CN117725634A - 一种基于Simulink的机翼防冰系统及其设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于防除冰技术领域，涉及一种基于Simulink的机翼防冰系统及其设计方法；防冰系统包括防冰活门、文氏管、伸缩管、笛形管、温度传感器、压力传感器；按照系统需求完成上下游接口定义；以各设备的功能、性能参数及为输入参数，以笛形管下游参数及温度/压力传感器参数为输出量，通过Simulink自带模块、功能及自编代码形成各设备的模型；串联各设备，使温度、压力、流量参数可实现数据交互，从而完成机翼防冰系统框架的搭建；设置监视器完成数据监视功能，通过控制逻辑编辑相应控制功能、警报功能；通过机翼防冰系统功能测试，完成整体系统模型搭建。本发明可在尚不具备物理验证的条件下支撑系统设计的正确性，完成系统性能测试，计算周期短，可操性强。
Description
技术领域
本发明属于防除冰技术领域，涉及一种基于Simulink的机翼防冰系统模型。
背景技术
通过搭建机翼防冰系统模型，可为飞机研发提供模型的仿真试验环境，支撑飞机实物验证前的快速原型定义和需求确认活动，在飞机实物验证阶段，通过虚/实结合的手段，提高场验证景覆盖度，实现设计需求的综合验证，提高飞机设计成熟度，完成需求确认、验证水平，支持新技术、新功能的原理性验证等工作。
目前，国内相应模型开发还处于起步阶段，机翼防冰系统建模主要用于民用航空防除冰技术领域，也可以推广应用到其它的可靠性和安全性要求较高的设备和系统中。
发明内容
本申请的目的是提供一种机翼防冰系统的模型，在型号研制阶段尚不具备物理验证条件的情况下，集成功能模型、逻辑模型和性能模型，通过仿真计算实时表述机翼防冰系统内部组成和系设备之间的数据流，以及机翼防冰系统行为活动、执行动作、时序特性等。
技术方案：本发明一方面提出了一种基于Simulink的机翼防冰系统，所述系统包括防冰活门、文氏管、伸缩管、笛形管、温度传感器、压力传感器；机翼防冰系统使用气源系统所提供的高温高压气体对机翼外侧四块前缘缝翼进行加热防冰；来自气源系统的热空气，经过机翼防冰活门的流量调节，通过供气管、伸缩管输送到机翼前缘缝翼防冰腔内的笛形管，通过笛形管上小孔喷到整个防冰腔加热蒙皮内表面；其中位于防冰活门下游的压力传感器用于防冰活门的开度调节、温度传感器用于防冰活门的开断控制；位于固定前缘的温度传感器用于监控前缘结构过热；位于笛形管末端的压力传感器监视管路中的压力，用于系统超压告警和低压告警；防冰控制器通过采集压力传感器的压力数值与预设压力作对比，调节防冰活门的开度，保证引气流量满足设计要求。
进一步的，所述防冰活门正常工作温度200-225℃，最大工作温度260℃，单边机翼流量为0.345～0.521kg/s。
进一步的，伸缩管应在上游供气温度最大为260℃，供气压力最大为3.73barg，供气流量为(0.2～0.82)kg/s条件下能正常工作。在系统正常工作时，伸缩管入口供气温度为225℃，供气压力为2.8barg，额定流量为(0.345～0.521)kg/s。
其他管路模型均进行简化，考虑无摩擦、稳定流动的流固耦合过程，考虑使用伯努力方程。
温度传感器、压力传感器均进行简化处理，主要以监视器的形式对系统各个位置对温度、压力、流量进行监控。
为实现机翼防冰系统的防冰能力，应保证在机翼笛形管末端参数可满足：温度达到100℃、压力达到30psig、流量达到0.3kg/s。
为实现机翼防冰系统打开/关闭逻辑功能，应识别发动机引气参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关等输入信号，以实现系统、活门打开标示为依据。
为实现左/右侧机翼防冰压力过高故障告警功能，应识别发动机引气参数、轮载信号、机翼防冰系统选择开关等输入信号，当左/右侧引气压力高于60psig时，实现左/右侧机翼防冰压力过高故障告警。
为实现左/右侧机翼防冰故障告警功能，应识别发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关、左直流汇流条信号等输入信号、右直流汇流条信号等输入信号，当左/右侧机翼笛形管下游温度/压力低于100℃/25psig时，实现左/右侧机翼防冰故障告警。
