域。方法包括以下步骤：S1、常温调试试验；S2、低温调试试验；S3、结冰试验；S4、调整大型飞机气候实验室内环境。本发明解决了现有结冰试验风险大、结冰条件难以寻找的问题，具有试验环境稳定、结冰条件容易确定的优点。

Description

一种用于飞机测试的结冰试验方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种用于飞机测试的结冰试验方法。
背景技术
飞机结冰是影响飞行安全的重要因素，因此飞机关键部位需配备防/除冰系统，并通过相应的结冰试验表明其有效性。目前飞机结冰试验方法主要有冰风洞试验方法、户外地面结冰试验方法和自然飞机结冰试验方法。冰风洞试验方法由于风洞尺寸的限制，只能进行飞机单部件的结冰试验，如风挡、空速管等，无法考虑飞机各系统之间的交联影响。户外地面结冰试验方法虽然可以在整机上进行结冰试验，但只能在每年的冬天进行，需依靠自然低温环境来模拟结冰环境，还受到自然吹风、太阳辐射和天气变化等因素的影响，使得模拟的结冰环境难以控制，稳定性较差。自然结冰试验方法是目前最有效的结冰认证方法，但其存在试验风险大、结冰条件难以寻找等问题，往往需要在进行了充分的冰风洞试验和地面结冰试验后才能实施。气候实验室可容纳飞机整机进行试验，且由于实验室封闭，不会受到外界环境影响，模拟的结冰环境的可控性更好，试验效率更高。
因此，针对目前飞机结冰试验方法存在的问题，本发明提供了一种适用于飞机整机，且结冰条件可控性较好的气候实验室飞机结冰试验方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种气候实验室飞机结冰试验方法，能够有效验证飞机防/除冰系统的效能，分析不防冰部位结冰对飞机的影响。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
一种用于飞机测试的结冰试验方法，包括以下步骤：
S1、常温调试试验
在室温条件下，对大型飞机气候实验室内的结冰试验系统进行状态检查；
S2、低温调试试验
在大型飞机气候实验室内模拟低温环境，调整结冰试验系统供水温度、供气温度使结冰试验系统的管路和喷嘴保持通畅，确定水滴过冷位置并在水滴过冷位置测量液态水含量、水滴直径及风速，将液态水含量、水滴直径及风速作为测量结果，根据测量结果对结冰试验系统的控制参数进行调整，最后测量液态水含量的均匀性，确定液态水含量均匀区位置；
S3、结冰试验
按照液态水含量均匀区所在位置及范围，设置结冰试验系统与试验件的相对位置，使得试验件位于液态水含量均匀区，以低温调试确定的控制参数开启结冰试验系统，并根据结冰试验要求进行试验件的结冰/防冰试验；
S4、调整大型飞机气候实验室内环境
在结冰试验结束后，通过结冰试验系统自动对大型飞机气候实验室内环境进行调整。
进一步地，结冰试验系统包括：
用于实现结冰试验环境模拟的环境模拟模块，
用于调整大型飞机气候实验室内部环境的调整模块，
环境模拟模块包括：
用于提供结冰水雾的喷雾设备，喷雾设备包括：为结冰试验提供结冰水雾的轴流风机，轴流风机依次连通有：用于形成稳定气流的蜂窝整流器和稳定段、用于形成稳定结冰雨雾的喷雾耙、用于将结冰雨雾吹出至试验件的风道，
与喷雾设备连通的用于对输送给喷雾设备空气进行调温和调压的供气方舱，
与喷雾设备连通的用于对输送给喷雾设备纯水进行调温和调压的供水方舱，
用于控制结冰试验系统运行的PLC控制器，PLC控制器与喷雾设备、供气方舱、供水方舱、调整模块电性连接，PLC控制器还电性连接有无线联网模块，
调整模块包括：布设在试验件表面的数个湿度传感器，布设在大型飞机气候实验室内顶部及地面的数个温湿度传感器，将大型飞机气候实验室内外连通的新风子模块。
进一步地，供气方舱与轴流风机连通，供水方舱与喷雾耙连通。
进一步地，步骤S1包括以下步骤：
S1-1、在大型飞机气候实验室内的室温环境下，将结冰试验系统组装完成，并检查供气方舱、供水方舱和喷雾设备的供电和PLC控制器通讯是否正常；
S1-2、打开喷雾设备的轴流风机，检查轴流风机功能是否正常；
