CN203858089U - 飞机防冰系统试验装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞机防冰系统试验装置，包括洞体、气源装置、制冷装置、喷水装置、调控装置及测量装置；制冷装置包括涡轮冷却器和第一阀门，制冷装置通过管道一端与气源装置连接，另一端通向洞体；喷水装置包括通过管路顺序连接的中压气源、储水器、第二阀门、喷水架，喷水架上设置有雾化喷嘴；调控装置包括第一阀门、第二阀门、挡板以及调节板；测量装置包括设置在洞体内的温度计、风速计、压力表及照相设备。该飞机防冰系统试验装置可真实模拟飞机防冰系统的工作状态，对飞机防冰系统的设计提供指导，并对防冰系统的工作效果进行检测，同时检测防冰系统的故障，保证各种气象条件下飞机的飞行性能及安全性。

Description

飞机防冰系统试验装置

技术领域

本实用新型涉及飞机零部件试验设备，具体涉及一种飞机防冰系统试验装置。

背景技术

飞机结冰是飞机机身表面的某些部位聚集冰层的现象，它是由云中存在的过冷水滴和冷雨滴碰到机体后冻结而成的，有时也可以有大气中的水汽直接在机身表面凝结而成，飞机机体结冰主要在飞机的凸出部位，如机翼尾翼的前缘、发动机进气口、空速管、风挡等。飞机结冰会使飞机的空气动力性能变坏，减小升力，增加阻力，减少推力。机翼、尾翼前缘结冰使翼型改变，降低升力，破坏操纵性能；进气道前缘结冰则会导致进气不畅，影响发动机推力，空速管结冰将影响飞机速度表的正确指示等等飞机结冰情况都将会对飞机的飞行性能及飞行的安全性造成影响，因此，飞机上均设置有防冰系统，对飞机防冰系统进行性能测试和校验,是发现飞机防冰系统各部件设计是否合理及是否异常的必要手段,对及时排除故障隐患,保证复杂气象条件下的飞行安全十分重要。

实用新型内容

为解决上述技术问题，我们提出了一种飞机防冰系统试验装置，其目的：模拟飞机防冰系统的工作环境，为防冰系统设计提供指导，同时对防病系统性能进行校验，提高飞机飞行的性能及安全性。

为达到上述目的，本实用新型的技术方案如下：

一种飞机防冰系统试验装置，包括洞体、气源装置、制冷装置、喷水装置、调控装置及测量装置；

洞体采用变截面的四方形结构，洞体的末端为试验段，试验段为长方形；

制冷装置包括涡轮冷却器和第一阀门，制冷装置一端通过管道与气源装置连接，另一端通过管道通向洞体起始端，第一阀门分别设置在制冷装置与气源装置和洞体之间的管路上；

喷水装置包括通过管路顺序连接的中压气源、储水器、第二阀门、喷水架，喷水架上设置有雾化喷嘴，喷水架及雾化喷嘴位于洞体的试验段内；

调控装置包括第一阀门、第二阀门、挡板以及调节板，挡板以及调节板均设置在洞体的试验段部位；

测量装置包括温度计、风速计、压力表及照相设备，温度计、风速计、压力表及照相设备均设置在洞体内。

优选的，涡轮冷却器至少为两组并联连接在气源装置和洞体之间的管路上。

优选的，喷水架至少为两组并联设置在试验段内，每组喷水架上设置有至少三个雾化喷嘴。

本实用新型的有益效果：本实用新型的飞机防冰系统试验装置费用低，可真实模拟飞机防冰系统的工作状态，对飞机防冰系统的功率、防冰区的大小等参数的设计提供指导，并对防冰系统的工作效果进行检测，同时检测防冰系统的故障，保证各种气象条件下飞机的飞行性能及飞行的安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对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，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，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为本实用新型飞机防冰系统试验装置结构示意图；

图2为本实用新型飞机防冰系统试验装置中制冷装置结构示意图；

图3为本实用新型飞机防冰系统试验装置中喷水装置结构示意图。

图中数字和字母所表示的相应部件名称：

1.洞体11.试验段2.气源装置3.制冷装置31.涡轮冷却器32.第一阀门4.喷水装置41.中压气源42.储水器43.第二阀门44.喷水架45.雾化喷嘴51.挡板52.调节板100.试验对象