为实现左/右侧机翼防冰供气温度或压力过低故障告警功能，应识别发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关、左直流汇流条信号、右直流汇流条信号等输入信号，当引气温度/压力低于180℃/36.3psig实现左/右侧机翼防冰供气温度或压力过低故障告警。
为实现机翼防冰系统低温报警功能，应识别发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关等输入信号，当笛形管下游温度是否低于100℃时应实现机翼防冰系统低温报警。
本发明另一方面还提出了如上所述机翼防冰系统的设计方法，按照系统需求完成上下游接口定义；以各设备的功能、性能参数及为输入参数，以笛形管下游参数及温度/压力传感器参数为输出量，通过Simulink自带模块、功能及自编代码形成各设备的模型；串联各设备，使温度、压力、流量参数可实现数据交互，从而完成机翼防冰系统框架的搭建；设置监视器完成数据监视功能，通过控制逻辑编辑相应控制功能、警报功能；通过机翼防冰系统功能测试，完成整体系统模型搭建。
有益技术效果
1、本发明模型基于Simulink对机翼防冰系统进行了建模，并提供了相应逻辑控制及简化方法，可用于实物制造之前进行功能/性能的系统集成仿真试验；
2、本发明模型利用了Simulink对于不同模块的建模有数据互通功能，巧妙地实现了设备之间的功能联动，完成系统集成功能验证；
3、本发明模型利用了Simulink对于不同系统的建模有数据互通功能，具备多个输入/输出端口，可实现对其他系统输入信号的处理及逻辑判断功能；
4、本发明模型利用Simulink的自定义函数功能模块对各种逻辑控制、报警功能进行了代码编写，创新性地实现了机翼防冰系统的数据监测、自动报警功能；
5、本发明模型可实现各种机型的机翼防冰系统的建模过程，可通过活门设计系统中流量的大小，并根据不同机型的防冰系统架构布置相应设备，操作简单，流程简洁，可在技术原理验证阶段提供有力支持；
附图说明
图1是本发明的模型搭建方法概览图；
图2是机翼防冰系统原理图；
图3是机翼防冰系统建模示意图；
图4是单侧机翼防冰失效故障报警示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步描述。以下所述仅为本发明一部分实施例，非全部实施例。基于本发明实施例，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他实施例，都属于本发明保护的范围。
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种基于Simulink的机翼防冰系统模型，建模模型主要包括防冰活门、文氏管、伸缩管、笛形管、温度传感器、压力传感器等。机翼防冰系统使用气源系统所提供的高温高压气体对机翼外侧四块前缘缝翼进行加热防冰。来自气源系统的热空气，经过机翼防冰活门的流量调节，通过供气管、伸缩管输送到机翼前缘缝翼防冰腔内的笛形管，通过笛形管上小孔喷到整个防冰腔加热蒙皮内表面。其中位于防冰活门下游的压力传感器用于防冰活门的开度调节、温度传感器用于防冰活门的开断控制；位于3号固定前缘的温度传感器用于监控前缘结构过热；位于笛形管末端的压力传感器监视管路中的压力，用于系统超压告警和低压告警。防冰控制器通过采集压力传感器的压力数值与预设压力作对比，调节防冰活门的开度，保证引气流量满足设计要求。
以某型飞机的机翼防冰系统设计为例；对每一个LRU(一个独立的产品单元)进行功能建模，形成系统框架；对控制逻辑、监控功能要求进行功能建模；模型功能/性能仿真测试正常。防除冰系统输入接口主要包括：机翼防冰选择开关、气压高度、校正空速、主起落架轮载信号、左直流汇流条、右直流汇流条、左发引气工作标志、右发引气工作标志、左发压力、左发温度、左发流量、右发压力、右发温度、右发流量。
系统超压、系统低压、系统低热、指令活门打开、活门开启状态、系统打开、系统关闭、左机翼防冰失效、右机翼防冰失效、左机翼笛形管下游压力、左机翼笛形管下游温度、左机翼笛形管下游流量、右机翼笛形管下游压力、右机翼笛形管下游温度、右机翼笛形管下游流量。