S1-3、通过供气方舱为喷雾设备供气，通过供水方舱为喷雾设备供水，检查供气方舱、供水方舱和喷雾设备功能是否正常。
进一步地，步骤S2包括以下步骤：
S2-1、将大型飞机气候实验室内温度调整到要求的低温环境，根据结冰试验系统的标定数据和试验要求的液态水含量和水滴直径，初步确定供气方舱的供气压力和供水方舱的供水压力；
S2-2、以步骤S2-1确定的供气压力、供水压力运行结冰试验系统，供气方舱的供气初始温度为45℃~55℃，供水方舱的供水初始温度为10℃，检查系统管路和喷嘴是否出现冻堵，若出现冻堵，则提高供气方舱的供气温度和供水方舱的供水温度，直至系统管路和喷嘴通畅；
S2-3、在喷雾出口前方，沿气流方向的等间隔放置同规格的圆柱模型，观察圆柱模型的结冰情况，当从某一圆柱模型开始，沿气流方向上的圆柱模型上的结冰类型一致，且冰角位置接近时，则认为在该圆柱模型位置水滴已达到过冷状态，将该圆柱模型位置记为水滴过冷位置处；
S2-4、测量步骤S2-3中得到的水滴过冷位置处的风速、液态水含量及水滴直径，并作为测量结果，根据测量结果调整供气方舱的供气压力和供水方舱的供水压力，使得液态水含量及水滴直径满足要求，记录此时供气方舱的供气压力、供水方舱的供水压力、液态水含量均匀区位置。
上述步骤中，大型飞机气候实验室内模拟低温环境的温度取值范围为：-30℃~0℃。
上述步骤中，圆柱模型的高度与试验件相等。
更进一步地，结冰类型包括：明冰和霜冰，冰角位置接近的判定依据为：冰角位置相差范围在±5cm。
优选地，步骤S3包括以下步骤：
S3-1、通过步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数及液态水含量均匀区位置对结冰格栅机进行结冰试验，将结冰格栅放置于水滴过冷位置处，控制结冰时间，使得格栅收集面结冰厚度为1.5mm~6.4mm，测量格栅网格水平方向中点处的结冰厚度和垂直方向中点处的结冰厚度，再利用格栅中心处的结冰厚度进行归一化处理，获得液态水含量均匀性云图；
S3-2、调整结冰试验系统与试验件的位置，使得试验件处于液态水含量均匀区内，并根据试验件所处于的飞机部位对飞机开展试验。
优选地，步骤S3-1中结冰试验的控制参数包括：液态水含量、水滴直径、风速，其中，风速的范围为10m/s~50m/s，所述液态水含量的范围为2g/m3~3g/m3，水滴直径的范围为30μm~40μm。步骤S2作为低温调试试验，为步骤S3-1的结冰试验提供了稳定的试验环境，因此，结冰试验只需要对液态水含量、水滴直径、风速进行控制，降低了结冰试验的控制难度。
优选地，步骤S3-2包括以下步骤：
S3-2-1、当试验件为未进行防冰处理的飞机部位时，基于步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数开启结冰试验系统，并根据步骤S3-1得到的液态水含量均匀性云图及步骤S2确定的液态水含量均匀区位置进行结冰试验，并在结冰试验过程中记录试验件的结冰时间及结冰类型，在结冰试验结束后，评估结冰试验对试验件的影响；
S3-2-2、当试验件为已进行防冰处理的飞机部位时，基于步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数开启结冰试验系统，并根据步骤S3-1得到的液态水含量均匀性云图及步骤S2确定的液态水含量均匀区位置进行结冰试验，验证飞机防/除冰系统效能。
进一步优选地，步骤S4包括以下步骤：
S4-1、在步骤S3的结冰试验结束后，试验人员通过无线联网模块电性连接PLC控制器，PLC控制器控制喷雾设备、供气方舱、供水方舱停止工作；
S4-2、在喷雾设备、供气方舱、供水方舱停止工作后，试验人员通过无线联网模块电性连接PLC控制器，设定结冰试验后大型飞机气候实验室内部应调整到的温度和湿度；
S4-3、PLC控制器根据步骤S4-2设定的温度和湿度，控制新风子模块向大型飞机气候实验室内通入湿度为0RH、温度与设定的温度相等的室外空气，直至布设在试验件表面的湿度传感器获取到的湿度小于等于10RH，PLC控制器再控制新风子模块向大型飞机气候实验室内通入湿度与设定的湿度相等、温度与设定的温度相等的室外空气，直至布设在大型飞机气候实验室内顶部和地面上的温湿度传感器获取的湿度与设定的湿度相等、温度与设定的温度相等，此时，PLC控制器控制新风子模块停止工作，大型飞机气候实验室内环境调整完毕。
