CN117241417B - 一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法。包括：在进气道模型的前缘设置包括电加热防冰元件的电热防冰系统；将设置好电加热防冰元件的进气道模型安装在结冰风洞试验段，以预设的第一风速运行，并依次启动制冷系统、高度模拟系统和发动机进气模拟系统；以预设的风速提升方式逐渐提升风速，使结冰风洞洞体内的环境达到预设的试验工况要求，同时，喷雾系统水路、气路温度和压力调节到预设的试验工况要求的设定值；试验设置工况下满足防冰要求的防冰热载荷，以前缘表面各测温点温度不低于0℃，且前缘外表面无冰附着为条件，得到当前工况下的防冰热载荷临界点。本申请方案与现有技术相比，电加热防冰元件加热性能的一致性更高。

Description

一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法

技术领域

本发明涉及飞机防冰热载荷试验技术，具体涉及一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法。

背景技术

飞机进气道是来流空气从进气口到航空发动机进口之间的管道，其作用是为发动机提供一定品质的空气流量，确保发动机正常工作。进气道直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作、推力大小等有着重要的作用。按照飞行速度进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道；按进气道在机身上的位置可分为头部进气和两侧进气。

飞机进气道包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道等，通常称进气口外圈前缘为唇口，进气道前缘正对飞机来流。飞机在结冰气象条件下飞行时，云层中会含有一种过冷水滴，这种水滴虽然温度低于零度，但并没有结冰，仍然以液态水的形式存在。当水滴撞击到飞机迎风表面，进气道前缘是飞机迎风表面的一部分，迎风表面极易发生结冰现象，特别是对于低马赫数亚音速飞机，结冰现象更为严重。进气道前缘结冰则会导致进气不畅，使发动机引气不足，影响发动机推力，造成发动机功率降低，导致发动机喘振甚至熄火，同时脱落的积冰可能会流入发动机内部，损坏发动机造成事故。

为解决飞机进气道前缘结冰影响飞行安全问题，飞行器进气道前缘都会设计防冰系统。相对机翼允许一定程度结冰，飞机进气道防冰要求更高，从低速状态、起飞、降落、爬升和下降等各阶段均要求可靠防冰，通常采用完全蒸发式的防冰系统。目前主要有热气防冰和电热防冰两种技术方案。热气防冰通常从发动机压气机引出热空气，热空气进入进气道前缘的防冰管路，通过笛形管限流孔的作用进行热气再分配，起到防冰作用，民用航空发动机进气道通常采用该防冰技术。另一种是在进气道前缘贴装或嵌入电加热防冰元件，利用机载电源作为加热源，通过控制加热回路通断来达到防冰目的。由于机载电源容量限制，必须尽可能降低各用电元件能耗，保证飞机各用电设备安全可靠用电，用较低能耗实现进气道前缘防冰功能，电热防冰已成为各无人机进气道防冰主流技术。

由于机载电源幅值不便调节，如果增加一套电源调节装置，电源装置的重量和效率都必须设计验证。为测试进气道电热防冰装置设计是否有效，必须在各种工况下对进气道前缘电热防冰系统进行试验验证。利用结冰风洞模拟不同的结冰气象条件，开展进气道前缘电热防冰试验验证是一种可信的方法。

目前的利用结冰风洞模拟不同的结冰气象条件开展电加热防冰试验的方法中，存在对机翼段的模拟试验，在机翼段表面贴覆用于测量机翼段模拟防冰热载荷需求信息的测量单元，该测量单元包括电热装置和感应电热装置温度的温度传感器，测量单元连接有控制电热装置加热的控制单元，该控制单元通过调节加热装置的电阻变化来控制电热装置的加热功率，从而找到防冰载荷需求。然而，使用该方法进行飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验，设计制作的电加热防冰元件加热性能一致性较低。

发明内容

本申请要解决的技术问题是提供一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，具有基于该试验方法设计制作的飞机进气道前缘电加热防冰元件加热性能一致性更高的特点。

第一方面，一种实施例中提供一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，包括：

进气道模型设置，设置电热防冰系统，所述电热防冰系统包括电加热防冰元件，所述电加热防冰元件设置在进气道模型前缘位置；所述电热防冰系统还包括控制单元、电加热防冰元件的多个供电电源和多个温度传感器；所述电加热防冰元件包括多个加热回路，所述多个加热回路与多个供电电源一一对应；对于每个供电电源，供电电压和供电回路的通断随时可调；所述电加热防冰元件上设置有多个测温点，每个测温点上设置有温度传感器；通过控制单元接收温度传感器的温度信号，并对供电电压大小和供电回路的通断进行设置；

