[发明专利]一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法

说明书

本发明属于民用直升机发动机进气系统进气系统防冰验证技术领域，公开了一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法，包括：发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩；所述进气道安装在所述机身整流罩上；所述发动机进气模拟装置的气流进口与所述进气道的出口连接；所述发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩放置在冰风洞中，能够实现在冰风洞试验条件下进行民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，可有效解决闭环风洞中无法放置发动机的问题，具有试验难度小，结果准确的优点。

技术领域

本发明属于民用直升机发动机进气系统防冰验证技术领域，尤其涉及一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法。

背景技术

直升机穿过含有过冷水汽等具有结冰气象条件的云层时，发动机进气系统会出现结冰现象。结冰对发动机的正常工作是极其不利的，发动机进气系统结冰会改变进气气流通道的形状，减小发动机进气面积，增加总压损失，甚至堵塞进气道，造成发动机不能正常工作，引起飞行事故；在发动机和直升机振动的作用下，进气系统结冰层可能会脱落进入压气机而损伤发动机零部件，造成机械事故。在民用直升机的适航规章CCAR－27－R1《正常类旋翼航空器适航规定》的§27.1093条款进气系统防冰和CCAR－29－R1《运输类旋翼航空器适航规定》的§29.1093条款进气系统防冰中，都明确要求直升机研制过程中须证明直升机进气系统在结冰情况下有保证发动机正常工作的能力。因此，采用有效的方法验证发动机在进气系统结冰情况下的工作能力是直升机设计中的关键技术之一。

研究直升机结冰与防除冰的试验手段通常有冰风洞试验、地面结冰试验和飞行结冰试验。冰风洞试验能够准确模拟结冰气候条件的各种参数，冰风洞试验成本较低，易于控制，但是需将真实发动机放入冰风洞中，试验条件难以达到。飞行结冰试验包含干空气飞行试验、模拟结冰飞行试验和自然结冰飞行试验；飞行试验风险系数较高，同时试验条件难以寻找。地面结冰试验模拟自然结冰情况下的大气条件，以进行接近真实环境的结冰研究，但是地面试验不能完全模拟不同试验条件。

发明内容

针对上述技术问题，本发明的目的在于提供一种发动机进气系统防冰符合性试验系统及方法，能够实现在冰风洞试验条件下进行民用直升机发动机进气系统防冰符合性适航验证方法，可有效解决闭环风洞中无法放置发动机的问题，具有试验难度小，结果准确的优点。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。

技术方案一：

一种发动机进气系统防冰符合性试验系统，所述系统包括：发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩；所述进气道安装在所述机身整流罩上；

所述发动机进气模拟装置的气流进口与所述进气道的出口连接；

所述发动机进气模拟装置、进气道以及机身整流罩放置在冰风洞中。

本发明技术方案一的特点和进一步的改进为：

(1)所述进气道的出口处设置有防冰速压管测量装置，所述进气道内表面设置有测压孔测量装置。

(2)所述防冰速压管测量装置，用于获取发动机进气系统的总压损失系数；

所述测压孔测量装置，用于获取发动机进气系统的压力畸变指数。

技术方案二：

一种发动机进气系统防冰符合性试验方法，所述方法应用于技术方案一所述的系统中，所述方法包括：

确定多个结冰大气条件分别对应的状态参数；

根据每个状态参数对发动机进气模拟装置进行喷水试验；

喷水试验持续的过程中，获取发动机进气系统中进气道出口的总压分布，从而得到总压损失系数和压力畸变指数；

判断所述发动机进气系统的总压损失系数和压力畸变指数是否满足适航条款要求。