本发明的有益效果是：
（1）本发明的结冰试验的试验环境基于中国飞机强度研究所的大型飞机气候实验室，由于大型飞机气候实验室配备有完善的环境调节系统和容纳大型飞机的内部体积，保证了将飞机整机级或飞机部位作为试验件的结冰试验的稳定试验环境，尤其是大大降低了确定结冰条件的难度；
（2）本发明的结冰试验还包含了试验结束后，通过结冰试验系统自动对大型飞机气候实验室内环境进行调整的操作，保证了在结冰试验结束后，大型飞机气候实验室能够按照设定自行将环境调整至下一试验对于环境的要求水平。
附图说明
图1是实施例1一种用于飞机测试的结冰试验方法流程图；
图2是实施例1中结冰试验系统的环境模拟模块结构图；
其中，1-供气方舱、2-供水方舱、3-喷雾设备、301-轴流风机、302-蜂窝整流器、303-稳定段、304-喷雾耙、305-风道。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，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它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例1
本实施例为一种用于飞机测试的结冰试验方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、常温调试试验
在室温条件下，对大型飞机气候实验室内的结冰试验系统进行状态检查，包括以下步骤：
S1-1、在大型飞机气候实验室内的室温环境下，将结冰试验系统组装完成，并检查供气方舱1、供水方舱2和喷雾设备3的供电和PLC控制器通讯是否正常，
S1-2、打开喷雾设备3的轴流风机301，检查轴流风机301功能是否正常，
S1-3、通过供气方舱1为喷雾设备3供气，通过供水方舱2为喷雾设备3供水，检查供气方舱1、供水方舱2和喷雾设备3功能是否正常；
S2、低温调试试验
在大型飞机气候实验室内模拟低温环境，大型飞机气候实验室内模拟低温环境的温度为-30℃，调整结冰试验系统供水温度、供气温度使结冰试验系统的管路和喷嘴保持通畅，确定水滴过冷位置并在水滴过冷位置测量液态水含量、水滴直径及风速，将液态水含量、水滴直径及风速作为测量结果，根据测量结果对结冰试验系统的控制参数进行调整，最后测量液态水含量的均匀性，确定液态水含量均匀区位置，包括以下步骤：
S2-1、将大型飞机气候实验室内温度调整到要求的低温环境，根据结冰试验系统的标定数据和试验要求的液态水含量和水滴直径，初步确定供气方舱1的供气压力和供水方舱2的供水压力，
S2-2、以步骤S2-1确定的供气压力、供水压力运行结冰试验系统，供气方舱1的供气初始温度为45℃，供水方舱2的供水初始温度为10℃，检查系统管路和喷嘴是否出现冻堵，若出现冻堵，则提高供气方舱1的供气温度和供水方舱2的供水温度，直至系统管路和喷嘴通畅，得到供气方舱1的供气温度为50℃，供水方舱2的供水温度为10℃，
S2-3、在喷雾出口前方，沿气流方向的等间隔放置同规格的圆柱模型，观察圆柱模型的结冰情况，当从某一圆柱模型开始，沿气流方向上的圆柱模型上的结冰类型一致，且冰角位置接近时，则认为在该圆柱模型位置水滴已达到过冷状态，将该圆柱模型位置记为水滴过冷位置处，结冰类型包括：明冰和霜冰，冰角位置接近的判定依据为：冰角位置相差范围在±5cm，圆柱模型的高度与试验件相等，
S2-4、测量步骤S2-3中得到的水滴过冷位置处的风速、液态水含量及水滴直径，并作为测量结果，根据测量结果调整供气方舱1的供气压力和供水方舱2的供水压力，使得液态水含量及水滴直径满足要求，记录此时供气方舱1的供气压力、供水方舱2的供水压力、液态水含量均匀区位置，供水方舱2的供水压力为150kpa，供气方舱1的供气压力为50kpa；
S3、结冰试验