进气道模型安装，将设置好电加热防冰元件的进气道模型安装在结冰风洞试验段，包括：通过模型支撑系统调整好进气道姿态，使得进气道入口正对结冰风洞内的来流方向，进气道出口与发动机进行模拟系统管路连接；

启动动力系统，以预设的第一风速运行，并依次启动制冷系统、高度模拟系统和发动机进气模拟系统；

试验工况设置，以预设的风速提升方式逐渐提升风速，使结冰风洞洞体内气流温度、环境气压、进气流量和风速达到预设的试验工况要求；同时，喷雾系统水路、气路温度和压力调节到所述的预设的试验工况要求的设定值，并保持不变；

试验设置工况下满足防冰要求的防冰热载荷，包括：

同步启动喷雾系统和进气道模型的电热防冰系统，喷雾系统选定水路和气路喷嘴的电磁阀同时打开，按照预设参数模拟进气道模型的来流云雾参数，实时观察进气道模型前缘的防冰情况；

以前缘表面各测温点温度不低于0℃，且前缘外表面无冰附着为条件，得到当前工况下的防冰热载荷临界点，并记录该临界点下的实验参数、电热防冰电压和电流值。

一种实施例中，还包括：基于记录的临界点下的实验参数、电热防冰电压和电流值计算临界点下的防冰热载荷，将计算得到的防冰热载荷除以进气道模型前缘的电热防冰表面面积得到进气道模型前缘的单位面积防冰热载荷密度，并将该单位面积防冰热载荷密度作为飞机进气道前缘电热防冰设计依据。

一种实施例中，所述的所述电加热防冰元件设置在进气道模型前缘位置，包括：在进气道模型前缘贴装或嵌入电加热防冰元件。

一种实施例中，所述的试验工况设置，包括通过结冰风洞模拟不同飞行速度、环境气压、温度和云雾参数下的工况，包括：

进气道来流工况选取包括：飞机在起飞、巡航和降落阶段，以预设速度穿过3000m～7000m的高度，发动机以最大进气流量遭遇预设面积层云或积云；

通过结冰风洞的动力系统模拟飞行速度，通过结冰风洞的高度模拟系统模拟飞行高度，通过结冰风洞的制冷系统模拟飞机环境温度，通过结冰风洞的喷雾系统模拟液态水含量和液态水粒径，在结冰风洞云雾控制包线范围内，选取能代表预设飞行状态的状态点。

一种实施例中，所述结冰风洞试验段观察窗外侧设置有拍摄装置，所述拍摄装置透过观察窗的电加热玻璃对结冰风洞内的试验过程进行拍摄，并通过拍摄的画面观察进气道模型前缘是否结冰。

一种实施例中，所述的以前缘表面各测温点温度不低于0℃，且前缘外表面无冰附着为条件，得到当前工况下的防冰热载荷临界点，包括：

以一个预设的供电电压控制测温点的温度达到0℃到1℃之间，保持温度范围不变，判断测温点在单位时间内温度变化的斜率，如果斜率为正则降低供电电压和/或降低供电电压的占空比，如果斜率为负则提高供电电压和/或提高供电电压的占空比。

一种实施例中，所述的如果斜率为正则降低供电电压和/或降低供电电压的占空比，包括：

斜率为正，则获取斜率值，如果该斜率值大于或等于预设的第三正斜率阈值，则以预设的第一幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第三正斜率阈值；如果该斜率值大于或等于预设的第二正斜率阈值且小于预设的第三正斜率阈值，则以预设的第二幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第二正斜率阈值；如果该斜率值大于或等于第一正斜率阈值且小于第二正斜率阈值，则以预设的第三幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第一正斜率阈值；如果该斜率值小于第一正斜率阈值，则降低供电电压的占空比；其中，第一正斜率阈值小于第二正斜率阈值，第二正斜率阈值小于第三正斜率阈值，第一幅值降低步长大于第二幅值降低步长，第二幅值降低步长大于第三幅值降低步长。