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

下面结合示意图对本实用新型的具体实施方式作进一步详细的说明。

如图1所示的飞机防冰系统试验装置，包括洞体1、气源装置2、制冷装置3、喷水装置4、调控装置及测量装置。

洞体1采用成多个变截面的四方形钢板焊接而成、洞体1两端开口，洞体1的末端为试验段11，试验段11为长方形，其长度为整个洞体1长度的四分之一。洞体1外侧包有绝热层，以保证洞体1内的温度不受外界环境的影响，在洞体1的试验段11侧面开设有观察窗，以便于观察试验过程。

如图2所示，制冷装置3包括涡轮冷却器31和第一阀门32，制冷装置3一端通过管道与气源装置2连接，另一端通过管道通向洞体1起始端，第一阀门32分别设置在制冷装置3与气源装置2和洞体1之间的管路上，气源装置2为高压气源，根据冷却空气需要及涡轮冷却器31的流量，至少需要两组涡轮冷却器31并联连接在气源装置2和洞体1之间的管路上。本实施例中，采用两组涡轮冷却器31，来自气源装置2的空气分两路分别通过两台涡轮冷却器31，将常温气体冷却为负温气体，制冷装置3用以模拟飞机自然飞行条件下的负温气体。

如图3所示，喷水装置4包括顺序连接在管道中的中压气源41、储水器42、第二阀门43、喷水架44，喷水架44至少为两组并联设置在洞体1的试验段11部位，根据试验对象100的结构特征，喷水架44可采用环形或杆形，每组喷水架44上均设置有至少三个雾化喷嘴45，中压气源41在一定流量范围内调节，将储水器42中的水，通过第二阀门43经管道压送至喷水架44，再由雾化喷嘴45喷出，与制冷装置3出口的负温气体混合，模拟自然条件下的负温云。

调节装置包括第一阀门32、第二阀门43、挡板51以及调节板52组成，第一阀门32和第二阀门43用于控制供气流量或供水量，挡板51用来保证结冰发生在理论计算的结冰范围内，调节板52是为了防止雾化喷嘴45冰堵而采取的技术措施。

测量装置包括温度计、风速计、压力表、照相设备，用于监测洞体1内的温度、压力（流量）以及风速等试验参数，照相设备采用照相机或摄像机，用于获取飞机防冰系统不工作时部件表面上的结冰过程和防冰系统工作时的表面状况，以确定防冰系统的工作效果。

该实用新型飞机防冰系统试验装置试验原理及方法为：试验时，试验对象100放置在洞体1的试验段11部位，气源装置2提供的气体经制冷装置3制冷后，形成负温气体，它与喷水装置4喷出的细微水滴混合，模拟成结冰云，流经洞体1末端试验段11部位时，水滴与试验对象100表面撞击，当防冰系统不工作时，撞击在表面上的水滴冻结，发生结冰，当防冰系统工作且系统提供的能量够用时，防冰表面不结冰，从而验证了该防冰系统的能力。

以上就是一种飞机防冰系统试验装置的结构和作用效果，其优点是：可真实模拟飞机防冰系统的工作环境，为防冰系统的设计提供依据并对防冰系统的效果进行检测，保证飞机安全运行。

以上所述的仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型创造构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型的保护范围。

Claims (3)

1.一种飞机防冰系统试验装置，其特征在于，包括洞体（1）、气源装置（2）、制冷装置（3）、喷水装置（4）、调控装置及测量装置；

所述洞体（1）采用变截面的四方形结构，洞体（1）的末端为试验段（11），试验段（11）为长方形；

制冷装置（3）包括涡轮冷却器（31）和第一阀门（32），制冷装置（3）一端通过管道与气源装置（2）连接，另一端通过管道通向洞体（1）起始端，第一阀门（32）分别设置在制冷装置（3）与气源装置（2）和洞体（1）之间的管路上；

所述喷水装置（4）包括通过管路顺序连接的中压气源（41）、储水器（42）、第二阀门（43）、喷水架（44），喷水架（44）上设置有雾化喷嘴（45），喷水架（44）及雾化喷嘴（45）位于洞体（1）的试验段（11）内；

调控装置包括第一阀门（32）、第二阀门（43）、挡板（51）以及调节板（52），挡板（51）以及调节板（52）均设置在洞体（1）的试验段（11）部位；

测量装置包括温度计、风速计、压力表及照相设备，温度计、风速计、压力表及照相设备均设置在洞体（1）内。

2.根据权利要求1所述的飞机防冰系统试验装置，其特征在于，涡轮冷却器（31）至少为两组并联连接在气源装置（2）和洞体（1）之间的管路上。

3.根据权利要求1所述的飞机防冰系统试验装置，其特征在于，喷水架（44）至少为两组并联设置在试验段（11）内，每组喷水架（44）上设置有至少三个雾化喷嘴（45）。