按照液态水含量均匀区所在位置及范围，设置结冰试验系统与试验件的相对位置，使得试验件位于液态水含量均匀区，以低温调试确定的控制参数开启结冰试验系统，并根据结冰试验要求进行试验件的结冰/防冰试验，包括以下步骤：
S3-1、通过步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数及液态水含量均匀区位置对结冰格栅机进行结冰试验，将结冰格栅放置于水滴过冷位置处，控制结冰时间，使得格栅收集面结冰厚度为1.5mm，结冰试验的控制参数包括：液态水含量、水滴直径、风速，测量格栅网格水平方向中点处的结冰厚度和垂直方向中点处的结冰厚度，再利用格栅中心处的结冰厚度进行归一化处理，获得液态水含量均匀性云图，液态水含量的测量值为2.3g/m3~2.5g/m3，水滴直径为33μm~37μm，风速为10m/s，结冰格栅测量液态水含量均匀性，表明喷雾中心约50%区域满足均匀性要求，
S3-2、调整结冰试验系统与试验件的位置，使得试验件处于液态水含量均匀区内，并根据试验件所处于的飞机部位对飞机开展试验，结冰25min，在试验件表面形成了约13mm厚的结冰，包括以下内容：
试验件为未进行防冰处理的飞机部位，基于步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数开启结冰试验系统，并根据步骤S3-1得到的液态水含量均匀性云图及步骤S2确定的液态水含量均匀区位置进行结冰试验，并在结冰试验过程中记录试验件的结冰时间及结冰类型，在结冰试验结束后，评估结冰试验对试验件的影响；
S4、调整大型飞机气候实验室内环境
在结冰试验结束后，通过结冰试验系统自动对大型飞机气候实验室内环境进行调整，包括以下步骤：
S4-1、在步骤S3的结冰试验结束后，试验人员通过无线联网模块电性连接PLC控制器，PLC控制器控制喷雾设备3、供气方舱1、供水方舱2停止工作，
S4-2、在喷雾设备3、供气方舱1、供水方舱2停止工作后，试验人员通过无线联网模块电性连接PLC控制器，设定结冰试验后大型飞机气候实验室内部应调整到的温度和湿度，
S4-3、PLC控制器根据步骤S4-2设定的温度和湿度，控制新风子模块向大型飞机气候实验室内通入湿度为0RH、温度与设定的温度相等的室外空气，直至布设在试验件表面的湿度传感器获取到的湿度小于等于10RH，PLC控制器再控制新风子模块向大型飞机气候实验室内通入湿度与设定的湿度相等、温度与设定的温度相等的室外空气，直至布设在大型飞机气候实验室内顶部和地面上的温湿度传感器获取的湿度与设定的湿度相等、温度与设定的温度相等，此时，PLC控制器控制新风子模块停止工作，大型飞机气候实验室内环境调整完毕。
其中，结冰试验系统包括：
用于实现结冰试验环境模拟的环境模拟模块，
用于调整大型飞机气候实验室内部环境的调整模块，
如图2所示，环境模拟模块包括：
用于提供结冰水雾的喷雾设备3，喷雾设备3包括：为结冰试验提供结冰水雾的轴流风机301，轴流风机301依次连通有：用于形成稳定气流的蜂窝整流器302和稳定段303、用于形成稳定结冰雨雾的喷雾耙304、用于将结冰雨雾吹出至试验件的风道305，供气方舱1与轴流风机301连通，供水方舱2与喷雾耙304连通，
与喷雾设备3连通的用于对输送给喷雾设备3空气进行调温和调压的供气方舱1，
与喷雾设备3连通的用于对输送给喷雾设备3纯水进行调温和调压的供水方舱2，
用于控制结冰试验系统运行的PLC控制器，PLC控制器与喷雾设备3、供气方舱1、供水方舱2、调整模块电性连接，PLC控制器还电性连接有无线联网模块，
调整模块包括：布设在试验件表面的数个湿度传感器，布设在大型飞机气候实验室内顶部及地面的数个温湿度传感器，将大型飞机气候实验室内外连通的新风子模块。
实施例2
本实施例为一种用于飞机测试的结冰试验方法，与实施例1的区别之处在于：
步骤S2中，大型飞机气候实验室内模拟低温环境的温度为：-10℃。
步骤S2-2中，供气方舱1的供气初始温度为50℃。
步骤S3-1中，使得格栅收集面结冰厚度为2mm，风速为33m/s。
步骤S3-2包括以下内容：
