[发明专利]一种可控制结冰区域的试验装置及试验方法

说明书

本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种可控制结冰区域的试验装置及试验方法，其中，可控制结冰区域的试验装置包括风洞试验段、线状喷雾架、试验模型，其中，所述风洞试验段垂直布置，所述线状喷雾架布置于所述风洞试验段的上游，所述线状喷雾架包括喷雾架本体和两排喷嘴，两排喷嘴在所述喷雾架本体上线性分布；所述试验模型布置于所述风洞试验段的下游，所述两排喷嘴均朝向所述试验模型。本发明能够控制结冰区域及提高结冰分辨率。

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，尤其涉及一种可控制结冰区域的试验装置及试验方法。

背景技术

飞机结冰是飞行安全事故的重大隐患之一，主要发生于机翼、尾翼、发动机进气道、传感器等部件的迎风区域，结果导致最优气动外形遭到破坏，轻则耗能增加，重则机毁人亡。为此，机身易结冰区域及关键器件必须采用防除冰措施，应对发生结冰情况能及时有效地做出保护，确保飞行过程中飞机始终处于安全可控的状态。

飞机防除冰系统的防护手段通常是受控触发，其中结冰的存在及危险阈值量（即判断是否发生结冰以及结冰量是否存在飞行安全）等反馈控制源则是结冰防护的关键。因此，结冰探测对于飞机结冰防护系统是非常重要的，相关研究工作的开展也是迫切需求的。

目前，针对结冰探测已有许多相关研究，但结冰条件的创造较为简易，通常是取样库存冰用于探究，这种方式存在一定缺陷，未考虑结冰环境的时效性，库存冰因储存环境的不同而导致冰特性发生变化，难以作为结冰样本，并且结冰探测需控制冰型和结冰区域变量，且创造这两种变量较难。

对于飞机结冰过程、防除冰手段、结冰机理的研究，最成熟的方式是结冰风洞试验，结冰风洞可模拟真实的飞行结冰环境，但是目前的结冰风洞在形成喷雾时，还存在如下缺陷：

1、目前的结冰风洞在形成喷雾时，通常是采用的覆盖整个截面的喷雾架，喷雾架上的喷嘴整体上呈现网格状，如文献1“结冰风洞喷雾系统控制方法研究，李树成等，实验流体力学”公开的喷雾架，因此，喷雾架将会带来较大的流阻，极大地降低了结冰分辨率；

2、现有的喷雾架设置在稳定段，喷雾架与模型之间的距离较远，无法控制结冰区域，如文献2“3m×2m结冰风洞设计总体初步方案，刘政崇等，中国航空学会2007年学术年会”公开的喷雾架的布置；

3、现有的试验段水平布置，不同粒径大小的液滴受重力影响，影响结冰分辨率，最终影响结冰形成质量。

综上所述，现有技术中的喷雾架形成的结冰分辨率低、不易控制结冰区域。

发明内容

本发明的目的在于提供一种可控制结冰区域的试验装置及试验方法，旨在控制结冰区域及提高结冰分辨率。

本发明提供了一种可控制结冰区域的试验装置，其包括风洞试验段、线状喷雾架、试验模型，其中，所述风洞试验段垂直布置，所述线状喷雾架布置于所述风洞试验段的上游，所述线状喷雾架包括喷雾架本体和两排喷嘴，两排喷嘴在所述喷雾架本体上线性分布；

所述试验模型布置于所述风洞试验段的下游，所述两排喷嘴均朝向所述试验模型。

进一步地，所述喷雾架本体的延伸方向与所述风洞试验段的截面上的对称线方向一致。

进一步地，所述喷嘴的分布方向与所述喷雾架本体的延伸方向一致。

进一步地，所述喷雾架本体的外表面包括两段对称的圆弧面，喷嘴对称分布于所述两段对称的圆弧面的交线的两侧。

进一步地，所述喷嘴包括进水口、进气口、喷雾口，其中，所述进水口与电磁阀的一端连接，电磁阀的另一端与供水系统的一端连接，所述进气口与供气系统的一端连接，所述供气系统另一端和所述供水系统的另一端均与控制器连接。

本发明还提供了一种可控制结冰区域的试验方法，其包括如下步骤：