机翼防冰系统使用上游系统所提供的高温高压气体对机翼外侧四块前缘缝翼进行加热防冰。机翼防冰系统由供气管、防冰活门、文氏管、伸缩管、笛形管、柔性接头、压力传感器、温度传感器和防冰控制器等组成，采用左右对称分布。
具体设计过程中，机翼防冰系统应为外侧三块前缘缝翼提供防冰能力。机翼防冰系统应具备手动操作模式。机翼防冰系统应具备监控和指示系统超压、低温等异常情况功能。机翼防冰系统失效时应提供告警信息。机翼防冰系统应提供工作状态指示。
一般而言，机翼防冰系统正常工作状态下应保证供气温度控制在(180-232)℃，供气压力(36.3-60.9)psig。机翼防冰系统应布置压力传感器监控供气压力，并提供低压和超压告警。所有条件下，防冰系统开启后左右侧防冰笛形管入口温度应不高于222℃。
参见附图2所示，本发明具体设计的机翼防冰系统原理为：机翼防冰系统包括防冰活门、文氏管、伸缩管、笛形管、温度传感器、压力传感器等；机翼防冰系统使用气源系统所提供的高温高压气体对机翼外侧四块前缘缝翼进行加热防冰；来自其它系统的热空气，经过机翼防冰活门的流量调节，通过供气管、伸缩管输送到机翼前缘缝翼防冰腔内的笛形管，通过笛形管上小孔喷到整个防冰腔加热蒙皮内表面；其中位于防冰活门下游的压力传感器用于防冰活门的开度调节、温度传感器用于防冰活门的开断控制；位于固定前缘的温度传感器用于监控前缘结构过热；位于笛形管末端的压力传感器监视管路中的压力，用于系统超压告警和低压告警；还包括防冰控制器，防冰控制器通过采集压力传感器的压力数值与预设压力作对比，调节防冰活门的开度，保证引气流量满足设计要求。
参见附图3所示，本发明具体设计的机翼防冰系统模型，其原理为：通过对上下游接口的定义、设备性能参数的完善、模型的自主编程及逻辑控制的设计等，完成了对上游信息的计算处理、系统内数据的传递以及防冰系统功能性能的实现，具体可见本专利实施的应用举例。
参见附图4所示，本发明具体设计的机翼防冰系统故障报警模型示意图，其原理为：通过逻辑控制程序识别、处理上游的输入信号，比如轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统打开信号等，从而完成机翼防冰系统引气的输入；再通过识别不同引气条件，对不同监测点对温度、压力、流量等参数进行监测并综合判断防冰是否故障，具体见应用举例场景二。
本实施例的应用举例：
应用场景一：以发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关为输入，以实现系统、活门打开标示逻辑功能为依据。“0”表示无标识或不报警，“1”表示有标识或报警。应用结果如表1、表2。
表1机翼防冰打开逻辑测试(空中)
表2机翼防冰打开逻辑测试(地面)
应用场景二：以发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关、左直流汇流条信号为输入，测试故障功能。主要考虑左/右侧机翼笛形管下游温度/压力是否低于100℃/25psig。“0”表示无标识或不报警，“1”表示有标识或报警。应用结果如表3、表4。
表3机翼防冰系统故障测试
应用场景三：以发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关为输入，实现相关故障告警功能，以左机翼为例测试笛形管下游温度是否低于100℃。“0”表示无标识或不报警，“1”表示有标识或报警。应用结果如表4。
表4机翼防冰打开逻辑测试
| 发动机引气温度(psig) | 笛形管下游温度 | 左机翼故障报警 |
| 200 | 186.4 | 0 |
| 150 | 139.8 | 0 |
| 100 | 93.21 | 1 |
| 50 | 46.6 | 1 |
