发动机进气道防冰试验控制方法及装置与流程

本发明涉及航空，尤其涉及一种发动机进气道防冰试验控制方法及装置。

背景技术：

1、飞机在穿越含有过冷水滴/冰晶的云层时，水滴/冰晶碰撞发动机部件上，产生结冰现象，发动机进气道结冰影响发动机性能、威胁飞行安全、甚至造成灾难性事故的重要隐患，因此航空发动机在设计阶段需开展防冰设计，热气防除冰因其效率高、结构简单，被广泛应用于发动机进气道除冰。为验证发动机进气道防冰效果，通常在地面结冰风洞开展相关热气防除冰系统验证性试验。

2、结冰风洞是一种关键的地面试验设备，是用于研究飞机结冰情况并验证飞机部件的系统。它在飞机结冰适航审定过程中扮演着至关重要的角色，帮助确保飞机在恶劣天气条件下的安全运行。验证发动机进气道除冰效果时，将模型安装在结冰风洞内，并在风洞中模拟飞机在穿越含有冰水滴/冰晶时的环境情况，通过发动机进气道防冰试验控制装置为模型提供稳定流量与温度的热气，从而进行试验并获取试验数据和各项参数。

3、但是，对于部分进气道防冰试验，需要改变云雾模拟参数模拟飞机穿越不同云层时的防冰效果，在试验过程中发动机进气道表面温度是动态变化的，如要达到较佳的防冰效果，需要在试验过程中根据进气道表面温度实时控制热气流量，目前结冰风洞采用的发动机进气道防冰试验控制方法及装置在进行热气流量控制时，热气温度会发生波动，因此难以满足对温度高精度控制的需求，导致防冰效果不佳。

技术实现思路

1、为了解决温度控制精度差的问题，本申请提供一种发动机进气道防冰试验控制方法及装置。

2、第一方面，本申请提供一种发动机进气道防冰试验控制方法，采用如下的技术方案：

3、一种发动机进气道防冰试验控制方法，所述试验控制方法应用于发动机进气道防冰试验控制装置，包括热气气源、模型供气阀门、旁路供气阀门、进气道模型和多通接口，所述热气气源经管道与多通接口连通，多通接口的至少一个接口与模型供气阀门的入口连通，多通接口的至少一个接口与旁路供气阀门的入口接通，模型供气阀门的出口与进气道模型连通，旁路供气阀门的出口连通至开放空间，多通接口与热气气源间的管道上布置压力测点；

4、获取旁路供气阀门与模型供气阀门在关闭至全开范围的流通面积关系；

5、关闭模型供气阀门，打开旁路供气阀门，使得旁路供气阀门的流通面积与模型供气阀门的最大流通面积相同，给定固定流量的热气气源；

6、设置云雾参数，打开喷雾系统，设置发动机进气道的目标温度为ts，以ts的值为反馈，逐渐打开模型供气阀门，此时通过流通面积关系同步调节旁路供气阀门，保证旁路供气阀门和模型供气阀门的流通面积之和等于模型供气阀门全开时的流通面积，使得发动机进气道的温度保持在[ts-δt,ts+δt]区间，其中，δt为允许波动的温度值；

7、改变云雾参数，此时ts的值将发生变化，通过流通面积关系同步动态调节旁路供气阀门和模型供气阀门，保证旁路供气阀门和模型供气阀门的流通面积之和等于模型供气阀门全开时的流通面积，使发动机进气道的温度保持在[ts-δt,ts+δt]区间；