试验件为已进行防冰处理的飞机部位，基于步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数开启结冰试验系统，并根据步骤S3-1得到的液态水含量均匀性云图及步骤S2确定的液态水含量均匀区位置进行结冰试验，验证飞机防/除冰系统效能。
实施例3
本实施例为一种用于飞机测试的结冰试验方法，与实施例1的区别之处在于：
步骤S2中，大型飞机气候实验室内模拟低温环境的温度为：0℃。
步骤S2-2中，供气方舱1的供气初始温度为55℃。
步骤S3-1中，使得格栅收集面结冰厚度为3mm，风速为50m/s。

Claims (8)

1.一种用于飞机测试的结冰试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、常温调试试验
在室温条件下，对大型飞机气候实验室内的结冰试验系统进行状态检查，所述结冰试验系统包括：
用于实现结冰试验环境模拟的环境模拟模块，
用于调整大型飞机气候实验室内部环境的调整模块，
所述环境模拟模块包括：
用于提供结冰水雾的喷雾设备（3），所述喷雾设备（3）包括：为结冰试验提供结冰水雾的轴流风机（301），所述轴流风机（301）依次连通有：用于形成稳定气流的蜂窝整流器（302）和稳定段（303）、用于形成稳定结冰雨雾的喷雾耙（304）、用于将结冰雨雾吹出至试验件的风道（305），
与所述喷雾设备（3）连通的用于对输送给喷雾设备（3）空气进行调温和调压的供气方舱（1），
与所述喷雾设备（3）连通的用于对输送给喷雾设备（3）纯水进行调温和调压的供水方舱（2），
用于控制结冰试验系统运行的PLC控制器，所述PLC控制器与所述喷雾设备（3）、所述供气方舱（1）、所述供水方舱（2）、所述调整模块电性连接，PLC控制器还电性连接有无线联网模块，
所述调整模块包括：布设在所述试验件表面的数个湿度传感器，布设在大型飞机气候实验室内顶部及地面的数个温湿度传感器，将大型飞机气候实验室内外连通的新风子模块，
步骤S1包括以下步骤：
S1-1、在大型飞机气候实验室内的室温环境下，将结冰试验系统组装完成，并检查供气方舱（1）、供水方舱（2）和喷雾设备（3）的供电和PLC控制器通讯是否正常；
S1-2、打开喷雾设备（3）的轴流风机（301），检查轴流风机（301）功能是否正常；
S1-3、通过供气方舱（1）为喷雾设备（3）供气，通过供水方舱（2）为喷雾设备（3）供水，检查供气方舱（1）、供水方舱（2）和喷雾设备（3）功能是否正常；
S2、低温调试试验
在大型飞机气候实验室内模拟低温环境，调整结冰试验系统供水温度、供气温度使结冰试验系统的管路和喷嘴保持通畅，确定水滴过冷位置并在水滴过冷位置测量液态水含量、水滴直径及风速，将液态水含量、水滴直径及风速作为测量结果，根据测量结果对结冰试验系统的控制参数进行调整，最后测量液态水含量的均匀性，确定液态水含量均匀区位置；
S3、结冰试验
按照液态水含量均匀区所在位置及范围，设置结冰试验系统与试验件的相对位置，使得试验件位于液态水含量均匀区，以低温调试确定的控制参数开启结冰试验系统，并根据结冰试验要求进行试验件的结冰/防冰试验；
S4、调整大型飞机气候实验室内环境
在结冰试验结束后，通过结冰试验系统自动对大型飞机气候实验室内环境进行调整。
2.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结冰试验方法，其特征在于，所述供气方舱（1）与所述轴流风机（301）连通，所述供水方舱（2）与所述喷雾耙（304）连通。
3.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结冰试验方法，其特征在于，所述步骤S2包括以下步骤：
S2-1、将大型飞机气候实验室内温度调整到要求的低温环境，根据结冰试验系统的标定数据和试验要求的液态水含量和水滴直径，初步确定供气方舱（1）的供气压力和供水方舱（2）的供水压力；
S2-2、以步骤S2-1确定的供气压力、供水压力运行结冰试验系统，供气方舱（1）的供气初始温度为45℃~55℃，供水方舱（2）的供水初始温度为10℃，检查系统管路和喷嘴是否出现冻堵，若出现冻堵，则提高供气方舱（1）的供气温度和供水方舱（2）的供水温度，直至系统管路和喷嘴通畅；
