[实用新型]一种高精度的结冰风洞热气防冰试验模拟装置

说明书

技术领域

本发明涉及风洞试验领域，具体说是一种用于在高空结冰气象条件下对各种容易结冰的对象开展结冰探测的方法和装置。

背景技术

结冰是飞行实践中广泛存在的一种物理现象，是造成飞行安全事故的主要隐患之一。当飞机在环境温度低于冰点或在冰点附近的结冰气象条件下飞行时，大气中的过冷水滴撞击到飞机表面，结冰现象就很容易在机翼、尾翼、旋翼、进气道、风挡玻璃、天线罩、仪表传感器等部件表面发生。飞机结冰不仅增加了飞机的重量，而且破坏了飞机表面的气动外形，改变了绕流流场，破坏了气动性能，造成飞机最大升力下降、飞行阻力上升、操作性能下降、稳定性能降低，对飞行安全造成了很大的威胁，因结冰而引发的飞行事故屡见不鲜，严重的结冰甚至可以导致机毁人亡。

JAR/FAR分别针对大型飞机、小型飞机、直升机、旋翼飞机等进行了防除冰的规范要求。规范严格禁止表面结冰的飞机起飞，明确规定在飞机取得相关结冰防护的适航许可前，任何人都不得在结冰气象条件下驾驶飞机。所以，为了获得结冰防护的适航许可，必须在挡风玻璃、机翼、尾翼、直升机旋翼、螺旋桨、发动机前缘等容易结冰部位安装有效的结冰防护系统。可见，为了保证航空飞行器在结冰气象条件下能够安全飞行，在机翼前缘、尾翼前缘和发动机唇口等主要防冰部件位置均要求安装防除冰装置。

热气除冰方法是将飞机发动机压气机引出的热空气用于除冰的方法。发动机压气机引出的热空气经引气管流入至防冰腔内，沿着防冰通道流动，流动过程中将热量传递到除冰区表面，破坏冰层和蒙皮间的粘附强度，在气动力或惯性力的帮助下，达到除冰的目的。热气防冰腔-笛形管结构是热气防冰系统的核心部件，我国正在研制的支线客机ARJ21以及大型客机C919就是采用这种结构，实际上就是一种传热传质的气体热交换器，它的防冰能量来自于发动机引气，通常采用连续性加热方式。所以，当外部热载荷条件一定的前提下，如何提高防冰腔和笛形管内部的换热效率，对于降低飞机发动机的防冰代偿损失近而提高飞机的安全性能至关重要。

建立一套基于结冰风洞的热气防冰实验系统，是开展飞机热气防冰实验研究的核心和基础，而其中的关键技术，是在发动机热引气流量、温度和压力等范围内如何提高其控制精度,以满足飞机热气防冰实验的要求。美国、英国、加拿大等发达国家在结冰风洞热气防冰实验方法和实验装置处于领先地位，但长期对中国处于技术封锁的状态，而这方面几乎没有公开的文献资料，因此，本发明人面对这种技术困境，立足于自给自足解决问题的策略，对结冰风洞热气防冰实验系统的关键问题进行了研究，并较好的解决了大量程下的高精度防冰热气流量、温度和压力控制策略和方法，为研制结冰风洞大流量高精度防冰热气实验系统奠定了基础。

发明内容

本发明的目的是针对结冰风洞实验平台，提出了飞机热气防冰腔之前的流量、压力、温度等高精度调节方法和装置，直接应用于航空飞行器热气防冰装置的实验研究中，也可以用于对风力机、高速列车和输电设备等防冰部位进行热气防冰实验，也可以应用于工业换热设备的传热传质实验研究。既可以应用于结冰风洞中，也可以应用于其它类似的地面实验设备中。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高精度的结冰风洞热气防冰试验模拟装置，从气体输入方向到输出方向依次包括气源、减压装置、空气加热器、多级电加热装置和试验段，所述减压装置后的气路分为两路，一路为主路、进入空气加热器进行，另一路为支路、与空气加热器加热后的空气进行混流，所述多级电加热装置与试验段之间设置有气动切换阀将气路分为两路，一路气体进入试验段并通过试验模型的防冰腔、笛形管后流出试验段并进行流量测量，另一路从试验段外部的结冰风洞驻室内流过并进行流量测量，所述试验段内的气路布设与试验段外的气路布设一致，模型主路与模拟旁路在通过风洞试验段后合并为一路，并通过流量计和消音装置排出。

在上述技术方案中，所述气源分为气压在2Mpa～22MPa的高压气源和气压小于2Mpa的中压气源两种。

在上述技术方案中，所述减压装置包括两个串联减压阀，从气源方向的第一一个减压阀为一级减压，第二个减压阀为二级减压。

在上述技术方案中，如果气源为中压气源，所述中压气源直接输入到二级减压上进入空气加热器。

在上述技术方案中，减压装置后的两路气路上均设置有调节阀，用于控制两路气路上的流量。

在上述技术方案中，多级电加热装置包括串联的一级电加热装置和二级电加热装置。

在上述技术方案中，所述电加热装置包括缠绕在气路管道表面的电加热带，或设置在气路管道内部的电加热丝。