一种实施例中，所述的如果该斜率值小于第一正斜率阈值，则降低供电电压的占空比，包括：

先以第一占空比步长降低所述占空比，直至所述斜率值为负，再以第二占空比步长提高所述占空比，直至所述斜率值为正；所述第一占空比步长大于第二占空比步长。

一种实施例中，所述的如果斜率为负则提高供电电压和/或提高供电电压的占空比，包括：

斜率为负，则获取斜率值的绝对值，如果该绝对值大于或等于预设的第三负斜率阈值，则以预设的第一幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值大于或等于预设的第二负斜率阈值且小于预设的第三负斜率阈值，则以预设的第二幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值大于或等于第一负斜率阈值且小于第二负斜率阈值，则以预设的第三幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值小于第一负斜率阈值，则提高供电电压的占空比；其中，第一负斜率阈值小于第二负斜率阈值，第二负斜率阈值小于第三负斜率阈值，第一幅值提高步长大于第二幅值提高步长，第二幅值提高步长大于第三幅值提高步长。

一种实施例中，所述的如果该绝对值小于第一负斜率阈值，则提高供电电压的占空比，包括：

先以第一占空比步长提高所述占空比，直至所述斜率值为正，再以第二占空比步长降低所述占空比，直至所述斜率值维持为正；所述维持为正是指如果再以第二占空比步长降低所述占空比则所述斜率值就会为负。

本发明的有益效果是：

本申请的方案通过对不同飞行工况的精确模拟和各个工况下电加热防冰的精确控制，找到各个工况下的防冰热载荷临界点，基于该临界点下的防冰热载荷得到防冰热载荷密度，并将该防冰热载荷密度作为飞机进气道前缘电热防冰设计依据，从而提升了电加热防冰元件加热性能的一致性。

附图说明

图1是本申请一种实施例方法流程示意图。

具体实施方式

下面通过具体实施方式结合附图对本发明作进一步详细说明。其中不同实施方式中类似元件采用了相关联的类似的元件标号。在以下的实施方式中，很多细节描述是为了使得本申请能被更好的理解。然而，本领域技术人员可以毫不费力的认识到，其中部分特征在不同情况下是可以省略的，或者可以由其他元件、材料、方法所替代。在某些情况下，本申请相关的一些操作并没有在说明书中显示或者描述，这是为了避免本申请的核心部分被过多的描述所淹没，而对于本领域技术人员而言，详细描述这些相关操作并不是必要的，他们根据说明书中的描述以及本领域的一般技术知识即可完整了解相关操作。

另外，说明书中所描述的特点、操作或者特征可以以任意适当的方式结合形成各种实施方式。同时，方法描述中的各步骤或者动作也可以按照本领域技术人员所能显而易见的方式进行顺序调换或调整。因此，说明书和附图中的各种顺序只是为了清楚描述某一个实施例，并不意味着是必须的顺序，除非另有说明其中某个顺序是必须遵循的。

本文中为部件所编序号本身，例如“第一”、“第二”等，仅用于区分所描述的对象，不具有任何顺序或技术含义。而本申请所说“连接”、“联接”，如无特别说明，均包括直接和间接连接（联接）。

为便于对本申请的发明构思进行说明，以下对飞机进气道电热防冰技术进行简要说明。

飞机进气道表面电热防冰功率随防冰表面温度线性增加，电热防冰对飞机电能需求较大。因此需要验证进气道不同区域表面防冰最低温度要求，既满足防冰功率的要求又减少对飞机电能的影响。

飞机遇到不同结冰工况时，通过飞机环控系统优化调节不同工况下防冰热载荷。如果要增大防冰热载荷，提高控制率增加防冰元件加热功率；如果要减小防冰热载荷，降低控制率减小防冰元件加热功率，保证用最优的电热能耗达到进气道前缘防冰目的。

飞机进气道电加热防冰系统设计时，通常会采用结冰数值计算软件计算进气道水滴撞击范围，在此基础上，根据进气道防冰表面不同温度的要求，确定进气道单位面积电热防冰热载荷，然后设计制作电加热防冰元件，再安装到进气道前缘防冰区域。通常根据防冰区域面积大小，将加热元件分成几个加热区布置，各加热区的加热元件无论是电热片、电阻丝或金属网，通常都是电阻性负载，加热功率大小与电源电压幅值、加热时间、加热元件电阻和加热面积有关。机载电源通过各加热回路为各加热区提供电能。

