[發明專利]發動機進氣道前緣防冰冰風洞試驗設備及其試驗方法

有效

• 申請號: 201711043646.8
• 申請日: 2017-10-31
• 公開（公告）號: CN107560822B
• 公開（公告）日: 2020-05-05
• 發明（設計）人: 霍西恒;楊勝華;李革萍;南國鵬;彭瑩;曾飛雄;李志茂;陳鵠
• 申請（專利權）人: 中國商用飛機有限責任公司;中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;G01M9/06;G01M15/02
• 代理公司: 上海專利商標事務所有限公司 31100
• 代理人: 李丹丹

本發明是一種發動機進氣道前緣防冰系統冰風洞試驗設備和方法，試驗設備包括：存儲單元，存儲有發動機進氣道前緣防冰的熱氣分布曲線；加熱單元，用于對發動機進氣道前緣進行加熱；檢測單元，用于在加熱過程中檢測發動機進氣道前緣的溫度；以及控制單元，用于控制安裝在所述發動機進氣道前緣的加熱單元，使得發動機進氣道前緣的溫度分布曲線與熱氣分布曲線相符。本發明還提供該試驗設備進行發動機進氣道前緣冰洞試驗的方法。根據本發明的發動機進氣道前緣冰洞試驗設備和試驗方法能夠更精確地在現有冰風洞中對前緣防冰系統的防冰效果進行試驗。

技術領域

本發明涉及一種發動機試驗設備和方法，具體涉及一種發動機進氣道前緣熱氣防冰冰風洞試驗件裝置和方法。

背景技術

目前民用飛機發動機進氣道多為橢圓形或圓形，如圖1所示，結冰氣象條件下由于其唇口前緣處于迎風表面，容易產生結冰，因此需要對其采取防護措施，防止其前緣表面產生結冰。目前航線運行的大多數防冰系統采用熱氣防冰，且大多數采用前緣內部布置笛形管的形式進行防冰，個別飛機采用直流噴嘴的形式。而冰風洞試驗作為CCAR/FAR25.1419條款推薦的標準的試驗方法之一越來越受到主制造商和發動機生產商的青睞。但由于發動機進氣道外形輪廓比較大，同時由于目前冰風洞大小的限制，對于發動機進氣道的防冰系統開展冰風洞試驗受限很大，目前大多數發動機生產商多通過縮比的形式開展一些原理性的試驗，但由于縮比準則目前尚且不夠成熟，因此其推廣使用范圍很受限制。

因此，本領域需要一種能夠使用目前的冰風洞大小更準確對發動機進氣前緣的防冰裝置進行測試的冰風洞試驗設備和試驗方法。

發明內容

本發明提出一種發動機進氣道前緣熱氣防冰冰風洞試驗件裝置及其試驗方法來解決上述問題。具體地提出一種發動機進氣道前緣冰風洞試驗設備，包括：

存儲單元，所述存儲單元存儲有發動機進氣道前緣的熱氣分布曲線；

加熱單元，所述加熱單元安裝在發動機進氣道前緣，用于對發動機進氣道前緣進行加熱；

檢測單元，所述檢測單元在用于在加熱過程中檢測發動機進氣道前緣的溫度以獲得發動機進氣道前緣的溫度分布曲線；以及

控制單元，用于控制安裝在所述發動機進氣道前緣的加熱單元，使得發動機進氣道前緣的溫度分布曲線與熱氣分布曲線相符。

在一優選實施例中，所述發動機進氣道前緣的熱氣分布曲線是在熱氣加熱條件下的發動機進氣道前緣表面熱載荷沿弦向的分布。

在一優選實施例中，所述加熱單元包括由匯流條或電加熱膜形成的多個電加熱墊。

在一優選實施例中，所述檢測單元包括多個傳感器，用于分別感測多個電加熱墊的溫度。

在一優選實施例中，所述控制單元分別根據所述多個傳感器感測的多個電加熱墊進行電源供給控制和功率配置。

本發明還提供一種發動機進氣道前緣冰洞試驗方法，其特征在于，所述方法包括步驟：

獲取發動機進氣道前緣的熱氣分布曲線并存儲；

在發動機進氣道前緣安裝加熱裝置；

通過所述加熱裝置對發動機進氣道前緣進行加熱并在加熱過程中檢測發動機進氣道前緣的溫度以獲得發動機進氣道前緣的溫度分布曲線；以及

當發動機進氣道前緣的溫度分布曲線與熱氣分布曲線相符時，進行冰洞試驗。

在一優選實施例中，所述發動機進氣道前緣的熱氣分布曲線是在熱氣加熱條件下的發動機進氣道前緣表面熱載荷沿弦向的分布。

在一優選實施例中，所述加熱裝置包括由匯流條或電加熱膜形成的多個電加熱墊。

在一優選實施例中，還包括多個傳感器，用于分別感測多個電加熱墊的溫度。