[发明专利]一种直升机进气道防冰系统的试验方法

说明书

本发明提供一种直升机进气道防冰系统的试验方法，所述直升机进气道防冰系统包括：进气道和加热组件；所述方法包括：对直升机进气道防冰系统进行常温试验，进气道的温度特性不符合防冰设计需求时，对进气道进行迭代修正直至符合防冰设计需求；对直升机进气道防冰系统进行冰风洞试验，在加热组件的加热性能不符合设计需求时，对加热组件进行迭代修正直至符合设计需求；对直升机进气道防冰系统进行喷洒塔试验，验证直升机进气道防冰系统的防冰性能。对不同研制阶段的试验项目进行了合理规划，既能对系统性能进行充分验证，减少装机后的返修工作量，又能节省研制时间和试验费用。

技术领域

本发明属于直升机进气道防冰系统的设计领域，涉及一种直升机进气道防冰系统的试验方法。

背景技术

直升机进气道防冰系统用于对进气道外表面加热，保障直升机在结冰环境下飞行，大多使用发动机压缩段的热空气作为热源，热空气进入防冰腔后，在管路、隔框、叶栅等结构的作用下进行流量分配，根据防冰需求对进气道外表面进行加热。进气道防冰系统分为进气道(包含防冰腔)和加热组件(包括热空气管路、控制装置、阀门等)两部分。

直升机进气道防冰系统在定型前需要进行充分试验验证，现阶段通常直接进行冰风洞试验，受限于冰风洞试验室数量少、试验费用高、周期长等问题，通过试验对进气道防冰系统进行修正迭代十分困难。直升机进气道通常位于旋翼下方，受旋翼下洗气流和发动机进气的影响，进气道周围空气的流场十分复杂，只进行冰风洞试验无法对旋翼下洗气流进行模拟，存在验证不充分的风险。

发明内容

本发明提供一种直升机进气道防冰系统的试验方法，缓解现有直升机进气道防冰系统在定型前验证不充分的问题。

本发明提供一种直升机进气道防冰系统的试验方法，所述直升机进气道防冰系统包括：进气道和加热组件；所述方法包括：

对直升机进气道防冰系统进行常温试验，进气道的温度特性不符合防冰设计需求时，对进气道进行迭代修正直至符合防冰设计需求；

对直升机进气道防冰系统进行冰风洞试验，在加热组件的加热性能不符合设计需求时，对加热组件进行迭代修正直至符合设计需求；

对直升机进气道防冰系统进行喷洒塔试验，验证直升机进气道防冰系统的防冰性能。

可选的，所述进气道包括防冰腔，所述防冰腔与所述加热组件连接；所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：

进行常温试验时，使用常温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，使用热空气进入所述防冰腔，模拟发动机压缩段的引气。

可选的，所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：

常温试验中的热空气温度值根据常温空气与设计状态环境温度的差值进行修正。

可选的，所述对直升机进气道防冰系统进行常温试验，包括：

获取直升机进气道防冰系统的进气道在不同热空气流量下的进气道外表面的温度特性。

可选的，所述对直升机进气道防冰系统进行冰风洞试验，包括：

进行冰风洞试验时，使用含有水滴的低温空气流经进气道外表面，模拟发动机进气，使用模拟发动机压缩段引气的热空气通过加热组件进入进气道防冰腔。

可选的，所述对直升机进气道防冰系统进行喷洒塔试验，包括：

直升机进行悬停或者地面开车，启动进气道防冰系统，喷洒塔喷出水雾，水雾范围完全覆盖直升机。

可选的，对直升机进气道防冰系统进行常温试验、冰风洞试验和喷洒塔试验时，在进气道外表面贴有温度传感器；所述方法还包括：

检测温度传感器检测到的温度值是否达到设计要求的进气道表面温度值；