一旦加热元件设计制造完成，安装在前缘加热区后，各加热区的加热元件电阻和加热面积确定，只能通过控制电源电压幅值和加热时间来调节电热防冰热载荷。

由于机载电源幅值不便调节，如果增加一套电源调节装置，电源装置的重量和效率都必须设计验证。为测试进气道电热防冰装置设计是否有效，必须在各种工况下对进气道前缘电热防冰系统进行试验验证。利用结冰风洞模拟不同的结冰气象条件，开展进气道前缘电热防冰试验验证是一种可行的方法。

目前的利用结冰风洞模拟不同的结冰气象条件开展电加热防冰试验的方法中，存在对机翼段的模拟试验，在机翼段表面贴覆用于测量机翼段模拟防冰热载荷需求信息的测量单元，该测量单元包括电热装置和感应电热装置温度的温度传感器，测量单元连接有控制电热装置加热的控制单元，该控制单元通过调节加热装置的电阻变化来控制电热装置的加热功率，从而找到防冰载荷需求。然而，使用该方法进行飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验，设计制作的电加热防冰元件加热性能一致性较低。

基于上述问题，本申请提供了一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，该方法通过对不同飞行工况的精确模拟和各个工况下电加热防冰的精确控制，找到各个工况下的防冰热载荷临界点，基于该临界点下的防冰热载荷得到防冰热载荷密度，并将该防冰热载荷密度作为飞机进气道前缘电热防冰设计依据，从而提升电加热防冰元件加热性能的一致性。请参考图1，该方法，包括：

步骤S10，进气道模型设置。设置电热防冰系统，电热防冰系统包括电加热防冰元件，电加热防冰元件设置在进气道模型前缘位置；电热防冰系统还包括控制单元、电加热防冰元件的多个供电电源和多个温度传感器；电加热防冰元件包括多个加热回路，所述多个加热回路与多个供电电源一一对应；对于每个供电电源，供电电压和供电回路的通断随时可调；电加热防冰元件上设置有多个测温点，每个测温点上设置有温度传感器；通过控制单元接收温度传感器的温度信号，并对供电电压大小和供电回路的通断进行设置。

一种实施例中，为减小气流对电加热防冰元件的影响，电加热防冰元件在进气道模型前缘位置的设置中，在进气道模型前缘贴装或嵌入电加热防冰元件。

将电加热防冰元件进行分区，每个分区设置测温点，通过温度传感器实现测温点的测温，且每个分区通过独立的供电回路对每个分区进行独立的温度控制，避免温度分布不均的现象，从而提交温度控制的一致性。控制单元接收温度传感器的温度信号，根据温度控制需求，通过调节供电电压和供电回路的通断将每个分区的温度控制在需求的温度区间。

步骤S20，进气道模型安装。将设置好电加热防冰元件的进气道模型安装在结冰风洞试验段，包括：通过模型支撑系统调整好进气道姿态，使得进气道入口正对结冰风洞内的来流方向，进气道出口与发动机进行模拟系统管路连接。

申请人在研究中发现，试验中进气道的姿态与飞机实际飞行中进气道姿态的偏差，将会影响气流作用的不一致性，影响试验加热性能与实际加热性能的一致性，因此，试验时需要调整好进气道的姿态，使得进气道入口正对结冰风洞内的来流方向。

步骤S30，启动动力系统，以预设的第一风速运行，并依次启动制冷系统、高度模拟系统和发动机进气模拟系统。

该预设的第一风速为一个较低的风速，本领域技术人员可以基于需求进行具体设置。

步骤S40，试验工况设置。以预设的风速提升方式逐渐提升风速，使结冰风洞洞体内气流温度、环境气压、进气流量和风速达到预设的试验工况要求；同时，喷雾系统水路、气路温度和压力调节到所述的预设的试验工况要求的设定值，并保持不变。

试验工况与飞机型号和技术参数密切相关。需按照试验运转计划，依次对每个试验工况开展电热防冰试验验证，得到该进气道在不同试验工况下的电热防冰热载荷密度。结冰气象条件是连续变化的曲线，要全部进行试验是不切实际的。制定试验工况时，开展各参数影响分析，选取能代表整个飞行状态的典型状态点。一种实施例中，包括通过结冰风洞模拟不同飞行速度、环境气压、温度和云雾参数下的工况，从而实现，对各种工况下的情况进行试验，以保证一致性。

