[发明专利]一种结冰风洞用的热气供气快速调节系统及供气方法

说明书

本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种结冰风洞用的热气供气快速调节系统及供气方法，其中，结冰风洞用的热气供气快速调节系统的供气方法包括如下步骤：初始化结冰风洞用的热气供气快速调节系统；使模拟支路的流量稳定在第一流量值，所述第一流量值大于试验要求流量值；使模拟支路的温度稳定在第一温度值，所述第一温度值大于试验要求温度值；使真实支路的流量稳定在试验要求流量值；将真实支路的温度稳定在试验要求温度值。本发明相对于现有技术而言，加速了模型入口温度稳定时间、防止了出现温度骤降、避免了较大的流量变化、提高了试验效率。

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，尤其涉及一种结冰风洞用的热气供气快速调节系统及供气方法。

背景技术

如在本申请人已授权的专利CN111929025B中所述，飞行器在高空云层飞行时，迎风部件撞击云层中过冷水滴会出现结冰问题，导致飞行器飞行性能显著下降、部件损坏甚至造成机毁人亡的飞行事故。为保证飞行安全，飞机机翼、发动机唇口等部件均要求安装防除冰装置，热气防除冰是最常用的防除冰方法之一，是将发动机压气机引出的热气经引气管流入防冰腔内，将热量传递给防冰表面，达到防除冰的目的。为验证飞机热气防除冰效果，通常需要在地面做防除冰试验，为了获取真实热气条件，需要通过热气供气系统来模拟压气机热气。

图1所示为专利CN111929025B的背景技术中陈述的现有的防除冰试验通常采用的热气供气系统，该热气供气系统包括供气模拟支路和供气真实支路，在进行防除冰试验时，首先打开供气模拟支路的气动球阀1'、关闭供气真实支路的气动球阀4'，然后通过供气模拟支路的调节阀2'进行调节，并通过温度流量压力计3'的检测，待供气模拟支路的压力、流量、温度模稳定后，关闭供气模拟支路的气动球阀1'、打开供气真实支路的气动球阀4'，以切换到供气真实支路，并通往模型真实入口。

现有的防除冰试验用的热气供气系统存在如下缺陷：

1、由于结冰风洞试验段内部环境潮湿，用于空气加热的电加热器无法放在风洞内部，一般距离模型入口较远，对于模型而言，存在长距离温度滞后现象，导致模型入口温度稳定时间较慢；

2、模拟支路温度达到目标温度时，在降低气体流量至目标流量时，会出现温度骤降现象，此时通往模型入口则不满足试验条件，需要再次等待模拟支路温度达到目标温度；

3、在打开真实支路的时候，需要关闭模拟支路，因而，会造成较大的流量变化；

4、针对需多次调整温度的试验条次，现有的热气供气系统只有再次切换至模拟支路，重复试验流程，存在试验流程复杂，试验效率低的问题；

综上所述，现有的防除冰试验用的热气供气系统存在模型入口温度稳定时间较慢、出现温度骤降、较大的流量变化、试验效率低的技术问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种结冰风洞用的热气供气快速调节系统及供气方法，旨在加速模型入口温度稳定时间、防止出现温度骤降、避免较大的流量变化、提高试验效率。

本发明提供了一种结冰风洞用的热气供气快速调节系统，其包括：气源、气源总路、热气支路、第一冷气支路、第二冷气支路、第一混合支路、第二混合支路、模拟支路、真实支路，其中：

所述气源总路的入口与气源出口连接，所述气源总路的出口同时与热气支路的入口、第一冷气支路的入口、第二冷气支路的入口连接；

所述热气支路、第一冷气支路、第二冷气支路并联分布，所述热气支路上设置有第一调节阀和加热装置，所述第一冷气支路上设置有第二调节阀，所述第二冷气支路上设置有第三调节阀，所述热气支路的出口、所述第一冷气支路的出口与第一混合支路的入口连接；

所述第二冷气支路的出口、第一混合支路的出口与第二混合支路的入口连接，所述第二混合支路的出口与模拟支路的入口、真实支路的入口连接，所述第二混合支路上设置有第一温度测量装置；