S2-3、在喷雾出口前方，沿气流方向的等间隔放置同规格的圆柱模型，观察圆柱模型的结冰情况，当从某一圆柱模型开始，沿气流方向上的圆柱模型上的结冰类型一致，且冰角位置接近时，则认为在该圆柱模型位置水滴已达到过冷状态，将该圆柱模型位置记为水滴过冷位置处；
S2-4、测量步骤S2-3中得到的水滴过冷位置处的风速、液态水含量及水滴直径，并作为测量结果，根据测量结果调整供气方舱（1）的供气压力和供水方舱（2）的供水压力，使得液态水含量及水滴直径满足要求，记录此时供气方舱（1）的供气压力、供水方舱（2）的供水压力、液态水含量均匀区位置。
4.如权利要求3所述的一种用于飞机测试的结冰试验方法，其特征在于，所述结冰类型包括：明冰和霜冰，冰角位置接近的判定依据为：冰角位置相差范围在±5cm。
5.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结冰试验方法，其特征在于，所述步骤S3包括以下步骤：
S3-1、通过步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数及液态水含量均匀区位置对结冰格栅机进行结冰试验，将结冰格栅放置于水滴过冷位置处，控制结冰时间，使得格栅收集面结冰厚度为1.5mm~6.4mm，测量格栅网格水平方向中点处的结冰厚度和垂直方向中点处的结冰厚度，再利用格栅中心处的结冰厚度进行归一化处理，获得液态水含量均匀性云图；
S3-2、调整结冰试验系统与试验件的位置，使得试验件处于液态水含量均匀区内，并根据试验件所处于的飞机部位对飞机开展试验。
6.如权利要求5所述的一种用于飞机测试的结冰试验方法，其特征在于，所述步骤S3-1中结冰试验的控制参数包括：液态水含量、水滴直径、风速，其中，风速的范围为10m/s~50m/s，所述液态水含量的范围为2g/m3~3g/m3，水滴直径的范围为30μm~40μm。
7.如权利要求5所述的一种用于飞机测试的结冰试验方法，其特征在于，所述步骤S3-2包括以下步骤：
S3-2-1、当试验件为未进行防冰处理的飞机部位时，基于步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数开启结冰试验系统，并根据步骤S3-1得到的液态水含量均匀性云图及步骤S2确定的液态水含量均匀区位置进行结冰试验，并在结冰试验过程中记录试验件的结冰时间及结冰类型，在结冰试验结束后，评估结冰试验对试验件的影响；
S3-2-2、当试验件为已进行防冰处理的飞机部位时，基于步骤S2确定的结冰试验系统的控制参数开启结冰试验系统，并根据步骤S3-1得到的液态水含量均匀性云图及步骤S2确定的液态水含量均匀区位置进行结冰试验，验证飞机防/除冰系统效能。
8.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的结冰试验方法，其特征在于，所述步骤S4包括以下步骤：
S4-1、在步骤S3的结冰试验结束后，试验人员通过无线联网模块电性连接PLC控制器，PLC控制器控制喷雾设备（3）、供气方舱（1）、供水方舱（2）停止工作；
S4-2、在喷雾设备（3）、供气方舱（1）、供水方舱（2）停止工作后，试验人员通过无线联网模块电性连接PLC控制器，设定结冰试验后大型飞机气候实验室内部应调整到的温度和湿度；
S4-3、PLC控制器根据步骤S4-2设定的温度和湿度，控制新风子模块向大型飞机气候实验室内通入湿度为0RH、温度与设定的温度相等的室外空气，直至布设在试验件表面的湿度传感器获取到的湿度小于等于10RH，PLC控制器再控制新风子模块向大型飞机气候实验室内通入湿度与设定的湿度相等、温度与设定的温度相等的室外空气，直至布设在大型飞机气候实验室内顶部和地面上的温湿度传感器获取的湿度与设定的湿度相等、温度与设定的温度相等，此时，PLC控制器控制新风子模块停止工作，大型飞机气候实验室内环境调整完毕。
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