一种实施例中，进气道来流工况选取包括：飞机在起飞、巡航和降落阶段，以预设速度穿过3000m～7000m的高度，发动机以最大进气流量遭遇预设面积层云或积云。其中，在飞机的起飞阶段以较低的飞行速度进行模拟，该速度低于飞机的巡航速度（800公里每小时），以该速度穿过3000m～7000m的高度，然后逐渐升高该速度，达到10000米高空的巡航阶段，以巡航速度进行飞行。本领域技术人员可以理解地，此处预设面积的层云或积云是指可以形成结冰条件的稳定环境。

在结冰风洞云雾控制包线范围内，选取能代表预设飞行状态的状态点，基于选定的工况，通过结冰风洞的动力系统模拟飞行速度，通过结冰风洞的高度模拟系统模拟飞行高度，通过结冰风洞的制冷系统模拟飞机环境温度，通过结冰风洞的喷雾系统模拟液态水含量和液态水粒径。

步骤S50，试验设置工况下满足防冰要求的防冰热载荷，包括：

同步启动喷雾系统和进气道模型的电热防冰系统，喷雾系统选定水路和气路喷嘴的电磁阀同时打开，按照预设参数模拟进气道模型的来流云雾参数，实时观察进气道模型前缘的防冰情况。

以前缘表面各测温点温度不低于0℃，且前缘外表面无冰附着为条件，得到当前工况下的防冰热载荷临界点，并记录该临界点下的实验参数、电热防冰电压和电流值。

一种实施例中，在结冰风洞试验段观察窗外侧设置有拍摄装置，拍摄装置透过观察窗的电加热玻璃对结冰风洞内的试验过程进行拍摄，并通过拍摄的画面观察进气道模型前缘是否结冰。基于该设置，完成进气道前缘温度和摄像系统联合调试，以提高控制效率。

实时监视进气道前缘防冰情况。以前缘表面各测温点温度不低于0℃，前缘外表面无冰附着为判断依据。通过试验得到不同工况的防冰热载荷临界点，记录此时试验参数、电热防冰电压和电流值，计算此时防冰热载荷，除以前缘电热防冰表面面积即可得到进气道前缘单位面积防冰热载荷密度。

对于任意一个工况下，当防冰热载荷较高时，通过调低加热电源电压幅值，或调低控制律占空比，得到该试验工况下最优防冰热载荷密度。当防冰热载荷较低时，通过调高加热电源电压幅值，或调高控制律占空比，得到该试验工况下最优防冰热载荷密度。该过程可以采用现有技术的调节方法实现，本申请的一种实施例中给出了一种新的调节方法，以更好地实现制作的电加热防冰元件加热性能一致性，包括：

以一个预设的供电电压控制测温点的温度达到0℃到1℃之间，保持温度范围不变，判断测温点在单位时间内温度变化的斜率，如果斜率为正则降低供电电压和/或降低供电电压的占空比，如果斜率为负则提高供电电压和/或提高供电电压的占空比。

为更好地实现制作的电加热防冰元件加热性能一致性，在保持0℃到1℃温度范围不变的情况下，以一个恒定的功率控制加热功率，以找到防冰热载荷临界点，该恒定的加热功率通过控制温度变化的斜率来实现。

一种实施例中，如果斜率为正则降低供电电压和/或降低供电电压的占空比，包括：

斜率为正，则获取斜率值，如果该斜率值大于或等于预设的第三正斜率阈值，则以预设的第一幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第三正斜率阈值；如果该斜率值大于或等于预设的第二正斜率阈值且小于预设的第三正斜率阈值，则以预设的第二幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第二正斜率阈值；如果该斜率值大于或等于第一正斜率阈值且小于第二正斜率阈值，则以预设的第三幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第一正斜率阈值；如果该斜率值小于第一正斜率阈值，则降低供电电压的占空比；其中，第一正斜率阈值小于第二正斜率阈值，第二正斜率阈值小于第三正斜率阈值，第一幅值降低步长大于第二幅值降低步长，第二幅值降低步长大于第三幅值降低步长。

基于上述方案，斜率较大的情况下，以较大的幅值降低步长以实现尽快的调节，斜率较小的情况下，以较小的幅值降低步长以实现更精确的调节。

为达到更高的精确度，一种实施例中，如果该斜率值小于第一正斜率阈值，则降低供电电压的占空比，包括：先以第一占空比步长降低占空比，直至斜率值为负，再以第二占空比步长提高占空比，直至所述斜率值为正；其中，第一占空比步长大于第二占空比步长。

