[发明专利]一种基于非结冰条件的整机防冰系统验证方法

说明书

本申请属于航空发动机热平衡控制领域，特别涉及一种基于非结冰条件的整机防冰系统验证方法，通过整机防冰系统获取防冰部件在结冰条件下的第一壁温与非结冰条件下的第二壁温；获取所述第一壁温与所述第二壁温之间的修正值；通过非结冰条件下整机防冰系统壁温测试获取防冰部件非结冰条件下的第三壁温，基于所述修正值修正所述第三壁温得到结冰条件下的目标壁温；本申请以非结冰条件的整机防冰系统验证方法代替整机环境结冰试验，以现有的试验测试手段即可获得可信的整机测试数据，进而评估发动机真实工作状态下防冰系统防冰效果。

技术领域

本申请属于航空发动机热平衡控制领域，特别涉及一种基于非结冰条件的整机防冰系统验证方法。

背景技术

当飞机在结冰包线内飞行时，由于空气中存在过冷水滴，会使发动机进口部件表面结冰。发动机进口部件结冰会改变其气动外形，导致气动性能下降，同时会减小气流的进气面积，积冰脱落还会打伤发动机部件，造成机械损伤，因此需要对发动机进口部件进行防冰保护。目前热气防冰是应用较为成熟的防冰方式，其原理是从高压压气机引来高温高压热空气对发动机进口部件进行加热，而防冰效果验证试验是防冰系统工作效果显著与否的直观表现。

因此发动机防冰系统防冰效果验证试验显得尤为重要。通常，验证防冰系统防冰效果采用整机环境结冰试验，目前国内不具备开展相关试验的能力，仅能够开展用于验证零部件防冰能力的防冰效果试验，该试验仅能够验证在预设的结冰条件和加热条件下防冰部件的防冰能力,不能考核整机条件下防冰系统的表现，此外该试验不能够考虑部件上下游系统及整机振动等相关因素带来的影响，无法对发动机防冰系统进行完全的验证。

目前国内尚无整机环境结冰试验验证能力，与本发明相关的现有技术方案即零部件级的防冰效果验证试验。该手段具有以下缺点：

1.由于零部件试验需要在具备产生过冷液态水能力的冰风洞内开展，而目前国内这样的冰风洞少之又少，同时一些冰风洞无法稳定持续地产生均匀的过冷液态水，这导致防冰效果验证试验结果可能偏离真实情况。

2.只能开展部件级的防冰效果试验，不能全面考虑到防冰供气系统周向的流动和换热特性，通常是选择最严峻的部件边界条件，但是该部件的防冰能力并不能替代整个防冰系统，需要结合仿真分析确认，工作量较大。

3.零部件防冰效果验证试验仅能针对单个部件开展，无法考虑到部件上下游系统以及发动机真正运行条件下各种整机因素(如整机振动)对防冰效果的影响。

4.部件防冰效果试验需要使用专用的诸如冰风洞等试验设备，其使用成本较高，且关键参数水滴直径、液态水含量、雾化场均匀度等实现难度大，需要专用的如激光多普勒仪、液态水含量测试仪等测试设备，使用要求高且设备运行维护十分复杂，在开展防冰效果试验时经常会出现雾化场不均匀、喷嘴结冰堵塞情况，导致试验效率较低，试验成本增高。

上述零部件防冰效果验证试验无法高效直接地获得发动机真实运行条件下防冰系统防冰效果。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种基于非结冰条件的整机防冰系统验证方法，包括：

通过整机防冰系统仿真计算获取防冰部件在结冰条件下的第一壁温与非结冰条件下的第二壁温；

获取所述第一壁温与所述第二壁温之间的修正值；

通过非结冰条件下整机防冰系统壁温测试获取防冰部件非结冰条件下的第三壁温，基于所述修正值修正所述第三壁温得到结冰条件下的目标壁温。

优选的是，所述防冰部件为发动机进口的整流帽罩或/和多个整流支板。

优选的是，通过多个整流支板获取所述修正值的方法包括：

获取整流支板同一工况下前缘驻点处、不同弧长处的多个第一壁温以及多个第二壁温，并计算两者多个温差，形成多个第一温差；