本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，所述机翼防冰系统包括防冰活门、文氏管、伸缩管、笛形管、温度传感器、压力传感器；机翼防冰系统使用气源系统所提供的高温高压气体对机翼外侧四块前缘缝翼进行加热防冰；来自气源系统的热空气，经过机翼防冰活门的流量调节，通过供气管、伸缩管输送到机翼前缘缝翼防冰腔内的笛形管，通过笛形管上小孔喷到整个防冰腔加热蒙皮内表面；其中位于防冰活门下游的压力传感器用于防冰活门的开度调节、温度传感器用于防冰活门的开断控制；位于固定前缘的温度传感器用于监控前缘结构过热；位于笛形管末端的压力传感器监视管路中的压力，用于系统超压告警和低压告警；还包括防冰控制器，防冰控制器通过采集压力传感器的压力数值与预设压力作对比，调节防冰活门的开度，保证引气流量满足设计要求。
2.如权利要求1所述的一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，所述防冰活门正常工作温度200-225℃，最大工作温度260℃，单边机翼流量为0.345～0.521kg/s。
3.如权利要求1所述的一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，伸缩管应在上游供气温度最大为260℃，供气压力最大为3.73barg，供气流量为(0.2～0.82)kg/s条件下能正常工作。在系统正常工作时，伸缩管入口供气温度为225℃，供气压力为2.8barg，额定流量为(0.345～0.521)kg/s。
4.如权利要求1所述的一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，在机翼笛形管末端参数可满足：温度达到100℃、压力达到30psig、流量达到0.3kg/s。
5.如权利要求1所述的一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，所述防冰控制器应识别发动机引气参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关等输入信号，以实现系统、活门打开标示为依据。
6.如权利要求5所述的一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，防冰控制器应识别发动机引气参数、轮载信号、机翼防冰系统选择开关等输入信号，当左/右侧引气压力高于60psig时，实现左/右侧机翼防冰压力过高故障告警。
7.如权利要求6所述的一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，防冰控制器还应识别发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关、左直流汇流条信号等输入信号、右直流汇流条信号等输入信号，当左/右侧机翼笛形管下游温度/压力低于100℃/25psig时，实现左/右侧机翼防冰故障告警。
8.如权利要求7所述的一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，防冰控制器还应识别发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关、左直流汇流条信号、右直流汇流条信号等输入信号，当引气温度/压力低于180℃/36.3psig实现左/右侧机翼防冰供气温度或压力过低故障告警。
9.如权利要求8所述的一种基于Simulink的机翼防冰系统，其特征在于，，防冰控制器还应识别发动机引气为参数、轮载信号、驾驶舱机翼防冰系统选择开关等输入信号，当笛形管下游温度是否低于100℃时应实现机翼防冰系统低温报警。
10.一种如权利要求1～9任意一项所述基于Simulink的机翼防冰系统的设计方法，其特征在于，按照系统需求完成上下游接口定义；以各设备的功能、性能参数及为输入参数，以笛形管下游参数及温度/压力传感器参数为输出量，通过Simulink自带模块、功能及自编代码形成各设备的模型；串联各设备，使温度、压力、流量参数可实现数据交互，从而完成机翼防冰系统框架的搭建；设置监视器完成数据监视功能，通过控制逻辑编辑相应控制功能、警报功能；通过机翼防冰系统功能测试，完成整体系统模型搭建。
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