在幅值调节空间较低的情况下，再通过调节电压的占空比，来实现对加热功率的更精确的控制。

同理的，一种实施例中，如果斜率为负则提高供电电压和/或提高供电电压的占空比，包括：

斜率为负，则获取斜率值的绝对值，如果该绝对值大于或等于预设的第三负斜率阈值，则以预设的第一幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值大于或等于预设的第二负斜率阈值且小于预设的第三负斜率阈值，则以预设的第二幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值大于或等于第一负斜率阈值且小于第二负斜率阈值，则以预设的第三幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值小于第一负斜率阈值，则提高供电电压的占空比；其中，第一负斜率阈值小于第二负斜率阈值，第二负斜率阈值小于第三负斜率阈值，第一幅值提高步长大于第二幅值提高步长，第二幅值提高步长大于第三幅值提高步长。

一种实施例中，如果该绝对值小于第一负斜率阈值，则提高供电电压的占空比，包括：先以第一占空比步长提高所述占空比，直至所述斜率值为正，再以第二占空比步长降低占空比，直至斜率值维持为正。该维持为正是指如果再以第二占空比步长降低占空比则斜率值就会为负。

按照试验运转计划，依次对每个试验工况开展电热防冰试验验证，得到该进气道在不同试验工况下的电热防冰热载荷密度。

最后根据试验验证数据，确认进气道前缘表面不同工况下的防冰热载荷，讨论进气道前缘电加热防冰元件设计是否满足要求，再开展后续电热防冰系统优化设计。由于飞机上电加热电源幅值不便调整，只能优化加热元件阻值、控制率和防冰区域。如果要增大防冰热载荷，根据试验验证得到的防冰热载荷密度，采用减小加热元件阻值、调整控制率或增大电热防冰区域来提高防冰元件加热功率，此时电热主回路电流、防冰能耗会增大，必须同时协调好飞机电源系统能耗分配，优化供电、线路和控制设计。如果要减小防冰热载荷，根据试验验证得到的防冰热载荷密度，采用增大加热元件阻值、调整控制率或减小电热防冰区域来降低防冰元件加热功率，保证用最优的电热能耗达到进气道前缘防冰目的。

以上应用了具体个例对本发明进行阐述，只是用于帮助理解本发明，并不用以限制本发明。对于本发明所属技术领域的技术人员，依据本发明的思想，还可以做出若干简单推演、变形或替换。

Claims (10)

1.一种飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，包括：

进气道模型设置，设置电热防冰系统，所述电热防冰系统包括电加热防冰元件，所述电加热防冰元件设置在进气道模型前缘位置；所述电热防冰系统还包括控制单元、电加热防冰元件的多个供电电源和多个温度传感器；所述电加热防冰元件包括多个加热回路，所述多个加热回路与多个供电电源一一对应；对于每个供电电源，供电电压和供电回路的通断随时可调；所述电加热防冰元件上设置有多个测温点，每个测温点上设置有温度传感器；通过控制单元接收温度传感器的温度信号，并对供电电压大小和供电回路的通断进行设置；

进气道模型安装，将设置好电加热防冰元件的进气道模型安装在结冰风洞试验段，包括：通过模型支撑系统调整好进气道姿态，使得进气道入口正对结冰风洞内的来流方向，进气道出口与发动机进行模拟系统管路连接；

启动动力系统，以预设的第一风速运行，并依次启动制冷系统、高度模拟系统和发动机进气模拟系统；

试验工况设置，以预设的风速提升方式逐渐提升风速，使结冰风洞洞体内气流温度、环境气压、进气流量和风速达到预设的试验工况要求；同时，喷雾系统水路、气路温度和压力调节到所述的预设的试验工况要求的设定值，并保持不变；

试验设置工况下满足防冰要求的防冰热载荷，包括：

同步启动喷雾系统和进气道模型的电热防冰系统，喷雾系统选定水路和气路喷嘴的电磁阀同时打开，按照预设参数模拟进气道模型的来流云雾参数，实时观察进气道模型前缘的防冰情况；