8、喷雾停止，关闭模型供气阀门，同时调节旁路供气阀门，使得旁路供气阀门的流通面积与模型供气阀门的最大流通面积相同。

9、优选的，获取旁路供气阀门与模型供气阀门在关闭至全开范围的流通面积关系包括：

10、给定固定流量的热气气源，关闭旁路供气阀门，打开模型供气阀门，且模型供气阀门开度开至最大，获取此时压力测点的数值ps；

11、关闭模型供气阀门，打开旁路供气阀门，当压力测点的数值等于ps时，即标定出旁路供气阀门的流通面积等于模型供气阀门最大流通面积时的开度值kmax；

12、获取旁路供气阀门在0-kmax开度区间与模型供气阀门在关闭至全开范围的拟合曲线，即得到旁路供气阀门与模型供气阀门在关闭至全开范围的流通面积关系。

13、优选的，获取旁路供气阀门在0-kmax开度区间与模型供气阀门在关闭至全开范围的拟合曲线包括：

14、将所述模型供气阀门的最大开度值分为n个标定数值，其中n>2，给定固定流量的热气气源，分别获取模型供气阀门开至不同标定数值时的压力测点的数值ps；

15、关闭模型供气阀门，打开旁路供气阀门，根据压力测点的数值ps，对旁路供气阀门的开度进行标定。

16、优选的，所述旁路供气阀门的最大流通面积不小于模型供气阀门的最大流通面积。

17、优选的，所述热气气源的流量可调。

18、第二方面，本申请提供一种发动机进气道防冰试验控制装置，采用如下的技术方案：

19、一种发动机进气道防冰试验控制装置，包括：热气气源、模型供气阀门、旁路供气阀门、进气道模型和多通接口，其中，

20、所述热气气源经管道与多通接口连通，所述热气气源与多通接口之间的管道上设置有压力测点；

21、所述多通接口的至少一个接口与模型供气阀门的入口连通，所述多通接口的至少一个接口与旁路供气阀门的入口接通；

22、所述模型供气阀门的出口与进气道模型连通，所述旁路供气阀门的出口连通至开放空间。

23、优选的，所述热气气源与多通接口之间的管道上设置有温度测点。

24、优选的，所述模型供气阀门与进气道模型之间设置有流量测点，所述流量测点用于检测通过模型供气阀门进入进气道模型中的气体的流量。

25、优选的，所述多通接口靠近所述模型供气阀门设置。

26、本发明具有以下优点及有益效果：

27、在调整模型供气阀门过程中，同步调整旁路供气阀门，让模型供气阀门和旁路供气阀门的总流通面积保持不变，能够保证进入多通接口的热气流量保持不变，从而避免发动机进气道入口的热气压力发生波动，进而使得发动机进气道的入口热气温度不会出现波动，对热气的温度控制精度更高，能够对发动机进气道的温度进行更精确的控制，能够在飞机穿越不同云层时具有较佳的动态防冰效果。

技术特征：

1.一种发动机进气道防冰试验控制方法，其特征在于，所述试验控制方法应用于发动机进气道防冰试验控制装置，所述防冰试验控制方法包括；

2.根据权利要求1所述的发动机进气道防冰试验控制方法，其特征在于，获取旁路供气阀门与模型供气阀门的流通面积关系包括：

3.根据权利要求2所述的发动机进气道防冰试验控制方法，其特征在于，获取旁路供气阀门在0-kmax开度区间与模型供气阀门在关闭至全开范围的拟合曲线包括：

4.根据权利要求1或2所述的发动机进气道防冰试验控制方法，其特征在于，所述旁路供气阀门的最大流通面积不小于模型供气阀门的最大流通面积。

5.根据权利要求1所述的发动机进气道防冰试验控制方法，其特征在于，所述热气气源的流量可调。

6.一种发动机进气道防冰试验控制装置，其特征在于，用于实现权利要求1-5任意一项所述的发动机进气道防冰试验控制方法，所述试验控制装置包括：热气气源、模型供气阀门、旁路供气阀门、进气道模型和多通接口，其中，

7.根据权利要求6所述的发动机进气道防冰试验控制装置，其特征在于，所述热气气源与多通接口之间的管道上设置有温度测点。

8.根据权利要求6或7所述的发动机进气道防冰试验控制装置，其特征在于，所述模型供气阀门与进气道模型之间设置有流量测点，所述流量测点用于检测通过模型供气阀门进入进气道模型中的气体的流量。

9.根据权利要求6所述的发动机进气道防冰试验控制装置，其特征在于，所述多通接口靠近所述模型供气阀门设置。

技术总结本发明提供了一种发动机进气道防冰试验控制方法及装置，涉及航空领域，所述试验控制方法应用于发动机进气道防冰试验控制装置，获取旁路供气阀门与模型供气阀门的流通面积关系；关闭模型供气阀门，打开旁路供气阀门，使得旁路供气阀门的流通面积与模型供气阀门的最大流通面积相同，给定固定流量的热气气源；改变云雾参数，此时Ts的值将发生变化，通过流通面积关系同步动态调节旁路供气阀门和模型供气阀门，保证旁路供气阀门和模型供气阀门的流通面积之和等于模型供气阀门全开时的流通面积，使发动机进气道的温度保持在[Ts‑δT,Ts+δT]区间,本发明与现有技术相比，具有温度控制精度高、防冰效果好的优点。技术研发人员：赵照,罗英杰,赵杰毅,熊建军,冉林受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所技术研发日：技术公布日：2024/8/21