以前缘表面各测温点温度不低于0℃，且前缘外表面无冰附着为条件，得到当前工况下的防冰热载荷临界点，并记录该临界点下的实验参数、电热防冰电压和电流值。

2.如权利要求1所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，还包括：基于记录的临界点下的实验参数、电热防冰电压和电流值计算临界点下的防冰热载荷，将计算得到的防冰热载荷除以进气道模型前缘的电热防冰表面面积得到进气道模型前缘的单位面积防冰热载荷密度，并将该防冰热载荷密度作为飞机进气道前缘电热防冰设计依据。

3.如权利要求1所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，所述的所述电加热防冰元件设置在进气道模型前缘位置，包括：在进气道模型前缘贴装或嵌入电加热防冰元件。

4.如权利要求1所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，所述的试验工况设置，包括通过结冰风洞模拟不同飞行速度、环境气压、温度和云雾参数下的工况，包括：

进气道来流工况选取包括：飞机在起飞、巡航和降落阶段，以预设速度穿过3000m～7000m的高度，发动机以最大进气流量遭遇预设面积层云或积云；

通过结冰风洞的动力系统模拟飞行速度，通过结冰风洞的高度模拟系统模拟飞行高度，通过结冰风洞的制冷系统模拟飞机环境温度，通过结冰风洞的喷雾系统模拟液态水含量和液态水粒径，在结冰风洞云雾控制包线范围内，选取能代表预设飞行状态的状态点。

5.如权利要求1所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，所述结冰风洞试验段观察窗外侧设置有拍摄装置，所述拍摄装置透过观察窗的电加热玻璃对结冰风洞内的试验过程进行拍摄，并通过拍摄的画面观察进气道模型前缘是否结冰。

6.如权利要求1所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，所述的以前缘表面各测温点温度不低于0℃，且前缘外表面无冰附着为条件，得到当前工况下的防冰热载荷临界点，包括：

以一个预设的供电电压控制测温点的温度达到0℃到1℃之间，保持温度范围不变，判断测温点在单位时间内温度变化的斜率，如果斜率为正则降低供电电压和/或降低供电电压的占空比，如果斜率为负则提高供电电压和/或提高供电电压的占空比。

7.如权利要求6所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，所述的如果斜率为正则降低供电电压和/或降低供电电压的占空比，包括：

斜率为正，则获取斜率值，如果该斜率值大于或等于预设的第三正斜率阈值，则以预设的第一幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第三正斜率阈值；如果该斜率值大于或等于预设的第二正斜率阈值且小于预设的第三正斜率阈值，则以预设的第二幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第二正斜率阈值；如果该斜率值大于或等于第一正斜率阈值且小于第二正斜率阈值，则以预设的第三幅值降低步长降低供电电压，直至该斜率值小于第一正斜率阈值；如果该斜率值小于第一正斜率阈值，则降低供电电压的占空比；其中，第一正斜率阈值小于第二正斜率阈值，第二正斜率阈值小于第三正斜率阈值，第一幅值降低步长大于第二幅值降低步长，第二幅值降低步长大于第三幅值降低步长。

8.如权利要求7所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，所述的如果该斜率值小于第一正斜率阈值，则降低供电电压的占空比，包括：

先以第一占空比步长降低所述占空比，直至所述斜率值为负，再以第二占空比步长提高所述占空比，直至所述斜率值为正；所述第一占空比步长大于第二占空比步长。

9.如权利要求6到8任一所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，所述的如果斜率为负则提高供电电压和/或提高供电电压的占空比，包括：

斜率为负，则获取斜率值的绝对值，如果该绝对值大于或等于预设的第三负斜率阈值，则以预设的第一幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值大于或等于预设的第二负斜率阈值且小于预设的第三负斜率阈值，则以预设的第二幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值大于或等于第一负斜率阈值且小于第二负斜率阈值，则以预设的第三幅值提高步长提高供电电压；如果该绝对值小于第一负斜率阈值，则提高供电电压的占空比；其中，第一负斜率阈值小于第二负斜率阈值，第二负斜率阈值小于第三负斜率阈值，第一幅值提高步长大于第二幅值提高步长，第二幅值提高步长大于第三幅值提高步长。

10.如权利要求9所述的飞机进气道前缘电热防冰热载荷试验方法，其特征在于，所述的如果该绝对值小于第一负斜率阈值，则提高供电电压的占空比，包括：

先以第一占空比步长提高所述占空比，直至所述斜率值为正，再以第二占空比步长降低所述占空比，直至所述斜率值维持为正；所述维持为正是指如果再以第二占空比步长降低所述占空比则所述斜率值就会为负。